И. Е. БОНДАРЧУК, В. И. ХАРИН

АВИАЦИОННОЕ
И РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА Як-40

Издание второе, переработанное
и дополненное

МОСКВА «ТРАНСПОРТ» 1982
УДК 629.7.051 /052 + 058,54 + 064.5(022)

Бондарчук И. Е., Харин В. И. Авиационное и радиоэлектронное обору-
дование самолета Як-40.—2-е изд., перераб. и доп,—М.: Транспорт,
1982,- 270 с.

Описаны электрическое, радиотехническое и пилотажно-навигационное
приборное оборудование, а также приборы контроля работы авиадвигателей
самолета Як-40. Основное внимание уделено вопросам летной эксплуатации
указанного оборудования.

Во 2-м издании рассмотрены изменения в авиационном и радиоэлектрон-
ном оборудовании самолета Як-40, а также в документах, регламентирующих
его летную эксплуатацию.

i-e издание вышло в 1976 г.

Для летного и технического состава авианодразделений, может быть
использована курсантами средних учебных заведений гражданской авиации.

Ил. 118, табл. 5.

Разделы I и П написаны И. Е. Бондарчуком, раздел Ш — В. И. Ха-
риным.

Рецензент И. С. Кайбин

Зав. редакцией В. С. Захаров
Редактор М. И. Чесноков

31808-104

049(01)-82

186-81 3606000000

© Издательство «Транспорт», 1982
ВВЕДЕНИЕ

Стремление обеспечить повышение эффективности использова-
ния авиационной техники приводит к необходимости выполнения
полетов в сложных метеорологических условиях с одновременным
обеспечением высокого уровня их безопасности. Для выполнения
этих требований на современные самолеты гражданской авиации
устанавливают сложные устройства и системы, относящиеся к авиа-
ционному и радиоэлектронному оборудованию. Кроме того, боль-
шие скорости полетов приводят к дефициту времени, необходимого
для решения задач навигации и пилотирования летательных аппа-
ратов (ЛА), что вызывает необходимость применения полуавтома-
тических и автоматических как навигационных, так и пилотажных
систем.

Авиационное и радиоэлектронное оборудование и радиотехни-
ческие системы в настоящее время являются единственным сред-
ством контроля и управления воздушным движением в сложных
метеорологических условиях на всех этапах полета. Сегодня даже
при отсутствии видимости земли экипаж с помощью авиационно-
го и радиоэлектронного оборудования быстро решает сложные
задачи по определению местонахождения и положения самолета
относительно плоскости истинного горизонта, его курса, высоты,
скорости. Авиационное и радиоэлектронное оборудование позволя-
ет значительно облегчить работу пилотам во время длительных
полетов и сосредоточить внимание на решении навигационных
задач.

В последние годы особенно усложнились и расширились функ-
ции, возлагаемые на авиационное и электронное оборудование,
что также • потребовало повысить уровень специальных знаний
летного и технического состава гражданской авиации.

Такое сложное, удовлетворяющее современным требованиям
авиационное и радиоэлектронное оборудование установлено также
на самолете Як-40.

Оно обеспечивает полет самолета на любых высотах днем и
ночью, в сложных метеоусловиях, на любых географических ши-
ротах, а также обеспечивает непрерывный контроль за режимом
полета и решение сложных задач управления и ориентировки.
В зависимости от назначения и основных принципов, на
которых основана его работа, это оборудование принято делить
на электрическое, радиоэлектронное и приборное.

Электрооборудование самолета предназначено для выработки
электроэнергии, ее распределения между приемниками этой энер-
гии, электропитания всего авиационного и радиоэлектронного обо-
рудования самолета, а также для дистанционного управления мно-
гими системами самолета.

Радиоэлектронное оборудование самолета обеспечивает связь
между членами экипажа, оповещение пассажиров, радиосвязь экипа-
жа с наземными пунктами управления воздушным движением и
с экипажами других ЛА и вместе с тем обеспечивает решение ряда
навигационных задач.

Приборное оборудование самолета предназначено для контроля
работы авиадвигателей, систем планера, решения задач навигации
и пилотирования.

В настоящей книге авиационное и радиоэлектронное оборудова-
ние самолета рассматривается в таком объеме, который можно счи-
тать достаточным для грамотного управления этим оборудованием
как при проверке его работоспособности, так и в процессе выполне-
ния полета.

Материалом для написания книги послужили инструкции по экс-
плуатации самолета и многочисленные технические описания, а так-
же инструкции по эксплуатации оборудования самолета, изданные
заводами-изготовителями.
--------Р аздел первы й------------

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Г лава I

БОРТОВАЯ РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНАЯ СЕТЬ И ИСТОЧНИКИ
ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ ПОСТОЯННОГО ТОКА

1.	Общие сведения об электрооборудовании самолета

В состав электрооборудования самолета входят источники, при- ‘
емники электроэнергии и бортовая распределительная электриче-
ская сеть.

Самолет оборудован тремя системами электроснабжения: по-
стоянного тока напряжением 28,5 В; переменного однофазного тока
номинальным напряжением 115 В, частотой 400 Гц; перемен-
ного трехфазного тока номинальным напряжением 36 В, часто-
той 400 Гц.

Номинальное напряжение источников электроэнергии постоян-
ного тока составляет 28,5 В, а для потребителей электроэнергии
номинальное напряжение питания принято равным 27 В с допу-
стимыми отклонениями +10% от этой величины.

В состав каждой системы электроснабжения входят источники
электроэнергии с аппаратурой регулирования и защиты, устрой-
ствами коммутации, управления и контроля, а также бортовая
распределительная электрическая сеть и приемники электроэнергии.

Бортовыми источниками электроэнергии постоянного тока на
самолете являются три генератора ВГ-75ООЯ II серии или
ГСБК-9РС, которые установлены по одному на каждом двигателе
АИ-25, и две аккумуляторные батареи 20КНБН-25 или 12-САМ-28.
В качестве источников электроэнергии переменных токов напряже-
ниями 115 и 36 В используются элекгромашинные преобразователи,
питающиеся от бортовой сети постоянного тока. Таким образом,
сеть постоянного тока является первичной, а сети переменных то-
ков — вторичными, зависимыми от бортовой сети постоянного
тока.

Аппаратура регулирования и защиты обеспечивает параллель-
ную работу бортовых генераторов и аккумуляторных батарей, под-
держивает выходные напряжения источников электроэнергии на за-
данных уровнях, обеспечивает необходимые автоматические пере-
ключения в зависимости от режимов работы источников электро-
энергии, а также в случаях отказов, неисправностей этих источников
или бортовой электрической сети.

Устройства коммутации, управления и контроля предназна-
чены для дистанционного управления источниками и потребителя-
ми электроэнергии и для контроля их работы. Устройства комму-
тации включают в себя электромагнитные реле и контакторы.
К устройствам управления относятся выключатели, переключатели,
кнопки и реостаты, которые вместе с коммутационной аппаратурой
обеспечивают дистанционное включение и выключение систем
электро-, радио- и приборного оборудования, а также позволяют
выполнять некоторые регулировки этих систем и их агрегатов. Для
контроля работы источников и приемников электроэнергии исполь-
зуются электроизмерительные приборы и системы контроля, вы-
дающие сигналы на сигнальные лампы и табло.

Устройства управления и контроля, которыми должны пользо-
ваться пилоты, размещены в кабине экипажа: на приборной доске,
на левом, правом, верхнем и среднем пультах, на левом и правом
электрощитках АЗС, на панелях стопорения, индикатора вибрации
(у шпангоута № 8) и на панели АЗС над левым пультом.

К бортовой распределительной сети относятся электрическая
проводка, устройства защиты электрических цепей от перегрузок
и коротких замыканий (предохранители, автоматы защиты сети),
а также монтажно-установочная арматура (пульты, панели
и электрощитки). Пульты и панели установлены в кабине экипажа.
В электрощитках размещены аппаратура регулирования и защиты,
устройства коммутации и защиты, а также трансформаторы, сопро-
тивления, конденсаторы, диоды, используемые в различных систе-
мах электропитания.

На самолете имеются следующие электрощитки (рис. 1): левый
2, средний 3 и правый 20 распределительные; левый и правый авто-
матов защиты сети (АЗС); левый 8 и правый 12 аккумуляторные;
левого 43, среднего 36 и правого 34 двигателей; защиты левого 44
и правого 29 генераторов; переменного тока напряжением 36 и
115В (поз. 24 и 25); предохранителей переменного тока 23 и запуска 38
двигателей; левый 13 и правый 14 электрощитки автоматики, а так-
же электрощитки сигнализации 77, пожаротушения 5 и противо-
обледенителя 35.

Левый, средний и правый распределительные электрощитки предназначены для
подключения к сети бортовых генераторов и распределения электроэнергии по-
стоянного тока по потребителям. Они установлены в отсеке оборудования между
шпангоутами № 8 и 9.

Левый и правый электрощитки АЗС предназначены для установки на них авто-
матов защиты сети; они представляют собой лицевые панели соответственно лево-
го и цравого распределительных электрощитков и установлены в кабине экипажа
на перегородке у шпангоута № 8.

Левый и правый аккумуляторные электрощитки предназначены для подключе-
ния бортовых аккумуляторных батарей к сети, отключения бортовых источников
электроэнергии от сети при подключении аэродромного источника электроэнергии
постоянного тока и для распределения электроэнергии постоянного тока по потре-
бителям. Электрощитки установлены на шпангоуте № 1 по одному слева и справа.

В электрощитках левого, среднего и правого двигателей, защиты левого и пра-
вого генераторов размещены агрегаты защиты цепей нагрузки и регулирования па-
раллельной работы генераторов. Электрощитки двигателей установлены: левого
двигателя — между шпангоутами № 35 и 36 слева, правого двигателя — на стенке
шпангоута № 36 справа, среднего двигателя — между шпангоутами № 40 и 41 спра-
ва. Электрощитки защиты левого и правого генераторов расположены соответ-
ственно в левом и правом пилонах.
Op 6’p	4?
В элекгрощитке переменного тока напряжением 36 В размещены электромаг-
нитные реле и контакторы, предназначенные для управления работой трехфазных
преобразователей и распределения электроэнергии трехфазного тока по потребите-
лям. Электрощиток установлен в отсеке оборудования у шпангоута № 8 слева.

В электрощитке переменного тока напряжением 115 В расположены электро-
магнитные реле и контакторы, обеспечивающие управление работой однофазных
преобразователей и распределение электроэнергии переменного однофазного тока.
В щитке также имеются реостаты регулировки напряжения однофазных преобразо-
вателей. Электрощиток установлен в отсеке оборудования между шпангоутами
№ 8 и 9 слева.

В электрощитке предохранителей переменного тока установлены предохраните-
ли защиты цепей переменных токов напряжениями 115 и 36 В, а также реле, контак-
торы и т. п. Щиток расположен в отсеке оборудования между шпангоутами № 8 и
9 слева.

В электрощитке запуска размещены электромагнитные реле системы запуска
двигателей. Щиток установлен между шпангоутами № 40 и 41 слева.

В электрощитках установлены электромагнитные реле различных систем авто-
матики. Левый и правый щитки размещены соответственно слева и справа между
шпангоутами № 1 и 2.

В электрощитке сигнализации, размещенном на шпангоуте № 2 за приборной
доской кабины экипажа, установлены реле проверки исправности ламп систем све-
товой сигнализации.

В электрощитках пожаротушения и противообледенения расположены реле си-
стем соответственно пожаротушения и противообледенения. Электрощитки
установлены: пожаротушения — между шпангоутами № 8 и 9 слева, противообледе-
нения — между шпангоутами № 36 и 37 справа. На внутренней стороне крышки
каждого электрощитка имеется его электрическая схема.

Приемниками электроэнергии (за редким исключением) являют-
ся все системы самолета и их агрегаты. Электроэнергией постоян-
ного и переменного однофазного токов питается большинство из
них, а электроэнергией переменного трехфазного тока — в основном
гироскопические приборы. Многие устройства питаются от сетей
постоянного и переменного однофазного токов, а некоторые — от
бортовых сетей постоянного, переменных однофазного и. трехфаз-
ного токов.

Агрегаты электрооборудования самолета (см. рис. 1) в основном
размещены в отсеках между шпангоутами № 1 и 2, 8 и 9, в кабине
экипажа и в хвостовой части самолета между шпангоутами № 33
и 43. Место расположения агрегатов выбрано с учетом необходи-
мости доступа к ним в полете и на земле или только на земле.

На земле бортовая сеть постоянного тока может питаться от
аэродромного источника электроэнергии. Для его подсоединения
имеется разъем (вилка) типа ШРАП-500К, который установлен ме-
жду шпангоутами № 1 и 2 фюзеляжа справа внизу.

С целью повышения надежности работы системы электроснаб-
жения по постоянному току на самолете Як-40 применена кольце-
вая электрическая сеть (рис. 2). При этом электропроводка осущест-
влена по однопроводной схеме, т. е. «минусовым» проводом служит
корпус самолета, на котором тщательно выполнена металлизация.

Каждый бортовой источник электроэнергии подключается не-
посредственно к шине отдельного распределительного устройства.
Левый, средний и правый генераторы ВГ-75ООЯ II серии подклю-
чаются через устройства регулирования и защиты к шинам соответ-
ственно левого, среднего и правого распределительных электрощит-
8
3

К лев.
пульту

К лев.
щитку ЯЗС

к ПТ-500

Клев, щитку
ЯЗС

к ПО-1500
К сред,
пульту
К панели
ЯЗС
К прав.
пульту

18

IS

20

21

22

23

27

К ПО-1500

1Z

13

14

15

16

17

к нс-14
к РЛС

К панели ЯЗС
К приварной воске
К лев, щитку ЯЗС
К сред, пульту
прав, щиткуЯЗС

28

к ПТ-500

К прав.
пульту _
Контроль
напряжена
вортсети.

К приборной
х доске

К прав. щит. ЯЗС
^к^Г-
пульту
Л лей.

щитку АЗС
приборной
панели на.
шпангоуте в

Рис. 2. Схема распределения электроэнергии постоянного тока:

/ — шунт амперметра «Сеть»; 2 —амперметр; 3, 4 — аккумуляторные батареи; 5 - разъем
аэродромного питания; 6. 12, 18 — реле ДМР-400Д; 7, 9, 13, 14, 19, 2/ —автоматы
продольной защиты АПЗ-400; 8, 16, 20 — трансформаторы устойчивости 1С-9М-2; 10, 15, 22 —
импульсные контакторы 1КС41ОИ1; И, 17, 23 — генераторы ВГ-7500Я II серии; 24, 26, 28 —
балластные сопротивления РС-2П1; 25, 27, 29 — амперметры генераторов

ков, бортовые аккумуляторные батареи — по одной к левому
и правому аккумуляторным электрощиткам, аэродромный источник
электроэнергии постоянного тока — к шинам обоих аккумуля-
торных электрощитков.

Шины распределительных электрощитков соединены между со-
бой силовыми проводами, образующими многократно замкнутую
кольцевую сеть. Провода имеют двустороннюю защиту от корот-
ких замыканий и перегрузок, выполненную предохранителями типа
ИП. Благодаря наличию кольцевой сети электроэнергия подводится
к шине каждого электрощитка не менее чем с четырех сторон. По-
этому выход из строя двух и даже трех силовых проводов, соеди-
ненных с распределительной шиной, не нарушает нормальной ра-
боты системы электроснабжения. В случае короткого замыкания
какого-либо из силовых проводов на корпус этот провод отклю-
чается от шин распределительных устройств предохранителями.

От шин распределительных электрощитков электроэнергия под-
водится через предохранители и автоматы защиты сети (АЗС)
к шинам левого и правого электрощитков АЗС (рис. 3), к автоматам
защиты, расположенным на приборной доске, левом, правом, сред-
нем и верхнем пультах кабины экипажа, а через эти автоматы — к
приемникам электроэнергии. Кроме того, к некоторым устройствам
Рис. 3. Электрощитки АЗС:
а — левый; б — правый
электроэнергия подводится через предохранители или автоматы за-
щиты непосредственно от шин распределительных электрощитков.

Автоматы защиты, выполняющие только функции защиты
электрических цепей, размещены на левом и правом электрощитках
АЗС и в других распределительных устройствах. Автоматы защиты,
являющиеся индивидуальными аппаратами защиты приемников
электроэнергии с одновременным выполнением функций выключа-
телей, установлены в кабине экипажа на приборной доске, на левом,
правом, среднем и верхнем пультах и частично на левом и правом
щитках АЗС.

Все автоматы защиты, размещенные в кабине экипажа, объеди-
нены в отдельные группы и соединены между собой таким обра-
зом, что АЗС, через которые питаются приемники электроэнергии,
дублирующие друг друга (например, авиагоризонты левого и пра-
вого пилотов, левый и правый радиокомпасы и др.) или сходные по
своему назначению (например, левый и правый топливные насосы,
плафоны освещения левого и правого бортов пассажирского сало-
на), входят в группы, подключенные к шинам разных распредели-
тельных электрощитков. Это подключение выполнено через общий
для данной группы автомат защиты, установленный в соответ-
ствующем распределительном электрощитке. Такое разъединение
цепей электропитания одинаковых или сходных по назначению
систем осуществлено для обеспечения большей их живучести.

Наиболее ответственные по назначению приемники электроэнер-
гии (агрегаты систем пожаротушения, запуска двигателей и др.)
подключены непосредственно к бортовым аккумуляторным бата-
реям через автоматы защиты, которые установлены на левом элек-
трощитке АЗС и на левом пульте кабины экипажа.

Цепи питания большинства приемников электроэнергии по-
стоянного тока защищены от коротких замыканий и перегрузок те-
пловыми автоматами защиты типа АЗС или АЗСГК, располо-
женными в основном на распределительных элекгрощитках
и электрощитках АЗС, на приборной доске, левом, правом, сред-
нем и верхнем пультах кабины экипажа.

Цепи питания устройств, потребляющих большие пусковые то-
ки, например электромашинных преобразователей, защищены инер-
ционно-плавкими предохранителями типа ИП, установленными на
левом, среднем и правом распределительных элекгрощитках. Осо-
бенностью предохранителей ИП является то, что они не плавятся
при кратковременных значительных перегрузках, но плавятся и раз-
рывают цепь тока в случае длительных даже небольших перегрузок.

2.	Генераторы постоянного тока ВГ-7500Я
и их регулирующие устройства

Назначение и основные характеристики генераторов. Генераторы
ВГ-7500Я II серии предназначены для питания всех приемников
электроэнергии постоянного тока самолета, а также для подзарядки
бортовых аккумуляторных батарей. Они являются одновременно
основными и резервными источниками электроэнергии постоянного
тока.

Мощности двух генераторов хватает для питания всех
устройств, подключенных к бортовой сети постоянного тока. Когда
генераторы в полете исправны, они все три подсоединены к борто-
вой сети параллельно и работают с недогрузкой. При отказе одно-
го генератора другие два обеспечивают питание всех приемников
электроэнергии постоянного тока. На случай отказа двух генерато-
ров предусмотрено автоматическое отключение второстепенных по
их назначению приемников электроэнергии постоянного тока, что
обеспечивает нормальную работу необходимых устройств без пере-
грузки работающего генератора.

Генераторы ВГ-7500Я II серии являются обычными шунтовы-
ми генераторами постоянного тока с самовозбуждением. Они охлаж-
даются воздухом, поступающим через воздухозаборник под напором
встречного потока. Генераторы установлены по одному на коробке
приборов каждого двигателя АИ-25.

Основные характеристики генератора

Номинальное напряжение, В...................... 28,5

Номинальный ток нагрузки, А..................... 300

Мощность (при напряжении 30 В), Вт............. 9000

Режим работы..............................продолжительный

Аппаратура регулирования и защиты генераторов ВГ-7500Я обес-
печивает параллельную работу генераторов и бортовых аккумуля-
торных батарей, поддерживает на заданном уровне напряжение ге-
нераторов, защищает бортовую сеть и источники электроэнергии,
предотвращая их выход из строя при некоторых неисправностях се-
ти, источников электроэнергии и самой аппаратуры регулирования.
Каждый генератор ВГ-75ООЯ II серии работает совместно со сле-
дующей аппаратурой (см. рис. 2): угольным регулятором напряже-
ния.Р-27, дифференциально-минимальным реле ДМР-400Д, автома-
том. защиты от перенапряжения АЗП-1МБ, двумя автоматами
продольной защиты АЗП-400, трансформатором устойчивости
ТС-9М-2, балластным сопротивлением РС-2Ш i.

Регулятор напряжения Р-27 выполняет следующие
функции: автоматически поддерживает напряжение генератора по-
стоянным в пределах 27, 29,7 В (при изменении тока нагрузки и
скорости вращения генератора в пределах рабочих значений); обес-
печивает дистанционную ручную регулировку напряжения генера-
тора в пределах 2,7 В с помощью выносного сопротивления;
вместе с тем регуляторы напряжения параллельно работающих ге-
нераторов уравнивают токи их нагрузки.

Напряжение генератора определяется выражением:

Ur = СпФ - /ЯЛЯ,

1 Генераторы ГСБК-9РС, установка которых на самолет Як-40 предполагает-
ся, работают с другой аппаратурой.
где С — постоянный коэффициент, зависящий от конструкции генератора; « — час-
тота вращения якоря генератора; Ф — магнитный поток, создаваемый током обмот-
ки возбуждения генератора и приближенно прямо пропорциональный этому току;
/я — ток в якорной обмотке генератора, приблизительно равный току его нагрузки;
Хя — сопротивление якорной обмотки генератора.

В процессе работы генератора могут изменяться его частота
вращения и ток нагрузки, т. е. ток 1Я в якорной обмотке.

С помощью регулятора Р-27 эти изменения автоматически ком-
пенсируются путем изменения тока в обмотке возбуждения генера-
тора (магнитного потока Ф), в результате чего напряжение генера-
тора остается практически постоянным.

Основными составными частями угольного регулятора напряже-
ния (рис. 4) являются: угольный столб 1, состоящий из набора
угольных шайб, плоская пружина 2 с прикрепленным к ней якорем
3 и электромагнит 4. Угольный столб включен последовательно
в цепь обмотки возбуждения 6 генератора. Обмотка электромагни-
та через выносное сопротивление 5 подсоединена к зажимам

генератора.

Угольный столб представляет собой сопротивление, величина
которого зависит от силы, с которой столб сжимается пружиной.
Чем больше сила сжатия столба, тем лучше электрический контакт
между его шайбами и меньше электрическое сопротивление столба.

При работе генератора через обмотку электромагнита протекает
ток, величина которого пропорциональна напряжению генератора.
Магнитным полем этого тока намагничивается сердечник электро-
магнита, вследствие чего он притягивает к себе якорь с пружиной
и сжатие угольного столба уменьшается. Чем больше напряжение
генератора, тем больший ток протекает по обмотке электромагнита

и электромагнит сильнее притягивает якорь, т. е. тем меньше сжа-
тие угольного столба и больше его сопротивление.

Первоначально пружина якоря регулируется так: противополож-
но направленные ее упругие силы и сила, с которой электромагнит
притягивает якорь вместе с пружиной, уравновешиваются при на-
пряжении генератора 28,5 В. Если это напряжение начинает изме-
няться (например, вследствие изменения тока нагрузки генератора),
то изменяются и ток в обмотке

электромагнита, сила притяже-
ния пружины электромагнитом
и сжатия угольного столба пру-
жиной. Вследствие этого из-
меняются сопротивление уголь-
ного столба и ток в обмотке
возбуждения генератора, про-
текающий через этот столб.
В результате напряжение гене-
ратора практически вернется к
исходному значению.

Выносное сопротивление
включено последовательно с

Рис. 4. Схема устройства угольного
регулятора напряжения
обмоткой электромагнита регулятора. Если изменять величину
этого сопротивления, то будет изменяться ток в обмотке электро-
магнита, что приведет в конечном счете к изменению напряже-
ния генератора.

Токи нагрузки параллельно работающих гейераторов уравни-
ваются с помощью регуляторов напряжения и балластных
сопротивлений путем выравнивания напряжений генераторов. Регу-
ляторы напряжения Р-27 установлены в заднем отсеке оборудова-
ния между шпангоутами № 37 и 38 слева.

Дифференциально-минимальное реле ДМР-400Д
выполняет следующие функции:

позволяет дистанционно с помощью выключателя подключать
генератор к сети и отключать его; *

при включенном выключателе генератора подключает генератор
к сети, когда его напряжение превысит напряжение сети на задан-
ную величину (0,3—0,7 В). Если к сети не подключен другой источ-
ник электроэнергии (напряжение сети равно нулю), то реле подклю-
чает генератор, когда его напряжение достигает величины око-
ло 20 В;

отключает генератор от сети при его неисправности или оста-
новке двигателя, когда напряжение генератора становится ниже на-
пряжения сети и через генератор протекает обратный ток опреде-
ленной величины (15 — 36 А), а также при обрыве провода
генераторной линии;

не включает генератор в сеть, если он подсоединен с обратной
полярностью;

при подключении к сети генератора обеспечивает выключение
сигнальной лампы «Отказ генератора»;

при отключении генератора от сети выдает сигнал на систему
автоматических переключений, срабатывающую в случаях отказа
двух и трех генераторов.

Дифференциально-минимальное реле состоит из нескольких
электромагнитных реле и контактора. Его основными составными
частями являются поляризованное дифференциальное (разностное)
реле и контактор. При включенном выключателе генератора поля-
ризованное реле включается на разность напряжений генератора
и бортовой сети. В зависимости от этой разности реле замыкает
или размыкает цепь питания обмотки контактора, который со-
ответственно подключает генератор к бортовой сети или отклю-
чает его.

Реле ДМР-400Д установлены в левом, среднем и правом распре-
делительных электрощитках.

Автомат защиты от перенапряжения АЗП-1МБ
предназначен для автоматического выключения генератора в ава-
рийных случаях, когда его напряжение по какой-либо неисправно-
сти превысит допустимую величину (30 В).

При некоторых неисправностях регулятора напряжения Р-27
(например, обрыв обмотки его электромагнита и др.) напряжение
гецератора увеличивается почти в 2 раза по сравнению с его номи-
14
нальным значением. Если бы при таком напряжении генератор
остался подключенным к бортовой сети, то это привело к выходу
из строя практически всех включенных в работу приемников
электроэнергии постоянного тока, а также самой бортовой сети.
Указанное выше аварийное повышение напряжения генератора не-
допустимо и тогда, когда генератор отключен от сети, так как и
в этом случае данное напряжение будет приложено к обмотке воз-
буждения генератора, перегрев которой может вызвать нежела-
тельные последствия. Таким образом, в случае перенапряжения ге-
нератора необходимо не только немедленно отключить его от
бортовой сети, но и принять меры, исключающие перенапряжение.

Принцип действия автомата защиты от перенапряжения состоит
в следующем. Если напряжение генератора превысит допустимую
величину, то это приведет к срабатыванию электромагнитных реле
и контактора, которые имеются в автомате. В результате их сра-
батывания происходит следующее:

разрывается цепь, в которую последовательно включен выклю-
чатель генератора, а так как это равнозначно выключению выклю-
чателя, то дифференциально-минимальное реле ДМР-400Д отклю-
чает генератор от бортовой сети;

контактор автомата АЗП-1МБ включает в цепь обмотки возбуж-
дения генератора сопротивление, в результате чего уменьшаются
ток в этой обмотке и напряжение генератора, которое в этом слу-
чае составляет единицы вольт.

Для того чтобы при случайных кратковременных повышениях
напряжения генератора он не выключался автоматом АЗП-1МБ, ав-
томат срабатывает с задержкой, которая в зависимости от напря-
жения генератора составляет величину от сотых долей до единиц
секунд (с увеличением напряжения генератора время задержки
уменьшается).

При срабатывании автомата защиты от перенапряжения его
контактор, выключающий генератор, становится на механическую
защелку. Генератор можно повторно включить в работу только по-
сле снятия контактора с зещелки, для чего необходимо нажать
кнопку на крышке автомата АЗП-1МБ. Это можно осуществить
только на земле, так как автоматы защиты установлены в негерме-
тической части фюзеляжа между шпангоутами № 36 и 38 слева.

Автоматы продольной защиты АПЗ-400 предназна-
чены для защиты генераторных линий от токов короткого замыка-
ния (под генераторными линиями понимаются силовые провода,
соединяющие генераторы с дифференциально-минимальными реле
ДМР-400Д). Достоинства такой защиты по сравнению с защитой
с помощью плавких предохранителей состоят в ее быстродействии,
а также в возможности быстрого восстановления линии после сра-
батывания защиты. Для срабатывания защиты достаточно выброса
величины тока в генераторной линии длительностью в несколько
десятых долей секунды, а восстановление линии после устранения
неисправности, вызвавшей срабатывание защиты, осуществляется
нажатием кнопки. Быстродействие защиты обеспечивает ее сра-
К распредели. -
тельному
электрощ итку

Рис. 5. Схема принципа работы автомата продольной защиты АПЗ-400
батывание при перемежающихся коротких замыканиях, т. е. при пе-
риодических кратковременно возникающих замыканиях, являющих-
ся следствием какой-либо неисправности.

Защита каждой генераторной линии осуществляется с помощью
двух автоматов АПЗ-400 и одного импульсного контактора
ТКС410И1. В начале линии около генератора установлены автомат
продольной защиты и контактор, около реле ДМР-400Д (в конце ли-
нии) — только автомат АПЗ-400, так как здесь отключение линии
обеспечивает контактор дифференциально-минимального реле.

В случае короткого замыкания силового провода автоматы
АПЗ-400 совместно с импульсным контактором и дифференциаль-
но-минимальным реле автоматически выключают этот провод
и соответствующий генератор из общей сети. При этом им-
пульсный контактор, сработав, становится на механическую защел-
ку, поэтому для восстановления генераторной линии следует нажа-
тием кнопки на контакторе снять его с защелки. Это можно
осуществить только на земле, так как контакторы вместе с автома-
тами АПЗ-400, включенными со стороны генераторов, расположены
в негерметической части самолета: левого и правого генерато-
ров — соответственно в левом и правом пилонах, в электрощитках
защиты генераторов; среднего генератора — между шпангоутами
№ 40 и 41 справа, в электрощитке среднего двигателя.

Принцип работы автомата продольной защиты состоит в сле-
дующем. Обмотки импульсных трансформаторов, установленных
в начале и в конце генераторной линии, включены между собой
встречно и магнитно связаны с генераторной линией. В цепь обмо-
ток импульсных трансформаторов включены обмотки реле автома-
тов АПЗ-400 (рис. 5). При любом изменении величины тока в гене-
раторной линии изменяющимся магнитным полем этого тока
в обмотках импульсных'трансформаторов наводится э.д. с. При
подключении, отключении генератора и приемников электроэнер-
гии изменения тока в линии, в местах установки обоих трансформа-
торов, происходят в одном направлении. В результате э.д.с. обмо-
ток импульсных трансформаторов направлены встречно, взаимно
компенсируются и реле не срабатывает.

В случае замыкания силового провода на корпус самолета ток
потечет от шины бортовой сети к точке короткого замыкания
и резко увеличится ток нагрузки генератора. При этом за счет
обратного тока, протекающего через реле ДМР-400Д, это реле от-
ключит генераторный провод от бортовой сети. Одновременно из-
менения тока в генераторной линии вызовут в обмотках им-
пульсных трансформаторов э. д. с., которые будут приложены
к обмоткам реле согласованно. Вследствие этого реле замкнет цепь
питания обмотки импульсного контактора и он отключит силовой
провод от генератора.

БалласУные сопротивления РС-2Ш совместно с регу-
ляторами напряжения Р-27 служат для автоматического выравнива-
ния токов нагрузки параллельно работающим генераторам, а также
используются в качестве шунтов к амперметрам генераторов. Со-
противления включаются в минусовые цепи генераторов.

Балластное сопротивление среднего генератора установлено на
стенке шпангоута № 41, а левого и правого генераторов — соответ-
ственно в левом и правом пилонах.

Трансформаторы устойчивости ТС-9М-2 предназна-
чены для повышения устойчивости работы регуляторов Р-27 в про-
цессе регулирования напряжения параллельно работающих генера-
торов.

В систему регулирования напряжения вводится трансформа-
тором отрицательная обратная связь, что исключает колебания
напряжения генератора в переходных режимах, т. е. при включении
и выключении мощных потребителей и других генераторов.

При отсутствии трансформатора устойчивости и резком измене-
нии тока нагрузки генератора могло бы наблюдаться перерегулиро-
вание его напряжения, вследствие чего оно в течение некоторого
времени изменялось бы по колебательному закону.

Трансформаторы ТС-9М-2 установлены по одному в электро-
щитках левого, правого и среднего двигателей. .

Органы управления и приборы контроля генераторов предназна-
чены для оперативного управления генераторами и контроля их ра-
боты. К этим органам и приборам относятся выключатели, ампер-
метры генераторов и вольтметр с переключателем, расположенные
на правой амортизированной панели приборной доски (рис. 6),

Рис. 6. Установка органов управления и приборов контроля источников электро-
энергии на правой амортизированной панели приборной доски
а также выносные сопротивления ВС-25Б, которые установлены
на приборной панели у шпангоута № 8 (рис. 7), й сигнальные
лампы.

Три выключателя «В к л. генераторов: лев.,
средн., прав.» электрически связаны с дифференциально-мини-
мальными реле ДМР-400Д, служат для подключения генераторов
к бортовой сети и их отключения.

РЕГУЛИРОВКА
ОСВЕЩЕНИЯ

(ПРОВЕРКА ППД-11
I ЛЕВ, ПРАВ, |

Рис. 7. Приборная панель у шпангоута № 8
Три амперметра А-2 с надписью «Ток генера-
торов: лев., средн., прав.» предназначены для измерения
тока нагрузки генераторов, а также показывают обратные токи их
отключения. Амперметр имеет пределы измерения от — 50 до
500 А, цену деления 25 А и оцифровку через 100 А; при отсчете
показания шкалы прибора необходимо умножить на 100 А.

Вольтметр В-1 «Сеть — напряж.» с переключа-
телем «Контроль напряжения 27 В» является общим
для всех источников электроэнергии и бортовой сети постоянного
тока. С помощью переключателя вольтметр можно подключить не-
посредственно к каждому бортовому генератору, к каждой борто-
вой аккумуляторной батарее и к разъему аэродромного питания,
что позволяет перед подключением соответствующего источника
к бортовой сети предварительно измерить его напряжение.

Переключатель вольтметра имеет соответствующие положения.
Нормальным является его положение «Сеть», т. е. после выполне-
ния любых измерений переключатель нужно устанавливать в это
положение. При установке переключателя в положение «Сеть»
вольтметр подключается к шине правого распределительного элек-
трощитка. Шкала вольтметра имеет деления от 0 до 30 В, цену де-
ления 2 В и оцифровку через 10 В, при отсчете ее показания
необходимо умножать на 10 В.

Выносное сопротивление ВС-25Б (на самолетах пер-
вых выпусков ППБ-25Д-100) предназначено для ручной регули-
ровки напряжения генератора и электрически связано с регулято-
ром напряжения Р-27. Оно позволяет изменять напряжение генера-
тора в пределах 27—29,7 В. На сопротивлении нанесены указа-
тельные стрелки и надписи «Больше», «Меньше», показывающие
требуемое направление вращения его оси при необходимости уве-
личить или уменьшить напряжение генератора.

Три сигнальные лагипы «Отказ лев. ген.», «От-
каз средн, ген.», «Отказ прав, ген.» расположены на пра-
вой амортизационной панели приборной доски. Каждая лампа
включается с помощью дифференциально-минимального реле
ДИР-400Д, когда соответствующий генератор отключен от борто-
вой сети.

Цепи включения и контроля работы генераторов защищены ав-
томатами защиты, которые приведены в табл. 1, там же указаны
место расположения автоматов защиты, защищаемые ими цепи
и признаки выхода элементов защиты из строя.

3.	Бортовые аккумуляторные батареи

Назначение, основные данные. Две бортовые аккумуляторные ба-
тареи 12-САМ-28 или 20 НКБН-25 на самолете являются аварийны-
ми источниками электроэнергии постоянного тока. В полете они
служат для питания самых необходимых приемников электроэнер-
гии в случае отказа трех генераторов ВГ-75ООЯ II серии. На земле
батареи используются доя запуска двигателя АИ-9 и питания бор-
Аппарат защиты и надпись возле него	Место расположения	Защищаемая цепь	Признак выхода из строя
АЗС-20 «Р-27»  АЗС-5 «Конт- роль напряжения генератора»  АЗС-2 «Конт- роль включения генератора»  АЗС-5 «АПЗ- 400»	У шпангоута № 8 слева и справа по одному в гермети- ческой кабине  Для левого и пра- вого генераторов в электрощитках их за- щиты, для среднего генератора в электро- щитке среднего дви- гателя  - Соответствующий генератору распреде- лительный электро- щиток  Правый аккумуля- торный электрощи- ток -	Цепи возбуж- дения генератора  Цепь подключе- ния вольтметра к генератору  Цепи сигнали- зации отказа ге- нератора, автома- тических переклю- чений при отка- зе двух и трех генераторов  Цепи срабаты- вания автоматов АПЗ-400	Генератор не выда- ет напряжение  При подключении вольтметра к генера- тору показания при- бора равны нулю, но генератор подключа- ется к бортовой сети и берет нагрузку  При подключенном генераторе (ампер- метр показывает ток его нагрузки) горит сигнальная лампа его отказа  При коротком за- мыкании генератор- ной линии не сраба- тывает автомат АПЗ- 400 -

товой сети постоянного тока во время запуска двигателей АИ-25
при отсутствии аэродромного источника электроэнергии. Кроме то-
го, бортовые батареи играют роль буфера для генераторов, сглажи-
вая резкие изменения токов нагрузки генераторов в переходных ре-
жимах: при включении мощных потребителей электроэнергии,
отключении какого-либо из генераторов при подключенных других.
Аккумуляторная батарея 12-САМ-28 состоит из 12 свин-
цово-кислотных аккумуляторов, соединенных последовательно ме-
жду собой. Активными веществами, вступающими в химическую
реакцию при разряде батареи, являются серная кислота (ее раствор
в дистиллированной воде), свинец и перекись свинца. В результате
разряда содержание этих веществ в батарее уменьшается, образует-
ся вода и сульфат свинца, которые вступают в химическую реакцию
с образованием свинца, перекиси свинца и серной кислоты при за-
ряде батареи. Батареи подключаются к бортовой сети параллельно
между собой и относительно генераторов. Когда работает и
подключен к бортовой сети хотя бы один генератор, аккумуля-
торные батареи подзаряжаются от него. При отказе всех трех
генераторов большинство приемников электроэнергии автоматиче-
ски отключается, остаются самые необходимые устройства.

Основные данные батареи 12-САМ-28

Напряжение при токе нагрузки 12 А, В......................24

Емкость при разрядке батарей током 5,6 А, А • ч...........26

Батарею можно разряжать до напряжения, не менее, В........21
При эксплуатации аккумуляторных батарей 12-САМ-28 на самолете необходи-
мо соблюдать следующие основные правила: не разряжать батареи большими то-
ками, в связи с чем следует избегать даже кратковременного включения мощных
потребителей электроэнергии при питании бортовой сети от аккумуляторных бата-
рей (осуществлять питание сети от аккумуляторных батарей во время запуска дви-
гателей разрешается только при отсутствии аэродромного источника электроэнер-
гии); не использовать батареи для питания бортовой сети во время проверки
работоспособности потребителей электроэнергии на земле; не разряжать аккумуля-
торные батареи до напряжения на них менее допустимого; при работе хотя бы
одного из бортовых генераторов подключать батареи к сети для их подзарядки.

Несоблюдение правил эксплуатации свинцово-кислотных акку-
муляторов вызывает их вредную сульфацию, т. е. образование
в них крупных кристаллов сульфата свинца, что приводит к умень-
шению емкости батарей и выходу их . из строя.

Емкость батареи 12-САМ-28 и напряжение на ней резко умень-
шаются при понижении температуры электролита. Например, пони-
жение температуры от + 20 до —5 °C приводит к тому, что ем-
кость батареи уменьшается почти в 2 раза.

Для полного заряда аккумуляторной батареи требуется источ-
ник постоянного тока напряжением около 32 В, поэтому напряже-
ния бортовых генераторов недостаточно для полного заряда хотя
бы частично разряженных после установки на самолет батарей.
В связи с этим даже незначительный разряд аккумуляторных бата-
рей является нежелательным, так как он уменьшает их возмож-
ность в процессе последующей эксплуатации.

Кадмиев о-никелевая аккумуляторная батарея
20 Н К Б Н-25 состоит из 20 аккумуляторов, которые соединены по-
следовательно. Активными веществами в каждом аккумулято-
ре являются окислы никеля, кадмий и водный раствор щелочи
калия.

Основными положительными качествами кадмиево-никелевых аккумуляторов
по сравнению со свинцово-кислотными являются меньшая чувствительность к раз-
рядам вообще, в том числе к разрядам сравнительно большими токами и до низ-
ких напряжений, а также их долговечность. Но эти аккумуляторы имеют малый
к. п. д.

Основные данные батареи 20НКБН-25

Напряжение В:

без нагрузки, не менее.................................. 25

при токе нагрузкой 100 А, не менее...................... 24

Емкость, А  ч.............................................. 25

В процессе летной эксплуатации аккумуляторных батарей
20НКБ Н-25 следует в основном соблюдать те же общие правила,
что и при эксплуатации батарей 12-САМ-28.

Две аккумуляторные батареи 12-САМ-28 или 20НКБН-25 уста-
новлены в носовом отсеке фюзеляжа между шпангоутами № 1 и 2.

Электрическая система управления бортовыми аккумуляторными
батареями обеспечивает измерение напряжения на зажимах каждой
батареи без ее подключения к бортовой сети, подключение к сети
каждой батареи в отдельности или обеих батарей, измерение их то-
Рис. 8. Правая неподвижная панель приборной доски кабины
экипажа

ков нагрузки, а также предотвращает подключение батарей к сети
при их установке с обратной полярностью.

Для управления бортовыми аккумуляторными батареями
и контроля их работы имеются: переключатель «Борт, аккум. — Вы-
кл. — Аэр. пит.», установленный на правой неподвижной панели при-
борной доски кабины экипажа (рис. 8); амперметр А-2 «Сеть: ток,
22
Рис. 9. Аккумуляторные электрощитки:
а — левый; б — правый
напряж.», размещенный на правой амортизированной панели при-
борной доски (см. рис. 6); два выключателя «Аккумулятор: лев.,
прав.», которые установлены под предохранительными крышками
на приборной панели у шпангоута № 8 (см. рис. 7).

Переключатель «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» служит для
подключения к сети самолета аккумуляторных батарей и аэродром-
ного источника электроэнергии постоянного тока. На некоторой
части самолетов взамен него установлены два переключателя, что
обеспечивает возможность раздельного подключения аккумулятор-
ных батарей к сети.

Амперметр «Сеть: ток, напряж.» предназначен для измерения то-
ка нагрузки и тока подзарядки батарей.

Выключатели «Аккумулятор: лев., прав.» служат для раздельно-
го подключения аккумуляторных батарей к сети при их проверке,
а также в случае неисправности какой-либо из них. Если этот вы-
ключатель не включен, то подключить соответствующую батарею
к сети невозможно.

На самолетах первых выпусков выключателей раздельного подключения бата-
рей к сети не имеется, батареи подключаются с помощью одного или двух пере-
ключателей, установленных на приборной доске.

Напряжение аккумуляторных батарей измеряется с помощью
общего вольтметра «Сеть — Напряж.» и переключателя «Контроль
напряжения 27 В». При положении переключателя «Акк. лев.» или
«Акк. прав.» вольтметр подключается непосредственно к соответ-
ствующей батарее. Цепи его подключения защищены автоматами
АЗС, установленными на левом и правом аккумуляторных электро-
щитках (рис. 9).

К левой батарее вольтметр подключается через АЗС-20 «Зажиг.
АИ-9, АИ-25 лев.», расположенный на левом аккумуляторном
электрощитке, а на самолетах первых выпусков — через АЗС-5 «На-
пряж. акк. лев.», который установлен там же. В цепи подключения
вольтметра к правой аккумуляторной батарее включен автомат за-
щиты АЗС-5 «Напряж. акк. прав.», размещенный на правом аккуму-
ляторном электрощитке.

4.	Питание бортовой сети от аэродромного источника
постоянного тока

Аэродромный источник электроэнергии постоянного тока пред-
назначен для питания бортовой сети во время запуска двигателей
и при проверке работоспособности оборудования самолета на
земле. Этим источником являются генератор постоянного тока или
аккумуляторные батареи, установленные на автомашине (АПА), или
аэродромный выпрямитель.

Перед подсоединением аэродромного источника электроэнергии
к самолету необходимо убедиться в чистоте полуразъемов, в отсут-
ствии в них воды, снега, льда, а также в том, что переключатель
«Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» не находится в положении «Аэр.
пит.» и выключены потребители электроэнергии постоянного тока.
24
Если не будут выполнены указанные условия, то в момент соедине-
ния или разъединения бортового и аэродромного полуразъемов мо-
жет произойти их оплавление, выход из строя, и будут подгорать
контакты контактора, подключающего источник к сети.

При подсоединении аэродромного полуразъема к бортовому от
аэродромного источника включаются сигнальные лампы: «Аэрод.
пит.», расположенная возле бортового полуразъема, и «Аэрод. пит.
вкл.», которая установлена на правой неподвижной панели прибор-
ной доски кабины экипажа.

Для проверки напряжения источника нужно установить пере-
ключатель вольтметра в положение «Аэр. 27 В», в результате чего
вольтметр должен показать напряжение 24—28,5 В.

После проверки напряжения аэродромного источника его можно
подключить к бортовой сети. С этой целью следует переключатель
«Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» установить в положение «Аэр.
пит.». На самолетах, где на приборной доске имеются два таких
переключателя, дая включения в бортовую сеть источника доста-
точно установить.в положение «Аэр. пит.» один из них, вследствие
чего одновременно с подключением аэродромного источника сра-
батывает реле, исключающее включение в сеть бортовой аккумуля-
торной батареи в случае установки другого переключателя в поло-
жение «Борт, аккум.».

В момент подключения источника к сети срабатывают реле,
в результате чего бортовые генераторы не могут быть подключены
к сети. Таким образом, одновременно с аэродромным к бортовой
сети не может быть подключен ни один бортовой источник элек-
троэнергии постоянного тока.

При подключенном аэродромном источнике электроэнергии от-
ключается также система аварийных переключений, срабатываю-
щая в случаях отказа генераторов, поэтому от данного источника
может питаться любой бортовой потребитель электроэнергии.

На самолетах первых выпусков не предусмотрена возможность измерения на-
пряжения аэродромного источника без его подключения к сети, т. е. переключатель
вольтметра не имеет положения «Аэр. 27 В». На этих самолетах напряжение источ-
ника измеряется после его подключения к сети и установки переключателя вольт-
метра в положение «Сеть».

Перед отключением аэродромного источника от бортовой сети
необходимо выключить все потребители электроэнергии постоянно-
го тока, после чего для отключения источника нужно установить
переключатель «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» в положение
«Выкл.» или «Борт, аккум.».

5.	Контроль работы источников электроэнергии
постоянного тока

Контроль работы аккумуляторных батарей. Во время осмотра
кабины экипажа перед полетом следует убедиться в целости стекол
электроизмерительных приборов и в том, что стрелки приборов на-
ходятся на нулевых отметках шкал. При необходимости следует
установить стрелки приборов на нулевые отметки с помощью меха-
нических корректоров. Выключатели и переключатели должны на-
ходиться в положении «Выкл.».

Бортовые аккумуляторные батареи необходимо проверять под
нагрузкой всегда перед запуском двигателей. Предварительно нуж-
но убедиться, что обе батареи установлены на самолет (это особен-
но важно на самолетах первых выпусков, где раздельное подключе-
ние батарей к сети не предусмотрено). Для проверки наличия
батарей следует подключить вольтметр к каждой из них, т. е. уста-
новить переключатель вольтметра поочередно в положение «Акк.
лев.» и «Акк. прав.». Прибор должен показать напряжение каждой
батареи без нагрузки, превышающее 24 В.

Для проверки аккумуляторных батарей 12-САМ-28 под нагруз-
кой нужно установить переключатель вольтметра «Контроль на-
пряжения 27 В» в положение «Сеть» и включить приемник элект-
роэнергии на ток 12 А, например левый топливный насос в режим
«Ослабленно» или одну фару в рулежный режим и один светосиг-
нальный маяк. После этого следует подключить каждую из батарей
в отдельности к сети и убедиться, что показания вольтметра
составляют не менее 24 В. Для раздельного подключения батарей
нужно переключатель «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» на прибор-
ной доске установить в положение «Борт, аккум.», затем поочеред-
но включить выключатели «Аккумулятор» на приборной панели
у шпангоута № 8. После проверки необходимо оба выключателя на
приборной панели выключить.

На тех самолетах, где на приборной доске имеются два переключателя «Борт,
аккум, — Выкл. Аэр. пит.», для подключения к сети одной из батарей устанавливают
один переключатель в положение «Борт, аккум.». .

Аккумуляторные батареи 2ОНКБН-25 проверяют аналогично, но для создания
нагрузки на одну батарею следует включать приемники на ток 90—100 А.

Если при проверке окажется, что напряжение какой-либо из ак-
кумуляторных батарей под нагрузкой меньше 24 В, то такая бата-
рея должна быть заменена.

После проверки нужно выключить приемник электроэнергии, ис-
пользовавшийся для создания нагрузки, и в зависимости от даль-
нейших действий отключить аккумуляторные батареи от сети или
оставить их подключенными.

Если перед полетом или в полете при подключенных к бортовой
сети хотя бы одном генераторе и аккумуляторных батареях тре-
буется проверить, подзаряжается , ли какая-либо из батарей, то это
можно осуществить с помощью вольтметра «27 В». Когда батарея
подзаряжается, подключенный к ней вольтметр покажет напряже-
ние бортовой сети (генераторов), равное 26,5 В. При отсутствии
подзарядки прибор покажет напряжение самой батареи, которое
меньше напряжения бортовой сети.

При исправных аккумуляторных батареях в полете они обе дол-
жны быть подключены к бортовой сети. По амперметру «Сеть —
Ток» необходимо периодически контролировать ток подзарядки
батареи. Если перед вылетом запуск двигателей производился при
26
питании бортовой сети от аккумуляторных батарей, то в начале по-
лета стрелка амперметра может «зашкаливать», т. е. ток подзаряд-
ки батарей может превышать 50 А. Причиной длительного большо-
го тока подзарядки может быть неисправность одной из батарей,
которую необходимо отключить, так как в противном случае это
приведет к другим неисправностям бортовой сети. Для выявления
неисправной батареи нужно с помощью выключателей, установ-
ленных на приборной панели у шпангоута № 8, поочередно отклю-
чить каждую батарею и по амперметру «Сеть — Ток» или по ам-
перметрам генераторов определить, которая из них потребляет
большой ток. Неисправную батарею следует отключить соответ-
ствующим выключателем, установленным на приборной панели
у шпангоута Хе 8.

В случае отказа трех генераторов необходимо экономно расхо-
довать энергию аккумуляторных батарей, выключив все потребите-
ли электроэнергии, в работе которых нет особой необходимости.
Две аккумуляторные батареи 12-САМ-28 обеспе’швают питание по-
требителей с суммарным током 140 А в течение 18 мин, а потреби-
телей с суммарным током 90 А в течение 30 мин. Время полета
с отключенными генераторами строго контролируют, так как
в конце разряда батарей их напряжение понижается до 20 В, а за-
тем резко падает, становясь недостаточным для питания электриче-
ских систем самолета.

Контроль работы генераторов ВГ-7500Я. Во время запуска двига-
теля выключатель соответствующего ему генератора должен быть
выключен, и должна гореть сигнальная лампа отказа генератора.

Проверять и регулировать генератор на земле следует при обо-
ротах соответствующего двигателя, равных 70 — 80% по указателю
тахометра, через 7 — 8 мин после запуска двигателя. Указанное вре-
мя требуется для прогрева регулятора напряжения.

Если напряжение генератора будет отрегулировано сразу же после запуска дви-
гателя, когда регулятор напряжения не прогрелся до установившейся температуры,
то в последующем в результате прогрева регулятора напряжение генератора
изменится.

В случае когда по каким-то причинам напряжение генератора регулировалось
сразу же после запуска двигателя, его нужно обязательно проверить и при необхо-
димости отрегулировать через 10—15 мин работы генератора.

Напряжение генератора следует проверять и регулировать, только когда он от-
ключен от бортовой сети или подключен к ней только один этот генератор. Когда
к бортовой сети подключены два или три генератора, го напряжение на зажимах
каждого из них равно напряжению бортовой сети, т. е. в этом случае напряжения
генераторов уравниваются за счет перераспределения между ними тока нагрузки
сети.

Для проверки и регулировки напряжения генератора нужно при
помощи переключателя «Контроль напряжения 27 В» подключить
к данному генераторужвольтметр. Показания прибора должны быть
равными 28,5 В. Если показания отличаются от указанной вели-
чины, то необходимо с помощью выносного сопротивления отрегу-
лировать напряжение генератора на 28,5 В. После запуска двигате-
лей следует проверить и отрегулировать напряжение каждого
генератора.
Перед подключением генераторов к бортовой сети нужно оста-
вить включенным только самые необходимые потребители элект-
роэнергии, выключив остальные. Это делается для того, чтобы по
возможности исключить подгорание силовых контактов реле
ДМР-400Д, подключающих генераторы к бортовой сети.

Для подключения генераторов к бортовой сети следует вклю-
чить их выключатели «Вкл. генераторов: левый, средний, правый».
При подключении каждого генератора гаснет его сигнальная лампа
отказа и отклоняется стрелка соответствующего амперметра — при-
бор показывает ток нагрузки генератора.

На самолете осуществлена электрическая блокировка систем подключения
аэродромного источника электроэнергии постоянного тока и бортовых генерато-
ров, вследствие чего при подключенном аэродромном источнике генераторы к бор-
товой сети не подключаются. Если при подключенном аэродромном источнике вы-
ключатели генераторов включены, то генераторы подключаются к. сети только
в момент отключения аэродромного источника электроэнергии.

После регулировки каждого генератора в отдельности и под-
ключения всех генераторов к бортовой сети производят проверку
и регулировку их параллельной работы. С этой целью включают
приемники электроэнергии (преобразователи, питающиеся от них
устройства и т. п.), доводя общую нагрузку генераторов (сумму по-
казаний их амперметров) до 250 — 300 А. При этом разность показа-
ний двух амперметров любых генераторов не должна превышать
30 А. Когда расхождение величин токов нагрузки генераторов
превышает 30 А, необходимо произвести подстройку параллельной
работы генераторов.

Подстройка параллельной работы генераторов осуществляется
с помощью выносных сопротивлений. Предварительно следует за-
метить, амперметр какого генератора имеет максимальные, а како-
го минимальные показания. После этого необходимо с помощью
выносных сопротивлений уменьшить напряжение перегруженного
и увеличить напряжение недогруженного- генераторов. Оси сопро-
тивлений нужно поворачивать поочередно на один-два щелчка, про-
веряя после каждого такого поворота показания амперметров. Ре-
гулировку производят в такой последовательности до получе-
ния разности в показаниях амперметров не более 30 А, после чего
проверяют напряжение бортовой сети, которое должно оставаться
равным 28,5 В.

Если после регулировки параллельной работы генераторов на-
пряжение бортовой сети изменилось и отличается от указанной ве-
личины, то необходимо повторно проверить и отрегулировать
каждый генератор, предварительно отключив его от сети, после че-
го произвести подстройку параллельной работы генераторов в при-
веденной выше последовательности.

Перед полетом необходимо подключить к бортовой сети все
три генератора. Через 30—60 мин полета следует проверить и при
необходимости отрегулировать параллельную работу генераторов.
Проверка и регулировка производятся в таком же порядке, как и на
земле.
В полете необходимо периодически контролировать напряжение
бортовой сети и равномерность распределения нагрузки между ге-
нераторами. Напряжение сети (показания вольтметра «27 В» при
положении его переключателя «Сеть») должно не выходить за пре-
делы 27 — 28,5 В. Если оно станет больше или меньше указанной ве-
личины, то необходимо поочередно отключить от сети каждый из
генераторов, подключить к нему вольтметр, с помощью выносного
сопротивления отрегулировать напряжение генератора до 28,5 В
и опять подключить его к бортовой сети. Нельзя, производя изме-
рения вольтметром, регулировать напряжение одного из генерато-
ров, когда он подключен к сети вместе с другими, так как в этом
случае напряжение на зажимах генератора будет равно напряжению
бортовой сети, которое, в свою очередь, зависит от напряжения
каждого из подключенных генераторов. При подключенных к бор-
товой сети генераторах регулируется только равномерность распре-
деления тока нагрузки между ними. Эта регулировка осуществляет-
ся в таком же порядке, как и на земле.

Если какой-либо из генераторов периодически отключается от
бортовой сети (загорается сигнальная лампа его отказа, и стрелка
амперметра данного генератора устанавливается на отметку нуль),
то причиной может быть заниженное напряжение этого генератора
или завышенное двух других генераторов. В таком случае нужно
выключить выключатель отказавшего генератора, подключить
к этому генератору вольтметр и с помощью выносного сопротивле-
ния отрегулировать напряжение до 28,5 В. После его регулировки
необходимо подключить генератор к бортовой сети, а затем отклю-
чить, аналогично отрегулировать и подключить другие два генера-
тора.

Следует иметь в виду, что стрелка амперметра генератора может находиться на
нуле по неисправности самого прибора, но в таком случае соответствующая сиг-
нальная лампа «Отказ ген.» гореть не будет. Для уточнения причины, вызвавшей
нулевые показания амперметра, нужно выключить выключатель данного генерато-
ра, наблюдая за показаниями амперметра других генераторов. Если отключенный
генератор исправен, то показания каждого из этих амперметров увеличатся прибли-
зительно в 1,5 раза, а при неисправном генераторе они не изменятся.

В случае неисправности генератора его следует оставить отключенным, а если
он исправен, то нужно подключить его к сети, проверить и отрегулировать напря-
жение каждого из трех генераторов, как изложено выше. Если напряжение отклю-
ченного генератора составляет несколько вольт и не поддается регулировке, то это
значит, что генератор выключился автоматом защиты от перенапряжения
АЗП-1МБ и неисправность может быть установлена только на земле.

При исправных бортовой сети и приемниках электроэнергии постоянного тока
суммарный ток нагрузки всех генераторов не может в течение длительного времени
превышать 600 А. Если этот ток устойчиво превышает указанную величину или то-
ки нагрузки генераторов при одних и тех же включенных приемниках электроэнер-
гии резко колеблются, то причиной может быть неисправность какого-то из потре-
бителей электроэнергии или цепи его питания. Для определения неисправного
устройства следует поочередно выключать приемники электроэнергии постоянного
тока до исчезновения признаков неисправности. Неисправный приемник необходи-
мо оставить отключенным.

В случае отказа одного из генераторов два другие обеспечивают питание бор-
товой сети без выключения каких-либо устройств. Но при этом необходимо более
внимательно контролировать величины токов и равномерность распределения на-
грузки генераторов; если разность показаний амперметров превысит допустимую,
то нужно тщательно отрегулировать параллельную работу генераторов.

В случае отказа двух генераторов ВГ-7500 часть устройств, питающихся от бор-
товой сети постоянного тока, автоматически выключается. Это выключение осу-
ществляется с той целью, чтобы исключить перегрузку генераторов и их отказ по
этой причине. Автоматические переключения, происходящие при отказах генерато-
ров, обеспечиваются электромагнитными реле и контакторами, работой которых
управляют дифференциально-минимальные реле ДМР-400Д: при отключении гене-
раторов от бортовой сети реле ДМР-400Д выдает на систему автоматических пере-
ключений сигнал отказа данного генератора.

Отказ двух генераторов можно обнаружить по горению двух сигнальных ламп
отказа генераторов, по нулевым показаниям двух соответствующих амперметров
и одновременному отключению части потребителей электроэнергии. При отказе
двух генераторов автоматически отключаются следующие устройства и системы:
преобразователь ПО-1500 «Стекло», преобразователь ПТ-500Ц «АП», радиолока-
ционная станция «Гроза», автопилот, система обогрева правого стекла фонаря ка-
бины экипажа, основное осзещение пассажирского салона и сигнализаторы обледе-
нения РИО-3 (отключаются только на самолетах первых выпусков).

Признаками отказа трех генераторов постоянного тока являются: горение трех
сигнальных ламп отказа генераторов, уменьшение показаний вольтметров «27 В»
до 21 В, нулевые показания амперметров генераторов, одновременный отказ боль-
шой группы потребителей электроэнергии постоянного тока, ток разряда аккумуля-
торных батарей, измеряемый по амперметру «Сеть — Ток», который в этом случае
составляет 90—140 А. При отказе трех генераторов автоматически выключаются
оба преобразователя ПО-1500 и питавшиеся от них потребители электроэнергии,
преобразователь ПТ-500Ц «АП», автопилот, правый топливный насос, основное ос-
вещение пассажирского салона, сигнализаторы обледенения РИО-3.

После отказа каждого из генераторов необходимо выключать его на прибор-
ной доске.

Глава II

ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ И БОРТОВЫЕ СЕТИ
ПЕРЕМЕННОГО ТОКА

6.	Общие сведения об источниках электроэнергии
и бортовой сети переменного однофазного тока

Бортовыми источниками электроэнергии переменного однофаз-
ного тока напряжением 115 В, частотой 400 Гц являются два элек-
громашинных преобразователя ПО-1500. От каждого из них пи-
тается определенная группа приемников электроэнергии переменно-
го однофазного тока. При работе обоих преобразователей электро-
энергией обеспечиваются все приемники.

Резервирование системы электроснабжения по переменному
однофазному току обеспечивается тем, что в случае отказа одного
из преобразователей основные приемники электроэнергии напряже-
нием 115 В автоматически подключаются к работающему преобра-
зователю, менее важные по их назначению устройства электропита-
нием не обеспечиваются. А так как преобразователи ПО-1500
питаются от бортовой сети постоянного тока, то аналогичные пере-
ключения осуществляются также при некоторых аварийных режи-
мах работы этой сети.
I ВОЛЬТ. ПР РАДИО-ТТЛ

| 'вибро ЛЁВ.-1А

i ~ 2дрк-g-tа ]

f пра в~к ппмс -7а 1

I вбпьт по стекло -7д~1

I ВИБрО СРЕДК.-JA 1

j ТОПЛИВ-2А~ ~~I

I ~ СП~“~50-1А~' ~|

I ПРАВ. СТЕКЛО-1О~А~1

I РИО~ Э ЛЕВ ДВ~1^П

| РЙ~О-3~Ър. ДВ- ЗВШиСИГН-ЛА i

Рис. 10. Электрощиток предохранителей переменного тока
На самолетах самых первых выпусков в качестве резервного исЯ
точника электроэнергии переменного тока напряжением 115 устаЯ
новлен преобразователь ПО-750, который включается в работу авЯ
тематически в случае отказа любого из преобразователей ПО-150СЯ

На земле бортовая сеть переменного однофазного тока можегМ
питаться от аэродромного источника электроэнергии. Для его подЯ
ключения на правом борту фюзеляжа между шпангоутами № 1 тД
2 установлен разъем (вилка) типа ШРАП-400-ЗФ.	II

Электрические системы включения преобразователей ПО-150Я
и аэродромного источника электроэнергии сблокированы между со-Ц
бой, вследствие чего одновременное подключение к сети бортовыхя
преобразователей и аэродромного источника электроэнергии невоз-Я
можно. Сеть переменного однофазного тока выполнена по однб-и
проводной схеме, т. е. в качестве одного провода используется кор-’1
пус самолета.	I

Цепи нагрузки источников и питания приемников электроэнер-
гии переменного однофазного тока защищены от коротких замыка-
ний и перегрузок плавкими предохранителями типа СП, устано-
вленными в основном на электрощитке предохранителей (рис. 10).

7.	Преобразователи ПО-1500

Назначение и основные данные. Преобразователи ПО-1500 пред- (
назначены для преобразования постоянного тока бортовой сети '
в переменный однофазный напряжением 115 В, частотой 400 Гц.
и питания приемников электроэнергии переменного однофазного
тока.

Основными составными частями преобразователя являются j
электродвигатель постоянного и генератор переменного однофазно-!
го тока, которые смонтированы в общем корпусе и на общем валу.
Электродвигатель питается от бортовой сети постоянного тока
и приводит в действие генератор, который вырабатывает элект-
роэнергию переменного однофазного тока. Для поддержания на-
пряжения и частоты тока генератора в заданных пределах в пре- I
образователе имеются регулирующие устройства, которые смонти- 3
рованы в коробке управления, размещенной на корпусе преобразо- %
вателя. В этой коробке расположена аппаратура коммутации,
обеспечивающая дистанционное управление пуском преобразовате-
ля и его выключение.	$

Два преобразователя ПО-1500 установлены по одному в левом 1
и правом зализах крыла; доступ к ним обеспечивается через люки, |
которые имеются в куполах шасси. На самолетах первых выпусков
преобразователи установлены в носовом отсеке между шпангоута- ,,
ми № 1 и 2 по одному справа и слева.	s

При работе обоих преобразователей от одного из них питается ;
большинство приемников электроэнергии переменного однофазно-
го тока, в том числе устройства радиооборудования, в связи с чем (
этот преобразователь именуют «ПО — радио». От другого преобра- |
зователя питаются система обогрева правого стекла фонаря кабины |
32	|
экипажа и радиолокационная станция. Этот преобразователь име-
нуют «ПО — стекло». В нормальном режиме его работы преобразо-
ватель «ПО — радио» нагружен полностью, а преобразователь
«ПО — стекло» недогружен.

Основные данные преобразовате.!.ч ПО-1500

Номинальное напряжение питания, В.............  .	. .	27

Потребляемый ток, А, не более......................... 104

Выходное напряжение, В................................ 115

Номинальный ток нагрузки,	А........................... 13

Отдаваемая мощность, В • А............................1500

Частота выходного тока, Гц............................ 400

Для подрегулирования выходного напряжения преобразователей
на электрощитке переменного тока напряжением 115 В установлены
два переменных сопротивления РС-4, которые имеют надписи
«ПО — радио» и «ПО — стекло».

Управление работой преобразователей. Для включения и выклю-
чения преобразователей на правой неподвижной панели приборной
доски установлены два выключателя: «ПО — радио» и «ПО — сте-
кло». Здесь же имеется переключатель на два положения «Радио
авар.: ручн,— автом.», который служит для подготовки системы ав-
томатических переключений к срабатыванию в случае отказа пре-
образователя «ПО — радио», а также для осуществления этих пере-
ключений вручную и включения преобразователя в случае отказа
трех генераторов ВГ-7500Я.

При положении переключателя «Автом.» и отказе преобразова-
теля «ПО — радио» основные приемники электроэнергии перемен-
ного однофазного тока автоматически переключаются на питание
от преобразователя «ПО — стекло», а система обогрева правого
стекла фонаря кабины экипажа выключается. Положение переклю-
чателя «Ручн.» служит дая выполнения тех же переключений вруч-
ную в случае отказа автоматики, а также для включения преобразо-
вателя «ПО — стекло» при отказавших (отключенных от бортовой
сети) трех генераторах ВГ-7500Я.

На самолетах первых выпусков взамен выключателя «ПО — радио» установлен
переключатель «ПО — радио — Выкл. — Включ. при отказе трех ген.» на три поло-
жения, который используется для включения преобразователя «ПО — радио» в нор-
мальном режиме и преобразователя «ПО — стекло» при отказе трех генераторов
ВГ-75ООЯ. На этих самолетах переключатель «Радио авар.: ручн.— автом.» служит
только для включения преобразователя «ПО — стекло» при отказе преобразователя
«ПО — радио».

На правой амортизированной панели приборной доски установ-
лены (см. рис. 6) вольтметр «115 В» и переключатель «Контроль на-
пряжения 115 В», с помощью которых можно измерить напряжение
каждого преобразователя ПО-1500 и аэродромного источника элек-
троэнергии переменного однофазного тока. Переключатель вольт-
метра имеет положения «ПО — радио», «ПО — стекло» и «Аэр.
115 В», обеспечивающие подключение вольметра к соответствую-
щим источникам электроэнергии. Нормальным принято положение
переключателя «ПО — радио».

2 И. Е. Бондарчук и др,—702

33
Сигнальная лампа «Отказ ПО-1500», установленная на правой
неподвижной панели приборной доски, горит, когда включен вы-
ключатель «ПО — радио» и хотя бы один из преобразователей вы-
давал, а затем по какой-либо причине перестал выдавать напряже-
ние 115 В. Лампа включается через автомат защиты АЗС-5 «115
В авар, автом.» и питается через АЗС-5 «ПО — стекло, Аэр. 115 В»;
автоматы защиты установлены на левом электрощитке АЗС.

Места расположения на самолете предохранителей и автоматов
защиты, обеспечивающих защиту цепей питания, нагрузки и управ-
ления преобразователей ПО-1500, указаны в табл. 2.

Контроль работы преобразователей. Работоспособность преобра-
зователей ПО-1500 следует проверять при подключенном к борто-
вой сети аэродромном источнике электроэнергии постоянного тока
или двух подключенных бортовых генераторах. Питание преобразо-
вателей при их проверке от бортовых аккумуляторных батарей не
допускается, так как преобразователи потребляют большую мощ-
ность.

Перед включением преобразователей необходимо включить ав-
томаты защиты сети, защищающие цепи управления преобразова-
телями: АЗС-5 «ПО — радио», АЗС-5 «115 В авар, автом.» и АЗС-5
«ПО — стекло, аэр. 115 В», установление на левом электрощитке
АЗС, а также АЗС-5 «Авар, радио ручн.», который расположен на
правом электрощитке АЗС, затем необходимо убедиться, что пере-
ключатель «Авар, радио: ручн. — автом.» находится в положении
«Автом.». После этого с целью запуска преобразователей нужно
включить выключатели «ПО — радио» и «ПО — стекло».

Для проверки выходных напряжений преобразователей под на-
грузкой включают питающиеся от них устройства, а затем пере-
ключателем «Контроль напряжения 115 В» подключают вольтметр
поочередно к каждому преобразователю. При этом показания
вольтметра должны находиться в пределах 115 + 3,5 В. Если напря-
жение какого-либо из преобразователей отличается от указанной
величины, то его регулировку производят с помощью переменного
сопротивления, установленного в электрощитке переменного тока.

Одновременно с проверкой преобразователей осуществляют
проверку работоспособности устройств, которые питаются элект-
роэнергией переменного однофазного тока. Некоторые возможные
неисправности преобразователей (например, отказ систем, регули-
рующих напряжение и частоту тока преобразователя) могут быть
выявлены перед полетом только путем проверки работы этих
устройств.

С целью проверки систем автоматических переключений, сра-
батывающих в случае отказа преобразователя ПО-1500 «Радио»,
нужно при включенных обоих преобразователях и питающихся от
них устройствах выключить автомат защиты АЗС-5 «ПО — радио»
на левом электрощитке АЗС. В результате должен выключиться
обогрев правого стекла фонаря кабины экипажа, а приемники
электроэнергии, нормально питающиеся от преобразователя
ПО-1500 «Радио», должны работать. Должна также загорется сиг-
34
/Хппарат защиты  надпись возле него	Место расположения	Защищаемая цепь	Признаки выхода из строя предохранителя или выключения АЗС
Предохранитель	Левый распре-	Цепь питания пре-	Не работает преоб-
ИП-100	делительный	образователя «ПО —	разователь «ПО — ра-
	электрощиток	радио»	ДИО»
Предохранитель	Там же	Цепь питания пре-	Не работает преоб-
ИП-100		образователя «ПО —	разователь «ПО —
		стекло»	стекло»
Предохранитель	Левый аккуму-	Цепь нагрузки пре-	Преобразователь
СП-15 «ПО — ра-	ляторный элект-	образователя «ПО —	«ПО — радио» не вы-
дио»	рощиток	радио»	дает напряжение на потребители электро- энергии
Предохранитель	Там же	Цепь нагрузки пре-	Преобразователь
СП-15 «ПО — стек-		образователя «ПО —	«ПО — стекло» не вы-
ЛО»		стекло» •	дает напряжение на потребители электро-
			энергии
Предохранитель	Электрощиток	Цепь подключения	Вольтметр не под-
СП-1 «Вольт ПО —	предохранителей	вольтметра к преоб-	ключается к преоб-
радио»	переменного тока	разователю «ПО —	ра-зователю «ПО —
		радио»	радио»
Предохранитель	Там же	Цепь подключения	Вольтметр не под-
СП-1 «Волы. ПО-		вольтметра к преоб-	ключается к преоб-
стекло»		разователю «ПО —	разователю «ПО —
		стекло»	стекло»
АЗС-5 «ПО-ра-	Левый электро-	Цепь включения	Отказ преобразова-
ДИО» '	щиток АЗС	«ПО — радио»	теля «ПО — радио»
АЗС-5 «115 В	Там же	Цепь реле, обес-	При отказе преоб-
авар, автом.»		печивающих подклю-	разователя «ПО — ра-
		чение основных пот-	Г дио» питавшиеся от
		ребителей к «ПО —	него потребители
		стекло» при отказе	электроэнергии не ра-
		«ПО — радио»	ботают
АЗС-5 «ПО -	»	Цепи включения	Не работает преоб-
стекло, аэр. 115 В»		преобразователя	разователь «ПО —
		«ПО — стекло», аэро-	стекло», не подклю-
		дромного источника	чается аэродромный
		электроэнергии и	источник электро-
		лампы «Отказ ПО —	энергии и не горит
		1500»	лампа «Отказ ПО- 1500»
АЗС-5 «Авар, ра-	Правый элект-	Цепи ручного пе-	При отключенных
дио — ручн.»	рощиток АЗС	реключения потреби-	преобразователе
		телей электроэнер-	«ПО — радио» или
		гии на преобразова-	трех генераторах ос-
		тель «ПО — стекло»	новные потребители
		в случае отказа пре-	электроэнергии с по-
		образователя «ПО —	мощью переключите-
		радио», а также вклю-	ля «Авар, радио:
		чения преобразова-	ручн. — автом.» не
		теля «ПО — стекло»	подключаются к пре-
		при отказе трех гене-	образователю «ПО —
		раторов	стекло»
нальная лампа «Отказ ПО-1500». После проверки системы авто-
матических переключений необходимо включить автомат АЗС-5
«ПО — радио», вследствие чего погаснет сигнальная лампа «Отказ
ПО-1500» и возобновится работа всех потребителей электроэнергии
напряжением 115 В.

Если надо убедиться в нормальной работе системы, обеспечи-
вающей ручное переключение приемников электроэнергии (нор-
мально питающихся от преобразователя ПО-1500 «Радио») на пре-
образователь ПО-1500 «Стекло», нужно переключатель «Авар,
радио: ручн. — автом.» установить в положение «Ручн.». В этом слу-
чае должны произойти те же переключения, что и при выключен-
ном автомате АЗС-5 «ПО — радио». После проверки следует вер-
нуть переключатель в положение «Автом.» (должно возобновиться
питание всех приемников электроэнергии переменного однофазного
тока).

Для проверки исправности систем сигнализации и автоматиче-
ских переключений, осуществляемых при отказе преобразователя
ПО-1500 «Стекло», нужно выключить этот преобразователь с по-
мощью выключателя «ПО — стекло». В этом случае выключится
обогрев правого стекла фонаря кабины экипажа и загорится. сиг-
нальная лампа «Отказ ПО-1500». После проверки выключатель
нужно включить.

Перед полетом необходимо включить оба преобразователя
и убедиться, что переключатель «Авар, радио: ручн. — автом» нахо-
дится в положении «Автом.».

В полете при нормальной работе обоих преобразователей ПО-1500 от преобра-
зователя «Радио» питаются следующие устройства: два автоматический радиоком-
паса АРК-9, радиовысотомер РВ-ЗМ, два комбинированных прибора КППМС, бор-
товое оборудование системы посадки СП-50М, топливомер и автомат центровки
топлива, система обогрева левого стекла фонаря кабины экипажа, индикатор вибра-
ции ИВ-300, акселерометр, сигнализаторы обледенения РИО-3, система звуковой
сигнализации, осуществляемой через самолетное громкоговорящее устройство
СГУ-15, и система опознавания1. При этом преобразователь «Радио» полностью
нагружен, т. е. отдает мощность, на которую он рассчитан.

В нормальном режиме работы бортовой сети напряжением 115 В от преобразо-
вателя «Стекло» питаются радиолокационная станция «Гроза» и система обогрева
правого стекла фонаря кабины экипажа (на самолетах первых выпусков от этого
преобразователя питаются системы обогрева обоих стекол фонаря кабины экипажа
и система опознавания).

Радиолокационная станция и система обогрева правого стекла фонаря кабины
экипажа потребляют мощность, которая составляет около половины нормальной
мощности преобразователя ПО-1500.

Работу преобразователей ПО-1500 контролируют с помощью
вольтметра «115 В» и переключателя «Контроль напряжения
115 В», который нормально должен находиться в положении
«ПО — радио».

Отказ преобразователей. В случае отказа любого из преобразо-
вателей загорается сигнальная лампа «Отказ ПО-1500». Отказав-

1 На самолетах последних выпусков подключение приемников электроэнергии
к преобразователям отличается от указанного.
ший преобразователь определяется с помощью переключателя
«Контроль напряжения 115 В» и вольтметра «115 В» (при подклю-
чении вольтметра к отказавшему преобразователю показания прибо-
ра равны нулю).

При отказе преобразователя ПО-1500 «Радио» отключившиеся
от него потребители электроэнергии подключаются к преобразова-
телю ПО-1500 «Стекло» и автоматически выключается обогрев
правого стекла фонаря кабины экипажа. Если указанные переключе-
ния автоматически не произойдут, то для этого необходимо пере-
ключить «Радио авар.» из положения «Автом.» в положение
«Ручн.».

Если при обоих работающих преобразователях откажет пре-
образователь «Стекло», то автоматически выключается обогрев
правого стекла фонаря кабины экипажа, а радиолокационная стан-
ция «Гроза» подключается к преобразователю «Радио».

Таким образом, при отказе любого из преобразователей авто-
матически выключается обогрев правого стекла фонаря кабины
экипажа, а остальные потребители электроэнергии переменного
однофазного тока питаются от работающего преобразователя. На
самолетах первых выпусков в случае отказа одного преобразовате-
ля также выключается радиолокационная станция. В случае же от-
каза обоих преобразователей ПО-1500 выключаются все потребите-
ли электроэнергии переменного однофазного тока, загорается
сигнальная лампа «Отказ ПО-1500» и стрелка вольтметра «115 В»
устанавливается на нуль.

Когда откажут два генератора постоянного тока, автоматически
выключается преобразователь ПО-1500 «Стекло», после чего проис-
ходят те же автоматические переключения, что и при отказе этого
преобразователя. При этом в случае отказа преобразователя
ПО-1500 «Радио» автоматически включается преобразователь «Сте-
кло» (на самолетах первых выпусков такое включение не предусмо-
трено).

Если откажут все три бортовых генератора постоянного тока, то
автоматически выключаются оба преобразователя ПО-1500. При
этом преобразователь ПО-1500 «Стекло» можно включить с по-
мощью переключателя «Радио авар.», установив его в положение
«Руч.», а на самолетах первых выпусков — с помощью переключате-
ля «ПО — радио — Выкл. — Вкл. при отказе 3-х ген.». От включенно-
го преобразователя в этом случае могут питаться следующие
устройства: радиокомпас АРК-9 № 1, радиовысотомер РВ-ЗМ,
левый комбинированный прибор КППМС, бортовое оборудование
системы посадки СП-50М, система звуковой сигнализации, осу-
ществляемой через самолетное громкоговорящее устройст-
во СГУ-15, топливомер, акселерометр, система обогрева левого
стекла фонаря кабины экипажа и сигнализаторы обледене-
ния РИО-3.

Таким образом, при отказавших трех генераторах ВГ-7500Я от
включенного преобразователя «Стекло» питается меньше потреби-
телей электроэнергии, чем от одного работающего преобразовате-
ля, в случаях, когда к бортовой сети подключен хотя бы один гене-
ратор. Это обусловлено тем, что при отказавших трех генераторах
преобразователь питается от бортовых аккумуляторных батарей
и уменьшение его нагрузки предусмотрено с целью уменьшения
мощности, потребляемой преобразователем от этих батарей. Кроме
того, для экономии энергии аккумуляторных батарей следует вклю-
чать в работу только те питающиеся от преобразователя устрой-
ства, которые необходимы в данных условиях полета.

При отказе какого-либо из преобразователей ПО-1500 нужно
проверить, включены ли соответствующие автоматы защиты, и за-
менить предохранитель в цепи нагрузки преобразователя.

8.	Питание бортовой сети от аэродромного источника
электроэнергии переменного тока

Аэродромный источник электроэнергии переменного однофазно-
го тока предназначен для питания агрегатов самолетного оборудо-
вания при проверке их работоспособности на земле. Этим источни-
ком является однофазный преобразователь, установленный
с аэродромным источником электроэнергии постоянного тока на
одной автомашине А ПА.

Перед подключением аэродромного источника электроэнергии
необходимо убедиться в чистоте бортового и аэродромного полу-
разъемов, в отсутствии в них воды, снега, льда, после чего соеди-
нить полуразъемы. После подсоединения источника электроэнергии
к самолету нужно проверить его напряжение, для чего следует уста-
новить переключатель «Контроль напряжения 115 В» на приборной
доске кабины экипажа в положение «Аэр. 115 В» и убедиться, что
показания вольтметра находятся в пределах 115 + 2 В. А так как
электромагнитное реле и контакторы, обеспечивающие подключе-
ние аэродромного источника электроэнергии переменного тока, пи-
таются от бортовой сети постоянного тока, то необходимо предва-
рительно подключить какой-либо из источников электрбэнергии
к этой сети.

Перед подключением аэродромного источника электроэнергии
нужно отключить от бортовой сети напряжением 115 В все
потребители электроэнергии.

Для подключения аэродромного источника электроэнергии
к бортовой сети необходимо включить автомат защиты АЗС-5
«ПО — стекло, Аэр. 115 В», установленный на левом электрощитке
АЗС. При этом все бортовые потребители электроэнергии напряже-
нием 115 В переключаются на питание от данного источника. Если
преобразователи ПО-1500 были включены, то они автоматически
отключаются от бортовой сети напряжением 115 В в момент под-
ключения аэродромного источника электроэнергии.

Для того чтобы преобразователи не работали вхолостую,
рекомендуется перед подключением аэродромного источника элект-
роэнергии выключатели преобразователей устанавливать в положе-
ние «Выкл.».
Перед отсоединением аэродромного источника от бортового по-
луразъема следует выключить все потребители электроэнергии
переменного однофазного тока и отключить аэродромный источ-
ник от бортовой сети, выключив автомат защиты АЗС-5 «ПО —
стекло, Аэр. 115 В».

9.	Общие сведения о бортовой сети и источниках
электроэнергии переменного трехфазного тока

Бортовая сеть переменного трехфазного тока выполнена по трех-
проводной схеме «звезда без нулевого провода» — все три провода
изолированы от корпуса самолета.

Цепи нагрузки преобразователей и питания приемников элек-
троэнергии переменного трехфазного тока защищены от перегрузок
и коротких замыканий плавкими предохранителями типа СП, ко-
торые установлены на электрощитке предохранителей переменного
тока (см. рис. 9).

Источниками электроэнергии трехфазного переменного тока на-
пряжением 36 В, частотой 400 Гц на самолете являются два элек-
тромашинных преобразователя ПТ-500Ц. От каждого из них пи-
тается определенная группа приемников электроэнергии перемен-
ного трехфазного тока. При этом оба преобразователя несколько
недогружены. Кроме того, на самолетах последних выпусков
установлены два преобразователя ПТ-12 5Ц, от одного из которых
питается резервный авиагоризонт с выключателем коррекции, а
от другого — комбинированный прибор ДА-30.

Резервирование системы электроснабжения основных приемни-
ков электроэнергии сети трехфазного тока обеспечивается тем, что
в случае отказа одного из преобразователей эти приемники автома-
тически переключаются на питание от работающего преобразовате-
ля, а менее важные потребители автоматически отключаются.

Основными составными частями преобразователя ПТ-500Ц
являются электродвигатель постоянного тока, генератор перемен-
ного трехфазного тока и коробка управления.

Электродвигатель и генератор смонтированы в общем корпусе
и на общем валу. Питающийся от бортовой сети постоянного тока
электродвигатель приводит в действие генератор, который выра-
батывает электроэнергию переменного трехфазного тока напряже-
нием 36 В, частотой 400 Гц.

Коробка управления объединяет в себе устройства, которые
обеспечивают дистанционное управление преобразователем, а так-
же поддерживают выходное напряжение преобразователя и частоту
его тока в заданных пределах.

Основные данные преобразователя ПТ-500Ц

Номинальное напряжение питания, В...................... 27

Потребляемый ток, А.................................... 37

Выходное напряжение, переменное трехфазное, В.......... 36

Частота выходного напряжения, Гц........................400

Номинальный ток нагрузки (на каждую фазу), А............ 8

Номинальная выходная мощность, В • А . . . ’...........500
Преобразователи ПТ-500Ц установлены в носовом отсеке само-
лета между шпангоутами № 1 и 2 справа и слева по одному.

Автомат переключения, устройства управления и контроля. В си-
стеме электроснабжения по трехфазной сети напряжением 36 В
установлены два автомата переключения преобразователей
АПП-1А.

Автомат АПП-1А предназначен для обеспечения автоматическо-
го выключения отказавшего преобразователя и переключения пи-
тающихся от него приемников электроэнергии на работающий пре-
образователь при различных аварийных режимах работы бортовой
сети переменного трехфазного тока. Автомат АПП-1А включается
в конце защищаемой трехфазной линии и срабатывает при наличии
хотя .бы одного из следующих условий: обрыве цепи питания пре-
образователя электроэнергией постоянного тока; обрыве одного,-
двух- или трехфазных проводов, любых междуфазных или трех-
фазных коротких замыканиях в преобразователе или в защищаемой
линии переменного тока; увеличении выходного напряжения пре-
образователя сверх 40,1 — 43,7 В.

Включение в работу и выключение преобразователей осущест-
вляется с помощью двух выключателей «ПТ-500Ц», один из ко-
торых имеет надпись «РЛС» (радиолокационная станция), а дру-
гой — «АП» (автопилот).

Выключатели установлены на правой неподвижной панели при-
борной доски кабины экипажа.

Для измерения напряжения преобразователей имеются вольт-
метр «36 В» и переключатель «Контроль напряжения 36 В», разме-
щенные на правой амортизированной панели приборной доски (см.
рис. 6).

Переключатель имеет шесть положений и обеспечивает подклю-
чение вольтметра к каждым двум фазам как преобразователя
«РЛС», так и преобразователя «АП».

Световая сигнализация отказа преобразователей ПТ-500Ц осу-
ществляется сигнальной лампой «Отказ ПТ-500Ц», установленной
на правой амортизированной панели приборной доски. Лампа
включается с помощью автоматов АПП-1М при их срабатывании
на выключение преобразователей, т. е. сигнальная лампа горит, ко-
гда какой-либо из преобразователей ПТ-500Ц выключен автоматом
переключения.

Цепи питания, включения и нагрузки преобразователей ПТ-500Ц
защищены плавкими предохранителями и автоматами защиты сети,
которые перечислены в табл. 3.

На самолетах первых выпусков аппарат АПП-1М преобразователя ПТ-500Ц
«РЛС» питается через автомат защиты сети АЗС-2 «Насосная станция» и аппарат
АПП-1М преобразователя ПТ-500Ц «АП» — через автомат защиты АЗС-5 «Ра-
кеты». Оба автомата защиты установлены на правом электрощитке АЗС.

Проверку работоспособности преобразователей ПТ-500Ц сле-
дует производить при'подключенных к бортовой сети аэродром-
ном источнике электроэнергии или бортовых генераторах. Осу-
ществлять ритание бортовой сети постоянного тока во время
40
Предохранитель и надпись возле него	Место расположения	Защищаемая цель	Признаки выхода из строя
СП-2 «АППЛА лев.»  СП-2 «АПП-1А прав.»  ИП-50  ИП-50  Два предохрани- теля СП-10 «ПТ- 500Ц РЛС»  Два предохрани- теля СП-10 «ПТ- 500Ц автопил.»  АЗС-2 «36 В авар.»  Три предохрани- теля СП-1 «Вольт. ПТ лев.»  Три предохрани- теля «Волы. ПТ  прав.»	Левый аккуму- ляторный элект- рощиток  Там же  Левый распре- делительный электрощиток  Правый распре- делительный электрощиток  Правый аккуму- ляторный элект- рощиток  Там же  Левый электро- щиток АЗС  Электрощиток предохранителей переменного тока  Там же	Цепь питания ав- томата АПП-1А пре- образователя «РЛС»  Цепь питания ав- томата АПП-1А пре- образователя «АП»  Цепь питания пре- образователя «РЛС»  Цепь питания пре- образователя «АП»  Цепь нагрузки пре- образователя «РЛС»  Цепь нагрузки пре- образователя «АП»  Цепи реле, обес- печивающие автома- тические или ручные переключения потре- бителей при отказе одного из преобра- зователей ПТ-500 Ц  Цепи подключения вольтметра к пре- образователю «РЛС»  Цепи подключения вольтметра к преоб- разователю «АП»	Не включается пре- образователь «РЛС»  Не включается пре- образователь «АП»  Отказ преобразова- теля «РЛС»  Отказ преобразова- теля «АП»  Отказ преобразова- теля «РЛС»  Отказ преобразова- теля «АП»  При отказе какого- либо-из преобразова- телей ПТ-500Ц авто- матически и аварий- но вручную не пере- ключаются потреби- тели электроэнергии на работающий пре- образователь  Преобразователь работает, но вольт- метр к нему не под- ключается  То же

проверки преобразователей от бортовых аккумуляторных батарей
запрещено во избежание разряда батарей. Перед проверкой пре-
образователей нужно включать автомат защиты АЗС-2 «36 В,
авар.» на левом электрощитке АЗС.

Для включения преобразователей в работу следует включить
выключатели «ПТ-500Ц: РЛС — АП». Напряжение преобразовате-
лей проверяют при включенных приемниках электроэнергии пере-
менного трехфазного тока. Работу преобразователя считают нор-
мальной, если при положениях переключателя вольтметра «1 — 2»,
«1 — 3», и «2—3», соответствующих данному преобразователю, по-
казания вольтметра «36 В» находятся в пределах 36 ± 2 В. Когда
включены оба преобразователя, сигнальная лампа «Отказ
ПТ-500Ц» не должна гореть.

Если нужно проверить ручное переключение основных потреби-
телей электроэнергии переменного трехфазного тока на один пре-
образователь при отказе другого, то следует поочередно устано-
41
вить в положение «Ручн.» переключатели «АГБ авар.: ручн. — ав-
том.» авиагоризонтов левого и правого пилотов. При установке
в указанное положение как одного, так и другого переключателя
должна гореть сигнальная лампа «Отказ ПТ-500Ц» и автоматиче-
ски выключится автопилот. Кроме того, подключением вольтметра
к соответствующему преобразователю можно убедиться в выклю-
чении последнего: когда переключатель на левой неподвижной па-
нели приборной доски установлен в положение «Ручн.», то выклю-
чается преобразователь «РЛС», а когда в этом положении находит-
ся переключатель на правой панели приборной доски, то не рабо-
тает преобразователь ПТ-500Ц «АП».

-Перед полетом необходимо переключатели «АГБ авар.» устано-
вить в положение «Автом.» и включить оба преобразователя.

В нормальном режиме работы бортовой сети напряжением 36 В, т. е. при обоих
работающих преобразователях ПТ-500Ц, от преобразователя «РЛС» питается сле-
дующая аппаратура: радиолокационная станция «Гроза», манометры приборов
ЭМИ-ЗРИ и ДИМ, указатели положения закрылков и стабилизаторов ИП11-09
и ИП11-10, левый авиагоризонт АГБ-ЗК, выключатель коррекции ВК-53РШ левого
авиагоризонта и курсовой системы ГМК-11, блок сравнения и сигнализации пре-
дельных углов БСПК, сигнализатор предельного рассогласования закрылков
и самописец МСРП-12-96.

В том же нормальном режиме от преобразователя ПТ-500Ц «АП» питаются
следующие приемники электроэнергии переменного трехфазного тока: правый
авиагоризонт АГТ-ЗК, курсовая система ГМК-11, автопилот, выключатель коррек-
ции ВК-53РШ правого авиагоризонта.

В полете оба преобразователя ПТ-500Ц при их нормальной ра-
боте должны быть включены. Так как от преобразователей питают-
ся такие ответственные приборы, как авиагоризонты и другие, то
даже кратковременное выключение любого из преобразователей
при его нормальной работе является недопустимым.

Для того чтобы в случае отказа преобразователя ПТ-500Ц
«РЛС» питающиеся от него приемники электроэнергии автоматиче-
ски переключились на преобразователь ПТ-500Ц «АП», переключа-
тель «АГБ авар.: ручн. — автом.», установленный на левой непо-
движной панели приборной доски пилотов, должен находиться
в положении «Автом.». Чтобы при отказе преобразователя
ПТ-500Ц «АП» часть получающих от него питание устройств авто-
матически переключались на питание от преобразователя ПТ-500
«РЛС», переключатель «АГБ авар.: ру.чн. — автом.» должен нахо-
диться в положении «Автом.».

В случае отказа преобразователя ПТ-500Ц «РЛС» автоматиче-
ски происходят следующие переключения: включается сигнальная
лампа «Отказ ПТ-500Ц», отключается от преобразователя ПТ-500Ц
«АП» и полностью выключается автопилот, приемники электро-
энергии, получавшие питание от преобразователя ПТ-500Ц «РЛС»,
отключаются от него и подключаются на питание от преобразова-
теля ПТ-500Ц «АП».

Таким образом, если откажет преобразователь ПТ-500Ц «РЛС»,
то не будет работать автопилот, а остальные приемники электро-
энергии трехфазного переменного тока будут получать питание от
преобразователя ПТ-500Ц «АП».
В случае отказа преобразователя ПТ-500Ц «АП» с помощью ав-
томата АПП-1А осуществляются следующие автоматические пере-
ключения: включается сигнальная лампа «Отказ ПТ-500Ц», прием-
ники электроэнергии отключаются от отказавшего преобразовате-
ля, выключается автопилот, а правый авиагоризонт АГБ-ЗК,
курсовая система ГМК-1Г и выключатель коррекции ВК-53РШ
подключаются к преобразователю «РЛС».

Следовательно, при отказе любого из преобразователей
ПТ-500Ц выключается автопилот, остальные приемники электро-
энергии трехфазного переменного тока получают питание от рабо-
тающего преобразователя.

Так как сигнальная лампа «Отказ ПТ-500Ц» загорается в случае
отказа любого из преобразователей, то для определения отказавше-
го преобразователя используют вольтметр «36 В» и переключа-
тель «Контроль напряжения 36 В» (при подключении вольтметра
к отказавшему преобразователю его показания равны нулю).

После отказа какого-либо из преобразователей ПТ-500Ц (если
не произойдут автоматические переключения) выключают автопи-
лот и переключатель «АГБ авар.» авиагоризонта, питавшегося от
отказавшего преобразователя, устанавливают в положение «Ручн.»
(левый АГБ-ЗК питается от преобразователя ПТ-500Ц «РЛС»,
правый АГБ-ЗК — от преобразователя ПТ-500Ц «АП»).

С помощью соответствующего переключателя «АГБ авар.» осу-
ществляют также переключение приемников электроэнергии на пи-
тание от работающего преобразователя в том случае, когда после
отказа другого преобразователя это переключение автоматически
не произошло. Следует помнить, что причиной отказов сети напря-
жением 36 В может быть выход из строя предохранителей в
цепях управления, электропитания или нагрузки преобразователей
ПТ-500Ц. В случае необходимости эти предохранители можно
заменить.

10.	Основные правила эксплуатации электрооборудования
самолета

В процессе летной эксплуатации бортовой электрической сети
осуществляются проверка ее работоспособности, регулировка
и контроль работы отдельных агрегатов, а также устранение про-
стейших неисправностей сети в полете.

Перед полетом необходимо убедиться в целости приборов кон-
троля, органов управления и регулировки источников электроэнер-
гии, в целости и чистоте перемычек металлизации, экранировки,
надежности крепления кабелей, фидеров, разъемов, отдельных агре-
гатов.

Перед подключением источников электроэнергии к бортовой се-
ги и их отключением следует по возможности выключать приемни-
ки электроэнергии. Это необходимо потому, что при одновремен-
ном включении источников и нагрузке на них возможен выход из
строя контакторов, подключающих источники электроэнергии
к сети.
Ручки регулировочных устройств и реостатов нужно поворачи-
вать. плавно, не прикладывая больших усилий.

При отказе или неисправности какого-либо устройства необхо-
димо в первую очередь проверить положение его органов управле-
нии и регулировки, убедиться в правильности этого положения.
Следует помнить, что неисправности оборудования часто являются
кажущимися, т. е. вызваны неправильным положением его органов
управления, выключением автоматов защиты сети и т. п.

Перед заменой предохранителя на каком-либо участке сети не-
обходимо отключить этот участок. При невозможности его отклю-
чения и замене предохранителя нужно соблюдать крайнюю осто-
рожность, избегая замыкания провода (шины) на корпус самолета
через инструмент или через себя.

Предохранители следует снимать и устанавливать с помощью
специального пинцета.

Категорически запрещается: нарушать экранировку проводки
и металлизацию; оставлять открытыми электрощитки, распредели-
тельные устройства и т. п.; расстыковывать штепсельные разъемы,
заменять электролампы на участке сети, который находится под на-
пряжением; изменять в чем-либо монтаж электрической сети, уста-
навливать перемычки или создавать короткие замыкания на участ-
ках электрических цепей; устанавливать предохранители или
автоматы защиты, не соответствующие данной электрической цепи
по номиналу; заменять без крайней на то необходимости более
одного раза вышедший из строя предохранитель или более одного
раза включать в полете автомат защиты, когда его после повторно-
го включения «выбивает»; удерживать силой во включенном поло-
жении рукоятку АЗС (автомат защиты всегда следует включать рез-
ко, не задерживая руку на его рукоятке, так как при перегрузке
в цепи даже кратковременная задержка рукоятки может привести
к нежелательным последствиям); включать или выключать обору-
дование, источники электроэнергии при заправке, сливе топлива,
масла, течи топлива; проверять наличие напряжения «на искру»;
подключать к бортовой сети электрические устройства, которые не
установлены на самолете и не входят в состав его оборудования.

Глава III

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВЫМИ
УСТАНОВКАМИ И ПЛАНЕРОМ

11.	Электрическая система запуска двигателей

Общие сведения. Внешним источником энергии, сообщающим
ротору двигателя необходимую для запуска частоту вращения,
является воздушный стартер СВ-25, к которому воздух подводится
под давлением от постороннего источника. В качестве такого источ-
ника на самолете установлена газотурбинная установка АИ-9,
44
а также может использоваться наземный источник сжатого воздуха
или один работающий двигатель АИ-25.

Запуск установки АИ-9 осуществляется с помощью электриче-
ского стартера.

Процессы запуска установки АИ-9 и двигателей АИ-25 автома-
тизированы. Необходимый порядок включения и выключения агре-
гатов системы запуска обеспечивается автоматами пуска двигателя
(АПД), которые по принципу работы представляют собой электро-
механические реле. Основными составными частями автомата пу-
ска являются электродвигатель со строго определенной частотой
вращения и набор кулачковых (профилированных) шайб с конце-
выми выключателями.

Электродвигатель вращает шайбы, которые в заданной последовательности и
в течение заданных промежутков времени нажимают на штоки концевых выключа-
телей.

При этом концевыми выключателями непосредственно или посредством про-
межуточных реле замыкаются или размыкаются электрические цепи управления ис-
полнительными устройствами.

Электропитание системы запуска АИ-9 и двигателей АИ-25 осу-
ществляется от бортовой сети постоянного тока, которая, в свою
очередь, получает питание от аэродромного источника электроэнер-
гии или от бортовых аккумуляторных батарей. После запуска одно-
го из двигателей АИ-25 питание бортовой сети при запуске других
двигателей возможно от генератора ВГ-75ООЯ работающего двига-
теля.

Во время запуска любого из двигателей стартер выключается
автоматически при достижении ротором двигателя заданной ча-
стоты вращения, а если эта частота по какой-то причине в течение
определенного времени не будет достигнута, то произойдет выклю-
чение стартера программным механизмом автомата пуска двига-
теля.

При холодной прокрутке двигателя стартер выключается авто-
матически по истечении определенного времени. Кроме того, в лю-
бом случае работы стартера предусмотрена возможность его руч-
ного выключения специальной кнопкой.

Электрическая система запуска установки АИ-9. Система запуска
газотурбинной установки АИ-9 обеспечивает запуск, холодную про-
крутку и внутреннюю консервацию, а также прекращение запуска,
холодной прокрутки и консервации, выключение установки АИ-9
в любой момент времени.

Электропитание автоматики запуска и системы зажигания уста-
новки АИ-9 осуществляется непосредственно от бортовых аккуму-
ляторных батарей, минуя шины бортовой сети.

В состав системы запуска установки АИ-9 входят следующие ос-
новные агрегаты (рис. 11): стартер СТ-ЗПТ, автомат пуска двигате-
ля АПД-9, электромагнитные клапаны пускового и основного топ-
лива, катушка зажигания и запальная свеча, сигнализаторы номи-
нальных и предельных оборотов, номинального давления масла,
электромагнитные реле и контакторы.
Рис. И. Упрощенная схема системы запуска установки АИ-9

Стартер СТ-ЗПТ представляет собой электродвигатель постоянного тока и пред-
назначен для раскрутки ротора установки АИ-9 при ее запуске, холодной прокрутке
или консервации.

Автомат пуска двигателя АПД-9 служит для выработки временной программы
запуска, холодной прокрутки или консервации установки АИ-9. Он представляет со-
бой электромеханическое реле времени.

Электромагнитные топливные клапаны обеспечивают управление подачей топ-
лива в двигатель. Через тот и другой клапаны топливо поступает к соответствую-
щим форсункам только в том случае, когда к клапану от бортовой сети подводится
напряжение.

Катушка зажигания преобразует постоянное напряжение бортовой сети в пуль-
сирующее высокое напряжение, подводимое к запальной свече, которая обеспечи-
вает зажигание пускового топлива.

Стартер, электромагнитные клапаны с запальной свечой, сигнализаторы оборо-
тов й давления масла установлены на двигателе. Автомат АПД-9 расположен меж-
ду шпангоутами № 39 и 40 слева, реле системы размещены в электрощитке запуска.

Органы управления системой запуска установки АИ-9 и двигате-
лей АИ-25 расположены на щитке «Запуск на земле» (рис. 12),
расположенном на левом пульте кабины экипажа. Для управления
системой запуска установки АИ-9 на этом щитке имеются автомат
защиты АЗС-15 «Запуск АИ-9», переключатель «Запуск — Кон-
серв. — Холоди, прокр.», кнопки «Пуск» и «Стоп». Через указанный
автомат АЗС-15 напряжение подводится к автоматике запуска.

Переключатель служит для включения соответствующего режи-
ма работы системы, а кнопки «Пуск» — для включения системы
в работу. Кнопка «Стоп» предназначена для прекращения запуска,
холодной прокрутки или консервации, а также обеспечивает выклю-
чение работающего двигателя. При нажатии кнопки во время запу-
ска двигателя выключается электропитание катушки зажигания, то-
пливных клапанов и реле, которые при этом отключают стартер.
Если кнопка будет нажата при работающем двигателе, то в резуль-
тате выключения электропитания клапана основного топлива пре-
46
кращается подача этого топлива к форсункам и двигатель остана-
вливается.

Работа системы запуска установки АИ-9 контролируется по сиг-
нальным лампам, которые установлены на левой неподвижной па-
нели приборной доски пилотов (рис. 13). Лампа «Запуск» горит, ког-
да работает программный механизм автомата АПД-9. Лампа
«Ном. давл. масла» включается сигнализатором, воспринимающим
давление масла, когда это давление достигает номинальной вели-
чины. Сигнальные лампы «Номин. обороты» и «Предельн. обо-
роты» включаются при соответствующих оборотах двигателя. Их
включение осуществляется электрогидравлическими сигнализатора-
ми, воспринимающими давление топлива за насосом-регулятором
НР-9К.

Перед запуском установки АИ-9 (двигателей АИ-25) нужно про-
верить бортовые аккумуляторные батареи под нагрузкой, подклю-
чить к бортовой сети аэродромный источник электроэнергии по-
стоянного тока или эти батареи, проверить и включить в режим
«Работа» противопожарную систему. Затем необходимо включить
преобразователь ПО-1500 «Радио» и топливомер, проверить нали-
чие топлива по кессонам и суммарное его количество и убедиться,
что выключены системы кондиционирования и противообледене-
ния, а также все вспомогательные самолетные системы подготов-
лены к запуску и опробованию
двигателей.

Для подготовки системы за-
пуска установки АИ-9 к ра-
боте необходимо:

на левом электрощитке АЗС
включить автоматы защиты
АЗС-5 «Зажиг. АИ-9», АЗС-2
«Сигнал, запуск», а также АЗС-5
«Кольцев. топлив.», через кото-
рый питается пожарный кран
двигателя АИ-9;

для открытия пожарного
крана двигателя включить вы-
ключатель «ПК АИ-9» на левой
неподвижной панели прибор-
ной доски, в результате чего
должна загореться сигнальная
лампа «ПК открыт», установ-
ленная там же;

включить топливные под-
качивающие насосы, для чего
на среднем пульте включить
автоматы защиты «Топливные
насосы: лев, — прав.». При этом
должны загореться зеленые

сигнальные лампы, располо- Рис. 12. Щиток «Запуск на земле»

1>
| ЗАПУСК | ЗАПУСК | К0НСЕР8. ] ПУСк|
женные возле этих АЗС и сигнализирующие о работе насосов
(при питании сети от бортовых аккумуляторных батарей правый
насос автоматически отключается и его сигнальная лампа не
горит);

на щитке «Запуск на земле» включить автомат защиты АЗС-15
«Запуск АИ-9» и переключатель «Запуск — Консерв. — Холоди,
прокр.» установить в положение «Запуск».

При запуске установки АИ-9 должны быть включены автоматы
защиты АЗС-20 «Зажиг. АИ-9, АИ-25 лев.» в левом аккумуляторном

Рис. 13. Левая неподвижная панель приборной доски кабины экипажа
электрощитке и АЗС-20 «Распред, щиток лев.» в левом распредели-
тельном электрощитке.

Через эти автоматы защиты обеспечивается электропитание
системы запуска установки АИ-9.

Для включения системы запуска установки АИ-9 в работу крат-
ковременно на 2 — 3 с нажимают кнопку «Пуск» на щитке «Запуск
на земле». В результате включается и начинает отработку времен-
ной программы механизм автомата АПД-9, загорается сигнальная
лампа «Запуск». В дальнейшем все включения осуществляются по
командам программного механизма автомата АПД-9. Момент на-
жатия на кнопку «Пуск», с которого производится отсчет времени
в процессе отработки системой цикла запуска, называют «нулевой
секундой».

На схеме рис. 10 стрелками показаны направления токов в ос-
новных цепях системы запуска, а числа возле стрелок обозначают
время от начала запуска, когда включаются эти цепи.

В момент пуска программного механизма автомата АПД-9
автоматически включается форсажный режим левого топливного
подкачивающего насоса и на время запуска установки АИ-9 выклю-
чается автомат центровки топлива АЦТ5-1БТ. Включение форсаж-
ного режима насоса необходимо для создания давления топлива,
достаточного для запуска установки АИ-9. Автомат центровки
топлива выключается с тем, чтобы он не управлял топливными на-
сосами и не переключал левый топливный насос на ослабленный
режим.

Через 5 с после нажатия на кнопку «Пуск» срабатывает контак-
тор К1 — включается электропитание стартера. Для того чтобы
раскрутка ротора двигателя стартером начиналась медленно, в на-
чале раскрутки в цепь питания стартера последовательно включает-
ся дополнительное сопротивление 2?д. Одновременно с началом
раскрутки включаются электромагнитный клапан пускового топ-
лива и система зажигания — пусковое топливо поступает в камеру
сгорания и воспламенения.

Через 6 с после нажатия на кнопку «Пуск» срабатывает контак-
тор К2, в результате чего дополнительное сопротивление выклю-
чается из цепи питания стартера (шунтируется замкнувшимися кон-
тактами контактора К2) и увеличивается скорость раскрутки
ротора двигателя стартером.

В этот же момент включается клапан основного топлива,
которое поступает в камеру сгорания и воспламеняется от факела
пускового топлива.

Таким образом, начиная с шестой секунды после нажатия на
кнопку «Пуск», раскрутка ротора двигателя осуществляется старте-
ром и за счет реакции газов, образующихся при сгорании основно-
го топлива.

Через 12 с после нажатия на кнопку «Пуск» выключается элект-
ромагнитный клапан пускового топлива и прекращается подача
этого топлива в камеру сгорания двигателя. Одновременно выклю-
чается система зажигания.
Если частота вращения ротора двигателя достигнет 18000 — 20 500 об/мин ранее
чем через 20 с после нажатия на кнопку «Пуск», то стартер выключается при этой
частоте центробежным выключателем. Если к указанному времени скорость враще-
ния ротора двигателя будет меньше 18000 — 20 500 об/мин, то на 20-й секунде от на-
чала запуска программный механизм автомата АПД-9 выключает стартер и элект-
ромагнитный клапан основного топлива и запуск двигателя прекращается.

При отключении стартера по оборотам или по времени механизм автомата
АПД-9 продолжает отработку программы. На 30-й секунде от начала запуска он
выключает левый топливный насос из форсажного режима и сигнальную лампу
«Запуск», приходит в исходное положение и выключается.

После прекращения электрического запуска двигателя он автоматически выхо-
дит на обороты холостого хода. При достижении номинальных оборотов и номи-
нального давления масла должны загореться сигнальные лампы «Номин. оборот.»
и «Номин. давл. масла» (в процессе прогрева двигателя допускаются мигания сиг-
нальной лампы «Номин. давл. масла»).

После прогрева установки АИ-9 на режиме холостого хода в те-
чение 1 — 2 мин разрешается отбор от него воздуха для запуска дви-
гателя АИ-25.

Во время запуска установки АИ-9 контролируют параметры, ха-
рактеризующие ее работу, а также работу электрической системы
запуска. Запуск необходимо немедленно прекратить, если замечен
хотя бы один из следующих признаков неисправностей: в момент
нажария на кнопку «Пуск» не загорается сигнальная лампа «За-
пуск», в процессе запуска напряжение бортовой сети становится
меньше 18 В, температура газов за турбиной растет выше 850°, по-
сле 24-й секунды с начала запуска не включается сигнальная лампа
«Номин. оборот.» или «Номин. давл. масла», после 30-й секунды
с момента нажатия на кнопку «Пуск» продолжает гореть сигналь-
ная лампа «Запуск», замечены другие какие-либо проявления неис-
правностей двигателя или относящихся к нему систем.

Для прекращения запуска установки АИ-9 следует нажать на
кнопку «Стоп», в результате чего отключаются клапаны пускового
и основного топлива, зажигание и стартер. Программный механизм
автомата АПД-9 дорабатывает цикл программы.

Выключение установки АИ-9 может осуществляться вручную
или автоматически. Для ее выключения вручную нужно кратковре-
менно нажать на кнопку «Стоп», вследствие чего выключится кла-
пан основного топлива и двигатель остановится. Автоматическое
выключение двигателя происходит при достижении им предельной
частоты вращения 41000 + 500 об/мин, а также при пожаре в отсеке
установки АИ-9. В первом случае срабатывает сигнализатор пре-
дельных оборотов, в результате чего выключается клапан основно-
го топлива и двигатель останавливается, загорается сигнальная
лампа «Пределы!, обороты». Если возникнет пожар в отсеке уста-
новки АИ-9, то срабатывает реле, размыкающее цепи запуска дви-
гателя, в том числе и цепь питания клапана основного топлива.

Таким образом, выключение установки АИ-9 в любом случае
осуществляется путем выключения электропитания его клапана ос-
новного топлива. Если двигатель установки АИ-9 самопроизвольно
остановился, то необходимо немедленно нажатием на кнопку
«Стоп» прекратить подачу к форсункам основного топлива.
Холодную прокрутку установки АИ-9 производят после неудав-
шегося ее запуска, когда топливо поступило в двигатель, но не вос-
пламенилось. Целью холодной прокрутки является удаление ско-
пившегося в камере сгорания топлива.

При подготовке к холодной прокрутке следует проверить под
нагрузкой бортовые аккумуляторные батареи. После этого нужно
подключить к бортовой сети аэродромный источник электроэнер-
гии или эти батареи, проверить и включить в режим «Работа» про-
тивопожарную систему, а затем убедиться, что другие самолетные
системы подготовлены к холодной прокрутке двигателя.

Для подготовки системы запуска к холодной прокрутке двигате-
ля необходимо: включить те же автоматы защиты сети, которые
включают перед запуском двигателя; затем доя предотвращения
случайного включения цепей запуска двигателя кратковременно на-
жать на кнопку «Стоп»; открыть пожарный кран подачи топлива
к двигателю; включить левый топливный подкачивающий насос
и установить переключатель «Запуск — Консерв,— Холоди, про-
крут.» в положение «Холоди, прокрут.».

Установкой переключателя на щитке «Запуск на земле» в поло-
жение «Холодная прокрутка» предотвращается включение во время
холодной прокрутки клапанов пускового и основного топлив, а так-
же системы зажигания. В остальном программный механизм авто-
мата АПД-9 отрабатывает во время холодной прокрутки такую же
программу, как и при запуске двигателя.

Для включения системы в режим холодной прокрутки двигателя
кратковременно на 2 — 3 с нажимают на кнопку «Пуск», вследствие
чего должна загореться сигнальная лампа «Запуск». Прокрутку дви-
гателя прекращают через 15 с после нажатия на кнопку «Пуск», при
этом для прекращения прокрутки нажимают кратковременно на
кнопку «Стоп», т. е. выключают стартер. При холодной прокрутке
двигателя механизм автомата отрабатывает цикл также в те-
чение 30 с.

В процессе холодной прокрутки установки АИ-9 контролируют
горение сигнальной лампы «Запуск», а также напряжение бортовой
сети, которое не должно падать ниже 18 В. При напряжении сети
менее 18 В не гарантируется надежное срабатывание электромаг-
нитных реле и контакторов, что во время запуска или холодной
прокрутки двигателя приводит к нежелательным последствиям.

Если не выполняется какое-либо из указанных выше условий
или замечены признаки неисправности каких-либо связанных с дви-
гателем систем, необходимо прекратить холодную прокрутку дви-
гателя. Для прекращения прокрутки на любом ее этапе нужно крат-
ковременно нажать на кнопку «Стоп» и выключить стартер.
В случае прекращения прокрутки программный механизм автомата
АПД-9 отрабатывает полный цикл программы, поэтому сигнальная
лампа «Запуск» гаснет только через 30 с после начала прокрутки
(нажатия на кнопку «Пуск»),

Перед осуществлением внутренней консервации установки АИ-9
переключатель «Запуск — Консерв. — Холоди, прокр.» на щитке за-
пуска устанавливают в положение «Консерв.», в результате чего во
время работы системы в режиме консервации двигателя не вклю-
чается система зажигания. В остальном после нажатия на кнопку
«Пуск» отрабатывается такой же цикл, как и при запуске. Стартер
выключается автоматически по времени на 20-й секунде с момента
нажатия на кнопку «Пуск».

Во время консервации двигателя работу системы контролируют
так же, как и при холодной прокрутке. При необходимости прекра-
тить консервацию следует нажатием на кнопку «Стоп» выключить
стартер. После выключения стартера автомат АПД-9 дорабатывает
цикл программы, поэтому сигнальная лампа «Запуск» гаснет толь-
ко на 30-й секунде с момента начала консервации.

Электрическая система запуска двигателей АИ-25 обеспечивает
запуск, холодную прокрутку и консервацию двигателей на земле,
запуск двигателей в полете, а также прекращение запуска, холодной
прокрутки или консервации двигателя в любой момент времени.

На земле временная программа запуска, холодной прокрутки
или консервации каждого из трех двигателей вырабатывается од-
ним программным механизмом, расположенным в автомате пуска
двигателя АПД-45. Продолжительность одного цикла программы
составляет 47 + 3 с. Автомат АПД-45 установлен между шпан-
гоутами № 39—40 слева.

На рис. 14 показана упрощенная схема системы запуска одного
двигателя АИ-25, для других двигателей она аналогична (на схеме
некоторые промежуточные электромагнитные реле системы запуска
упущены). В состав системы запуска каждого двигателя, кроме ав-
томата АПД-45, входят следующие агрегаты: воздушный стартер
СВ-25, клапан воздушного стартера, выключатель воздушного стар-

Рис. 14. Упрощенная схема системы запуска двигателя АИ-25:
1 — клапан воздушного стартера; 2 — выключатель стартера
тера, клапаны пускового и основного топлива (останова двигателя),
катушки зажигания с запальными свечами, а также электромаг-
нитные реле и контакторы.

Воздушный стартер СВ-25 предназначен для раскрутки ротора
высокого давления в процессе запуска двигателя АИ-25 и представ-
ляет собой малогабаритный турбинный двигатель, работающий на
сжатом воздухе. Он установлен на двигателе АИ-25.

Электромагнитный клапан воздушного стартера служит для
управления подачей воздуха на воздушный стартер. Он открывает
канал подачи воздуха на стартер СВ-25, только когда по обмотке
клапана протекает ток. При открытом положении клапана замы-
каются контакты имеющегося в нем концевого выключателя, через
которые включается сигнальная лампа «Ст. возд. открыт», установ-
ленная на левой амортизированной панели приборной доски.

Выключатель воздушного стартера служит для автоматического
выключения электропитания клапана стартера СВ-25 во время запу-
ска двигателя, когда частота вращения компрессора высокого дав-
ления достигает 41 — 44% по тахометру. Выключатель установлен
на двигателе АИ-25 и по принципу действия представляет собой
сигнализатор давления, срабатывающий за счет давления топлива.

Электромагнитные клапаны пускового и основного топлива
предназначены для управления подачей к форсункам соответствен-
но пускового и основного топлива. Пусковое топливо поступает
в камеру сгорания, когда обмотка клапана этого топлива находится
под электрическим напряжением. Основное топливо подается
к форсункам только в том случае, когда не включено электропита-
ние клапана основного топлива. Это питание может быть включено
от системы запуска двигателя автоматически или с помощью авто-
мата защиты АЗС-5 «Останов двигателя», который установлен на
среднем пульте кабины экипажа.

Автомат защиты АЗС-10 «Запуск АИ-25» предназначен для
подачи напряжения бортовой сети постоянного тока к автоматике
системы запуска. Переключатель «Двигатели: лев. — средн. — прав.»
служит для подключения автоматики системы запуска к одному из
двигателей. Переключатель «Запуск — Холоди, прокр.— Консерв.»
обеспечивает включение системы для работы в соответствующем
режиме. Кнопка «Пуск» служит для включения в работу системы
запуска двигателей на земле, а кнопка «Стоп» — для прекращения
запуска, холодной прокрутки или консервации двигателя.

Электромагнитные реле системы запуска двигателей установлены в электро-
щитке запуска.

Сигнализация о работе системы запуска обеспечивается сигнальными лампами
«Запуск» и «Ст. возд. открыт». Лампа «Запуск» горит во время работы програм-
много механизма автомата АПД-45 и установлена на левой неподвижной панели
приборной доски.

Для включения электропитания катушки зажигания и клапанов пускового
топлива при запуске двигателей в полете на среднем пульте кабины экипажа
имеются три кнопки «Запуск в полете: лев., средн., прав.».

Цепи питания системы запуска защищены автоматами защиты
сети, которые приведены в табл. 4.
Автомат защиты и надпись возле него	Место расположения	Защищаемая цепь
АЗС-2 «Сигнал, запуск»	Левый электрощиток АЗС	Цепи питания сигнальных ламп «Запуск» и «Ст. возд. открыт»
АЗС-10 «Запуск АИ-25»	Щиток «Запуск на зем- ле, левый, пульт кабины экипажа»	Цепи питания автоматики запуска и электромагнитных топливных клапанов
Три автомата защиты	Левый электрощиток	Цепи питания катушек за-
АЗС-10 «Зажигание АИ-25: лев., сред., прав.»	АЗС	жигания
Три автомата защиты	Средний пульт кабины	Цепи питания электро маг-
АЗС-5 «Останов, двигате- лей: лев., средн., прав.»  АЗС-20 «Зажиг. АИ-9	экипажа»	питных клапанов основно- го топлива
	Левый аккумуляторный	Цепь питания системы
АИ-25 лев.»	электрощиток	зажигания левого двигате- ля АИ-25 при его запуске в воздухе, а также системы зажигания двигателя АИ-9
АЗС-20 «Зажиг. АИ-25	Правый аккумулятор-	Цепи питания систем за-
прав., средн.»	ный электрощиток	жигания правого и сред- него двигателей при их запуске в воздухе

Для включения системы запуска двигателя АИ-25 в работу крат-
ковременно на 1 — 2 с нажимают на кнопку «Пуск». В результате
включается в работу программный механизм автомата АПД-45
и загорается сигнальная лампа «Запуск». В дальнейшем все пере-
ключения, осуществляемые в заданные моменты времени, произво-
дятся по командам, которые поступают на исполнительные устрой-
ства от программного механизма. Отсчет времени ведется
с момента нажатия кнопки «Пуск». Этот момент называют «нуле-
вой секундой».

Одновременно с пуском программного механизма (на «нулевой
секунде») происходят следующие включения:

подается напряжение бортовой сети на катушки зажигания —
начинается прожиг свечей;

включается электропитание клапана основного топлива и этим
предотвращается преждевременная подача топлива к рабочим фор-
сункам;

подается напряжение бортовой сети на обмотку клапана подачи
воздуха на воздушный стартер СВ-25, вследствие чего клапан от-
крывает канал подачи воздуха на воздушный стартер и начинается
раскрутка ротора высокого давления. Когда клапан подачи воздуха
открыт, горит сигнальная лампа «Ст. возд. открыт».

Если по какой-то неисправности клапан подачи воздуха На воздушный стартер
СВ-25 не откроется и запуск двигателя не будет прекращен, то через 8 с после на-
жатия на кнопку «Пуск» по команде программного механизма выключается элек-
тропитание всех агрегатов системы запуска, за исключением автомата АПД-45, ме-
ханизм которого при этом автоматически переключается на ускоренную доработку
54
программы. Когда механизм автомата придет в исходное положение, погаснет сиг-
нальная лампа «Запуск,».

В случае если клапан подачи воздуха на воздушный стартер СВ-25 открывается
до 8-й секунды, запуск двигателя продолжается. Тогда на 9-й секунде напряжение
подается на клапан пускового топлива, это топливо поступает в камеру сгорания
и воспламеняется.

На 15-й секунде снимается напряжение с электромагнитного клапана основного
топлива, в результате чего это топливо поступает в камеру сгорания и воспламе-
няется от факела пускового топлива — раскрутка ротора двигателя осуществляется
не только воздушным стартером, но и турбиной.

На 25-й секунде выключаются катушка зажигания и клапан пускового топли-
ва — прекращается подача этого топлива в камеру сгорания двигателя.

Несмотря на то, что рабочее топливо поступает в камеру сгорания, начиная
с 15-й секунды, показания указателя температуры выходящих газов в результате
инерционности системы измерения должны начать увеличиваться с 25-й секунды.

При достижении компрессором высокого давления частоты вращения 41—44%
по тахометру за счет возросшего давления топлива размыкаются контакты выклю-
чателя воздушного стартера. В результате снимается напряжение с клапана подачи
воздуха на воздушный стартер СВ-25 и клапан перекрывает канал подачи воздуха
на стартер — раскрутка двигателя стартером прекращается. Когда клапан подачи
воздуха на стартер СВ-25 закроется, разомкнувшимися контактами его концевого
выключателя отключается сигнальная лампа «Ст. возд. открыт».

Если по какой-либо причине компрессор высокого давления не наберет частоты
вращения 41—44% до 45-й секунды от начала запуска, то на этой секунде клапан
подачи воздуха на воздушный стартер СВ-25 выключается программным механиз-
мом автомата АПД-45. При отключении воздушного стартера по оборотам или по
времени программный механизм АПД-45 автоматически переключается на ускооен-
ную доработку программы, после ее доработки приходит в исходное положение
и выключается, в результате чего гаснет сигнальная лампа «Запуск».

После выхода двигателя на режим малого газа рекомендуется
проверить и подключить к бортовой сети его генератор. Подклю-
чать генератор к сети до выхода двигателя на режим малого газа
запрещается. Это обусловлено тем, что дог выхода двигателя на ре-
жим малого газа избыточная мощность его турбины незначитель-
на и при подключенном и нагруженном генераторе она будет тра-
титься на вращение генератора.

До выхода двигателя на обороты малого газа запрещается пере-
ставлять в другое положение переключатель «Двигатели: лев.,
средн., прав.».

Порядок контроля работы системы запуска двигателей, а также признаки неис-
правностей, при наличии которых необходимо прекратить запуск двигателя, ука-
заны в руководстве по летной эксплуатации самолета.

Для прекращения запуска двигателя АИ-25 необходимо устано-
вить рычаг управления двигателем (РУД) в положение «Стоп»
и сразу же нажать на кнопку «Стоп». При этом с помощью РУД
перекрывается доступ основного топлива к форсункам, а нажатием
на кнопку выключают воздушный стартер СВ-25, систему зажига-
ния и прекращают подачу пускового топлива. Стартер выключается
вследствие закрытия клапана подачи на него воздуха, поэтому
в момент нажатия кнопки «Стоп» должна погаснуть сигнальная
лампа «Ст. возд. открыт».

Холодную прокрутку двигателя АИ-25 производят после прекра-
щения запуска по причине невоспламенения основного топлива,
а также в других случаях, когда из камеры сгорания двигателя не-
обходимо удалить топливо и масло. Подготовка двигателя и само-
летных систем к холодной прокрутке такая же, как и к запуску, за
исключением того, что перед холодной прокруткой двигателя пере-
ключатель «Запуск — Консерв. — Холодная прокрут.» на щитке «За-
пуск на земле» устанавливается в положение «Холоди, прокрут.»,
а рычаг управления двигателем — в положение «Стоп». В результа-
те этого во время холодной прокрутки не включается система за-
жигания, а также не подается к форсункам пусковое и основное то-
пливо. В остальном после нажатия на кнопку «Пуск» автоматом
АПД-45 отрабатывается такая же программа, как и при запуске
двигателя. Через 45 с после нажатия на кнопку «Пуск» про-
граммный механизм отключает воздушный стартер (гаснет сиг-
нальная лампа «Ст. возд. открыт»), возвращается в исходное со-
стояние и выключается; гаснет сигнальная лампа «Запуск».

При необходимости прекратить холодную прокрутку двигателя
кратковременно нажимают на кнопку «Стоп», в результате чего за-
крывается клапан подачи воздуха на воздушный стартер, гаснет
сигнальная лампа «Ст. возд. открыт».

Перед консервацией двигателя после подготовки вспомога-
тельных систем переключатель «Запуск — Холоди, прокрут.» — Кон-
серв.» устанавливают в положение «Консерв.». Вследствие этого во
время консервации не включается система зажигания, а в осталь-
ном после нажатия на кнопку «Пуск» автомат АПД-45 в течение
20 с отрабатывает такую же программу, как и при запуске двигателя.

После запуска, холодной прокрутки или консервации двигателей
нужно выключить автомат АЗС «Запуск АИ-25», установить в ней-
тральные положения переключатели «Двигатели: лев., средн.,
прав.» и «Запуск — Холоди, прокрут. — Консерв.».

При необходимости осуществить запуск двигателя в полете под-
готавливают вспомогательные системы, проверяют их работу, а за-
тем устанавливают режим полета, при котором частота авторота-
ции ротора компрессора высокого давления составляет более 13,5%
по тахометру. После этого нажимают и удерживают нажатой кноп-
ку «Запуск в полете» соответствующего двигателя, чем включают
систему зажигания и электропитание клапана пускового топлива.
Это топливо поступает в камеру сгорания и воспламеняется. Через
5 —8 с после нажатия на кнопку переводят РУД данного двигателя
в положение «Малый газ», в результате чего основное топливо по-
ступает в камеру сгорания. Заметив рост температуры газов за тур-
биной, кнопку «Запуск в полете» отпускают — выключается зажига-
ние и прекращается подача топлива к пусковым форсункам.
Двигатель автоматически выходит на обороты малого газа.

12.	Электрооборудование управления топливной системой

Назначение и состав. Электрооборудование топливной системы
обеспечивает управление выработкой топлива и контроль работы
топливной системы.

В состав электрооборудования топливной системы входят сле-
дующие агрегаты: подкачивающие топливные насосы 463 (левый
56
и правый), сигнализаторы давления топлива за подкачивающими
насосами СДУ2А-0,25; объединительный кран 768600М и кран
кольцевания 768600М; пожарные краны левого, среднего и правого
двигателей АИ-25 и пускового двигателя АИ-9; сигнализаторы за-
сорения топливных фильтров; автомат выравнивания топлива
АЦТ5-1БТ.

Подкачивающие насосы 463 обеспечивают подачу топ-
лива к двигателям. Приводом насоса 463 является электродвига-
тель, который питается от бортовой сети постоянного тока.
Насос 463 может работать в основном, ослабленном или форси-
рованном режиме, что достигается изменением режима работы
электродвигателя насоса. Ослабленный режим одного из насосов
включается автоматически или вручную при необходимости вы-
ровнять количество топлива в кессонах. Левый насос работает
в форсированном режиме только во время запуска установки
АИ-9, правый насос в форсированный режим на самолете не
включается. Для устранения радиопомех, возникающих при работе
насосов, в цепях питания их электродвигателей включены электри-
ческие фильтры.

Сигнализаторы давления топлива СЛУ2А-0,25
предназначены для сигнализации о работе топливных подкачиваю-
щих насосов 463. Сигнализатор срабатывает за счет давления
топлива. После включения насоса, когда давление топлива за ним
достигнет заданной величины, сигнализатор включает сигнальную
лампу. Две эти сигнальные лампы с зелеными светофильтрами
установлены на среднем пульте кабины экипажа.

Объединительный кран 768600М предназначен для со-
единения между собой расходных отсеков кессонов. Он состоит из
электромехайизма и заслонки. Приводом электромеханизма являет-
ся реверсивный электродвигатель постоянного тока, питающийся
от бортовой сети. При его включении он поворачивает заслонку на
открытие или. закрытие крана. При крайних положениях заслонки
электродвигатель механизма выключается концевыми выключате-
лями.

Кран кольцевания 768600М предназначен для обеспече-
ния питания топливом трех двигателей с помощью одного подка-
чивающего насоса 463, а также в случае отказа обоих этих ндсосов.

Пожарные краны 768600М предназначены для прекраще-
ния подачи топлива на двигатели АИ-25. Кран кольцевания и по-
жарные краны двигателей АИ-25 состоят из таких же электро-
механизмов и заслонок, как объединительный кран.

Пожарный кран 610200А предназначен для прекращения подачи
топлива на пусковой двигатель АИ-9. По принципу действия он
представляет собой электромагнитный клапан и открывает канал
подачи топлива, когда включено электропитание его обмотки.

Сигнализаторы засорения топливных филь-
тров предназначены для получения световой сигнализации о воз-
никновении на топливных фильтрах перепада давления более 0,4
кгс/см2. В качестве датчиков используются реле перепада давления
РПДИ-04. При засорении
фильтра и возникновении
на нем указанного перепа-
да давления сигнализатор
включает реле, которое
замыкает цепь питания со-
ответствующей сигналь-
ной лампы «Прочисть
фильтры: лев., средн.,
прав.», установленной на
приборной панели у шпан-
гоута № 8 (см. рис. 7).
При этом реле, которое
включило сигнальную
лампу, становится на са-
моблокировку через соот-
ветствующий автомат за-
щиты АЗС-2 «Приборы
двигателей: лев., средн.,
прав.», расположенный на
левом электрощитке АЗС.
Если перепад давления
на топливном фильтре
уменьшится до допус-
тимой величины, сигналь-
ная лампа не погаснет,
тогда ее можно выклю-
чить кратковременным
выключением указанного
выше автомата защиты.

Автомат вырав-
нивания (центров-
ки) топлива АЦТ5-
1БТ предназначен для ав-
томатической балансиров-
ки самолета при выработ-
ке топлива путем выдер-
живания равенства коли-

чества топлива В ЛбВОМ	Рис. 15. Средний пульт

и правом кессонах.

Управление и контроль работы. Управление работой топливных
подкачивающих насосов 463 осуществляется со среднего пульта ка-
бины экипажа (рис. 15). Левый насос включается с помощью авто-
мата защиты АЗС-25, правый — с помощью автомата АЗС-20, ко-

торые также защищают цепи питания насосов и имеют надпись
«Топливные насосы: лев., прав.». Здесь же установлен переключа-
тель «Ослаб, реж.: лев., прав.», позволяющий при необходимости
вручную включать ослабленный режим работы одного из топлив-
ных насосов.
На среднем пульте имеется также выключатель «Прав, авар.», предназначенный
для включения правого насоса в случае питания сети от бортовых аккумуляторных
батарей, когда этот насос с помощью автомата защиты АЗС-20 включить невоз-
можно. Возле автоматов защиты «Топливные насосы» установлены две сигнальные
лампы с зелеными светофильтрами, которые при работающих насосах включаются
сигнализаторами давления, срабатывающими за. счет давления топлива за насоса-
ми 463.

Включение электромеханизмов кранов объединения и кольцева-
ния производится двумя перекидными переключателями «Краны
объед., кольцев.», расположенными на среднем пульте кабины эки-
пажа. Здесь же имеются две сигнальные лампы «Открыты», каждая
из которых включается концевым выключателем электромеханиз-
ма, когда полностью открыт соответствующий кран. Цепи питания
электромеханизмов и сигнальных ламп кранов защищаются авто-
матами защиты АЗС-5 «Объединит, кран» и АЗС-5 «Кольцевая, то-
плив.», размещенных на левом электрощитке АЗС.

На самолетах первых выпусков в случае отказа трех генераторов постоянного
тока автоматически выключаются автомат выравнивания топлива И правый то-
пливный насос, а также открывается кран кольцевания и размыкается цепь его за-
крытия. На самолетах более поздних выпусков кран кольцевания можно открыть
только вручную с помощью указанного выше переключателя.

Управление электромеханизмами пожарных кранов двигателей
АИ-25 осуществляется тремя перекидными переключателями «По-
жарные краны АИ-25», которые установлены под предохрани-
тельными колпачками на среднем пульте кабины экипажа. Возле
переключателей имеются три сигнальные лампы, каждая из ко-
торых включается концевым выключателем электромеханизма
управления краном, когда соответствующий кран полностью от-
крыт.

Цепи питания электродвигателей механизмов управления кра-
нами и сигнальных ламп защищены тремя автоматами защиты
АЗС-10 «Пожарные краны: лев., средн., прав.», расположенными на
левом электрощитке АЗС.

Пожарный кран 610200 А установки АИ-9 открывается и закры-
вается с помощью выключателя ПК АИ-9, установленного на левой
неподвижной панели приборной доски кабины экипажа. На этой же
панели имеется сигнальная лампа «ПК открыт», цепь питания кото-
рой замыкается через выключатель «ПК АИ-9», когда он установлен
на открытие крана. Цепь управления краном и питания сигнальной
лампы защищена автоматом АЗС-5 «Кольцеван. топлив.», располо-
женным на левом электрощитке АЗС.

В полете работу топливных подкачивающих насосов 463 контро-
лируют по горению соответствующих сигнальных ламп. Если по-
гаснет хотя бы одна из них (откажет подкачивающий насос), то вы-
ключают на среднем пульте автомат защиты, через который
питается отказавший насос, после чего выключают автомат вырав-.
нивания АЦТ5-1БТ, а также открывают краны объединения и коль-
цевания, что обеспечивает поддержание одного уровня топли-
ва в кессонах и питание двигателей топливом от одного на-
соса 463.

Если в полете загорится какая-либо из сигнальных ламп «Про-
чисть фильтры», то необходимо внимательно проконтролировать
работу данного двигателя. Через некоторое время нужно кратко-
временно выключить автомат защиты АЗС-2 «Приборы двигате-
лей» соответствующего двигателя. Если перепад давления на филь-
тре, приведший к включению сигнальной лампы, был кратковре-
менным и исчез, то после повторного включения автомата защиты
сигнальная лампа не загорится.
13.	Электрооборудование управления гидравлической
системой

Электрооборудование управления гидравлической системой
предназначено для управления работой и контроля основной и ава-
рийной гидравлических систем. Оно обеспечивает световую сигна-
лизацию уровня гидросмеси в баке, отказа гидравлических насосов,
«отсечку» гидросмеси от этих насосов в случае пожара, управление
работой аварийной насосной станции НС14Д, стабилизатором,
шасси и закрылками от основной и аварийной гидросистем, а также
управление реверсивно-тормозными щитками от основной гидроси-
стемы и входным трапом от аварийной гидросистемы.

В состав электрооборудования гидравлической системы входят
ряд электромагнитных кранов, электродвигатель привода аварий-
ной насосной станции, устройства коммутации (выключатели, кноп-
ки, электромагнитные реле), сигнализаторы давления и сигнальные
лампы.

Аварийная насосная станция приводится в действие
электродвигателем МП-600, питающимся от бортовой сети по-
стоянного тока через предохранитель МП-100, установленный на
среднем распределительном электрощитке. Управление электродви-
гателем МП-600 осуществляется с помощью переключателя «На-
сосная станция: вкл. — выкл, — автом.», расположенного на среднем
пульте (см. рис. 15) кабины экипажа и закрытого предохрани-
тельным колпачком. Кроме того, если указанный переключатель
установлен в положение «Автом.», то электродвигатель насосной
станции включается автоматически при включении управления за-
крылками, шасси или стабилизатором от аварийной гидравличе-
ской системы. Это значит, что цепь включения электродвигателя
насосной станции посредством концевых выключателей и электро-
магнитных реле сблокирована с указанными системами управления.
Защита этой цепи (обмотки контактора включения электродвигате-
ля) от короткого замыкания осуществляется автоматом защиты
АЗС-2 «Насосная станция», размещенным на правом электрощит-
ке АЗС.

Электродвигатель насосной станции потребляет ток около 90 А,
поэтому на земле в случае питания сети от бортовых аккумулято-
ров станцию включать не разрешается.

В полете, если при аварийном управлении закрылками, шасси
или стабилизатором насосная станция автоматически не включает-
ся, для ее включения необходимо переключатель «Насосная стан-
ция» установить в положение «Вкл.».

Электрооборудование управления закрылка-
м и обеспечивает управление закрылками от основной и аварийной
гидравлических систем, контроль положения закрылков, а также
световую сигнализацию об опасном рассогласовании в положениях
закрылков на правом и левом крыльях и автоматическое отключе-
ние управления закрылками на правом и левом крыльях в случае
такого рассогласования.
Рис. 16. Схема основной системы
управления закрылками

Электрическая схема управле-
ния закрылками от основной гид-
росистемы показана на рис. 16.
В ее состав входят электромаг-
нитный кран ГА 163А/16 с двумя
обмотками, переключатель «За-
крылки: выпуск — уборка», распо-
ложенный на среднем пульте (см.
рис. 14), и концевые выключатели
ВК1, ВК2, ВКЗ.

При включении с помощью
переключателя одной обмотки
электромагнитного крана через
него гидросмесь подается на вы-
пуск закрылков, а при включении
другой обмбтки — на уборку. Кон-
цевые выключатели ВК2 и ВКЗ
связаны с закрылками, каждый
из них разрывает цепь питания
соответствующей обмотки элект-

ромагнитного крана при полностью убранных или выпущенных
закрылках. Концевой выключатель ВК1 разрывает цепь управле-
ния закрылками от основной гидросистемы при включении ава-
рийного управления.

Автомат защиты сети АЗС-5 «Закрыл, основ.» (см. рис. 3), защи-
щающий цепь управления закрылками от короткого замыкания,
расположен на правом электрощитке АЗС. Там же размещен авто-
мат защиты АЗС-10 «Аварийный выпуск закрылков», защищающий
цепь аварийного управления закрылками.

Принцип работы аварийной системы управления закрылками
аналогичен принципу работы основной системы, но аварийная си-
стема обеспечивает только выпуск закрылков с помощью выклю-
чателя «Авар, закрылки, выпуск», расположенного на среднем
пульте кабины экипажа под предохранительным колпачком. При
открытии этого колпачка связанный с ним концевой выключа-
тель включает электродвигатель насосной станции.

Для определения углового положения закрылков на средней па-
нели приборной доски кабины экипажа установлен указатель
УШ 1-09, электрически связанный с датчиком ДС-10, установ-
ленным в правой консоли крыла.

Световая сигнализация о предельно допустимом рассогласова-
нии в положении закрылков и автоматическое выключение системы
управления закрылками в случае такого рассогласования обеспечи-
ваются системой предупреждения рассогласова-
ния СПР-1. В состав этой системы входят два датчика (сельсина)
ДС-10 и блок определения рассогласования БОР-1. Ротор одного
датчика связан с закрылком левого, а другого — с закрылком пра-
вого крыла. Сигнал, величина которого зависит от рассогласования
угловых положений роторов датчиков, от одного датчика подво-
62
дится к блоку БОР-1. Если угол рассогласования достигнег
1,5 —2,5°, блок БОР-1 включает реле, которое замыкает цепь пита-
ния сигнальной лампы «Закрылки неисправны», расположенной на
левой амортизированной панели приборной доски экипажа, и раз-
рывает цепь питания системы управления закрылками.

Проверка работоспособности системы СПР-1 осуществляется
с помощью кнопки «Контроль СПР», которая установлена на при-
борной панели за шпангоутом № 8 (см. рис. 7). Для проверки си-
стемы нужно включить АЗС-5 «Закрыл, основн.» на правом элек-
трощитке АЗС и нажать при убранных закрылках кнопку «Кон-
троль СПР». При нажатой кнопке должна гореть сигнальная лампа
«Закрылки неисправны» и размыкаться цепь управления закрыл-
ками.

Электрооборудование системы управления
шасси предназначено для управления выпуском и уборкой шасси,
поворотом передней ноги и обеспечения автоматического растор-
маживания колес шасси.

Управление выпуском и уборкой шасси от основной гидроси-
стемы осуществляется с помощью трехпозйционного переключате-
ля «Шасси, выпуск-уборка», расположенного на среднем пульте ка-
бины экипажа (см. рис. 15). При установке этого переключателя
в положение «Выпуск» или «Уборка» через его контакты замыкает-
ся цепь питания одной из двух обмоток электромагнитного крана
ГА163А/16, управляющего работой гидросистемы. Таким образом,
электрические схемы основных систем управления закрылками
и выпуском-уборкой шасси аналогичны.

Управление аварийным выпуском шасси осуществляется с по-
мощью переключателя «Авар, шасси: выпуск — отключ.», располо-
женного на среднем пульте кабины экипажа под предохрани-
тельным колпачком. Когда предохранительный колпачок открыт,
связанный с ним концевой выключатель разрывает электрическую
цепь управления выпуском и уборкой шасси от основной системы,
а при установке переключателя в положение «Выпуск» включается
обмотка электромагнитного крана ГА165 аварийного управления
выпуском шасси.

Электрическая цепь управления шасси от основной системы за-
щищена автоматом защиты АЗС-5 «Шасси основн.», а цепь управле-
ния от аварийной гидросистемы — автоматом АЗС-10 «Авар, вы-
пуск шасси». Оба автомата защиты расположены на правом
электрощитке АЗС.

Электрооборудование системы управления
поворотом колеса передней ноги шасси обеспечи-
вает переключение этой системы в один из трех режимов: взлета
и посадки, когда возможен разворот колеса передней ноги шасси на
угол до 5°; руления с возможностью разворота колеса на угол до
55°; свободное ориентирование колеса передней ноги шасси.

Система управления поворотов колеса передней ноги шасси
сблокирована с системой сигнализации положения шасси и рабо-
тает в зависимости от положения ног шасси. Включение электропи-
63
тания системы производится с помощью автомата АЗС-15 «Раз-
вор. передн. ноги», размещенного на правом электрощитке АЗС.
Кроме того, на среднем пульте кабины экипажа имеется пере-
ключатель «Отключение бустера передней ноги — вкл.», который
предназначен для переключения режимов работы системы, а на
каждом штурвале установлена кнопка, с помощью которой систему
можно переключить в режим руления.

В состав электрооборудования системы управления разворотом
колеса передней ноги шасси входят также два электромагнитных
крана ГА192Т и один электромагнитный кран ГА165, посредством
которых осуществляется управление гидравлической системой раз-
ворота колеса передней ноги шасси.-

При буксировке самолета переключатель на среднем пульте ка-
бины экипажа устанавливают в положение «Отключение бустера
передней ноги». В результате электромагнитный кран ГА 165 вклю-
чается на перекрытие гидросистемы управления передней ногой
шасси, вследствие чего переднее колесо становится свободно ориен-
тирующимся.

Когда переключатель «Отключение бустера передней ноги»
установлен в положение «Вкл.», передняя нога шасси находится на
замке выпущенного положения и обжат ее амортизатор, срабаты-
вают концевые выключатели и реле, вследствие чего включается
один из электромагнитных кранов ГА192Т и система переключает-
ся в режим, при котором разворот колеса возможен в пределах + 5°
от его нейтрального положения. Если при этом нажать кнопку на
штурвале, то через нее включится другой электромагнитный кран
ГА195Т, переключающий систему в режим с возможностью разво-
рота колеса передней ноги шасси на углы до + 55°.

В состав электрооборудования системы рас-
тормаживания каждого колеса главных опор
шасси входят инерционный датчик УА27А, установленный на ко-
лесе, электромагнитный кран УЭ24/1 и гидравлический выключа-
тель УГ34/1. Электропитание оборудования включается с помощью
автомата защиты АЗС-10 «Автом. расторм. колес», расположенно-
го на левой неподвижной панели приборной доски экипажа. Здесь
же имеются две зеленые сигнальные лампы «Расторм. колес: лев.,
прав.», горение которых сигнализирует об автоматическом растор-
маживании колес.

Принцип работы системы автоматического растормаживания колес состоит
в следующем. Когда нажаты педали торможения и имеется давление гидросмеси
в системе,, срабатывают гидравлические выключатели, через которые при этом под-
водится электрическое напряжение к инерционным датчикам. В случае юза колеса
замыкаются контакты инерционного датчика, через которые включаются электро-
магнитный кран и сигнальная лампа. В результате электромагнитный кран пере-
ключает гидросистему в режим растормаживания колеса, а горение лампы сигнали-
зирует о включении этого режима.

Электрообо.рудование системы управления
стабилизатором обеспечивает управление перестановкой ста-
билизатора от основной или аварийной гидросистемы. В состав
оборудования входят два электромагнитных крана ГА163А/16, элект-
64
ромагнитные реле, концевые выключатели, переключатели и эле-
менты защиты электрических цепей. Один электромагнитный кран
обеспечивает питание гидромотора от основной, другой — от ава-
рийной гидравлической системы.

Кран ГА163А/16 имеет две обмотки, включение одной из которых
обеспечивает работу гидромотора на перестановку стабилизатора
на пикирование, другой — на кабрирование. При крайних положе-
ниях стабилизатора электромагнитный кран выключается концевы-
ми выключателями, связанными с механизмом перестановки стаби-
лизатора.

Управление стабилизатором осуществляется с помощью на-
жимных переключателей, установленных на головках штурвалов.
Электрооборудование системы управления стабилизатором питает-
ся от бортовой сети постоянного тока. Цепи основного управления
стабилизатором защищены автоматом защиты АЗС-5 «Стабил. ос-
новн.», аварийного управления — автоматом защиты АЗС-5 «Авар,
управл. стабил.». Оба автомата защиты расположены на правом
электрощитке АЗС.

При необходимости основная система управления стабилизато-
ром может быть отключена с помощью выключателя «Основн.
управл. стабилизатором отключено», установленного на среднем
пульте кабины экипажа (см. рис. 14). Кроме того, при включении
автопилота основное управление отключается автоматически, после
чего стабилизатор управляется автопилотом путем воздействия на
тот же электромагнитный кран ГА163А/16 основной системы.

В случае нажатия переключателя аварийного управления стабилизатором сра-
батывает электромагнитное реле, которое осуществляет следующие переключения:
отключает автопилот и основную систему управления стабилизатором; включает
аварийную насосную станцию. Одновременно через контакты нажатого переключа-
теля включается электромагнитный кран ГА163А/16 аварийной системы управления
стаб илизатором.

При управлении стабилизатором как от основной, так и от аварийной системы
в случае включения ее левым и правым пилотами одновременно на перестановку
стабилизатора в противоположных направлениях, управление отключается от пра-
вого пилота и осуществляется по команде от левого.

На самолетах первых выпусков управление стабилизатором по основной систе-
ме может осуществляться левым или правым пилотом в зависимости ..от положения
переключателя «Передача управления стабилизатором: лев.— прав.», установленно-
го на среднем пульте кабины экипажа. На этих самолетах в случае управления от
аварийной системы перестановка стабилизатора производится с помощью нажим-
ного переключателя «Авар, стабилизатор: пикир. — кабрир.», который расположен
также на среднем пульте.

Электрооборудование системы управления
входным трапом предназначено для управления выпуском
и уборкой трапа, а также обеспечивает световую сигнализацию
о его положении. Управление входным трапом осуществляется
только от аварийной гидросистемы.

В состав электрооборудования системы управления трапом вхо-
дят электромагнитный кран ГА163А/16. элементы управления, сигна-
лизации и защита электрических цепей.

Для управления выпуском и уборкой трапа в нише у шпангоута
№ 33 установлен нажимный переключатель «Трап: уборка — вы-

3 И. Е. Бондарчук и др.- 702
пуск», здесь же имеется сигнальная лампа «Трап выпущен» (на
самолетах первых выпусков — «Трап убран»). На правой панели
приборной доски экипажа установлены переключатель «Управление
трапом; выпущен» (см. рис. 8), обеспечивающий управление только
выпуском трапа, сигнальная лампа «Трап выпущен» («Трап
убран» — на самолетах первых выпусков) и автомат защиты цепей
управления трапом АЗС-5 «Управление трапом: питание».

Сигнальные лампы «Трап выпущен» выключаются концевыми
выключателями, когда входной трап полностью убран. Перед
включением системы на выпуск или уборку трапа необходимо
включить автомат защиты АЗС-5 «Управление трапом: питание».

Для выпуска входного трапа при управлении из кабины экипажа
нужно включить выключатель «Управление трапом: выпущен»
и убедиться, что загорелась сигнальная лампа «Трап выпущен».
Аналогично осуществляется управление выпуском входного трапа
из грузового отсека, но при этом нажимный переключатель «Трап:
уборка — выпуск» нужно удерживать в положении «Выпуск» до
полного выпуска трапа, в чем можно убедиться только наблюде-
нием за последним, так как сигнальные лампы «Трап выпущен» за-
гораются в самом начале выпуска трапа.

Следует помнить, что цепь выпуска трапа с помощью переклю-
чателя «Управление трапом: выпущен» защищена автоматом
АЗС-20 «Зажит. АИ-25: прав., средн.», установленным на правом ак-
кумуляторном электрощитке, и питается непосредственно от бор-
товых аккумуляторных батарей. В связи с этим при длительной
стоянке самолета с выпущенным трапом во избежание разряда этих
батарей переключатель «Управление трапом» нельзя оставлять
в положении «Выпущен».

Для уборки входного трапа нужно установить нажимный пере-
ключатель «Трап: убран — выпущен» в положение «Убран» и так
удерживать его до тех пор, пока не погаснет сигнальная лампа
«Трап выпущен» (не загорится сигнальная лампа «Трап убран» на
самолетах первых выпусков).

После этого нужно закрыть откидную крышку «Трап» и вход-
ную дверь в пассажирский салон, затем выключить автомат за-
щиты сети «Управление трапом: питание» на приборной доске ка-
бины экипажа.

Управление реверсивно-тормозным устрой-
ством (РТУ) осуществляется с помощью трехпозиционного пере-
ключателя «Реверс вкл. — откл.», установленного на среднем пульте
кабины экипажа и обеспечивающего включение электромагнитного
крана ГА163А/16, который имеет две обмотки и управляет подачей
гидросмеси в цилиндры выпуска и уборки тормозных щитков. Воз-
ле переключателя имеются зеленая сигнальная лампа «Реверс
откл.» и желтая лампа «Реверс вкл.», цепи электропитания которых
замыкаются концевыми выключателями, связанными с РТУ, со-
ответственно при убранных и выпущенных тормозных щитках.

Для получения сигнализации об уровне гидросмеси в баке в нем
установлен сигнализатор (датчик) ДСМКЗ-2Т поплавкового типа.
66
На приборной доске экипажа имеются сигнальные лампы «Уровень
гидросмеси норм.» и «Уровень гидросмеси низк.». Когда уровень
гидросмеси в баке находится между верхним и нижним заданными
значениями, сигнализатор включает лампу «Уровень гидросмеси
норм.». Если уровень гидросмеси станет меньше допустимого, то
по сигналу датчика выключается лампа «Уровень гидросмеси
норм.» и включается лампа «Уровень гидросмеси низк.».

В состав системы сигнализации отказа ги-
дравлических насосов входят два реле давления
ГА135Т-00-30, каждое из которых обеспечивает сигнализацию отка-
за одного гидронасоса. Если давление на выходе насоса станет
меньше 40+10 кгс/см2, реле включает соответствующую сигналь-
ную лампу «Отказ гидр, лев.» или «Отказ гидр, средн.» на прибор-
ной доске.

Электрические цепи сигнализации системы гидравлики защи-
щены автоматом АЗС-5 «Гидросист.», расположенным на правом
электрощитке АЗС.

Для обеспечения возможности перекрытия трубопроводов по-
дачи гидросмеси к насосам во всасывающих магистралях установле-
но по одному электромагнитному клапану МКТ-162. Клапан сра-
батывает, перекрывая подачу гидросмеси к насосу, при включении
его электропитания с помощью соответствующего выключателя
«Гидравлика, пожарные клапаны закрыты: лев., средн.». Два эти
выключателя расположены на верхнем пульте кабины экипажа. Они
имеются, как и клапаны МКТ-162, только на самолетах последних
выпусков. Цепь включения электромагнитных клапанов защищена
автоматом АЗРГК-5 «Посадка без шасси», расположенным на ле-
вом электрощитке АЗС.

14.	Электрооборудование систем управления триммерами,
стопорением рулей и элеронов

Управление триммерами правого элерона и руля поворота осу-
ществляется с помощью электромеханизмов МП-100М. В состав
электромеханизма входят реверсивный электродвигатель постоян-
ного тока, редуктор с роликовой винтовой парой и концевые
выключатели.

Электродвигатель питается от бортовой сети постоянного тока
и потребляет ток не более 2,3 А. Концевые выключатели отклю-
чают электродвигатель при крайних положениях триммера, а также
включают сигнальную лампу, когда триммер находится в ней-
тральном положении.

Электромеханизм МП-100М рассчитан на кратковременно пов- .
торный режим работ: после цикла отклонения триммера из одно-
го в другое крайнее положение необходим перерыв не менее 1 мин,
а после шести таких циклов — не менее 1 ч. Время отклонения
триммера из одного крайнего положения в другое составляет
около 30 с.
Электромеханизмы МП-100М установлены по одному в но-
совых частях правого элерона и руля поворота.

Управление электромеханизмами триммеров элеронов и руля пово-
рота осуществляется с помощью нажимных переключателей «Трим-
мер элер.: лев,—прав.» и «Триммер РП: лев.— прав.», которые
имеются на среднем пульте кабины экипажа. Возле каждого пере-
ключателя установлена сигнальная лампа «Нейтр.», горение кото-
рой сигнализирует о нейтральном положении триммера. Цепи пи-
тания систем управления триммерами защищены двумя автомата-
ми защиты АЗС-2 «Триммеры: элер., РП», расположенными на
правом электрощитке АЗС.

Работоспособность электромеханизмов управления триммерами
проверяют перед полетом, для чего нажимают переключатели
и убеждаются, что триммеры отклоняются от нейтрального поло-
жения (гаснут сигнальные лампы «Нейтр.»). После проверки трим-
меры устанавливают в нейтральное положение, убеждаясь в этом
по горению сигнальных ламп. Если перед полетом производились
какие-либо работы, связанные с установкой и подключением элек-
тромеханизма, то следует убедиться в том, что направление откло-
нения триммера соответствует стороне нажатия соответствующего
переклю чател я.

Система стопорения рулей и элеронов включает в себя три элек-
тромеханизма УТ-6Д, управление работой которых осуществляется
с помощью двух переключателей «Стопорение РП и элер. — Рассто-
порение» и «Стопорение РВ — Расстопорение». Переключатели
установлены на панели стопорения, расположенной в кабине экипа-
жа над правым пультом. На этой же панели имеются сигнальные
лампы «Питание вкл.», «Стопорение» и «Расстопорение», а на при-
борной доске слева установлено табло «Расстопори рули, выкл.
пит.», которое подсвечивается, когда не полностью расстопорен хо-
тя бы один орган управления или включено электропитание
системы.

Кроме того, в состав системы входят концевые выключатели
и электромагнитные реле. Цепи электропитания сигнальной лампы
«Питание вкл.» и электромеханизмов защищены автоматом за-
щиты сети АЗРГК-10 «Питание вкл.», установленным на панели
стопорения.

С помощью этого же автомата защиты включается и выклю-
чается электропитание системы.

Цепь питания ламп «Стопорение», «Расстопорение» и табло
«Расстопори рули, выкл. пит.» защищены автоматом защиты сети
АЗРГК-2 «Сигнал запуск», который расположен на левом электро-
щитке АЗС.

Благодаря наличию концевых выключателей, связанных с элек-
тромеханизмами стопорения, запуск двигателей АИ-25 возможен
при полностью расстопоренных всех органах управления. С по-
мощью других концевых выключателей и реле исключается воз-
можность стопорения рулей и элеронов при оборотах хотя бы
одного двигателя АИ-25 выше 41%.
Глава IV

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
И ПРОТИВООБЛЕДЕНЕНИЯ

15.	Электрооборудование системы кондиционирования

Назначение и состав. Электрооборудование системы кондицио-
нирования обеспечивает:

включение и выключение системы кондиционирования;

автоматическое, ручное или дополнительное ручное регулирова-
ние заданных значений количества и температуры воздуха, подавае-
мого в герметическую кабину самолета;

световую и звуковую сигнализацию о повышении и понижении
давления в герметической кабине до заданных величин;

выключение основной и включение дублирующей системы регу-
лирования давления в герметической кабине;

управление разгерметизацией кабины.

Кроме того, в состав системы кондиционирования входят при-
боры, обеспечивающие контроль температуры воздуха в системе
кондиционирования и в герметической кабине, измерение относи-
тельного количества воздуха, отбираемого от двигателей на наддув
кабины, а также контроль перепада давлений в герметической каби-
не и за бортом самолета («высоты» в кабине}.

В состав электрооборудования системы кондиционирования
(рис. 17) входят ряд электромеханизмов и регулирующих устройств,
а также органы управления и элементы контроля, расположенные
на правой неподвижной панели приборной доски кабины экипажа
(см. рис. 8).

Механизмы подачи воздуха в кабину. Электромеханизм
МПК-15-5 обеспечивает открытие и закрытие запорной заслонки,
установленной в объединенной магистрали отбора воздуха от дви-
гателей на наддув кабины и предназначенной для включения и вы-
ключения подачи воздуха в герметическую кабину от компрессоров
авиадвигателей. В электромеханизме имеются два электродвигателя
постоянного тока, один из которых обеспечивает открытие и закры-
тие заслонки в течение 30 — 70 с, а другой предназначен для уско-
ренного (в течение 7 с) закрытия и открытия запорной заслонки
в аварийных случаях, а также используется для управления заслон-
кой в случае отказа первого электродвигателя. При полностью от-
крытой и закрытой заслонке электродвигатели выключаются кон-
цевыми выключателями. Дистанционное управление работой элек-
тромеханизма МПК-15-5 осуществляется с помощью переключате-
лей «Сист. норм. вкл. — выкл.» и «Сист. авар. вкл. — выкл.». Возле
переключателей имеется сигнальная лампа с красным светофиль-
тром «Сист. выкл.», которая включается концевым выключателем
электромеханизма, когда запорная заслонка полностью закрыта.

Регулятор весовой подачи воздуха АРВП-13БТ
автоматически поддерживает заданный весовой расход воздуха на
69
Рис. 17. Упрощенная электрическая схема системы кондиционирования (4084АТ,
1408Т, 1293ЕТ — заслонки; 2259Т — клапан; 1932Т — блок заслонок; 4827А — блок
управления; 1362 --ограничитель температуры; МП-5И — электромеханизм)

наддув кабины в зависимости от установленного (первого или вто-
рого) режима системы кондиционирования.

Переключение режимов с учетом высоты полета самолета осу-
ществляется с помощью переключателя «Расход воздуха в сист.:
1 реж. — 2 реж.», который обеспечивает управление работой автома-
тического регулятора весовой подачи воздуха АРВП — 13БТ, уста-
новленного в общей магистрали подачи воздуха за запорной
заслонкой.

В состав автоматического регулятора АРВП-13БТ входят датчик
расхода воздуха 2344ВТ, командный прибор 4211БТ и дроссельная
заслонка 1293ЕТ, в которой имеется электромеханизм МПК-15-5,
предназначенный для открытия и закрытия заслонки.

Чувствительной частью датчика является трубка Вентури, помещенная в общей
магистрали подачи воздуха в герметическую кабину. Перепад давлений в узкой
и широкой частях трубки зависит от весового количества проходящего через нее
воздуха и подводится к командному прибору, где действует на мембрану. С мем-
браной связаны электрические контакты, через которые при их замыкании вклю-
чается электромеханизм дроссельной заслонки. При этом в зависимости от факти-
ческого весового расхода воздуха по сравнению с заданным заслонка будет
открываться или закрываться до тех пор, пока фактический расход воздуха не ста-
нет равным заданному.

Для обеспечения возможности переключения режимов работы системы в датчике
расхода воздуха имеется электромагнит, посредством которого в трубку Вентури
можно вводить сопротивление для потока воздуха, изменяя этим перепад давлений
в узкой и широкой частях трубки при том же количестве проходящего через нее
воздуха, вследствие чего командный прибор перенастраивается на другой весовой
расход воздуха. Включение и выключение электромагнита командного прибора
осуществляется с помощью переключателя «Расход воздуха в сист.: 1 реж. —
2 реж.».

Механизмы и ириборы регулирования температуры воздуха. Для
обеспечения возможности автоматического или ручного регулиро-
вания температуры воздуха в общей линии воздухопровод за дат-
чиком расхода воздуха раздваивается на две линии. В одной линии
воздух охлаждается с помощью воздухо-воздушных радиаторов,
а в другой проходит без охлаждения. Далее обе эти линии идут че-
рез двухканальный блок заслонок 1932Т, обе заслонки которого
управляются электромеханизмом МПК-13БТВ, включаемым с по-
мощью переключателя «Температура воздуха за турбохол.: тепл. —
холод. — автом.» вручную или автоматическим регулятором темпе-
ратуры АРТ-9.

Термометр ТУЭ-48 служит для контроля за температурой
воздуха в общей линии за турбохолодильником. Указатель термо-
метра с переключателем установлены на правой амортизированной
панели приборной доски, а один из трех приемников температуры —
в общей линии. В зависимости от положения заслонок двухка-
нального блока воздух в дальнейшем подается: только на турбохо-
лодильник для дальнейшего охлаждения или, минуя турбохолодиль-
ник, без охлаждения, или часть воздуха — через гурбохолодильник
и часть воздуха, минуя его. В дальнейшем обе эти линии подачи
воздуха объединяются.

Когда при ручной регулировке температуры воздуха в общей
магистрали переключатель «Температура воздуха за турбохоло-
дильн.» устанавливают в положение «Тепл.», то электромеханизм
МПК-13БТВ поворачивает заслонку подачи теплого воздуха на от-
крытие и одновременно заслонку подачи холодного воздуха — на
закрытие, а при положении переключателя «Холод» — заслонки
поворачиваются в противоположных направлениях.

Однако основным является режим автоматического регулирова-
ния температуры воздуха за турбохолодильником, включаемый
установкой переключателя «Температура воздуха за турбохол.»
в положение «Автом.». Работа системы в этом режиме обеспечи-
вается автоматическим регулятором температуры
АРТ-9, состоящим из задатчика температуры 4399Т, приемника
температуры П-1 и блока управления 4827А.

Задатчик температуры 4399Т представляет собой регулируемое вручную элек-
трическое сопротивление. Он установлен на правой неподвижной приборной доске,
его ручка со шкалой имеет надпись «Температура воздуха за турбохолод.».

Приемник температуры П-1, установленный в трубопроводе подачи воздуха,
также является электрическим сопротивлением, величина которого зависит от тем-
пературы его нагрева, т. е. от фактической температуры воздуха в трубопроводе.

Как датчик, так и приемник температуры подключены к блоку управления, ко-
торый сравнивает величины этих двух сопротивлений, тем самым сравнивая задан-
ное и фактическое значения температуры воздуха. Если эти значения не равны, то
блок управления 4827А включает электромеханизм МПК-13БТВ, который при этом
поворачивает заслонки так, что фактическое значение температуры воздуха стано-
вится равным заданному.
Когда вручную или автоматически хотя бы немного открыта заслонка подачи
воздуха, через турбохолодильник, имеющийся в электромеханизме МПК-13БТВ
управления этой заслонкой, концевой выключатель включает сигнальную лампу
«ТХУ вкл.» с зеленым светофильтром, расположенную на правой неподвижной па-
нели приборной доски экипажа.

В пассажирский салон воздух подается от общей линии за тур-
бохолодильником, а также от линии подмешивания горячего возду-
ха, через которую воздух проходит, минуя воздухо-воздушные ра-
диаторы и турбохолодильник.

В трубопроводе подачи горячего воздуха имеется регулятор
подачи воздуха 1408Т, заслонка которого открывается и закрывает-
ся электромеханизмом МПК-13БТВ, управляемым автоматическим
регулятором температуры воздуха в салоне или вручную с по-
мощью переключателя «Температура воздуха в салоне». В состав
автоматического регулятора температуры воздуха в салоне входят
также блок управления 4827А, задатчик температуры 4399Т и дат-
чик температуры П-9Т, назначение и принцип действия которых
аналогичны назначению и принципу действия соответствующих
агрегатов регулятора температуры АРТ-9.

Для включения режима автоматического регулирования темпе-
ратуры воздуха в пассажирском салоне переключатель «Температу-
ра воздуха в салоне» устанавливают в положение «Автом.», при
ручном регулировании температуры — в положение «Тепл.» или
«Холод» в зависимости от требуемого изменения температуры воз-
духа. Когда же температура воздуха достигнет требуемого значе-
ния, переключатель переводят в нейтральное положение.

Контроль за температурой воздуха в пассажирском салоне осу-
ществляют с помощью термометра ТВ-19Т, указатель которо-
го расположен на правой амортизированной панели приборной до-
ски экипажа.

Для того чтобы при пониженных температурах наружного воздуха обеспечить
достаточно высокую температуру воздуха в общей линии его подачи, на самолетах
последних выпусков имеется дополнительный трубопровод, обходящий турбохоло-
дильник. В этом трубопроводе установлена заслонка 1408Т с электромеханизмом
МПК-1БТВ. Управление электромеханизмом производится с помощью переключа-
теля «Температура воздуха в салоне» так же, как и электромеханизмом заслонки
подмешивания горячего воздуха, но только при условии, что включен выключатель
«Обвод ТХ». Если же этот выключатель выключить, то заслонка будет оставаться
в том положении, которое она занимала в момент его выключения.

Механизмы и приборы дополнительного регулирования темпера-
туры и количества воздуха. Для обеспечения возможности дополни-
тельного регулирования температуры и количества воздуха,
подаваемого в кабину экипажа, в трубопроводах подачи воздуха
установлены две заслонки с электромеханизмами МП-5И. Одна из
них расположена в трубопроводе отбора воздуха из общей маги-
страли в кабину экипажа. Управление ее положением осуществляет-
ся с помощью переключателя «Воздух, подача экипажу больше —
меньше». Другая заслонка установлена в трубопроводе подачи
горячего воздуха в кабину экипажа. Для управления ее электроме-
ханизмом над средней панелью приборной доски экипажа имеется
переключатель «Воздух в кабине теплее — холоднее».
При крайнем, т. е. полностью открытом или закрытом, положе-
нии заслонки каждый электромеханизм МП-5И выключается авто-
матически концевыми выключателями.

В системе кондиционирования предусмотрена защита герметиче-
ской кабины от подачи в нее воздуха с температурой выше допу-
стимой. Защита обеспечивается биметаллическим ограничителем
температуры 1362, чувствительный элемент которого установлен
в общей линии подачи воздуха в герметическую кабину. Ограничи-
' тель температуры электрически соединен с электромеханизмом за-
слонки 1408Т регулятора температуры воздуха. Если при открытии
этой заслонки температура воздуха в общей магистрали достигнет
85°, ограничитель температуры разомкнет электрическую цепь от-
крытия заслонки и дальнейшее открытие ее остановится. В случае
же увеличения температуры воздуха в общей магистрали до 110°
ограничитель 1362 включит электромеханизм заслонки регулятора
температуры воздуха на ее закрытие. В этом случае заслонка будет
закрываться до тех пор, пока температура воздуха не понизится
до 85°.

Электрооборудование системы регулирования давления в гермети-
ческой кабине обеспечивает включение основной или дублирующей
системы регулирования давления, световую и звуковую сигнализа-
цию об аварийном увеличении давления свыше допустимого и о па-
дении давления до величины меньше допустимой (о разгерметиза-
ции кабины).

Для обеспечения управления основным и дублирующим регуля-
торами давления, а также разгерметизацией кабины («сбросом
давления») в аварийных случаях на самолете имеются три электро-
магнитных клапана 2259Т. Два из них включают с помощью
выключателя «Дублер per. давл.» в случае отказа основной системы
регулирования давления в герметической кабине. При этом один
клапан отключает основную, а другой включает дублирующую си-
стему регулирования давления, о чем сигнализирует горение сиг-
нальной лампы «Дублер per. давл.» с желтым светофильтром. Если
же аварийная ситуация требует срочной разгерметизации кабины
(«сброс давления»), то включают выключатель «Сброс давл. авар.»,
вследствие чего электромагнитный клапан включения аварийной
системы регулирования давления и третий из упомянутых выше
клапанов включают дублирующую систему регулирования давле-
ния в режим «сброс давления». При этом клапан дублирующего ре-
гулятора давления полностью открывается, горит сигнальная лам-
па «Сброс давления» с красным светофильтром.

В случае повышения избыточного давления в герметической ка-
бине до 0,48 кгс/см2 срабатывает сигнализатор перенаддува СДУ
ЗА-0,48, по принципу действия представляющий собой электромеха-
ническое реле давления. В результате включается сигнальная лампа
«Перенаддув» и на телефоны пилотов подается ток частотой 400 Гц
(в телефонах прослушивается звуковой сигнал этой частоты). Если
по Какой-либо причине абсолютное давление в герметической каби-
не понизится до величины, соответствующей высоте 3400 м (500 мм
рт. ст.), срабатывает высотный сигнализатор ВС-46 — барометриче-
ское реле, отрегулированное на указанное давление. При этом сиг-
нализатор включает сигнальную лампу «Разгерм. кабины» и одно-
временно на телефоны пилотов тоже подается ток частотой 400 Гц.

Электропитание и проверка работоспособности системы кондицио-
нирования. Электропитание системы осуществляется от
бортовой сети постоянного тока через автоматы защиты АЗС-5
«Кондиционирование», АЗС-5 «Обогрев кабины», АЗС-2 «Обогрев
салона» и АЗС-2 «Турбохолодильник», установленные на правом
электрощитке АЗС. Кроме того, на самолетах первых выпусков
установлены регуляторы температуры, питающиеся также от сети
переменного тока напряжением 115 В, частотой 400 Гц (от преобра-
зователя ПО-1500 «Радио»).

Частичную проверку работоспособности си-
стемы кондиционирования можно осуществить при вы-
ключенных двигателях. Для выполнения такой проверки нужно
включить автоматы защиты цепей питания системы, а затем с по-
мощью переключателей «Сист. норм, вкл. — выкл.» и «Температура
воздуха за турбохол.» открыть заслонки и убедиться, что при этом
лампа «Сист. выкл.» погасла, а лампа «ТХУ вкл.» горит. После это-
го следует закрыть заслонки и убедиться, что лампа «Сист. выкл.»
горит, а лампа «ТХУ вкл.» погасла.

Полную проверку работоспособности си-
стемы кондиционирования осуществляют как при выклю-
ченных, так и при работающих двигателях в процессе технического
обслуживания системы. Порядок выполнения этой проверки приве-
ден в инструкции по эксплуатации системы кондиционирования,
а порядок ее использования в полете изложен в руководстве по лет-
ной эксплуатации самолета.

16.	Электрооборудование системы противообледенения
самолета и двигателей

Назначение и состав. Воздушно-термическая система противо-
обледенения предназначена для предотвращения обледенения пере-
дних кромок крыла, киля, стабилизатора, воздухозаборников двига-
телей и верхней УКВ антенны, а также для обогрева входных
направляющих аппаратов двигателей и воздухозаборника системы
кондиционирования. Кроме того, на самолете предусмотрен обо-
грев криволинейного канала воздухозаборника среднего двигателя
воздухом, отбираемым от двигателей в систему кондиционирова-
ния.

Электрооборудование системы противообледенения (рис. 18)
обеспечивает ручное и автоматическое управление работой си-
стемы, а также контроль ее работы. .В его состав входят ряд элек-
тромеханизмов, предназначенных для открытия и закрытия засло-
нок перепуска воздуха, а также электромагнитные реле, концевые
выключатели, переключатели управления работой электромеханиз-
мов, сигнальные лампы контроля работы системы.
Рис. 18. Упрощенная электрическая схема воздушно-термической системы противо-
обледенения:

ВК1 — концевой выключатель, замыкающий свои контакты при открытой заслонке обогрева
корня крыла, антенны, воздухозаборника и воздухо-воздушного радиатора; ВК2 — концевой
выключатель, контакты которого замыкаются при открытой заслонке обогрева оперения;
ВКЗ — концевой выключатель, переключающий свои контакты при открытой заслонке обогрева
концевых частей крыла; ВК4 — концевой выключатель, замыкающий свои контакты при
положении заслонки обогрева воздухозаборника двигателя от среднего до полностью открытого
положения

Заслонки отбора воздуха на обогрев воздухо-
заборников двигателей открываются и закрываются элек-
тромеханизмами МП-5И, установленными гю одному на каждом
двигателе. Для управления подачей воздуха на обогрев входных на-
правляющих аппаратов двигателей используются электромеха-
низмы МПК-14МТВ, а заслонкой подачи воздуха на обогрев опере-
ния управление производится посредством электромеханизма
МП-5И. Кроме того, один электромеханизм МПК-1, устано-
вленный на среднем двигателе, обеспечивает открытие и закрытие
заслонки подачи воздуха на обогрев корня крыла, антенны и возду-
хозаборника системы кондиционирования, а другой такой же элек-
тромеханизм на левом двигателе является приводом для заслонки
обогрева концевых частей крыла. Таким образом, на каждом двига-
теле имеется по три электромеханизма, а так как электрические
схемы управления соответствующими электромеханизмами всех
трех двигателей аналогичны, то на рис. 18 для упрощения показана
схема управления электромеханизмами только правого двигателя.

Все электромеханизмы управления заслонками по принципу их работы одно-
типны. Каждый из них состоит' из реверсивного электродвигателя постоянного тока
и редуктора, а также имеет концевые выключатели, предназначенные для автомати-
ческого выключения электродвигателей механизмов при крайних положениях за-
слонок, т. е. при полностью открытых и закрытых заслонках.

Электромагнитные реле обеспечивают дистанционное,
а также автоматическое управление работой системы и устано-
влены на электрощитке противообледенения. Концевые выключате-
ли входят в состав автоматики системы, часть из них предназначе-
на для включения ламп, сигнализирующих о режиме работы
и состоянии системы.
Электромеханическое реле времени ЭМВР-27Б, имеющееся в со-
ставе электрооборудования системы, обеспечивает работу системы
в автоматическом режиме, когда управление электромеханизмами
заслонок обогрева осуществляется автоматически по сигналам ра-
диоизотопных сигнализаторов обледенения РИО-3, датчики ко-
торых установлены в воздухозаборниках левого и правого двигате-
лей АИ-25 (на самолетах последних выпусков установлен один
сигнализатор обледенения РИО-3, датчик которого расположен
справа на обшивке носовой части фюзеляжа).

Питание агрегатов электрооборудования си-
стемы противообледенения осуществляется от бортовой
сети постоянного тока, а сигнализаторов обледенения РИО-3 — от
сетей постоянного и переменного однофазного тока. Цепи питания
систем противообледенения защищены автоматом защиты АЗС-5
«Противооблед. система включ.» и тремя автоматами АЗС-2 «Обо-
грев двигателей: лев., средн., прав.», которые расположены на пра-
вом электрощитке АЗС.

На правом пульте кабины экипажа установлены два автомата
защиты АЗС-15 «Сигнал облед. двиг.: лев., прав.» и автомат
защиты АЗС-2 «Блокировка РИО-3, вкл. постоянно», защищающие
пени питания сигнализаторов обледенения РИО-3 от бортовой
сети постоянного тока. Цепи питания сигнализаторов обледенения
переменным однофазным током защищены двумя предохранителями
СП-1 «РИО-3 прав, двиг., звук, сигн.» и «РИО-3 лев. двиг.»,
которые размещены в электрощитке предохранителей переменного

Рис. 19. Размещение органов управле-
ния воздушно-термической системой
противообледенения на правом пульте
кабины экипажа

тока.

Принцип работы, органы
управления и контроля. Органы
управления работой противо-
обледенительной системы и
сигнальные лампы контроля ее
работы размещены на правом
пульте кабины экипажа (рис. 19).
Переключатель «Поли. — Пред-
вар.» служит для включения
системы на полный или предва-
рительный режим работы. При
его среднем положении система
выключена, т. е. все заслонки
отбора воздуха от двигателей
на обогрев закрыты. Когда
включен полный режим работы
системы, все заслонки открыва-
ются полностью и связанные
с ними концевые выключатели
включают сигнальные лампы
«Поли.» и «Обогрев двига-
телей включен: лев., средн.,
прав.».
Лампа «Поли.» включается концевыми выключателями, когда полностью от-
крыты заслонки подачи воздуха на обогрев оперения и обе заслонки обогрева кры-
ла (заслонка обогрева корня крыла, антенны УКВ радиостанции, воздухозаборника
системы кондиционирования и заслонка обогрева концевых частей крыла). Сиг-
нальные лампы «Обогрев двигателей включен: лев., средн., прав.» включаются кон-
цевыми выключателями, связанными с заслонками обогрева воздухозаборников
двигателей и с заслонками подачи воздуха на обогрев входных направляющих ап-
паратов (ВНА). Каждая из этих ламп горит, когда заслонка обогрева ВНА данного
двигателя открыта полностью, а заслонка обогрева воздухозаборника двигателя
находится в положении от среднего до полностью открытого.

Если систему нужно выключить из полного режима, т. е. за-
крыть все заслонки, то переключатель «Поли. — Предвар.» следует
установить в нейтральное положение.

Для включения предварительного режима работы системы пере-
ключатель «Поли. — Предвар.» устанавливают в положение «Пред-
вар.», В результате полностью открываются заслонки обогрева
ВНА, корня крыла, УКВ антенны и воздухозаборника системы кон-
диционирования, Заслонки обогрева воздухозаборников двигателей
открываются до их среднего положения, а заслонки обогрева кон-
цевых частей крыла и хвостового оперения остаются закрытыми
(закрываются, если перед включением предварительного режима
был включен полный).

Концевые выключатели, связанные с заслонкой обогрева корня крыла, УКВ ан-
тенны, воздухозаборника системы кондиционирования и с заслонкой обогрева кон-
цевых частей крыла, включают сигнальную лампу «Предвар.». Таким образом, эта
сигнальная лампа горит, когда первая из указанных заслонок открыта, а вторая
закрыта.

Когда включен предварительный режим, цепи питания сигнальных ламп «Обо-
грев двигателей включен: лев., средн., прав.» замыкаются тоже концевыми выклю-
чателями, которые связаны с заслонками обогрева ВНА и воздухозаборников дви-
гателей. Следовательно, лампа, сигнализирующая о включении обогрева двигателя,
включается, когда заслонка обогрева ВНА открыта полностью, а заслонка обогрева
воздухозаборника данного двигателя открыта хотя бы до среднего ее положения.

Для выключения системы из предварительного режима (закры-
тия всех заслонок) нужно переключатель «Поли. — Предвар.» уста-
новить в нейтральное положение.

На самолете предусмотрено автоматическое переключение си-
стемы противообледенения с полного на предварительный режим
в зависимости от режима работы правого и среднего двигателей.
При установке рычага управления хотя бы одного из этих двигате-
лей в положение более 80° по лимбу агрегата 762МА срабатывает
связанный с системой управления двигателем концевой выключа-
тель, и поэтому противообледенительная система, которая была
включена в полный режим, автоматически переключается на пред-
варительный. Противообледенительная система автоматически вы-
ключается, когда обороты компрессоров высокого давления любых
двух двигателей становятся меньше 41 % по тахометрам. Это вы-
ключение обеспечивается выключателями воздушных стартеров
двигателей.

На самолете предусмотрен автоматический режим работы си-
стемы противообледенения. Для ее включения в этот режим необ-
ходимо включить автоматы защиты цепей питания системы, вы-
ключатель «Автом.» на правом пульте кабины экипажа, а также
включить в работу сигнализаторы обледенения РИО-3 (на самоле-
тах более поздних выпусков установлен один сигнализатор). При
этом все заслонки обогрева остаются закрытыми до поступления
на систему сигнала обледенения от сигнализатора РИО-3. Когда
такой сигнал поступает хотя бы от одного из двух сигнализаторов,
система противообледенения включается на полный режим, как
и при ручном ее включении, и одновременно запускается реле
времени, обеспечивающее включение системы на 1 мин.

При продолжающемся обледенении сигнал, поступающий от сигнализатора
РИО-3, до истечения указанного времени не прекратится или поступит повторно,
вследствие чего противообледенительная система останется включенной и реле
времени будет отрабатывать следующий цикл продолжительностью 1 мин. Когда
самолет выйдет из зоны обледенения, прекратится подача сигнала обледенения сиг-
нализатором РИО-3 и после отработки реле времени очередного цикла продолжи-
тельностью 1 мин противообледенительная система выключится.

Ввиду того, что сигнализаторы обледенения РИО-3 не обеспечивают достаточ-
ной надежности включения противообледенительной системы, автоматический ре-
жим ее работы не используют.

Включение системы противообледенения в режим обогрева дви-
гателей производят при работающих двигателях на земле в усло-
виях возможного обледенения. Это включение осуществляется с по-
мощью трех выключателей «Обогрев двигателей на земле: лев.,
средн., прав.», установленных на правом пульте кабины экипажа.
Когда обогрев двигателей на земле включен с помощью указанных
выключателей, обогреваются передние кромки воздухозаборников
и входные направляющие аппараты двигателей, причем заслонки
обогрева воздухозаборников открыты только частично, а заслонки
обогрева входных направляющих аппаратов — полностью.

Для проверки системы противообледенения на земле при нера-
ботающих двигателях на правом пульте кабины экипажа имеется
кнопка «Нажать при проверке ПОС». Когда кнопка нажата, замы-
кается электрическая цепь, которая при ненажатой кнопке замкнута
только при оборотах роторов высокого давления хотя бы двух дви-
гателей более 41%.

Это обеспечивает возможность включения системы (открытие
заслонок) в предварительный или полный режим независимо от то-
го, что двигатели остановлены.

Проверка работоспособности и управление. Проверка работоспо-
собности системы противообледенения на земле осуществляется
при неработающих двигателях АИ-25. Перед проверкой необходи-
мо включить автоматы защиты, которые установлены на правом
электрощитке АЗС.

Для проверки работы электромеханизмов, обеспечивающих от-
крытие и закрытие заслонок системы противообледенения, необхо-
димо:

включить выключатели «Обогрев двигателей на земле» (в ре-
зультате должны загореться три сигнальные лампы «Обогрев дви-
гателей вкл.»);
установить выключатели «Обогрев двигателей на земле» в поло-
жение, соответствующее «Выкл.» (сигнальные лампы «Обогрев дви-
гателей вкл.» должны погаснуть).

Проверка включения системы в предварительный и полный ре-
жимы производится при нажатой кнопке «Нажать при проверке
ПОС». Удерживая кнопку нажатой, для осуществления проверки
необходимо:

установить переключатель «Поли. — Предвар.» в положение
«Предвар.», в результате чего должны загореться сигнальные
лампы «Обогрев двигателей вкл.» и «Предвар.»;

установить переключатель «Поли. — Предвар.» в нейтральное
положение (все сигнальные лампы системы противообледенения
должны погаснуть);

установить переключатель «Поли.—Предвар.» в положение
«Поли.» (должны загореться сигнальные лампы «Обогрев двигате-
лей вкл.» и «Поли.»);

установить РУД правого или среднего двигателя в положение
выше номинала (сигнальная лампа «Поли.» должна погаснуть,
а лампа «Предвар.» загореться);

перевести переключатель «Поли. — Предвар.» в нейтральное по-
ложение и убедиться, что вследствие этого погасли все сигнальные
лампы системы противообледенения;

отпустить кнопку «Нажать при проверке ПОС».

При необходимости работоспособность системы противообледе-
нения в автоматическом режиме проверяется в следующем порядке:

включить выключатель «Автом.» системы противообледенения,
а также хотя бы один сигнализатор обледенения РИО-3;

выключить автомат защиты АЗС-2 «Шасси основн.» на правом
электрощитке АЗС, чем имитируется сигнал обледенения;

нажать кнопку «Нажать при проверке ПОС» — в результате чего
в зависимости от положения РУД среднего и правого двигателей
система противообледенения включается в предварительный или
полный режим;

выключить сигнализаторы обледенения РИО-3, при этом систе-
ма противообледенения выключается через 1 мин;

отпустить кнопку «Нажать при проверке ПОС» и включить ав-
томат защиты «Шасси основн.».

При проверке системы противообледенения следует иметь в виду, Что время
перестановки заслонок составляет 20— 50 с, т. е. сигнальные лампы загораются или
гаснут по истечении этого времени после установки переключателей в соответ-
ствующие положения.

Перед запуском двигателей необходимо убедиться, что переклю-
чатели противообледенительной системы, расположенные на пра-
вом пульте кабины экипажа, выключены.

На земле в условиях возможного обледенения, т. е. при темпера-
туре наружного воздуха + 8° и ниже и наличии облачности, тумана,
снегопада, дождя или мороси, после запуска каждого двигателя
нужно включить его обогрев с помощью соответствующего выклю-
чателя «Обогрев двигателей на земле» и убедиться, что при этом
загорелась лампа, сигнализирующая о включенном обогреве данно-
го двигателя. Не допускается работа двигателя в условиях обледе-
нения без включения его обогрева, а также включение обогрева не-
работающего двигателя, крыла и оперения. При включенном
обогреве двигателя на земле его работа в режиме выше номиналь-
ного допускается не более 1 мин. Несоблюдение указанных условий
включения противообледенительной системы на земле приводит
к опасному перегреву конструкции воздухозаборника двигателя,
крыла и оперения.

При наличии условий обледенения следует запустить сначала
боковые, а затем средний двигатель, после чего для обеспечения
обогрева канала его воздухозаборника необходимо с помощью
переключателя «Включение сист. норм.» включить систему конди-
ционирования.

Перед взлетом в условиях возможного обледенения необходимо
установить двигателям режим работы не ниже 0,6 номинального на
время не менее 1 мин, после чего включить систему противообледе-
нения в предварительный режим, т. е. установить переключатель
«Поли. — Предвар.» в положение «Предвар.» и выключить переклю-
чатели «Обогрев двигателей на земле». При этом горят сигнальные
лампы «Предвар.» и «Обогрев двигателей вкл.». После взлета
и установки двигателям номинального режима следует включить
противообледенительную систему в положение «Поли.».

В условиях обледенения на земле включают обогрев двигателей с помощью
переключателей «Обогрев двигателей на земле», а во избежание обледенения кана-
ла воздухозаборника среднего двигателя систему кондиционирования выключают
только после останова двигателя.

17.	Система обогрева стекол фонаря кабины экипажа

Назначение и состав. Система электрического обогрева стекол
фонаря кабины экипажа предназначена для предупреждения
и устранения обледенения, а также запотевания стекол на земле и
в полете. Электрообогреваемыми являются два передних стекла фо-
наря кабины экипажа.

В состав системы обогрева стекол входят: два электрообогре-
ваемых стекла, два регулятора температуры нагрева стекол
ТЭР-1М, два автотрансформатора АТ7-1, электромагнитные реле.

Электрообогреваемое стекло имеет электронагрева-
тельный элемент, представляющий собой электрическое сопроти-
вление в виде тонкой прозрачной пленки. Кроме того, в стекле по-
мещен проволочный датчик температуры его нагрева. Сопротивле-
ние термо датчика, подключаемого к регулятору ТЭР-1М, зависит
от температуры нагрева стекла.

Регулятор температуры нагрева стекла ТЭР-1М
предназначен для поддержания температуры нагрева стекла в за-
данных пределах путем включения и выключения электропитания
нагревательного элемента стекла в зависимости от этой темпера-
туры. Он представляет собой релейную систему, состояние которой
зависит от сопротивления термо датчика, в свою очередь, зависяще-
80
го от температуры нагрева стекла. Регуляторы ТЭР-1М устано-
влены на этажерке между шпангоутами № 8 и 9 справа.

Автотрансформатор АТ7-1 предназначен для повышения
напряжения 115 В бортовой сети до величины, необходимой для пи-
тания электронагревательного элемента стекла. Автотрансформа-
торы установлены на шпангоуте № 2 слева.

Электромагнитные реле служат для коммутации цепей
питания нагревательных элементов стекол.

Включение обогрева стекол осуществляется с помощью двух ав-
томатов защиты АЗС-2 «Обогрев стекла: лев., прав.» и выключателя
«I ступень — II ступень», установленных на верхнем пульте кабины
экипажа. Каждый автомат защиты служит для включения обогрева
одного стекла, а также защищает цепь питания системы по по-
стоянному току. В зависимости от положения выключателя изме-
няется напряжение, поступающее от автотрансформатора на нагре-
вательный элемент стекла, в связи с чем изменяются скорость
и средняя температура нагрева стекла. Первая ступень соответ-
ствует медленному, вторая — ускоренному нагреву стекла.

Нагревательный элемент левого стекла питается от преобразователя ПО-1500
«Радио», правого — от преобразователя «Стекло». Один нагревательный элемент
потребляет ток около 4,5 А. В случае отказа одного из преобразователей ПО-1500
обогрев правого стекла автоматически выключается.

Цепи питания нагревательных элементов стекол защищены двумя предохрани-
телями СП-10 «Лев. стекло» и «Прав, стекло», расположенными в электрощитке
предохранителей переменного тока.

На самолете температура нагрева стекла поддерживается с помощью регулято-
ра ТЭР-1М в пределах 20 —30 °C.

Принцип работы и управление работой. Если электропитание на-
гревательного элемента стекла включено, то по мере его нагрева
изменяется сопротивление термодатчика, в результате чего при
температуре стекла около 30 °C регулятор ТЭР-1М выключает
электропитание нагревательного элемента. Когда стекло остынет
до температуры 20 °, вследствие изменения сопротивления термодат-
чика регулятор повторно включит электропитание нагревательного
элемента стекла. В дальнейшем этот процесс регулирования темпе-
ратуры стекла продолжается до тех пор, пока включен обогрев
с помощью автомата защиты «Обогрев стекла».

Перед полетом для проверки системы нужно установить вы-
ключатель на верхнем пульте кабины экипажа в положение «I сту-
пень», после чего включить автоматы защиты «Обогрев стекла»
и на ощупь убедиться в нагреве стекол.

На земле ввиду отсутствия достаточного обдува стекол их обогрев для устра-
нения запотевания или обмерзания можно включить только в режим «I ступень».
Перед взлетом в условиях возможного обледенения нужно включить систему в ре-
жим «II ступень», но это включение допускается не ранее чем через 7 — 8 мин после
включения режима «I ступень». Следует учитывать, что электрообогрев стекла на-
чинает эффективно действовать через 4 — 5 мин после его включения.

В полете обогрев стекол должен быть включен независимо от
метеоусловий. Перед входом в зону обледенения его необходимо
включить в режим «II ступень». После выхода из зоны обледенения
следует убедиться в том, что лед с обогреваемых поверхностей сте-
кол удален, и переключить электрообогрев на «I ступень».

При некоторых неисправностях системы обогрев стекла незави-
симо от температуры его нагрева не выключается автоматически.
Если это случилось в полете, то температуру нагрева стекла нужно
при необходимости регулировать, включая и выключая его обогрев
с помощью автомата защиты «Обогрев стекла».

В случае появления на стекле трещин его обогрев необходимо
выключить и не включать до замены стекла. Включение электро-
обогрева стекла, имеющего трещины, особенно недопустимо в по-
лете с загерметизированной кабиной.

Для устранения неисправности, приведшей к отказу обогрева
какого-либо из стекол, нужно проверить включение соответствую-
щего автомата защиты «Обогрев стекла», а на земле заменить
предохранитель в цепи питания электронагревательного элемента.

Глава V

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ СИСТЕМ СИГНАЛИЗАЦИИ
И ОСВЕЩЕНИЯ

18.	Система сигнализации и тушения пожара

Назначение, состав и размещение. Стационарное противопожар-
ное оборудование самолета предназначено для обнаружения и ту-
шения пожара в отсеках двигателей АИ-25 и установки АИ-9, а так-
же во внутренних полостях двигателей АИ-25. Система сигнализа-
ции и тушения пожара обеспечивает:

световую и звуковую сигнализацию о возникновении пожара
в любом из отсеков двигателей АИ-25, установки АИ-9 и во вну-
тренних полостях двигателей АИ-25;

автоматическое тушение пожара в отсеках двигателей огнету-
шителем первой очереди, а также ручное управление пожаротуше-
нием в этих отсеках с помощью огнетушителей второй, третьей
и четвертой очередей;

ручное включение пожаротушения во внутренних полостях дви-
гателей АИ-25 с помощью огнетушителей четырех очередей;

автоматическое включение пожаротушения в отсеках и во вну-
тренних полостях двигателей при посадке с убранными шасси
самолета;

полную проверку исправности электрических цепей системы на
земле иди в полете.

Сигнализация о пожаре в отсеках двигателей обеспечивается си-
стемой сигнализации пожара ССП-ФК, а сигнализация о пожаре во
внутренних полостях двигателей АИ-25 — системой ССП-7.

В состав системы ССП-ФК входят 36 датчиков ДТБГ w
2 исполнительных блока ССП-ФК-БИ или ССП-ФК-БИС.
Датчик ДТБГ представляет собой батарею термопар и предназ-
начен для выдачи сигнала о пожаре. Принцип его действия основан
на использовании явления возникновения термоэлектродвижущей
силы, которое состоит в следующем: если соединить одни концы
двух проводников из разнородных металлов и их подогреть, оста-
вив другие концы проводников холодными, то на этих холодных
концах возникнет э. д. с. Проводники, используемые для получения
термоэлектродвижущей силы, называются термопарой. При увели-
чении разности температур нагретых и холодных концов проводни-
ков термоэлектродвижущая сила увеличивается.

Датчик ДТБГ состоит из нескольких дифференциальных термо-
пар, включенный между собой последовательно. В такой термопаре
соединенные между собой одни концы двух проводников выпол-
нены тонкими, два других конца сравнительно массивными. При
изменении температуры среды, в которую помещен датчик, тонкие
концы прогреваются быстро, а массивные концы медленно, за счет
чего возникает разность температур нагрева этих концов, что вызы-
вает появление термоэлектродвижущей силы на свободных (мас-
сивных) концах термопары.

Следовательно, датчик ДТБГ воспринимает скорость нараста-
ния температуры окружающей среды, т. е. он сигнализирует о
пожаре, когда с определенной скоростью изменяется температура
в месте его установки.

Датчики ДТБГ системы ССП-ФК установлены в отсеках двига-
телей и объединены в группы, в каждой группе три датчика соеди-
нены последовательно между собой.

Исполнительный блок СПП-ФК-БИ или СПП-ФК-БИС
состоит из шести одинаковых и не зависящих один от другого ка-
налов. Основной составной частью такого канала является чувстви-
тельное поляризованное реле, к обмотке которого подключена одна
указанная выше группа датчиков. Сигнализация о пожаре в отсеках
левого и правого двигателей обеспечивается по трем каналам, в от-
секе среднего двигателя — по четырем и в отсеке установки
АИ-9 — по двум. В каждом отсеке установлено соответствующее
количество датчиков ДТБГ. Два исполнительных блока
ССП-ФК-БИС (ССП-ФК-БИ) размещены между шпангоутами № 36
.и 38 слева.

В состав системы сигнализации пожара ССП-7
входят два исполнительных блока ССП-7БИ или ССП-7-БИС
и шесть датчиков ДТБ-2АУ. Исполнительные блоки и датчики си-
стемы ССП-7 по их назначению и устройству аналогичны соответ-
ственно исполнительным блокам и датчикам системы ССП-ФК.
Исполнительные блоки ССП-7-БИС (ССП-7-БИ) расположены ме-
жду шпангоутами № 36 и 38 слева. Датчики ДТБ-2АУ установлены
по два на каждом двигателе АИ-25.

Пожаротушение в отсеках двигателей и внутри двигателей
АИ-25 осуществляется с помощью четырех шаровых огнетушителей
УБШ-3/2, расположенных в хвостовой части фюзеляжа между
шпангоутами № 36 и 39. Так как к каждой очереди Пожаротушения
относится один огнетушитель, то на самолете имеются соответ-
ственно четыре очереди пожаротушения.

На огнетушителе УБШ-3/2 установлены две головки-затвора.
Одна головка-затвор предназначена для выброса огнетушащего ве-
щества в систему пожаротушения отсеков двигателей, другая — в
систему пожаротушения внутри двигателей АИ-25. В состав каждой
головки-затвора входят два пиропатрона, предназначенные для ее
дистанционного открытия.

Огнетушащее вещество от огнетушителей направляется в отсеки
двигателей с помощью блоков противопожарных клапанов 781100,
каждый из которых состоит из двух электромагнитных клапанов.
Блоки клапанов установлены в хвостовой части фюзеляжа у шпан-
гоута № 39.

Подача огнетушащего вещества во внутренние полости двигате-
лей АИ-25 осуществляется с помощью четырех электромагнитных
клапанов, образующих блок клапанов 781200, который размещен
в хвостовой части фюзеляжа на шпангоуте № 39.

На левом борту хвостовой части фюзеляжа имеется сигнальный
диск, предназначенный для обнаружения саморазряда огнетушите-
лей. Все огнетушители через объединяющий их трубопровод соеди-
нены с сигнальным диском, который в случае саморазряда хотя бы
одного огнетушителя прорывается огнетушащим веществом.

Автоматическое включение пожаротушения при посадке с убранными шасси
обеспечивается концевым выключателем, установленным за нижней обшивкой
крыла.

Звуковая сигнализация о пожаре осуществляется с помощью сирены, разме-
щенной в кабине экипажа слева на шпангоуте № 8. Электромагнитные реле, ко-
торые входят в состав противопожарной системы, установлены на электрощитке
пожаротушения, который расположен на стенке отсека оборудования между шпан-
гоутами № 8 и 9 слева.

Органы управления и сигнальные лампы противопожарной системы располо-
жены в основном на верхнем пульте кабины экипажа (рис. 20).

Кнопки «Тушение пожара: в отсеках двигателей баллоны II, III,
IV; в двигателях баллоны I, II, III, IV» предназначены для ручного
разряда огнетушителей соответствующих очередей при тушении по-
жара в отсеках и внутри двигателей АИ-25. С помощью кнопки
«Тушение пожара в отсеках двиг.» можно разрядить соответствую-
щий огнетушитель только при условии, что открыт хотя бы один
противопожарный распределительный кран отсека, а с помощью
кнопки «Тушение пожара в двигателях», — когда открыт хотя бы
один распределительный кран двигателя.

Шесть сигнальных ламп «Пожар» с красными светофильтрами, три из которых
имеют надпись «В отсеках двиг: лев., средн., прав.,» а три другие — «В двигателях:
лев., средн., прав.» обеспечивают световую сигнализацию о пожаре в отсеках двига-
телей и в двигателях. Каждая из шести сигнальных ламп с зелеными светофильтра-
ми и общей надписью «Пожарные клапаны открыты» горит, когда открыт проти-
вопожарный клапан соответствующего отсека двигателя АИ-25 или клапан
тушения пожара внутри двигателя АИ-25. Аналогичная лампа сигнализации откры-
того положения противопожарного клапана отсека установки АИ-9 имеет надпись
«Пожаротушение, клапан открыт» и расположена на щитке «Запуск на земле» (см.
рис. 12) на левом пульте кабины экипажа. Здесь же установлена кнопка «Пожароту-
84
Рис. 20. Верхний пульт кабины экипажа

шение, 1-я очер. отсека», предназначенная для открытия распределительного клапа-
на отсека установки АИ-9 и принудительного разряда огнетушителя первой очере-
ди в этот отсек.

На верхнем пульте кабины экипажа размещены также четыре сигнальные
лампы с, желтыми светофильтрами и надписью «Пиропатроны огнетуш. исправны:
I, II, III, IV» и шесть кнопок «Ручное открытие пожарных клапанов». Лампы горят
при исправных пиропатронах огнетушителей. Имеющаяся возле них кнопка «Кон-
троль пиропатр.» («Нажать» — на самолетах более поздних выпусков) позволяет
в случае неисправности пиропатрона определить, какой из них неисправен: тот, ко-
торый предназначен для разряда огнетушителя в отсеки, или тот, с помощью
которого обеспечивается разряд огнетушителя во внутренние полости двига-
телей.

Кнопки «Ручное открытие пожарных клапанов» обеспечивают принудительное
открытие противопожарных клапанов пожаротушения в отсеках и внутренних по-
лостях двигателей АИ-25. Одновременно кнопки открытия клапанов отсеков слу-
жат для ручного разряда огнетушителя первой очереди в эти отсеки.
В верхней части верхнего пульта кабины экипажа установлены переключатель
«Работа-Контроль» и галетный переключатель «Контроль пожарн. системы» на
шесть положений. Перекидной переключатель «Работа-Контроль» на три положе-
ния предназначен для включения электропитания противопожарной системы в ре-
жим ее проверки или готовности к пожаротушению, а галетный переключатель
обеспечивает проверку системы.

Противопожарная система питается электроэнергией постоянного тока от бор-
товой сети. Питание цепей сигнализации пожара (исполнительных блоков ССП-ФИ
и ССП-7-БИС, а также сигнальных ламп «Пожар») осуществляется от шины левого
электрощитка АЗС через три автомата защиты АЗС-5 «Сигнализация пожара:
1, 2, 3», которые установлены на левом электрощитке АЗС.

Цепи открытия противопожарных клапанов, разряда огнетушителей, включе-
ния пожаротушения при посадке с убранными шасси и проверки системы питаются
непосредственно от бортовых аккумуляторных батарей, минуя шины бортовой се-
ти. Общая защита этих цепей обеспечивается двумя предохранителями ИП-30, рас-
положенными в левом аккумуляторном электрощитке. Кроме того, данные цепи за-
щищены тремя автоматами защиты АЗС-10 «Очереди пожаротушения: 1, 2, 3, 4»,
тремя автоматами АЗС-10 «Пожарные клапаны» и автоматом АЗС-5 «Посад, без
шасси», которые установлены на левом электрощитке АЗС.

Принцип работы системы пожаротушения в отсеках двигателей.
На рис. 21 приведена упрощенная схема противопожарной системы.
Для упрощения на схеме показаны только один канал сигнализации
пожара, один противопожарный клапан и т. п.

Для включения противопожарной системы в режим готовности
к пожаротушению необходимо включить соответствующие автома-
ты защиты сети и переключатель «Работа-Контроль» установить
в положение «Работа», а галетный переключатель проверки си-
стемы должен находиться в положении «Выкл.». При этом через
предохранитель ИП-30 и автомат защиты АЗС-10 «Очереди пожа-
ротушения, I» напряжение бортовой сети подводится в обмотке ре-
ле 59. Минусовая цепь питания обмотки реле 59 замыкается через

АЗС-5, I

ССП-ФК-5И

ДТ5Г

ДАД

АЗС-5,1

АЗС-5, HL

ип-зо

АЗС-5

,Посадка без
шасси"

.Нажать пос-
ле тушения
1 пожара"

Рис. 21. Упрощенная схема прошвопожарной системы (АЗС-5, I-II-III — очередность
сигнализации пожара)
нормально замкнутые контакты реле 84 и через накальные нити пи-
ропатронов разряда огнетушителя первой очереди в отсеки двига-
телей.

Сопротивления обмотки реле 59 гораздо больше сопротивления
накальных нитей пиропатронов, поэтому в указанных цепях проте-
кают токи, которых недостаточно для срабатывания пиропатронов,
но хватает для срабатывания реле. Аналогично при исправных пи-
ропатронах разряда огнетушителя во внутренние полости двигате-
лей срабатывает реле 502, обмотка которого для упрощения на рис.
21 не показана. В результате реле 59 и 502 включают сигнальную
лампу Л4 «Пиропатроны огнетушителей исправны, I». Таким обра-
зом, лампа сигнализации исправности пиропатронов огнетушителя
горит, когда исправны пиропатроны его разряда как в отсек, так
и во внутренние полости двигателей.

В случае пожара и нарастания температуры среды, окружающей группу датчи-
ков, со скоростью не менее 20 в секунду датчики создают э. д. с. такой величины, что
тока, созданного этой э. д. с. в обмотке чувствительного реле исполнительного бло-
ка, достаточно для срабатывания этого реле. Замкнув свои контакты, чувствитель-
ное реле включает питание обмотки реле 22 от бортовой сети постоянного тока.
Реле 22 включает сирену, сигнальные лампы Л1 «Пожар в отсеке двиг. лев.» и Л2
«Пожар», а также питание обмотки противопожарного клапана данного отсека.
В результате звучит сирена, загораются эти лампы и открывается противопо-
жарный клапан отсека (на самолетах первых выпусков сирены не имеется).

Одновременно с лампой Л2 «Пожар» включается реле 91, которое срабаты-
вает, через нормально замкнутые контакты реле 85 становится на самоблокировку
и замыкает цепь питания лампы Л2 «Пожар». Открывшись, противопожарный кла-
пан становится на самоблокировку через предохранитель ИП-30, автомат защиты
АЗС-10 и нормально замкнутые контакты реле 85. Таким образом, лампа Л2 «По-
жар» не погаснет, и противопожарный клапан будет открыт до тех пор, пока не бу-
дет нажата кнопка «Нажать после тушения пожара».

Когда противопожарный клапан открыт, замыкаются контакты имеющихся
в нем концевых включателей. Через эти контакты включаются сигнальная лампа
ЛЗ «Пожарные клапаны открыты» данного отсека и реле 45. Замкнув свои кон-
такты, реле 45 закорачивает обмотку реле 59, которое при этом размыкает свои
контакты, выключая сигнальную лампу «Пиропатроны огнетушителей исправны, I».
Одновременно через те же контакты реле 45 напряжение бортовой сети подводится
к пиропатронам разряда огнетушителя первой очереди в отсеки двигателей, пиро-
патроны срабатывают и огнетушитель разряжается. Реле 45 также подготавливает
цепи разряда огнетушителей второй, третьей и четвертой очередей. Если теперь бу-
дет нажата какая-либо из кнопок «Тушение пожара в отсеках двиг., баллоны П, Ш,
IV», то разрядится соответствующий огнетушитель и погаснет лампа сигнализации
исправности его пиропатронов.

Когда пожар будет потушен, датчики ДТБГ прекратят выдачу
сигнала пожара, поэтому чувствительное реле исполнительного
блока разомкнет свои контакты и выключит питание обмотки реле
22, которое, в свою очередь, выключит сирену и сигнальную лампу
Л1 «Пожар в отсеке двиг.». Но при этом противопожарный клапан
останется открытым, сигнальные лампы ЛЗ «Пожарные клапаны
открыты» данного отсека и Л2 «Пожар» будут гореть. В этом слу-
чае через 15 с после разряда огнетушителя для закрытия противо-
пожарного клапана кратковременно нажимают на кнопку «Нажать
после тушения пожара». Тогда через замкнувшиеся контакты нажа-
той кнопки включается реле 85, разомкнувшимися одними контак-
тами которого снимается с самоблокировки противопожарный кла-
пан, а другими — реле 91. Клапан закрывается и выключает
сигнальную лампу ЛЗ «Пожарные клапаны открыты» данного отсе-
ка, а реле 91 выключает сигнальную лампу Л2 -«Пожар».

Если пожар огнетушителем первой очереди не будет потушен,
то при нажатой кнопке «Нажать после тушения пожара» и после ее
отпускания звучит сирена и горит сигнальная лампа «Пожар в отсе-
ках двиг». Тогда для тушения пожара используют огнетушитель
второй, а при необходимости — третьей и четвертой очередей.

Если пожар в отсеке двигателя замечен визуально, а системы
сигнализации о нем и автоматического пожаротушения не вклю-
чаются, то для тушения пожара огнетушителем первой очереди
кратковременно нажимают на кнопку «Ручное открытие пожарных
клапанов» данного отсека. При этом через замкнувшиеся контакты
кнопки включается электропитание обмотки противопожарного
клапана, который открывается и становится на самоблокировку,
как и при его автоматическом открытии. В результате загораются
сигнальные лампы ЛЗ «Пожарные клапаны открыты» соответ-
ствующего отсека и Л2 «Пожар», а также разряжается огнетуши-
тель первой очереди и гаснет лампа, сигнализирующая об исправ-
ности его пиропатронов. Одновременно подготавливаются цепи
разряда огнетушителей второй, третьей и четвертой очередей. По-
сле тушения пожара для закрытия противопожарного клапана на-
жимают на кнопку «Нажать после тушения пожара».

Принцип работы системы сигнализации и тушения пожара во внутренних по-
лостях двигателей АИ-25 аналогичен принципу работы системы сигнализации и ту-
шения пожара в отсеках двигателей. Сигнализация о пожаре во внутренней масля-
ной полости каждого двигателя обеспечивается по двум каналам, каждый из ко-
торых включает в себя один датчик ДТБ-2АУ. Предельная температура
срабатывания для одного из датчиков составляет 300, для другого 200 °C.

При пожаре внутри двигателя АИ-25 датчик ДТБ-2АУ создает
э. д.с., за счет чего срабатывает чувствительное реле исполнительно-
го блока, замыкающее цепь питания промежуточного реле от бор-
товой сети постоянного тока. В результате включаются сирена, сиг-
нальная лампа Л2 «Пожар в двигателях» соответствующего
двигателя и сигнальная лампа «Пожар». Сирена звучит и сигналь-
ная лампа «Пожар в двигателях» горит до тех пор, пока хотя бы
один из датчиков ДТБ-2АУ выдает сигнал о пожаре. В то же время
для включения лампы «Пожар» достаточно кратковременного сиг-
нала о пожаре, так как включающее ее реле при срабатывании ста-
новится на самоблокировку через кнопку «Нажать после тушения
пожара», поэтому лампа будет гореть до нажатия на указанную
кнопку. Это же реле включает противопожарный клапан данного
двигателя, клапан открывается (на самолетах первых выпусков про-
тивопожарный клапан двигателя автоматически не открывается, его
открывают вручную с помощью кнопки «Ручное открытие по-
жарных клапанов»), В результате открытия клапана подготавли-
вается цепь разряда огнетушителей первой, второй, третьей и че-
твертой очередей пожаротушения во внутренние полости двигате-
лей, т. е. подается напряжение бортовой сети к кнопкам «Тушение
88
пожара в двигателях I, И, III, IV». Для тушения пожара кратковре-
менно нажимают на кнопку разряда огнетушителя первой очереди,
вследствие чего огнетушитель разряжается и гаснет лампа, сигнали-
зирующая об исправности его пиропатронов. При необходимости
используют также огнетушители второй, третьей и четвертой очере-
дей. Когда пожар будет потушен, прекратит звучать сирена и вы-
ключится сигнальная лампа «Пожар в двигателях». После тушения
пожара для закрытия противопожарного клапана нажимают на
кнопку «Нажать после тушения пожара» — клапан закрывается, гас-
нет лампа Л2 «Пожар».

Сирена, сигнализирующая о пожаре, может быть отключена с помощью пере-
ключателя «Звук, сигнализ. пожара: вкл,— откл.» Когда сирена отключена, горит
сигнальная лампа «Откл.», которая вместе с указанным переключателем установле-
на на левой неподвижной панели приборной доски.

Принцип работы системы при посадке с убранным шасси. В слу-
чае посадки с убранным шасси в результате удара о землю сра-
батывает и замыкает свои контакты концевой выключатель,
установленный за нижней обшивкой крыла. При этом концевой вы-
ключатель включает реле, которые срабатывают и становятся на
самоблокировку, т. е. в дальнейшем контакты реле остаются замк-
нутыми независимо от концевого выключателя. Через эти контакты
производятся следующие включения:

включаются (открываются) противопожарные клапаны отсеков
и внутренних полостей двигателей АИ-25, в результате чего заго-
раются сигнальные лампы ЛЗ «Пожарные клапаны открыты», огне-
тушитель первой очереди разряжается в отсеки;

замыкаются цепи питания пиропатронов разряда огнетушите-
лей второй и третьей очередей в отсеки, а огнетушителя четвертой
очереди — во внутренние полости двигателей.

Таким образом, при посадке с убранным шасси загораются все
сигнальные лампы «Пожарные клапаны открыты» и гаснут сиг-
нальные лампы Л4 «Пиропатроны огнетушителей исправны».

Следует иметь в виду, что система пожаротушения питается через автоматы
защиты, установленные на левом и правом электрощитах АЗС, непосредственно от
бортовых аккумуляторных батарей, поэтому ее срабатывание не зависит от того,
подключен или не подключен к бортовой сети постоянного тока какой-либо источ-
ник электроэнергии.

Проверка исправности системы противопожарной защиты производится перед
каждым полетом или опробованием двигателей. Сущность проверки заключается
в том, что в цепь каждой группы датчиков электроэнергия подводится от бортовой
сети, в результате чего система срабатывает так же, как при пожаре и его тушении,
но огнетушители не разряжаются, потому что их пиропатроны в режиме проверки
отключаются (взамен пиропатронов подключаются резисторы). Кроме того, прове-
ряются цепи открытия противопожарных клапанов, а также исправность цепей,
обеспечивающих включение пожаротушения при посадке с убранным шасси.

Галетный переключатель «Контроль пожарн. системы» имеет положения «1К,
2К, ЗК, 4К, Авар, и Выкл.» Каждое из положений переключателя «1К» и «2К» слу-
жит для проверки по одному каналу сигнализации пожара в отсеках и внутренних
полостях двигателей, положение «ЗК» — для проверки по одному каналу сигнализа-
ции пожара в каждом отсеке двигателей АИ-25, а положение «4К» — для проверки
одного канала сигнализации пожара в отсеке среднего двигателя. При положении
переключателя «Авар.» имитируется посадка с убранным шасси. В положении
«Выкл.» переключатель должен находиться, когда система включена в режим го-
товности к тушению пожара.
Для проверки работоспособности системы сигнализации и ту-
шения пожара необходимо:

установить переключатель «Работа — Контроль» в положение
«Работа», переключатель «Контроль пожарн. системы» — в положе-
ние «Выкл.» и включить автоматы защиты цепей питания проти-
вопожарной системы на левом электрощите АЗС;

убедиться, что в результате включения электропитания системы
загорелись четыре сигнальные лампы «Пиропатроны огнетушите-
лей исправны» с желтыми светофильтрами; если какая-либо из этих
ламп не загорелась, то с помощью кнопки «Нажать» (контроль пи-
ропатронов) можно выяснить, пиропатроны какой пироголовки
данного огнетушителя неисправны. Когда при нажатии на кнопку
лампа загорается, неисправны пиропатроны разряда огнетушителя
в отсеки, в противном случае неисправны пиропатроны разряда ог-
нетушителя во внутренние полости двигателей;

перевести переключатель «Работа — Контроль» в положение
«Контроль»;

установить галетный переключатель в положение «1К», в ре-
зультате чего должны загореться сигнальная лампа «Пожар», все
сигнальные лампы «Пожар в отсеках двиг.», «Пожар в двигателях»
и «Пожарные клапаны открыты», а также лампы «Пожар АИ-9»
и «Пожаротушение, клапан открыт». Одновременно гаснет лампа,
сигнализирующая об исправности пиропатронов огнетушителя пер-
вой очереди (на самолетах первых выпусков сигнальные лампы от-
крытого положения противопожарных клапанов двигателей не за-
гораются) ;

нажать на кнопки 2, 3 и 4-й очередей пожаротушения: при
нажатой кнопке должна погаснуть, а после отпускания кнопки
должна гореть лампа сигнализации исправности пиропатронов
соответствующего огнетушителя;

установить переключатель «Контроль пожарн. системы» между
его положениями «1К» и «2К» (должны погаснуть сигнальные
лампы «Пожар», «Пожар в отсеках двиг.», «Пожар в двигателях»
и «Пожар АИ-9»);

кратковременно нажать на кнопку «Нажать после тушения по-
жара», в результате чего должны погаснуть сигнальные лампы
«Пожар», «Пожарные клапаны открыты» и «Пожаротушение, кла-
пан открыт», а также должна загореться лампа, сигнализирующая
об исправности пиропатронов огнетушителя первой очереди пожа-
ротушения;

перевести галетный переключатель в положение «2К» и повто-
рить проверку, которая производилась после установки переключа-
теля в положение «1К»;

установить переключатель «Контроль пожарн. системы» в поло-
жение «ЗК». При этом должны загореться сигнальные лампы «По-
жар в отсеках двиг.», «Пожарные клапаны открыты» отсеков дви-
гателей АИ-25 и «Пожар», а также должна погаснуть лампа
сигнализации исправности пиропатронов огнетушителя первой оче-
реди пожаротушения;
нажать на кнопки 2, 3 и 4-й очередей пожаротушения в отсеках
двигателей. При нажатой кнопке должна погаснуть, а после отпу-
скания кнопки гореть лампа, сигнализирующая об исправности
пиропатронов соответствующего огнетушителя;

установить галетный переключатель между положениями «ЗК»
и «4К» и убедиться, что погасли сигнальные лампы «Пожар в отсе-
ках двиг.», кратковременно нажать на кнопку «Нажать после туше-
ния пожара», после чего должны погаснуть сигнальные лампы «По-
жарные клапаны открыты» и «Пожар»;

перевести галетный переключатель в положение «4К». При этом
должны загореться лампа сигнализации пожара в отсеке среднего
двигателя, лампа сигнализации открытого положения противопо-
жарного клапана этого отсека и сигнальная лампа «Пожар» и по-
гаснуть лампа сигнализации исправности пиропатронов огнетуши-
теля первой очереди пожаротушения;

нажать на кнопки 2, 3 и 4-й очередей пожаротушения и убедить-
ся, что при нажатых кнопках гаснут лампы, сигнализирующие об
исправности пиропатронов соответствующих огнетушителей;

установить переключатель «Контроль пожарн. системы» между
положениями «4К» и «Авар.», в результате чего должны гореть
четыре сигнальные лампы «Пиропатр, огнетуш. исправны» и не го-
реть другие сигнальные лампы противопожарной системы;

установить переключатель в положение «Авар.» и убедиться,
что загорелось шесть сигнальных ламп «Пожарные клапаны откры-
ты», лампа «Пожар» и погасли четыре сигнальные лампы «Пиро-
патр. огнетуш. исправны»;

установить переключатель между положениями «Авар.»
и «Выкл.». Сигнальные лампы «Пиропатр, исправны» должны
загореться;

нажать на кнопку «Нажать после тушения пожара» и убедиться,
что сигнальные лампы «Пожарные клапаны открыты» и «Пожар»
погасли;

нажать на кнопки «Ручное открытие пожарных клапанов»
и «Пожаротушение, 1-я очер. отсека» (должны загореться и гореть
после отпускания кнопок сигнальные лампы «Пожарные клапаны
открыты» отсеков и двигателей, а также сигнальная лампа «Клапан
открыт» отсека установки АИ-9, и одновременно гаснуть лампа
сигнализации исправности пиропатронов первого огнетушителя);

установить переключатель «Контроль пожарн. системы» в поло-
жение «Выкл». (сигнальные лампы открытого положения клапанов
должны погаснуть, а лампы «Пиропатр, огнетуш. исправны» — го-
реть);

установить переключатель «Работа — Контроль» в положение
«Работа».

Управление системой пожарог ашения в отсеке установки АИ-9 осуществляется
со щитка «Запуск на земле», а в отсеках и во внутренних полостях двигателей
АИ-25 — с верхнего щитка кабины экипажа.

При возникновении пожара в отсеке установки АИ-9 включает-
ся сирена, загораются сигнальные лампы «Пожар АИ-9» и «По-
жар», открывается противопожарный клапан отсека, в результате
чего загорается сигнальная лампа «Пожаротушение, клапан от-
крыт» на щитке запуска, разряжается огнетушитель первой очереди
и гаснет лампа, сигнализирующая об исправности его пиропатро-
нов. Если при пожаре в отсеке установки АИ-9 сигнальная лампа
«Пожаротушение, клапан открыт» не загорелась и не погасла лам-
па сигнализации исправности пиропатронов огнетушителя первой
очереди, то для тушения пожара этим огнетушителем нужно на-
жать на кнопку «Пожаротушение, 1-я очер. отсека», в результате че-
го должна загореться сигнальная лампа «Пожаротушение, клапан
открыт», погаснуть лампа «Пиропатр, огнетуш. исправны: I» и ав-
томатически выключиться установка АИ-9. Если это произошло во
время запуска двигателя АИ-25, то прекратить запуск двигателя
(выключить стартер), закрыть пожарный кран установки АИ-9 и вы-
ключить подкачивающие топливные насосы.

Если после разряда огнетушителя первой очереди выключились
сирена и сигнальная лампа «Пожар АИ-9», то это свидетельствует
о прекращении пожара. В таком случае необходимо через 15 с по-
сле разряда огнетушителя нажать на кнопку «Нажать после туше-
ния пожара», в результате чего должны погаснуть сигнальные
лампы «Пожар» и «Клапан открыт». При этом необходимо пом-
нить, что закрывать противопожарный клапан, т. е. нажимать на
кнопку «Нажать после тушения пожара» можно не ранее чем через
15 с после разряда огнетушителя, так как в противном случае
созданное в трубопроводе давление огнегасящей смеси в после-
дующем не позволит при необходимости повторно открыть
клапан.

Если после разряда огнетушителя первой очереди сирена про-
должает звучать и горит сигнальная лампа «Пожар АИ-9», то
нужно продолжить тушение пожара огнетушителем второй, а при
необходимости огнетушителями третьей и четвертой очередей.
Противопожарный клапан следует закрыть по истечении 15 с после
разряда очередного огнетушителя, которым пожар будет потушен.

В случае возникновения пожара в отсеке двигателя АИ-25 вклю-
чается сирена, загорается лампа сигнализации пожара данного от-
сека, сигнальные лампы «Пожар» и «Пожарные клапаны открыты»
соответствующего отсека, а также гаснет лампа сигнализации ис-
правности пиропатронов огнетушителя первой очереди. При этом
необходимо выключить автопилот (если он был включен и пожар
произошел в полете), перевести РУД загоревшегося двигателя в по-
ложение «Стоп», закрыть пожарный кран данного двигателя,
выключить генератор этого двигателя и аварийно — систему кон-
диционирования.

Если после разряда огнетушителя первой очереди выключились
сирена и лампа сигнализации пожара в отсеке (пожар прекратился),
то по истечении 15 с после разряда огнетушителя второй очереди
нажимают на кнопку «Нажать после тушения пожара», вследствие
чего закрываются противопожарные клапаны, гаснут сигнальные
лампы «Пожар» и «Пожарные клапаны открыты».
Когда после разряда огнетушителей первой очереди сирена
и лампа сигнализации пожара данного отсека не выключаются, сле-
дует продолжать тушение пожара в отсеке огнетушителями второй,
а при необходимости третьей и четвертой очередей.

Если пожар в отсеке замечен визуально, а сигнализации о нем
нет и его автоматическое тушение не включается, то после выклю-
чения автопилота и двигателя, в отсеке которого замечен пожар,
огнетушитель первой очереди разряжают в отсек нажатием со-
ответствующей кнопки «Ручное открытие пожарных клапанов». По-
сле этого действуют так же, как и после автоматического разряда
этого огнетушителя, но с учетом, что сигнализация о пожаре не
выдается.

При возникновении пожара внутри двигателя АИ-25 включают-
ся сирена, сигнальные лампы «Пожар в двигателях» и «Пожарные
клапаны открыты» (соответствующего двигателя) и лампа «По-
жар». В этом случае необходимо выключить автопилот и двига-
тель, установив его РУД в положение «Стоп», затем нажатием
кнопки «Тушение пожара в двигателях, баллоны: 1» разрядить ог-
нетушитель первой очереди во внутреннюю полость двигателя. При
этом должна погаснуть сигнальная лампа «Пиропатр, огнетуш. ис-
правны: I».

На самолетах первых выпусков при пожаре в двигателе проти-
вопожарный клапан автоматически не открывается, поэтому перед
разрядом огнетушителя нужно нажатием соответствующей кнопки
«Ручное открытие противопожарных клапанов» открыть клапан,
вследствие чего загорится сигнальная лампа «Пожарные клапаны
открыты» данного двигателя. Только после открытия клапана необ-
ходимо разрядить огнетушитель первой очереди.

После разряда огнетушителя первой очереди во внутреннюю по-
лость загоревшегося двигателя нужно закрыть топливный по-
жарный кран и выключить генератор этого двигателя, а также ава-
рийно выключить систему кондиционирования.

Если после разряда огнетушителей выключились сирена и лампа
сигнализации пожара внутри двигателя, то это свидетельствует
о прекращении пожара. Тогда не ранее чем через 15 с после разряда
огнетушителя первой очереди нужно нажатием на кнопку «Нажать
после тушения пожара» закрыть противопожарные клапаны, в ре-
зультате чего должны погаснуть сигнальные лампы «Пожарные
клапаны открыты» и «Пожар».

Если же после разряда огнетушителя первой очереди во вну-
треннюю полость двигателя лампа сигнализации пожара этого дви-
। гателя продолжает гореть, то необходимо продолжить тушение по-
жара огнетушителем второй, а при необходимости 3-й и 4-й очереди.

В случае когда пожар на двигателе обнаружен визуально,
а системы сигнализации и его гашения автоматически не вклю-
чаются, необходимо после выключения автопилота и данного дви-
. гателя нажатием на кнопку «Ручное открытие пожарных клапанов»
открыть противопожарный клапан этого двигателя (загорается со-
ответствующая сигнальная лампа), а затем с помощью кнопки «Ту-
шение пожара в двигателях, баллоны: 1» разрядить огнетушитель
первой очереди в двигатель (гаснет лампа, сигнализирующая об ис-
правности пиропатронов огнетушителя). После этого для тушения
пожара необходимо предпринять такие же меры, как и после авто-
матического разряда огнетушителя первой очереди в двигатель.

При возникновении пожара в каком-либо из защищаемых про-
тивопожарной системой отсеков следует отключить установленные
в этом отсеке потребители электроэнергии. Если пожар возникнет
в любом из потребителей электроэнергии, то нужно немедленно
выключить этот потребитель.

19.	Внешние устройства сигнализации

К внешним устройствам сигнализации относятся аэронавига-
ционные огни и светосигнальные маяки.

Аэронавигационные огни предназначены для светового обозначе-
ния габаритов самолета в условиях плохой видимости и ночью.
В законцовках консолей крыла установлены бортовые аэронавига-
ционные огни БАНО-45, а на хвостовом коке фюзеляжа — хвосто-
вой огонь ХС-62. На левой консоли установлен огонь с красным, на
правой с зеленым светофильтром, на хвосте с белым.

Аэронавигационные огни пихаются постоянным током от бортовой сети
и включаются с помощью автомата защиты АЗС-5 «АНО», который также защи-
щает цепь их питания и установлен на верхнем пульте кабины экипажа.

При выполнении ночных полетов, а также днем при метеороло-
гической видимости менее 4 км аэронавигационные огни необходи-
мо включать перед выруливанием со стоянки или буксировкой
самолета и выключать после заруливания на стоянку.

Световые маяки МСЛ-3 предназначены для светового обо-
значения самолета. Верхний маяк установлен на законцовке киля,
нижний — на нижней обшивке зализа крыла между шпангоутами
№ 31 и 32.

Принцип работы сигнального лампового маяка МСЛ-3 основан на вращении
двух зеркальных ламп, установленных на общей горизонтальной платформе. Пучки
света, создаваемые лампами, направлены горизонтально в противоположные сто-
роны. Свет ламп проходит через красный светофильтр:' Частота проблесков маяка
составляет около 90 вспышек в минуту. Маяк питается от бортовой сети постоян-
ного тока и потребляет ток около 5 А. Цепь питания маяков защищена автоматом
защиты АЗС-10 «Маяк», который одновременно служит выключателем и устано-
влен на панели АЗС на левом борту (на самолетах первых выпусков — на верхнем
пульте) кабины экипажа.

Во время предполетного осмотра самолета следует проверять
чистоту и целость стекол аэронавигационных огней и сигнальных
маяков.

Светосигнальные маяки включают после запуска двигателей
и подключения к сети бортовых генераторов, а выключают перед
отключением генераторов (независимо от времени суток и метеоро-
логических условий).

Сжнальные ракеты относятся к пиротехническим средствам сиг-
нализации. Четыре ракеты установлены в электрифицированной
кассете на правом борту фюзеляжа между шпангоутами № 36 и 37.
94
Цепь управления ракетами защищена автоматом защиты АЗС-5
«Ракеты», расположенным, на правом электрощитке АЗС. Для упра-
вления сбросом ракет на приборной панели у шпангоута № 8 уста-
новлены четыре выключателя и кнопка. При необходимости осуще-
ствить сброс какой-либо из ракет нужно включить автомат защиты,
соответствующий выключатель и нажать кнопку.

20.	Системы сигнализации срывного режима, положения
шасси и закрылков

Система сигнализации срывного режима предназначена для полу-
чения световой и звуковой сигнализаций об опасно малой скорости
полета. В состав системы входят сигнализатор скорости
ССА-0,7-2,2, электрозвонок, сигнальная лампа «Скорость мала»
и электромагнитные реле.

Сигнализатор скорости ССА-0,7-2,2 по принципу действия пред-
ставляет собой реле давления и воспринимает динамическое давле-
ние воздуха, зависящее от скорости полета. Для установки скоро-
сти, при которой сигнализатор срабатывает, т. е. замыкает свои
электрические контакты, на нем имеются шкала и стрелка. Сигна-
лизатор расположен в отсеке оборудования между шпангоутами
№ 8 и 9 слева.

Электрозвонок установлен в кабине экипажа, сигнальная лампа
«Скорость мала» - на левой амортизированной панели приборной
доски кабины экипажа.

Электромагнитные реле используют в качестве промежуточных
коммутационных устройств, а также обеспечивают электрическую
блокировку системы сигнализации срывного режима с системой
сигнализации положения шасси. Питание системы сигнализации
срывного режима осуществляется от бортовой сети постоянного
тока через автомат защиты АЗС-2 «Сигнал, срыв, режим.», устано-
вленный на левом электрощитке АЗС и одновременно выполняю-
щий функции выключателя.

Электрозвонок и сигнальная лампа «Скорость мала» включают-
ся одновременно через нормально замкнутые контакты двух реле.
Одно из них включается от сигнализатора скорости ССА-0,7-2,2
и размыкает свои контакты при скорости полета более 165 км/ч,
другое включается и размыкает цепь сигнализации на земле за счет
срабатывания концевого выключателя при обжатом амортизаторе
правой ноги шасси.

Таким образом, сигнал срывного режима выдается только при
скорости полета 165 км/ч и менее.

На самолетах последних выпусков в состав системы сигнализа-
ции срывного режима входят флюгерный датчик угла атаки ДУА-3,
расположенный на левом борту фюзеляжа, механизм тряски штур-
вала и сирена. На этих самолетах табло сигнализации срывного ре-
жима имеет надпись «Срыв». В случае отклонения флюгера датчика
ДУА-3 на 22° относительно строительной горизонтали фюзеляжа
прерывисто горит лампа «Срыв» и звучит сирена, а при увеличении
указанного угла до 24° и более'' дополнительно включается меха-
низм тряски левого штурвала.

Электрооборудование системы сигнализации положения шасси
и закрылков выдает световую и звуковую сигнализации о положе-
нии шасси и закрылков. В состав системы входят сигнальные табло,
лампа, сирена, концевые выключатели, сигнализатор скорости
и электромагнитные реле. Сигнальное табло установлено на сред-
ней панели приборной доски кабины экипажа. На нем имеются три
лампы с зелеными светофильтрами, сигнализирующие о выпущен-
ном положении ног шасси, а также три лампы с красными свето-
фильтрами, обеспечивающие сигнализацию об убранном положе-
нии шасси. Ручка-кнопка «Контр, ламп: день-ночь» служит для
проверки исправности и регулировки яркости свечения ламп. При
нажатой ручке-кнопке через ее замкнувшиеся контакты включаются
все лампы табло, а поворотом ручки, регулируют яркость свечения
этих ламп.

Сигнальная лампа «Выпусти шасси» размещена на левой амор-
тизированной панели приборной доски, сирена — в кабине экипажа
слева, на перегородке шпангоута № 8.

Концевые выключатели установлены по одному на замках сред-
них шарниров подкосов и на замках убранного положения ног шас-
си. Когда нога шасси находится на замке выпущенного положения,
установленный на замке среднего шарнира подкоса концевой вы-
ключатель замыкает цепь питания соответствующей сигнальной
лампы с зеленым светофильтром, которая размещена на табло.
При установке ноги шасси на замок убранного положения имею-
щийся на этом замке концевой выключатель включает сигнальную
лампу с красным светофильтром.

Таким образом, каждая из сигнальных ламп, расположенных на
табло, включается, когда данная нога шасси находится на замке
соответствующего положения.

Кроме концевых выключателей, установленных на замках ног
шасси, в систему также входят концевые выключатели, которые
связаны с системами управления закрылками и двигателями. Кон-
цевой выключатель, сигнализирующий о положении закрылков,
срабатывает при выпуске закрылков на угол 17—24°, а концевые
выключатели, связанные с РУД,—при положении РУД меньше
«Номинал — 2°».

Система сигнализации положения шасси и закрылков питается постоянным то-
ком от бортовой сети. Цепи питания защищены автоматом АЗС-2 «Сигн. шасси»,
установленным на правом электрощите АЗС, и автоматом АЗС-2 «Сигнал, срывн.
режим.», который установлен на левом электрощитке АЗС. Оба автомата защиты
одновременно выполняют функции выключателей.

Сирена и сигнальная лампа «Выпусти шасси» включаются, ког-
да шасси не выпущены при посадочном режиме полета, а также при
выпуске закрылков, т. е. при нарушении очередности выпуска шасси
и закрылков. В первом случае включение сирены и сигнальной
лампы обеспечивается концевыми выключателями, срабатывающи-
ми при выпущенных шасси, сигнализатором ССА-2-3 (скорость
96
меньше 230 км/ч) и концевыми выключателями, которые срабаты-
вают, когда РУД трех двигателей установлены в положение мень-
ше «Номинал-2°». Если нарушена очередность выпуска шасси и за-
крылков, то сирена и сигнальная лампа включаются с помощью
концевых выключателей сигнализации выпущенного положения
шасси и через переключатель «Закрылки», установленный в положе-
ние «Выпуск».

Когда РУД трех или любых двух двигателей установлены в по-
ложение выше «Номинал-2 », обжат амортизатор правой ноги шас-
си, а закрылки не выпущены на взлетный угол (17—24°), то вклю-
чается сирена. Ее включение в этом случае обеспечивается
концевыми включателями, которые связаны с РУД, с амортизато-
ром правой ноги шасси и закрылками.

В полете и на земле после автоматического включения сирены ее можно от-
ключить с помощью переключателя «Авар. откл. звук, сигнал, шасси», установлен-
ного за предохранительной крышкой на левой неподвижной панели приборной до-
ски кабины экипажа.

Перед полетом необходимо проверить исправность ламп сигна-
лизации положения шасси и сирены. Для этого надо при вклю-
ченных автоматах защиты «Сигнал шасси» и «Сигнал, срывн. ре-
жим». нажать на кнопку-ручку «Контр, ламп: день-ночь». При
нажатой кнопке должны гореть все лампы сигнализации положения
шасси, в том числе лампа «Выпусти шасси» и звучать сирена. После
проверки исправности ламп следует убедиться в том, что при пово-
роте ручки-кнопки яркость их свечения изменяется (за исключением
сигнальной лампы «Выпусти шасси»).

Перед полетом можно также' проверить включение сирены
на взлетном режиме, когда закрылки на угол 17 — 24° не выпу-
щены.

В полете, когда при соответствующих условиях не горит какая-
либо из ламп сигнализации положения шасси, нужно нажатием
кнопки «Контроль ламп» проверить исправность этой лампы.

21.	Сигнализатор обледенения РИО-3

Радиоизотопный сигнализатор обледенения предназначен для
подачи экипажу сигнала об обледенении и автоматического включе-
ния воздушно-термической системы противообледенения.

На самолете установлены два (на самолетах последних выпу-
сков — один) сигнализатора обледенения РИО-3. В комплект каж-
дого из них входят датчик и электронный блок. Датчики сигна-
лизаторов установлены в каналах воздухозаборников левого и
правого двигателей АИ-25, электронные блоки — под полом пас-
сажирского салона у правого борта возле шпангоута № 11.

Питание сигнализаторов обледенения осуществляется от бортовых сетей по-
стоянного и переменного однофазного тока (потребление переменного тока соста-
вляет менее 0,1 А, постоянного — не более 8,5 А). Нормально сигнализаторы
питаются переменным током от преобразователя ПО-1500 «Радио».

4 И. Е. Бондарчук и др.—702

97
Защита цепей питания по цепям постоянного тока обеспечивает-
ся двумя автоматами защиты АЗС-15 «Сигнал, облед. двиг.: лев.,
прав.», которые установлены на правом пульте кабины экипажа
и одновременно выполняют функции выключателей. Здесь же раз-
мещен автомат защиты АЗС-2 «Блокировка РИО, включено по-
стоянно», предназначенный для защиты и включения электрических
цепей блокировки обогрева датчиков при оборотах роторов высо-
кого давления двигателей менее 41 % (по тахометрам), когда вслед-
ствие их незначительного обдува датчики при включении обогрева
могут выйти из строя.

На правом пульте кабины экипажа установлены два переключа-
теля «Авар, обогрев РИО лев., прав. — Работа — Контроль». С по-
мощью каждого переключателя можно включить обогрев датчика
соответствующего сигнализатора РИО-3 в аварийных случаях, ког-
да при неисправности электронного блока и обледенении датчика
его обогрев автоматически не включается. Вместе с двумя сиг-
нальными лампами «Контроль», имеющимися возле них, переклю-
чатели также позволяют осуществить проверку исправности цепей
обогрева датчиков. При установке переключателя в положение
«Контроль» сигнальная лампа и последовательно соединенный
с ней нагревательный элемент датчика подключаются к бортовой
сети постоянного тока. Если цепь проволочного обогревательного
элемента не разорвана, то загорается сигнальная лампа.

Световая сигнализация обледенения двигателей обеспечивается двумя сиг-
нальными лампами «Облед. лев.» и «Облед. прав.», установленными на правой
амортизированной панели приборной доски кабины экипажа.

На земле при обжатой правой ноге шасси срабатывает концевой
выключатель, вследствие чего цепь включения противообледени-
тельной системы от сигнализаторов РИО-3 размыкается.

Когда отключены от бортовой сети все три генератора
ВГ-7500Я, электромагнитные реле автоматически выключают цепи
обогрева датчиков РИО-3.

Принцип работы сигнализатора обледенения основан иа свойстве льда погло-
щать бета-излучение радиоактивного изотопа. Основными частями датчика (рис.
22) являются цилиндрический штырь и счетчик заряженных частиц. В штыре
имеются радиоактивный источник небольшой мощности и нагревательный элемент
проволочного типа. Счетчик заряженных частиц по принципу действия предста-
вляет собой газоразрядный прибор.

Когда стенка штыря, обращенная к окну датчика, и это окно не покрыты
льдом, то под действием излучения радиоактивного источника газ в счетчике иони-
зирован и поэтому счетчик имеет небольшое электрическое сопротивление. Когда
же стенка штыря или окно датчика покрываются льдом, он поглощает излучение
радиоактивного источника, за счет чего ионизация газа в счетчике уменьшается
и электрическое сопротивление счетчика увеличивается. При толщине слоя льда
около 0,4 мм это увеличение сопротивления воспринимается электронным блоком
как сигнал обледенения. В результате электронный блок включает сигнальную лам-
пу «Обледенение» и нагревательный элемент штыря датчика, а также выдает сиг-
нал на включение противообледенительной воздушно-термической системы. Вслед-
ствие нагрева штыря лед с него сбрасывается и прекращается подача сигнала
обледенения на электронный блок, который при этом выключает обогрев штыря
и с некоторой задержкой сигнальную лампу «Обледенение». Одновременно сни-
мается сигнал включения противообледенительной системы.
Рис. 22. Датчик радиоизотопного сигнализатора обледенения РИО-3:

1 - радиоактивный источник; 2 — штырь датчика; 3 — обогревательный элемент; 4 — счетчик
заряженных частиц; 5 —окно; 6 — лед

В случае продолжающегося обледенения описанный процесс повторяется. При
интенсивном обледенении сигнальная лампа «Обледенение» в результате задержки
ее выключения горит непрерывно.

Перед полетом необходимо включить автоматы зашиты «Сиг-
нал. облед. двиг.: лев., прав.», убедиться, что включен и законтрен
автомат АЗС-2 «Блокировка РИО-3, включено постоянно». Для
проверки исправности цепей обогрева датчиков нужно установить
переключатели «Авар, обогрев РИО — Работа — Контроль» в поло-
жение «Контроль», убедиться, что при этом загорелись сигнальные
лампы «Контроль», и опять перевести переключатели в положение
«Работа».

В полете при наличии обледенения загораются сигнальные
лампы «Облед. лев.» и «Облед. прав.». Если по другим, признакам
обледенение отсутствует, а какая-либо из сигнальных ламп «Обле-
денение» горит непрерывно, то для определения исправности сигна-
лизатора РИО-3 нужно установить переключатель «Авар, обогрев
РИО — Работа — Контроль» на время около 1 мин в положение
«Авар, обогрев РИО».

При исправном сигнализаторе и аварийно включенном обогре-
ве датчика сигнальная лампа «Обледенение» погаснет и это бу-
дет свидетельствовать о том, что она горела по причине обле-
денения.

Исправность цепи обогрева датчика может быть проверена в
полете так же, как и на земле.
22.	Система питания и контроля сигнальных ламп

Система электропитания и контроля сигнальных ламп обеспечи-
вает проверку исправности, а также регулировку яркости свечения
сигнальных ламп.

Электропитание сигнальных ламп осуществляется от бортовой
сети постоянного тока через три блока ночного режима и контроля
БНРК, расположенных за приборной доской кабины экипажа. В ка-
ждом блоке имеются электромагнитные реле и резисторы. Ночной
режим сигнальных ламп включается переключателем «Табло: день-
ночь», который установлен на левой неподвижной панели прибор-
ной доски кабины экипажа.

При установке переключателя в положение «Ночь» срабатывает
реле, включающее последовательно в цепи питания сигнальных
ламп резисторы, вследствие чего яркость свечения ламп уменьша-
ется.

Проверка исправности сигнальных ламп осуществляется кнопками «Контроль
ламп», которые установлены по одной на левой и правой неподвижных панелях
приборной доски, на правом, среднем и верхнем пультах кабин экипажа, на прибор-
ной панели у шпангоута № 8.

При нажатии какой-либо из этих кнопок срабатывают реле, которые отклю-
чают сигнальные лампы от соответствующих систем и подключают к бортовой се-
ти постоянного тока; исправные лампы в этом случае горят. -

Включение ламп осуществляется через автомат защиты АЗС-5
«Контр, ламп.», расположенный на левом электрощитке АЗС.

23.	Посадочно-рулежные фары

Посадочно-рулежные фары ПРФ-4 предназначены для освеще-
ния взлетно-посадочной полосы при посадке и взлете, а также впе-
реди лежащей местности при рулении самолета. Две фары ПРФ-4
установлены по одной слева и справа в вырезах носовой части фю-
зеляжа, а на самолетах первых выпусков — в вырезах Нижней об-
шивки левой и правой половин крыла.

Выпуск и уборка фары осуществляются с помощью электроме-
ханизма; при крайних положениях фары электродвигатель механиз-
ма отключается концевыми выключателями. Время выпуска или
уборка фары составляет около 12 с. Элекропривод управления фа-
рой рассчитан на кратковременно повторный режим работы, допу-
скается пять циклов: выпуск, 1 мин перерыв, уборка фары, после
чего необходимо обеспечить полное охлаждение электромеха-
низма.

В фаре ПРФ-4 применена лампа-фара ЛФСМ-28-600, которая
имеет две нити накаливания: посадочную и рулежную. Рулежную
нить фары можно включать на длительное время, посадочную — на
время не более 5 мин с перерывами не менее 5 мин, так как в про-
тивном случае посадочная нить перегревается и фара выходит из
строя.
Электропитание фар осуществляется от бортовой сети постоянного тока. Элек-
тродвигатель механизма выпуска и уборки фары потребляет ток не более 3,5 А, ру-
лежная нить лампы-фары - 7 А, посадочная нить — около 24 А.

Цепи питания каждой фары защищены автоматами защиты АЗС-10 «Ру-
леж.» и АЗС-25 «Посад.», расположенными на правом электрощитке АЗС. Автомат
АЗС-10 защищает цепи питания электродвигателя механизма выпуска и уборки
и рулежной нити накаливания фары, автомат АЗС-25 — цепь питания посадочной
нити накаливания лампы-фары.

Управление фарами осуществляется двумя переключателями
«Фары», установленными на верхнем пульте кабины экипажа. Один
переключатель имеет два положения: «Выпуск — Уборка», а дру-
гой — три положения: «Рулежка — Выкл. — Посадка». Последний
переключатель обеспечивает включение света фар только при поло-
жении первого — «Выпуск».

Во время внешнего осмотра самолета нужно убедиться в чисто-
те стекол фар, а зимой — также в отсутствии на фарах снега и льда.
Перед ночными полетами фары следует проверить при выпуске,
уборке, а также при включении в режим руления и посадки.

При заходе на посадку ночью фары включают в режим «Посад-
ка» на высоте 150—100 мм, а после посадки и окончания пробега
переключают в рулежный режим. Взлет ночью выполняют, как пра-
вило, с включенными посадочными фарами, затем фары выклю-
чают и убирают после набора высоты не менее 50 м или после про-
лета препятствий.

24.	Электрооборудование освещения

Освещение пассажирского салона делится на основное и дежур-
ное, лампы освещения питаются постоянным током от бортовой
сети. Включение основного освещения следует производить с по-
мощью двух автоматов защиты сети АЗС-2 «Освещение салона:
лев., прав.», которые установлены на панели АЗС над левым пуль-
том кабины экипажа. К этим автоматам защиты напряжение под-
водится через автомат АЗС-10 «Средний пульт», установленный
в среднем распределительном электрощитке, и автомат АЗС-5
«Контр, напр. сети», который установлен в правом распределитель-
ном электрощитке.

Лампы дежурного освещения питаются непосредственно от ле-
вой бортовой аккумуляторной батареи, минуя шины бортовой сети,
через автомат защиты АЗС-5 «Напряж. акк. лев.», расположенный
на левом аккумуляторном электрощитке. Дежурное освещение
можно выключить переключателем «Освещение салона дежур.»,
установленным на панели АЗС на левом борту кабины экипажа,
или переключателем «Дежурное освещение», который расположен
в отсеке бытового оборудования слева у шпангоута № 33.

Лампы плафонов подсвета трапа и освещения отсека бытового
оборудования включаются с помощью выключателя «Освещение:
трап, багажник», установленного в отсеке бытового оборудования
слева.
Питание этих ламп осуществляется через автомат защиты сети АЗС-20 «Помпа
туалета, багажник, трап», расположенный на правом электрощитке АЗС. Когда
трап убран, его подсвет автоматически отключается.

При отказе двух генераторов автоматически выключаются основное освещение
пассажирского салона и освещение отсека бытового оборудования. В этом случае
в салоне могут быть включены только лампы дежурного освещения.

Освещение кабины экипажа осуществляется двумя плафонами,
которые включаются с помощью автомата АЗС-5 «Освещение ка-
бины, плафоны», установленного на левой неподвижной панели
приборной доски Кабины экипажа. Здесь же имеется ручка реостата
«Регулировка освещения, плафоны кабины» для регулирования яр-
кости свечения ламп плафонов. Если автомат защиты «Освещение
кабины, плафоны» выключен или на шинах бортовой сети постоян-
ного тока нет напряжения, то один плафон освещения кабины эки-
пажа включается вместе с лампами дежурного освещения. Кроме
того, на левом и правом бортах кабины экипажа имеются два све-
тильника, обеспечивающие освещение белым или красным светом,
который устанавливается поворотом светового фильтра относи-
тельно лампы светильника. Светильники имеют реостаты для регу-
лировки яркости их свечения и включаются вместе с подсветом
шкал приборов, надписей.

Освещение отсеков агрегатов кондиционирования, агрегатов
гидросистемы, среднего двигателя, пожарных баллонов осущест-
вляется плафонами, которые включаются с помощью выключате-
лей, установленных в этих же отсеках. Для освещения отсека обору-
дования между шпангоутами № 8 и 9 справа у шпангоута № 9 уста-
новлена лампа в арматуре ВЛС-45 с выключателем.

Для подключения переносных ламп имеются розетки в отсеке на
шпангоуте № 36 (одна слева и одна справа), в отсеках носовом и
передней ноги шасси, а также в левой консоли крыла и отсеке
каждого двигателя. Цепь питания ламп освещения отсеков и под-
вода напряжения к розеткам защищена автоматом защиты АЗС-10
«Освещен, отсеков», установленным на приборной панели у
шпангоута № 8.

Подсвет приборов, надписей, пультов и щитков осуществляется
красным светом с применением индивидуальных светильников
и светопроводов.

В большинстве светильников подсвета шкал приборов имеются
две лампы. Для повышения надежности системы подсвета пита-
ние ламп осуществляется по двум проводам.

Цепи питания ламп защищены автоматами защиты АЗС-5 (на са-
молетах первых выпусков АЗС-10) «Освещение кабины лев.»,
установленным на левой неподвижной панели приборной доски
кабины экипажа, а также «Освещение средн.» и «Освещение прав.»,
которые расположены на правой неподвижной панели приборной
доски.

На левой неподвижной панели приборной доски кабины экипа-
жа имеется переключатель «Освещ. лев. борта: авар.основ.», а
на правом пульте — переключатель «Освещ. прав, борта: авар.—
102
основ.». Когда переключатели находятся в положении «Основное»,
включается подсвет всех приборов, надписей и т. п., а при их поло-
жении «Аварийное» обеспечивается подсвет только тех приборов,
которые работают при отказах генераторов. На самолетах первых
выпусков включение аварийного режима системы подсвета не
предусмотрено.

Регулировка яркости подсвета приборов, надписей, пультов, панелей осущест-
вляется с помощью реостатов, установленных на левой неподвижной панели при-
борной доски, на правом пульте кабины экипажа и на приборной панели у шпан-.
гоута № 8.

Перед полетом необходимо проверить исправность подсвета пу-
тем его включения, убедиться в плавности регулировки яркости све-
чения ламп с помощью реостатов.
ра 3 Д е л второ й

РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Глава VI

РАДИОСВЯЗНОЕ И РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

25.	Общие сведения о радиоэлектронном оборудовании
самолета

Установленное на самолете радиоэлектронное оборудование
обеспечивает решение следующих основных задач: оповещение пас-
сажиров членами экипажа; телефонную связь абонентов, находящих-
ся в кабине экипажа и на земле, при техническом обслуживании
самолета; ведение экипажем самолета двусторонней радиотелефон-
ной связи с наземными пунктами управления воздушным движе-
нием и экипажами других самолетов, находящихся в воздухе; опре-
деление места, радиопеленга и угла сноса самолета, а также
решения ряда других навигационных задач при полете по маршру-
ту; осуществление расчета предпосадочного маневра и выполнение
посадки в сложных метеорологических условиях; осуществление ра-
диолокационного обзора воздушного пространства и земной по-
верхности по пути следования самолета; обнаружение грозовых
фронтов и выявление в них зон сильной турбулентности; опознава-
ние самолета.

Для решения указанных задач на самолете установлено радио-
электронное оборудование, которое в зависимости от назначения
и принципа работы делится на связное, навигационное и локационное.

К радиосвязному относятся аппаратура внутрисамолетной свя-
зи, два комплекта ультракоротковолновой радиостанции, а также
устанавливаемая на некоторых самолетах коротковолновая радио-
станция.

Радионавигационное оборудование включает в себя два ком-
плекта радиокомпаса АРК-9, радиовысотометр малых высот
РВ-ЗМ и бортовое оборудование системы посадки СП-50М в соста-
ве курсового радиоприемника КРП-ФМ, глиссадного радиоприем-
ника ГРП-2М и маркерного радиоприемника МРП-56П или обору-
дование «Ось-1».

В состав радиолокационного оборудования самолета входят ра-
диолокационная станция «Гроза» и самолетный ответчик системы
опознавания.

Схема расположения радиоэлектронного оборудования показана
на рис. 23. Его блоки размещены в основном отсеке оборудова-
ния между шпангоутами № 8 и 11 справа, в носовой части фюзеля-
жа между шпангоутами № 1 и 2, а также в кабине экипажа. На ле-
104
вом, правом, верхнем пультах и на приборной доске кабины
экипажа установлены все пульты управления, индикаторы, выключа-
тели, переключатели и сигнальные лампы, относящиеся к системам
радиоэлектронного оборудования самолета и обеспечивающие ди-
станционное управление этим оборудованием, а также контроль его
работы. Пульты управления размещены таким образом, что упра-
вление всем оборудованием может осуществляться с рабочего ме-
ста как левого, так и правого пилота. Большинство радиоустройств
самолета имеет антенны закрытого типа.

Электропитание систем радиоэлектронного оборудования осуществляется от
бортовых сетей постоянного, переменных однофазного и трехфазного токов. Ра-
диосвязное оборудование питается только от сети постоянного тока, радионавига-
ционное — от сетей постоянного и переменного однофазного токов, а радиолока-
ционная станция — электроэнергией постоянного, переменных однофазного
и трехфазного токов.

Рис. 23. Схема размещения радиоэлектронного оборудования на самолете:

1 — настроечный элемент для СП-5ОМ; 2 — абонентский щиток пилота; 3 — пульты управления
радиокомпасов АРК-9; 4 — приемопередатчик ПП-ЗМ радиовысотомера РВ-ЗМ; 5 - пульты
управления УКВ радиостанций; 6 — щиток управления СП-5ОМ; / — приемопередатчики
УКВ радиостанций; 8 — блок конденсаторов системы СП-5ОМ; 9 — приемник КРП-ФМ
с блоками питания; 10 — усилитель У-15 устройства СГУ-15; 11 — щиток БП устройства СГУ-15;
/2 — усилитель У-2 устройства СГУ-15; 13 щиток реле радиоустройств; 14 — приемник
ГРП-2М; 15 - распределительная коробка системы СП-50М; 16 - громкоговорители ГД-18;
17 ~ антенна «АРК-УКВ»; 18 — антенна УКВ радиостанции; 19 — рамочные антенны радио-
компасов АРК-9; 20 - штыревая антенна радиокомпаса АРК-9; 21 - антенные блоки радио-
компасов АРК-9; 22 — антенна АР-4Я радиовысотомера РВ-ЗМ; 23 — антенна маркерного
приемника МРП-56П; 24 — антенна АР-4Я радиовысотомера РВ-ЗМ; 25 — громкоговоритель
1ГД-18; 26 - блоки питания радиокомпасов АРК-9; 27 - маркерный приемник МРП-56П;
28 — приемники радиокомпасов АРК-9; 29 — абонентский щиток пилота; 30 — аитеины сис-
темы СП-5ОМ
26.	Абонентская гарнитура и аппаратура внутрисамолетной
связи

Абонентская гарнитура совместно с аппаратурой внутрисамо-
летной связи предназначена для оповещения пилотами пассажиров
и выхода пилотов на внешнюю радиосвязь через установленные на
самолете радиоустройства.

Система оповещения и коммуникации обеспечивает пилотам
прослушивание сигналов с выходов радиостанций и радиокомпасов
через головные телефоны или через громкоговоритель, ведение ра-
диотелефонной передачи через УКВ радиостанции, передачу пасса-
жирам сообщений через установленные в пассажирском салоне
громкоговорители, обеспечивает телефонную связь с абонентом, на-
ходящимся за бортом, при обслуживании самолета на земле, а так-
же телефонную связь с бортпроводником.

Передачу для пассажиров и радиопередачу пилоты могут вести
через микрофон авиагарнитуры или микрофон системы оповеще-
ния, а прослушивание пилотами своей передачи может осущест-
вляться через громкоговоритель или через телефоны.

В состав аппаратуры внутрисамолетной связи входят два або-
нентских щитка пилотов, две кнопки «Радио», щиток радио-
устройств, усилитель У-15, семь электродинамических громкого-
ворителей типа 1ГД-18 и согласующие автотрансформаторы к ним,
а также усилитель У-2, микрофон и щиток из комплекта самолет-
ного громкоговорящего устройства СГУ-15. Кроме того, на само-
летах более поздних выпусков устанавливаются щиток бортпровод-
ника, телефонная трубка и усилитель СПУ.

Авиационная гарнитура АГ-3 состоит из телефонов и микрофо-
на ДЭМШ-1А, которые через разъем подсоединяются к абонент-
скому щитку пилота.

Абонентский щиток пило-
т а (рис. 24) предназначен для под-
ключения гарнитуры к радиостанциям,
радиокомпасам и к сети оповещения
пассажиров. При установке галетного
переключателя на щитке в положения
«КР-1» и «КР-2» телефоны и микрофо-
ны гарнитуры абонента подключаются
к выходу приемника одной или другой
ультракоротковолновой радиостанции,
положение «КВ» служит для их под-
ключения к приемнику коротковолно-
вой радиостанции, а при положении
переключателя «РК-1» или «РК-2» в
телефонах прослушивается приемник
одного из радиокомпасов. Когда гар-
нитура подключена к радиостанции, для
ведения передачи нужно нажать кнопку
«Радио», вследствие чего микрофон гарнитуры подсоединяется
к входу передатчика станции, который одновременно включается
в работу. Кнопка «Салон» предназначена для включения гарнитуры
в сеть оповещения пассажиров.

Абонентские щитки пилотов установлены по одному на левом
и правом пультах кабины экипажа, кнопки «Радио» — по одной на
штурвалах.

Щиток радиоустройств объединяет в себе электромагнитные ре-
ле и некоторые другие элементы системы оповещения и коммуни-
кации. Он установлен на стеллаже в правом отсеке оборудования
между шпангоутами № 8 и 11.

Усилитель У-15 предназначен для усиления напряжения зву-
ковых частот, поступающего от микрофона гарнитуры или микро-
фона системы оповещения, до мощности, необходимой для питания
громкоговорителей 1ГД-18. Усилитель собран на полупроводни-
ковых приборах и установлен в правом отсеке оборудования само-
летов у шпангоута № 8.

Шесть электродинамических громкоговорителей 1ГД-18 разме-
щены в пассажирском салоне и через согласующие автотрансфор-
маторы подсоединены к выходу усилителя У-15. Один громкогово-
ритель установлен в кабине экипажа и подключен к выходу
усилителя У-2, который усиливает напряжение звуковых частот, по-
ступающее на него с выхода приемника радиостанции или радио-
компаса, до мощности, необходимой для питания громкоговорите-
ля. Усилитель У-2 расположен в правом отсеке оборудования,
вверху у шпангоута № 8.

Микрофон из комплекса самолетного громкоговорящего
устройства СГУ-15 предназначен для ведения передачи левым пи-
лотом как по сети оповещения пассажиров, так и через передатчики
самолетных радиостанций. Он состоит из дифференциального элек-
тромагнитного малогабаритного шумостойкого микрофона
ДЭМШ-1А, усилителя и кнопки, смонтированных в одном корпусе.
Микрофон выполнен таким образом, что звуковые волны воздей-
ствуют на его диафрагму с двух сторон и колебания диафрагмы
вызываются разностью звуковых давлений. Благодаря такому
устройству микрофон не воспринимает звуковые колебания, идущие
от удаленных источников звука (например, от авиадвигателей само-
лета), так как в этом случае почти нет разности звуковых давлений,
воздействующих на обе стороны диафрагмы микрофона.

Поэтому для обеспечения нормальной работы микрофона необ-
ходимо, чтобы он находился на расстоянии 1—2 см от угла
рта оператора и повернут на угол 20 — 30° к плоскости его
лица.

Входящий в состав микрофона усилитель предназначен для уси-
ления напряжения звуковых частот, создаваемого микрофоном,
а кнопка служит для включения усилителя. В нерабочем положении
микрофон закрепляется над левым пультом кабины экипажа в спе-
циальном держателе. Аналогично должен использоваться микрофон
гарнитуры.
Щиток из комплекта СГУ-15 предназначен для подачи питаю-
щих напряжений на усилитель У-15 и установлен возле него.

Система оповещения и коммуникации питается от бортовой сети постоянного
тока, потребляя ток не более 2 А. Цепь ее питания защищена автоматом защиты
АЗС-2 «СГУ», который установлен на левом пульте кабины экипажа и одновремен-
но выполняет функции выключателя.

На верхнем пульте кабины экинажа установлен переключатель «Динамик:
лев, — прав.», предназначенный для подключения громкоговорителя к сети связи, ве-
дущейся левым или правым пилотом.

Переключение микрофона ДЭМШ-IA на оповещение пассажиров или ведение
радиопередачи осуществляется переключателем «Микрофон: радио —салон—борт-
проводник», установленным на левом пульте кабины экипажа.

Для регулировки громкости сигналов в громкоговорителе кабины экипажа на
средней панели приборной доски имеется ручка регулятора «Громкоговоритель,
громче».

При срабатывании систем сигнализации маркерного радио-
приемника МРП-56П, «Опасная высота» радиовысотомера РВ-ЗМ,
«Разгерметизация» или «Перенаддув» системы кондиционирования
на телефоны пилотов от бортовой сети подается напряжение одно-
фазного тока частотой 400 Гц. Регулировка громкости этих сигна-
лов, а также уровня сигналов в громкоговорителях пассажирского
салона осуществляется с помощью потенциометров, размещенных
на щитке радиоустройств; органы оперативной регулировки гром-
кости этих сигналов отсутствуют.

На самолете предусмотрена возможность телефонной связи на
земле левого пилота с абонентом, находящимся вне самолета. Для
подключения кабеля связи в левом отсеке фюзеляжа имеется штеп-
сельный разъем.

Аппаратура внутрисамолетной связи должна быть включена
с помощью автомата защиты АЗС-2 «СГУ» перед запуском двига-
телей; ее выключение допускается только после остановки двига-
телей.

Перед полетом работоспособность аппаратуры проверяют одно-
временно с проверкой работы радиостанций и радиокомпасов. Для
прослушивания какого-либо из приемников через телефоны гарни-
туры достаточно установить в соответствующее положение пере-
ключатель на абонентском щитке пилота. При необходимости про-
слушивать тот же приемник через громкоговоритель нужно
подключить последний к данному абонентскому щитку переключа-
телем «Динамик: лев.—прав.». При этом уровень сигналов в теле-
фонах можно регулировать только с пульта прослушиваемого ра-
диоустройства, а .в громкоговорителе — также и ручкой регулятора
«Громкоговоритель, громче».

Если переключатель на абонентском щитке пилота установлен
в положение «КР-1» или «КР-2», то для ведения передачи через
данную радиостанцию с помощью микрофона гарнитуры нужно
нажать кнопку на штурвале. Контроль своей передачи осущест-
вляется так же, как и прослушивание приемника станции.

Для ведения радиопередачи с помощью микрофона системы
оповещения необходимо подключиться к соответствующей радио-
станции на абонентском щитке левого пилота, переключатель «Ми-
108
крофон: салон — радио — бортпроводник» установить в положение
«Радио», нажать кнопку на корпусе микрофона и вести передачу.
Для прослушивания передачи через громкоговоритель следует пере-
ключатель «Динамик: лев. — прав.» установить в положение «Лев.».
Одновременно передачу можно прослушивать через телефоны
гарнитуры.

Для передачи сообщений в пассажирский салон с помощью ми-
крофона гарнитуры нужно нажать кнопку «Салон» на абонентском
щитке пилота. При использовании для этой цели микрофона си-
стемы оповещения необходимо установить переключатель «Микро-
фон: салон — радио — бортпроводник» в положение «Салон», на-
жать кнопку на корпусе микрофона и вести передачу. Эта передача
прослушивается пилотами через громкоговоритель при условии,
что переключатель «Динамик: лев.— прав.» находится также в по-
ложении «Лев.»

Если сигналы громкоговорителя кабины экипажа восприни-
маются микрофоном при ведении передачи через него, надо с по-
мощью ручки «Динамик» уменьшить уровень сигналов, воспрои-
зводимых громкоговорителем.

27.	Радиостанция «Ландыш-5»

Назначение, комплект и основные характеристики. Ультракорот-
коволновая радиостанция «Ландыш-5» предназначена для ведения
двусторонней симплексной радиотелефонной связи по УКВ кана-

лам с наземными пунктами управления воздушным движением
и другими ЛА, находящимися в полете.

В комплект радиостанции «Ландыш-5» входят приемопередат-

чик, амортизационная рама, пульт дистанционного управления, ан-
тенна, антенный фидер и соединительные кабели, а также измери-
тельный блок, который на самолете не устанавливается.

Приемопередатчик объ-
единяет в себе радиопри-
емник и радиопередат-
чик станции и состоит из
десяти соединенных меж-
ду собой блоков, которые
установлены на амортиза-
ционной раме. Некоторые
из этих функциональных
блоков являются общими
для приемника и передат-
чика станции, а другие от-
носятся только к передат-
чику или приемнику.

Пульт дистанционного
управления (рис. 25) обес-
печивает переключение
рабочих частот станции,

Рис. 25. Пульт дистанционного управления
радиостанции «Ландыш-5»:

/ — лампы подсвета; 2, 5 — ручки настройки;

3 — выключатель подавителя шумов; -/ — ручка
регулировки громкости
регулировку громкости сигналов приемника станции в телефонах
(громкоговорителе), включение и выключение подавателя шумов
приемника станции. На пульте имеются окно, в котором
читается установленная частота в килогерцах, а также две
ручки, предназначенные для установки частоты, ручка регули-
ровки громкости и выключатель подавителя шумов.

Приемопередатчики обеих установленных на самолете радио-
станций «Ландыш-5» смонтированы на одной амортизационной ра-
ме и размещены в правом отсеке оборудования, между шпангоута-
ми 8 и И. Пульты дистанционного управления обеих станций
размещены на верхнем пульте кабины экипажа1.

Антенна первой радиостанции установлена в верхней части фю-
зеляжа по оси самолета, между шпангоутами № 19 — 20. При вклю-
чении воздушно-термической противообледенительной системы эта
антенна с целью ее защиты от обледенения обогревается горячим
воздухом. Вторая радиостанция работает на такую же штыревую
антенну, которая является общей для этой станции и радиокомпаса
и расположена в нижней части фюзеляжа, справа от оси самолета,
между шпангоутами 19 — 20.

Измерительный блок обеспечивает проверку радиостанции пу-
тем измерения напряжений в отдельных ее цепях, а также ее вклю-
чение в режим передачи или приема.

Высокая надежность станции «Ландыш-5» обеспечивается тем, что она собрана,
за исключением двух выходных каскадов передатчика, на полупроводниковых при-
борах, а также отсутствием в системе настройки станции каких-либо механических
устройств или электромагнитных реле. Выбор нужной волны и перестройка колеба-
тельных контуров приемного и передающего трактов станпии осуществляются элек-
тронным способом.

В радиостанции применена кварцевая стабилизация частоты, что обеспечивает
беспоисковую и бесподстроечную связь. На земле или в полете может быть выбран
любой канал связи в пределах рабочего диапазона частот станции без ее предвари-
тельной настройки, набор требуемого канала (частоты) производится с пульта
управления с помощью ручек настройки.

Особенностью радиостанции является также то, что она выполнена по трансси-
версной схеме. Это значит, что часть функциональных блоков станции (кварцевые
генераторы и др.) относятся как к передатчику, так и к приемнику, что позволило
упростить станцию, уменьшить количество используемых в ней элементов и,
в свою очередь, повысило ее надежность.

Основные характеристики станции

Диапазон рабочих частот, МГц....................... 118	— 135, 975

Дальность связи с наземными станциями, км
при высотах полета:

1000 м............................. до	120

5000 »............................около	250

Разнос частот между соседними каналами, кГц . . .	25

Общее число волн связи (рабочих частот) ....	720

Выходная мощность	передатчика,	Вт, не менее ...	5

Чувствительность приемника, мкВ, не хуже ....	3

1 В дальнейшем радиостанция, пульт которой установлен слева, будет имено-
ваться первой (№ 1), а станция, пульт которой размещен справа, - второй (№ 2)
радиостанцией.
Время перехода с одной волны на другую, с, не более	1

Время готовности станции к работе после включения
электропитания, мин:

при температуре воздуха 20”............................ 2

»	»	»	—40°...................... \	5

Мощность, потребляемая от бортовой сети постоянного
тока, Вт:

при работе на прием, не более....................... 50

»	»	» передачу, не более.................. 120

Принцип работы приемного тракта. Приемник станции предназ-
начен для приема амплитудно-модулированных сигналов. Он вы-
полнен по супергетеродинной схеме с двойным преобразованием
частоты принимаемого сигнала, автоматической регулировкой уси-
ления и подавителем шумов.

Рассмотрим структурную схему приемника амплитудно-модули-
рованных сигналов, знание принципа работы которого в дальней-
шем будет необходимым при изучении всех радиоустройств само-
лета.

Приемник амплитудно-модулированных сигналов выполняет
следующие основные функции: выделяет из всех принятых антен-
ной сигналов колебания той полосы частот, на которую приемник
настроен; усиливает выделенное напряжение до величины, которая
необходима для нормальной работы детектора приемника; детекти-
рует усиленное напряжение, т. е. выделяет из него напряжение низ-
ких (звуковых) частот; усиливает колебания звуковых частот до ве-
личины, необходимой для нормальной работы выходных устройств,
в данном случае — телефонов или громкоговорителя.

Таким образом, основными функциями приемника являются вы-
деление полезного сигнала с одновременным подавлением помех
и усиление выделенного сигнала.

Избирательность приемника обеспечивается колебательными контурами, со-
стоящими из электрических емкостей и катушек индуктивности. Во время пере-
стройки приемника по частоте изменяют частоту настройки его контуров путем из-
менения величин их емкостей и индуктивностей.

Усиление колебаний в приемнике осуществляется с помощью усилителей, со-
бранных на электронных лампах или полупроводниковых триодах (в приемнике
станции «Ландыш» используются полупроводниковые приборы).

Для того чтобы приемник обеспечил прием возможно малых сигналов и, следо-
вательно, связь на большие расстояния, он должен обладать возможно лучшей из-
бирательностью и большим усилением. Однако получить хорошую избиратель-
ность с помощью колебательных контуров, настроенных на сравнительно высокую
частоту принимаемого сигнала, а также обеспечить нужное усиление высокочастотно-
го напряжения технически затруднительно. В связи с этим в абсолютном большин-
стве приемников осуществляют преобразование частоты, т. е. преобразуют напря-
жение высокой частоты принятого сигнала в напряжение более низкой, так
называемой промежуточной частоты, а затем производят выделение и усиление на-
пряжения этой частоты. При преобразовании принятого сигнала по частоте его мо-
дуляция сохраняется, т. е. полезный в конечном счете сигнал остается неизменным.

Радиоприемник, в котором применено преобразование частоты, называется су-
пергетеродинным. В таком приемнике имеется преобразователь частоты, состоя-
щий из гетеродина и смесителя. Гетеродин представляет собой автогенератор
и создает колебания, частота которых /г на величину промежуточной частоты /п
приемника больше или меньше частоты принимаемого сигнала /с. На вход смесите-
ля поступают колебания принятого сигнала и гетеродина, вследствие чего на его
выходе получается напряжение промежуточной частоты, которая равна разности
частот сигналов на входе смесителя:

fc или fn =j с ~fr-

Одновременно с напряжением промежуточной частоты на выходе смесителя
получаются также колебания других комбинационных частот, например суммарной
частоты входных напряжений смесителя, но эти колебания в данном случае являют-
ся мешающими и в последующем подавляются контурами.

В приемнике станции «Ландыш-5» осуществляется двойное преобразование ча-
стоты, т. е. принимаемый сигнал преобразуется по частоте дважды. В таких прием-
никах имеются два преобразователя частоты. Двойное преобразование частоты не-
обходимо для обеспечения защиты от помех по так называемым зеркальным
частотным каналам.

Структурная схема станции «Ландыш-5, в том числе и ее прием-
ного тракта, показана на рис. 26.

Когда станция включена на прием, напряжение высоких частот,
в том числе и принимаемого сигнала, наведенное радиоволнами

Рис. 26. Структурная схема радиостанции «Ландыш-5»
в антенне, через антенные фильтр и реле поступает на усилитель на-
пряжения высокой частоты (УВЧ). Антенный фильтр обеспечивает
предварительную избирательность/т. е. частично подавляет помехи,
выделяя напряжение принимаемого сигнала. Антенное реле под-
ключает антенну вместе с фильтром ко входу приемника при рабо-
те станции на прием и к выходу передатчика — во время ее работы
на передачу.

Усилитель напряжения высокой частоты предназначен для уси-
ления напряжения принимаемого сигнала до величины, необходи-
мой для нормальной работы первого смесителя; одновременно
контуры УВЧ осуществляют избирательность приемника по зер-
кальным каналам.

С выхода УВЧ напряжение высокой частоты поступает на
первый смеситель, куда также подаются колебания первого гете-
родина. Этот гетеродин в зависимости от частоты настройки стан-
ции выдает колебания одной из 180 частот, находящихся в диапазо-
не 102, 995 — 120, 895 МГц. При этом разность соседних по величине
частот гетеродина составляет 0,1 МГц.

Напряжение первой промежуточной частоты, получаемое на вы-
ходе первого смесителя, имеет одну из четырех частот, находящих-
ся в пределах 15,005 — 15,080 МГц, что исключает необходимость
перестройки полосового фильтра, который включен на выходе сме-
сителя. Он состоит из четырех контуров и предназначен для осу-
ществления избирательности.

На вход второго смесителя поступают напряжения первой про-
межуточной частоты и второго гетеродина. Этот гетеродин выдает
напряжение одной из четырех частот в диапазоне 13,405 — 13,480
МГц; разность соседних по величине частот составляет 0,025 МГц.
Колебания второй промежуточной частоты на выходе второго сме-
сителя имеют частоту 1,6 МГц. На выходе второго смесителя
включен фильтр сосредоточенной селекции (ФСС), который состоит
из двенадцати электрически связанных между собой колебательных
контуров. Он обеспечивает основную избирательность приемника
по соседнему каналу, т. е. избирательность относительно помех, ко-
торые по частоте близки к принимаемому сигналу.

Трехкаскадный УПЧ предназначен для усиления напряжения
второй промежуточной частоты до величины, необходимой для
нормальной работы детектора сигнала. Выделенное детектором
сигнала напряжение звуковых частот через диодный ключ подается
на усилитель низкой частоты (УНЧ), которым усиливается, а затем
через регулятор громкости пульта управления радиостанции посту-
пает на телефоны (громкоговоритель).

В приемнике станции имеется система автоматической регули-
ровки усиления (АРУ). Эта система предназначена для поддержания
практически неизменными по величине напряжения на выходе при-
емника (громкости в телефонах или громкоговорителе) при измене-
нии величины принимаемых сигналов в определенных пределах.
Принцип действия АРУ состоит в том, что она автоматически из-
меняет усиление приемником (УВЧ и УПЧ) принятого сигнала в за-
висимости от его величины. Благодаря действию АРУ большие
принятые сигналы усиливаются меньше, а малые — больше. С по-
мощью АРУ усиление сигналов приемником регулируется путем
изменения напряжения на базах транзисторов каскадов УВЧ
и УПЧ. Эта регулировка обеспечивает очень незначительные изме-
нения выходного напряжения приемника при изменении величин
принимаемых сигналов в довольно широких пределах.

В приемнике применена АРУ с усилением и задержкой, которая действует, регу-
лируя усиление сигналов приемников, только в том случае когда принимаемый сиг-
нал превышает заданный уровень.

Наличие АРУ в приемнике исключает необходимость частой ручной регулиров-
ки громкости в телефонах, которая изменялась бы при удалении от передатчика
или приближении к нему.

Для того чтобы при отсутствии полезного сигнала в телефонах
не прослушивались шумы, в приемнике имеется подавитель шумов,
который отключает УНЧ и не пропускает принимаемые сигналы на
выход в условиях, когда полезный сигнал отсутствует или по вели-
чине не превышает шумы более чем в 3 раза.

В состав подавителя шумов входят детекторы сигнала и шума,
триггер, диодный ключ, фильтр и усилитель напряжения шума.
Принцип работы подавителя шумов основан на сравнении величин
напряжения шума на выходе детектора сигнала и напряжения про-
межуточной частоты на выходе УПЧ. Суммарное напряжение шу-
мов и звуковых частот с выхода детектора сигнала подается на
фильтр и усилитель напряжения шума, где выделяется и усиливает-
ся только напряжение шумов, которое затем выпрямляется детекто-
ром шума. Одновременно напряжение второй промежуточной ча-
стоты выпрямляется детектором сигнала. Полученные на выходах
детекторов шума и сигнала величины напряжений сравниваются
между собой, и в зависимости от соотношения этих величин триг-
гер приходит в одно или другое состояние, т. е. от него на диодный
ключ поступает напряжение одной или другой полярности, вслед-
ствие чего ключ открывается или закрывается. Когда напряжение
второй промежуточной частоты (сигнала) не менее чем в 3 раза
превышает напряжение шумов, диодный ключ открывается, в ре-
зультате чего напряжение звуковых частот проходит от детектора
сигнала на УНЧ и далее — на телефоны. При отсутствии указанных
условий диодный ключ заперт и напряжение звуковых частот через
него на УНЧ не проходит.

Подавитель шумов можно выключить с помощью выключателя, установленно-
го на пульте дистанционного управления станцией. Когда он выключен, сигналы
проходят на выход приемника независимо от их величины, что бывает необхо-
димым для приема слабых сигналов передатчика, находящегося на большом рас-
стоянии от самолета.

Принцип работы передающего тракта. Передающий тракт радио-
станции предназначен для создания колебаний рабочих частот стан-
ции, их усиления, амплитудной модуляции и подачи в антенну. ч
В состав передатчика входят смеситель и УВЧ передатчика, пред-
оконечный усилитель и усилитель мощности, модулятор и детектор
самопрослушивания. Кроме того, в качестве задающего генератора
передатчика используются генераторы, которые для приемника
станции являются первыми и вторыми гетеродинами. При работе
станции на передачу стабилизированные кварцами колебания этих
гетеродинов поступают на смеситель передатчика, в результате че-
го на выходе смесителя получается напряжение суммарной частоты
этих колебаний, причем эта суммарная частота равна одной из ра-
бочих частот станции. Полученные колебания усиливаются УВЧ,
предоконечным усилителем и усилителем мощности. Одновременно
созданное ларингофонами (микрофоном) напряжение звуковых ча-
стот усиливается модулятором и подается на предоконечный и око-
нечный усилители, в результате чего высокочастотные колебания
амплитудно модулируются напряжением звуковых частот, а затем
подаются в антенну.

Для прослушивания своей работы незначительная мощность модулированных
колебаний с выхода усилителя мощности поступает на детектор самопрослушива-
ния, который выделяет из этих колебаний напряжение звуковых частот. Это напря-
жение усиливается УНЧ приемника и подается на телефоны. Таким образом, про-
слушивание своей работы осуществляется по высокой частоте, г. е. оператор
прослушивает свою передачу только при наличии высокочастотных колебаний на
выходе передатчика.

Кварцевая стабилизация рабочих частот станции осуществляется
с помощью трех генераторов, частота каждого из которых стабили-
зируется кварцами. Генератор грубой сетки (ГГС) работает на
одной из девяти частот в диапазоне 92, 79 —108,79 МГц, разнос его
частот составляет 2 МГц. Генератор средней сетки (ГСС) имеет 20
рабочих частот в диапазоне 10,205 — 12,105 МГц, разность соседних
по величине его частот равна 0,1 МГц. При работе станции как на
прием, так и на передачу колебания ГГС и ГСС поступают на сме-
ситель, на выходе которого выделяется напряжение, частота кото-
рого равна сумме частот этих генераторов. Таким образом, изме-
няя частоты ГГС и ГСС, получают колебания одной из 180 частот,
используемые во время работы на прием как колебания первого
гетеродина.

Генератор точной сетки (ГГС) работает на одной из четырех ча-
стот, разнос которых составляет 0,025 МГц в диапазоне
15,005 — 15,080 МГц. Во время работы на прием этот генератор ис-
пользуется в качестве второго гетеродина. При работе станции на
передачу колебания одной из 180 частот, полученные в результате
смешивания напряжений ГГС и ГСС, колебания ГТС смешиваются
и выделяются колебания их суммарной частоты, равной одной из
рабочих частот станции. Это обеспечивает получение колебаний
всех рабочих частот радиостанции.

Система дистанционного управления обеспечивает переключение
рабочих частот станции, включение и выключение подавителя шу-
мов, регулировку громкости сигналов приемника и сигналов само-
контроля, а также переключение станции на прием или передачу.

Переключение рабочих частот станции осуществляется путем
переключения частот (кварцев) ГГС, ГСС и ГТС с одновременной
перестройкой контуров первого
гетеродина, УВЧ передатчика
и входной цепи. Подключение
к каждому из генераторов ка-
кого-либо из кварцев произво-
дится подачей отпирающего на-
пряжения на полупроводнико-
вый диод, включенный в цепь
данного кварца. Для перестрой-
ки колебательных контуров к

Рис. 27. Зависимое 1Ь емкости варикапа ним подключены варикапы —
от управляющего напряжения	полупроводниковые диоды, ко-

торые ведут себя как емкости.
Причем величина емкости варикапа С зависит от величины прило-
женного к нему напряжения V (рис. 27). Таким образом, изменяя

подводимое к варикапу напряжение, тем самым изменяют емкость
и частоту настройки контура.

Включение станции на прием или передачу обеспечивается электромагнитными
реле.

Питание радиостанции осуществляется от бортовой сети постоянного тока.
В аварийном режиме допускается питание станции от источника электроэнергии на-
пряжением не менее 23 В. Для питания анодных цепей ламп выходных каскадов
передатчика используется преобразователь напряжения, который собран на транзи-
сторах по схеме мультивибратора, и выпрямитель.

Цепь питания каждой радиостанции защищена автоматом защиты АЗС-5. Авто-
мат защиты цепи питайия станции № 1 расположен на левом, а станции № 2 — на
правом электрощитке АЗС.

Перед полетом для проверки работоспособности радиостанций
нужно включить автоматы защиты «УКВ-1» и «УКВ-2» на электро-
щитках АЗС, регуляторы громкости на пультах дистанционного
управления станций повернуть вправо до упора и включить подави-
тели шумов, после чего проверить включение радиостанций в ре-
жимы передачи и приема. Для проверки устанавливают контроль-
ную связь с корреспондентом. Если такого корреспондента не
имеется, то в нормальной работе передатчика убеждаются по нали-
чию прослушивания своей передачи, а приемника — по наличию
шумов, прослушиваемых в телефонах при выключенном подавителе
шумов. Работоспособность станции следует проверить при вклю-
ченном и выключенном подавителе шумов, который после провер-
ки станции нужно включить.

При проверке станции следует убедиться в плавной регу-
лировке громкости сигналов с помощью ручки, установленной
на пульте управления.

В полете обе радиостанции «Ландыш-5» при их исправности
должны быть включены. Если корреспондент находится далеко
и его передача прослушивается плохо, временами прерываясь, то
для увеличения дальности связи следует выключить подавитель шу-
мов, после чего шумы будут прослушиваться в телефонах непреры-
вно и прием корреспондента станет уверенным.
При одновременной работе двух комплектов станции «Ландыш»
могут наблюдаться взаимные помехи. Во время работы радиолока-
ционной станции «Гроза» могут создаваться помехи для радио-
приемника станции № 2, что не является неисправностью.

Следует иметь в виду, что отказ радиостанции может произойти вследствие
случайного выключения («выбивания») автомата защиты цепи ее питания. Поэтому
в случае отказа станции нужно в первую очередь проверить, включен ли этот авто-
мат, и включить его, если он был выключен.

28.	Автоматический радиокомпас АРК-9

Назначение, состав и основные характеристики. Автоматический
радиокомпас АРК-9 является самолетным автоматическим радио-
пеленгатором, позволяющим непрерывно определять курсовые
углы радиостанций. Совместно с самолетными геотехническими
средствами самолетовождения радиокомпас предназначен для ре-
шения ряда навигационных задач.

На самолете установлены два комплекта автоматического ра-
диокомпаса АРК-9: «АРК № 1» и «АРК № 2». В состав каждого
комплекта входят следующие блоки: приемник, пульт управления,
блок направленной антенны, антенный усилитель, переключатель
волн ДПВ, блок питания, ненаправленная антенна, два указателя
курсовых углов радиостанций.

Блок приемника включает в себя супергетеродинный радио-
приемник с одним преобразованием частоты и компасную часть.
Пульт управления обеспечивает электродистанционное управление
настройкой и работой радиокомпаса.

Блок направленной антенны (рамки) объединяет в себе рамоч-
ную антенну, электродвигатель ДИД-0,5, сельсин-датчик, компенса-
тор радиодевиации и тахогенератор. Рамочная антенна предназна-
чена для направленного приема радиоволн. Электродвигатель
ДИД-0,5 служит для вращения рамочной антенны, сельсин-дат-
чик — для дистанционной электрической передачи углов поворота
рамочной антенны стрелкам указателей, являющихся сельсин-
приемниками. Компенсатор радиодевиации обеспечивает уменьше-
ние ошибок в показаниях радиокомпаса, возникающих за счет явле-
ния радиодевиации. Тахогенератор входит в систему демпфирова-
ния (гашения) колебаний ротора электродвигателя (рамочной ан-
тенны).

Антенный усилитель представляет собой однокаскадный УВЧ.
Он предназначен для усиления сигналов, принятых ненаправленной
антенной, а также для согласования этой антенны с высокоча-
стотным фидером.

Дистанционный переключатель волн служит для переключения
радиокомпаса на одну из двух предварительно настроенных частот
(на основной или резервный канал).

Блок питания состоит из трансформаторов и выпрямителей
и преобразует переменное напряжение бортовой сети 115 В в пере-
менные и постоянные напряжения, необходимые для питания дру-
Рис. 28. Лицевая панель прибора ИКУ-1А

гих блоков радиокомпаса.
На нем установлен предох-
ранитель, защищающий цепь
питания радиокомпаса пере-
менным током.

Приемники и блоки питания
обоих радиокомпасов размещены
в правом отсеке оборудования
между шпангоутами № 8 и 11.
Блоки направленных антенн устано-
влены в вырезах нижней обшивки
фюзеляжа между шпангоутами № 20
и 22. Пульты управления и
переключатели волн обоих радио-
компасов расположены на верх-
нем пульте кабины экипажа. Ан-
тенные усилители размещены около
вводов ненаправленных антенн,
установленных на нижней обшивке
фюзеляжа между шпангоутами
№ 19 и 20.

Два указателя курсовых углов радиостанций БСУП-2 размещены на левой
амортизированной панели, а двухстрелочный указатель УПДБ-2 — на правой амор-
тизированной панели приборной доски.

На самолетах последних выпусков взамен указателей БСУП-2 установлен
комбинированный указатель ИКУ-1А (рис. 28), объединяющий указатель курсо-
вой системы и два указателя радиокомпасов.

Основные характеристики

Дальность действия (км) при пеленговании передатчика

мощностью 500 Вт и высоте полета 1000 м . . . .	160

Диапазон рабочих частот (непрерывный), кГц .... 150—1300
Время, переключения частот (с основного канала на

резервный или обратно), с, не более............... 5

Чувствительность радиоприемника в режиме «Антенна»,
мкВ................................................. 10-12

Скорость автоматического вращения рамки, град/с . . .	30 — 60

Точность установки частоты при настройке, %......... + 2,5

Потребляемый ток:

постоянный, не более, А......................... 2

переменный, около, А............................ 1

Органы управления радиокомпасом и его настройки располо-
жены на пульте управления (рис. 29).

Переключатель «Выкл. — Комп. — Ант. — Рам.» служит для вклю-
чения радиокомпаса в один из трех режимов работы («Компас»,
«Антенна», «Рамка»), а также для выключения радиокомпаса. На-
жимный переключатель «Рамка Л-П» служит для ручного дистан-
ционного включения электродвигателя вращения рамочной ан-
тенны. С помощью переключателя рамку можно вращать независи-
мо от режима работы радиокомпаса.

Ручка «Громк.» служит для регулировки громкости сигналов
приемника радиокомпаса в телефонах. В режимах работы компаса
118
«Антенна» и «Рамка» громкость регулируется потенциометром пу-
тем изменения.усиления сигналов приемником, а в режиме «Ком-
пас» — изменением величины сопротивления реостата, включенного
в цепь телефонов.

Выключатель «ТЛФ — ТЛГ» предназначен для включения мест-
ной модуляции в случаях приема телеграфных тонально немодули-
рованных сигналов.

Ручки настройки «Основной, Д» и такие же две ручки «Ре-
зервный, Б» служат для установки сотен и десятков килогерц ча-
стоты при настройке основного и резервного каналов. Ручки «Осн.,
подстр.» и «Рез., подстр.» предназначены для точной настройки ос-
новного и резервного каналов на заданные частоты и обеспечивают
увеличение частоты настройки на величину до 20 кГц или ее умень-
шение на величину до 10 кГц. Передача углов поворота всех ручек
настройки на ротор переменных конденсаторов и переключатель
поддиапазонов приемника осуществляется с помощью потенциоме-
трической системы.

Стрелочный индикатор служит для определения точности на-
стройки приемника на заданную частоту. Кнопка «Управл.» обеспе-
чивает переключение управления радиокомпасом на один или дру-
гой пульт при наличии в комплекте двух пультов (на самолете не
используется).

Рис. 29. Пульт управления радиокомпаса АРК-9
Цепи питания радиокомпасов по постоянному току защищены автоматами за-
щиты «АЗС-2» «АРК-1» и «АРК-2», которые установлены соответственно на левом
и правом электрощитках АЗС, а по переменному току — двумя предохранителями
СП-1 «1АРК-9» и «2АРК-9», расположенными на электрощитке предохранителей
переменного тока.

Кроме того, установленный в блоке питания радиокомпаса предохранитель на
ток 2А защищает цепь питания радиокомпаса по сети переменного тока.

Принцип работы радиокомпаса в режиме «Антенна» и его струк-
турная схема (рис. 30) аналогичны принципу работы и структурной
схеме обычного радиоприемника. Этот режим используют при на-
стройке радиокомпаса на заданную частоту. Прием осуществляется
только на ненаправленную антенну, в работу включены антенный
усилитель и та часть блока приемника, которая представляет собой
обычный супергетеродинный радиоприемник (в дальнейшем эта
часть блока приемника будет именоваться радиоприемником).

В случае приема телеграфных тонально немодулированных сиг-
налов переключатель «ТЛФ — ТЛГ» на пульте управления устана-
вливают в положение «ТЛГ», в результате чего от выпрямителя,
расположенного в блоке питания, на УПЧ подается напряжение ча-
стотой 800 Гц (вторая гармоника напряжения частотой 400 Гц), ко-
торым в УПЧ амплитудно модулируются принимаемые сигналы.
В приемнике имеется АРУ с усилением и задержкой, которой охва-
чены каскады УВЧ и УПЧ.

Режим «Компас» является основным режимом работы радио-
компаса, используемого для автоматического пеленгования радио-
станций. В этом режиме прием осуществляется на рамочную и не-
направленную антенны, в работу включены все элементы радио-
компаса. В режиме автоматического пеленгования указатели
непрерывно показывают курсовой угол радиостанции, на частоту
которой настроен радиокомпас.

Принцип работы АРК-9 в компасном режиме основан на свой-
стве рамки направленно принимать радиоволны. При этом сигнал,
наведенный радиоволной пеленгуемой станции в рамке, сравнивает-
ся по фазе с сигналом, который создается той же радиоволной в не-
направленной антенне.

Напряжение частотой.

Рис. 30. Структурная Схема радиокомпаса АРК-9 в режиме работы «Антенна»
120
Рис. 31. Диаграммы направленности антенн:
а — рамочной; 6 — ненаправленной

Рамка имеет диаграмму направленности (рис. 31) в виде двух соприкасающихся
окружностей. Такую диаграмму называют «восьмеркой».

Под диаграммой направленности приемной антенны понимается зависи-
мость амплитуды э. д. с., наводимой радиоволной в антенне, от направления прихо-
да волны. При этом имеется в виду, что интенсивность радиоволны остается одина-
ковой, т. е. изменяется только направление ее прихода к антенне. Таким образом,
рамка не принимает радиоволны, приходящие с двух взаимно противоположных
направлений, которые перпендикулярны к плоскостям ее витков (называются на-
правлениями нулевого приема рамки). При повороте рамки от положения нулевого
приема величина сигнала, наводимого в ней радиоволной, изменяется в соответ-
ствии с диаграммой направленности.

Фаза сигнала рамки тоже зависит от направления прихода радиоволны (под
сигналом рамки понимается напряжение на ее выводах, которое создается радио-
волной). В зависимости от того, из какого сектора А или Б приходит радиоволна
(рис. 31, а), фаза сигнала рамки изменяется на 180°. Ненаправленная антенна имеет
диаграмму в виде окружности (рис. 31,6). Это'значит, что ни величина, ни фаза ее
сигнала не зависят от направления прихода радиоволны.

Следует отметить, что на рис. 31 временные диаграммы сигналов рамки и ан-
тенны изображены так, что сигнал рамки по фазе совпадает с сигналом ненапра-
вленной антенны или отличается от него на 180° (противоположен ему). В действи-
тельности сигналы этих двух антенн различаются по фазе почти на 90°. Но на
входе приемника фаза сигнала направленной антенны «доворачивается» на 90°, по-
сле чего соотношение фаз сигналов обеих антенн будет таким, как это показано на
рис. 31.

В связи с этим можно считать, что упрощение, допущенное в изображении
временных диаграмм сигналов рамки и ненаправленной антенны, при объяснении
принципа работы радиокомпаса значения не имеет.

Таким образом, в зависимости от того, в котором направлении от положения
нулевого приема будет повернута рамка, сигналы рамки и ненаправленной антенны
по фазе будут совпадать или противоположны. Это дает возможность путем срав-
нения фаз данных сигналов с помощью системы автоматического управления уста-
навливать рамку всегда в одно и то же положение нулевого приема. В результате
при работе радиокомпаса в режиме «Компас» курсовой угол радиостанции опреде-
ляется однозначно, хотя рамка имеет два направления нулевого приема.
Электродвигатель ДИД-0,5 является двухфазным асинхронным
двигателем. Он имеет короткозамкнутый ротор и две обмотки на
статоре и обладает следующими особенностями: когда хотя бы од-
на его обмотка обесточена, двигатель не вращается, т. е. не повора-
чивает рамку; если фазу напряжения, подводимого к одной его об-
мотке, изменить на 180°, направление вращения электродвигателя
изменится на противоположное.

Принцип работы радиоканала в режиме «Компас» (рис. 32) со-
стоит в следующем. Предположим, что радиоволна приходила с на-

.Рис. 32. Временные диаграммы напряжений в основных цепях автоматического
радиокомпаса в режиме «Компас» в зависимости от положения рамки:

/ — направление отклонения рамкн от устойчивого положения нулевого приема; 2 — направ-
ление отклонения рамки от неустойчивого положения нулевого приема; 3 — сигнал рамки;
/—напряжение генератора низкой частоты; 5 — напряжение на выходе коммутатора фазы;
6 — сигнал ненаправленной антенны; 7 — напряжение в контуре сложения (на входе прием-
ника); 8 — напряжение на компасном выходе приемника; 9 — ток частотой 400 Гц на входе
системы автоматического управления рамкой; 10 — ток частотой 400 Гц на выходе системы
автоматического управления рамкой; 77 — направление вращения рамки электродвигагелем
Рис. 33. Структурная схема радиокомпаса АРК-9 в режиме работы «Компас»

правления нулевого приема, которое на рамке обозначено стрелкой,
но рамка повернулась (например, вместе с самолетом) от этого по-
ложения на угол меньше 180°. В зависимости от того, в каком на-
правлении она повернулась, фазы сигналов рамки и ненаправлен-
ной антенны будут совпадать или различаться на 180°.

После предварительного выделения сигнала рамки контурами входной цепи
и УВЧ, а также усиления УВЧ он поступает на коммутатор фазы (рис. 33). Сюда же
подается напряжение от генератора низкой частоты. В коммутаторе фаза сигнала
рамки изменяется на 180° с частотой колебаний генератора. Это значит, что
в каждый момент, когда изменяется полярность напряжения генератора низкой ча-
стоты, фаза сигнала рамки на выходе коммутатора тоже изменяется на 180°.

Коммутированное по фазе напряжение рамки подается на контур сложения ра-
диоприемника, куда также поступает напряжение ненаправленной антенны. В конту-
ре сложения эти два сигнала складываются, в результате чего получается сигнал
той же частоты принимаемого сигнала, но амплитудно-модулированный напря-
жением генератора низкой частоты. Причем при изменении фазы сигнала рамки
на 180° фаза огибающей тоже изменяется на 180°.

Модулированное с низкой частотой напряжение проходит через радиоприем-
ник, как и при работе АРК-9 в режиме «Антенна». На выходе радиоприемника де-
тектор выделяет напряжение модуляции принятого сигнала («озвучивания») и на-
пряжение местной модуляции. С помощью фильтра эти два напряжения
разделяются, после чего напряжение «озвучивания» усиливается и подается на теле-
фоны, а напряжение местной модуляции поступает на систему автоматического
управления рамкой. На эту же систему подаются напряжение от генератора низкой
частоты и напряжение частотой 400 Гц от блока питания, а на ее выходе получает-
ся напряжение такой же частоты. При изменении фазы напряжения, поступающего
от радиоприемника, на 180° фаза напряжения на выходе системы изменяется тоже
на 180°.

Напряжение частотой 400 Гц с выхода системы автоматического управления
рамкой подводится к одной обмотке электродвигателя вращения рамки. На другую
обмотку двигателя от блока питания подается напряжение частотой 400 Гц, фаза
которого не зависит от положения рамки.

Таким образом, в зависимости от направления поворота рамки от положения
нулевого приема изменяется на 180° фаза напряжения рамки, а также фазы напря-
жений на компасном выходе радиоприемника и на выходе системы автоматическо-
го управления рамкой, в связи с чем изменяется направление вращения рамки
электродвигателем.
Когда рамка находится в положении нулевого приема, то в соответствии с ее
диаграммой направленности сигнал от нее на вход приемника не поступает, поэто-
му нет напряжения на выходе системы автоматического управления и электродви-
гатель не вращает рамку. Но вследствие приема рамкой помех, по частоте близких
к полезному сигналу, а также возникновения собственных шумов в приемнике,
с выхода системы управления на обмотку электродвигателя в этом случае будет по-
ступать незначительное по величине напряжение, фаза которого зависит от слу-
чайных факторов. Это приведет к тому, что двигатель повернет рамку хотя бы на
небольшой угол от ее положения нулевого приема. Тогда рамка станет принимать
сигнал пеленгуемой радиостанции, в результате чего двигатель будет вращать ее
в направлении, которое соответствует фазе сигнала рамки в данном случае. Если
рамка находилась в положении нулевого приема, которое обозначено стрелкой (см.
рис. 32), и двигатель случайно повернул ее, то вследствие приема рамкой сигналов
радиостанции двигатель будет вращать ее в обратном направлении, т. е. вернет
рамку в исходное положение нулевого приема. Если направление прихода волны
совпадало с противоположным направлением нулевого приема рамки и двигатель
случайно повернул рамку в любом направлении, то в результате приема сигнала
станции рамкой он будет продолжать вращать ее в том же направлении до тех пор,
пока не повернет рамку на угол 180°, т. е. пока не установит в устойчивое положе-
ние нулевого приема.

Таким образом, в результате работы рассмотренной системы в режиме «Ком-
пас» одно положение нулевого приема рамки является динамически устойчивым,
а другое — неустойчивым. Рамка колеблется электродвигателем в небольшом сек-
торе (обычно равном 1 — 2°) около устойчивого положения нулевого приема и не
может в течение заметного времени находиться в неустойчивом положении. Это
значит, что при работе радиокомпаса в режиме «Компас» рамка автоматически
устанавливается всегда в одно и то же положение нулевого приема, что обеспечи-
вает однозначность определения курсового угла пеленгуемой радиостанции.

Режим работы радиокомпаса «Рамка» предназначен для неавто-
матического пеленгования радиостанций по минимуму приема их
сигналов. Этот режим применяется в случае отказа автоматической
части радиокомпаса, а также при работе в условиях сильных элек-
тростатических помех, когда в режиме «Компас» стрелки указате-
лей ведут себя неустойчиво.

В режиме «Рамка» прием сигналов радиостанций осуществляет-
ся только на рамочную антенну, радиокомпас работает как обы-
чный радиоприемник (автоматическая часть отключается). Для по-
ворота рамки используется система дистанционного ручного
управления ее вращением. Углы поворота рамки через компенсатор
радиодевиации и с помощью сельсинной системы передаются
стрелкам указателей курсовых углов радиостанций.

Для пеленгования радиостанции при работе в режиме «Рамка»
необходимо: настроить радиокомпас на частоту пеленгуемой стан-
ции, затем, вращая рамку (стрелки указателей) переключателем
«Рамка Л-П», расположенным на пульте управления, добиться ми-
нимального приема сигналов радиостанции (наименьшего отклоне-
ния стрелки индикатора настройки и наименьшей слышимости сиг-
налов радиостанции в телефонах).

После настройки радиокомпаса на нужную частоту следует
с пульта управления установить возможно малое усиление сигналов
радиоприемником. Это позволит более точно определить положе-
ние рамки, соответствующее минимальному приему сигналов ра-
диостанции.
При минимуме приема сигналов радиостанции рамка будет
установлена в положение ее нулевого приема. Но так как рамка
имеет два таких положения, по направлению отличающихся на
угол 180°, то указатели радиокомпаса будут показывать курсовой
угол радиостанции с ошибкой в 180° или без этой ошибки.

Выявление ошибки в показаниях радиокомпаса при пеленгова-
нии станции в режиме «Рамка» производится с помощью других
навигационных устройств или путем повторного пеленгования ра-
диостанции через некоторое время при условии, что полет осущест-
вляется не на радиостанцию и не от нее.

Настройка радиокомпаса на заданную частоту производится
с пульта управления. Рекомендуется основной канал настраивать на
частоту дальней, а резервный канал — на частоту ближней привод-
ной радиостанции данного аэродрома. Перед включением и на-
стройкой радиокомпаса нужно убедиться, что включен автомат за-
щиты цепи питания по постоянному току, подключиться к данному
радиокомпасу на абонентском щитке пилота и установить органы
управления на пульте радиокомпаса в следующие исходные поло-
жения: ручку «Громк.» — в крайнее правое положение; переключа-
тель «ТЛФ — ТЛГ» — в положение, соответствующее роду работы
станции, на частоту которой будет производиться настройка; ручку
«Подстройка канала», который будет настраиваться, — в нулевое
положение по ее шкале.

Перед настройкой радиокомпаса следует включить его в режим
«Антенна», а переключатель волн установить в положение, соответ-
ствующее тому каналу, на котором будет производиться настройка.

Для настройки приемника нужно с помощью ручек декадной на-
стройки данного канала установить частоту с точностью до десят-
ков килогерц, а затем поворотом ручки «Подстройка» произвести
точную настройку, добившись максимальных показаний индикато-
ра настройки. При этом следует иметь в виду, что показателем точ-
ной настройки является максимальное отклонение стрелки индика-
тора настройки, а не максимальная громкость позывных радио-
станции в телефонах (громкоговорителе).

При необходимости точно настроить радиокомпас на частоту
передатчика нужно ручкой «Громк.» установить такое усиление сиг-
налов приемником, чтобы стрелка индикатора насгройки отклоня-
лась не более чем на два деления шкалы, и после этого ручкой
«Подстройка» добиться максимального отклонения этой стрелки.
Такая подстройка радиокомпаса особенно необходима при работе
в условиях сильных помех радиоприему.

Точная настройка радиокомпаса возможна только при небольшом усилении
принимаемых сигналов приемником по следующей причине. В режиме «Антенна»
одновременно с ручной осуществляется автоматическая регулировка этого усиле-
ния. Когда во время настройки включена автоматическая регулировка усиления, то
при небольших расстройках она поддерживает сигнал на выходе приемника неиз-
менным, что не дает возможности определить по индикатору наличие расстройки.
Только при значительных расстройках, когда выходной сигнал приемника станет
меньше порога срабатывания (задержки) системы АРУ, эта система автоматически
выключается и по индикатору можно определить расстройку. Установкой ручки
«Громк.» в положение, при котором стрелка индикатора настройки отклоняется не
более чем на два деления шкалы, усиление сигналов приемником уменьшают до ве-
личины, при которой АРУ выключается (до порога срабатывания АРУ), вследствие
чего даже незначительные расстройки контуров вызывают уменьшение напряжения
на телефонном выходе приемника, к которому подключен индикатор настройки
радиокомпаса.

Проверка работоспособности. После настройки радиокомпаса на
земле проверяют его работоспособность в режимах «Антенна»,
«Рамка» и «Компас». Во время этой проверки убеждаются в плав-
ности регулировки громкости в телефонах с помощью ручки
«Громк.», в том, что рамка (стрелки указателей) плавно вращается
при нажатии переключателя «Рамка Л-П».

Следует иметь в виду, что при настройке радиокомпаса на частоту близко рас-
положенного передатчика в режиме «Компас» с помощью переключателя «Рамка
Л-П». стрелки указателей на отдельных участках шкал могут вращаться замедленно
вплоть до их остановки. Это вызвано тем, что в режиме «Компас» на электродвига-
тель вращения рамки одновременно подаются напряжения от систем автоматиче-
ского и ручного вращения рамки, которые могут оказаться противоположными по
фазе. Следовательно, такое замедление вращения рамки (стрелок указателей) не
является неисправностью радиокомпаса.

Для проверки включения режима приема телеграфных тонально
немодулированных сигналов нужно кратковременно установить
переключатель «ТЛФ — ТЛГ» в положение «ТЛГ», в результате че-
го в телефонах должен появиться тон звуковой частоты, который
не прослушивается в телефонном режиме.

С целью проверки работы системы автоматического вращения
рамки нужно включить режим «Компас», после остановки стрелок
указателей отсчитать курсовой угол радиостанции, а затем нажа-
тием переключателя «Рамка Л-П» повернуть стрелки на угол около
120° и опустить переключатель (стрелки должны плавным враще-
нием установиться в исходное положение). Таким способом следует
проверить отработку системы автоматического управления рамкой
при отвороте стрелок указателей в одну и другую сторону от
положения пеленга.

В полете радиокомпас настраивают при необходимости в таком же порядке,
как и на земле. В случае когда настройка на одном из каналов была произведена
ранее, после переключения на этот канал рекомендуется подстроить радиокомпас
с помощью ручки «Подстройка» этого канала. Такая подстройка бывает необходи-
ма в связи с недостаточной стабильностью частоты настройки приемника.

Если наблюдаются сильные помехи радиоприему, вследствие чего радиокомпас
работает неустойчиво, а также в случае отказа автоматической части радиокомпаса,
пеленгование радиостанций можно производить неавтоматически, переключив ра-
диокомпас в режим «Рамка».

При использовании радиокомпаса следует помнить о некоторых особенностях
его работы, обусловленных особенностями распространения средних радиоволн.

«Ночным эффектом» называют явление, вызывающее неустойчивость работы
радиокомпаса в вечернее, утреннее и несколько в меньшей степени в ночное время.
Причиной этого является неустойчивость в это время ионосферы, от которой отра-
зились приходящие к рамочной антенне радиоволны. Признаком действия «ночного
эффекта» могут служить медленные хаотические перемещения стрелок указателей
радиокомпаса по шкалам в пределах нескольких единиц или даже десятков граду-
сов. Для уменьшения воздействия «ночного эффекта» на радиокомпас можно реко-
мендовать следующие меры:
при возможности необходимо пеленговать радиостанции, находящиеся на уда-
лениях до нескольких десятков километров;

если имеется возможность выбора, то пеленговать радиостанции, работающие
на более низких частотах;

при небольших колебаниях стрелок указателей следует осреднять их показания
по времени в несколько секунд.

«Береговым эффектом» называют явление, вследствие которого возникают по-
грешности в показаниях радиокомпаса в тех случаях, когда радиоволна пеленгуемо-
го передатчика по пути к радиокомпасу пересекает береговую черту моря. При
этом погрешности в показаниях радиокомпаса могут достигать нескольких граду-
сов, однако практически они заметны только при полетах вблизи береговой черты
на небольших высотах и когда угол между береговой чертой и направлением рас-
пространения радиоволны не превышает 20°.

«Горным эффектом» называют искажения показаний радиокомпаса при поле-
тах па небольших истинных высотах над горами. В этом случае такие искажения
вызываются тем, что рамочная антенна принимает радиоволны, приходящие к ней
после отражения от гор. Считают, что это явление не сказывается, когда высота по-
лета не менее чем в 1,5 раза превышает высоту гор.

29.	Радиовысотомер РВ-ЗМ

Назначение, состав и основные характеристики. Радиовысото-
мер РВ-ЗМ предназначен для определения истинной высоты
полета, а также получения световой звуковой сигнализации
о снижении самолета до заданной высоты.

Показания радиовысотомера практически не зависят от метео-
рологических условий, покрова земной поверхности, скорости и
изменения высоты полета. Но при полете над горами с резко
изменяющимся рельефом высотомером пользоваться нельзя, так
как его показания в этом случае ошибочны. Над густым лесом
радиовысотомер показывает высоту от верхушек деревьев. Он
реагирует на отдельные большие строения, овраги и т. п.

В комплект радиовысотомера входят приемопередатчик ПП-ЗМ,
указатель высоты УВ1-ЗМ, приемная и передающая антенны типа
АР-4Я и соединительные кабели.

Приемопередатчик, кроме приемника и передатчика, содержит
системы сигнализации заданной высоты, индикации отказов и
«памяти», а также устройство питания радиовысотомера.

Указатель высоты УВ1-ЗМ (рис. 34) представляет собой
часть системы измерения высоты и системы сигнализации.
Он имеет шкалу от 0 до 600 м с ценой деления 5 м на
участке 0 — 50 м, 10 м — на участке 50 — 100 м и 50 м — в
остальной части шкалы. На передней панели указателя имеются
индекс и ручка для установки высоты, а также лампа сигнали-
зации о снижении до этой высоты. Выведенные под шлиц
потенциометры «Калибровка» и «Установка нуля» используются
только при регулировке радиовысотомера с помощью специальной
аппаратуры.

Для получения сигнализации на указателе можно установить
любую высоту диапазона измерения.

Приемопередатчик ПП-ЗМ размещен в правом отсеке обору-
дования между шпангоутами № 8 и 11, указатель высоты
УВ1-ЗМ — на левой амортизированной панели приборной доски
127
±2 ( + 8% от
высоты)

кабины экипажа. Рядом с указателем расположена сигнальная]
лампа «Отказ РВ», которая горит в случаях отказов радиовы-1
сотомера. Передающая и приемная антенны рупорного типа]
установлены в нижней части фюзеляжа между шпангоутами]
№ 13 — 14 и 17 — 18 и закрыты радиопрозрачной обшивкой. |

Основные характеристики радиовысотомера

Диапазон измеряемых высот, м....................

Точность измерения высоты, »....................

» сигнализации заданной высоты (м):

на высотах до 50 м...........................

»	» более 50 м (от показаний указателя), %

Среднее значение рабочей частоты, МГц...........

Полоса модуляции, МГц...........................

Частота » Гц....................................

Длительность звуковой сигнализации о снижении
до заданной высоты, с...........................

Мощность передатчика в антенне, Вт, не менее . . .
Потребляемая мощность:

от сети переменного тока (напряжение 115 В), В  А

от сети постоянного тока (напряжение 27 В), Вт

2000

45

140

4-8

6,5

100

25

2

3

Рис. 34. Указатель высоты УВ1-ЗМ:
1 — потенциметр «Калибровка»; 2 — потен-
циметр «Установка нуля»; 3 — лампа сиг-
нализации высоты; 4 — ручка «Установка
высоты»; 5 — лампа подсвета шкалы; 6 —
индекс установки высоты

Цепи питания радиовысотомера защищены: по постоянному току — автоматом
защиты АЗС-2 «Радиовысотомер», который установлен на левом пульте кабины !
экипажа и одновременно выполняет функции выключателя; по переменному то- ;
ку — предохранителем СП-1 «РВ-ЗМ», расположенным в электрощитке предохрани- <
телей переменного тока.	*

Принцип работы радиовысотомера основан на свойствах радио- •
волн распространяться прямолинейно, с постоянной скоростью
и отражаться от земной поверхности. Высота полета самолета
определяется путем измерения времени, за которое радиоволны
проходят расстояние от самолета до земли и после отражения —
обратно. Для определения време-
ни использован метод частотной
модуляции. Структурная схема ра-
диовысотомера показана на
рис. 35.

Генератор сверхвысокой час-
тоты (СВЧ) передатчика непре-
рывно создает колебания, частота
которых f под воздействием мо- ।
дулятора плавно изменяется: уве-
личивается, затем уменьшается, .
опять увеличивается и т. д.
(рис. 36). Энергия этих колебаний ’
излучается передающей антенной I
в направлении к земле (см. рис. 35) ]
и одновременно подается на сме- ]
ситель приемника (прямой сиг- ’
нал). Излученные радиоволны |
проходят до земли, отражаются^
от нее, возвращаются к самолету |
и принимаются приемной антен-1
Рис. 35. Структурная схема радиовысотомера РВ-ЗМ

ной, от которой поступают тоже на вход смесителя приемника
(отраженный сигнал). Время прохождения радиоволн до земли и
обратно прямо пропорционально высоте полета. За это время
частота генератора СВЧ (прямого сигнала) изменяется на величину,
пропорциональную этому времени и, следовательно, высоте по-
лета.

Таким образом, на смеситель приемника поступают два колеба-
ния, разность частот которых прямо пропорциональна высоте поле-
та. На выходе смесителя выделяется напряжение разностной ча-
стоты, которое после его усиления усилителем низкой частоты
(УНЧ) подается на счетные цепи. Эти цепи по существу «считают»
количество периодов в секунду поступающего на них переменного
напряжения, преобразуя его в постоянное, по величине пропорцио-
нальное частоте переменного, а поэтому и высоте полета.

На счетные цепи поступает также постоянное напряжение от
указателя. Величина этого напряжения пропорциональна показа-
ниям указателя. В счетных цепях оно вычитается из напряжения,
пропорционального высоте. Полученное разностное напряжение,
называемое сигналом рассогласования следящей системы, посту-
пает на преобразователь напряжения и усилитель. Здесь оно пре-
образуется в переменный ток, которым питается электродвигатель
указателя. В результате этот двигатель поворачивает стрелку указа-
теля так, что его показания становятся равными измеряемой
, высоте.

Ручка установки высоты
пгнализации связана с по-
дщиометром, с которогр
гимается напряжение, про-
мэциональное установлен-
|Й высоте. В указателе
жже имеется потенцио-
fcp. Снимаемое с него на-
₽ение пропорционально
Цраниям указателя, т. е.

дцему значению высоты.

Рис. 36. Изменения частоты колебаний на
- входе смесителя:

1 - прямой сигнал; 2 - отраженный сигнал-
Два напряжения, получаемые с указанных потенциометров, срав-
ниваются по величине. При их равенстве включается сигнализация
заданной высоты: в телефонах пилотов а течение 4 —8 с прослуши-
вается сигнал частотой 400 Гц и загорается сигнальная лампа на
указателе высоты. Время звуковой сигнализации (подачи напряже-
ния частотой 400 Гц на телефоны) ограничивается с помощью реле
времени. Сигнальная лампа горит все время, пока самолет находит-
ся на высоте, меньше установленной на указателе.

Система сигнализации отказов предназначена для исключения
ложных показаний указателя высоты при работе за пределами ра-
бочего диапазона высот, а также когда сигнал на выходе приемника
(УНЧ) по какой-либо неисправности высотомера становится мень-
ше определенного уровня. На систему сигнализации отказов посту-
пает напряжение от УНЧ. Здесь частота и амплитуда сравниваются
с заданными их значениями. Если окажется, что частота напряжения
находится за установленным диапазоном или его амплитуда мень-
ше заданного значения, то система сигнализации включает сигналь-
ную лампу «Отказ РВ» й систему «памяти». При этом система «па-
мяти» удерживает стрелку указателя в том положении, которое она
занимала в момент срабатывания сигнализации отказов. В случае
когда параметры напряжения, поступающего на систему сигнализа-
ции от УНЧ, вернугся к заданным значениям через время не более
1-2 с с момента срабатывания сигнализации, сигнальная лампа
«Отказ РВ» и система «памяти» выключаются. Если неисправность
сказывается в течение более I — 2 с, то система «памяти» устанавли-
вает стрелку указателя на левый упор (в темный сектор) и горит
лампа «Отказ РВ». Такое срабатывание систем сигнализации отка-
зов и «памяти» происходит не только в случае неисправности ра-
диовысотомера, но и когда высота полета превышает 600 м.

Проверка работоспособяости и контроль работы. Для проверки
работоспособности радиовысотомера нужно включить его электро-
питание и АЗС-2 «Радиовысотомер». При этом стрелка указателя
должна уйти до упора влево (за темный сектор), а затем через 1-2
мин установиться около нулевой риски шкалы с точностью + I м.
В момент, когда стрелка проходит к нулевой отметке шкалы около
треугольного индекса, должна загореться сигнальная лампа на ука-
зателе, а также включиться звуковая сигнализация, прослушиваемая
в телефонах в течение .4 — 8 с. Перед полетом радиовысотомер
необходимо включить за 10—15 mijh до его использования.

В полете в некоторых случаях (например, при кренах самолета) может кратко-
временно загораться сигнальная лампа «Отказ РВ», что не является неисправ-
ностью радиовысотомера.

При полетах над толстым слоем материкового льда или снега ошибка высото-
мера может значительно превышать допустимую, в связи с чем в этих случаях по-
казания радиовысотомера использовать не рекомендуется.

Следует также помнить, что причиной отказа радиовысотомера может быть
случайное выключение («выбивание») автомата защиты «Радиовысотомер», распо-
ложенного на левом пульте кабины экипажа, или выход из строя предохранителя
СП-i, который установлен в электрощитке предохранителей переменного тока
и имеет надпись «РВ-ЗМ». Для восстановления работы радиовысотомера следует
убедиться, включен ли этот автомат защиты, и заменить СП-1.
30.	Бортовое оборудование радиомаячной системы посадки
/

Назначение и состав. Радиомаячная система посадки предназна-
чена для выполнения расчета и осуществления захода на посадку
в сложных метеорологических условиях. Эта система состоит из
комплекса самолетного и наземного оборудования. В составе на-т
земного оборудования имеются курсовой, глиссадный и маркерный
радиомаяки, для приема сигналов которых на самолетах исполь-
зуются соответственно курсовой, глиссадный и маркерный радио-
приемники. Курсовой и глиссадный радиомаяки совместно с кур-
совым и глиссадным радиоприемниками образуют курсо-глиссад-
ную систему, обеспечивающую выдерживание заданной траектории
снижения самолета при заходе на посадку.

В состав самолетного оборудования курсо-глиссадной системы
входят (рис. 37): курсовой радиоприемник типа КРП-ФМ с антен-
ной, глиссадный радиоприемник ГРП-2М с антенной, два блока пи-
тания БП, блок конденсаторов БК, распределительная коробка, щи-
ток управления М-50 и два комбинированных прибора типа
КППМС. Радиоприемник КРП-ФМ предназначен для приема сиг-
налов курсового радиомаяка, с помощью которого задается на-
правление средней линии взлетно-посадочной полосы. Глиссадный
радиоприемник ГРП-2М — для приема сигналов глиссадного радио-
маяка, которыми указывается траектория планирования (глиссады).

Антенны курсового и глиссадного приемников в виде медных лент наклеены на
внутренней поверхности сотовой накладки носового кока фюзеляжа.

Блок питания БП состоит из трансформатора и выпрямителя,
преобразующих переменный ток бортовой сети напряжением 115 В
в постоянный, необходимый для питания радиоламп приемника.

Блок конденсаторов БК объединяет в себе конденсаторы, под-
ключаемые к указателям курса и глиссады для предотвращения ко-
лебаний их стрелок.

Антвннь!

Рис. 37. Блочная схема бортового оборудования курсо-глиссадной системы посадки

Рис. 38. Щиток управления М-50:

I - выключатель электропитания приемников; 2 — переключатель каналов; 3 — кнопка-ручка
Распределительная коробка служит для электрического соедине- 1
ния курсового и глиссадного приемников со щитком управления, |
блоками питания, блоком конденсаторов и комбинированными 1
приборами.	I

Курсовой и глиссадный радиоприемники, блоки питания БП, блок конденсате- I
ров и распределительная коробка установлены на стеллаже в правом отсеке обору- 1
дования между шпангоутами № 8 и 11.	4

Щиток управления М-50 (рис. 38) обеспечивает включение курсе- 1
вого и глиссадного приемника и управление их работой. Он устано- |
влен на верхнем пульте кабины экипажа.	|

Комбинированный прибор типа КППМС (рис. 39) объединяет т
в себе указатели и бленкеры (аварийные сигнализаторы) курса 1
и глиссады, механические корректоры, предназначенные для уста- |
новки курсовой и глиссадной стрелок «на нули» при выключенных 1
приемниках, а также указатель гиромагнитного компаса (системы 1
ГМК-1Г) в составе поворотной шкалы, стрелки, неподвижного ин- |
декса и кремальеры. По устройству и принципу действия указатели |
и аварийные сигнализаторы курсовой и глиссадной систем предела- |
вляют собой измерители постоянного тока. Делениями для курсо- 1
вой стрелки являются точки, расположенные в горизонтальный ряд, *
а для глиссадной стрелки — точки вертикального ряда. «Нулевым» |
делением для обеих стрелок является центр кружка, края которого 1
принимают за первые деления для той и другой стрелки.	,

Курсовой и глиссадный приемники питаются постоянным ’
и переменным однофазным токами от бортовой сети. Цепи их пи-
тания по постоянному току защищены автоматом защиты АЗС-10
«СП-50М», установленным на правом электрощитке АЗС, а также
двумя предохранителями на 10 А (один для курсового, другой для

Рис. 39. Комбинированный пилотажно-посадочный прибор КППМС:	3

1, 2 — механические корректоры; 3, 4, 5 — стрелка, треугольный индекс и шкала указателя J
гироиндукциониото компаса; 6 — бленкер курсовой системы; 7 — ручка вращения шкалы; г
8 — курсовая стрелка; 9 — бленкер глиссадной системы; 10 — глиссадная стрелка; 11 — первое J
деление шкалы указателей курса и глиссады	J

Рис. 40. Диаграммы направленности антенн курсового радиомаяка системы СП- 5ОМ: |
/ — сигнал переменной фазы; 2 — сигнал постоянной фазы	,Я
глиссадного приемника), которые размещены в распределительной
коробке. Цепи питания приемников по переменному току защи-
щаются предохранителем СП-1 «СП-50», расположенным в элек-
трощитке предохранителей переменного тока.

Принцип работы курсового канала системы, состоящего из курсо-
вого маяка и радиоприемника КРП-ФМ, состоит в следующем.

Курсовой маяк представляет собой передатчик с тремя ан-
теннами направленного действия. Он устанавливается на продолже-
нии средней линии взлетно-посадочной полосы (ВПП) и на
расстоянии 425—1200 м от торца ВПП со стороны, противополож-
ной направлению захода на посадку. Антенны маяка в горизонталь-
ной плоскости имеют диаграммы излучения (рис. 40) в виде симме-
тричных лепестков (диаграммой излучения антенны называют
зависимость величины мощности, излучаемой антенной, от напра-
вления излучения).

Две боковые антенны маяка излучают высокочастотные сигналы
каждая по одну сторону от средней линии ВПП, на которой сиг-
налы антенн отсутствуют. Сигналы, излучаемые обеими антеннами,
модулированы по амплитуде с частотой 60 Гц. Но колебания часто-
той 60 Гц, имеющиеся в сигналах той и другой антенны, разли-
чаются по фазе на 180° (противоположны по фазе).

В связи с тем что колебания частотой 60 Гц, содержащиеся в сигналах боковых
антенн, имеют различные фазы по обе стороны от оси ВПП, то их называют коле-
баниями переменной фазы. В этой же связи сигналы, излучаемые боковыми антен-
нами, называют сигналами переменной фазы.

Диаграмма излучения третьей (средней) антенны курсового мая-
ка симметрична относительно средней линии ВПП. Высокоча-
стотный сигнал этой антенны модулирован по амплитуде колеба-
ниями, имеющими среднюю частоту 10 кГц. Эти колебания, в свою
очередь, модулированы по частоте колебаниями, имеющими часто-
ту 60 Гц.

Колебания частотой 60 Гц, имеющиеся в излучении средней антенны, имеют
одинаковую фазу по обе стороны оси ВПП. Их называют колебаниями постоян-
ной фазы. По этой же причине сигнал средней антенны маяка называют сигналом
постоянной фазы.

Колебания постоянной фазы одинаковы (совпадают) во фазе
с колебаниями переменной фазы одной боковой антенны, но отли-
чаются по фазе на 180° от колебаний частотой 60 Гц другой боко-
вой антенны. Следовательно, принимая сигналы постоянной и пере-
менной фаз и сравнивая фазы содержащихся в них колебаний
частотой 60 Гц, можно определить, с какой стороны от оси ВПП
осуществляется прием.

Курсовой радиоприемник (рис. 41) до его детектора
сигнала и АРУ включительно представляет собой супергетеро-
динный приемник с кварцевой стабилизацией и одним преобразова-
нием частоты. Перестройка радиоприемника осуществляется пере-
ключением кварцев (частоты) его гетеродина. Контуры входной
цепи и УВЧ имеют полосу пропускания частот в пределах
рабочего диапазона приемника и не перестраиваются.
Рис. 41. Структурная схема курсового радиоприемника КРП-ФМ

Детектор сигнала выделяет из сигнала постоянной фазы колеба-
ния частотой 10 кГц, которые модулированы по частоте колебания-
ми постоянной фазы. Если самолет находится на средней линии
ВПП, то антенна приемника принимает также сигнал одной из бо-
ковых антенн. Из этого сигнала детектор выделяет колебания пере-
менной фазы, имеющие частоту 60 Гц. Выделенные колебания ча-
стот 10 кГц и 60 Гц разделяются с помощью электрического филь-
тра. Полученное на выходе фильтра напряжение частотой 10 кГц,
модулированное по частоте колебаниями постоянной фазы, затем
усиливается с помощью усилителя и подается на частотный детек-
тор, который выделяет из него колебания частотой 60 Гц постоян-
ной фазы. С выхода частотного детектора напряжение постоянной
фазы поступает на усилитель, усиливается и с его выхода подается
на фазовый дискриминатор (различитель).

Если на выходе детектора сигнала имеется напряжение перемен-
ной фазы, то оно усиливается отдельным усилителем и с его выхо-
да тоже поступает на фазовый дискриминатор.

Фазовый дискриминатор предназначен для сравнения фаз напря-
жений, поступающих на его вход. К нему подключены обмотки ука-
зателя и бленкера курсовой части прибора КППМС. От дискрими-
натора к обмотке указателя подводится ток, величина которого
пропорциональна амплитуде напряжения переменной фазы на вхо-
де дискриминатора, а направление этого тока в обмотке зависит от
соотношения фаз напряжений на входе дискриминатора.

Когда самолет находится на курсовой линии, на фазовый ди-
скриминатор поступает только напряжение постоянной фазы, по-
этому по обмотке указателя курса ток не протекает и курсовая
стрелка не отклоняется от центра шкалы. Если самолет находится
не на курсовой линии, то на дискриминатор поступают напряжения
постоянной и переменной фаз, в результате чего по обмотке указа-
теля iypca протекает ток, вызывающий отклонение курсовой стрел-
ки. При разности курсов самолета и посадки менее 90° стрелка от-
клоняется от центра шкалы прибора в ту сторону, где находится
курсовая линия.

Обмотка бленкера курсовой системы подключена к фазовому
дискриминатору так, что через нее протекает ток при наличии на
134
етоде дискриминатора напряжения только постоянной или постоян-
ном и переменной фаз. Вследствйе этого бленкер закрывается, когда
самолет находится в зоне действия курсового маяка и курсовая си-
стема исправна.

Фазовый дискриминатор представляет собой симметричную си-
стему, собранную на электронных лампах, резисторах и трансфор-
маторах. Но с теченйем времени, а также при изменении темпера-
туры нагрева деталей ее симметрия может нарушиться, вследствие
чего появятся ошибки в показаниях указателя. Для проверки сим-
метрии (баланса) и регулировки системы в щитке М-50 установлен
подключенный к ней потенциометр, ручка которого одновременно
является кнопкой и имеет надпись «Баланс, контроль нуля, на-
жать». При нажатии кнопки в приемнике срабатывает реле, которое
размыкает цепь напряжения переменной фазы. Если самолет нахо-
дится в зоне действия радиомаяка, то в этом случае на фазовый
различитель поступает только напряжение постоянной фазы и при
симметричной системе стрелка указателя не должна отклоняться.
Если она отклоняется, то вращением ручки потенциометра доби-
ваются симметрии системы, т. е. устанавливают курсовую стрелку
на «нуль».

Таким образом, производить проверку и установку электриче-
ского нуля курсового приемника с помощью кнопки-ручки «Баланс,
контроль нуля, нажать» следует только тогда, когда самолет на-
ходится в зоне действия курсового радиомаяка, т. е. при закрытом
курсовом бленкере.

Принцип работы глиссадного канала системы основан на приеме
глиссадным радиоприемником сигналов радиомаяка, которыми
обозначается в пространстве плоскость глиссады планирования.

Глиссадный радиомаяк представляет собой передатчик
с двумя антеннами направленного действия, который устанавли-
вается на расстоянии 120 — 180 м от средней линии ВПП и на рас-
стоянии 200—450 м от начала ВПП со стороны захода на посадку.
Обе антенны маяка излучают одинаковые по частоте сигналы.
В плоскости глиссады сиг-
налы от обеих антенн равны
по величине. Выше глиссады
преобладает излучение од-
ной, а ниже глиссады — дру-
гой антенны (рис. 42). Сигнал
одной антенны амплитудно
модулирован с частотой
150 Гц, а другой антенны —
с частотой 90 Гц.

Таким образом, когда са-
молет находится в плоскос-
ти глиссады, антенна глис-
садного приемника принима-
ет два сигнала, в которых
имеются равные по ампли-

Рис. 42. Диаграммы направленности антенн
глиссадного радиомаяка системы СП-5ОМ
туде колебания частот 150vh 90 Цц. Если же самолет нахо- |
дится выше или ниже глиссады, то в принятых этой антенной |
сигналах будут больше по амплитуде колебания частотой соответ- |
ственно 150 или 90 Гц.	|

Глиссадный радиоприемник (рис. 43) до УНЧ вклю- ]
чительно представляет собой супергетеродинный приемник без уси- 1
ления принятого сигнала по высокой частоте. В приемнике приме-
нена кварцевая стабилизация частоты настройки. Перестройка |
приемника с одной частоты на другую осуществляется переключе-
нием кварцев, стабилизирующих частоту гетеродина. При этом 1
входная цепь, имеющая полосу пропускания частот в пределах ра- |
бочс^о диапазона приемника, не перестраивается. Детектор выде- |
ляет из принятых сигналов напряжения частот 150 и 90 Гц, которые 1
затем усиливаются, разделяются с помощью фильтров и подаются 1
на отдельные выпрямители. Полученные на выходах выпрямителей |
постоянные напряжения подводятся к обмотке указателя глиссады ?
встречно. Благодаря этому ток протекает по обмотке и глиссадная (
стрелка отклоняется от центра шкалы, только когда эти напряже-
ния не равны между собой, т. е. когда самолет находится не в пло- :
скости глиссады. При этом глиссадная стрелка отклоняется от цен- J
тра шкалы в том направлении, в котором находится плоскость >
глиссады.

Обмотка бленкера глиссады подключена так, что токи, созда-
ваемые выходными напряжениями обоих выпрямителей, протекают
через нее в одном направлении, поэтому бленкер закрывается, ког-
да самолет находится в зоне действия маяка и глиссадная система
исправна.

Маркерное радиоприемное устройство МРП-56П предназначено
для приема сигналов маркерного радиомаяка и их преобразования
в звуковые и световые. В состав маркерного радиоприемного
устройства входят: маркерный приемник МРП-56П, внутрифюзе-
ляжная антенна, две сигнальные лампы «Маркер» с белыми
светофильтрами; Маркерный приемник представляет собой радио-
приемник прямого усиления и предназначен для преобразования
сигналов маркерного радиомаяка в постоянный ток.	;

Рис. 43. Структурная схема глиссадного радиоприемника ГРП-2М
136
Приемник установлен в правом
отсеке оборудования между шпан-
гоутами № 8 и 11. Сигнальные
лампы «Маркер» расположены по
одной на левой и правой аморти-
зированных панелях приборной
доски кабины экипажа. Антенна
маркерного приемника установлена
между шпангоутами № 15 и 16 в
нижней части фюзеляжа и закрыта
радиопрозрачной обшивкой.

Маркерное радиоприемное
устройство питается от глиссадного
радиоприемника и включается од-
новременно с ним со щитка М-50.

Рис. 44. Структурная схема маркерного радио-
приемника МРП-56П

Принцип работы маркерного радиоприемного устройства со-
стоит в следующем. В соответствии с излучением маяка маркерный
приемник имеет фиксированную настройку на частоту 75 МГц.
Принятый сигнал (импульсы колебаний, амплитудно-модулиро-
ванные с частотой 3 кГц) в приемнике (рис. 44) усиливается, затем
детектор выделяет напряжение 3 кГц. После усиления это напряже-

ние выпрямляется, полученные импульсы постоянного напряжения
усиливаются и подаются на электромагнитное реле. В результате
реле включает сигнальные лампы «Маркер» и звуковой сигнал -
на телефоны пилотов подается напряжение частотой 400 Гц.

Таким образом, во время пролета зоны излучения маркерного
маяка в телефонах пилотов импульсами прослушивается сигнал ча-
стотой 400 Гц, а также загораются лампы «Маркер». Входящие
в состав системы посадки маркерные радиомаяки излучают сиг-
налы короткими посылками («тире» — дальный маяк и «точка-
ми» — ближний), в соответствии с которыми включается сигнализа-

ция.

Органы управления курсовым и глиссадным приемниками расположены на
щитке М-50. Выключатель «Вкл.» на два положения служит для включения пита-
ния курсового, глиссадного и маркерного приемников.

Галетный переключатель на шесть положений предназначен для переключения
рабочих частот курсового и глиссадного приемников. Так как курсовая система ра-
ботает на шести, а глиссадная на трех фиксированных частотах, то двум частотам
курсового приемника соответствует одна частота глиссадного, т. е. рабочая частота
глиссадного приемника изменяется только при переключении номера канала с чет-
ного на больший нечетный.

Бортовые курсовой радиоприемник типа КРП-Ф и глиссадный
радибприемник типа ГР П-2 имеют следующие основные характери-
стики:

КРП-Ф ГРП-2

Диапазон рабочих, частот, МГц .... 108,3 — 110,3

Количество фиксированных рабочих частот 6

Допустимая погрешность показаний указа-
теля, %................................. 10

Потребляемый ток, А:

от сети постоянного тока напряже-
нием 27 В............................. 1,6

от сети переменного тока напряжением

115 В, частотой 400 Гц................ 0,2

332.6-335,0
3

10

х 1>4

0,2
Контроль радиомаячнон системы посадки. Контроль работы и ав-
тематическая стабилизация положения курсовой линии и глиссады, Я
задаваемых с помощью наземных радиомаяков, осуществляются ''fl
контрольными устройствами, входящими в состав наземного обо- Я
рудования системы. В случае когда, несмотря на автоматическую Д
непрерывную стабилизацию ее положения, курсовая линия или Д
глиссада отклоняется от заданного положения на недопустимо Л
большой угол, контрольные устройства автоматически выключают Д
соответствующий радиомаяк, включая резервный.	Я

Кроме того, в процессе эксплуатации радиомаяков системы по- Д
садки их работу систематически проверяют с помощью передвиж- Я
ной автолаборатории и осуществляют летную проверку с использо- Я
ванием самолета-лаборатории со специальной эталонной аппарату- |Д
рой. С помощью передвижной автолаборатории характеристики ,fl
всех радиомаяков обязательно проверяют 3 раза в неделю в опре- Я
деленные дни, а внеочередные проверки производятся в случаях, Д
когда это вызывается необходимостью.	fl

Частота летной проверки радиомаяков с помощью самолета-ла- fl
боратории устанавливается в зависимости от того, категорирован- Л
ной или некатегорированной является данная система, а также в за- Я
висимости от длительности эксплуатации и качества ее предыдущей "Я
работы. Радиомаяки категорированных систем в течение первых Д
6 мес. после ввода в эксплуатацию проверяют один раз в месяц, Я
в течение следующих 6 мес. эксплуатации — один раз в 2 мес., а по Я
истечении года эксплуатации — один раз в 3 мес. Однако переход Я
на увеличенные сроки облета радиомаяков допускается только при Я
условии, что результаты двух предыдущих летных проверок харак- Я
теристик курсового и глиссадного радиомаяков не выходили за Я
пределы установленных норм. Категорированные системы посадки, Я
срок летных проверок которых истек, переводят в разряд некатего- Я
рированных.	|Я

Для радиомаяков некатегорированных систем посадки устано- Я
влен срок проведения летных проверок самолетом-лабораторией Я
один раз в 6 мес. Если срок летной проверки такой системы истек, Я
то ее исключают из регламентов средств радиосветотехнического ЯЦ
обеспечения полетов до летной проверки радиомаяков.	'Д

Внеочередная летная проверка категорированных и некатегори- ;Я
рованных систем с использованием самолета-лаборатории может -Я
производиться в случаях, когда это является необходимым.	Я

Кроме выполнения указанных выше проверок, в соответствии Я
с Правилами проведения летных проверок радиообеспечения поле- 'Я
тов аэропортов гражданской авиации не реже одного раза в сутки Я
по устному указанию руководителя полетов или диспетчера пункта Ш
посадки контрольный заход на посадку по ра даомаячной системе ?Д
осуществляет экипаж одного из самолетов, совершающих посадку Я
в данном аэропорту. Результаты проверки диспетчер записывает Ц
в журнал контроля работы радиосредств и в журнал учета летных 1 1
проверок радиомаяков систем посадки. В случае выявления экипа-
жем самолета недостатков в работе наземных радиосредств коман-
138
дир корабля должен немедленно информировать об этом лиц, руко-
водящих полетами, а после посадки самолета обязан записать
в журнал отзывов летного состава о работе радиосредств.

При получении от экипажа самолета информации о плохой ра-
боте радиомаяков системы посадки руководитель полетов или дис-
петчер дает указание о проверке их работы с помощью наземных
контрольных устройств, а также с учетом минимума погоды дает
указание экипажам двух очередных следующих на посадку самоле-
тов произвести посадку по резервным средствам (РСП и ОСП)
с одновременным контролем посадки на борту по курсовой и глис-
садной системам. В случае получения от этих экипажей подтвержде-
ния о ненормальной работе курсового или глиссадного радиомаяка
оба маяка исключаются из регламентов до устранения недостатков
и получения результатов, подтверждающих нормальную работу си-
стемы при ее контрольной проверке одним из экипажей самолетов
во время захода на посадку, а если это необходимо, то до получе-
ния таких результатов проверки системы с помощью самолета-ла-
боратории.

Проверку работоспособности курсового и глиссадного приемни-
ков на земле осуществляют с помощью специальных имитаторов
радиомаяков. Кроме того, общую работоспособность курсового
приемника можно проверить, если работает курсовой радиомаяк
данного аэродрома, следующим образом.

Перед полетом следует внешним осмотром убедиться в целости
стекол указателей. При выключенных приемниках курсовые и глис-
садные стрелки должны находиться на «нулях». Если какая-либо из
стрелок отклонилась от «нуля», то нужно установить ее против со-
ответствующего ряда точек шкалы механическим корректором.

Электропитание самолетного оборудования системы СП-50М
необходимо включать во время заключительных работ перед выру-
ливанием на старт. Для этого нужно включить автомат зашиты
АЗС-10 «СП-50» на правом электрощитке АЗС и переключатель на
щитке М-50 установить в положение «Вкл.».

При включенных наземных радиомаяках работоспособность
курсового приемника проверяют на исполнительном старте. Для
осуществления проверки необходимо:

на щитке М-50 включить номер канала, на котором работают
маяки курсо-глиссадной системы данного аэродрома (должны за-
крыться курсовые бленкеры указателей);

нажать кнопку «Баланс, контроль нуля. Нажать» на щитке М-
-50. Если при этом курсовые стрелки указателей не установились
на нули, то надо установить их на нули поворотом нажатой
кнопки;

отпустить кнопку на щитке М-50 и убедиться, что курсовые
стрелки указателей остались на нулях (при условии, что самолет на-
ходится на средней линии ВПП). Если курсовые стрелки отклони-
лись от нуля, то это свидетельствует о неправильной регулировке
курсового приемника, это вызовет ошибку в показаниях курсовой
системы цри заходе на посадку.
В полете перед заходом на посадку приемники необходимо
включить не позже чем за 10 мин до выхода в зону действия на-
земных маяков.

Только после входа в зону действия курсового маяка, о чем сви-
детельствует срабатывание курсовых бленкеров, нужно .проверить
и установить электрический нуль курсового приемника. Для этого
следует нажать кнопку «Баланс, контроль нуля. Нажать» и ее вра-
щением установить курсовые стрелки против вертикальных рядов
точек шкал указателей.

В процессе захода на посадку необходимо контролировать рабо-
ту системы по положению бленкеров указателей. Если курсовой
или глиссадный бленкер открыт, то это свидетельствует о неис-
правности соответствующего канала системы и его использовать
нельзя.

В случае отказа приемников их работоспособность иногда мож-
но восстановить, заменив предохранитель в электрощитке предох-
ранителей переменного тока, а при необходимости — также предох-
ранители в распределительной коробке.

Глава VII

РАДИОЛОКАЦИОННАЯ СТАНЦИЯ «ГРОЗА»

ЗЕ Назначение, основные характеристики и комплект
станции

Метеонавигационная радиолокационная станция «Гроза» уста-
навливается на самолетах с целью повышения безопасности поле-
тов в сложных метеорологических условиях, а также для обеспече-
ния решения задач самолетовождения автономным способом.

Радиолокационная станция (РЛС) обеспечивает обзор воздушно-
го пространства или земной поверхности в секторе + 100°от про-
дольной оси самолета по азимуту с возможностью определения на-
клонной дальности и курсовых углов обнаруженных объектов.

С помощью РЛС «Гроза» можно решать следующие основные
задачи: осуществлять ориентировку по характерным наземным
объектам; обнаруживать зоны активной грозовой деятельности
и турбулентной облачности и определять участки, которые больше
или меньше опасны для самолета; определять угол сноса самолета
и его. путевую скорость.

Кроме того, РЛС позволяет обнаруживать находящиеся в секто-
ре обзора, горные вершины, летящие самолеты и определять их
дальность и курсовые углы.

Основные технические данные станции

Дальность обнаружения, (км):

крупнейших городов и промышленных центров . . .	200

промышленных центров средних размеров (типа

областных центров)...........................  130
крупных водоемов, рек............................. 100

зон грозовой деятельности средней интенсивности 140

Точность определения угла сноса, град................. 1,5

Возможные углы поворота антенны дистанционно вручную

о гносительно горизонтальной плоскости, град . ...	10

Стабилизация антенны в горизонтальной плоскости

обеспечивается при кренах самолета, град:
поперечных............................................ 15	-

по тангажу  ....................................... 10

Длительность развертки, км ........................ 30,	50, 125,

250, 375

Диапазоны меток дальности, км:
при	длительностях	развертки	30 и 50........... 10

»	»	»	125..................... 25

»	»	»	250	и 375	......	50

Мощность передатчика в импульсе, кВт, не менее ...	10

Длительность импульсов передатчика, мкс...............2	или 3,5

Частота повторения импульсов, Гц...................... 400

Ширина диаграммы направленности антенны, град:

узкого луча в горизонтальной и вертикальной плос-
костях ........................................... 4,1

широкого луча в вертикальной плоскости, около 30

Потребляемая мощность от бортовой сети:
по переменному однофазному току, В  А............ 300

»	» трехфазному току. В-А................... 10

» постоянному току, Вт............................ 58

Радиолокационная станция «Гроза» представляет собой им-
пульсный радиолокатор с качающейся (сканирующей) в горизон-
тальной плоскости антенной и индикатором «Азимут — Даль-

ность».

Комплект радиолокационной станции «Гроза» (рис. 45) на само-
лете Як-40 включает антенный блок ГР-1 У, приемопередатчик
ГР-2Р, индикатор ГР-4В, блок стабилизации и управления ГР-7С,
эквивалент индикатора ГР-35, коробку связи ГР-40, волноводный
тракт, амортизационную раму ГР-34А и вентилятор ДВ-302Т.

Антенный блок ГР-1У предназначен для выполнения следующих
функций:

формирования диаграммы направленности антенны в виде узко-
го или веерообразного луча;

изменения направления
излучения и приема сиг-
налов (качания антенны) в
азимутальной плоско-
сти;

гироскопической стабили-
зации узкого и веерообраз-
ного лучей в плоскости го-
ризонта или другой задан-
ной плоскости при кренах
самолета;

электрической передачи
углов поворота антенны на
индикатор.	1

Рис. 45. Структурная схема метеонавига-
ционнои РЛС «Гроза»
80

Z80

7

ЯРКОСТЬ 10 КОНТРАСТ

гитов

МЕТКИ
375

ЧАСТОТА

5

4

Рис. 46. Лицевая панель индикатора:

/ — клавиши включения и выключения станции;

2 — ручка регулировки яркости меток дальности;

3 — переключатель масштабов развертки; 4 — ручка
«Контрастность»; 5 — ручка регулировки яркости;

6 — переключатель режимов работы станции; 7 -
ручка регулировки частоты; 8 — ручка «Наклон»;

9 — клавиши вращения антенны по азимуту





6

повышение достигается за счет того,

Приемопередатчик состо-
ит из передающей и прием-
ной частей, а также источ-
ников питания (выпрямите- '•
лей).

Индикатор (рис. 46) пред-
назначен для синхронизации
(согласования по времени)
импульсной работы всех бло-
ков станции, получения ра-
диально-секторной разверт-
ки и отображения принятых
приемным устройством сиг-
налов. С индикатором объ-
единен пульт, обеспечиваю-
щий управление работой ;
станции. На индикаторе мо- т
жет устанавливаться защит-
ный тубус с пленочным по-
ляризационным фильтром,
предназначенный для повы-
шения контрастности радио-
локационного изображения •<
при его наблюдении в ос-
вещенной дневным светом
кабине экипажа. Указанное
что светофильтр значительно

сильнее ослабляет отраженный от экрана индикатора внешний свет,
чем свет, исходящий от радиолокационного изображения с экрана ин-
дикатора. Кроме того, стенки тубуса защищают экран индикатора от
попадания на него- прямых лучей света через остекление кабины ь
экипажа.

Блок стабилизации и управления обеспечивает гироскопическую
стабилизацию антенны, а также дистанционный ручной поворот ан- ..
тенны относительно горизонтальной плоскости. Гиростабилизация
антенны осуществляется по сигналам, получаемым от левого авиа-
горизонта. АГБ-ЗК, в связи с чем всегда перед включением радио-
локационной станции необходимо включить этот авиагоризонт. Си-
стему гиростабилизации при необходимости можно отключить
выключателем «Резерв, стабил.», расположенным на приборной
доске возле индикатора.

Эквивалент индикатора подключается к станции в связи с тем,
что она рассчитана на два индикатора, один из которых на самоле-
те не используется, но в качестве электрической нагрузки имити-
руется. эквивалентом.

Коробка связи обеспечивает связь антенного блока и блока ста-

билизавди по цепям питания.
Волноводный тракт пре

яен для передачи энергии

сверхвысокочастотных (СВЧ) колебаний от передатчика в антенну
142
gc время работы на передачу и от антенны в приемник при работе
станции на прием. Так как частота повторения импульсов передат-
чика является сравнительно большой, а в станции используется од-
на антенна в качестве передающей и приемной, то дня обеспечения
безынерционного переключения антенны применен специальный ан-
тенный переключатель. При прохождении энергии по волноводу от
передатчика антенный переключатель направляет ее к антенне
{практически не пропуская в приемник), а когда энергия проходит
jio волноводу в направлении от антенны, переключатель направляет
ее в приемник.

Амортизационная рама предназначена для установки на ней
приемопередатчика и блока стабилизации и управления.

Вентилятор служит для обдува приемопередатчика и установлен
возле него.

На самолете блоки станции расположены: приемопередатчик, блок стабилиза-
ции и управления, эквивалент индикатора и коробка связи — в отсеке оборудования
между шпангоутами № 8 и 11 справа, антенный блок — в носовом отсеке фюзеляжа
за радиопрозрачным обтекателем; индикатор — над средней панелью приборной
доски кабины экипажа. Волновод проходит по правому борту, в кабине экипажа
под правым пультом.

Цепи питания радиолокационной станции защищены: по постоянному то-
ку — автоматом защиты АЗС-5 «РЛС», установленным в среднем распределитель-
ном электрощитке: по переменному однофазному току — предохранителем СП-5
«РЛС», который размещен в электрощитке предохранителей переменного тока; там
же установлены три предохранителя СП-1, защищающие цепи питания радиолока-
тора переменным трехфазным током.

32.	Принцип работы РЛС

Общие сведения. В основу принципа работы импульсной РЛС
«Гроза» положены три явления: отражение радиоволн от объектов,
встречающихся на пути их распространения; прямолинейность
и постоянство скорости распространения радиоволн; направленное
излучение и направленный прием радиоволн антенной специальной
конструкции.

Явление отражения радиоволн дает возможность обнаруживать
радиолокационные цели (объекты), которые встречаются на пути
распространения. Сущность отражения радиоволн состоит в сле-
дующем. Встретив на своем пути какой-либо объект, радиоволны
наводят на его поверхности э.д. с., как в приемной антенне. Эта
э. д. с. создает на поверхности объекта токи, которые вызывают по-
явление вторичных радиоволн, вследствие чего объект ведет себя
как передающая антенна.

Вторичные радиоволны распространяются во многих направле-
ниях, в том числе и в направлении к антенне радиолокатора, кото-
рой принимаются. При прочих равных условиях отраженная радио-
волна имеет тем большую энергию, чем больше размеры
отражающей поверхности по сравнению с длиной волны, а также
чем больше электрическая проводимость материала, из которого
выполнена поверхность, отражающая радиоволны. При больших
размерах отражающей поверхности на нее падает значительная
энергия первичной радиоволны, вследствие чего вторичная радио-
волна тоже имеет сравнительно большую энергию. Чем меньше
электрическое сопротивление токам, создаваемым первичной ра-
диоволной, тем больше эти токи и более интенсивную вторичную
радиоволну они создают.

Отражение радиоволн (рис. 47) бывает зеркальным' и диф-
фузным (с рассеянием). Зеркальное отражение наблюдается в том
случае, когда размеры неровностей отражающей поверхности мень-
ше длины волны. Если при таком отражении прямая радиоволна
падает на поверхность под углом к ней, отличающимся от угла 90°,
то после отражения вторичная радиоволна не возвращается к ис-
точнику радиоволн (рис. 46, а). Способностью зеркально отражать
радиоволны обладает, например, водная поверхность при отсут-
ствии ее волнения.

Диффузно радиоволны отражаются поверхностями (рис. 47,6),
размеры неровностей которых больше длины волны. При таком от-
ражении вторичные радиоволны распространяются во всех напра-
влениях от поверхности отражения, в том числе и в направлении
прихода первичной радиоволны. Диффузно отражаются радио-
волны большинством объектов, в том числе земной поверхностью.

Радиоволны распространяются в воздушном пространстве с по-
стоянной скоростью 300000 км/с, что дает возможность определять
расстояние до радиолокационных целей путем измерения времени,
за которое радиоволны проходят это расстояние до целей и после
отражения — обратно. Для измерения малых отрезков времени
в самолетных радиолокационных станциях в качестве индикаторов
используются электронно-лучевые трубки.

Направленные изучение и прием радиоволн дают возможность
определять направление на объекты, отражающие эти радиоволны.
Для обеспечения такой возможности антенна излучает радиоволны
узким лучом и вращается (качается) в плоскости обзора, последова-
тельно облучая участки пространства. Если к антенне приходит от-
раженный сигнал, то это значит, что в данный момент луч антенны
направлен на цель, от которой отразился принятый сигнал. Так как
направление луча, т. е. положение антенны известно, то тем самым
определяется направление на данный объект.

Рис. 47. Отражение радиоволн:
а — зеркальное; б - диффузное
Передающий канал РЛС пред-
назначен для создания мощных
импульсов СВЧ колебаний и их
направленного излучения в про-
странство. В состав передающего
канала (рис. 48) входят система
синхронизации, передатчик, антен-
ный переключатель, волновод и
антенный блок. Система синхро-

Рис. 48. Структурная схема передаю-
щего канала РЛС «Гроза»

низации осуществляет запуск передатчика и некоторых каскадов
приемника, При запуске передатчика он создает импульс СВЧ
колебании, энергия этого импульса по волноводу передается
в антенну, которой направленно излучается в пространство.

Импульсы передатчика излучаются с частотой 400 Гц. Одновре-
менно антенный блок обеспечивает качание антенны по азимуту.
В зависимости от режима работы станции радиоволны излучаются
узким или веерообразным лучом. Переключение луча (диаграммы
направленности) антенны осуществляется электрическим способом
одновременно с переключением режимов работы станции и масш-
табов развертки.

Приемный канал РЛС предназначен для направленного приема
радиоволн, преобразования принятых сигналов по частоте, их уси-
ления, осуществления избирательности, детектирования напряжения
промежуточной частоты, усиления полученных видеосигналов, по-
лучения на экране индикатора развертки и отображения видеосиг-

налов.

Кроме того, приемный канал обеспечивает автоматическую ре-
гулировку промежуточной частоты приемника и некоторые другие
регулировки.

В состав приемного канала станции (рис. 49) входят антенный
блок, волновод с антенным переключателем, система синхрониза-
ции, генератор развертки, генератор меток дальности, индикатор,

Рис. 49. Структурная схема приемного канала РЛС «Гроза»
а также приемник в составе смесителей приемника и системы авто-
матической подстройки частоты (АПЧ), усилителя напряжения про-
межуточной частоты (УПЧ), видеодетектора, видеоусилителя, гете-
родина и системы АПЧ.

Принцип работы приемного канала состоит в следующем. Си-
стема синхронизации запускает одновременно передатчик, генера-
торы развертки и меток дальности. При этом генератор развертки
создает пилообразный ток, который поступает в антенный блок, где
изменяется в зависимости от углового положения антенны, а затем
подается на индикатор. Под воздействием этого тока на экране ин-
дикатора создается линия развертки, прочерчиваемая с постоянной
скоростью как масштабное расстояние до объекта.

Кроме того, направление линии развертки на азимутальной сет-
ке экрана индикатора соответствует азимутальному положению ан-
тенны в данный момент времени (нулевое деление градусной сетки
экрана индикатора соответствует продольной оси самолета). Так
как импульсы передатчика излучаются с частотой 400 Гц, то с та-
кой-же частотой прочерчиваются линии развертки на экране инди-
катора, т. е. при излучении каждого импульса передатчика на экра-
не индикатора прочерчивается одна такая линия.

Одновременно генератор меток дальности создает кратковре-
менные импульсы напряжения со строго заданной частотой повто-
рения, зависящей от включенного масштаба развертки. При посту-
плении на индикатор каждого такого импульса на линии развертки
засвечивается яркая точка, т. е. на одной линии создается несколько
таких точек на одинаковых расстояниях одна от другой. Так как ли-
нии развертки прочерчиваются с большой частотой и экран индика-
тора обладает послесвечением, то эти точки всех линий сливаются
в концентрические дуги, представляющие собой метки дальности.
Таким образом, на экране индикатора создается развертка.

Во время прочерчивания каждой линии развертки излученные
антенной импульсы радиоволн распространяются в- пространстве,
встретив на своем пути какие-либо объекты, отражаются от них,
часть энергии радиоволн возвращается к самолету и принимается
антенной радиолокационной станции. Принятые сигналы через во-
лновод и антенный переключатель поступают на смеситель прием-
ника, куда также непрерывно подаются колебания от гетеродина,
на выходе смесителя получается напряжение промежуточной час-
тоты, равной разности частот гетеродина и принятого сигнала.

Это напряжение выделяется контурами УПЧ, усиливается
данным усилителем. Затем видеодетектор преобразует импульсы
напряжения промежуточной частоты в такие же по длительности
и амплитуде импульсы напряжения, называемого видеосигналом.
Полученное напряжение усиливается видеоусилителем и подается
на индикатор. В зависимости от величины поступающего на инди-
катор видеосигнала соответствующий участок линии развертки за-
свечивается более или менее ярко, в результате чего на экране ин-
дикатора создаются темные или светлые по сравнению с окружаю-
щим фоном участки, являющиеся отметками целей.
Чем лучше объект отра-
жает радиоволны в направ-
лении к антенне локатора,
тем более яркой наблюда-
ется его отметка на экране
индикатора. Расстояние по
прямой, соединяющей точки
нахождения самолета и объ-
екта, определяется по инди-
катору в масштабе как рас-
стояние от начала (центра)
развертки до соответствую-
щей отметки цели, а курсо-
вой угол цели определяется
с помощью азимутальной

Рис. 50. Определение дальности Д и курсо-
вого угла ориентира (КУО) по экрану инди-
катора

градусной сетки экрана ин-

дикатора как угол между нулевой чертой этой сетки и прямой,
соединяющей начало развертки с отметкой данной цели (рис. 50).

Система автоматической подстройки частоты (АПЧ) предназначе-
на для автоматического поддержания промежуточной частоты при-
емника практически постоянной с той целью, чтобы эта частота не
выходила из полосы пропускания колебательных контуров УПЧ,
так как такой «уход» частоты привел бы к тому, что полезные сиг-
налы подавлялись контурами УПЧ и отметки целей не наблюда-
лись на экране индикатора. При отсутствии (отказе) системы АПЧ

промежуточная частота отклоняется от ее номинального значения
вследствие случайных изменений частоты передатчика и гетеро-
дина, вызванных изменениями питающих напряжений, температуры*
окружающей среды и т. п.

Говоря о принципе действия, с помощью системы АПЧ
частота гетеродина автоматически поддерживается такой, что
промежуточная частота не выходит из полосы пропускания кон-
туров УПЧ. Во время генерирования импульса передатчиком не-
значительная часть его энергии поступает на смеситель системы
АПЧ, куда также подаются колебания от гетеродина. Так как сме-
ситель АПЧ аналогичен смесителю приемника, то на его выходе
получаются колебания такой же частоты, как и на выходе смесите-
ля приемника.

Эти колебания поступают на усилитель АПЧ, а затем — на ча-
стотный различитель, настроенный на номинальное значение про-
межуточной частоты приемника. Если частота напряжения не равна
частоте настройки различителя, то система АПЧ создает напряже-
ние, воздействующее на гетеродин, в результате чего частота гете-
родина изменяется так, что промежуточная частота приемника мак-
симально приближается к ее номинальному значению.

В радиолокационных станциях первых выпусков с помощью системы АПЧ осу-
ществляется подстройка частоты в сравнительно узкой полосе. Как правило, после
включения станции частота оказывается за пределами этой полосы. Для подстрой-
ки промежуточной частоты до ее захвата системой АПЧ на лицевой панели индика-
тора станции имеется ручка потенциометра «Частота», предназначенного для изме-
нения частоты гетеродина. В станциях более поздних выпусков ручная подстройка
частоты не требуется. На пультах этих станций имеется ручка с надписью «Скани-
рование», которая предназначена для регулировки скорости вращения антенны
с помощью клавишей в режиме «Снос».

33.	Органы управления и режимы работы станции

Органы управления РЛС «Гроза» расположены на лицевой пане-
ли индикатора, исключение составляет выключатель «Резерв, ста-
бил.» («Резервная стабилизация»), который предназначен для вы-
ключения системы гироскопической стабилизации антенны в случае
ее неисправности и установлен на средней панели приборной доски
возле индикатора станции. При выключенной системе гиростаби-
лизации и установке ручки «Наклон» по ее шкале на нулевое деле-
ние антенна качается в плоскости, проходящей через продольную
и поперечную оси самолета. Антенну можно также поворачивать
относительно этой плоскости ручкой «Наклон».

На лицевой панели индикатора (см. рис. 46) расположены клави-
ши «РЛС» и «Откл.», клавиши ручного перемещения антенны по
азимуту при определении угла сноса, а также необходимые органы
регулировок и переключений.

Клавиша «РЛС» предназначена для включения электропитания
радиолокатора. При ее нажатии включаются только низкие напря-
жения, передатчик может быть включен только через 3 — 5 мин по-
сле включения электропитания станции. Эта выдержка обеспечи-
вается автоматически с той целью, чтобы перед включением
высоких напряжений прогрелись радиолампы, так как в противном
случае они могут выйти из строя. После кратковременного нажатия
клавиши «РЛС» она остается утопленной, а в нижней части экрана
индикатора горит лампа, сигнализирующая о том, что электропита-
ние станции включено.

Клавиша «Откл.» служит для выключения электропитания стан-
ции. После даже кратковременного выключения РЛС с помощью
этой клавиши и последующего его включения передатчик начинает
работать только по истечении указанных выше 3 — 5 мин.

Переключатель режимов работы станции имеет положения «Го-
тов», «Земля», «Метео», «Контур» и «Снос». Когда он установлен
в положение «Готов», передатчик не работает, но радиолокатор на-
ходится в состоянии немедленной готовности к работе, если перед
этим не менее чем за 3 — 5 мин он был подключен к самолетной се-
ти с помощью клавиши «РЛС». При положениях переключателя
«Земля», «Метео», «Контур» или «Снос» включается один из со-
ответствующих режимов работы станции. Две клавиши, находя-
щиеся слева вверху на лицевой панели индикатора, предназна-
чены для управления поворотом антенны по азимуту при работе
станции в режиме «Снос», когда автоматическое качание антенны
выключено. Нажатием одной из клавиш антенну поворачивают
в одном, а нажатием другой — в противоположном направлении.
148
Ручка «Наклон» позволяет поворачивать луч (направление мак-
симального излучения) антенны вверх или вниз относительно гори-
зонтальной плоскости на углы до 10°. Калибровка шкалы регулято-
ра соответствует положению узкого луча в пространстве в режимах
работы «Метео» и «Контур».

При работе в режимах «Земля» и «Снос» отсчитанная по шкале
величина угла не соответствует истинной величине угла наклона на-
правления максимального излучения антенны относительно гори-
зонтальной плоскости. Но в этих случаях точного знания положе-
ния луча в пространстве экипажу не требуется, так как критерием
оптимального положения антенны является получение четкого ра-
диолокационного изображения с наибольшей дальностью и без
«провалов». Для приближенной ориентации луча в вертикальной
плоскости в режимах «Земля» и «Снос» используется та же шкала
углов, что и в режимах «Метео» и «Контур».

Ручка регулятора «Яркость» предназначена для усиления или
уменьшения яркости радиолокационного изображения на экране
индикатора. При регулировании яркости одновременно и пропор-
ционально изменяется яркость линии развертки, меток дальности
и отметок целей. При этом оптимальное положение ручки «Кон-
траст.» в режиме работы «Земля» остается неизменным.

Ручка «Контраст.» связана с двумя независимыми регуляторами,
один из которых подключается при работе станции в режиме «Зе-
мля», а другой — в режиме «Снос». В режиме работы «Земля» регу-
лятор позволяет повышать контрастность на общем фоне радиоло-
кационного изображения земной поверхности таких объектов, как
крупные населенные пункты, реки и крупные водоемы, а при полете
в районе аэродрома — отдельных групп строений.

Обычно изображение незастроенной суши состоит из множества
мелких светящихся участков различной яркости, что обусловлено
различной способностью участков суши (пески, пашни, луга, леса
и т. д.) отражать радиоволны. Это ухудшает наблюдение радиоло-
кационных изображений водных ориентиров, средних по размерам
населенных пунктов и т. п. Кроме того, мелкие населенные пункты,
складки местности и отдельные хорошо отражающие радиоволны
сооружения, большую часть которых экипаж самолета не в состоя-
нии опознать, создают множество достаточно ярких засветок экра-
на, отвлекающих внимание и затрудняющих расшифровку изобра-
жения. Регулятор контрастности позволяет задавать минимальный
уровень принимаемых сигналов, которые по яркости выделяются
на общем фоне изображения на экране индикатора. Таким об-
разом, регулятором «Контраст.» из радиолокационного изобра-
жения могут быть частично или полностью исключены сигналы
от небольших и поэтому неопознаваемых объектов, а также
выравнены яркости изображений незастроенных участков суши.

При полном повороте ручки «Контраст.» вправо изображение на индикаторе
будет представлять собой равномерный по яркости фон, соответствующий отраже-
ниям от незастроенных участков суши, на котором в виде резко отличных по ярко-
сти засветок видны только особо крупные населенные пункты, а в виде четко очер-
ченных темных пятен или линий — водные поверхности.
Ручка потенциометра «Метки» служит для регулировки яркости Я
только меток дальности на экране индикатора.	Я

Переключатель длительностей развертки имеет положения «30», 
«50», «125», «250» и «375». С его помощью производится изменение Я
длительности развертки (скорости прочерчивания ее линий) и, еле- Я
довательно, масштаба изображения на индикаторе. При установке Я
переключателя в любое из первых четырех положений развертка Я
начинается с нулевой дальности и заканчивается в момент прихода 1
отраженных радиоволн с расстояний, равных указанным на марки- 1
ровке.	|

При положении переключателя на «375» развертка начинается
с дальности 200 км и заканчивается в момент прихода отраженных I
сигналов с расстояний 375 км. Пространство от нулевой дальности 1
до расстояний 200 км при этой развертке на индикаторе не проема- 1
тривается, и все сигналы от объектов, находящихся от самолета на |
расстоянии 200 км, располагаются на экране индикатора на первой т
метке дальности, от которой отсчитывается дальность.	J

Экран индикатора имеет азимутальную шкалу (сетку) с градуировкой через 10° т
и оцифровкой через 20°, нулевая черта шкалы соответствует продольной оси само- 1
лета. Сектор + 20° от нулевой черты имеет градуировку через 2°, что обеспечивает 1
более точный отсчет углового положения антенны (линии развертки) при определе- 1
нии угла сноса самолета. Две горизонтальные риски на нулевой черте обеспечи-
вают проверку переключения масштабов развертки по меткам дальности.

Режимы работы РЛС. Режим р а б о т ы «Г о т о в» не являет-
ся рабочим, он используется при включении станции, а также в тех
случаях, когда нужно выключить передатчик, но обеспечить по-
стоянную готовность станции к работе, т. е. включению передатчи-	)

ка. В этом режиме не работает передатчик и нет развертки на экра-	<

не индикатора. Станция готова для работы в других режимах через |
3 — 5 мин после включения ее электропитания (нажатия клавиши )
«РЛС»).

Режим работы «Земля» предназначен для радиолока- 
ционного обзора земной поверхности с целью осуществления *
ориентировки по наземным ориентирам. В этом режиме на масшта-
бах 30, 50 и 125 км антенна локатора создает веерообразную диа-
грамму направленности (диаграмму типа «косеканс — квадрат»),
при которой в направлении на дальние участки земной поверхности
излучается мощность больше, чем в направлении на ближние участ-
ки (рис. 51). Это необходимо для того, чтобы обеспечить радиоло-

Рис. 51. Веерообразная диаграмма направлен-
ности антенны РЛС в режиме работы «Земля»
150



кационный обзор земной
поверхности на дальнос-
тях от минимальной до
максимальной и чтобы
при этом яркость целей
не зависела от расстояния
до целей.

В масштабе развертки
250 км диаграмма антен-
ны через каждый полу-
цикл ее качания автомати-
чески переключается с ве-
ерной на узкую, затем
опять на веерную и т. д.
При веерной диаграмме
облучаются ближние, а
при узкой — дальние
участки земной поверхно-
сти, но за счет после-

Рис. 52. Принцип работы РЛС с узкой
диаграммой направленности антенны

свечения экрана индикатора изображения, полученные при той
и другой диаграммах, наблюдаются одновременно. Когда вклю-
чен масштаб развертки 200 — 375 км, антенна создает узкую
диаграмму, чем обеспечивается облучение земной поверхности
на расстояниях 200 км и более от самолета.

Режим работы «Метео» обеспечивает обнаружение зон
активной грузовой деятельности, кучево-дождевой и мощно-кучевой
облачности, горных вершин, летящих самолетов. В режиме «Метео»

антенна создает узкую диаграмму направленности.

На рис. 52 зона обнаружения целей по углу места заштрихована.
На больших удалениях и в более широком секторе обнаруживают-
ся цели, хорошо отражающие радиоволны. При наличии в зоне об-
зора облачности возле центра развертки располагаются отметки ее
участков, находящихся вблизи самолета, а ближе к краю экрана ин-
дикатора — отметки облачности, удаленной от самолета на боль-
шие расстояния.

Режим работы «Контур» используется для определения
в зонах грозовой деятельности участков, которые наиболее опасны
для самолета. В режиме «Контур» антенна создает узкую диаграм-
му, а также включается система контурной индикации. Принцип ра-
боты системы состоит в том, что она подавляет в приемнике сиг-
налы, величина которых превышает заданный уровень. На месте
подавленных сигналов на экране индикатора наблюдаются темные
участки (провалы). Большие отраженные сигналы приходят от
участков облачности, находящихся над сильными восходящими по-
токами воздуха, удерживающими в этих участках крупные капли
дождя и т. п.

При включении режима «Контур» отметки указанных участков
наблюдаются на экране индикатора темными пятнами на фоне яр-
ких засветок от менее плотных участков облачности. Так как обыч-
но рядом с восходящими существуют нисходящие потоки воздуха,
то наиболее опасными для самолета являются участки облачности,
отметки которых в виде ярких засветок окаймляют полученные
с помощью системы контурной индикации темные провалы.

Для того чтобы величина принятых сигналов, поступающих на
систему контурной индикации, не зависела от расстояния до отра-
жающих участков облачности, в режиме «Контур» автоматически
включается система временной автоматической регулировки усиле-
ния (ВАРУ). Эта система регулирует усиление принятых сигналов
приемником так, что сигналы, пришедшие раньше (с меньших рас-
стояний), усиливаются меньше, чем принятые позже. В результате
этого на входе системы контурной индикации будут одинаковыми
по величине сигналы, которые получены от участков грозовой
облачности, одинаково отражающих радиоволны, но находящихся
на различных расстояниях от самолета. Такие сигналы одновремен-
но будут или не будут подавляться системой контурной индикации.

Режим «Снос» предназначен для определения угла сноса
самолета. Принцип действия станции при определении угла сноса
основан на явлении, носящем название эффекта Доплера. Это явле-
ние состоит в том, что при изменении расстояния между передатчи-
ком, излучающим радиоволны, и приемником, который принимает
эти волны, частота сигнала на входе приемника отличается от ча-
стоты передатчика. Разность этих частот прямо пропорциональна
скорости изменения расстояния между передающей и приемной
антеннами.

Если антенны сближаются, то

V

/прм =/прд+/прд—,

где/Прм~ частота принимаемого сигнала; /под— частота передатчика; V— скорость
сближения передатчика и приемника; с = 300000 км/с — скорость распространения
радиоволн.

Угол сноса определяется с помощью станции путем сравнения
частот сигналов, отраженных различными участками земной по-
верхности. Передатчик и приемник станции установлены на самоле-
те и приближаются к этим участкам. Отражая радиоволны, поверх-
ность земли вначале как бы принимает их, как приемная антенна,
а затем переизлучает эти волны, т. е. ведет себя, как передающая
антенна. Следовательно, в данном случае радиолокационную стан-
цию и земную поверхность, которая отражает радиоволны, следует
рассматривать как две системы передатчик-приемник: передатчик
станции — земная поверхность в качестве приемника; земная по-
верхность в качестве передатчика — приемник станции.

Рис. 53. Принцип работы РЛС в режиме
«Снос»

Так как в режиме определения
угла сноса антенна не качается,
то развертка на экране индикатора
наблюдается в виде прямой линии.'

Для уяснения принципа рабо-
ты станции рассмотрим на облу-
чаемой поверхности два предель-
но малых участка, которые распо-
ложены симметрично относитель-
но оси симметрии диаграммы на-
правленности антенны. На рис.
53 изображены азимутальные по-
ложения антенны в двух случаях:
когда направление оси симметрии
диаграммы направленности не
совпадает с вектором путевой скорости W (рассматриваемые
участки обозначены Г и 2') и когда ось симметрий ди-
аграммы направленности антенны совмещена с направлением
путевой скорости самолета (рассматриваемые участки обозна-
чены 1 и 2). В первом случае скорость движения самолета
относительно каждого из участков Г и 2' различна (под
скоростью самолета относительно какой-либо точки понимается
проекция вектора его путевой скорости на направление от самолета
на данную точку): W[ < W2- В результате этого и вследствие про-
явления эффекта Доплера сигналы, поступающие на вход приемни-
ка станции от участков Г и 2', будут иметь различные частоты. На
входе приемника они складываются и получаются колебания, ам-
плитуда которых изменяется с разностной частотой этих сигналов.

В процессе преобразования, усиления и детектирования в прием-
нике изменения амплитуды принятого сигнала сохраняются. При
поступлении такого сигнала на индикатор линия развертки имеет
неодинаковую яркость на различных ее участках, т. е. модулируется
по яркости. Аналогичные результаты получаются и при рассмотре-
нии других малых участков облучаемой поверхности.

Когда ось симметрии диаграммы направленности антенны уста-
новлена по азимуту в направлении линии фактического пути (ЛФП),
скорость самолета относительно участков 1 и 2, аналогичных участ-
кам Г и 2', одинакова: Wr = W2. В результате амплитуда сигнала,
полученного при сложении отразившихся от этих участков радио-
волн, не будет изменяться и ее изменения не будут наблюдаться на
индикаторах. Но такой результат будет только при сложении
сигналов, отразившихся от участков, расположенных симмет-
рично ЛФП.

В действительности на входе приемника складываются сигналы,
отраженные от различных участков облучаемой поверхности, от-
носительно которых скорость движения самолета несколько неоди-
накова. Однако разность скоростей перемещения самолета относи-
тельно этих участков будет меньше, чем по отношению к участкам
Г и 2' в ранее рассмотренном случае. Следовательно, при
совмещении по азимуту электрической оси антенны с ЛФП из-
менения яркости принятых сигналов на экране индикатора будут
минимальными.

34.	Включение и проверка работоспособности

Перед включением РЛС «Гроза» необходимо включить пре-
образователи ПО-1500 «Стекло», ПТ-500Ц «РЛС», а также левый
авиагоризонт АГБ-ЗК и установить в исходные положения органы
управления станции. При этом переключатели и регуляторы на ли-
цевой панели индикатора должны находиться в следующих положе-
ниях:

переключатель режимов работы — в положении «Готов»;
регулятор «Яркость» — в среднем положении; .

ручка «Наклон» — в положении «нуль» по шкале;
регулятор «Контраст.» — в среднем положении;

ручка регулятора «Метки» — в среднем положении;
переключатель масштабов развертки — в положении «125»;
ручка «Частота» — в среднем положении.

Следует также убедиться, что выключатель «Резерв, стабил.» на
средней панели приборной доски выключен.

Перед включением передатчика (выводом переключателя режи-
мов из положения «Готов») на земле нужно убедиться, что в азиму-
тальном секторе + 100° от продольной оси и на расстояниях менее
100 м от самолета не имеется крупных объектов типа ангаров
и т. п., хорошо отражающих радиоволны. В случае наличия таких
объектов передатчик нельзя включать, так как в противном случае
РЛС может выйти из строя (это происходит вследствие перегрузки
и выхода из строя смесителей приемника). Кроме того, в зоне обу-
чения РЛС (с целью избежания воздействия этого облучения на че-
ловека) на расстояниях до 15 м не должны находиться люди.

Для включения передатчика нужно перевести переключатель ре-
жимов работы станции в положение «Земля». При этом на экране
индикатора должна появиться развертка, а сигнальная лампа вклю-
чения электропитания выключится. В случае отсутствия меток даль-
ности следует вращением ручки «Метки» добиться их появления.
Если получить их указанным способом невозможно, нужно устано-
вить ручку «Метки» в крайнее правое положение, а затем враще-
нием ручки «Яркость» добиться появления на экране меток дально-
сти. Перед этой регулировкой рекомендуется перевести переключа-
тель масштабов развертки из положения «125» -в положение «375»
и обратно.

После этого следует убедиться в переключении длительностей
развертки, устанавливая переключатель в положения «375», «250»,
«125», «50» и «30».

Вид экрана индикатора с масштабными кольцами (метками
дальности) схематически представлен на рис. 54. При длительности
развертки 200—375 км могут быть видны как три, так и четыре
метки дальности, причем четвертая от центра развертки метка мо-
жет быть значительно шире и ярче других или состоять из двух
и более отдельных, близко расположенных одно от другого колец.
Метки дальности по форме должны быть близкими к дугам окруж-

Рис. 54. Вид экрана индикатора при длительностях развертки:
а — 375 км; б — 250, 125 и 50 км; в — 30 км .
ностей и приблизительно одинаково отстоять одна от другой. По-
следняя метка на всех развертках, кроме развертки «375», должна
располагаться выше верхней горизонтальной риски, нанесенной на
экране поперек нулевой азимутальной черты. На развертке «375»
четвертая метка дальности может отсутствовать, а третья должна
располагаться выше ближней горизонтальной риски.

Количество масштабных колец при развертках «50», «125»
и «250» в азимутальных секторах экрана 40—50° и 320 — 310° дол-
жно равняться пяти, при развертке «30» — трем, а на развертке
«375» — трем или четырем.

После проверки переключения длительностей развертки нужно
произвести регулировку промежуточной частоты приемника (эта ре-
гулировка действует и проводится только на РЛС первых выпу-
сков). Для осуществления регулировки следует плавно со скоростью
не более одного оборота за 10 с поворачивать ручку «Частота» до
появления на экране индикатора отметок местных предметов и со-
оружений. После появления этих отметок ручку «Частота» нужно
отпустить и в дальнейшем без необходимости ее не трогать. Если
при повороте ручки «Частота» вправо до упора отметки целей на
индикаторе не появляются, то следует перевести переключатель ре-
жимов работы станции в положение «Готов», вернуть ручку «Ча-
стота» в крайнее левое положение и вновь установить режим «Зе-
мля», после чего повторить регулировку частоты ручкой «Частота».
Поворачивая ручку «Контраст» вправо, следует убедиться, что яр-
кость изображения целей на экране уменьшается.

Для проверки включения режима «Метео» нужно установить
переключатель режимов в положение «Метео», а затем ручкой «На-
клон» поднять антенну вверх и убедиться, что при этом часть отме-
ток местных предметов на экране индикатора исчезла, а при вклю-
чении режима «Земля» эта отметки должны появиться. После этой
проверки ручку «Наклон» следует вернуть в положение «Нуль».

С целью проверки включения режима работы станции «Контур»
нужно заметить, как выглядят на индикаторе отметки местных
предметов, когда включен режим «Метео», а затем включить ре-
жим «Контур». В результате менее яркие отметки местных предме-
тов должны исчезнуть с экрана индикатора.

После проверки работоспособности РЛС перед выруливанием
со стоянки на старт необходимо включить режим «Готов». Работа
РЛС на земле в других режимах (с включенным передатчиком) не
должна превышать 10 мин.

После посадки самолета (до схода с ВПП) необходимо выклю-
чить РЛС нажатием клавиши «Выкл.»

35.	Использование РЛС в полете

Режим работы «Метео». Если во время взлета требуется осу-
ществлять радиолокационный обзор пространства в направлении
полета, то перед взлетом необходимо включить РЛС в режим «Ме-
тео» и выключить систему гидростабилизации антенны выключате-
лем «Резерв, слабил.», расположенным возле индикатора станции. J
После набора высоты и перехода в режим горизонтального полета Я
систему стабилизации антенны включает.	'Я

Исправная РЛС при работе в режиме «Метео» обеспечивает об- Я
наружение практически всех опасных гидрометеообразований, но Ц
в ряде случаев могут обнаруживаться и неопасные образования, Я
при пролете через которые самолет испытывает лишь повышенную Я
болтанку. При обзоре воздушного пространства с целью обнаруже- Я
ния зон грозовой деятельности и определения возможных путей их -Я
обхода по азимуту ручка «Наклон» должна находиться в нулевом Я
положении по шкале. Когда в зоне обзора опасные гидрометео- ,|
образования отсутствуют, целесообразно использовать длитель- |
ность развертки «250», а после обнаружения указанных образова- я
ний следует переключать длительность развертки исходя из 1
конкретной обстановки.	1

При полете в облачности или ночью и длительном отсутствии |
радиолокационных изображений метеообразований, а также в слу- 1
чае визуального обнаружения подозрительной облачности и отсут- 1
ствии ее изображения на индикаторе РЛС нужно проверить рабо- |
тоспособность последнего. Для этого следует ручкой «Наклон» |
установить антенну в нижнее наклонное положение на угол 6 — 7°. ‘i
Если при этом на экране индикатора появятся отражения от земной
поверхности, имеющие вид широкой светящейся кольцевой зоны, М
то РЛС исправна. После проверки нужно вернуть ручку «Наклон» *
в нулевое положение.

При работе РЛС в режиме «Метео» на экране индикатора, помимо облачности,
могут наблюдаться отметки горных вершин, а также летящих самолетов. Засветки
от горных вершин и облачности сходны между собой, но первые имеют неодинако-
вую яркость по всей их площади. Отметки самолетов имеют вид ярко светящихся
точек.

Режим работы «Контур» включают на РЛС после обнаружения 'Д
гидрометеообразований, когда необходимо оценить степень его
опасности в целом или определить в нем участки, которые являют- ;
ся менее опасными для самолета.	’

После включения режима «Контур» следует при необходимости
отрегулировать яркость изображения ручкой «Яркость». При по-
явлении темных провалов на фоне яркой засветки от гидрометео-
образования такое образование нужно считать опасным для само-
лета. Особенно опасными являются его участки, которые на
индикаторе дают узкие засветки, граничащие с темными провала-
ми. В этих участках наблюдается сильная турбулентность.

Следует иметь и виду, что обнаружение гидрометеообразования на расстоянии
от него более 90—100 км уже свидетельствует о вероятной в нем сильной
турбулентности.	~ 5

При использовании РЛС в режимах «Метео» и «Контур» необходимо помнить:
на индикаторе могут наблюдаться засветки от земной поверхности, которые исче-
зают только при подъеме антенны на угол 1—2° относительно горизонтальной
плоскости.	' •

Режим работы «Земля» используют для осуществления радиоло-
кационного обзора земной поверхности с целью ориентировки. Для
156
включения этого режима и получения оптимального изображения
земной поверхности необходимо:

установить переключатель режимов работы станции в положе-
ние «Земля»;

включить длительность (масштаб) развертки «250»;

с помощью ручки «Наклон» установить антенну в нижнее на-
клонное положение до появления на индикаторе непрерывного из-
ображения незастроенных участков суши с достаточно четкой за-
светкой экрана на максимальных дальностях (приближенно можно
считать, что угол наклона антенны должен составлять 0,5° на
каждые 1000 м высоты свыше 2000 м);

установить требуемую яркость изображения земной поверхно-
сти и масштабных меток с помощью ручек «Яркость» и «Метки»,
не допуская интенсивной, одинаковой яркости свечения всего экра-
на;

с помощью ручки «Контраст.» добиться требуемого изображе-
ния земной поверхности;

включить нужную длительность развертки.

Следует иметь в виду, что измеренные по индикатору расстояния до различных
объектов являются наклонными, а не расстояниями по поверхности земли, которые
используются при составлении географических карт. Вследствие этого радиолока-
ционное изображение отличается от изображения той же местности на карте тем,
что ему свойственны определенные искажения. Чем больше высота полета и мень-
ше расстояние до обозреваемого участка, тем больше искажение этого участка на
индикаторе. Поэтому при расстояниях до обозреваемого участка земной, поверхно-
сти, превышающих более чем в 5 раз высоту полета, разница между наклонными
и горизонтальными расстояниями практически может не учитываться.

При работе РЛС в режиме «Земля» можно определить и путевую скорость
самолета. Для определения скорости выбирают на экране индикатора отметку со-
ответствующего объекта на земле, которая перемещается по линии фактическою
пути (перед определением путевой скорости нужно измерить угол сноса самолета).
Измерив время, в течение которого отметка объекта переместится через несколько
меток дальности, по известным значениям пройденного пути и времени вычисляют
путевую скорость.

Определение путевой скорости должно производиться по отметке цели, находя-
щейся от самолета на расстоянии, не менее чем в 5 раз превышающем высоту
полета.

Режим работы «Снос» должен обязательно включаться после ре-
гулировки изображения земной поверхности в режиме «Земля». Для
измерения угла сноса необходимо:

включить масштаб «50» при полете на высотах менее 1000 м
и «125» — на высотах более 1000 м;

с помощью ручки «Наклон» установить антенну в нижнее на-
клонное положение до получения максимальной яркости сигналов
на линии развертки;

нажатием одной или другой клавиши вращения антенны повора-
чивать линию развертки до получения на ней наименьших по часто-
те мерцаний, после чего по экрану индикатора отсчитать угол сноса
как угол между нулевой азимутальной чертой и линией развертки.

При определении угла сноса скорость вращения антенны можно
регулировать ручкой «Контраст.», вместе с тем помня, что в не-
которых случаях эту скорость можно уменьшить до нуля.
После измерения угла сноса нужно в зависимости от кон-
кретных условий полета включить режим работы станции «Метео»
или «Земля» и установить ручку «Наклон» в нулевое положение.

Неисправности радиолокатора могут быть кажущимися, т. е. по-
явиться вследствие неправильного положения его органов управле-
ния. Поэтому при любых нарушениях в работе локатора необходи-
мо проверить в первую очередь положение органов управления на
лицевой панели индикатора. Затем надо удостовериться в нормаль-
ной работе РЛС — станцию переключают в режим «Земля»: нали-
чие на экране индикатора изображения земной поверхности на со-
ответствующих дальностях свидетельствует об исправности стан-
ции.

Если дальность обзора земной поверхности меньше обычной, то
необходимо включить режим «Готов», установить ручку «Частота»
в левое крайнее положение, затем установить режим «Земля»
и плавным вращением этой ручки добиться изображения земной
поверхности на экране индикатора (в станциях последних выпусков
регулятор «Частота» не действует).

В случае отказа РЛС нужно ее выключить нажатием клавиши на
лицевой панели индикатора, заменить предохранители на приемо-
передатчике и блоке стабилизации, после чего включить опять.

Если во время работы локатора в режиме «Земля» полностью
отсутствует или периодически пропадает изображение слева и спра-
ва по краям экрана индикатора или в центральной его части, то
причиной этого является отказ системы гироскопической стабили-
зации антенны. В этом случае нужно выключить указанную систему
с помощью выключателя «Резерв, стабил.», и антенна будет накре-
няться вместе с самолетом.

Следует иметь в виду, что при полете над водной поверхностью отраженные
сигналы к локатору не возвращаются, вследствие чего определить угол сноса само-
лета с помощью станции невозможно.
---------Раздел трети й-----------

ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Глава Vil!

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ

36.	Общие сведения

Самолет Як-40 имеет сложное и разнообразное приборное обо-
рудование, которое обеспечивает выполнение полета на любых
трассах, на малых и больших высотах, в различное время года и су-
ток, в простых и сложных метеорологических условиях, в любых
географических широтах. Кроме того, оно осуществляет контроль
за управлением самолета, режимами полета, работой силовой уста-
новки, что повышает безопасность полета, а также создает наибо-
лее благоприятные условия работы экипажа и позволяет легко
ориентироваться в полете.

В обстановке современного полета, даже при отсутствии види-
мости Земли, экипаж самолета с помощью приборов быстро ре-
шает сложные задачи по определению местонахождения и положе-
ния самолета относительно плоскости истинного горизонта, его
курс, высоту, скорость, а также определяет географические коорди-
наты тех пунктов земной поверхности, над которыми самолет про-
летает в данный момент времени.

Основными местами размещения приборов являются: прибор-
ная доска, левый и правый пульты и средний пульт пилотов.

Конструктивно приборная доска состоит из пяти не связанных
между собой панелей: левой неподвижной (см. рис. 13), левой амор-
тизированной (рис. 55), средней (рис. 56), правой амортизированной
(рис. 57) и правой неподвижной (см. рис. 9).

Левая и правая подвижные, а также средняя панель прибор-
ной доски выполнены легкосъемными и крепятся на рамках,
которые через резиновые амортизаторы прикреплены к кронштей-
нам фюзеляжа самолета.

На левой амортизированной панели приборной доски устано-
влены пилотажно-навигационные и вспомогательные приборы ле-
вого пилота, на средней панели — приборы контроля работы двига-
телей, а на правой амортизированной панели — пилотажно-навига-
ционные и вспомогательные приборы второго пилота.

Часть приборного оборудования размещена на приборной панели
шпангоута № 8, на радиоэтажерке справа за шпангоутом № 8,
а также в хвостовом отсеке фюзеляжа слева между шпангоу-
тами № 36—38.
Для удобства работы экипажа на приборных панелях, пультах и этажерках
имеются трафареты с надписями, поясняющими название и назначение прибора.

Во время ночных полетов лицевая часть приборов освещается красным светом,
что обеспечивает хорошую видимость шкал.

В зависимости от назначения и решаемых задач авиационные
приборы самолета Як-40 подразделяются на три основные группы:
пилотажно-навигационные, контроля работы авиадвигателей
и вспомогательные.

К группе пилотажно-навигационных относятся приборы и агре-
гаты, с помощью которых осуществляется пилотирование самоле-
та; определяются положение самолета в пространстве относитель-

Рис. 55. Левая амортизированная панель приборной доски
ПОСАД. П

МАРШ Р. И

ГРОМКО-
ГОВОРИТЕЛЬ

TPOMMEsfi

Рис. 56. Средняя панель приборной доски

6 И. Е. Бондарчук и др, - 702
но землй, скорость, высота и направление полета, а также
производится навигация и стабилизация самолета в полете относи-
тельно трех осей. К этой группе относятся приборы: высотомер
ВД-10К, указатель скорости КУС-730/1100К, вариометр ВАР-ЗОМК,
авиационные часы АЧС-1, магнитный компас КИ-13К, указатель
поворота ЭУП-53МК-5ОО, авиагоризонт АГБ-ЗК, курсовая система
ГМК-1Г, автопилот АП-40, термометр наружного воздуха ТНВ-15.

Приборы контроля работы авиадвигателей позволяют контро-
лировать параметры, характеризующие режим и их работу, следить
за работой топливной и масляной систем самолета, определять теп-
ловой режим и состояние смазки авиадвигателей, измерять запас

Рис. 57. Правая амортизированная панель приборной доски
топлива. Эта группа включает в себя приборы: электрический тахо-
метр ИТЭ-2, термоэлектрические термометры ТСТ-282С и ТСТ-299,
автомат центровки с топливомером АЦТ5-1БТ, электрический мо-
торный индикатор ЭМИ-ЗРИ, аппаратуру контроля вибрации авиа-
двигателей ИВ-300.

К группе вспомогательных приборов относятся приборы, кон-
тролирующие и обслуживающие высотное и кислородное оборудо-
вание, пневматические и гидравлические системы, отклонение от-
дельных частей самолета, а также контрольно-записывающая
и сигнализирующая аппаратура. К этой группе также относятся: ак-
селерометр АДП-4, термометр ТВ-19Т, вариометр ВР-10МК; мано-
метр тормозов 2ДИМ-150К, манометр основной и аварийной гид-
росистемы 2ДИМ-24ОК, термометр кабинного воздуха ТВ-45К,
указатели расхода воздуха кабины УРВК-18, высоты и перепада
давлений УВПД-5-О,8К, положения закрылков УП11-0,9 и стабили-
затора УП11-10, система регистрации режимов полета МСРП-12-96,
авиационные манометры МВ-250М, МВ-ЮМ и МА-60К, термометр
ТУЭ-48, кислородные приборы КП-24М и КП-21, индикатор кисло-
родного потока ИПК.

Авиационные приборы по принципу действия подразделяются
на следующие подгруппы:

манометрические приборы, основанные на измерении разности
давлений, — указатели скорости, указатели высоты и перепада дав-
лений, вариометры, указатели расхода воздуха кабины, манометры;

барометрические приборы, действие которых основано на изме-
нении абсолютного давления, - барометрические высотомеры, кор-
ректоры высоты, указатели кабинной высоты и др.;

механические приборы, основанные на использовании законов
механики, — авиационные часы, кислородные приборы, термометры
кабинного воздуха;

гироскопические приборы, основанные на использовании свойств
гироскопа с двумя и тремя степенями свободы, — указатели по-
ворота, авиагоризонты, курсовые системы и др.;

магнитные компасы, основанные на свойстве свободно подве-
шенного магнита, имеющего форму стержня, способного ориенти-
роваться в направлении плоскости магнитного меридиана Земли;

электрические приборы, работа которых основана на измерении
неэлектрических величин электрическим способом, — манометры
масла и топлива, термометры масла и термометры выходящих га-
зов, топливомеры, указатели закрылков и стабилизатора и т. д.

37.	Борометрический высотомер ВД-10К

Назначение, и принцип действия. Двухстрелочный высотомер
ВД-10К (рис. 58) предназначен для измерения высоты полета отно-
сительно уровня той изобарической поверхности, атмосферное да-
вление которой установлено на барометрической шкале. Принцип
действия высотомера основан на измерении атмосферного давления
с поднятием на высоту с помощью блока анероидных коробок.
Высотомеры установлены на левой и пра-
вой амортизированных панелях приборной дос-
ки. Питаются высотомеры статическим давлени-
ем от приемников статического давления, сис-
темы питания анероидно-мембранных приборов,
которые расположены на обшивке фюзеляжа
между шпангоутами № 14 и 15 на правом и
левом бортах.

В полетах высотомеры использу-
ются пилотами для контроля за вы-
держиванием высоты при ее наборе,
определения и выдерживания высоты
полета при заходе на посадку, для

Рис. 58. Двухстрелочный высо- выдерживания высоты заданного эше-
томер ВД-10К	лона по трассе, а также для периоди-

ческого контроля положения само-
лета по высоте и для определения барометрической, истинной
и абсолютной высоты полета самолета над пролетаемой мест-
ностью.

Знание высоты полета необходимо экипажу для выдерживания
заданного наивыгоднейшего профиля полета, предупреждения воз-
можности столкновения самолета с земной поверхностью или на-
земными сооружениями, а также для решения некоторых навига-
ционных задач.

Особенно большое значение имеет знание и точное выдержива-
ние заданной высоты при заходе на посадку в сложных метеороло-
гических условиях и при аэрофотосъемке.

Устройство и работа. Высотомер ВД-10К состоит из герметично-
го корпуса, внутренняя полость которого соединена с помощью
трубопровода со статической камерой приемника воздушного да-
вления. Чувствительным элементом прибора, измеряющим атмос-
ферное давление, является анероидный блок, состоящий из двух
упругих анероидных коробок 18, 19 (рис. 59), из которых воздух вы-
качан до остаточного давления 0,15 — 0,2 мм рт. ст. Каждая коробка
состоит из двух гофрированных мембран, сваренных между собой
по окружности.

Блок анероидных коробок в центральной части имеет два жест-
ких центра, из которых верхний 16 подвижный, а нижний 17 непо-
движный. Нижним жестким центром анероидный блок крепится
к основанию прибора, а верхний подвижный центр через передаю-
щий механизм воздействует на стрелку.

На анероидные коробки действуют две силы: сила измеряемого
атмосферного давления, стремящаяся сжать блок коробок, и сила
упругости мембран, препятствующая этому сжатию.

На лицевой части прибора расположены:

два подвижных треугольных индекса б и 7, указывающих по
шкале 4 высоты, соответствующие изменению барометрического
давления относительно давления на уровне моря (760 мм рт. ст.);
индекс 7 указывает высоту в метрах, а внутренний индекс 6 в кило-
метрах. Внешний и внутренний треугольные индексы используются
для взлета и посадки самолета на высокогорном аэродроме, где ат-
мосферное давление меньше 670 мм рт. ст.

Внизу лицевой части прибора расположена кремальера 1, с по-
мощью которой устанавливаются стрелки прибора в нулевое поло-
жение, а также вносятся поправки на изменения атмосферного да-
вления в месте взлета или посадки. При вращении кремальеры
одновременно перемещаются треугольные индексы 6, 7, шкала ба-
рометрического давления 2 и стрелки 3, 5.

Шкала барометрического давления отградуирована от 670 до 790 мм рт. ст.
Оцифровка через 5 мм рт. ст., цена деления 1 мм рт. ст. Шкала дает возможность
вносить поправку в показания высотомера, когда давление в месте посадки не со-
впадает с давлением у земли в момент вылета. Шкала высот равномерная и отгра-
дуирована для узкой стрелки от 0 до 1000 м с оцифровкой через 100 м и с ценой де-

Рис. 59. Кинематическая схема высотомера ВД-10К:

I — кремальера; 2 — шкала барометрического давления; 3 — малая стрелка; 4 — шкала высот;
5 — большая стрелка; 6, 7 —индексы; 8, 9, 10, 20, 21, 22, 23 —шестерни; // — сектор;
12, 15 — биметаллические пластины; 13 — ось сектора; 14 — тяга; 16 — верхний центр; 17 — ниж-
ний центр; 18, 19 - анероидные коробки
ления 10 м. Для широкой стрелки используется та же шкала от 0 до 10000 м
с оцифровкой через 1000 м и с ценой деления 100 м.

Лицевая часть высотомера в ночное время освещается двумя лампами типа
СМК-37 с окрашенными в красный цвет колбами. Питание ламп осуществляется
постоянным током напряжением 15 В.

Высотомер работает следующим образом. У земли атмосфер-
ное давление воздуха, окружающего самолет и внутри корпуса при-
бора, имеет наибольшую величину. При этом анероидные коробки
находятся в наиболее сжатом состоянии и стрелки прибора нахо-
дятся на нулевой отметке шкалы. По мере подъема самолета на
высоту атмосферное давление воздуха внутри корпуса прибора
и окружающего самолет уменьшается, блок анероидных коробок
расширяется и вызывает деформацию коробок. Движение (ход) ане-
роидных коробок через передаточно-множительный механизм пере-
дается на стрелки, которые показывают высоту полета самолета
относительно той изобарической поверхности, атмосферное давле-
ние которой установлено на барометрической шкале.

Когда самолет летит горизонтально, давление внутри корпуса
прибора равно атмосферному давлению воздуха, окружающего
самолет, и стрелки высотомера показывают заданную высоту поле-
та. При снижении самолета атмосферное давление воздуха, окру-
жающего самолет, и внутри корпуса прибора постепенно увеличи-
вается, анероидные коробки сжимаются и через передающий меха-
низм возвращают стрелки на нулевую отметку шкалы. Таким
образом, измеряя атмосферное давление воздуха, окружающего
самолет, можно измерить высоту полета самолета.

Ошибки высотомера ВД-10К. При пользовании высотомером
следует иметь в виду, что показания прибора будут верны лишь
при полете самолета в атмосферных стандартных условиях, т. е.
тогда, когда фактическое состояние атмосферы будет соответст-
вовать стандартному условию, взятому для тарировки шкалы
прибора.

При тарировке шкалы прибора берут следующие стандартные данные: атмос-
ферное давление 760 мм рт. ст., температура + 15 °C; массовая плотность воздуха
0,125 кгс-с2/м4 и температурный градиент равен 6,5° на каждые 1000 м.

Известно, что на практике атмосферное давление, температура
и массовая плотность воздуха, как правило, не соответствуют рас-
четным данным. Так, например, с поднятием на высоту 11м атмос-
ферное давление уменьшается на 1 мм рт. ст., при подъеме на
каждые 1000 м высоты температура уменьшается на 6,5°, а измене-
ние температуры ведет к изменению массовой плотности воздуха.
Следовательно, при работе высотомера появляется ряд ошибок, ко-
торые подразделяются на три основные группы: методические,
аэродинамические и инструментально-шкаловые.

Высотомер ВД-10К имеет три методические ошибки:

L Ошибка, возникающая за счет изменения атмосферного да-
вления на аэродроме вылета, по маршруту и в пункте посадки.
Учитывается: перед взлетом — установкой давления аэродрома
взлета; при определении высот — путем учета поправки на измене-
166
ние атмосферного давления; перед посадкой — установкой на баро-
метрической шкале высотомера давления аэродрома посадки.

Сущность этой ошибки заключается в том, что чувствительный
элемент высотомера (анероидные коробки) реагирует на всякое из-
менение атмосферного давления. Это обстоятельство имеет серьез-
ное значение при перелетах на большие расстояния, так как в один
и тот же момент времени в различных точках земного шара наблю-
дается различное атмосферное давление.

2.	Ошибка, возникающая за счет изменения температуры возду-
ха с поднятием на высоту. Сущность ошибки заключается в том,
что температура воздуха на уровне моря непостоянна и меняется
в зависимости от времени года и суток. Особенно опасна темпера-
турная ошибка при полетах на малых высотах и в горных районах
в холодное время года.

Если по маршруту полета температура воздуха у земли будет
повышаться, самолет будет перемещаться по наклонной линии, все
время набирая высоту. Наоборот, если по маршруту полета темпе-
ратура воздуха у земли будет понижаться, самолет будет постоянно
снижаться, приближаясь к земле.

Температурная методическая ошибка учитывается с помощью
навигационной линейки НЛ-10М.

3.	Ошибка, возникающая вследствие изменения рельефа проле-
таемой местности.

Барометрические высотомеры при полете самолета над земной
поверхностью не учитывают рельефа пролетаемой местности, а по-
казывают высоту относительно уровня той изобарической поверх-
ности, давление которой установлено на барометрической шкале.
Отсюда становится очевидным, чтобы избежать катастрофу при по-
лете над гористой местностью, необходимо учитывать высоту гор.

Высота рельефа пролетаемой местности определяется по топо-
графической карте маршрута, а ошибка учитывается при расчете
безопасной высоты полета самолета. Поправка на топографический
рельеф имеет знак плюс, если местность выше аэродрома вылета,
и знак минус, если местность ниже аэродрома вылета.

Аэродинамическая ошибка возникает за счет завихре-
ния, искажения и уплотнения встречного потока воздуха перед при-
емниками статического давления. При этом воспринимаемое давле-
ние статическими приемниками будет отличаться от статического
(атмосферного), что приводит к ошибкам при измерении высоты
полета.

Аэродинамические ошибки определяются при испытании само-
лета (экспериментальным путем), затем суммируются с инструмен-
тально-шкаловыми ошибками и сводятся в таблицу эшелонов, ко-
торая вывешивается в кабине экипажа.

Инструментально-шкаловые ошибки возникают от
неточности изготовления деталей прибора, его сборки и регулиров-
ки. В процессе эксплуатации прибора нарушается герметичность
корпуса, появляются люфты, трения, возникает усталость материа-
ла, появляется износ и растяжения деталей и т. д. Все это приводит
к неправильному замеру высоты полета. Эти ошибки определяются
в лаборатории, затем суммируются с аэродинамическими и зано-
сятся в таблицу эшелонов.

Предполетный осмотр и пользование высотомером в полете.

Перед полетом необходимо осмотреть высотомеры, обращая вни-

мание на целость стекла, окраску и крепления прибора. Убедиться
в наличии таблиц эшелонов в кассетах командира корабля и право-

го пилота, а также в совпадении номеров высотомеров с номерами,
указанными в таблице эшелонов.

При осмотре убедиться, что контргайка кремальеры опломбиро-
вана. Затем кремальерой установить стрелки высотомера на нуль
высоты и сличить показания давления на шкалах приборов с давле-
нием на аэродроме (полученным с метеостанции).

Расхождение показаний не должно превышать более 1,5 мм. рт. ст.
Высотомер, имеющий расхождение, превышающее эту величину,
или расконтренную гайку кремальеры, подлежит снятию с самоле-
та. Вылет самолета с таким высотомером не допускается.

Вращая кремальеру, необходимо установить давление 760 мм
рт. ст. При этом подвижные треугольные индексы должны устано-
виться на нулевой отметке шкалы.

Допускается отклонение индексов от нулевой отметки шкалы на
+ 10 м. Если подвижные треугольные индексы отклонились более
чем на ± 10 м, прибор необходимо заменить. При замене высото-
мера надо соответственно заменить таблицу эшелонов.

Перед выруливанием на старт необходимо установить с по-
мощью кремальеры стрелки высотомеров на нулевую отметку
шкалы. При этом давление аэродрома должно совпадать с дав-
лением на барометрической шкале, а подвижные треугольные

индексы должны показывать высоту относительно давления
760 мм рт. ст.

На предварительном старте нужно убедиться, что стрелки высо-
томеров установлены на нуль высоты, и проверить соответствие
показания шкалы барометрического давления высотомера атмос-
ферному давлению на аэродроме.

После взлета и пересечения высоты перехода установить на
шкалах высотомеров давление 760 мм рт. ст. Выход на заданную
высоту эшелона необходимо осуществлять по показанию высото-
мера командира корабля с использованием таблицы эшелонов.

После набора высоты заданного эшелона необходимо выдержи-
вать эту величину согласно таблице, установленной в кабине
экипажа.

При заходе на посадку необходимо в горизонтальном полете на
высоте эшелона йерехода установить давление аэродрома посадки.
Перед установкой на высотомерах давления аэродрома командир
корабля должен сличать давление на аэродроме посадки с дав-
лением, указанным в предыдущей информации о погоде, имею-
щейся у экипажа. Первым выставляет на высотомере давление
аэродрома посадки командир корабля, далее под его контролем
правый пилот. Бортмеханик сличает установленное давление аэро-
дрома посадки и значение высоты на высотомерах и доклады-
вает об этом командиру.

На самолетах, вылетающих по правилам визуальных полетов
(ПВП) ниже нижнего эшелона, шкалы давлений высотомеров уста-
навливаются на минимальное атмосферное давление по маршруту
(участку) полета, приведенному к уровню моря, при выходе самоле-
та из круга аэродрома взлета.

При посадке по правилам ПВП ниже нижнего эшелона необхо-
димо установить давление аэродрома посадки при входе самолета
в круг аэродрома посадки, а затем совершать посадку.

Перед взлетом с высокогорного аэродрома, где атмосферное да-
вление меньше 670 мм рт. ст., необходимо установить на бароме-
трических шкалах высотомеров атмосферное давление 760 мм рт. ст.
и заметить показание высотомера, принять эту высоту за «ус-
ловный нуль», а затем произвести взлет и набор высоты до задан-
ного эшелона полета.

При посадке на высокогорном аэродроме, где атмосферное да-
вление меньше 670 мм рт. ст., диспетчер должен сообщить экипажу
самолета, заходящего на посадку, кроме атмосферного давления на
ВПП, барометрическую высоту ВПП. Эта высота определяется дис-
петчером по высотомеру, у которого барометрическая шкала уста-
новлена на 760 мм рт. ст. Полученную высоту экипаж устанавли-
вает на высотомерах с помощью подвижных треугольных индексов,
вращая кремальеру по часовой стрелке. В этом случае при касании
самолета о землю высотомеры должны показать нулевую высоту.

При снятии показаний с высотомера следует помнить, что он
показывает барометрическую высоту, которая не равна истинной
высоте полета. Для определения этой высоты полета нужно в пока-
зание высотомера внести поправки, учитывающие методические, аэ-
родинамические и инструментально-шкаловые ошибки. Кроме того,
при пользовании прибором перевод стрелок вручную с помощью
кремальеры разрешается только до отметки 5000 м с обязательным
возвратом их в исходное положение, так как из-за конструктивных
особенностей высотомера перевод стрелок на 10000 м приводит
к рассогласованию в показаниях барометрической шкалы, стрелок
и треугольных подвижных индексов.

При полетах в зонах сильных ветров (особенно над горной мест-
ностью) действительная высота полета самолета может быть значи-
тельно меньше показания высотомера, поэтому при полетах в гор-
ной местности и при заходе на посадку необходимо контролиро-
вать показания высотомеров с помощью бортового радиолокатора
и радиовысотомера малых высот РВ-УМ.

38.	Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100К

Назначение и принцип действия. Комбинированный указатель
скорости КУС-73О/11ООК (рис. 60) предназначен для измерения при-
борной скорости от 50 до 750 км/ч и истинной воздушной скорости
от 400 до 1100 км/ч.
Принцип действия указателя скорос-
ти основан на измерении скоростного
напора встречного потока воздуха с
автоматическим введением поправки
на плотность и сжимаемость воздуха
с поднятием на высоту.

Указатель скорости имеет две стрел-
ки: широкая показывает приборную
скорость, узкая — приближенную ис-
тинную воздушную скорость. В по-
лете приборная скорость использует-
ся для пилотирования самолета, а ис-

Рис. 60. Указатель скорости тинная воздушная скорость - для вы-
КУС-730/1Ю0К	полнения различных навигационных за-

дач.

Знание экипажем приборной скорости полета самолета необхо-
димо для выдерживания скорости при взлете, для выдерживания за-
данного режима скорости по маршруту, при маневрировании и пла-
нировании в районе аэродрома и при посадке. При полете самолета
ниже минимальной скорости самолет теряет устойчивость и упра-
вляемость и переходит в штопор.

Указатели скорости установлены на левой и правой амортизированных панелях
приборной доски нилотов.

Питаются указатели скорости статическим и полным давлением от приемников
статического и полного давления.

Устройство и работа. Комбинированный указатель скорости со-
стоит из герметичного корпуса, который с обратной стороны имеет
два штуцера, один из которых с индексом «С» присоединяется
к статической, а второй с индексом «Д» к динамической проводке
системы питания анероидно-мембранных приборов. В корпусе при-
бора смонтированы два механизма, работающие от одного чув-
ствительного элемента — манометрической коробки 19 (рис. 61), т. е.
механизм для измерения приборной скорости и механизм для изме- .
рения истинной воздушной скорости.

Механизм приборной скорости состоит из манометрической ко-
робки 19, которая имеет два жестких центра, из которых верхний 20
подвижный, а нижний неподвижный. Нижним жестким центром ма-
нометрическая коробка крепится к основанию прибора, а верхний
подвижной центр через систему передач соединен со стрелками.

При полете самолета во внутреннюю полость манометрической
коробки от приемника полного давления ППД-1М через штуцер Рп
подводится полное давление встречного потока воздуха, создающе-
го скоростной напор, который поступает по трубопроводу в мано-
метрическую коробку. Под действием этого скоростного напора
манометрическая коробка расширяется и посредством Тяги 21, оси
10 и сектора 3 поворачивает широкую стрелку 2, которая по внеш-
ней шкале показывает приборную скорость.

Механизм истинной воздушной скорости состоит из анероидной
коробки 17, которая своим нижним жестким центром прикреплена
170
неподвижно к основанию прибора, а верхний подвижной центр 16
через тягу 15, ось 12 и сектора 27 соединен с узкой стрелкой 28, ко-
торая по внутренней шкале показывает приближенную истинную
воздушную скорость.

На лицевой части указателя скорости имеются две шкалы: вну-
тренняя и внешняя. Внутренняя шкала отградуирована от 400 до
1100 км/ч с оцифровкой через 100 км/ч и ценой деления 10 км/ч.
Внешняя шкала отградуирована от 50 до 750 км/ч с оцифровкой че-
рез 100 км/ч и ценой деления 10 км/ч.

Комбинированный указатель (рис. 62) скорости работает сле-
дующим образом. При движении самолета относительно воздуха
полное давление встречного потока воздуха, воспринимаемое при-
емником ППД-1М, передается по трубопроводу 3 во внутреннюю
полость мембранной коробки 6. Атмосферное давление восприни-
мается статическим приемником 5, поступает в корпус прибора че-
рез трубопровод 4.

Под действием скоростного напора (динамического давления)
манометрическая коробка расширяется и перемещает верхний
центр коробки. Чем больше скоростной напор встречного потока
воздуха, тем на большую величину переместится подвижной верх-
ний центр и тем на больший угол отклонится стрелка по шкале.

Перемещение верхнего центра 16 манометрической коробки при-
бора (см. рис. 61) через тягу 21, кривошип 18 преобразуется во вра-
щательное движение оси 4, на которой закреплен зубчатый сектор
3. Сектор приводит во вращение широкую стрелку, которая по
внешней шкале указывает приборную скорость. Одновременно
перемещение верхнего центра манометрической коробки передается
на механизм истинной воздушной скорости.

Рис. 61. Кинематическая схема указателя скорости КУС-730/1100К:

1 — внешняя шкала; 2 — стрелка приборной скорости; 3, 27 — сектора; 4, 6, 10, 12, 25 — оси;
5, 7, 8, 9, 22, 23, 24 — поводки; 11, 15, 21—тягп:, 13, /‘/ — вилки; 16 — верхний центр
манометрической коробки; 17 — анероидная коробка; 18 — кривошип; 19 — манометрическая
коробка; 20 — верхний центр манометрической коробки; 26, 29 — трубки; 28 — стрелка истинной
воздушной скорости
В связи с тем, что скорость
вращения (при полете у земли)
оси сектора 3 механизма при-
борной скорости и оси секто-
ра 27 механизма истинной воз-
душной скорости одинакова, то
показания широкой и узкой стре-
лок будут также одинаковые. Сле-
довательно, узкая стрелка до
400 км/ч при полете у земли
не работает и закрыта черной
шторкой.

При подъеме на высоту умень-
шается статическое давление за
бортом самолета и в корпусе
прибора. Под действием умень-

Рис. 62. Принципиальная схема работы
указателя скорости:

/ — кабина самолета; 2 — динамическая
трубка; 3 — динамический трубопровод: 4 —
статический трубопровод; 5 — статический
приемник; 6 — мембранная коробка

шения статического давления анероидная коробка 17 расширяется
и перемещает свой верхний подвижной центр 16. Перемещение
верхнего центра коробки через тягу 75, вилку 14 преобразуется
во вращательное движение оси 12 и сектора 27, который до-
полнительно перемещает узкую стрелку, указывающую по внутрен-
ней шкале приближенную истинную воздушную скорость.

Таким образом, с поднятием на высоту в показание узкой стрел-
ки вводятся автоматически две методические поправки: плотность
и сжимаемость встречного потока воздуха, за счет чего узкая стрел-
ка начинает перемещаться впереди широкой стрелки, показывая
приближенную истинную воздушную скорость.

Ошибки указателя скорости КУС-730/1100К. Ошибки этого при-
бора подразделяются на три группы: методические, зависящие от
самого метода измерения скорости движения самолета относитель-
но воздуха, аэродинамические — от места установки приемников
воздушного давления, инструментально-щкаловые — от неточно-
стей и качества изготовления прибора, а также других факторов.

Сущность методической ошибки (из-за изменения
плотности воздуха) заключается в том, что расчет и тарировка
шкалы прибора производятся согласно стандартной плотности воз-
духа, равной 0,125 кгс-с2/м4 при давлении у земли 760 мм рт. ст.
и температуре +15 °C.

Известно, что при подъеме на высоту плотность воздуха умень-
шается за счет уменьшения атмосферного давления. Следовательно,
на высоте скоростной напор будет меньше и показания указателя
скорости будут меньше, чем у земли. Кроме того, плотность возду-
ха также зависит от температуры. Увеличение температуры воздуха
приводит к уменьшению плотности, что ведет к изменению ско-
ростного напора воздуха.

При более высоких температурах указатели скорости показывают скорость
меньше фактической, а при температурах ниже + 15 °C завышают показание воз-
душной скорости.
Температурная ошибка возникает с поднятием на высо-
ту за счет несовпадения фактической температуры воздуха по высо-
там с температурой стандартной атмосферы. В действительности
фактическая температура воздуха, особенно на малых высотах, от-
личается от стандартной в значительных пределах, что вызывает
ошибку при определении истинной воздушной скорости. Учет этой
ошибки производится с помощью линейки НЛ-10 как для широкой,
так и для узкой стрелок.

Ошибка на сжимаемость встречного потока
возникает вследствие сжимаемости воздуха впереди летящего само-
лета. Чем больше скорость полета, тем больше изменения сжимае-
мости и плотности в окружающем воздухе вызывает самолет и тем
значительнее будет меняться скоростной напор встречного потока
воздуха. Следовательно, при увеличении скорости полета самолета
сжимаемость и плотность воздуха увеличиваются, что вызывает
увеличение скоростного напора и завышение показаний указателей
скорости.

При полете на скоростях, не превышающих 400 км/ч, ошибки на сжимаемость
встречного потока воздуха незначительные и ими пренебрегают при измерении ис-
тинной воздушной скорости. При полете самолета на скоростях более 400 км/ч,
особенно на больших высотах, ошибки на сжимаемость достигают значительных
величин и с ними приходится считаться. Ошибки на сжимаемость встречного пото-
ка воздуха учитываются по таблице только для широкой стрелки, а узкая стрелка
эту ошибку учитывает автоматически.

Аэродинамические ошибки возникают вследствие ис-
кажения встречного потока воздуха в зоне приемников воздушного
давления. Для получения правильных показаний указателя скорости
необходимо, чтобы скоростной напор, воспринимаемый приемни-
ком, соответствовал действительному скоростному напору для
данных условий полета. С этой целью приемник воздушного давле-
ния (ПВД) должен быть установлен параллельно продольной оси
самолета, так как величина аэродинамической ошибки зависит от
правильности установки ПВД и от месторасположения его на само-
лете. Кроме того, приемник не должен подвергаться завихрениям
и искажениям потока воздуха, возникающего под воздействием под-
вижных и неподвижных частей самолета, т. е. должен быть устано-
влен в невозмущенном потоке воздуха, набегающем на самолет.

Как показывает опыт, нельзя установить приемник воздушного давления в та-
кое место самолета, где бы он находился в неискаженном потоке воздуха. Поэтому
приемник воздушного давления воспринимает скоростной напор, искаженный влия-
нием самолета. Вследствие этого указатели допускают ошибку в своих показаниях,
которая зависит от типа самолета и его размера, от его скорости и от места уста-
новки ПВД.

Аэродинамическая ошибка учитывается в полете по графику или
таблице как для узкой, так и для широкой стрелок.

Инструмент а льн о-шкаловые ошибки возникают
в результате: неточности изготовления деталей прибора; несовер-
шенной обработки деталей при изготовлении; недостаточной точ-
ности сборки, регулировки; изменения упругих свойств манометри-
ческой коробки; наличия трений и появления люфтов в процессе
эксплуатации; нарушения герметичности корпуса прибора и т. д. 1
Все это приводит к неправильному замеру скорости движения Я
самолета относительно воздуха. Эти ошибки определяют в лабора- 1
торных условиях при проверке прибора.	Я

Величины ошибок, не выходящие из пределов допусков, наносят на график (га- Я
блицу), который устанавливают в кабине экипажа. В полете при определении истин- Я
ной воздушной скорости инструментально-шкаловые ошибки учитываются с по- Я
мощью графика или таблицы.	Я

Предполетный осмотр и пользование указателем скорости в поле- Я
те. Внешним, осмотром необходимо убедиться, что видимых дефек- Я
тов нет, при этом следует обратить внимание на целость стекла, Я
корпуса, окраску шкалы и стрелок, а также крепления указателя Я
к приборной доске. Затем необходимо проверить установку кранов Я
«Статика» и «Динамика» на левом и правом пультах кабины пило- Я
тов, которые должны быть соответственно в положении «Статика 1
основ.», «Динамика основ.» и законтрены.	я

При осмотре стрелки указателей должны находиться в исход- 1
ном положении, т. е. узкая стрелка должна быть закрыта черной 1
шторкой, а широкая стрелка — на условном нуле. Далее необходи- я
мо убедиться, что таблицы инструментально-шкаловых ошибок на- Я
ходится у рабочего места пилотов, а также сняты заглушки с при- Я
емников статического давления и чехлы с приемников ППД-1М, Я
после чего надо проверить исправность электрической цепи обогре- Я
ва приемников полного давления ППД-1М.	Я

Перед выруливанием на старт следует убедиться, что стрелки Я
указателей скорости находятся в исходном положении.	1

На исполнительном старте необходимо включить обогрев при- I
емников ППД-1М. Обогрев включается за 1 мин до начала разбега |
при положительных температурах, за 3 мин при нулевой и отри- Я
цательных температурах независимо от метеорологических 1
условий.	Я

Перед взлетом в условиях обледенения или снегопада после сня- 1
тия заглушек с приемников ППД-1М следует включить их обогрев Я
на 2 мин. При задержке взлета необходимо производить повторный Я
прогрев через 10 мин, затем нажать на кнопку «Проверка обогрева I
ППД-1М» за шпангоутом № 8 слева на приборной панели. Если 1
электрическая цепь и обогревательные элементы приемников |
ППД-1М исправны, должны загореться сигнальные зеленые лампы I
с надписью «Обогрев ППД-1М лев., прав.». Если взлет задерживает- |
ся более чем на 3 мин, надо выключить обогрев приемников j
ППД-1М и вновь его включить перед самым взлетом. После взлета
и в полете указатели скорости используются для выдерживанйя за- |
данного режима приборной скорости и для определения истинной |
воздушной скорости.	I

При определении в полете истинной воздушной скорости по ши- 1
рокой стрелке КУС-730/1100К необходимо в показание прибора |
ввести поправки на пять ошибок: инструментально-шкаловую, аэ-
родинамическую, на изменение плотности воздуха, температурную 3
и на сжимаемость воздуха.
174


Инструментально-шкаловую ошибку определяют по таблице,
которая находится в кабине экипажа. Аэродинамическую ошибку
определяют по графику или таблице. Ошибку на изменение плотно-
сти воздуха и температурную ошибку находят с помощью навига-
ционной линейки НЛ-10. Ошибку на сжимаемость встречного пото-
ка воздуха определяют по таблице.

Чтобы в полете определить истинную воздушную скорость по
узкой стрелке, необходимо в показание узкой стрелки ввести по-
правки на три ошибки: температурную, инструментально-шкало-
вую и аэродинамическую. При отказе указателей скорости
КУС-730/1100К следует пилотировать самолет по авиагоризонтам
и другим пилотажно-навигационным приборам. Кроме того, надо
ориентироваться по приборам, которые контролируют работу авиа-
двигателей, а также периодически контролировать полет самолета
по другим дублирующим приборам.

Заданный режим полета самолета контролируется по вариоме-
тру, высотомеру, компасу и указателю поворота.

Наиболее сложным элементом при отказе указателей скорости является сниже-
ние на малых высотах.

Сложность его заключается в том, что по мере уменьшения высоты полета не-
обходимо постепенно уменьшать вертикальную скорость, а следовательно, изме-
нять угол тангажа самолета, что ведет к быстрой потере скорости и управляемости
самолетом.

После посадки и окончания пробега самолета во избежание
перегрева приемников ППД-1М необходимо выключить автоматы
защиты сети АЗС-10 «Обогрев ППД-1М лев., прав.», установив их
в выключенное положение.

39.	Приемники полного и статического давлений

Приемник полного давления ППД-1М (рис. 63) предназначен для
восприятия в полете полного давления встречного потока воздуха,
образующегося при движении самолета. Это давление подается в
анероидно-мембранные приборы. Приемники установлены на на-
ружной стороне обшивки фюзеляжа между шпангоутами № 8 — 9
по одному на левом и правом бортах.

Приемники ППД-1М имеют обогревательные элементы, ко-
торые питаются постоянным током напряжением 28,5 В и потре-
бляют ток, равный 6,2—6,8 А каждый. Включение обогрева прием-
ников осуществляется с помощью автоматов защиты сети АЗС-10
с надписью «Обогрев ППД-1М лев., прав.», которые расположены
на пульте правого пилота.

Приемник ППД-1М представляет собой трубку (камеру полного
давления) с приемным отверстием, воспринимающим полный на-
пор. В результате й камере полного давления устанавливается да-
вление, равное сумме статического и динамического давлений, ко-
торое преобразуется в избыточное давление, характеризующее
скорость встречного потока воздуха и, следовательно, скорость
движения самолета.
о

о

Рис. 63. Приемник полного давления
ППД-1М

Для предотвращения обле-
денения приемника ППД-1М
внутри его корпуса располо-
жен электрообогреватель — ни-
келевая проволока, намотан-
ная на фарфоровый каркас. Не-
зависимо от метеорологических
условий включать электрообо-
греватель необходимо за 1 мин
перед взлетом при положи-
тельных температурах, а при
нулевой и отрицательных тем-
пературах — за 3 мин до взлета
самолета.

Приемник статического давления. Статическое (атмосферное) да-
вление в анероидно-мембранные приборы подается от приемников
статического давления, которые установлены на обшивке фюзеляжа
между шпангоутами № 14 и 15 на правом и левом бортах.

Приемник статического давления представляет собой цилиндри-
ческий штуцер, не выступающий за обшивку фюзеляжа. Внутренняя
полость штуцера соединяется со статическими трубопроводами
анероидно-мембранной системы.

Кроме основных приемников статического давления, на обшивке фюзеляжа ме-
жду шпангоутами № 14 и 15 на правом и левом бортах установлены резервные
приемники статического давления.

Приемники статического давления резервной и основной статики не имеют
электрообогревательных элементов, так как они установлены в таких местах, где не
происходит обледенение обшивки фюзеляжа, а следовательно, и приемников стати-
ческого давления.

Для предохранения магистралей трубопроводов статических
и динамических давлений от пыли, грязи, влаги при стоянке само-
лета и от попадания воды при мойке самолета отверстия статиче-
ских приемников закрываются резьбовыми заглушками с уплотни-
тельными шайбами, а приемники ППД-1М — специальными чехла-
ми с резиновыми заглушками, надеваемыми на трубку приемника
полного давления.

Заглушки статических и динамических приемников снабжены
красными флажками, указывающими на необходимость снятия их
перед полетом.

Зачехление приемников ППД-1М производится только после их
полного охлаждения.

Предполетный осмотр приемников. Перед полетом необходимо
снять технологические заглушки и чехлы с приемников полного
и статического давлений и внешним осмотром убедиться, что ви-
димых дефектов нет. При осмотре необходимо также проверить
внешнее состояние, крепление приемников полного и статического
давлений. В районе отверстий приемников не должно быть вмятин
и выступающих заклепок, а зимой надо убедиться в отсутствии на
поверхности приемников льда, снега или инея.
Убедившись в чистоте дренажных отверстий приемников
ППД-1М, следует произвести проверку исправности их обогрева-
тельных элементов. Для этого необходимо включить автоматы за-
щиты сети АЗС-10 на пульте правого пилота с надписью «Обогрев
ГШД-1М лев.», «Обогрев ППД-1М прав.» и нажать кнопку «Кон-
троль ППД-1М»..

При исправных обогревательных элементах сигнальные лампы,
установленные на приборной панели у шпангоута № 8 слева, дол-
жны гореть. Убедившись в этом, необходимо отпустить кнопку
и выключить АЗС-10. Сигнальные лампы должны погаснуть.

40.	Вариометр ВАР-ЗОМК

Назначение и принцип действия. Вариометр ВАР-30МК (рис. 64)
предназначен для измерения вертикальной скорости набора высоты
или снижения самолета до 30 м/с. Принцип действия вариометра
основан на измерении разности давлений воздуха внутри корпуса
прибора, соединенного с атмосферой через капиллярную трубку,
и внутри манометрической коробки, соединенной с атмосферой тру-
бопроводом большого сечения.

При выполнении полета необходимо знать вертикальную ско-
рость для сохранения безопасного режима набора высоты или сни-
жения самолета, а также для определения момента перехода в гори-
зонтальный полет при выходе самолета из пикирования или
кабрирования.

Кроме того, знание пилотом величины вертикальной скорости
позволяет подобрать наивыгоднейший режим подъема самолета,
чем обеспечивается быстрый выход на заданную высоту.

В горизонтальном прямолинейном полете вариометр исполь-
зуется для выдерживания постоянной заданной высоты, а также
продольной устойчивости при полете самолета по приборам вне
видимости земных и небесных ориентиров.

Вариометры установлены на левой и правой амортизированных
панелях приборной доски. Воздух статического давления поступает
в вариометры от приемников системы питания анероидно-мем-
бранных приборов.

спуск

Рис. 64. Вариометр ВАР-
ЗОМК

Рис. 65. Устройство вариометра
ВАР-ЗОМК
Устройство и работа. Чувствительным элементом вариометра
ВАР-ЗОМК является манометрическая коробка 4 (рис. 65), помещен-
ная в герметический корпус 1. Внутренняя полость корпуса соедине-
на с атмосферой через капиллярную трубку 2, а полость маноме-
трической коробки соединена с атмосферой через трубопровод
большего сечения 5. Манометрическая коробка имеет два жестких
центра: подвижный и неподвижный. Подвижный центр чувствитель-
ного элемента при появлении разности давлений воздуха в корпусе
прибора и во внутренней полости манометрической коробки пере-
мещается в вертикальном направлении и поворачивает ось, на ко-
торой закреплена стрелка 3.

Шкала прибора отградуирована от 0 до 30 м/с на подъем
и спуск. Учасгки шкалы от 0 до 10 м/с имеют оцифровку через
5 м/с и цену деления 1 м/с, от 10 до 30 м/с оцифровку через 10 м/с
и цену деления 2 м/с. Деления шкалы от 0 до 10 м/с широкие, а за-
тем сужаются (шкала «затухает»). Затухание шкалы вариометра
обеспечивается эксцентричным кулисным механизмом.

Внизу лицевой части прибора имеется кремальера, которая слу-
жит для установки стрелки вариометра в нулевое положение.

Стрелка на нуль устанавливается техником по приборам. Для установки стрел-
ки в нулевое положение необходимо отвернуть кремальеру, вытянуть ее на себя,
а затем поворотом кремальеры установить стрелку на нуль. После установки
стрелки на нуль кремальеру нужно вдвинуть обратно и завернуть головку.

Вариометр работает следующим образом. Когда самолет нахо-
дится на земле, атмосферное давление корпуса прибора 1 (рис. 66)
и манометрической коробки 5 одинаково и стрелка вариометра на-
ходится на нулевой отметке шкалы.

При подъеме самолета на высоту внутри корпуса прибора обра-
зуется избыточное давление воздуха, а внутри манометрической ко-
робки — разрежение. Вследствие малого диаметра капилляра давле-
ние воздуха в корпусе прибора не успевает сравняться с давлением
внутри манометрической коробки.

Под влиянием образовавшейся разности давлений манометри-
ческая коробка сжимается и через передающий механизм пере-
двигает стрелку 7 на подъем от нулевой отметки шкалы.

При переходе самолета в пря-

Рис. 66. Принципиальная схема работы
вариометра ВАР-ЗОМК:

1 — корпус; 2 — капиллярная трубка; 3 —
штуцер; 4 — трубопровод; 5 — манометри-
ческая коробка; б—тяга; 7 — стрелка

молинейный горизонтальный по-
лет давление в корпусе и внутри
манометрической коробки вырав-
нивается с атмосферным давле-
нием и стрелка через 2 — 3 с воз-
вращается на нулевую отметку
шкалы.

При снижении самолета давле-
ние воздуха внутри манометриче-
ской коробки непрерывно увеличи-
вается. Давление внутри корпуса
прибора стремится выравняться
через капиллярную трубку с атмо-
сферным давлением, но несколько запаздывает и внутри корпуса
прибора образуется разрежение. Под действием образовавшейся
разности давлений воздуха манометрическая коробка расширяется
и через передающий механизм воздействует на стрелку, которая
перемещается на спуск от нулевой отметки шкалы.

С прекращением снижения самолета атмосферное дав-
ление перестает изменяться, давление в корпусе прибора
выравнивается с давлением внутри манометрической коробки
и стрелка через 2 — 3 с возвращается на нулевую отметку
шкалы.

Предполетный осмотр н пользование вариометром в полете. Внеш-
ним осмотром надо убедиться, что видимых дефектов нет. При
этом необходимо обратить внимание на целость корпуса, стекла,
окраску шкалы и стрелки, крепление прибора к приборной доске.

Стрелки вариометров должны быть установлены на нулевой от-
метке шкалы. Смещение стрелки с этой отметки не должно превы-
шать ± 0,5 м/с. Если стрелка прибора смещена с нулевой отметки
шкалы более чем на ±0,5 м/с, ее нужно установить на нуль с по-
мощью юстировочного винта (кремальеры).

Перед выруливанием на предварительный старт необходимо
убедиться, что стрелки вариометра установлены на нулевой отмет-
ке шкалы. После взлета нужно следить за показаниями вариомет-
ра и не допускать превышения вертикальной скорости набора
высоты.

Для быстрого выхода на заданную высоту надо подобрать на-
ивыгоднейший режим подъема самолета по величине вертикальной
скорости.

В горизонтальном прямолинейном полете стрелка должна удер-
живаться на нуле, что свидетельствует о неизменности высоты по-
лета самолета.

При наборе высоты «хождение» стрелки по шкале прибора указывает на то, что
подъем выполняется с переменной вертикальной скоростью. С переходом самолета
в прямолинейный горизонтальный полет надо учитывать, что вариометр выдает
показание с некоторым заметным запаздыванием (2 — 3 с). В случае нарушения го-
ризонтального полета стрелка отклоняется на подъем или спуск, что предупреж-
дает пилота о необходимости выравнивания самолета.

Кроме того, вариометры используются при выполнении полета
по приборам в облаках и ночью, а также при пробивании облаков
вверх или вниз и при выполнении посадки самолета.

При посадке самолета на воду ночью в сложных метеорологиче-
ских условиях и при отсутствии видимости на высоте 100—150 м
необходимо с этой высоты и до приводнения удерживать верти-
кальную скорость снижения не более 0,5 — 1 м/с, не допуская удара
самолета о воду или потери скорости.

В полете вариометры используются и как дублирующие при-
боры при отказе авиагоризонтов. Показания указателя поворота
в сочетании с показаниями вариометра дают возможность опреде-
лять положение самолета в пространстве относительно истинного
горизонта.
41.	Вариометр ВР-10МК

Назначение и принцип действия. Кабинный вариометр ВР-10МК
(рис. 67) предназначен для указания «вертикальной скорости» в гер-
метичной кабине, т. е. скорости изменения давления воздуха в каби-
не самолета (мм рт. ст./с), и используется в полете как вспомога-
тельный прибор. Принцип действия вариометра основан на
измерении разности давления воздуха в корпусе прибора, соединен-
ного с герметичной кабиной капиллярной трубкой, и воздуха внут-
ри манометрической коробки, соединенной с кабиной через трубо-
провод большого сечения.

Устанавливается вариометр на правой амортизированной пане-
ли приборной доски пилотов.

Устройство и работа. Вариометр ВР-10МК состоит из герметич-
ного корпуса (рис. 68). Внутри корпуса установлена манометриче-
ская коробка 5, которая является чувствительным элементом при-
бора. Внутренняя полость манометрической коробки через штуцер
2 сообщается с кабиной экипажа.

В центральной части коробка имеет жесткие центры, из которых
верхний — подвижный, а нижний — неподвижный. При подаче воз-
духа внутрь коробки и в корпус прибора подвижный центр маноме-
трической коробки перемещается и через передаточно-множи-
тельный механизм приводит в движение стрелку прибора.

На лицевой части прибора (см. рис. 67) имеется шкала. Она от-
градуирована от 0 до 10 м/с с оцифровкой 0, 2, 5, 10 м/с и ценой де-
ления 1 м/с, а также кремальера, служащая для установки стрелки
на нуль.

Вариометр работает следующим образом. При включении си-
стемы кондиционирования отбираемый воздух от трех авиадвигате-
лей АИ-25 по трубопроводам поступает в кабину самолёта, а следо-

Рис. 67. Вариометр ВР-10МК

Рис. 68. Устройство вариометра ВР-10МК:

1 — передаточный механизм; 2 — штуцер; 3 — капиллярная трубка; 4 — пружина; 5 — маномет-
рическая коробка; 6 — юстировочное устройство
вательно, в корпус прибора и во внутреннюю полость манометри-
ческой коробки. Внешняя поверхность коробки воспринимает
кабинное давление воздуха, подаваемого через капиллярную труб-
ку, а внутренняя полость коробки находится под действием кабин-
ного давления, подаваемого внутрь коробки через трубопровод
большего сечения.

При подъеме самолета на высоту давление воздуха внутри кор-
пуса прибора, соединенного капиллярной трубкой с кабиной само-
лета, будет уменьшаться медленнее, чем внутри манометрической
коробки, соединенной с кабиной самолета трубопроводом большо-
го сечения. В результате получается разность давлений воздуха
в корпусе прибора и внутри манометрической коробки. Под дей-
ствием разности давлений воздуха манометрическая коробка сжи-
мается и через передаточный механизм свое движение передает на
стрелку, которая перемещается вверх от нулевой отметки Шкалы.

После прекращения набора высоты (изменения давления в каби-
не) давление воздуха в корпусе прибора, внутри манометрической
коробки и в герметичной кабине выравнивается с кабинным давле-
нием, отбираемым от авиадвигателей, и стрелка прибора возвра-
щается на нулевую отметку шкалы.

При снижении самолета давление воздуха внутри манометриче-
ской коробки увеличивается, а давление внутри корпуса прибора
стремится выравняться с давлением воздуха в герметичной кабине,
но из-за сопротивления капилляра изменение давления воздуха
в корпусе несколько запаздывает и внутри корпуса образуется раз-
режение. При этом манометрическая коробка расширяется и стрел-
ка вариометра перемещается вниз от нулевой отметки шкалы.

После прекращения снижения самолета давление воздуха в кор-
пусе прибора и внутри манометрической коробки выравнивается
с кабинным давлением и стрелка возвращается на нулевую отметку
шкалы.

Предполетный осмотр и пользование вариометром ВР-10МК в по-
лете. При внешнем осмотре вариометра следует обратить внимание
на целость стекла, корпуса, окраску шкалы и стрелки, крепление
прибора к приборной доске. Стрелка указателя должна находиться
на нулевой отметке шкалы. Допускаются отклонения стрелки от ну-
левого положения на + 0,3 м/с. Если отклонение будет больше ука-
занной величины, необходимо установить стрелку на нуль с по-
мощью кремальеры (эту операцию выполняет техник по приборам).

Перед выруливанием на старт необходимо убедиться, что
стрелка вариометра установлена на нуле. После взлета и включения
системы кондиционирования необходимо не допускать по кабинно-
му вариометру ВР-10МК увеличения скорости изменения высоты
более 2 — 3 м/с.

В прямолинейном горизонтальном полете стрелка вариометра
должна находиться на нулевой отметке шкалы. При снижении
самолета с высоты эшелона до высоты полета по кругу скорость
изменения высоты по кабинному вариометру не должна превышать
более 3 м/с, за исключением случаев экстренного снижения.
42.	Система питания анероидно-мембранных приборов

Назначение и состав. Система питания анероидно-мембранных
приборов обеспечивает подачу статического и полного давлений
воздуха к чувствительным элементам пилотажно-навигационных
приборов и относится к таким объектам контроля, которым уде-
ляется особое внимание. От исправности этой системы в значитель-
ной степени зависит безопасность полета.

Система питания состоит из девяти отдельных магистралей (рис.
69): двух магистралей полного давления; четырех магистралей ос-
новного статического давления (Cl; С2; СЗ; С4) и одной резервной
магистрали статического давления (С5).

Полное давление воздуха подается от приемников ППД-1М, ко-
торые расположены на наружной стороне обшивки фюзеляжа ме-
жду шпангоутами № 8 и 9 по одному на левом и правом бортах
фюзеляжа.

Приемник ППД-1М левого борта питает левый указатель скоро-
сти КУС-730/HOOK и сигнализаторы скорости ССА-0,7-2,2
и ССА-2-3, а правый приемник ППД-1М питает правый указатель
скорости КУС-73О/11ООК, а также датчик скорости ДАС системы
МСРП-12-96.

При отказе приемника ППД-1М левого борта левый пилот мо-
жет подключить свои приборы к правому приемнику ППД-1М,

Рис. 69. Система питания анероидно-мембранных приборов
а при отказе приемника Г1ПД-1М правого борта второй пилот мо-
жет подключить свои приборы к левому приемнику ППД-1М. Для
этого имеются два крана динамики,, которые расположены по одно-
му на левом и правом пультах пилотов.

Приемники статического давления (Cl; С2; СЗ; С4 и С5) распо-
ложены на обшивке фюзеляжа между шпангоутами № 14—15 на
правом и левом бортах. Симметричное расположение приемников
статического давления и объединение их попарно в одну линию
обеспечивает выравнивание статического давления при различной
эволюции самолета.

К объединенной линии С1 подключены приборы левого пилота:
указатель скорости КУ С-730/1100К, высотомер ВД-10К, вариометр
ВАР-ЗОМК, сигнализатор ССА-0,7-2,2, сигнализатор ССА-2-3.

К объединенной линии С2 подключены приборы второго пило-
та: указатель скорости КУС-730/1100К, вариометр ВАР-ЗОМК, вы-
сотомер ВД-10К, указатель высоты и перепада давлений
УВПД-5-0,8К, датчики скорости ДАС и высоты ДВбП-13 систе-
мы МСРП-12-96 и самописец КЗ-63.

К объединенной линии СЗ подключен регулятор давления возду-
ха 2077 системы кондиционирования, а к линии статического давле-
ния С4 — корректор высоты КВ-11.

Объединенная линия СЗ является линией резервной статики для
приборов левого и правого пилота.

С помощью крана статики, установленного на пульте левого пи-
лота (рис. 70), производится подключение приборов к линии С1,
к приемникам резервной статики, а также продув статических ли-
ний основной и резервной статики.

С помощью крана статики, расположенного на пульте правого
пилота (рис. 71), производится подключение приборов к линии С2,
к приемнику резервной статики, а также продув статических линий
основной и резервной статики в случае необходимости.

Кран статики имеет четыре положения: «Статика основ.» (рабо-
та приборов от основной статической системы); «Статика резер.»
(работа приборов от резервной статической системы); «Продувка
резер.» (продувка трубопроводов резервной статики); «Продувка ос-
нов.» (продувка трубопроводов основной статики).

Для устранения влаги в магистралях трубопроводов статики и динамики уста-
новлены влагоотстойники, которые расположены под правым и левым пультами
пилотов за приборной доской в районе шпангоутов № 23 и 24А. На дно отстойни-
ков вводится индикатор, который при наличии влаги окрашивает ее в красный цвет.

Приемники ППД-1М обогреваются постоянным током напряжением 28,5 В.
Включение обогрева осуществляется автоматами защиты сети АЗС-10 с надписью
«Обогрев ППД, прав.» и «Обогрев ППД, лев.», которые расположены на пульте
правого пилота. Сигнальные лампы и кнопка контроля проверки исправности обо-
гревательных элементов приемников ППД-1М установлены на приборной паиели
слева за шпангоутом № 8.

Приемники статического давления не обогреваются, так как они находятся
в таком месте, где фюзеляж обледенению не подвергается.

Предполетный осмотр. При внешнем осмотре системы питания
анероидно-мембранных приборов нужно убедиться в надежности
крепления кранов статики и динамики, трубопроводов, влагоот-
Рис. 70. Пульт левого пилота

стойников, в отсутствии механических повреждений на приемниках
статики и ППД-1М, а также в отсутствии влаги во влагоотстойни-
ках статического и полного давлений. При обнаружении влаги во
влагоотстойниках вылет необходимо отменить.

В случае мойки самолета осмотр влагоотстойников производит-
ся после моечных работ. Если при осмотре будет обнаружено, что
жидкость во влагоотстойнике окрасилась в красный, цвет, то это
значит, что влагоотстойник полностью заполнен водой.

При осмотре влагоотстойников следует обращать внимание на
трещины корпуса. При обнаружении трещин в виде мелкой сетки
на стаканчике влагоотстойника его необходимо заменить.

Отказ системы в полете. При выполнении полетов, особенно
в сложных метеорологических условиях, возможен отказ системы
питания анероидно-мембранных приборов как левого, так и право-
го пилотов.

Рис. 71. Пульт правого пилота
Например, при отказе системы статического давления левого
пилота из-за закупорки трубопроводов в наборе высоты стрелки
вариометров медленно устанавливаются на нулевые отметки
шкалы, а высотомеры будут продолжать показывать высоту, кото-
рую самолет занимал к моменту закупорки трубопроводов. Указа-
тели скорости постепенно начнут уменьшать показания скорости
движения самолета относительно воздуха.

В горизонтальном полете, если режим полета не изменяется, то
закупорка статической проводки не влияет на показания приборов,
и они будут продолжать показывать те значения, которые были
в момент закупорки трубопроводов.

При снижении самолета стрелки вариометров устанавливаются
на нуль, высотомеры не изменяют своих показаний. Указатели ско-
рости постепенно увеличивают показания скорости движения само-
лета относительно воздуха.

Чтобы восстановить нормальную работу приборов левого пило-
та, необходимо произвести продувку основной статики, установив
ручку крана статики в положение «Продувка основная», а спустя
30 —40 с после продувки, ручку крана установить в положение «Ста-
тика основная». Если нормальная работа прибора не восстановится,
необходимо ручку крана статики перевести в положение «Статика
резервная»; в случае же безрезультатности и этого действия про-
извести продувку резервной статики. Для этого следует установить
ручку крана статики в положение «Продувка резервная», а после
продувки — в положение «Статика резервная».

При отказе приборов, установленных на правой амортизирован-
ной панели приборной доски правого пилота, он обязан доложить
левому пилоту и по его команде приступить к восстановлению нор-
мальной работы приборов вышеописанным способом.

При отказе системы статического давления приборов левого
и правого пилотов необходимо уменьшить высоту полета до вы-
соты, не превышающей 4000 м, после чего разгерметизировать ка-
бину. Примерную высоту полета самолета при этом определяют по
указателю УВПД-5-0,8, а вертикальную скорость — по кабинному
вариометру ВР-10К.

При отказе системы полного давления из-за закупорки трубо-
проводов в наборе высоты изменение скоростного напора не пере-
дается в манометрическую коробку указателя скорости. Маноме-
трическая коробка будет расширяться за счет уменьшения статиче-
ского давления в корпусе прибора. При этом происходит резкое
увеличение скорости, и обе стрелки все время перемещаются в
сторону ее увеличения.

Чтобы держать скорость постоянной, отклоняют штурвал на се-
бя. При этом фактическая скорость самолета уменьшается. Чтобы
не довести самолет до срыва, следует, не отклоняя штурвал на себя,
следить за режимом авиадвигателей, за работой вариометров, вы-
сотомеров, авиагоризонтов и других дублирующих приборов.

При снижении самолета происходит уменьшение скорости по
прибору. Чтобы сохранить скорость постоянной, обычно штурвал
отклоняют от себя. При этом фактическая скорость резко увеличи-
вается, что может привести к выходу самолета на недопустимые
большие вертикальные скорости.

Рекомендуется производить снижение, используя показание
авиагоризонтов, вариометров, высотомеров, приборов контроля ра-
боты авиадвигателей.

При обнаружении ненормальной работы указателей
КУС-73О/11ООК необходимо установить кран переключения дина-
мики (отказавшего КУ С-730/1100К) в положение «Резервная дина-
мика», после чего убедиться, что автоматы защиты сети АЗС-10
«Обогрев ППД-1М» включены; если нет, то включить их и через
2—3 мин переключить кран динамики в положение «Основная
динамика».

Если же нормальная работа указателя скорости не восстанови-
лась, необходимо переключить кран динамики в положение «Ре-
зервная динамика». При отказе основной и резервной системы пол-
ного давления пилотирование самолета осуществляют по дубли-
рующим приборам.

Запрещается одновременно устанавливать ручки кранов «Дина-
мика» в положение «Резервное», так как при этом оба указателя
скорости КУС-73О/11ООК отключаются от приемников ППД-1М.

Кроме того, в полете возможен отказ системы питания анероид-
но-мембранных приборов как левого, так и правого пилотов из-за
полной или частичной разгерметизации магистрали трубопроводов
системы полного или статического давления. В этом случае прекра-
щается поступление в приборы атмосферного давления воздуха
и это давление будет поступать из кабины самолета.

В начальный момент разгерметизации на высотах более 600 м
стрелка вариометра ВАР-ЗОМК начнет показывать резкое сниже-
ние, а затем будет показывать скорость изменения «высоты» в ка-
бине экипажа. Высотомер ВД-10К будет показывать высоту, близ-
кую к «высоте» в кабине самолета. Указатель скорости
КУС-73О/11ООК постепенно начнет уменьшать свои показания ско-
рости движения самолета относительно воздуха до нуля.

При частичной разгерметизации магистрали трубопроводов ста-
тического давления (в зависимости от степени разгерметизации
и высоты полета) показания указателя скорости, вариометра и вы-
сотомера будут неустойчивыми и постепенно станут уменьшаться
или же иметь заниженные или нулевые показания.

При полной или частичной разгерметизации магистрали трубо-
проводов приборов левого пилота необходимо кран «Статика»,
расположенный на пульте левого пилота, установить в положение
«Статика резервная». Если нормальная работа приборов не восста-
новится, то для пилотирования самолета в дальнейшем следует ис-
пользовать, показания высотомера, вариометра и указателя скоро-
сти, установленных у правого пилота.

При отказе высотомера ВД-10К, вариометра ВАР-ЗОМК и ука-
зателя скорости КУС-730/1100К правого пилота он обязан доложить
об этом командиру корабля (левому пилоту) и по его команде при-
186
ступить к восстановлению нормальной работы приборов опи-
санным выше способом, используя кран «Статика», установленный
на пульте правого пилота.

Если нормальная работа приборов не восстановится, то при вы-
полнении полета необходимо пользоваться показаниями высотоме-
ра, вариометра и указателя скорости, установленных у левого
пилота.

При отказе системы полного давления приборов левого (право-
го) пилота из-за полной разгерметизации магистрали трубопрово-
дов (отсоединение, разрушение трубопроводов или влагоотстойни-
ка) указатели скорости КУС-730/1100К увеличивают показания
скорости движения самолета относительно воздуха.

На высоте полета более 3000 м стрелки указателей скорости мо-
гут устанавливаться на упор.

При частичной, незначительной негерметичности системы пол-
ного давления указатели скорости увеличивают свои показания, что
зависит от степени разгерметизации.

При полной или частичной разгерметизации магистрали трубо-
проводов приборов левого пилота показаниями указателя скорости
КУС-730/1100К пользоваться запрещается, а также запрещается пе-
реключать ручку крана «Динамика» в положение «Резервное», так
как можно вывести из строя указатель скорости правого пилота.

При отказе указателя скорости КУС-730/1100К у второго пилота
его показаниями пользоваться нельзя, а также нельзя переключать
ручку крана «Динамика» в положение «Резервное», так как можно
вывести из строя указатель скорости левого пилота. Пилотирова-
ние самолета следует осуществлять по указателю скорости левого
пилота.

43.	Авиационные часы АЧС-1

Авиационные часы (рис. 72) предназначены для определения
времени полета и для замера коротких промежутков времени, необ-
ходимых для выполнения навигационных и прочих расчетов.

Часы установлены на верхнем пульте пилотов на специальном
амортизированном кронштейне и состоят из трех отдельных меха-
низмов: отсчета текущего времени суток, показания времени нахо-
ждения самолета в пути, замера и отсчета коротких промежутков
времени. На лицевой части часов находятся три шкалы. По внеш-
ней шкале обычных суточных часов перемещаются непрерывно три
стрелки: часовая, минутная и секундная. По верхней шкале «Время
полета» перемещаются две стрелки: часовая и минутная. По ниж-
ней шкале «Секундомер» — две стрелки: минутная и секундная.

Кроме того, на лицевую часть часов выведены две кнопки. Ле-
вая кнопка служит для завода часового механизма, перевода часо-
вой и минутной стрелок обычных суточных часов, а также для пу-
ска в ход и остановки механизма времени полета.

Часы заводят вращением левой кнопки против хода часовой
стрелки до отказа. Полный завод пружины обеспечивает работу ме-
АЧС-1

Рис. 72. Авиационные часы

хаНизма в течение трех суток. Часы

следует заводить перед каждым поле-
том. Точность хода часов в течение Г
суток + 20 с.

Для установки стрелок на точное
время необходимо в момент прохожде-
ния секундной стрелки цифры 12 по-
вернуть правую кнопку по часовой

стрелке, при этом стрелки часов долж-
ны остановиться. Затем нужно вытя-
нуть левую кнопку на себя до упора и,
вращая ее против часовой стрелки,

перевести стрелки часов на текущее
время. После установки точного време-

ни надо нажать на левую кнопку, после чего правую кнопку
часов повернуть против часовой стрелки.

Для приведения в действие механизма времени полета необхо- 

димо нажать на левую кнопку; в сигнальном отверстии должен по- ,
явиться красный цвет (или серый), и стрелки часов начнут переме-
щаться. При втором нажатии на кнопку механизм времени полета
выключится. Стрелки на шкале «Время полета» фиксируют путевое
время; при этом в сигнальном отверстии появится только светя-
щаяся масса и красный цвет (или белый и серый цвет). При третьем
нажатии на левую кнопку стрелки возвращаются в нулевое положе-
ние и в сигнальном отверстии появится только светящаяся масса
(или белый цвет).

Правая кнопка служит для пуска и останова механизма су-
точных часов, для включения и выключения механизма секундоме-
ра, а также для возврата секундной й минутной стрелки в исходное
положение. При первом нажатии на правую головку механизм се-
кундомера приходит в действие. Чтобы остановить секундомер,
надо вторично нажать на головку. Для приведения стрелок секундо-
мера в исходное нулевое положение необходимо третий раз нажать
на правую головку.

Часы снабжены электрообогревателем с терморегулятором. Электрообогрева-
тель питается постоянным током напряжением бортсети 28,5 В и на самолете Як-40
не используется.

44.	Магнитный компас КИ-13К

Назначение и принцип действия. Магнитный компас КИ-13К (рис.
73) предназначен для определения и выдерживания компасного кур-
са самолета. Принцйп действия компаса основан на использовании
свойства свободно подвешенного магнита, имеющего форму стерж-
ня, — ориентироваться в плоскости магнитного меридиана Земли.
Устанавливается магнитный компас на верхнем пульте пилотов
в кабине экипажа.

Устройство и работа. Магнитный компас (рис. 74) состоит из гер-
метичного корпуса 4, с лицевой стороны закрытого стеклом. Под
188
стеклом помещена курсовая нить 8, против которой отсчитывается
компасный курс следования самолета.

Внутренняя часть компаса называется котелком. Котелок запол-
няется жидкостью — лигроином марки ЛВ-2. Лигроин служит для
демпфирования колебаний картушки 5 и уменьшения ее массы, тем
самым уменьшается трение шпильки о подпятник. В верхней части
котелка имеется компенсационная камера 3, которая служит для
компенсации изменения объема жидкости при изменении темпера-
туры и представляет собой мембранную коробку, которая, проги-
баясь, приводит объем котелка в соответствие с объемом жидкости.
Котелок с таким компенсационным устройством заполняют ли-
гроином полностью и не допускают наличия в нем воздуха.

Основной и чувствительной частью является картушка 5, на ко-
торой нанесена равномерная шкала от 0 до 360° (оцифровка через
30°, цена деления 5°). Картушка опирается на поплавок, к которому
крепятся два магнитных стержня 7 и шкала. В нижней лицевой ча-
сти корпуса смонтировано девиационное устройство, которое слу-
жит для устранения полукруговой девиации.

Работает магнитный компас следующим образом. В прямоли-
нейном горизонтальном полете картушка со шкалой с помощью
двух параллельно расположенных магнитов устанавливается в пло-
скости магнитного меридиана Земли (вдоль магнитных силовых ли-
ний) и сохраняет относительно Земли неизменное направление. При
повороте самолета относительно плоскости магнитного меридиана
картушка со шкалой остаются в неизменном положении, а связан-
ная с корпусом прибора курсовая черта поворачивается на тот же
угол, что и самолет, показывая по шкале величину угла разворота
самолета (или новый компасный курс).

Рис. 73. Магнитный компас КИ-13К

Рис. 74. Устройство компаса КИ-13К:

/ — пробка заливного отверстия; 2 — крышка; 3 — компенсационная камера; "/ — корпус;
5 —картушка; б —подпятник; 7 — магнитные стержни; 8 — курсовая нить; 9 —колонка;

10 — девиационное устройство
Ошибки магнитного компаса. Основными ошибками магнитного
компаса являются: северная поворотная ошибка, девиация компаса,
креповая девиация, инерционная и вибрационная ошибки, которые
снижают точность отсчета курса и выдерживания заданного на-
правления полета.

Северная поворотная ошибка наиболее ясно про-
является при разворотах самолета на северных курсах, почему и но-
сит название северной поворотной ошибки. Сущность этой ошибки
состоит в том, что при разворотах самолета в результате действия
вертикальной составляющей силы земного магнетизма на магнит-
ную систему компаса картушка отклоняется от плоскости магнит-
ного меридиана (от северного направления). При этом величина по-
воротной ошибки зависит от угла крена самолета при вираже
и угла магнитного наклонения в данном месте разворота. Учиты-
вается северная поворотная ошибка так: при выводе самолета из
разворота на северных курсах надо не доводить самолет до наме-
ченного курса вывода на величину крена разворота, а на южных
курсах, наоборот, переводить в среднем на ту же величину крена
разворота.

На курсах 90 и 270° вертикальная составляющая совпадает
с плоскостью магнитного меридиана и поворотная ошибка равна
нулю. После разворота самолета действие вертикальной соста-
вляющей земного магнетизма прекращается и показания компаса
восстанавливаются.

Девиация компаса возникает вследствие воздействия маг-
нитного поля самолета на магнитную систему компаса, что приво-
дит к отклонению картушки от плоскости магнитного меридиана.

Магнитное поле самолета создается мягким и твердым само-
летным железом, а также различными источниками электрических
полей, что порождает полукруговую и четвертную девиации.

Полукруговая девиация возникает под действием по-
стоянного магнитного поля, создаваемого твердым самолетным
железом с большой коэрцитивной силой, которое обладает свой-
ствами постоянного магнита. Полукруговой эта девиация называет-
ся потому, что при повороте самолета на 360° она 2 раза достигает
нулевого значения, 2 раза максимума и 2 раза меняет свой знак.

Девиация условно считается восточной (положительной), если
северный конец магнитной стрелки отклоняется от плоскости маг-
нитного меридиана к востоку, и западной (отрицательной), если се-
верный конец стрелки отклоняется к западу. Полукруговая девиа-
ция устраняется штурманом на четырех основных курсах: 0, 90, 180
и 270° с помощью девиационного устройства, расположенного
в нижней части корпуса компаса.

Четвертная девиация возникает под действием перемен-
ного магнитного поля, создаваемого мягким самолетным железом
с малой коэрцитивной силой, которое способно быстро намагничи-
ваться и перемагничиваться. Четвертной она называется потому,
что при повороте самолета на 360° 4 раза приходит к нулю, 4 раза
достигает максимума и 4 раза меняет свой знак. Четвертная девиа-
ция списывается штурманом на восьми курсах 0, 45, 90, 135, 180,
225, 270 и 315° и учитывается в полете по графику (таблице), ко-
торый устанавливается в кабине самолета.

Креновая девиация при прямолинейном горизонтальном
полете и правильном развороте самолета отсутствует, так как кар-
тушка не получает крена относительно корпуса прибора (курсовой
черты).

Креновая девиация возникает при полете самолета с продольны-
ми или поперечными кренами за счет изменения положения корпу-
са прибора и курсовой черты, т. е. корпус прибора и курсовая черта
наклоняются вместе с самолетом, а картушка остается в неизмен-
ном положении относительно плоскости горизонта.

Наибольшего значения креновая девиация достигает при про-
дольных кренах (набор высоты или снижение). При поперечных кре-
нах из-за непродолжительности крена большой величины она не
достигает и большего значения в самолетовождении не имеет. Кре-
новая девиация в практике самолетовождения не учитывается.

Инерционная ошибка возникает на разворотах самолета
под действием центробежных сил, действующих на утяжеленный
конец картушки. В полете могут быть длительные ускорения, ко-
торые отклоняют магнитную систему компаса от плоскости маг-
нитного меридиана, что приводит к накоплению ошибки в показа-
ниях компаса. Кроме того, в процессе виража происходит
увлечение картушки жидкостью и силами трения, возникающими
между жидкостью и стенками котелка при вращении последнего.
Увлечение картушки жидкостью сильно искажает показания компа-
са. Поэтому пользоваться магнитным компасом во время разворо-
та затруднительно.

После окончания разворота картушка компаса возвращается
в свое нормальное положение, но на это уходит до 20—30 с. Поэто-
му отсчет показаний надо брать по истечении этого промежутка
времени после выхода самолета из разворота.

Вибрационная ошибка возникает под действием вибра-
ционных сил самолета, которые заставляют магнитную систему
компаса колебаться относительно курсовой чер ты. Эту ошибку сво-
дят к минимуму методом резиновой амортизации компаса.

Предполетный осмотр и пользование компасом в полете. Перед
полетом внешним осмотром убедиться в надежности крепления
прибора, в отсутствии наружных повреждений и подтекании жидко-
сти из корпуса прибора, а также в заполнении компаса жидкостью
(лигроином). В заполненном жидкостью компасе не должно быть
видно воздушных пузырьков и помутнений. Жидкость в котелке
должна быть прозрачной. Затем необходимо проверить наличие
графика (таблицы) четвертной девиации в кабине экипажа, а также
опломбировано ли устройство прибора.

В полете магнитный компас КИ-13К является дублирующим
курсовым прибором и используется экипажем самолета при отказе
курсовой системы ГМК-1Г. Однако экипаж самолета обязан в по-
лете эпизодически наблюдать за показаниями компаса КИ-13К, как
дающего общую ориентацию о курсе следования самолета, и сли-
чать эти показания с показаниями курсовой системы ГМК-1Г для
своевременного обнаружения ее неисправности.

Перед выруливанием на старт нужно убедиться, что компас
КИ-13К показывает примерный курс стоянки самолета. На испол-
нительном старте после установки самолета по оси ВПП на линию
взлета необходимо убедиться, что компас показывает курс взлета
ВПП. После взлета компасный курс отсчитывается на шкале кар-
тушки компаса против курсовой черты. Однако в полете, особенно
в неспокойной атмосфере, наблюдаются колебания картушки, ко-
торые могут достигать + 15 — 20°. В этом случае необходимо брать
не мгновенное показание компаса, а осредненный отсчет, который
выявляется путем наблюдения за вращением картушки в течение
5-10 с.

При хорошей видимости пилот удерживает самолет на задан-
ном курсе с помощью визирования видимых объектов вблизи гори-
зонта и лишь изредка проверяет по компасу правильность выполне-
ния полета. Для определения в полете более точного курса
необходимо производить серию отсчетов (три — пять) через неболь-
шие интервалы времени. Выполнять развороты самолета необходи-
мо плавно и с малыми кренами. Это повышает точность разворота
и дает возможно меньшие послевиражные ошибки, которые испра-
вляются после разворота самолета в горизонтальном полете.

Компас КИ-13К нормально работает при кренах самолета до 17°, свыше — кар-
тушка компаса задевает за внутренние части прибора, и он становится неработо-
способным. В полете при определении курса по компасу КИ-13К (при отказе
ГМК-1Г) необходимо выключить «Освещение салона» и «АНО» на время отсчета
курса, а также «Обогрев стекол».

При пользовании магнитным компасом в полете надо учиты-
вать ошибки, присущие ему. В полете измеренный компасный курс
исправляется поправкой на девиацию Ак, чтобы определить маг-
нитный курс, и поправкой на магнитное склонение Ам, чтобы опре-
делить истинный курс.

Если в полете самолет попадает в зону грозовой деятельности,
то после прилета на базу необходимо проверить функционирование
магнитного компаса КИ-13К и курсовой системы ГМК-1Г. При об-
наружении расхождения показаний магнитного компаса и курсовой
системы ГМК-1Г надо проверить степень намагниченности деталей
самолета, расположенных вблизи компаса КИ-13К и датчика ИД-3
из комплекта ГМК-1Г. При необходимости под руководством
штурмана авиаэскадрильи (авиаотряда) надо определить и устра-
нить девиацию курсовой системы ГМК-1Г и компаса КИ-13К.

45.	Гироскопические приборы

Понятие о гироскопе. Приборы и системы, основной частью ко-
торых является гироскоп, называются гироскопическими. Гиро-
скоп — это массивное симметричное быстро вращающееся тело,
подвешенное в карданном подвесе, имеющем степени свободы.
192
Z

Рис. 75. Гироскоп с тремя
степенями свободы:

У У ось вращения ротора;
У—У —ось вращения внутренней
рамки; Z-Z — ось вращения внеш-
ней рамки

Термин «гироскоп» происходит от гре-
ческих слов: гирос — вращение и ско-
пео — наблюдаю.

Гироскоп (рис. 75) состоит из быст-
ро вращающегося ротора 1, подвешен-
ного в карданном подвесе, который
имеет две рамки: внутреннюю 2 и внеш-
нюю 3. ОсЬ вращения ротора XX
называется главной осью гироскопа.
Главные оси гироскопов в гироскопи-
ческих приборах располагаются верти-
кально или горизонтально по отноше-
нию к Земле. Ротор гироскопа может
вращаться вокруг своей собственной
оси и одновременно вместе с внутрен-
ней и внешней рамками — вокруг двух
взаимно перпендикулярных осей. Гиро-
скоп, который имеет три оси враще-
ния, называется гироскопом с тремя
степенями свободы.

Если закрепить, например, внеш-
нюю рамку гироскопа так, чтобы она
не могла поворачиваться вокруг своей

оси, то гироскоп потеряет одну из степеней свободы и будет
называться гироскопом с двумя степенями свободы. При этом ротор
гироскопа может вращаться вокруг своей собственной оси и одно-
временно с рамкой вокруг оси рамки.

Если у гироскопа закрепить неподвижно и внутреннюю рамку,
то он потеряет и вторую степень свободы. Ротор сможет вращать-
ся только вокруг своей собственной оси и будет иметь только одну
степень свободы. В таком виде свойства гироскопа уже ничем не
проявляются, так как главная ось ротора не имеет возможности по-
ворачиваться в пространстве и тяжелый ротор с одной степенью
свободы называется маховиком.

В авиационных гироскопических приборах применяются гиро-
скопы с двумя и тремя степенями свободы. В настоящее время в ка-
честве гироскопа используются электрические гидродвигатели, ра-
ботающие на постоянном или переменном трехфазном токе.
Они представляют собой электродвигатели обращенного типа,
т. е. у них статор расположен внутри ротора, что дает увели-
чение момента инерции и, следовательно, кинетического мо-
мента.

Существенным недостатком при использовании гироскопа
является то, что его главная ось отклоняется от заданного напра-
вления по отношению к Земле вследствие трения в подшипниках
осей карданного подвеса, несбалансированности ротора гироскопа
относительно его осей вращения, суточного вращения Земли вокруг
своей оси, за счет чего в гироскопических приборах возникают и на-
капливаются ошибки.

7 И. Е. Бондарчук и др.-702

193
Для устранения или уменьшения ошибок гироскопов в гироско-
пических приборах применяются специальные устройства, возвра-
щающие главную ось гироскопа в заданное направление, от кото-
рого она отклонилась вследствие прецессии. Такие устройства
называются корректирующими.

Основные свойства гироскопа. Для облегчения изучения свойств
гироскопа принято понятие «свободный гироскоп», на который не
действуют никакие внешние силы, за счет чего главная ось гироско-
па остается неподвижной в пространстве. Для того, чтобы гироскоп
был свободным (идеальным), необходимо условие, при котором все
три оси вращения гироскопа должны пересекаться в одной точке,
а трение в подшипниках карданного подвеса равняться нулю. К со-
жалению, практически получить свободный гироскоп невозможно,
так как нельзя достигнуть полного совпадения центра тяжести ги-
роскопа и точки пересечения его трех осей, а также невозможно
полностью освободиться от трения в подшипниках осей гироскопа,
можно только уменьшить его.

Поэтому наряду с понятием «свободный гироскоп» существует
понятие «технический гироскоп», у которого хотя бы в незначитель-
ной степени проявляются несбалансированность и трение в осях
карданного подвеса. В практике приходится иметь дело только
с техническим гироскопом, у которого главная ось отклоняется от
заданного направления, что приводит к возникновению ошибки
в гироскопических приборах.

Свободный гироскоп обладает тремя основными свойствами:
главная ось гироскопа сохраняет свое направление в мировом
пространстве неизменным до тех пор, пока на гироскоп не подей-
ствует внешняя сила;

если к главной оси гироскопа приложить внешнюю силу, то она
отклонится не в том направлении, в котором действует эта сила,
а в направлении, перпендикулярном к действию силы. Это движе-
ние главной оси гироскопа называется прецессией;

быстро вращающийся ротор гироскопа не реагирует на кратко-
временно приложенную силу и удары.

Перечисленный свойства гироскопа положены в основу конструкции таких при-
боров, как указатель поворота, авиагоризонт, гиромагнитный компас, автопилот
и др.

Пользование гироскопом. Во избежание повреждения гироскопов
все гироскопические приборы должны быть при рулении включены
и разарретированы. Кроме того, должно строго соблюдаться время
готовности гироскопов к работе после включения питания. При не-
своевременном включении питания перед вылетом (когда гиро-
скопы не набрали полное число оборотов) за счет действия на взле-
те продольных ускорений гироскопические приборы выдают значи-
тельные ошибки. В результате при входе в облачность сразу
же после взлета экипаж не может точно определить правильное по-
ложение самолета относительно естественного горизонта и его курс.

Ошибки авиагоризонтов по тангажу вследствие действия про-
дольных ускорений при первом развороте самолета на угол 90°
194
переходят в ошибки по крену. Эти ошибки будут тем больше, чем
меньше скорость вращения гироскопа. Поэтому самолет, упра-
вляемый в полете только по приборам, может войти в скольжение,
что является крайне опасным на малой высоте. В связи с этим
взлет самолета необходимо производить по истечении времени го-
товности к работе всех гироскопических приборов.

Таким образом, время готовности к взлету после включения
авиагоризонтов и курсовых приборов составляет: при температурах
от + 50 до + 20 °C — 3 мин, от +20 до —30 °C —5—6 мин.

Сокращать время готовности прибора к работе перед взлетом
запрещается.

46.	Указатель поворота ЭУП-53МК-500

Назначение и принцип действия. Электрический указатель поворо-
та ЭУП-53МК-5ОО (рис. 76) предназначен для указания направления
разворота самолета вокруг вертикальной оси и индикации крена до
45° при путевой скорости полета 500 км/ч. Принцип действия указа-
теля поворота основан на использовании свойств гироскопа с дву-
мя степенями свободы — совмещать ось собственного вращения
с осью вынужденного вращения.

Разворот самолета вокруг вертикальной оси показывает стрел-
ка, которая отклоняется относительно нулевой отметки шкалы. От-
клонение стеклянного шарика вправо или влево на вираже указы-
вает на соответствующее скольжение самолета.

Указатель поворота установлен на левой амортизированной па-
нели приборной доски. Он питается постоянным током напряже-
нием 28,5 В. Величина тока, потребляемая прибором, не превышает
0,13 А. Указатель включается в работу с помощью автомата за-
щиты сети АЗС-2 с надписью «ЭУП» на левом электрощитке АЗС,
расположенном за сиденьем левого пилота. Буква «К» в шифре
означает, что лицевая часть прибора освещается красным светом.

Рис. 76. Указатель поворота ЭУП-53МК-500

Рис. 77. Кинематическая схема указателя поворота ЭУП-53МК-5ОО:

/ — стрелка; 2 —шкала; 3 — демпфер; 4 — рычаг; 5 —ротор; б —рамка: 7 — регулировочные
пружины; 8 — кривошипный механизм

Т

195
Устройство и работа. Указатель поворота конструктивно пред-
ставляет собой комбинированный прибор, который сочетает в себе
указатель поворота и указатель скольжения. Чувствительным эле-
ментом указателя поворота является гироскоп с двумя степенями
свободы, у которого главная ось расположена горизонтально. В ка-
честве гироскопа используется электродвигатель постоянного то-
ка с центробежным регулятором, который поддерживает постоян-
ную частоту вращения ротора гироскопа 6000 об/мин.

Ротор 5 гироскопа (рис. 77) заключен в рамку 6, которая через
передающий механизм воздействует на стрелку. Стрелка прибора
поворачивается на угол, пропорциональный углу поворота рамки.
Чем больше угловая скорость разворота самолета, тем больше от-
клонение стрелки прибора от среднего индекса шкалы.

При правом развороте самолета вокруг вертикальной оси рамка
наклонится влево и через передающий механизм повернет стрелку
вправо. Отклонившись вправо, стрелка покажет, что самолет совер-
шает правый разворот.

Для успокоения колебаний стрелки указатель поворота имеет
воздушный демпфер 3, состоящий из цилиндра, внутри которого
перемещается поршень. Демпфирование гироскопического узла осу-
ществляется трением воздуха, проходящего через отверстие в виде
зазора вокруг поршня цилиндра и отверстия специального сечения
в донышке цилиндра.

На лицевой части прибора расположена равномерная шкала, на
которой вправо и влево от нулевой отметки имеется по три индекса
с оцифровкой 45° на крайних индексах. Индексы шкалы предназна-
чены для указания правильного разворота самолета вокруг верти-
кальной оси с поперечным креном 15, 30 и 45° при скорости полета
500 км/ч.

Угловая скорость разворота самолета (при скорости 500 км/ч) для поперечного
крена в 15° составляет 1,1 град/с, в 30° — 2,3 град/с, в 45° — 4 град/с.

Указатель поворота работает следующим образом. Если само-
лет совершает прямолинейный горизонтальный полет, то стрелка
прибора не отклоняется от нулевой отметки шкалы, так как нет
действия внешних сил на гироскоп. Ось ротора гироскопа в этом
случае находится в горизонтальном положении за счет натяжения
пружин 7.

При повороте самолета вокруг вертикальной оси на гироскоп
действует внешняя сила, которая вызывает прецессионное движение
гироскопа и рамки. Рамка гироскопа через передающий механизм
воздействует на стрелку прибора, которая отклоняется от нулевой
отметки шкалы. Когда момент силы, поворачивающий рамку, урав-
новесится с моментом сил натяжения пружин, стрелка прибора ока-
жется отклоненной на угол, пропорциональный углу поворота рам-
ки. Чем больше угловая скорость разворота самолета вокруг
вертикальной оси, тем больше отклонение стрелки прибора от ну-
левой отметки шкалы.

При пикировании или кабрировании, а также при повороте
самолета относительно поперечной оси действие внешней силы (ги-
196
роскопический момент) отсутствует и стрелка указателя поворота
не отклоняется от нулевой отметки шкалы.

В прямолинейном горизонтальном полете, а также при разворо-
те самолета относительно продольной и поперечной осей стрелка
прибора не отклоняется от нулевой отметки шкалы. Таким обра-
зом, при развороте самолета стрелка прибора отклоняется влево
или вправо, показывая, что самолет разворачивается вокруг верти-
кальной оси.

Указатель скольжения. Внизу на шкале указателя поворота рас-
положен указатель скольжения, который служит для указания нали-
чия и направления скольжения самолета. Принцип работы указате-
ля скольжения основан на использовании свойств физического
маятника. Чувствительным элементом указателя скольжения
является шарик, перемещающийся внутри стеклянной трубки, за-
полненной жидкостью — толуолом.

Работает указатель скольжения следующим образом. При пря-
молинейном горизонтальном полете на шарик указателя скольже-
ния действует только сила тяжести, равная его массе, и шарик рас-
полагается по вертикальной линии. При этом шарик находится
в середине трубки на линии отвеса (рис. 78).

При поперечном крене самолета шарик под действием силы тя-
жести скатывается к концу трубки и показывает наличие и напра-

вление крена.

При выполнении виражей на шарик указателя скольжения, кро-
ме силы тяжести, действует также и центробежная сила. При этом
шарик располагается по направлению равнодействующих двух сил:
силы тяжести и центробежной силы. Таким образом, отклонение
шарика от центра трубки вправо или влево указывает на нали-
чие скольжения самолета. В зависимости от того, в какую сто-
рону отклоняется шарик от центра трубки, можно определить,
имеет ли самолет внешнее или внутреннее скольжение.

Предполетный осмотр указателя поворота и использование его
в полете. Перед полетом внешним осмотром необходимо убедиться

в целостности корпуса, стекла при-
бора, в отсутствии отслоений бе-
лой краски на отметках шкалы и
стрелке, а также в креплении при-
бора к приборной доске. Жид-
кость в трубке указателя скольже-
ния должна быть прозрачная и
без пузырьков воздуха.

При осмотре прибора стрелка
должна совпадать с нулевой от-
меткой шкалы. Несовпадение
стрелки должно быть не более
±1°. При горизонтальном поло-
жении самолета шарик указателя
скольжения должен находиться
между визирными нитями.

Рис. 78. Схема действия указателя
скольжения:

а ~ горизонтальный полет; б — скольжение;
в — правильный вираж
Рис. 79. Совместные показания указа-
теля поворота и указателя скольжения

Затем следует включить питание указателя поворота и по исте-
чении 2 — 3 мин проверить его на работоспособность. Для этого не-
обходимо нажать на левую амортизированную панель приборной
доски, создав ей некоторое движение вокруг вертикальной оси. Ес-
ли стрелка показывает левый и правый развороты, прибор испра-
вен.

Чтобы получить полное представление о характере полета, не-
обходимо пользоваться одновременно показаниями указателя пово-
рота в комбинации с указателем скольжения. Если в полете пользо-
ваться показаниями только одного прибора, можно допустить
ошибку в технике пилотирования самолета. Положения стрелки
указателя поворота и шарика указателя скольжения при раз-
личных эволюциях самолета показаны на рис. 79.

1.	Прямолинейный полет со скольжением на левое крыло.
Стрелка указателя поворота остается против среднего индекса
шкалы, так как самолет не поворачивается вокруг своей вертикаль-
ной оси. Шарик указателя скольжения под действием силы тяжести
скатывается влево от центра трубки.

2.	Прямолинейный полет без скольжения. Стрелка указателя по-
ворота находится против среднего индекса шкалы, а шарик указате-
ля скольжения под действием силы тяжести удерживается в центре
трубки.

3.	Прямолинейный полет со скольжением на правое крыло.
Стрелка указателя поворота остается против среднего индекса,
а шарик указателя скольжения скатывается вправо от центра
трубки.

4.	Левый вираж с внутренним скольжением. Внутреннее скольже-
ние самолета возникает, когда вираж производится с малой угло-
вой скоростью. Стрелка указателя поворота отклоняется влево,
а шарик указателя скольжения под действием центробежной силы
скатывается от центра трубки влево.

5.	Левый вираж без скольжения (правильный вираж). При левом
правильном вираже стрелка указателя поворота отклоняется влево
от среднего индекса шкалы. Шарик указателя скольжения остается
в центре трубки, так как на шарик действует сила тяжести и цен-
тробежная сила.

6.	Левый вираж с внешним скольжением возникает в том случае,
когда вираж выполняется с большой угловой скоростью. Стрелка
198
указателя поворота отклоняется влево, а шарик указателя скольже-
ния под действием центробежной силы отклоняется вправо от цен-
тра трубки.

7.	Правый вираж с внешним скольжением. Стрелка указателя
поворота отклоняется вправо, а шарик — влево, t

8.	Правый вираж без скольжения (правильный вираж). Стрелка
указателя поворота отклоняется вправо, а шарик указателя сколь-
жения остается в центре.

9.	Правый вираж с внутренним скольжением. Стрелки указателя
поворота и шарик указателя скольжения отклоняются вправо.

Следовательно, одновременное использование указателя поворо-
та и указателя скольжения позволяет поддерживать прямоли-
нейный горизонтальный полет и совершать правильные (координи-
рованные) развороты.

47.	Комбинированный прибор ДА-30

Назначение и принцип действия. Комбинированный прибор
ДА-30 (рис. 80) предназначен для измерения вертикальной скорости
набора высоты или снижения самолета до 30 м/с, для указания пра-
вильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси
с поперечным креном до 45° при скорости полета 400 км/ч и для

указания наличия и направления скольжения самолета.

Прибор ДА-30 состоит из трех самостоятельных приборов: ва-
риометра, указателя поворота и указателя скольжения, разме-
щенных в одном корпусе.

Принцип действия и устройство вариометра прибора ДА-30 аналогичны вы-
шеописанному вариометру ВАР-ЗОМК. Принцип действия и устройство указателя
поворота прибора ДА-30 аналогичны вышеописанному указателю поворота
ЭУП-53МК-5ОО.

Отличие состоит только в том, что в указателе поворота прибора ДА-30 в каче-
стве гироскопа используется асинхронный гиродвигатель переменного трехфазного
тока и угловая скорость разворота самолета (при скорости 400 км/ч) для попереч-
ного крена в 15° составляет 1,3 град/с, в
30 ° —2,9 град/с, в 45 ° —5 град/с.

Прибор ДА-30 установлен на левой амор-
тизированной панели приборной доски пилотов.
Он питается переменным трехфазным током
напряжением 36 В, частотой 400 Гц от пре-
образователя ПТ-125Ц. Прибор ДА-30 включа-
ется в работу с помощью автомата защиты
сети с надписью «ДА-30» на левом электрощит-
ке АЗС.

Предполетный осмотр. Перед по-
летом необходимо внешним осмотром
убедиться, что видимых дефектов нет.
При осмотре прибора надо обратить
внимание на целость корпуса, стекла,
окраску шкалы и стрелок, крепление
прибора к приборной доске. Стрелка

вариометра должна быть' установлена Рис. 80. Комбинированный
на нулевой отметке шкалы. Допуска-	прибор ДА-зо
ются отклонения стрелки от нулевого положения на ±0,5 м/с»
Если отклонение будет больше указанной величины, необходи»
мо установить стрелку на нуль с помощью юстировочного винтя»
(эту операцию выполняет техник по приборам). При осмотре указаЖ
теля поворота стрелка должна совпадать с нулевой отметкой»
шкалы. Несовпадение стрелки должно быть не более ± Г.

При горизонтальном положении самолета шарик ука за те пя д
скольжения должен находиться в центре трубки. Вместе с тем сле-Я
дует убедиться и в том, что жидкость в трубке указателя скольже-W
ния прозрачна и не имеет пузырьков воздуха.	Ж

При пробе авиадвигателей необходимо включить питание указа- Ж
теля и по истечении 2 — 3 мин проверить его на работоспособность, w
Для чего следует нажать на панель приборной доски и обра-Я
тить внимание на движение стрелки. Если стрелка отклоня-«
ется — прибор исправен.	а

48.	Авиагоризонт АГБ-ЗК	|

Назначение и принцип действия. Авиагоризонт АГБ-ЗК (рис. 81) 1
предназначен для определения положения самолета в пространстве i
относительно плоскости истинного горизонта, а также для опреде- |
ления наличия и направления скольжения самолета. Кроме того, 1
правый авиагоризонт выдает в автопилот АП-40 и блок БСПК-1, I
а левый — в радиолокационную станцию «Гроза», блок БСПК-1 и з
в систему записи МСРП-12-96 электрические сигналы, пропорцио-
нальные углам крена и тангажа.	.

2

3	4

Рис. 81. Авиагоризонт АГБ-ЗК:
1 - индекс горизонта; 2 — флажок
сигнализатора отказа питания; 3 —
силуэт самолета — кнопка арре-
тира; 5 — головка ламподержателя;
6 - шкала крена; 7 - указатель
скольжения; 8 — шкала тангажа; 9 —
ручка механизма центровки шкалы
тангажа

Принцип действия авиагоризонта J
основан на использовании свойства |
гироскопа с тремя степенями свободы |
сохранять неизменно (вертикально) 1
направление главной оси в про- Я
странстве.	я

Авиагоризонт питается постоянным током
напряжением 28,5 В, а также переменным’
трехфазным током напряжением 36 В с часто-'
той 400 Гц. Величина тока, потребляемая*
авиагоризонтом, не превышает в цепи посто-
янного тока 0,3 А и в цепи переменного (
тока в установившемся режиме работы
0,9 А.



На самолете с первым вариантом
комплектации установлены два авиаго-
ризонта АГБ-ЗК: по одному на левой
и правой амортизированных панелях
приборной доски пилотов.

На самолете со вторым вариантом
комплектации установлены три авиаго-
ризонта АГБ-ЗК, из которых два основ-
ных и один резервный.	у

Левый основной и резервный авиагоризонты АГБ-ЗК устано-
влены на левой амортизированной панели приборной доски пило-
тов, а правый основной авиагоризонт АГБ-ЗК — на правой аморти-
зированной панели приборной доски. С авиагоризонтом работают:
выключатель коррекции ВК-53РШ, блок сравнения и предельного
крена БСПК-1, пульт проверки ПП-БСПК-1 и шесть табло с над-
писями: «Сравни АГБ», «Крен лев. предельный», «Крен прав,
предельный».

Табло установлены: три на левой и три на правой амортизированных панелях
приборной доски пилотов.

Выключатель коррекции ВК-53РШ, блок сравнения и предельного крена
БСПК-1 установлены на радиоэтажерке справа за шпангоутом № 8, пульт проверки
ПП-БСПК-1 — за шпангоутом № 8 слева на приборной панели.

Питание авиагоризонтов по переменному трехфазному току осу-
ществляется раздельно: левый авиагоризонт АГБ-ЗК и выключа-
тель коррекции ВК-53РШ — от преобразователя ПТ-500Ц РЛС;
правый авиагоризонт АГБ-ЗК и выключатель коррекции
ВК-53РШ — от преобразователя ПТ-500Ц АП, авиагоризонт
АГБ-ЗК рез,—от преобразователя ПТ-125Ц.

При отказе одного из преобразователей ПТ-500Ц основной
авиагоризонт и его выключатель коррекции автоматически пере-
ключаются на питание от работающего другого преобразователя
ПТ-500Ц.

При отказе преобразователя ПТ-125Ц резервный авиагоризонт
АГБ-ЗК и его выключатель коррекции переключаются на питание
от преобразователя ПТ-500Ц РЛС. Авиагоризонты необходимо
включать в работу после запуска авиадвигателей и после включе-
ния преобразователей ПТ-500Ц РЛС и ПТ-500Ц АП в следующей
последовательности: заарретировать прибор, нажав на кнопку арре-
тира до упора на лицевой панели прибора с надписью «Нажать
перед пуском». После возвращения кнопки в исходное положение
совместить индекс поправки шкалы тангажа с нулевым делением
шкалы крена, включить автоматы защиты сети АЗС-2 с надписью
«АГБ лев.», «АГБ прав.» и во втором варианте комплектации — с
надписью «АГБ рез.».

При включенном питании флажок сигнализатора отказа пита-
ния должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа.

По истечении времени готовности авиагоризонта (не менее
3 мин) показания прибора по углам крена и тангажа должны со-
ответствовать стояночным углам самолета. Время готовности при-
бора при повторном запуске после кратковременного выключения
питания (до 5 мин) и стояночных углах около 5° увеличивается на
2 — 3 мин.

Устройство и работа. Авиагоризонт АГБ-ЗК представляет собой
комбинацию двух приборов, смонтированных в одном корпусе:
авиагоризонта, позволяющего судить о положении самолета отно-
сительно плоскости истинного горизонта; указателя скольжения
для определения скольжения самолета как в прямолинейном поле-
те, так и при разворотах.
Авиагоризонт состоит из следующих основных элементов
(рис. 82): гироузла 19, который подвешен в карданном подвесе; си-
стемы коррекции гироскопа, предназначенной для удерживания
главной оси гироскопа в вертикальном положении; сигнализации
отказа питания 9, исполнительным элементом которой является
электродвигатель переменного трехфазного тока с указательным
элементом-флажком.

Полупроводниковый трехкаскадный усилитель 8 предназначен
для усиления сигналов в следящей системе отработки шкалы танга-
жа до величины, достаточной для управления двигателем-генерато-
ром ДГ-0,5 ТА (поз. 5). Арретирующее устройство обеспечивает ми-
нимальное время готовности авиагоризонта к работе.

Основной и чувствительной частью авиагоризонта является ги-
роскоп с тремя степенями свободы, главная ось которого располо-
жена вертикально. Гиродвигатель гироскопа представляет собой
асинхронный электродвигатель переменного трехфазного тока об-
ращенного типа, т. е. с внутренним статором, имеющим обмотку
с одной парой полюсов, и внешним ротором с обмоткой в
виде короткозамкнутой «беличьей клетки». Ротор гиродвигателя
имеет частоту вращения 20000 — 22000 об/мин.

// потребителям
сигналов тангажа

К потребителям
сигналов нрена.

Рис. 82. Кинематическая схема авиагоризонта АГБ-ЗК;

/—силуэт самолета; 2 — шкала крена; 3 — шкала тангажа; / — ручка центровки шкалы
тангажа; 5 — двигатель-генератор; 6 — сельсин-приемник; 7 — индекс горизонта; 8 — усилитель;
9 — сигнализатор отказа питания; 10, 77 — трубки; 72 — продольный коррекционный двига-
тель; 13, 15 — упоры; 14 — сельсин-датчик тангажа; 16, 17 — жидкостные маятниковые датчики;
18 — карданная рама; 19 — гироузел; 20 — сельсин-датчик крена; 27 — поперечный коррекцион-
ный двигатель; 22 — механизм арретира
В процессе работы прибора главная ось гироскопа под влия-
нием трения в осях карданного подвеса, остаточной несбалансиро-
ванности гироскопа, а также вследствие суточного вращения Земли
и ускорений, действующих на гироскоп в полете, и других факторов
с течением времени отклоняется от вертикального положения, в ре-
зультате чего в показаниях авиагоризонта будут накапливаться
ошибки. Для удерживания главной оси гироскопа в вертикальном
положении в авиагоризонте имеется маятниковая коррекция, со-
стоящая из двух жидкостных маятниковых датчиков 16 и 17 и кор-
рекционных двигателей 12 и 21.

Устройство сигнализации отказа питания состоит из двух само-'
стоятельных узлов — электродвигателя переменного трехфазного
тока и узла реле, связанных между собой электрически. Обмотки
электродвигателя сигнализатора включены последовательно с об-
мотками статора гиродвигателя. При исправных цепях переменного
и постоянного тока по обмоткам электродвигателя протекают ра-
бочие токи гиродвигателя и сельсинов-датчиков крена 20 и тангажа
14. Флажок сигнализатора, укрепленный на валу электродвигателя,
убирается из видимой зоны лицевой части прибора.

При отсутствии питания постоянного тока или хотя бы одной
из трех фаз цепи питания переменного тока вращающий момент
электродвигателя падает, и флажок сигнализатора выбрасывается
в видимую зону лицевой части прибора, сигнализируя об отказе
питания.

Авиагоризонт АГБ-ЗК имеет раздельную следящую систему по-
казаний по крену и тангажу. При крене самолета шкала крена 2,
укрепленная на корпусе прибора, поворачивается относительно пло-
скости истинного горизонта вместе с корпусом самолета на угол,
равный углу крена. Силуэт самолета 1, связанный с карданной ра-
мой 18 гироскопа через пару трубок 10 и 11, повернется на двойной
угол крена относительно плоскости истинного горизонта в ту же
сторону, что и самолет.

Следовательно, положение силуэта самолета относительно
шкалы крена будет соответствовать по величине и направлению ис-
тинному углу крена самолета, т. е. при правом крене — правое кры-
ло силуэта самолета, а при левом крене — левое опускаются ниже
линии искусственного горизонта. Отсчет углов крена производится
по шкале там, где показывает конец консоли силуэт самолета.

Показания положения самолета относительно плоскости истин-
ного горизонта по тангажу осуществляются следующим образом.
Шкала тангажа 3 представляет собой ленту, намотанную на два ба-
рабана — верхний и нижний. При горизонтальном прямолинейном
полете самолета линия искусственного горизонта шкалы тангажа
совпадает с центром силуэта самолета. При пикировании самолета
шкала тангажа перематывается на верхний барабан, а при кабриро-
вании — на нижний. Угол тангажа определяется на шкале по распо-
ложению белой точки силуэта самолета.

Для лучшей ориентации в полете шкала тангажа у прибора
АГБ-ЗК выше линии искусственного горизонта окрашена в светло-
серый цвет (небо), ниже — в черный (земля). При пикировании само- а
лета силуэт самолета оказывается на черном фоне шкалы тангажа, Я
при кабрировании — на светло-сером.	Ц

Для обеспечения минимального времени готовности авиагори- Я
зонта к работе в приборе имеется механический арретир, который >
может быть также использован для быстрого приведения главной %
оси гироскопа к вертикали в том случае, если работающий прибор )
«выбился» (потерял одну степень свободы). Арретирование осу- J
ществляется кратковременным нажатием кнопки арретира, распо- )
ложенной на лицевой части прибора. При эксплуатации авиагори- .
зонта для быстрого восстановления главной оси гироскопа 
в вертикальное положение необходимо перед включением питания
нажать кнопку арретира.

На лицевой части авиагоризонта расположена шкала углов крена, которая от-
градуирована от 0 до 30° с ценой деления через 5°, а от 30 до 60° — через 15°. Оциф-
ровка всей шкалы произведена через 15°; шкала тангажа отградуирована от 0 до
+ 80° с оцифровкой через 10° и ценой деления от 0 до 5° через 2,5; от 5 до 40° — че-
рез 5° и далее — до + 80° — через 10°.

В левом верхнем углу на фоне шкалы тангажа, как сказано выше, при отклю-
ченном питании виден флажок 2 (см. рис. 81) сигнализатора отказа питания.

Если по каким-то причинам произойдет обрыв цепи питания постоянного тока
или хотя бы одной из фаз цепи питания переменного тока, то флажок 2 выбрасы-
вается в видимую зону шкалы тангажа, сигнализируя о неисправности авиа-
горизонта.



В правом верхнем углу лицевой панели прибора расположена кнопка 4 аррети-
ра с надписью «Нажать перед пуском». При нажатии кнопки уменьшается время J
готовности авиагоризонта к работе перед запуском. Если прибор после запуска <
нормально работает на земле и в воздухе, пользоваться кнопкой запрещается.

В левом нижнем углу расположена ручка центровки шкалы тангажа 9 (кремаль- 1
ера). Механизм центровки позволяет перемещать шкалу тангажа относительно цен-
тра силуэта самолета в пределах + 10° и тем самым совмещать линию искусствен- j
ного горизонта шкалы тангажа с центром силуэта самолета. Это осуществляется ;
путем вращения кремальеры, которая через передающий механизм воздействует на ,
шкалу тангажа и индекс поправки шкалы тангажа.	J

Внизу лицевой части прибора в вырезе шкалы крена расположен указатель Я
скольжения 7, который используется пилотом для контроля правильности выполне- Я
ния разворотов и указания скольжения самолета. Если самолет совершает пра- Я
вильный координированный разворот, шарик указателя скольжения остается в цен- Я
тре между центральными индексами. Отклонение шарика в ту или другую сторону Щ
свидетельствует о наличии скольжения самолета на левое или правое крыло. Я

На передней панели прибора расположены четыре головки ламподержателей 5. Л
Ламподержатели — съемные, что позволяет заменять лампы СМК-37 в случае Щ
перегорания.	Я

Внутри корпуса прибора имеются сельсин-датчики по крену и тангажу, с ко- 
торых снимаются сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, и подаются 
на самолетные потребители (радиолокатор, автопилот).	1

Выключатель коррекции В К-53 Р Ш служит для от-
ключения поперечной коррекции на разворотах при достижении |
угловой скорости разворота самолета более 0,1—0,3 град/с.	|

При полете самолета в переходных режимах (набор скоро- s
сти — взлет, торможение — посадка, вираж — разворот) на гироскоп, I
кроме ускорения силы тяжести, воздействуют центростремительные |
ускорения. При этом продольная и поперечная коррекции срабаты- ¥

вают и отклоняют главную ось гироскопа от вертикального поло- -
жения. Показания авиагоризонта по углу крена или тангажа в этом ).
204
случае содержат ошибку, равную 1,8 — 6° за каждую минуту дей-
ствия центростремительного ускорения.

Чтобы поперечная коррекция не вводила послевзлетные и после-
виражные ошибки в показание авиагоризонта, она отключается
с помощью выключателя коррекции ВК-53РШ. При отключенной
коррекции прибор накапливает ошибки со скоростью собствен-
ного ухода главной оси от вертикального положения (не более
0,5 град/мин).

В прямолинейном горизонтальном полете, когда отсутствует
угловая скорость разворота самолета, система коррекции подклю-
чена и работает нормально, т. е. удерживает главную ось гироскопа
вертикально. При развороте самолета, когда угловая скорость раз-
ворота достигает 0,1 —0,3 град/с, выключатель коррекции размы-
кает цепь питания управляющих обмоток двигателя поперечной
коррекции и он выключается. После прекращения разворота само-
лета обратное включение поперечной коррекции осуществляется
автоматически, и коррекция начинает выполнять свои функции.

Блок сравнения и предельного крена Б СПК-1
предназначен для сравнения сигналов крена и тангажа двух ос-
новных авиагоризонтов АГБ-ЗК. Кроме того, он информирует эки-
паж световой и звуковой сигнализацией о достижении предельно
допустимой разницы в показаниях сравниваемых авиагоризонтов,
а также сигнализирует о достижении самолетом предельных углов
крена.

Блок сравнения и сигнализации предельных углов крена (рис. 83)
имеет два аналогичных канала крена. Контроль работы двух ос-
новных авиагоризонтов осуществляется путем сравнения выходных
электрических сигналов сельсинов-датчиков авиагоризонтов

Рис. 83. Функциональная схема сигнализации БСПК-1:

приборная доска левого пилота: 2 — приборная доска правого пилота: 3 — звуковая
сигнализация
АГБ-ЗК с помощью сельсинов-приемников, находящихся в блоке
БСПК-1. Если показания авиагоризонтов по крену одинаковые, то
сельсины-датчики и сельсины-приемники будут находиться в согла-
сованном положении. При этом напряжение на роторной обмотке
дополнительного сельсина-приемника блока БСПК-1 практически
будет равно нулю.

При отказе одного из основных авиагоризонтов показания их
становятся неодинаковыми. При. этом присходит рассогласование
между их основными сельсинами-датчиками и на роторной обмот-
ке дополнительного сельсина-приемника блока БСПК-1 возникает
напряжение, пропорциональное разности углов положения роторов
сельсинов-датчиков двух авиагоризонтов. Переменное напряжение,
снимаемое с роторной обмотки дополнительного сельсина-прием-
ника, подается на вход релейного усилителя, который при величине
угла рассогласования двух авиагоризонтов 7 + 2° обеспечивает сра-
батывание исполнительного реле. При этом загорается табло «От-
каз АГБ» («Сравни АГБ») и в телефонах появляется звуковой
сигнал.

Блок БСПК-1 сигнализирует о достижении предельно допусти-
мой разности в показаниях сравниваемых основных авиагоризон-
тов, при этом не указывает, какой из авиагоризонтов отказал.
Определение неисправного авиагоризонта производится пилотом
по дублирующим приборам. Сигнализация блоком БСПК-1 о до-
стижении самолетом предельных углов крена (на маршруте 32 + 2°
и при посадке 15 + 1,5°) осуществляется с помощью ламельного
устройства, диск которого установлен на одной оси с ротором
сельсина-приемника блока БСПК-1.

Переключение режимов работы сигнализаторов осуществляется
переключателем с надписью «Крен пред. — Маршрут — Посад.», ко-
торый установлен на приборной доске (первый вариант комплекта-
ции).

Комплект блока БСПК-1 питается постоянным током напряже-
нием 28,5 В и переменным током напряжением 36 В с частотой
400 Гц. Блок БСПК-1 включается в работу с помощью автомата
защиты сети АЗС-2 на правом электрощитке АЗС с надписью
«БСПК».

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыка-
ний и перегрузок осуществляется с помощью АЗС-2, по переменно-
му трехфазному току тремя предохранителями СП-1, устано-
вленными на дополнительном электрощитке 36 В.

Проверка работоспособности авиагоризонта. Перед полетом
внешним осмотром необходимо убедиться, что видимых дефектов
нет. До включения питания авиагоризонта следует проверить на-
дежность крепления прибора к приборной доске, совместить кре-
мальерой индекс поправки шкалы тангажа с нулевым делением
шкалы кренов, проверить соответствие установки шарика указателя
скольжения авиагоризонта с шариком указателя скольжения прибо-
ра ЭУП-53МК-500, убедиться в исправности стекла и органов упра-
вления, отсутствии воздушного пузырька в трубке указателя сколь-
206
жения, а также в том, что переключатели «Авар. АГБ ручн. — Ав-
том.» установлены в положение «Автом.» и опломбированы.
Включить источники постоянного и переменного трехфазного тока.

Перед включением автоматов защиты сети «АГБ лев.», «АГБ
прав.» и «АГБ рез.» необходимо заарретировать приборы, нажав
на кнопки арретира до упора. После возвращения кнопки в исход-
ное положение включить автоматы защиты сети АЗС-2 с надписью
«АГБ лев.», «АГБ прав.», «АГБ рез.».

Через 3 мин с момента включения питания авиагоризонт дол-
жен показывать стояночный угол самолета с точностью ± 1° (если
самолет стоит на горизонтальной площадке). Затем нужно по-
вернуть ручку кремальеры по часовой стрелке до упора, при этом
шкала тангажа должна перемещаться вниз, а индекс — вверх.
При повороте кремальеры против часовой стрелки до упора —
наоборот.

Кремальера в диапазоне перемещения от упора до упора должна вращаться без
затирания и рывков. При повороте кремальеры в ту и другую сторону до упора
применение усилий недопустимо.

После этого необходимо поочередно выключить питание прибо-
ров. На фоне шкалы тангажа в ее верхнем левом углу должен по-
явиться флажок сигнализатора отказа питания. Затем надо вклю-
чить питание ламп встроенного красного света и убедиться, что при
изменении напряжения от 4 до 15 В все лампы подсвета лицевой
части прибора горят.

Пользование авиагоризонтом в полете. Авиагоризонт включается
в работу за 5 —6 мин перед выруливанием на старт. Затем, вращая
ручку кремальеры, необходимо совместить индекс поправки танга-
жа с нулевым делением шкалы крена.

По истечении 3 мин авиагоризонт должен быть готов к работе.

При этом шкала тангажа должна показать стояночный угол
самолета. На предварительном старте вращением рукоятки надо
проверить перемещение шкалы тангажа, после чего совместить ин-
декс поправки шкалы тангажа с нулевым делением шкалы кренов.
После этого следует убедиться, что силуэты самолетов на всех
авиагоризонтах занимают горизонтальное положение и совпадают
с линией горизонта, сигнализаторы отказа питания убраны с види-
мой зоны шкалы тангажа, а табло с надписью «Отказ АГБ»,
«Сравни АГБ» (2-й вариант комплектации) и «Крен лев. (прав.)
предельный» не горят. Если не выполнено хотя бы одно из
указанных положений, производить взлет запрещается.

Перед взлетом нужно убедиться (1-й вариант комплектации), что
переключатель БСПК-1 с надписью «Крен пред. — Маршрут — По-
сад.» находится в положении «Посад.».

После взлета и уборки закрылков на высоте не ниже 100 м,
а также перед входом в облака необходимо убедиться в работоспо-
собности авиагоризонтов и указателя поворота ЭУП-53МК-500
или ДА-30 (2-й вариант). Для этого надо выполнить небольшие
эволюции самолета с креном не более 5° и сравнить показания
авиагоризонтов. При исправной работе всех приборов авиагори-
зонты должны без запаздывания реагировать на изменения по-
ложения самолета и одновременно показывать соответствующие
углы крена и тангажа. Расхождение в показаниях авиагоризонтов
не должно превышать 4°, а стрелка указателя поворота ЭУП-
-53МК-500 или ДА-30 (2-й вариант) должна слегка отклоняться
в сторону крена.

После выполнения взлета переключатель с надписью «Крен
пред. — Маршрут — Посад.» надо установить в положение «Марш-
рут». На самолетах со вторым вариантом комплектации переклю-
чение в положение «Маршрут» осуществляется автоматически от
сигнализатора приборной скорости ССА-2-3.

В полете отказы авиагоризонтов могут проявляться в виде: «за-
стывания» элементов индикации в произвольном положении; пока-
зания индикации с погрешностью, в том числе с заниженными зна-
чениями крена; медленного (2—3 град/мин) и быстрого завала
элементов индикации (более 10 град/с); завала элементов индика-
ции со средней скоростью (1 — 3 град/с); колебаний индикации и вы-
падения флажка сигнализатора; отказа питания на лицевой части
авиагоризонта.

Пилотируя самолет по приборам, командир корабля (левый пи-
лот) систематически сравнивает показания своего авиагоризонта
с показаниями указателя поворота ЭУП-53МК-500 и вариометром
ВАР-30МК (1-й вариант) или показания своего основного авиагори-
зонта с показаниями резервного авиагоризонта и прибора ДА-30
(2-й вариант). Правый пилот также сравнивает показания своего
авиагоризонта с показаниями основного левого авиагоризонта, ука-
зателя ЭУП-53МК-500 и вариометра ВАР-30МК (1-й вариант)
или с показаниями основного и резервного авиагоризонтов и
прибора ДА-30 (2-й вариант).

При появлении флажка сигнализатора отказа питания на лице-
вой панели левого авиагоризонта (1-й вариант) показаниями этого
прибора в полете пользоваться запрещается. Необходимо передать
управление самолетом правому пилоту. В случае необходимости
командир корабля должен взять управление на себя и пилотиро-
вать самолет по исправному указателю поворота ЭУП-53МК-5ОО.

В случае загорания светового табло «Отказ АГБ» необходимо
вывести самолет из крена по указателю поворота ЭУП-53МК-5ОО,
после чего сравнить показания левого авиагоризонта с показаниями
правого i.

В случае отказа левого авиагоризонта командир корабля
должен передать управление самолетом правому пилоту, контроли-
руя его действия по своим исправным приборам, а в случае
необходимости взять управление самолетом на себя, пользуясь
показаниями ЭУП-53МК-500.

При появлении в полете угла рассогласования в показаниях ле-
вого авиагоризонта и указателя поворота ЭУП-53МК-5ОО коман-

1	Во всех случаях исправным считается тот авиагоризонт, показания которого
выдаются без крена.
дир корабля передает управление правому пилоту, ко-
торый должен вывести самолет из крена, после чего сравнивает
показания левого авиагоризонта с показаниями указателя поворота
ЭУП-53МК-500 и авиагоризонта правого пилота. Исправным
считается тот прибор, показания которого выдаются без крена.

Если указатель поворота ЭУП-53МК-500 отказал, пилотирова-
ние самолета осуществляется по работающим авиагоризонтам.
При появлении флажка сигнализатора отказа питания на лицевой
части правого авиагоризонта показаниями этого прибора пользо-
ваться запрещается. Правый пилот должен доложить командиру
экипажа самолета об отказе своего авиагоризонта. Пилотирова-
ние самолета в этих условиях осуществляется по левому авиаго-
ризонту и указателю поворота ЭУП-53МК-500.

Если загорается световое табло «Отказ АГБ», правый пилот
должен доложить командиру экипажа самолета о появлении сигна-
ла и передать ему управление самолетом, после чего командир ко-
рабля и правый пилот определяют показания отказавшего авиаго-
ризонта вышеописанным способом.

При появлении флажка (2-й вариант) сигнализатора отказа пита-
ния на лицевой части основного или резервного авиагоризонта
АГБ-ЗК показаниями этого прибора пользоваться запрещается.

При загорании светового табло «Сравни АГБ» необходимо вы-
вести самолет из крена по резервному авиагоризонту АГБ-ЗК, за-
тем сравнить показания основных авиагоризонтов с показаниями
резервного АГБ-ЗК и прибора ДА-30. При наличии угла рассогла-
сования в показаниях левого авиагоризонта и прибора ДА-30 надо
вывести самолет из крена по резервному авиагоризонту АГБ-ЗК
и сравнить показания левого АГБ-ЗК и прибора ДА-30 с показания-
ми резервного авиагоризонта АГБ-ЗК.

При появлении рассогласования в показаниях левого и резерв-
ного авиагоризонта необходимо вывести самолет из крена по при-
бору ДА-30 и сравнить показания левого (правого) авиагоризонта
с показаниями прибора ДА-30 и авиагоризонта АГБ-ЗК правого
пилота.

При появлении флажка сигнализатора отказа питания на лице-
вой панели правого авиагоризонта АГБ-ЗК правому пилоту пользо-
ваться показаниями этого прибора в полете запрещается. Он дол-
жен доложить командиру корабля об отказе своего авиагоризонта
и передать ему управление самолетом.

При наличии угла рассогласования в показаниях авиагоризонтов
по тангажу командиру корабля и правому пилоту необходимо
сравнить показания авиагоризонтов с показаниями вариометров
ВАР-30МК, ДА-30 и считать отказавшим авиагоризонт, у ко-
торого скорость и направление изменений показаний по тангажу не
соответствуют изменению вертикальной скорости.

При обнаружении отказа авиагоризонта АГБ-ЗК командир
корабля обязан доложить об отказе службе движения и в слу-
чае необходимости запросить разрешение на изменение эшело-
на в пелях улучшения условий визуальной ориентировки
В полете при запаздывании угла рассогласования авиагоризон-
тов АГБ-ЗК по крену самолет может перейти в спираль со значи-
тельным креном. Первым признаком неконтролируемого пилотом
крена более 30° является появление вертикальной скорости сниже-
ния, которая существенно не уменьшается при взятии штурвала на
себя, так как самолет входит в спираль. При этом необходимо
принять меры к определению истинного направления крена (до
этого не пользуясь элеронами) и вывести самолет из крена.

В случае значительного запаздывания в распознавании знака
крена (потеря пространственной ориентировки) необходимо во из-
бежание непреднамеренного отклонения элеронов в сторону крена
освободить штурвал и педали от усилий до уверенного распознава-
ния направления крена, после чего вывести самолет из крена, а за-
тем из положения снижения.

При достижении самолетом предельных углов крена 32 + 2°
в маршрутном полете загорается. табло с надписью «Крен лев.
пред.» или «Крен прав, пред.» и световая сигнализация сопрово-
ждается звуковым сигналом длительностью 3 с. При этом экипажу
необходимо убедиться в исправности авиагоризонтов, после чего по
исправному авиагоризонту вывести самолет из крена.

При наличии угла рассогласования в показаниях между двумя
основными авиагоризонтами (при отказе одного) величиной 7 + 2°
загорается световое табло «Отказ АГБ» или «Сравни АГБ» (2-й ва-
риант). При этом световая сигнализация кратковременно сопро-
вождается звуковым сигналом длительностью 3 с.

Система сравнения указывает на отказ одного из основных
авиагоризонтов, но не определяет, какой из них отказал, поэтому
оба табло с надписью «Отказ АГБ» или «Сравни АГБ» горят одно-
временно. В этом случае одновременно автоматически отключается
автопилот, если он был включен, с загоранием светового табло
с надписью «Отказ АП бок.», «Отказ АП прод.».

Резервный авиагоризонт АГБ-ЗК системой сравнения не контро-
лируется и не имеет световой и звуковой сигнализации.

При отказе одного из основных авиагоризонтов и загорании
светового табло «Отказ АГБ» или «Сравни АГБ» сигнализация
предельных кренов автоматически отключается и на табло «Крен
лев. (прав.) пред.» не индицируется. При заходе на посадку после-
выхода самолета на предпосадочную прямую необходимо (1-й ва-
риант) переключатель «Крен пред. — Маршрут — Посадка» устано-
вить в положение «Посадка».

При достижении самолетом предельного угла крена (15 + 1,5°) на взлете или за-
ходе на посадку загорается табло «Крен лев. пред.» или «Крен прав. пред.».

49.	Курсовая система ГМК-1 Г

Назначение и принцип действия. Курсовая система ГМК-1Г пред-
назначена для определения и указания магнитного курса и угла раз-
ворота самолета (в режиме МК), для вождения самолета по орто-
дромии и определения угла разворота (в режиме ГПК). Она также
210
выдает электрические сигналы, пропорциональные курсу следова-
ния по ортодромии или локсодромии, в автопилот.

Принцип действия ГМК-1Г основан на использовании свойств
гироскопа с тремя степенями свободы, а также свойств чувстви-
тельного элемента индукционного датчика ИД-3, которые позво-
ляют определять курс относительно плоскости магнитного мери-
диана.

Курсовая система представляет собой устройство, рационально
объединяющее магнитные, гироскопические средства определения
курса. В зависимости от решаемых задач и условий полета система
может работать в одном из трех режимов: гирополукомпа-
са — ГПК; магнитной коррекции — МК; астрономической коррек-
ции — АК (режим АК на самолете Як-40 не задействован).

Основным режимом работы курсовой системы является режим
гирополукомпаса ГПК, при котором система выдает ортодромиче-
ский курс самолета. Он контролируется и периодически корректи-
руется по сигналам от магнитного корректора индукционного дат-
чика ИД-3.

В режиме МК решается задача по определению магнитного кур-
са с точностью + 1,5°, а в режиме ГПК курсовая система позволяет
выдавать курс следования по ортодромии в течение 1 ч с ошибкой
не более ±2,5с. Послевиражная ошибка системы в этом режиме —
не более ± 3° за 15 мин разворота с креном 30°.

В комплект курсовой системы входят: индукционный датчик
ИД-3, расположенный в левой консоли крыла; коррекционный ме-
ханизм КМ-8 — на приборной панели за шпангоутом № 8 слева;
два гироагрегата ГА-6 — в правом куполе шасси; автомат согласо-
вания АС-1 и блок связи БС-1 — на радиоэтажерке за шпангоутом
№ 8 справа; пульт управления ПУ-27 — на правой неподвижной па-
нели приборной доски. Кроме того, в комплекте курсовой системы
работает выключатель коррекции ВК-53РШ, который отключает
горизонтальную и азимутальную коррекции при угловых скоростях
0,1—0,3°/с.

Курсовая система ГМК-1Г питается постоянным током напря-
жением 28,5 В и переменным током напряжением 36 В с частотой
400 Гц. Мощность, потребляемая курсовой системой составляет: по
постоянному току 50 Вт; по переменному току 130 В-А. Система
включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2
с надписью «ГМК», установленного на правом электрощитке АЗС.

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок
осуществляется автоматом защиты сети АЗС-2, находящемся на электрощитке АЗС,
а по переменному трехфазному току тремя предохранителями СП-2, располо-
женными на электрощитке предохранителей переменного тока в отсеке оборудова-
ния за шпангоутом № 8 слева.

Индукционный датчик И Д-З (рис. 84) предназначен для
определения магнитного курса самолета, необходимого для коррек-
тировки гироскопического курса, снимаемого с гироагрегата ГА-6.

Датчик состоит из корпуса, внутренняя полость которого запол-
нена кремнийорганической жидкостью. Чувствительный элемент
датчика, состоящий из трех магнитных зондов, расположенных по
211
Рис. 84. Индукционный датчик ИД-3

Рис. 85. Коррекционный механизм
КМ-8

Рис. 86. Гироагрегат ГА-6

сторонам равностороннего тре-
угольника, закреплен на пластмас-
совой платформе, которая соеди-
нена с поплавком. Платформа с
поплавком подвешена в кардан-
ном подвесе, удерживающем чув-
ствительный элемент в горизон-
тальном положении до крена 15°.

Каждый магнитный зонд со-
стоит из двух сердечников, вы-
полненных из пермаллоя, на кото-
рые намотаны две обмотки: на-
магничивающая и сигнальная.

Обмотка намагничивающая питается
переменным током напряжением 1,5 В,
частотой 400 Гц.

Сигнальные обмотки всех трех зондов
соединены между собой звездой и тремя
проводами электрически связаны со ста-
торными обмотками сельсин-приемника
коррекционного механизма КМ-8.

Датчик имеет три прилива с
овальными пазами для крепления
его на самолете. На этих приливах
нанесены деления, позволяющие
устранять установочную ошибку в
пределах +20 °. Сверху на крышке
датчика расположен девиацион-
ный прибор, предназначенный для
устранения полукруговой девиа-
ции. Эффективность девиацион-
ного прибора — от ±6 до +12°.

Принцип работы чувствитель-
ного элемента индукционного дат-
чика заключается в следующем.
При развороте индукционного
датчика на некоторый угол отно-
сительно плоскости магнитного
меридиана на магнитное поле Зем-
ли создает в пермаллоевых стерж-
нях чувствительного элемента маг-
нитный поток.

Постоянный магнитный поток
в сердечниках за счет подачи пе-
ременного напряжения '1,5 В с
частотой 400 Гц на обмотку под-
магничивания изменяет магнит-
ную проницаемость пермаллое-
вых сердечников и постоянный
магнитный поток преобразуется в пульсирующий, в результате
чего по закону электромагнитной индукции в сигнальных об-
мотках индуктируется переменная э. д. с., пропорциональная углу
отклонения ИД относительно плоскости магнитного меридиана.

Следовательно, величина электродвижущей силы, наводимой
в сигнальных обмотках, зависит от положения чувствительного эле-
мента в азимуте. Если ось сердечника совпадает с магнитным мери-
дианом, то э.д.с. будет максимальной; если ось перепендикулярна
к меридиану, то э.д.с. будет равна нулю.

Коррекционный механизм К М-8 предназначен для
электрической связи индукционного датчика ИД-3 с гироагрегатом
ГА-6, устранения четвертной девиации и инструментальных по-
грешностей с помощью лекального устройства, ввода магнитного
склонения от 0 до ± 180°, приведения магнитного курса к ортодро-
мическому в полете, указания компасного курса, а также осущест-
вления контроля и коммутации электрических цепей при проверке
контрольных углов 0 и 300°.

В коррекционном механизме КМ-8 (рис. 85) установлены два
сельсина-приемника. Один из них служит для электрической связи
с датчиком ИД-3, второй — для передачи магнитного курса на ги-
роагрегат ГА-6. Для устранения девиации и инструментальных по-
грешностей курсовой системы в пределах ± 6° в коррекционном
механизме имеется лекальное устройство ленточного типа.

На лицевой части прибора имеются две шкалы: внешняя и внутренняя, а также
кремальера. Отсчет компасного курса производится по внешней шкале с помощью
широкой стрелки. Шкала отградуирована от 0 до 360° с оцифровкой через 30° и
с ценой деления 2°. Внутренняя шкала отградуирована от 0 до ± 180°.

Ввод магнитного склонения осуществляется по внутренней шка-
ле с использованием внешней шкалы с помощью кремальеры, свя-
занной со статором сельсина-приемника и стрелкой-указателем маг-
нитного склонения.

В коррекционном механизме смонтирована схема контроля, ко-
торая обеспечивает выдачу контрольных углов 0+10° и 300 + 10°
при проверке курсовой системы перед полетом на работоспособ-
ность.

Гироагрегат ГА-6 (рис. 86) предназначен для осреднения
и «запоминания» показаний магнитного курса, снимаемого с индук-
ционного датчика ИД-3 в режиме МК, выдачи ортодромического
курса в режиме ГПК, определения углов разворота самолета, а так-
же для выдачи магнитного и ортодромического курсов и углов от-
клонения от него на указатели КППМС и автопилот.

В комплекте курсовой системы ГМК-1Г работают одновременно два гироагре-
гата ГА-6, один из которых — основной, другой — запасной.

Основной левый гироагрегат работает в режиме ГПК с возможностью перио-
дической коррекции по магнитному курсу от ИД-3. Для правого запасного гиро-
агрегата основным режимом является режим МК.

Принцип действия гироагрегата ГА-6 основан на использовании
свойств астатического гироскопа с тремя степенями свободы, у ко-
торого главная ось вращения гироскопа расположена горизонталь-
но и стремится сохранить свое направление в пространстве (в ази-
муте) неизменным.

Чувствительным элементом гироагрегата является астатический
гироскоп, который представляет собой асинхронный трехфазный
электродвигатель переменного тока, ротор которого вращается
с частотой 22000 — 23000 об/мин.

Для удержания главной оси гироскопа в горизонтальном поло-
жении, т. е. для предохранения гироскопа от «завала», служит гори-
зонтальная коррекция, состоящая из маятникового жидкостного
переключателя и двигателя-корректора.

Для компенсации кажущегося ухода гироскопа в режиме ГПК
от суточного вращения Земли, т. е. устранения так называемой
«широтной погрешности», в гироагрегате имеется азимутальная
коррекция, состоящая из мостового датчика сигналов широтной
коррекции и азимутального двигателя-корректора. Двигатель-кор-
ректор накладывает на гироскоп момент, вызывая его прецессию со
скоростью, равной вертикальной составляющей угловой скорости
вращения Земли в том же направлении.

При «завале» гироскопа на пульте управления курсовой систе-
мой загорается лампа «Завал ГА», сигнализируя о неисправности
гироагрегата ГА-6.

Автомат согласования А С-1 предназначен для обеспе-
чения пуска курсовой системы ГМК-1Г, отключения магнитной
коррекции по сигналу, поступающему от выключателя коррекции
ВК-53РШ, включения и отключения быстрой скорости согласования
при переключении режимов работы системы, усиления сигналов
в следящей системе сельсин-датчик гироагрегата — сельсин-прием-
ник коррекционного механизма КМ-8.

Конструктивно автомат согласования состоит из двух плат. На
одной плате смонтирован усилитель, собранный на полупроводни-
ковых триодах, на другой — блок реле времени, который собран на
транзисторах. Время срабатывания реле времени в режиме пуска
курсовой системы составляет 60 + 10 с.

Блок связи Б С-1 предназначен для обеспечения необходи-
мой коммутации электрических цепей курсовой системы в раз-
личных режимах работы и выдачи сигнала 27 В на отключение
автопилота на время включения быстрой скорости согласования
в курсовой системе.

Блок связи состоит из корпуса, внутри которого смонтирован
узел реле и прочие элементы, закрытые кожухом.

Комбинированный пилотажно-посадояный
прибор КППМС (см. рис. 39) предназначен для указания маг-
нитного курса, углов разворота в режиме МК, ортодромического
курса и углов разворота в режиме ГПК, а также для осуществления
посадки самолета по системе СП-50М.

В корпусе прибора расположены два механизма, работающих
независимо один от другого: механизм курсо-глиссадной системы
СП-50М и механизм указателя курсовой системы ГМК-1Г.
Механизм указателя ГМК-1Г состоит из сельсин-приемника,
электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором и полупроводникового
усилителя. На лицевой части прибора имеется шкала 5, ручка 7 вра-
щения шкалы и неподвижный треугольный индекс 4 (указатель кур-
са). Шкала отградуирована от 0 до 360° с оцифровкой через 30°
и ценой деления 2°. Вращая кремальеру, можно поворачивать
шкалу и стрелку и устанавливать их под треугольный индекс.

Если самолет будет отклоняться от заданного курса вправо или
влево, то стрелка будет отклоняться от треугольного индекса в со-
ответствующую сторону, что мнемонически указывает летчику нуж-
ное направление разворота для возвращения самолета на заданный
курс. Кроме того, неподвижный треугольный индекс освобождает
пилота от необходимости удерживать в памяти нужное направле-
ние полета. Для этого кремальерой надо установить курс самолета
под неподвижный треугольный индекс.

Пульт управления ПУ-27 (рис. 87) предназначен для ре-
шения следующих задач: ввода широтной коррекции на гироскоп
от суточного вращения Земли как в северном, так и в южном полу-
шариях; подключения потребителей курса к основному или запас-
ному гироагрегату; выбора режима работы магнитной коррекции
или гирополукомпаса; контроля завала гироскопа гироагрегата;
контроля работы курсовой системы в полете и наземных условиях;
компенсации уходов гироскопа в азимуте от его несбалансирован-
ности; установки стрелки указателя на заданный курс в режиме ги-
рополукомпаса; включения быстрой скорости согласования в режи-
ме магнитной коррекции МК.

На лицевой панели пульта расположены следующие органы
управления:

переключатель широт «Сев. — Южн.» для перемены фазы пита-
ния гироскопа. При полете в Северном полушарии он устанавли-
вается в положение «Сев.», а при полете в Южном полуша-
рии — «Южн.»;

Рис. 87. Пульт управления ПУ-27

Рис. 88. Функциональная схема курсовой системы ГМК-1Г
сигнализаторы с надписью «Завал ГА», которые при загорании
свидетельствуют об отказе гироагрегата ГА-6;

переключатель гироагрегатов «Осн. — Зап.», с помощью которо-
го происходит переключение указателей курса с основного гиро-
агрегата на запасной и наоборот;

переключатель режимов работы, позволяющий устанавливать
необходимый режим работы МК или ГПК;

переключатель «О контр. 300» для проверки работоспособности
курсовой системы в режиме МК в полете или на земле;

шкала широтного потенциометра от 0 до 90° с оцифровкой че-
рез 10° и ценой деления 2°;

рукоятка широтного потенциометра для ввода широтной кор-
рекции на гироскоп от суточного вращения Земли при полетах на
разных широтах;

переключатель ЗК для установки стрелок указателей КППМС
на заданный курс в режиме ГПК и для включения быстрой скоро-
сти согласования в режиме МК.

С обратной стороны пульта управления расположены регулиро-
вочные и поправочные потенциометры основного и запасного
гироагрегатов.

Каждый регулировочный потенциометр предназначен для на-
стройки моста широтной коррекции и для регулировки комплекта
в случае замены блоков курсовой системы, каждый поправочный
потенциометр — для компенсации собственных уходов гироскопа
гироагрегата ГА-6.

Работа системы ГМК-1Г в различных режимах. Курсовая систе-
ма ГМК-1Г в зависимости от решаемых задач и условий полета
может работать в одном из двух режимов: магнитной коррекции
МК или гирополукомпаса ГПК.

Во время работы курсовой системы одновременно работают два
гироагрегата: основной и запасной.

При работе основного гироагрегата в режиме гирополукомпаса
запасной работает в режиме магнитной коррекции и наоборот.

Режим работы курсовой системы (рис. 88), при котором осу-
ществляется непрерывная совместная работа курсового гироскопа
с индукционным датчиком, называется режимом магнитной
коррекции. Роль магнитного корректора в этом режиме выпол-
няет индукционный датчик с коррекционным механизмом КМ-8.

Электрические сигналы, пропорциональные компасному курсу,
вырабатываемые датчиком ИД-3, поступают в коррекционный ме-
ханизм КМ-8, стрелка которого по шкале показывает неиспра-
вленный магнитный курс, т. е. курс, не учитывающий четвертной
девиации и инструментальных погрешностей дистанционной пере-
дачи.

В коррекционном механизме с помощью лекального устройства
осуществляется поворот ротора второго сельсин-приемника на ве-
личину четвертной девиации и инструментальных погрешностей ди-
станционной передачи. Следовательно, сигнал магнитного курса,
снимаемый со второго сельсин-приемника КМ-8, поступает на сель-
син-датчик гироагрегата (основного или запасного) в зависимости
от положения переключателя «Осн. — Зап.», расположенного на
пульте управления ПУ-27.

Выдача сигнала магнитного курса на указатели КППМС про-
изводится с сельсин-датчика гироагрегата ГА-6, и стрелки
указателей показывают магнитный курс, а на разворотах —
углы разворота самолета.

Режим работы курсовой системы, при котором система выдает
ортодромический курс самолета, контролируемый и периодически
корректируемый по сигналам датчика ИД-3, называется режи-
мом гирополу к.омпас а.

Для включения режима ГПК необходимо переключатель
«МК-ГПК» на пульте ПУ-27 установить в положение «ГПК». При
этом индукционный датчик ИД-3 с коррекционным механизмом
КМ-8 отключается от основного гироагрегата и подключается к за-
пасному гироагрегату, который будет работать в режиме МК.

При работе курсовой системы в режиме гирополукомпаса ос-
новной гироагрегат ГА-6 работает в режиме ГПК и является един-
ственным чувствительным датчиком, продолжающим выдавать
ортодромический курс на указатели КППМС с необходимой точ-
ностью. Точность выдачи ортодромического курса (предварительно
откорректированным по датчику ИД-3 и КМ-8) зависит от соб-
ственного ухода главной оси гироскопа в азимуте и от точности
формулирования и ввода в гироскоп широтных поправок, устана-
вливаемых на пульте управления в зависимости от широты места
полета.

Ошибка курсовой системы за счет ухода главной оси гироскопа
в азимуте и режиме ГПК в нормальных условиях не должна превы-
шать + 2,5° за 60 мин полета.

Работа системы ГМК-1Г в режиме разворота
самолета состоит в следующем. На самолете установлены два
выключателя коррекции ВК-53РП1. Один из них (левый) работает
с левым авиагоризонтом АГБ-ЗК и курсовой системой ГМК-1Г,
другой (правый) — с правым авиагоризонтом АГБ-ЗК.

При выполнении самолетом длительных виражей и разворотов
могут возникать и накапливаться ошибки в указателях КППМС за
счет срабатывания горизонтальной коррекции гироагрегата и из-за
негоризонтального положения чувствительного элемента индук-
ционного датчика ИД-3. При этом главная ось гироскопа откло-
няется от заданного горизонтального положения, вводя этим
самым большие ошибки в показания указателей КППМС.

Выключатель коррекции ВК-53РШ во время выполнения разво-
рота и виражей, когда угловая скорость разворота самолета дости-
гает 0,1—0,3 град/с и более, отключает горизонтальную и азиму-
тальную коррекции. По окончании разворота самолета гироскоп
под действием пружин возвращается в среднее положение, азиму-
тальная и горизонтальная коррекции снова подключаются к схеме
и начинают выполнять свои функции.
Проверка работоспособности курсовой системы ГМК-1Г. Перед
полетом внешним осмотром надо убедиться, что видимых дефектов
нет. Затем включить питание курсовой системы и проверить ее на
работоспособность в режимах МК и ГПК, для чего на пульте упра-
вления ПУ-27 необходимо установить: переключатель широт «Сев. —
Южн.» в положение «Сев.», переключатель «Осн. — Зап.» в по-
ложение «Осн.», переключатель «МК — ГПК» в положение «МК».
После этого установить отметчик магнитного склонения на 0.

По истечении 3 мин с момента включения питания следует со-
гласовать курсовую систему и убедиться, что стрелки указателей
КППМС показывают примерный магнитный курс стоянки са-
молета.

После отклонения переключателя «0 контр. 300» в положение
«0» должны загореться сигнальные лампы «Завал ГА», а стрелки
коррекционного механизма КМ-8 и указателей КППМС должны
установить на курс 0 + 10°. Затем необходимо нажать переключа-
тель «ЗК» влево или вправо. При этом стрелки КМ-8 и КППМС
должны установиться на курс стоянки самолета.

При отклонении переключателя «0 контр. 300» в положение
«300» загораются лампы «Завал ГА», а стрелки КМ-8 и указателей
КППМС должны установиться на курс 300 + 10°. После этого надо
нажать переключатель «ЗК» (или кратковременно переключить
переключатель «МК — ГПК» в положение «ГПК»). Стрелки КМ-8
и указателей КППМС должны установиться на прежний курс
стоянки самолета. После этого следует установить переключатель
«Осн. — Зап.» в положение «Зап.» и повторить проверку вышеопи-
санным способом.

Работоспособность курсовой системы в режиме ГПК проверяет-
ся следующим образом. Переключатель «Осн. — Зап.» ставится
в положение «Осн.», переключатель «МК — ГПК» в положение
ГПК, а шкала широтного потенциометра устанавливается на широ-
ту местонахождения самолета. По истечении 5 мин после включе-
ния питания необходимо отклонить переключатель «ЗК» в крайнее
левое положение, стрелки указателей КППМС должны переме-
ститься в сторону увеличения курса. При отклонении переключате-
ля «ЗК» в крайнее правое положение стрелки КППМС должны
переместиться в сторону уменьшения курса. После этого следует
повторить проверку работоспособности курсовой системы, устано-
вив переключатель «Осн. — Зап.» в положение «Зап.».

Проверка курсовой системы в полете в режиме «МК» произво-
дится путем отработки контрольных углов 0 и 300° по методике
раздела «Предполетная проверка».

.. Проверка в режиме «ГПК» выполняется следующим образом:
переключатель «МК — ГПК» устанавливают в положение «МК»
и согласовывают систему нажатием переключателя «ЗК» на пульте
управления ПУ-27; затем переключатель ставят в положение
«ГПК» и отсчитывают курс по указателям КППМС. Через 30 мин
установившегося полета по заданному курсу производят отсчет
курса по указателю КППМС.
Разность между первым и вторым отсчетами курса не должна
превышать + 1,25° при нормальной температуре (+ 15 °C) и + 1,75°
при температуре, отличной от нормальной.

Пользование курсовой системой в полете. В режиме МК ре-
шается задача по определению магнитного курса с точностью
± 1,5°.

Перед включением питания курсовой системы необходимо уста-
новить: отметчик магнитного склонения КМ-8 на 0°, переключа-
тель широт «Сев. — Южн.» на пульте управления — в положение
«Сев.» при полете в Северном полушарии и «Южн.» при полете
в Южном полушарии, переключатель «Осн. — Зап.» — в положение
«Осн.», а переключатель «МК — ГПК» — в положение «МК».

Перед выруливанием самолета на старт необходимо включить
питание курсовой системы и через 3 мин нажатием переключателя
«ЗК» согласовать комплект ГМК-1Г. После этого стрелки указате-
лей КППМС должны показать примерный магнитный курс стоянки
самолета.

Во время руления нужно убедиться, что стрелки указателей
КППМС реагируют на изменение угла разворота самолета.
На исполнительном старте после установки самолета на линию
взлета нажатием переключателя «ЗК» согласовать комплект
ГМК-1Г и убедиться, что указатели показывают курс взлета ВПП.
После взлета магнитный курс и углы разворота самолета отсчиты-
ваются по шкале с помощью стрелок.

После набора высоты необходимо вывести самолет на ИПМ,
а затем пройти над ИПМ с курсом первого участка маршрута. При
подходе к поворотному пункту маршрута, не меняя режима работы
курсовой системы ГМК-1Г, развернуть самолет на курс следования
следующего участка марштура и т. д., т. е. использовать курсовую
систему как компас ГИК-1. После этого необходимо вращением
кремальеры установить шкалу КППМС под верхний треугольный
индекс. Это освобождает экипаж от необходимости удерживать
в памяти нужное направление полета и облегчает выдерживание
курса следования самолета.

Переключатель «ЗК» (кнопку согласования) в горизонтальном
полете часто нажимать не следует, так как в указателях КППМС
будут накапливаться ошибки. Пользоваться переключателем «ЗК»
в момент разворота или выполнения виража запрещается, так как
в показание КППМС вводится большая погрешность. После вы-
полнения разворотов и виражей необходимо согласовывать курсо-
вую систему и уточнить курс.

Если в полете на пульте ПУ-27 загорается лампа «Завал ГА»,
необходимо переключатель «Осн. — Зап.» установить в положение
«Зап.».

При заходе на посадку для облегчения выдерживания посадоч-
ного курса на КППМС необходимо кремальерой установить маг-
нитный курс посадки против неподвижного треугольного индекса.
Питание курсовой системы выключается после заруливания самоле-
та на стоянку.
Режим ГПК используется при выполнении полетов в высо-
ких широтах и на маршрутах большой протяженности.

Перед полетом прокладывается и рассчитывается маршрут по
ортодромии согласно инструкции для пилотов и штурманов. В ре-
жиме ГПК решается задача по выдерживанию ортодромического
курса с точностью ±2,5° за 60 мин полета.

Перед включением питания курсовой системы подготови-
тельный период режима ГПК производят аналогично режиму МК.

За 5 мин до выруливания на старт необходимо включить пита-
ние курсовой системы и рукояткой «Широта» установить широту
места взлета, если маршрут большой протяженности, или же уста-
новить среднюю широту маршрута, если маршрут малой про-
тяженности, после чего переключатель «МК-ГПК» следует уста-
новить в положение «ГПК» и нажатием переключателя «ЗК»
на указателях КППМС установить магнитный курс взлета ВПП.

На исполнительном старте, после установки самолета на линию
взлета, необходимо убедиться, что указатели КППМС показывают
магнитный курс взлета ВПП. С этого момента указатели КППМС
будут показывать ортодромический магнитный курс относительно
магнитного меридиана взлета.

После взлета и набора высоты нужно вывести самолет на ИПМ
и пройти над этим пунктом с курсом первого участка маршру-
та. В полете до очередного промежуточного пункта маршрута
(ППМ) необходимо выдерживать ортодромический магнит-
ный курс, учитывая углы сноса и поправку на боковое ук-
лонение.

Над очередным ППМ, не переходя в режим «МК», надо пере-
ключить курсовую систему с основного гироагрегата на запасной.
При этом указатели КППМС подключаются к запасному ги-
роагрегату, основной гироагрегат подключится к индукционному
датчику ИД-3. При пролете каждого следующего ППМ необходи-
мо переключать указатели с запасного на основной гироагрегат
и обратно.

Таким образом осуществляется эпизодическая корректировка
ортодромического курса магнитным курсом от индукционного дат-
чика ИД-3.

Если маршрут продолжительный, то новое значение ши-
роты устанавливается при пролете опорных ориентиров, наме-
ченных на карте во время подготовки экипажа к полету.

Периодически необходимо полностью контролировать путь
определением места нахождения самолета. При обнаружении укло-
нений следует вновь выйти на ортодромию и произвести подбор
курса с учетом угла сноса.

При подходе к точке начала снижения переключатель «Осн.—
Зап.» необходимо установить в положение «Осн.». Подход к аэро-
дрому и заход на посадку выполняются с использованием ре-
жима «ГПК».
50.	Автопилот А П-40

Назначение и комплект. Электрический автопилот АП-40 пред-
назначен для автоматического пилотирования самолета относи-
тельно продольной, поперечной и вертикальной осей и управления
полетом самолета по заданной траектории. Автопилот разгружает
экипаж от физической работы по управлению самолетом и позво-
ляет сосредоточить внимание на решении навигационных задач,
а также обеспечивает: автоматический полет самолета по ортодро-
мии и локсодромии от сигналов курсовой системы ГМК-1 Г; стаби-
лизацию углов курса, крена и тангажа и высоты полета с точ-
ностью + 20 м; выполнение координированных разворотов с
углом крена до ±30°; набор высоты, планирование и снижение
с углом тангажа до ±15°; автоматическое триммирование руля
высоты с помощью управляемого стабилизатора самолета; воз-
можность управления самолетом вручную после нажатия кнопки
«Совмещенное управление». Включение автопилота не требует пред-
варительной настройки и может производиться на любом курсе
и при любых положениях продольной и поперечной осей са-
молета в зоне углов +15° по тангажу и + 30° по крену. При
включении автопилота сохраняется текущий угол тангажа, а по
крену самолет выводится в нулевой крен (в горизонт).

Имеется возможность управления самолетом вручную при
включенном автопилоте с использованием метода пересиливания
рулевых машин.

В комплект автопилота АП-40 входят: пульт управления ПУ-27,
пульт проверки пилота ПП, корректор высоты КВ-11, вычислитель
крена ВК, вычислитель тангажа ВТ, две кнопки КПЗ отключения
автопилота и две кнопки КНЗ совмещенного управления, а также
три табло.

Пульт управления ПУ (рис. 89) установлен на среднем
пульте в кабине экипажа и представляет собой электромеханическое
устройство, содержащее лампу с надписью «Готов», лампы-кнопки
с надписями «Включен» и «Вы-

сота», выключатель питания,
комбинированную рукоятку
управления автопилотом по
крену и тангажу и выключа-
тель с надписью «Тангаж».
Пульт проверки автопилота
ПП установлен за шпангоутом
№ 8 слева на приборной па-
нели. Он служит для проверки
автопилота на работоспособ-
ность (на земле).

Корректор высоты
К В-11 представляет собой элек-
тромеханическое устройство,
выдающее электрические сиг-

Рис. 89. Пульт управления автопилота
налы, пропорциональные изменению высоты. Корректор высоты
установлен за шпангоутом № 8 справа на радиоэтажерке. Во
избежание выхода корректора высоты из строя необходимо сле-
дить, чтобы во внутреннюю полость корректора не попадала вода.

Вычислитель крена В К — это канал крена, состоящий из
вычислительной части канала направления и крена.

Вычислитель* тангажа ВТ представляет собой канал
тангажа, состоящий из вычислителя тангажа, рулевой машины, кор-
ректора высоты КВ-11 и датчика обратной Связи стабилизатора.
Вычислитель тангажа в отличие от вычислителя крена содержит
элементы, обеспечивающие управление гидрокраном стабилизатора
и сигнализацию наличия усилий в системе управления рулем
высоты.

Вычислители тангажа и крена установлены на радиоэтажерке
справа за шпангоутом № 8, рулевые машины РД-7А, крена — в
куполе правой ноги шасси, тангажа и руля направления —
в киле.

Датчик обратной связи стабилизатора ДОС представляет собой
индукционный датчик, выдающий электрический сигнал, пропор-
циональный углу отклонения стабилизатора самолета. Установлен
датчик в верхней части киля.

Две кнопки КНЗ отключения автопилота расположены на лице-
вой части штурвалов левого и правого пилотов.

Две кнопки КНЗ совмещенного управления служат для обеспе-
чения возможности каждому пилоту вручную управлять самоле-
том; они смонтированы на ручках штурвалов с обратной стороны.

Три табло с надписями «Усилие откл. АП», «Отказ АП бок.»
и «Отказ АП прод.» установлены на левой амортизированной пане-
ли приборной доски.

В комплекте с автопилотом работают совместно следующие из-
делия: авиагоризонт АГБ-ЗК (правый), который выдает автопилоту
электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа;
курсовая система ГМК-1Г, выдающая электрические сигналы, про-
порциональные курсу следования самолета по ортодромии или лок-
содромии; гидрокран стабилизатора ГА 163 (16), отклоняющий ста-
билизатор самолета в ту же сторону, в какую отклоняется руль
высоты, обеспечивая тем самым триммирование руля высоты.

Автопилот питается постоянным током напряжением 28,5 В
и переменным током напряжением 36 В, Частотой 400 Гц. Величина
тока, потребляемая автопилотом, в цепи постоянного тока не
более 3 А, и в цепи переменного тока не более 4 А в каж-
дой фазе.

Включается автопилот в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-10
с надписью «Автопилот» на правом электрощитке АЗС, а также выключателем
с надписью «Питание» на пульте управления автопилотом.

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок
осуществляется автоматом защиты сети АЗС-10 на правом электрощитке АЗС, а по
переменному току — тремя предохранителями СП-5, которые установлены в отсеке
оборудования за шпангоутом № 8 слева на электрощитке предохранителей пере-
менного тока.
• Проверка автопилота перед полетом. Перед запуском двигателей
необходимо убедиться, что выключатель «Питание» (см. рис. 89) на
пульте управления АП установлен в положение «Откл.», выключа-
тель «Тангаж» — в положение «Тангаж», рукоятка управления — в
нейтральное положение.

Расстопорив органы управления, нужно проверить свободный
ход, отклоняя их от одного крайнего положения до другого. Ор-
ганы управления должны перемещаться свободно без затираний.

После запуска двигателей следует включить автоматы защиты
сети автопилота, авиагоризонта АГБ-ЗК, курсовой системы
ГМК-1Г, блока БСПК-1, «Манометры», «Гидро.», «Стаб. осн.»,
а также выключатели «ПТ-500Ц АП» и «ПТ-500Ц РЛС». Далее не-
обходимо произвести проверку в следующей последовательности:

1.	Установить органы управления в нейтральное положение
и включить выключатель «Питание» на пульте управления АП. Не
более чем через 30 с должна загореться лампа «Готов», после чего
нажать кнопку-лампу «Включен». При этом лампа «Готов» должна
погаснуть, а лампа «Включен» загореться. После этого, приклады-
вая небольшие усилия к органам управления, убедиться, что ру-
левые машины включены.

Если после включения автопилота стабилизатор начнет откло-
няться на пикирование, а колонка — «на себя», необходимо прило-
жить небольшие усилия от себя, нейтрализуя действия массы колон-
ки, и вернуть ее в нейтральное положение. При дальнейшей
проверке с целью недопущения самопроизвольного перемещения
колонки необходимо постоянно придерживать ее в нейтральном
положении.

2.	Отклонить рукоятку управления в сторону правого и левого
крена,,при этом штурвал и педали должны отклоняться. После это-
го следует вернуть рукоятку в нулевое положение и нажать кнопку-
лампу «Высота». Лампа с надписью «Высота» должна загореться.
При отклонении рукоятки управления по тангажу вниз (вверх)
и опускании ее колонка должна отклоняться «на себя» и «от себя»,
а лампа «Высота» должна погаснуть.

3.	Установить колонку в нейтральное положение, затем плавно
переместить ее от себя. Стабилизатор должен отклоняться йа ка-
брирование, а колонка «от себя».

4.	Отклоняя штурвал влево (вправо), пересилить автопилот. При
этом должны: автопилот отключиться по крену и направлению, за-
гореться табло «Отказ АП бок.» и включиться звуковая сигнализа-
ция. После этого надо нажать на кнопку «Откл. АП» и табло «От-
каз АП бок.» должно погаснуть.

5.	Включив автопилот и отклонив колонку по тангажу (на себя,
от себя), пересилить автопилот. При этом должны загореться табло
«Отказ АП прод.» и включиться звуковая сигнализация. Затем надо
нажать на кнопку «Откл. АП» и табло «Отказ АП прод.» должно
погаснуть.

6.	Включив автопилот, нажать кнопку-лампу «Высота». Затем
нажать и держать одну из кнопок «Совмещенное управление».
Кнопки-лампы «Включен» и «Высота» должны погаснуть, а лампа 
«Готов» — загорается, после чего следует убедиться, что органы
управления свободно перемещаются.

Вернуть органы управления в нейтральное положение и отпу- }
стать кнопку «Совмещенное управление». Лампа «Готов» дол-
жна погаснуть, а лампа «Включен» — загореться. Прикладывая уси-' |
лие к органам управления, надо убедиться, что автопилот *
препятствует их перемещению.	j

7.	Отклоняя штурвал и колонку по крену и тангажу, пересилить |
автопилот. При этом должны загореться табло «Отказ АП бок.»
и «Отказ АП прод.» и включиться звуковая сигнализация. После 1
этого надо вернуть органы управления в нейтральное положение |
и нажать кнопку «Совмещенное управление» и отпустить ее. Авто- 
пилот при этом не должен включиться, а табло «Отказ АП бок.»
и «Отказ АП прод.» должны продолжать гореть. Далее необходимо
пересилить автопилот, нажимая на педали. При этом канал напра-
вления автопилота отключается, а при снятии усилий снова вклю- ,
чается.

8.	Удерживая органы управления, нажать на кнопку «Откл. АП»
на штурвале левого пилота. Рули самолета должны мгновенно ос- I
вободиться, при этом в телефонах прозвучит кратковременный |
сигнал.	!

9.	Включить автопилот и аналогично проверить отключение ав- I
топилота от кнопки «Откл. АП» правого пилота. Затем выключа- j
тель «Питание» на пульте автопилота установить в положение |
«Откл.».	|

Пользование автопилотом в полете. Пользование автопилотом j
допускается на высоте не ниже 300 м во всем диапазоне эксплуата- I
ционных высот, скоростей, загрузок и центровок самолета. При вы- |
полпенни полетов ночью или в сложных метеоусловиях развороты 8
самолета выполняются с креном не более 20°.	j

Включение автопилота обеспечивается при любой эволюции |
самолета, если углы крена не превышают ± 30°, а тангажа ± 15°. I

Если во время полета при включенном автопилоте возникла не- |
обходимость быстрого вмешательства в управление самолетом, то j
надо нажать и держать одну из кнопок «Совмещенное управление». |
При этом рулевые машины отключаются и пилот может вручную ’
изменять траекторию полета самолета с помощью штурвала
и педалей.

При отпускании кнопки «Совмещенное управление» рулевые машины вклю-
чаются вновь и самолет управляется автоматически с помощью автопилота. При-
чем автопилот при этом не требует настройки или подстройки.

Точность стабилизации курса + 1°, тангажа и крена + 5°, высоты (если вклю- j
чен ВК-11) + 20 м.	I

В полете при включенном автопилоте запрещается оставлять S
пилотажно-навигационные приборы без наблюдения, а также про- 1
изводить арретирование авиагоризонтов АГБ-ЗК.	J

При слабой и умеренной болтанке пилотирование самолета j
с включенным автопилотом повышает точность выдерживания за- |
224	.1
данного режима полета. В зоне сильной болтанки, а также при по-
лете на двух двигателях автопилот должен быть выключен.

Если рукоятка «Разворот» находится в отключенном положе-
нии, включения рулевых машин автопилота не происходит.

В горизонтальном полете на высоте не ниже 300 м не-
обходимо сбалансировать самолет и убедиться, что рукоятка упра-
вления автопилота находится в нулевом положении, выключатель
«Тангаж — Откл.» — в положении «Тангаж». При включенном вы-
ключателе «Тангаж» ручное управление стабилизатором отклю-
чается и стабилизатор управляется автоматически с помощью авто-
пилота. Переключатель «МК — ГПК» пульта управления ПУ-27
курсовой системы ГМК-1Г следует установить в положение «МК»,
если полет происходит по локсодромии, или в положение «ГПК»,
если полет будет совершаться по ортодромии.

Затем выключатель «Питание — Откл.» на пульте управления ав-
топилота нужно установить в положение «Питание». Не более чем
через 50 с должна загореться кнопка-лампа «Готов». Устойчивое
горение кнопки-лампы «Готов» свидетельствует о готовности авто-
пилота к включению.

При горящей кнопке-лампе «Готов» следует нажать и отпустить
кнопку-лампу «Включен». При этом лампа «Готов» должна погас-
нуть, а лампа «Включен» загореться, сигнализируя о включении си-
ловой части автопилота. Легким пересиливанием всех трех стабили-
заций надо убедиться, что автопилот взял управление «на себя».
С этого момента, если выключатель «Тангаж — Откл.» находится
в положении «Тангаж», ручное управление стабилизатором отклю-
чается и стабилизатор управляется только автоматически с помощью
автопилота.

Если выключатель «Тангаж — Откл.» находится в положении
«Откл.», рулем высоты и стабилизатором необходимо управлять
вручную.

Для включения режима стабилизации высоты
необходимо нажать и отпустить кнопку-лампу «Высота». При этом
лампа «Высота» должна загореться, сигнализируя о включении кор-
ректора высоты КВ-11.

При нажатии кнопки-лампы «Высота» при наборе высоты или
снижении самолет автоматически выводится на высоту, на которой
была нажата кнопка (с точностью примерно 30 м). Во избежание
появления ощутимых перегрузок нажимать кнопку-лампу «Высота»
при вертикальной скорости более 3 — 4 м/с запрещается.

Следует помнить, что при нажатии рукоятки управления автопи-
лота на себя или от себя или кнопки «Совмещенное управление»
корректор высоты КВ-11 отключается и на пульте управления авто-
пилота гаснет лампа «Высота». Для повторного включения коррек-
тора высоты надо вывести самолет в горизонтальный полет и
снова нажать кнопку-лампу «Высота».

Для выполнения разворота самолета необходимо
плавно повернуть рукоятку управления вправо или влево. При до-
стижении самолетом необходимого крена надо оставить рукоятку

8 И. Е. Бондарчук и др.— 702
в отклоненном положении. Самолет с установившимся креном бу-
дет совершать координированный разворот. Для прекращения раз-
ворота необходимо вывести самолет из крена, установив рукоятку
управления в нейтральное положение.

При включенном корректоре высоты КВ-11 сохраняется воз-
можность выполнения разворотов с помощью рукоятки управления
и нет необходимости отключать ее на разворотах.

Для того чтобы изменить угол тангажа само-
лета, надо нажать рукоятку управления на себя или от себя и дер-
жать ее до достижения самолетом необходимого угла тангажа. За-
тем отпустить рукоятку управления, она вернется в нейтральное
положение под действием пружины.

Самолет с установившимся углом тангажа будет совершать сни-
жение или набор высоты. Для вывода самолета в горизонтальный
полет надо нажать рукоятку управления в противоположную
сторону.

Если в полете возникла необходимость изменения траек-
тории полета самолета вручную, пилот должен нажать
и держать кнопку «Совмещенное управление», расположенную на
штурвале левого или правого пилота. На пульте управления авто-
пилота должна загореться лампа «Готов», а кнопка-лампа «Вклю-
чен» должна погаснуть.

После изменения траектории полета, если горит лампа «Готов»,
отпустить кнопку «Совмещенное управление». При этом лампа
«Готов» гаснет, а кнопка-лампа «Включен», загорается, что свиде-
тельствует о включении режима стабилизации.

Отключение автопилота производится путем нажатия
кнопки «Откл. АП» на штурвале левого или правого пилота. При
этом на короткое время включается звуковая сигнализация (дли-
тельностью не более 1 с), гаснет кнопка-лампа «Включен» и заго-
рается кнопка-лампа «Готов». После этого выключатель «Питание»
на пульте автопилота необходимо установить в положение «Откл.».
Кнопка-лампа «Готов» должна погаснуть. Автопилот обесточен
и выключен.

Действия экипажа при отказе автопилота. Для обеспечения без-
опасности полета в случае возникновения неисправностей в автопи-
лоте на левой и правой амортизированных панелях приборной до-
ски пилотов имеются световые табло для выдачи следующей
информации: «Отказ АП бок.», «Отказ АП прод.», «Усилие откл.
АП», «Отказ АГБ».

При загорании светового табло «Отказ АП бок.» или «Отказ
АП прод.» автоматически отключается неисправный канал и свето-
вая сигнализация сопровождается звуковой сигнализацией в теле-
фонах длительностью до 3 с.

В случае возникновения неисправности в системе автоматическо-
го управления стабилизатором загорается табло «Усилие откл'
АП» с включением звуковой сигнализации, что свидетельствует
о наличии усилий в канале руля высоты. При этом пилот должен
быть готовым к парированию усилия в продольном канале. Пилот,
226
удерживая штурвал вручную, обязан установить выключатель
«Тангаж» в положение «Откл.», когда табло погаснет, необходимо
перейти на ручное управление стабилизатором и рулем высоты.

При выпуске закрылков в один прием возможно кратковремен-
ное загорание лампы «Усилие откл. АП» с одновременным включе-
нием звукового сигнала. В этом случае отключение выключателя
канала тангажа не обязательно. При отказе канала тангажа
автопилота загорается табло «Отказ АП прод.» с одновременным
включением звукового сигнала. Тогда необходимо выключатель
«Тангаж» поставить в положение «Откл.» (табло должно погас-
нуть) и перейти на ручное управление стабилизатором и рулем
высоты.

При возникновении неисправности в канале крена (в боковом
канале) загорается табло «Отказ АП бок.» При этом необходимо
отключить автопилот кнопкой «Откл. АП» (табло должно погас-
нуть), после чего выключатель «Питание» и «Тангаж» поставить
в положение «Откл.» и перейти на ручное управление стабилизато-
ром и самолетом. В этом случае экипаж обязан определить про-
странственное положение самолета по дублирующим приборам,
вывести его в горизонтальный полет и убедиться в исправности
курсовой системы ГМК-1Г.

При отказе канала руля направления рулевая машина отклю-
чается автоматически без включения сигнализации. Автопилот про-
должает стабилизировать угол тангажа, крена и курса, но не проис-
ходит лишь демпфирования колебаний по курсу руля поворота.

Если в полете происходит одновременное загорание табло
«Отказ АГБ», «Отказ АП бок.» и «Отказ АП прод.», то это свиде-
тельствует об отказе одного из авиагоризонтов и автоматическом
отключении автопилота. В этом случае необходимо выключить ав-
топилот, определить действительное положение самолета по дубли-
рующим приборам, а также отказавший авиагоризонт и пилотиро-
вать самолет по исправному авиагоризонту.

Использование автопилота при отказе правого авиагоризонта
АГБ-ЗК запрещается.

Если в полете начинаются самопроизвольные колебания самолета или изме-
няется траектория полета, необходимо отключить автопилот.

При загорании табло «Отказ АП прод.» или «Усилие откл. АП» и после отклю-
чения автопилота стабилизатор не управляется вручную от основной системы. По-
этому необходимо перейти на управление стабилизатором от аварийной системы.

Глава IX

ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

51.	Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРИ

Назначение и комплекты. Электрический моторный индикатор
предназначен для измерения давления масла, давления топлива
перед рабочими форсунками и температуры масла на входе в авиа-
двигатель АИ-25.
На самолете установлены три комплекта индикаторов.
В каждый комплект (рис. 90) входят: трехстрелочный указатель
УИЗ-ЗК давления топлива, масла и температуры масла (поз. /);
датчик давления топлива ИД-100 (поз. 4) и давления масла ИД-8
(поз. 2); приемник температуры масла П-1 (поз. 3). Указатели уста-
новлены на среднем пульте пилотов, а датчики и приемники темпе-
ратуры — на авиадвигателях.

Термометры масла питаются постоянным током напряжением 28,5 В, а мано-
метры масла и топлива переменным однофазным током напряжением 36 В, часто-
той 400 Гц. Включаются индикаторы в работу с помощью автоматов защиты сети
АЗС-2 с надписью При боры двигателей», которые установлены на левом электро-
щитке АЗС, а также с помощью автомата защиты сети АЗС-2 «Манометры», уста-
новленного на среднем пульте пилотов.

Защита цепи питания по постоянному току от коротких замыканий и перегру-
зок осуществляется автоматом защиты сети АЗС-2 на левом щитке АЗС; а по пере-
менному току — предохранителями СП-1, которые установлены в отсеке оборудова-
ния слева на этажерке' предохранителей переменного тока.

Устройство указателя УИЗ-ЗК и датчика ИД-100. Указатель ин-
дикаторов объединяет в одном корпусе три измерительных прибо-
ра, работающих независимо один от другого. Указатели и датчики
давления масла, а также указатели и датчики давления топлива
конструктивно выполнены аналогично.

Указатель давления масла конструктивно представляет собой
магнитоэлектрический логометр, состоящий из ротора и статора.
Подвижная система логометра (ротора) состоит из двухполюсного
постоянного магнита, на оси которого закреплена стрелка. В каче-
стве статора используются две рамки с обмотками, расположенны-
ми под углом 120° друг к другу.

Рис. 90. Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРИ
Шкала манометра масла отградуирована от 0 до 8 кгс/см2 с оцифровкой через
2 кгс/см2; цена деления 0,5 кгс/см2.

Шкала манометра топлива отградуирована от 0 до 100 кгс/см2 с оцифровкой
через 50 кгс/см2; цена деления 10 кгс/см2.

Указатель термометра масла выполнен аналогично указателю давления масла,
за исключением шкалы. Шкала термометра масла отградуирована от — 50 до
+ 150 °C с оцифровкой через 50 °C и ценой деления 10 °C.

Датчик давления топлива ИД-100 состоит из корпуса, где в каче-
стве чувствительного элемента используется грибковая мембранная
коробка, которая под действием давления топлива прогибается на
величину, пропорциональную измеряемому давлению. Внутри кор-
пуса ввернута плата, на которой закреплены верхний и нижний сер-
дечники с катушками индуктивности и возвратная пружина. На воз-
вратной пружине жестко закреплен железный якорь, в который
ввернут шток.

Принцип работы манометра топлива. Принципиальная электриче-
ская схема манометра топлива (рис. 91) представляет собой четы-
рехплечий измерительный мост переменного тока, плечами которо-
го являются постоянные резисторы R9 и R10, размещенные
в указателе, и переменные сопротивления катушек L1 и L2 индук-
тивного датчика.

Мостовая схема питается переменным током напряжением 36 В,
частотой 400 Гц.

Поскольку катушки индуктивности питаются переменным то-
ком, а магнитоэлектрический логометр постоянным, то для выпря-
мления переменного тока в постоянный в схеме используются два
германиевых диода типа Д226 (Д7Ж).

Измеряемое давление топлива подается внутрь корпуса датчика.
С увеличением давления мембрана 1 прогибается и вместе со што-
ком 2 перемещается якорь 3, изменяя воздушные зазоры магнитных
цепей катушек индуктивности L1 и L2. При этом в одной цепи за-
зор увеличивается, а в другой уменьшается. Это приводит к измене-
нию индуктивного сопротивления катушек, а следовательно, к пере-
распределению токов в рамках логометра 4 и 5.

Постоянный ток, протекая по обмоткам рамок логометра, со-
здает вокруг них магнитное поле, которое, взаимодействуя с маг-
нитным полем постоянного магнита, создает момент, под дей-
ствием которого поворачивается магнит и стрелка показывает по
шкале давление измеряемой среды (масла или топлива в авиадвига-
теле АИ-25).

Пршщип работы термометра масла. Принципиальная схема тер-
мометра масла (рис. 92) представляет собой четырехплечий измери-
тельный мост постоянного тока, который работает следующим
образом. При минимальной температуре масла сопротивление при-
емника Rn также будет минимально. При этом ток потечет через
обмотку рамки 2, сопротивление приемника Rn, на клемму «минус»
источника питания. Ток, протекая по обмотке рамки логометра, со-
здает вокруг нее магнитное поле, которое, взаимодействуя с маг-
нитным полем постоянного магнита, создает момент, под дей-
ствием которого рамки поворачиваются и стрелка показывает
Рис. 92. Принципиальная электрическая схема термометра масла:

R2, R}, R5, ^ — сопротивления катушек; Rn — сопротивление приемника; 1 и 2 — рамки
логометра

0

Рис. 91. Принципиальная электрическая схема манометра типа ДИМ

минимальную температуру масла. При увеличении температуры
масла сопротивление приемника Rn увеличивается. При этом про-
изойдет перераспределение напряжений на сопротивлениях мосто-
вой схемы, в результате чего по обмоткам рамок логометра начнут
протекать токи различной величины и рамки логометра повернутся
на угол, пропорциональный отношению токов, протекающих по об-
моткам рамок логометра.

При максимальной температуре масла сопротивление приемни-
ка Rn будет максимальное. При этом ток во второй обмотке рамки
логометра достигает максимума, а в первой — уменьшается до ну-
ля. Протекая по второй обмотке рамки логометра, ток создает во-
круг нее магнитное поле, которое, взаимодействуя с магнитным по-
лем постоянного магнита, повернет рамки, и стрелка покажет мак-
симальную температуру масла или окружающей среды.

Таким образом, каждой величине измеряемой температуры мас-
ла соответствует определенное сопротивление приемника темпера-
туры П-1 и одно определенное положение стрелки указателя, кото-
рая по шкале показывает ту или иную температуру масла
в авиадвигателе.

Предполетный осмотр индикатора ЭМИ-ЗРИ. Перед полетом
внешним осмотром убедиться, что видимых дефектов нет. Следует
обратить внимание на положение стрелок. При выключенном пита-
нии стрелки указателей должны находиться ниже нулевой отметки
шкалы, т. е. на упоре. Затем нужно проверить индикатор ЭМИ-ЗРИ
230
на работоспособность. Для этого необходимо включить источник
постоянного и переменного тока, а также АЗС-2 «Манометры»
и АЗС-2 «Приборы двигателей» и убедиться, что стрелки указателей
давления масла и топлива установились против нулевой отметки
шкалы, а стрелки указателей температуры масла должны показать
температуру масла в данный момент отсчета. Затем необходимо
выключить питание и автоматы защиты сети АЗС-2. Стрелки указа-
телей должны с электрического нуля установиться на упор механи-
ческого нуля.

52.	Тахометр ИТЭ-2

Назначение и принцип действия. Электрический тахометр ИТЭ-2
предназначен для измерения частоты вращения роторов компрессо-
ров высокого и низкого давлений авиадвигателя, выраженных
в процентах от числа максимальной частоты вращения в минуту.

Принцип действия тахометра основан на преобразовании датчи-
ком (генератором) частоты вращения вала в электродвижущую си-
лу, частота которой пропорциональна частоте вращения вала авиа-
двигателя, а также на взаимодействии магнитного поля шестипо-
люсного постоянного магнита с магнитным полем вихревых токов,
возникающих в чувствительном элементе указателя.

На самолете установлены три комплекта тахометров. Каждый
комплект (рис. 93) состоит из сдвоенного указателя ИТЭ-2 (поз. Г),
установленного на средней панели приборной доски пилотов,
и двух датчиков ДТЭ-1 (поз. 2), установленных на авиадвигателе
АИ-25.

Устройство указателя и датчика. Двухстрелочный указатель со-
стоит из корпуса (рис. 94), где смонтированы два механизма, рабо-
тающие независимо один от другого. Каждый механизм включает
в себя синхронный электродвигатель переменного трехфазного то-
ка, состоящий из ротора 12 и статора 9. Ротор электродвигателя
представляет собой четырехполюсный магнит, а статор — трехфаз-
ную обмотку, соединенную звездой.

На валу ротора электродвигателя укреплен магнитный узел
6 (муфта), состоящий из шестиполюсного постоянного магнита, ме-
жду полюсами которого размещен чувствительный элемент 7, укре-
пленный на оси. С осью чувстви-

тельного элемента связана проти-
водействующая пружина 5, зубча-
тая передача 4 и стрелка указате-
ля 1. Отсчет показаний ведется
по шкале, отградуированной от О
до 110%. Оцифровка выполнена
через 20 % с ценой делений 1 %.

Датчик тахометра представля-
ет собой синхронный генератор
переменного трехфазного тока,
состоящий из ротора 11 и ста-

Рис. 93. Тахометр ИТЭ-2:

1 — указатель; 2 — датчик
Рис. 94. Принципиальная электрическая схема тахометра ИТЭ-2:

7 —стрелки; 2 — ось и втулка; 3 —шкала; 4 — зубчатая передача; 5 — противодействующая
пружина; 6 — магнитный узел (муфта); 7 — чувствительный элемент; 8 — гистерезисный диск;

9 — статор указателя; 10 — статор датчика; 11 — ротор датчика; 12 — ротор электротолкателя

тора 10. В качестве ротора используется четырехполюсный
постоянный магнит, а в качестве статора — три трехфазные
обмотки, расположенные под углом 120°, соединенные звездой.

Принцип работы тахометра. Ротор датчика-генератора, получая
вращение от привода авиадвигателя АИ-25, в обмотках статора
возбуждает переменный трехфазный ток, частота которого пропор-
циональна частоте вращения вала ротора авиадвигателя. Пере-
менный трехфазный ток от датчика по трем проводам поступает на
статорные обмотки синхронного электродвигателя указателя и соз-
дает вокруг них вращающееся магнитное поле. Магнитное поле
статора, взаимодействуя с магнитным полем ротора магнита, при-
водит во вращение ротор 12 электротолкателя, который вращает
магнитный узел и в чуствительном элементе 7 индуктирует вих-
ревые токи, создающие вокруг элемента магнитное поле. Магнит-
ное поле вихревых токов, взаимодействуя с магнитным полем маг-
нитного узла, образует вращающийся момент, который поворачи-
вает чувствительный элемент в сторону вращения магнита. Вместе
с чувствительным элементом через зубчатую передачу 4 поворачи-
вается стрелка, которая по равномерной шкале будет показывать
обороты вала ротора компрессора высокого или низкого давления,
выраженного в процентах.

Стрелка с надписью «1» (см. рис. 93) показывает обороты рото-
ра компрессора высокого давления (КВД), а стрелка «2» — ротора
компрессора низкого давления (КНД).

С датчиков ДТЭ-1 КВД снимается напряжение, пропорциональ-
ное частоте вращения роторов компрессоров высокого давления,
и поступает в систему записи МСРП-12-96.
Предполетный осмотр тахометра. Перед полетом внешним осмо-
тром следует убедиться в целости стекла, окраски шкалы и стрелок,
креплений указателя к приборной доске, а также в отсутствии меха-
нических повреждений. Во время пробы авиадвигателей надо убе-
диться также, что стрелки указателя плавно, без рывков и колеба-
ний, перемещаются по шкале с изменением положения рычага
управления двигателем.

Колебания стрелки указателя на установившемся режиме не
должны превышать следующих величин: ± 1,5% в диапазоне от 10
до 15%; ± 1% в диапазоне от 15 до 25%; ±0,5% в остальной ча-
сти шкалы.

53.	Термометр ТСТ-299

Назначение и комплекты. Термометр термоэлектрический пред-
назначен для измерения температуры выходящих газов авиадвига-
теля АИ-25. Принцип действия термометра основан на измерении
термоэлектродвижущей силы, возникающей при нагреве спая двух
разнородных металлов.

На самолете установлены три комплекта термометров ТСТ-299.
Каждый комплект термометра состоит из указателя ТСТ-2 (рис. 95),
установленного на средней панели приборной доски, и четырех
сдвоенных термопар Т-99, установленных на авиадвигателе АИ-25.

Указатель ТСТ-2 конструктивно представляет собой магнито-
электрический милливольтметр (гальванометр) со шкалой, отгра-
дуированной от 0 до 900 °C с оцифровкой через 300 °C и ценой де-
ления 20 °C.

Приемник указатель представляет собой термопару, состоящую
из двух электродов. Положительный электрод изготовлен из хроме-

Рис. 95. Указатель ТСТ-2 термометра
выходящих газов

Рис. 96. Принципиальная электрическая
схема термометра ТСТ-299:

7 — гальванометр; 2 — пружина; 3 — биме-
таллический корректор; '4 — термопара
ля, а отрицательный термоэлектрод — из алюмеля. Концы термо-
электродов вставлены в трубку, изготовленную из жароупорной
стали, которая имеет два отверстия с различными сечениями. Га-
зовый поток входит в отверстие большого сечения, а выходит через
отверстие малого сечения и почти полностью затормаживается
в трубке, вследствие чего обеспечивается измерение температуры
заторможенного потока.	(

Принцип работы термометра ТСТ-299. При нагреве спая двух
проводников из разнородных металлов в проводниках возникает
термоэлектродвижущая сила, под действием которой в замкнутой
электроцепи потечет термоток (рис. 96). Термо/гок, протекая по об-
мотке рамки гальванометра, создает вокруг нее магнитное поле, ко-
торое, взаимодействуя с магнитным полем постоянного магнита,
поворачивает рамку, а вместе с рамкой и стрелку по шкале, показы-
вающую температуру газов, выходящих из авиадвигателя АИ-25.

54.	Термометр ТСТ-282С

Термоэлектрический термометр ТСТ-282С предназначен для из-
мерения температуры выходящих газов из пускового двигателя
АИ-9. Комплект термометра состоит из указателя ТСТ-2, располо-
женного на левой неподвижной панели приборной доски пилотов,
и двух термопар Т-82К, установленных на пусковом двигателе.
Шкала указателя отградуирована от 0 до 900°С с оцифровкой через
300° и ценой деления 20 °C.

Принцип действия, устройство и принцип работы термометра
ТСТ-282С аналогичны термометру ТСТ-299.

Предполетный осмотр термометров ТСТ-299 и ТСТ-282С необ-
ходимо производить следующим образом. Внешним осмотром убе-
диться в целости стекла, окраски и крепления указателей на при-
борной доске. При осмотре обратить внимание на положение
стрелок указателей. Если авиадвигатели горячие, то стрелки термо-
метров ТСТ-299 должны показывать температуру авиадвигателей
АИ-25, а стрелка термометра ТСТ-282С — температуру пускового
двигателя.

При положительной температуре стрелки указателей должны
показать температуру окружающей среды, если авиадвигатели
холодные.

55.	Аппаратура контроля вибрации И В-300

Назначение и принцип действия. Аппаратура ИВ-300 предназначе-
на для контроля уровня вибраций авиадвигателей в полосе частот
65 — 300 Гц, а также для сигнализации о возникновении недопу-
стимых вибраций.

В комплект аппаратуры ИВ-300 (рис. 97) входят: указатель
ИВ-200, который установлен на приборной панели у шпангоута
№ 8 слева; три электронных блока БЭ-1 — в хвостовом отсеке фюзе-
ляжа-слева ; три датчика вибрации МВ-26В — на авиадвигателях; пе-
234
Рис. 97. Комплект аппаратуры ИВ-300:

/ — указатель ИВ-200; 2 — переключатель; 3 — кнопка; -/ — датчик вибрации МВ-26В; 5 —
электронный блок БЭ-1

реключатель каналов вибрации и кнопка «Контроль» — на прибор-
ной панели у шпангоута № 8 слева; три сигнальные лампы
СМ28—4,8 (табло) — на правой амортизированной панели прибор-
ной доски пилотов.

Питается аппаратура контроля вибрации постоянным током на-
пряжением 28,5 В и переменным однофазным током напряжением
115 В, частотой 400 Гц. Включается аппаратура в работу с по-
мощью автоматов защиты сети АЗС-2 и АЗС-5 с надписью «При-
боры двигателей» и «ПО — радио», установленных на левом элек-
трощитке АЗС, а также с помощью переключателя «ПО — радио»,
установленного на правой неподвижной панели приборной доски
пилотов.

Защита цепи питания по постоянному току от коротких замыканий осущест-
вляется автоматами защиты сети АЗС-2 на левом электрощитке АЗС, а по перемен-
ному однофазному току — тремя предохранителями СП-1, которые установлены
в отсеке оборудования между шпангоутами № 8 и 9 слева на электрощитке предо-
хранителей переменного тока.

В аппаратуре имеется встроенный контроль, при включении ко-
торого стрелка указателя должна находиться в пределах 70—100
мм/с. При этом соответствующая сигнальная лампа должна гореть.

Принцип действия аппаратуры вибрации ИВ-300 заключается
в следующем. При возникновений вибрации на авиадвигателе
в датчике МВ-26В на принципе электромагнитной индукции индук-
тируется переменная электродвижущая сила. Сигнал переменного
тока, пропорциональный виброскорости авиадвигателя, поступает
на вход электронного блока БЭ-1, где он усиливается и выпря-
мляется в сигнал постоянного тока, а затем поступает на указа-
тель ИВ-200 и сигнальную лампу.
Указатель 1 фиксирует значение виброскорости, возникшей на
авиадаигателе в каждый данный момент времени, а также обеспечи-
вает включение сигнальной лампы «Опасная вибрация», которая за-
горается при достижении заранее установленного уровня виброско-
рости на указателе для данного авиадвигателя.

Аппаратура контроля вибрации ИВ-300 выпускается в многока-
нальном варианте, где выходы электронных блоков подключаются
к одному указателю с помощью переключателя. Переключатель ка-
налов имеет четыре положения: «Автомат», «Правый», «Средний»
и «Левый» по числу подключенных к нему Электронных блоков.
При положении переключателя «Правый» указатель фиксирует зна-
чение виброскорости в месте установки правого датчика (правый
авиадвигатель) и т. д. При положении переключателя «Автомат»
указатель фиксирует показание, соответствующее максимальному
значению виброскорости в местах установки; датчиков.

Пример. При положениях переключателя «Правый», «Средний», «Левый»
указатель показывает виброскорость 26, 32, 36 мм/с соответственно. В этом случае
указатель в положении «Автомат» покажет величину виброскорости левого датчи-
ка, т. е. 36 мм/с.

Указатель ИВ-200 предназначен для указания уровня вибрации
авиадвигателей. Указатель конструктивно представляет собой ми-
кроамперметр магнитоэлектрической системы, состоящей из ротора
и статора. В качестве статора используется двухполюсный по-
стоянный магнит, между полюсами которого расположен цилин-
дрический сердечник. Подвижная часть микроамперметра — ро-
тор — представляет собой каркас рамки с обмоткой из тонкой
изолированной проволоки. Рамка вращается в зазоре между полю-
сами и сердечником постоянного магнита. С рамкой жестко скре-
плена стрелка указателя и две спиральные пружины, создающие
противодействующий момент и являющиеся одновременно токо-
проводами.

На лицевой части внизу прибора указателя ИВ-200 имеется кор-
ректор, с помощью которого устанавливается стрелка прибора на
нулевую отметку шкалыл'В верхней части прибора имеется механи-
ческий треугольный индекс, который в зависимости от опасной
вибрации может быть заранее установлен в пределах от 30
до 100 мм/с.

На самолете Як-40 он установлен на величину опасной вибро-
скорости 50 мм/с. При достижении стрелкой прибора виброскоро-
сти 50 мм/с загорается соответствующее табло с надписью «Опас-
ная вибрация». При этом необходимо принять меры согласно
руководству по летной эксплуатации. Шкала прибора отградуиро-
вана в единицах виброскорости от 0 до 100 мм/с с оцифровкой че-
рез 50 мм/с и ценой деления 5 мм/с.

Проверка работоспособности аппаратуры ИВ-300 перед полетом.
Перед полетом внешним осмотром аппаратуры необходимо убе-
диться, что видимых дефектов нет. При выключенном источнике
питания стрелка указателя должна находиться на нулевой отметке
шкалы, в противном случае следует установить ее на нуль с по-
236
мощью корректора, расположенного на лицевой стороне внизу кор-
пуса прибора.

При включенном источнике питания постоянного и переменного
тока нужно проверить аппаратуру на работоспособность от
встроенного контроля, для чего переключатель каналов вибрации
поставить в положение «Правый» и нажать кнопку «Контроль». Ес-
ли аппаратура исправна, стрелка указателя отклонится в пределах
70 — 100 мм/с и сигнальная лампа (табло) «Опасн. вибр. прав.» бу-
дет гореть.

Аналогично проверяется аппаратура при установке переключате-
ля каналов вибрации в положение «Средний» и «Левый» авиадвига-
тели.

После запуска ариадвигателей. следует убедиться в нормальном
уровне виброскороСти авиадвигателя. Работоспособность аппара-
туры и вибрация на двигателях считаются нормальными, если
стрелка указателя находится в начальном участке шкалы (от нуля
до механического индекса) и соответствующая лампа сигнализации
опасной вибрации не горит.

Это следует проделать последовательно путем установки пере-
ключателя каналов вибрации в соответствующее положение для
каждого авиадвигателя.

После проверки аппаратуры переключатель каналов вибрации
необходимо поставить в положение «Автомат» для обеспечения ви-
зуального контроля за максимальным уровнем вибрации авиадви-
гателей по указателю.

Работа с аппаратурой ИВ-300 в полете. Во время полета по-
стоянный контроль виброперегрузок обеспечивает безопасность по-
лета, так как дает возможность экипажу по величине виброперегру-
зок судить об исправности авиадвигателей и в случае превышения
допустимого уровня виброперегрузок принять решение о своевре-
менном прекращении эксплуатации авиадвигателя.

В полете визуально по указателю контролируется и определяет-
ся максимальная величина виброскорости авиадвигателей, так как
переключатель каналов вибрации установлен в положение «Авто-
мат». При достижении на каком-либо авиадвигателе опасной вели-
чины виброскорости загорается соответствующая сигнальная лам-
па «Опасн. вибр. лев.», «Опасн. вибр. сред.» или «Опасн. вибр.
прав.».

При этом стрелка указателя должна находиться против верхнего
треугольного индекса или превышать его. В этом случае экипажу
самолета следует убедиться в правильности показаний аппаратуры,
проверив ее на работоспособность (если она исправна), а затем
принять меры согласно руководству по летной эксплуатации само-
лета.

При полете в условиях обледенения возможно будут наблюдать-
ся изменения уровня виброскорости авиадвигателей. Поэтому в те-
чение всего времени полета необходимо контролировать уровень
виброскорости по указателю. Если виброскорость будет превышать
50 мм/с и загорится сигнальная лампа «Опасн. вибр.», необходимо
принять меры согласно руководству по летной эксплуатации само-
лета. Продолжительность непрерывной работы аппаратуры в поле-
те составляет не более 10 ч. Последующее включение — не ранее
чем через 2 ч.

56.	Автомат центровки с электроемкости ым
топливомером АЦТ5-1БТ

Назначение, принцип действия. Автомат центровки с электроем-
костным топливомером предназначен для автоматического балан-
сирования самолета при выработке топлива с выдерживанием рав-
ного количества топлива в левой и правой консолях крыла,
измерения суммарного и раздельного количества топлива в левой
и правой консолях крыла, сигнализаций навигационного остатка
топлива (230 кг) в каждой консоли крыла раздельно от двух сигна-
лизаторов уровня.

Автоматическое балансирование самолета с помощью т о п л и -
в ом ер а АЦТ5-1БТ осуществляется непрерывно и одновременно
с непрерывным измерением количества топлива в левой и правой
консолях крыла. Топливомер дает правильные показания Только
в линии горизонтального полета.

Погрешность изменения количества топлива при нормальных
условиях не должна превышать + 2 % от номинального значения
шкалы показывающего прибора.

Рис. 98. Комплект топливомера АЦТ5-1БТ:

/ — блок центровки БЦСЧ-1АТ; 2 — электроемкостные датчики; 3 — блок измерения
БИП2-7Т; -/ — указатель ППТИЗ-2Т; 5 — коммутационное устройство УК2-1Т
' Автомат центровки выдает сигнал на сигнальную/лампу «От-
каз АЦТ» при разнице в количестве топлива в консолях крыла
290 ± 60 кг.

Комплект автомата центровки с топливомером АЦТ5-1БТ (рис.
98) состоит из: 14 электроемкостных датчиков типа ДТЗОВ и двух
электроемкостных датчиков БТСК1А-2Т (поз. 2) со встроенным
компенсатором, установленных в левом и правом кессонах каждого
крыла; блока измерения и преобразования БИП2-7Т (поз. 3) — на
радиоэтажерке за шпангоутом № 8 с правой стороны; блока цен-
тровки БЦС4-1АТ (поз. 1) — на радиоэтажерке справа за шпангоу-
том № 8; коммутационного устройства УК2-1Т (поз. 5) — за шпан-
гоутом № 8 с правой стороны на радиоэтажерке; показывающего
прибора ППТИЗ-2Т (поз. 4) и переключателя с надписью «Левый
кессон — Сумма — Правый кессон», установленных на левой амор-
тизированной панели приборной доски пилотов; сигнальных ламп
СМ-39 (табло) с надписью «Остаток топл. прав.», «Остаток топл.
лев.» — на правой амортизированной панели приборной доски пи-
лотов; сигнальной лампы СМ-39 «Отказ АЦТ» — на среднем пуль-
те пилотов.

Питается топливомер АТЦ5-1БТ постоянным током напряжением 28,5 В
и переменным однофазным током напряжением 115 В, частотой 400 Гц. Мощность,
потребляемая системой, по постоянному току 30 Вт, по переменному току — 150
В • А. Топливомер включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2
с надписью «Топливомер», установленного на левом электрощитке АЗС, а также
автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «АЦТ», который установлен на среднем
пульте пилотов.

Показыв ающий прибор ППТИЗ-2Т (рис. 99) предназна-
чен для указания суммарного количества топлива в левом и правом
кессоне, а также указания количества топлива раздельно в каждом
кессоне крыла.

На лицевой части прибора размещены две шкалы: внешняя
и внутренняя. По внешней шкале отсчитывают суммарный запас
топлива в левом и правом кессонах крыла. Шкала отградуирована
от 0 до 4400 кг с оцифровкой через 1000 кг и ценой деления 200 кг.
По внутренней шкале отсчитывается количество топлива раздельно
в каждом кессоне крыла. Шкала отградуирована от 0 до 2200 кг
с оцифровкой через 500 кг и ценой деления 100 кг.

На самолетах первых выпусков внешняя шкала отградуирована от 0 до 3500 кг
с оцифровкой через 500 кг и ценой деления 100 кг, внутренняя — от 0 до 2000 кг
с оцифровкой через 500 кг и ценой деления 100 кг.

Внизу лицевой части прибора имеются две кнопки, которые вхо-
дят в схему проверки работоспособности измерительной части при-
бора. При нажатии кнопки «Н» стрелка показывающего прибора
должна перемещаться к нулевой отметке шкалы, а при нажатии на
кнопку «Р» — к максимальной отметке шкалы.

Принцип действия измерительной, части то-
пливомера основан на измерении электрической емкости датчи-
ков-конденсаторов, меняющейся под воздействием измерения коли-
чества топлива с помощью самоуравновешивающегося электриче-
ского моста переменного тока, одним плечом которого является
239
емкость датчика. При заполнении
кессонов топливом воздух между
трубами датчиков-конденсаторов
вытесняется и зазор между труба-
ми заполняется топливом. При
этом емкость датчиков меняется
от самого начального (кессон
пуст) до самого максимального
значения. По величине электриче-
ской емкости датчика судят о за-
пасе топлива, находящегося в кес-
соне.

В основу работы схемы сигна-
лизации навигационного остатка
топлива положено свойство маг-

| сумма |	нитоуправляемых контактов сра-

__	_____ батывать под влиянием магнитно-

I кюсон I TJ§)) | Лесой | го поля. При остатке топлива
230 кг в любом из кессонов на
Рис. 99. Показывающий прибор правой панели приборной доски
загораются сигнальные лампы на-
вигационного остатка топлива с
надписью «Остаток топлива левый», «Остаток топлива правый».
Это осуществляется следующим образом.

При изменении уровня топлива поплавок в датчике перемещает-
ся по направляющей трубке вниз или вверх. При остатке топлива
в кессоне 230 кг поплавок установится так, что магнитное поле по-
стоянных магнитов, закрепленных на поплавке, будет достаточным
для срабатывания магнитоуправляемого контакта. Контакт сра-
батывает и замыкает минусовую цепь промежуточного реле блока
УК2-1Т. Реле срабатывает и подает питание на сигнальную лампу
навигационного остатка топлива.

Принцип действия автомата центровки заклю-
чается в том, что напряжения, пропорциональные количеству топ-
лива в консолях крыла, с выходов потенциометров блока измерения
и преобразования БИП2-7Т поступают в схему автомата центровки
БЦСЧ-1АТ. Если количество топлива в левом и правом кессонах
крыла равны, то сигналы на входе усилителей блока центровки бу-
дут равны нулю.

При изменении запаса топлива в кессонах крыла и достижении
разности количества топлива порядка 80—160 кг на вход первого
усилителя блока центровки подается напряжение, где усиливается
до величины, необходимой до срабатывания фазочувствительного
реле, которое выдает сигнал на включение ослабленного режима
топливного насоса, в кессоне которого топлива меньше. После вы-
равнивания запаса топлива в кессонах реле обесточиваются и насос
переводится на номинальный режим работы.

В случае когда разница запаса топлива в кессонах достигает ава-
рийного значения 230—350 кг, на вход второго усилителя блока
240
центровки подается напряжение. При этом срабатывает второе фа-
зочувствительное реле, которое выдает сигнал на лампу «Отказ
АЦТ», управление подкачивающими насосами со стороны автомата
центровки не прекращается.

При загорании лампы «Отказ АЦТ» необходимо выключить ав-
томат защиты сети с надписью «АЦТ». Управление количеством
топлива в этом случае производится вручную переключателем
с надписью «Насосы, ослабленный режим левый — правый», ко-
торый расположен на среднем пульте пилотов.

Проверка работоспособности автомата центровки с топливомером
АЦТ5-1БТ перед полетом. Перед полетом внешним осмотром необ-
ходимо убедиться, что видимых дефектов нет. Затем включить ис-
точник питания постоянного тока напряжением 28,5 В и переменно-
го однофазного тока напряжением 115 В, частотой 400 Гц. Через
2—3 мин нужно произвести проверку работоспособности измери-
тельной части топливомера и автомата центровки.

Проверку работоспособности измерительной части топливомера
необходимо производить следующим образом. Переключатель
с надписью «Левый кессон — Сумма — Правый кессон», устано-
вленный на левой амортизированной панели приборной доски пи-
лотов, поочередно переводится в каждое из положений: «Левый»,
«Сумма», «Правый», после чего нажимается кнопка «Н» на показы-
вающем приборе ППТИЗ-1Т. Если измерительная часть топливоме-
ра исправна, то стрелка показывающего прибора должна переме-
щаться к нулевой отметке шкалы. При отпускании кнопки «Н»
стрелка должна возвратиться в исходное положение.

В последующей операции проверки надо нажать кнопку «Р» по-
казывающего прибора. Если измерительная часть топливомера ис-
правна, то стрелка показывающего прибора должна перемещаться
в сторону максимальной отметки шкалы. При отпускании кнопки
«Р» стрелка должна возвратиться в исходное положение.

После проверки топливомера на работоспособность следует убе-
диться в соответствии цифровых данных показывающего прибора
с фактическим количеством залитого топлива в кессонах.

Проверка работоспособности автомата центровки производится
следующим образом. Необходимо нажать кнопку «Проверка АЦТ»
на среднем пульте пилотов. При исправной схеме автомата цен-
тровки должна загореться зеленая сигнальная лампа «АЦТ испра-
вен», при. отпускании кнопки лампа должна погаснуть.

Проверка АЦТ5-1Т в полете. В полете необходимо периодически
проверять на работоспособность нормальную работу измеритель-
ной части топливомера, нажимая на кнопки «Н» и «Р» показываю-
щего прибора. Если все исправно, стрелка прибора должна откло-
няться соответственно к нулевой или максимальной отметке
шкалы. Кроме того, в полете периодически необходимо нажимать
кнопку «Проверка АЦТ».

При исправной работе автомата центровки должна загораться
зеленая сигнальная лампа «АЦТ исправен», при отпускании кнопки
лампа должна погаснуть.

9 И. Е. Бондарчук и др,— 702
Пользование АЦТ5-1БТ в полете. Перед запуском авиадвигате-
лей надо проверить фактическую заправку самолета топливом с по-
мощью топливомера. При проверке суммарное показание топливо-
мера должно соответствовать залитому топливу в левом и правом
кессонах.

В полете необходимо периодически проверять топливомер на
работоспособность, а также осуществлять контроль за расходом
топлива по указателю топливомера, установив переключатель
с надписью «Лев. кессон — Сумма — Прав, кессон» в положение
«Сумма». В случае загорания в полете красных сигнальных ламп
(табло) «Остаток топл. лев.», «Остаток топл. прав.» (они загорают-
ся при остатке топлива 230 кг в любом из кессонов) необходимо
определить по топливомеру фактическое количество топлива в кес-
сонах и принять меры согласно руководству по летной эксплуата-
ции.

В полете при отказе автомата выравнивания топлива на среднем
пульте пилотов загорается красная сигнальная лампа «Отказ АЦТ».
При этом необходимо проверить автомат выравнивания на рабо-
тоспособность нажатием кнопки «Проверка АЦТ» на среднем пуль-
те пилотов. При исправном автомате выравнивания топлива дол-
жна загореться сигнальная лампа «АЦТ» исправен».

Если автомат выравнивания неисправен, необходимо выключить
автомат защиты сети АЗС-2 «АЦТ» и управление количеством
топлива производить вручную, переключателем с надписью «Топ-
ливные насосы, осл. реж.».

Глава X

ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ПРИБОРЫ

57.	Дистанционный индуктивный манометр 2ДИМ-150К

Назначение, комплект. Манометр 2ДИМ-150К предназначен для
измерения давления гидросмеси в основной гидросистеме тормо-
зов. Принцип действия манометра основан на измерении индуктив--
ного сопротивления катушек в зависимости от величины измеряе-
мого давления с помощью четырехплечевого измерительного моста
переменного тока.

Манометр 2ДИМ- 150К (рис. 100) состоит из сдвоенного указате-
ля УИ2-150К, установленного на левой амортизированной панели
приборной доски, и двух датчиков ИД-150, размещенных в нишах
главных ног шасси. На самолетах последних выпусков установлен
еще один комплект 2ДИМ-150К, который предназначен для измере-
ния давления гидросмеси в аварийной гидросистеме тормозов.

Указатель имеет две шкалы, отградуированные от 0 до 150 кгс/см2 с оцифров-
кой через 50 кгс/см2 и ценой деления 10 кгс/см2. Манометр 2ДИМ-150К питается
переменным однофазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. Он включает-
242
ся в работу автоматом защиты сети
АЗС-2 с надписью «Манометры», кото-
рый установлен на среднем пульте пи-
лотов.

Защита цепи питания от коротких
замыканий и перегрузок осуществляется
предохранителем СП-1, который установ-
лен в отсеке оборудования между шпан-
гоутами № 8 и 9 слева на электрощитке
предохранителей переменного тока. Уст-
ройство и принцип работы манометра
2ДИС-150К аналогичны устройству и
принципу работы манометра масла, из
комплекта ЭМИ-ЗРИ.

Рис. 100. Манометр 2ДИМ-150К:

а —указатель; б — датчик

Предполетный осмотр. Внешним осмотром необходимо убедить-
ся, что видимых дефектов нет. При осмотре следует обратить вни-
мание на положение стрелок указателей. При выключенном пита-
нии стрелки должны находиться ниже нулевой отметки шкалы, т. е.
на упоре. Затем нужно включить источник переменного тока, после
этого включить АЗС-2 с надписью «Манометры» и убедиться, что
стрелки указателей УИ2-150К показывают давление гидросмеси в ос-
новной гидросистеме тормозов. Если давление гидросмеси отсут-
ствует, то стрелки указателей должны с механического упора уста-
новиться на электрический нуль. Стрелки указателей УИ2-150К
аварийной гидросистемы тормозов должны с механического упора
установиться на нулевую отметку шкалы.

58.	Дистанционный индуктивный манометр 2ДИМ-240К

Назначение, комплект. Манометр 2ДИМ-240К предназначен для
измерения давления гидросмеси в основной и аварийной гидроси-

стемах самолета.

Принцип действия манометра основан на измерении индуктив-
ного сопротивления катушек в зависимости от величины измеряе-
мого давления гидросмеси с помощью четырехплечевого измери-
тельного моста переменного тока. Комплект манометра (рис. 101)
состоит из сдвоенного указателя УИ-240К, установленного на ле-
вой амортизированной панели приборной доски, и двух датчиков
ИД-240, установленных в гидро-

отсеке на шпангоуте № 36 слева.
Указатель имеет две шкалы, от-
градуированные от 0 до 240 кгс/см2
с оцифровкой 120 кгс/см2 и ценой
деления 20 кгс/см2.

Комплект питается переменным одно-
фазным током напряжением 36 В и час-
тотой 400 Гц. Включается комплект в
работу с помощью автомата защиты сети
АЗС-2 с надписью «Манометры» на сред-
нем пульте пилотов. Защита цепи питания
от коротких замыканий и перегрузок

Рис. 101. Манометр 2ДИМ-240К:
а — указатель; б — датчик
производится предохранителем СП-1, который установлен в отсеке оборудования
между шпангоутами № 8 и 9 слева от элетрощитка предохранителей
переменного тока.

Предполетный осмотр. Перед полетом внешним осмотром нуж-
но убедиться, что видимых дефектов нет. При выключенном пита-
нии необходимо обратить внимание на положение стрелок. Они
должны находиться ниже нулевой отметки шкалы, т. е. на упоре.
Затем надо включить источник переменного тока, а также АЗС-2
с надписью «Манометры» и убедиться, что стрелка манометра ос-
новной гидросистемы показывает давление гидросмеси в основной
гидросистеме, а стрелка аварийной гидросистемы — нулевое значе-
ние, если давление в аварийной гидросистеме отсутствует.

59.	Термометр внутрикабинный ТВ-45К

Термометр ТВ-45К (рис. 102) предназначен для измерения тем-
пературы воздуха внутри кабины пилотов от —50 до +70°C.

Принцип действия термометра основан на изменении линейных
размеров биметаллической спирали в зависимости от изменения
температуры. Указатель термометра установлен на правом борту
кабины экипажа.

Конструктивно термометр представляет собой биметаллическую
спираль 1, которая является чувствительным элементом прибора.
Один конец спирали закреплен неподвижно, а второй связан со
стрелкой 2. При изменении температуры воздуха в кабине экипажа
биметаллическая спираль закручивается или раскручивается и свое
движение передает на стрелку, которая показывает по шкале темпе-
ратуру воздуха в кабине экипажа.

Шкала прибора отградуирована от — 50 до + 70 °C с оциф-
ровкой через 10 °C и ценой деления 2 °C.

60.	Термометр воздуха ТВ-19Т

Термометр TB- I9T (рис. 103) предназначен для измерения осред-
ненной температуры воздуха в салоне пассажиров. Принцип дей-
ствия термометра воздуха основан на измерении электрического
сопротивления приемников температуры П-9Т, которое изменяется
в зависимости от температуры окружающей среды с помощью не-
уравновешенного измерительного моста постоянного тока.

Комплект термометра состоит из указателя ТВ-1Т, установлен-
ного на правой амортизированной панели приборной доски пило-
тов, и трех приемников типа П-9Т, расположенных в салоне между
шпангоутами № 11, 19 и 25 справа.

Термометр питается постоянным током напряжением 28,5 В,
включается в работу автоматом защиты сети АЗС-2 с надписью
«Салон» на правом электрощитке АЗС. Защита цепи питания от ко-
ротких замыканий и перегрузок осуществляется предохранителем
АЗС-2 с надписью «Салон».
Рис. 102. Термометр ТВ-45К

Рис. 103. Термометр ТВ-19Т

Указатель имеет шкалу, отградуированную от — 60 до + 70 °C
с оцифровкой через 30 °C и ценой деления 5 °C.

Устройство и принцип работы термометра аналогичен термоме-
тру масла из комплекта ЭМИ-ЗРИ.

61.	Термометр ТУЭ-48К

Назначение, комплект. Термометр унифицированный, электриче-
ский, предназначен доя измерения температуры воздуха в подводя-
щих трубопроводах кабины, салона и системы индивидуальной вен-
тиляции. Принцип действия термометра ТУЭ-48К основан на
измерении приемниками П-1 электрического сопротивления, кото-
рое изменяется в зависимости от температуры окружающей среды
с помощью неуравновешенного измерительного моста постоянного
тока.

Комплект термометра (рис. 104) состоит из указателя 2, устано-
вленного на правой амортизированной панели приборной доски,
и трех приемников температуры П-1 (поз. 5).

Приемники П-1 установлены в магистрали подачи воздуха
в кабину экипажа между шпангоутами № 8 и 9 слева, в правом
коробе салона между шпангоутами № 25 и 26 справа, а также
в магистрали индивидуальной вентиляции на выходе из турбохоло-
дильника у шпангоута № 34 справа.

Поочередноеподключение каж-
дого приемника температуры П-1
к указателю осуществляется пере-
ключателем «Индивид, вентил. —
Салон — Каб. экипажа» (поз. 1),
установленного на правой аморти-
зированной панели приборной
доски пилотов.

Указатель имеет шкалу, отгра-
дуированную от —70 до + 150°С,
с оцифровкой через 50 °C и ценой
деления 10°C.

Термометр питается постоянным то-
ком напряжением 28,5 В. Включается в ра-

Рис. 104. Термометр ТУЭ-48К
боту автоматом защиты сети АЗС-5 с надписью «Кондиционир.», который
установлен на правом электрощитке АЗС. Защита цепи питания от коротких замы-
каний и перегрузок осуществляется предохранителем АЗС-5 с надписью «Конди-
ционир.». Устройство и принцип работы термометра ТУЭ-48К аналогичны термо-
метру масла из комплекта ЭМИ-ЗРИ.

Предполетный осмотр термометров ТВ-19Т и ТУЭ-48К. Перед
полетом внешним осмотром нужно убедиться, что видимых дефек-
тов нет, после чего проверить термометры на работоспособность.
Для этого необходимо включить источник питания постоянного то-
ка, затем включить автоматы защиты сети АЗС-2, АЗС-5 с надписью
«Салон», «Кондиционир.» и убедиться, что стрелка термоме-
тра ТВ-19Т показывает величину температуры в кабине пассажиров,
а стрелка термометра ТУЭ-48К — величину температуры в трубопро-
водах кабины, салона и системы индивидуальной вентиляции.

62.	Термометр наружного воздуха ТНВ-15Т

Назначение, комплект. Термометр ТНВ-15Т предназначен для
измерения температуры наружного воздуха при скоростях полета
до числа М = 1 и используется как пилотажно-навигационный при-
бор. Принцип действия термометра основан на измерении приемни-
ком температуры П-5 электрического сопротивления, которое изме-
няется в зависимости от температуры окружающей среды
с помощью неуравновешенного измерительного моста постоянного
тока.

Термометр ТНВ-15Т (рис. 105) представляет собой комплект, со-
стоящий из указателя ТНВ-1Т (поз. 1), установленного на левой
амортизированной панели приборной доски, и приемника темпера-
туры П-5 (поз. 2), размещенного на правом борту в носовой части
фюзеляжа между шпангоутами № 9 и 10. Указатель имеет шкалу от
— 60 до + 150 °C с оцифровкой через 50 °C и ценой деления 10 °C.

Термометр питается постоянным током напряжением 28,5 В.
Включается в работу автоматом защиты сети АЗС-2 с надписью
«ЭУП» на левом электрощитке АЗС.

Защита цепи питания от коротких замыканий и перегрузок
осуществляется также автоматом АЗС-2 с надписью «ЭУЙ».

Предполетный осмотр термо-
метра ТНВ-15Т. Перед полетом
внешним осмотром нужно убе-
диться, что видимых дефектов
нет, после чего проверить термо-
метр на работоспособность. Для
этого необходимо включить ис-
точник постоянного тока, затем
включить автомат защиты сети
АЗС-2 с надписью «ЭУП» и убе-
диться, что стрелка термометра
показывает величину температуры
наружного воздуха. Зимой сле-

Рис. 105. Термометр ТНВ-15Т
дует убедиться в отсутствии льда, снега и инея на поверх-
ности приемника температуры наружного воздуха П-5. На сто-
янке самолета приемник температуры П-5 должен быть зачехлен.

Устройство и принцип работы термометра ТНВ-15Т анало-
гичны термометру масла из комплекта ЭМИ-ЗРИ.

63.	Указатель положения закрылков У ПИ-09

Принцип действия, комплект. Действие указателя положения за-
крылков основано на измерении сигнала, выдаваемого индук-
ционным датчиком ДС-10, который изменяется в зависимости от
угла отклонения закрылков с помощью магнитоэлектрического
логометра.

Указатель положения закрылков представляет собой комплект
(рис. 106), состоящий из указателя ИП11-09, установленного на
средней панели приборной доски пилотов, и датчика ДС-10 — в пра-
вой плоскости крыла.

Указатель конструктивно представляет собой магнитоэлектриче-
ский логометр со шкалой от 0 до 60 °C и оцифровкой через 10 °C
с ценой деления 5 °C, а в качестве датчика используется бескон-
тактный сельсин-трансформатор.

Указатель питается переменным однофазным током напряжением 36 В, часто-
той 40 Гц. Он включается в работу автоматом защиты сети АЗС-2 с надписью
«Манометры», который установлен на среднем пульте пилотов.

Поскольку сельсин-трансформатор питается переменным током, а логометр —
постоянным, то для выпрямления переменного тока в постоянный в схеме прибора
используются два германиевых диода.

Защита цепи питания от коротких замыканий и перегрузок осуществляется
предохранителем СП-1, который установлен в отсеке оборудования между шпан-
гоутами № 8 и 9 слева на электрощитке предохранителей переменного тока.

Работа указателя закрылков. При выпуске или уборке закрыл-
ков ротор сельсин-трансформатора поворачивается относительно

статора и занимает новое положение, пропорциональное углу от-

клонения закрылков. При этом по
обмоткам рамок логометра текут раз-
личные токи. Вокруг обмоток рамок
логометра наводится магнитное поле,
которое взаимодействует с магнит-
ным полем постоянного магнита и
создает момент, под действием кото-
рого ротор-магнит поворачивается и
увлекает за собой стрелку, показыва-
ющую угол отклонения закрылков.
Таким образом, положение стрелки
прибора зависит от соотношения то-
ков в обмотках рамок, а следовательно,

И ОТ величины угла отклонения Рис. 106. Указатель закрылков
закрылков.	ИП11 -09
64.	Указатель положения
стабилизатора УП11-10

Принцип действия, комплект. Действие
указателя положения стабилизатора ос-
новано на измерении сигнала, выдавае-
мого индукционным датчиком ДС-10,
который изменяется в зависимости от
угла отклонения стабилизатора с по-
мощью магнитоэлектрического лого-
метра.

Рис. 107. Указатель стабилиза- Комплект УШ 1-10 состоит из указа-
тора УП 11-ю	теля ИП11-10 (рис. 107), установленного

на левой амортизированной панели при-
борной доски, и датчика ДС-10 —в киле под механизмом
перестановки стабилизатора.

Указатель имеет шкалу от 0 до ± 6 °C с оцифровкой через 2
и ценой деления 1 °C.

Прибор питается переменным однофазным током напряжением 36 В, частотой
400 Гц. Он включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с
надписью «Манометры», который установлен на среднем пульте пилотов.

Защита цепи питания от коротких замыканий и перегрузок осуществля-
ется предохранителем СП-1, который установлен в отсеке оборудования между
шпангоутами № 8 и 9 слева на электрощитке предохранителей переменно-
го тока.

Устройство и принцип работы указателя положения стабилиза-
тора аналогичны указателю положения закрылков.

Предполетный осмотр указателей положения УШ 1-09 и УШ 1-10.
Перед полетом внешним осмотром необходимо убедиться, что ви-
димых дефектов нет. Затем включить источник питания переменно-
го трехфазного тока, а также автомат сети АЗС-2 с надписью
«Манометры». При включенном электропитании по указателям
положения ИП 11-09 и ИП-11-10 убедиться в том, что закрылки
убраны, стабилизатор находится в нейтральном положении. Пооче-
редно отклоняя закрылки и стабилизатор, проконтролировать
показание стрелок указателей. Стрелки указателей должны показы-
вать действительное положение закрылков и стабилизатора.

65.	Указатель высоты и перепада давлений УВПД-5-0,8К

Назначение, принцип действия. Двухстрелочный указатель «Вы-
соты» и перепада давлений (рис. 108) предназначен для одновремен-
ного измерения условной высоты в герметической кабине и перепада
давлений воздуха внутри кабины и в окружающей самолет атмос-
фере в пределах условных высот от 300 до 5000 м и перепада давле-
ний от — 0,06 до + 0,8 кгс/см2.

_ Конструктивно указатель УВПД представляет собой комбини-
рованный прибор, состоящий из указателя кабинной высоты и ука-
зателя перепада давлений, которые смонтированы в одном герме-
тичном корпусе.
Принцип действия указателя условной высоты (рис. 109) основан
на измерении атмосферного давления в герметичной кабине само-
лета с подъемом на высоту с помощью анероидной коробки 1, ко-
торая является чувствительным элементом прибора. Принцип дей-
ствия указателя перепада давлений основан на измерении перепада
давлений воздуха между давлениями в кабине и окружающей само-
лет атмосфере с помощью блока манометрических коробок 2, ко-
торые являются чувствительным элементом прибора. Установлен
УВПД-5 на правой амортизированной панели приборной доски
пилотов.

Указатель высоты и перепада давлений состоит из корпуса 3,
внутренняя полость которого соединена с кабиной самолета через
штуцер Ркаб, а внутренняя полость манометрических коробок —
со статической системой с помощью штуцера Рст анероидно-мем-
бранных приборов.

При измерении атмосферного давления, а следовательно, и ус-
ловной высоты в кабине самолета анероидная коробка прогибается
и через передающий механизм воздействует на стрелку, которая по
шкале показывает условную высоту в герметичной кабине. Шкала
отградуирована от 300 до 5000 м, оцифровка сделана через 1000 м,
цена деления 100 м.

Считается нормальная условная высота в герметичной кабине
от 0 до 3000 м. Если прибор будет показывать высоту больше
3000 м, необходимо принять меры согласно Руководству по
летной эксплуатации.

Работа указателя перепада давлений. С поднятием самолета на
высоту изменяется величина перепада между давлением в кабине
и окружающей самолет атмосфере. При этом блок манометриче-
ских коробок прогибается и через передающий механизм воздей-
ствует на стрелку, которая по шкале показывает величину перепада
давлений воздуха внутри кабины и окружающей самолет атмосфе-
ре. Шкала перепада давлений отградуирована от — 0,06 до + 0,8
кгс/см2, оцифровка через 0,1 кгс/см , цена деления 0,02 кгс/см2.

Рис. 108. Указатель УВПД-5-0.8К

Рис. 109. Принципиальная схема УВПД-5-0.8К
На самолетах первых выпусков поддерживается избыточное давление по прибо-
ру 0,3 — 0,35 кгс/см2 (последних выпусков 0,4 — 0,45 кгс/см2), что обеспечивает нор-
мальные условия работы до 6000 м (последних выпусков до 8000 м).

В случае повышения избыточного давления в кабине до 0,38
кгс/см2 (на последних выпусках 0,48 кгс/см2) срабатывает сигнали-
затор перенаддува и на правой амортизированной панели прибор-
ной доски загорается световое табло с надписью «Перенаддув»,
сигнализирующее об опасной величине избыточного давления. При
этом световая сигнализация одновременно сопровождается зву-
ковым сигналом в телефонах.

В случае разгерметизации кабины (при достижении в кабине ус-
ловий высоты 3400 м) срабатывает высотный сигнализатор ВС-46.
На правой амортизированной панели приборной доски загорается
световое табло «Разгерметизация» и в телефонах появляется звуко-
вой сигнал. При этом экипажу необходимо: немедленно надеть кис-
лородные маски и убедиться по кабинному вариометру ВР-10К,
а также по указателю перепада давления в том, что не произошло
ложного срабатывания сигнализации; проверить по указателю
УРВК-18К наличие нормальной подачи воздуха в кабину и в случае
действительной разгерметизации кабины произвести экстренное
снижение до безопасной высоты 4000 м.

66.	Указатель расхода воздуха УРВК-18К

Назначение, принцип действия. Указатель расхода воздуха ка-
бины предназначен для указания количества воздуха, поступающего
от авиадвигателей АИ-25 в герметичную кабину самолета.

Принцип действия УРВК-18К основан на измерении перепада
давлений воздуха в широкой и узкой частях трубки Вентури. Ком-
плект прибора состоит из указателя (рис. ПО), установленного на
правой амортизированной панели приборной доски пилотов, и дат-
чика — трубки Вентури, установленной в трубопроводе подачи хо-
лодного воздуха в герметическую кабину между шпангоутами №33
и 34 на правом борту фюзеляжа.

Устройство и работа. Указатель расхода воздуха кабины (рис.
111) состоит из герметичного корпуса, имеющего с обратной сто-
роны два штуцера — динамический и статический.

Динамический штуцер соединяет трубопроводом широкую часть
трубки Вентури 9 и внутреннюю полость манометрической коробки
7, которая является чувствительным элементом прибора. Статиче-
ский штуцер соединяет трубопроводом 8 узкую часть трубки Венту-
ри и внутреннюю полость корпуса прибора. В корпусе прибора
смонтирован блок анероидных коробок 10, который автоматически
вводит поправку на изменения атмосферного давления в трубопро-
воде с поднятием на высоту. Указатель имеет шкалу 6, отградуиро-
ванную от 1 до 10 условных единиц с оцифровкой через одну ус-
ловную единицу и ценой деления 0,2 условных единиц.

Работает указатель расхода воздуха следующим образом. При
прохождении воздуха, отбираемого от авиадвигателей через трубку
250
Рис. ПО. Указатель

УРВК-18К

1

Рис. 111. Принципиаль-
ная схема УРВК-18К:

1, 2 —оси; 3 — сектор; 4 —
пружина; 5 — стрелка; 6 —
шкала; 7 — манометрическая
коробка; 8 — трубопровод;

9 — трубка Вентури;	10 —

блок анероидных коробок

Вентури, в ее широкой части создается давление, а в узкой части —
разрежение воздуха. Под действием разности давлений воздуха ма-
нометрическая коробка 7 прогибается и через систему передач воз-
действует на стрелку 5. С поднятием на высоту уменьшается
атмосферное давление воздуха в узкой части трубки Вентури и, сле-
довательно, в полости корпуса прибора, за счет чего изменяется ве-
личина прогиба анероидных коробок.

При этом угол поворота оси 2 сектора 3 будет зависеть от двух
величин: разности между давлениями в широкой и узкой частях
трубки Вентури и давления воздуха в ее узкой части с поднятием на
высоту. Перемещение подвижного центра манометрической 7 и рас-
ширение анероидных коробок 10 через передающий механизм воз-
действует на стрелку, которая по шкале показывает расход воздуха,
поступающего в герметичную кабину самолета, в условных едини-
цах.

Пользование указателем УРВК-18К в полете. Перед вырулива-
нием на старт установить переключатель «Расход воздуха в систе-
ме 1 реж. — 2 реж.» на правой неподвижной панели приборной до-
ски пилотов в положение «1 реж.». После взлета на высоте
200 м включается система кондиционирования. Через 3—6 с
УРВК-18К должен показывать поступление воздуха в кабину.

В полете на высотах 2500 — 2700 м расход воздуха должен быть
5,0 —7,5 условных единиц. Переключение переключателя расхода
воздуха в системе с «1 реж.» на «2 реж.» производится на высоте
2500 — 2700 м, при этом расход воздуха по указателю УРВК-18К
должен уменьшиться до 3 — 4,5 условных единиц.
67.	Акселерометр АД П-4

Назначение; комплект. Акселерометр дистанционный потенцио-
метрический АДП-4 предназначен для определения линейных пере-
грузок, действующих на самолет в направлении, перпендикулярном
к плоскости крыла. Принцип действия акселерометра основан на
измерении линейного ускорения, действующего на упругую подве-
шенную массу, и преобразовании ускорения в электрический сигнал,
вызывающий пропорциональное отклонение стрелки указателя.

Комплект акселерометра АДП-4 состоит из указателя УП-4,
(рис. 112), установленного на левой амортизированной панели при-
борной доски пилотов, и датчика ДП-4, расположенного в куполе
левой ноги шасси.

Комплект питается постоянным током напряжением 28,5 В и переменным
однофазным током напряжением 115 В, частотой 400 Гц. Акселерометр включается
в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «АДП», который
установлен на правом электрощитке АЗС. Защита цепи питания по постоянному то-
ку от коротких замыканий и перегрузок осуществляется автоматом защиты сети
АЗС-2 на правом электрощитке АЗС, а по переменному однофазному току — пре-
дохранителем СП-1, который установлен в отсеке оборудования между шпангоута-
ми № 8 и 9 слева на электрощитке предохранителей переменного тока.

2	3	4

' / /

1

Рис. 112. Указатель УП-4
(в комплекте акселерометра
АДП-4)

Устройство указателя УП-4 и датчика ДП-4. Конструктивно ука-
затель состоит из следующих основных элементов: электродвигате-
ля ДИД-0,5 с редуктором, который через передающий механизм
вращает стрелку прибора по шкале; трансформатора, который слу-
жит для понижения переменного однофазного тока напряжением
115 В, частотой 400 Гц в переменный ток напряжением 36 В, часто-
той 400 Гц.

На левой стороне указателя имеется шкала, отградуированная
от — 2 до +4 ед. перегрузки с оцифровкой через одну единицу
и ценой деления 0,1 ед. Деления шкалы, соответствующие положи-
тельным ускорениям, идут по часовой стрелке от нулевого деления
шкалы, а отрицательные — против ча-
совой стрелки.

Для фиксирования максимально до-
пустимых перегрузок, возникающих
при различных эволюциях самолета,
в указателе прибора имеются две крас-
ные стрелки 2 и 4. Одна красная
стрелка фиксирует максимальное поло-
жительное ускорение, а другая — мак-
симальное отрицательное ускорение.
Широкая стрелка, покрытая белой крас-
кой 3, показывает текущую перегрузку.
Стрелки-фиксаторы не возвращаются
в исходное положение. Возвращают
их из любого положения в начальное
на одну единицу нажатием кнопки 1,
расположенной на лицевой части при-
бора справа.
Датчик ДП-4 состоит из инерционной массы (груза), противо-
действующих пружин и двух потенциометров, помещенных в герме-
тический корпус. Чувствительным элементом датчика является
инерционный груз, который перемещается по двум направляющим
стержням, преодолевая силу противодействующих пружин. Жест-
кость пружин подбирается в зависимости от диапазона измерения
перегрузок.

Принцип работы акселерометра. В прямолинейном горизонталь-
ном полете сила веса уравновешивается подъемной силой. Груз
датчика. ДП-4 и движок потенциометра занимают среднее положе-
ние. При этом сигнал рассогласования на входе усилителя отсут-
ствует, электродвигатель ДИД-0,5 не вращается и стрелка указателя
показывает перегрузку, равную одной единице.

Во время полета перегрузка может быть как положительной, так
и отрицательной. Положительная перегрузка возникает при кабри-
ровании, а отрицательная — при пикировании. При этом груз дат-
чика и движок потенциометра смещаются и на входе усилителя по-
является сигнал рассогласования. С выхода усилителя усиленный
сигнал попадает на электродвигатель ДИД-0,5, который включается
и через редуктор перемещает стрелку указателя по шкале, показы-
вающую величину перегрузки, действующей на самолет в направле-
нии, перпендикулярном к плоскости крыла.

Предполетный осмотр и пользование акселерометром в полете.
Перед полетом внешним осмотром необходимо убедиться, что ви-
димых дефектов нет. Затем нужно включить источник питания по-
стоянного и переменного тока. После прогрева (2 — 3 мин) прове-
рить акселерометр на работоспособность, для чего нажать на
кнопку, расположенную на лицевой части прибора. Если комплект
прибора исправен, все три стрелки должны установиться на одну
единицу.

Перед выруливанием на старт надо включить питание акселе-
рометра и нажатием кнопки установить стрелки на одну еди-
ницу.

Во время полета при изменении скорости или направления поле-
та самолета организм человека и части самолета подвергаются воз-
действию перегрузок, продолжительность которых может колебать-
ся от нескольких секунд до нескольких минут. Перегрузки
в зависимости от возмущающей силы могут достигать значи-
тельных величин. Во время перегрузки масса пилота равна земной,
умноженной на величину перегрузки. Так, например, человек мас-
сой 75 кг при трехкратной перегрузке «весит» (создает силу пере-
грузки) 225 кгс.

При значительной перегрузке, действующей в направлении голо-
ва — таз, возникает ощущение сильного давления на плечи, затруд-
няется дыхание. Кроме того, большие перегрузки в это время ис-
пытывают узлы самолета. Если в полете перегрузка фиксируется
красными стрелками, необходимо данные перегрузки записать
в бортовой журнал и по прилету сообщить об этом обслуживающе-
му персоналу самолета.
В случае необходимости экстренного снижения с высоты крей-
серского полета (при внезапном резком падении давления или раз-
герметизации кабины, а также по другим причинам) вывод самоле-
та в горизонтальный полет необходимо начинать на высоте
700 — 800 м с перегрузкой не более 1,5—1,8 ед.

При заходе на посадку с отказавшей противообледенительной
системой крыла или стабилизатора в условиях обледенения, а так-
же в случае неуверенности в отсутствии на крыле или стабилизато-
ре льда, заход на посадку и посадку следует производить следую-
щим образом. В полете надо выдерживать перегрузки, близкие
к единице, не допуская резкого пилотирования и выхода перегрузки
за значения менее 0,7 и более 1,3 ед.

68.	Система регистрации режимов полета МСРП-12-96

Назначение, принцип действия. Магнитная система регистрации
полета предназначена для регистрации на магнитной ленте ос-
новных параметров, характеризующих режим полета, работу си-
ловых установок и систем самолета, а также для сохранения запи-
санной информации в случае аварий или катастрофы самолета.
Параметры полета, записанные на магнитофонную ленту, затем де-
кодируются на наземном декодирующем устройстве ДУМС.

Полученная информация с помощью системы МСРП-12-96 по-
зволяет объективно и оперативно расследовать причину летного
происшествия.

Запись летных параметров и разовых команд производится на
магнитную ленту с непрерывным стиранием зарегистрированных
сигналов так, что на магнитной ленте всегда остается информация
последних 75 мин полета. Например, перед записью информации
о 76-й минуте полета информация о 1-й минуте стирается, перед
записью информации о 77-й минуте полета стирается информация
о 2-й минуте и т. д.

Питается система МСРП-12-96 постоянным током напряжением 28,5 В, а также
статическим и полным давлением воздуха от системы питания анероидно-мем-
браиных приборов.

Система МСРП-12-96 включается в работу с помощью АЗС-10 с надписью
«МСРП, Вкл. питания» или автоматически при работающем и подключенном
к бортсети самолета хотя бы одном генераторе. В случае отказа генераторов си-
стемы электроснабжения (включен АЗС-10 «МСРП, Вкл. питания») система
МСРП-12-96 остается подключенной к бортсети и получает питание от бортовых
аккумуляторов.

Лентопротяжный механизм (ЛПМ) начинает работать автомати-
чески при подключении к бортсети всех генераторов или включает-
ся выключателем «МСРП. Вкл. ЛПМ», который расположен на
правом борту в кабине экипажа (на самолетах по 15 серию) или на
пульте правого пилота (на самолетах с 16 серии).

Если ЛПМ был включен в работу выключателем «МСРП. Вкл.
ЛПМ» при неработающих генераторах, то при выключении выклю-
чателя ЛПМ отключается. При автоматическом включении ЛПМ
после отключения генераторов ЛПМ будет продолжать работать,
254
получая питание от аккумуляторов. Для отключения ЛПМ необхо-
димо кратковременно обесточить бортсеть самолета переключате-
лем «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.».

г	Лентопротяжный механизм отключается автоматически при на-

жатии концевого выключателя, установленного на нижней поверх-
ности крыла (посадка без шасси), что дает возможность предотвра-
тить стирание записи предварительной ситуации.

Мощность, потребляемая системой МСРП-12-96, составляет при включенном
обогреве 250 Вт, а при выключенном обогреве — 180 Вт.

Продолжительность непрерывной работы системы МСРП-12-96 составля-
I ет 30 ч.

Система МСРП-12-96 регистрирует следующие летные па-
раметры: барометрическую высоту от —250 до 12000 м, прибор-
ную скорость от 0 до 800 км/ч, отклонение руля высоты до ± 25°,
положение руля направления до ±30°, стабилизатора от + 4
до — 6°, отклонение правого элерона от ± 19 до — 15°, вертикаль-
ные перегрузки от — 2 до + 5 единиц, угол крена от + 90 °, гиромаг-
нитный курс от 0 до 360 °, обороты левого, правого и среднего авиа-
двигателей от 0 до 110%.

Кроме того, система регистрирует следующие разовые коман-
ды: сигнал выхода на внешнюю радиосвязь с помощью кнопки
«Радио», сигнал пролета маркеров, пожар на самолете, сигнал на
уборку закрылков, опасную разгерметизацию кабины, отказ основ-
ной гидросистемы, сигнал на выпуск закрылков, выпущенное поло-
жение шасси, включение реверса, сигнал выключенного состояния
автопилота по продольному каналу, отказ преобразователя пере-
' менного трехфазного тока напряжением 36 В, сигнал обледенения,
сигнал выключенного состояния айтопилота по боковому каналу.
’	В состав системы МСРП-12-96 входят следующие блоки и дат-

чики (с указанием мест их расположения):

J	накопитель информации (лентопротяжный механизм

i ЛПМ) — между шпангоутами № 30 и 31 справа в багажнике;

кодирующее устройство КУ — около шпангоута № 31 слева под
I полом;

соединительный блок БС — около шпангоута № 32 слева под
полом;

распределительный щиток РЩ — между шпангоутами № 30 и 31
слева под полом;

фильтр радиопомех ФП — около шпангоута № 31 слева под
полом;

три датчика угловых перемещений МУ-615А — два в киле
1 и один в правой консоли крыла у нервюры 25;

датчик барометрической высоты ДВБП-13 — в левой консоли
крыла под фюзеляжем;

датчик приборной скорости ДАС — в правой консоли крыла под
фюзеляжем;

1	датчик перегрузки МП-95/2 ~ в правой консоли крыла под

фюзеляжем;

распределительный блок Б Р-40 — на радиоэтажерке;
распределитель сигналов РСАГ-1186А — у шпангоута № 11 спра-
ва под полом;

три преобразователя оборотов ПО-15 — у шпангоута № 32 слева
под полом;

блок питания БП-7 — у шпангоута № 32 слева под полом.

Предполетный осмотр и пользование системой МСРП-12-96 в по-
лете. Перед полетом внешним осмотром необходимо убедиться,
что видимых дефектов нет. При осмотре выключатель на соедини-
тельном блоке БС должен находиться в положении «Вкл.», после
чего необходимо подключить аэродромный источник электроэнер-
гии постоянного тока. Затем проверить систему МСРП на работо-
способность, для чего на пульте правого пилота надо включить
АЗС-10 с надписью «МСРП, Вкл. пит.» и прогреть систему.

Время, необходимое для прогрева системы МСРП-12-96 при
определенной температуре наружного воздуха, составляет:

от + 5°С и выше — 5 мин; ’
от -I- 5 до — 15 °C — 10 мин;
от — 15 до — 30 °C — 15 мин;

от	— 30	до	— 40 °C — 20	мин;

от	— 40	до	—	50 °C — 30	мин;

от	— 50	до	—	60 °C — 40	мин.

После прогрева системы необходимо убедиться, что ЛПМ не
работает, а его сигнальная лампа с надписью «Работа ЛПМ» не го-
рит или горит постоянно. Затем необходимо проверить работу
ЛПМ, для чего на пульте правого пилота включить выключатель
«МСРП. Вкл. ЛПМ» и убедиться, что сигнальная лампа «Работа
ЛПМ» горит в проблесковом режиме.

После этого следует выключить выключатель «МСРП. Вкл.
ЛПМ»: должна непрерывно гореть или негореть сигнальная лампа
«Работа ЛПМ».

Во время пробы авиадвигателей надо поочередно подключить
левый, средний, правый генераторы к бортсети самолета.

При подключении одного левого, среднего или правого генера-
тора к бортсети самолета должна вступить в работу система
МСРП-12-96, лентопротяжный механизм и загореться сигнальная
лампа «Работа ЛПМ». Горение сигнальной лампы в проблесковом
режиме сигнализирует об исправности лентопротяжного механиз-
ма. Непрерывное горение или иегорение сигнальной лампы указы-
вает на отказ ЛПМ или обрыв ленты.

При неисправной системе МСРП-12-96 вылет самолета запре-
щается.

Далее необходимо переключатель «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр.
пит.» установить в положение «Борт, аккум.» и выключить выклю-
чатель «МСРП. Вык. ЛПМ». При этом сигнальная лампа должна
не гореть или непрерывно гореть, сигнализируя о прекращении ра-
боты лентопротяжного механизма.

Продолжая проверку, необходимо произвести последовательное
включение генераторов к бортсети самолета и убедиться, что неза-
висимо от последовательности подключения генераторов (левый,
256
средний, правый, средний, правый, левый и т. д.) при подключении
трех генераторов кбортсети самолета системы МСРП-12-96 авто-
матически включается в работу и работает лентопротяжный меха-
низм.

При отключении всех трех генераторов от бортсети самолета система МСРП
и лентопротяжный механизм будут продолжать работать, получая питание от бор-
товых аккумуляторов.

Для отключения системы МСРП и ЛПМ необходимо переклю-
чатель «Борт, аккум. — Выкл. — Аэр. пит.» кратковременно устано-
вить в положение «Выкл.», а затем вновь установить в положение
«Борт, аккум.».

Перед выруливанием на старт следует включить автомат за-
щиты АЗС-10 с надписью «МСРП. Вкл. питания» и выключатель
«МСРП. Вкл. ЛПМ» и убедиться в мигании сигнальной лампы «Ра-
бота ЛПМ», установленной на пульте правого пилота. Руление
самолета должно происходить при работающей системе
МСРП-12-96.

После взлета самолета необходимо убедиться в мигании сиг-
нальной лампы «Работа ЛПМ». В полете контроль за работой си-
стемы МСРП-12-96 необходимо осуществлять по миганию этой
лампы. Если лампа не мигает, необходимо отметить в бортжурнале
время отказа системы и сообщить об этом на землю.

Закончив посадку и пробег самолета, нужно выключить систему
и на стоянке сообщить техническому составу по приборам о ненор-
мальной работе системы МСРП-12-96.

69.	Воздушный манометр МВ-10М

Воздушный манометр МВ-ЮМ (рис. 113) предназначен для из-
мерения избыточного давления воздуха в системе запуска авиадви-
гателей АИ-25. Принцип действия манометра основан на использо-
вании упругих свойств деформирования манометрической дугооб-
разной трубки под действием разности давлений воздуха внутри

и вне ее полости.

Манометр установлен на
левой неподвижной панели
приборной доски пилотов.
Указатель имеет шкалу, от-
градуированную от 0 до
10 кгс/см2 с оцифровкой че-
рез 2 кгс/см2 и ценой деле-
ния 0,5 кгс/см2

Чувствительным элемен-
том прибора является мано-
метрическая трубка 1, кото-
рая реагирует на изменение
давления воздуха. Один ко-
нец трубки впаян в основа-
ние штуцера, к которому

Рис. 113. Манометр МВ-ЮМ:

1 — манометрическая трубка; 2 — тяга; 3 —
зубчатый сектор
подводится измеряемое давление, другой конец трубки запаян и
через передающий механизм воздействует на стрелку.

Работа манометра заключается в следующем: при увеличении
давления Воздуха во внутренней полости манометрической трубки
она разгибается и свое движение через передающий механизм пере-
дает на стрелку, которая показывает величину измеряемого давле-
ния воздуха. Чем больше измеряемое давление воздуха, тем боль-
ше разгибается манометрическая трубка и тем на больший угол
повернется стрелка.

В эксплуатации имели место случаи замерзания конденсата вла-
ги в трубке подачи давления воздуха к манометру МВ-ЮМ. Поэто-
му на самолетах последних выпусков в целях повышения надежно-
сти системы контроля запуска авиадвигателей АИ-25 произвели
замену воздушного манометра МВ-ЮМ на электродинамический
манометр УИ1-8.

Дистанционный электрический манометр УИ1-8
предназначен для замера давления воздуха в трубопроводе системы
запуска авиадвигателей АИ-25. Принцип действия манометра осно-
ван на измерении индуктивного сопротивления катушек в зависи-
мости от величины измеряемого давления с помощью четырехпле-
чевого измерительного моста переменного тока.

Манометр УИ1-8 состоит из указателя УИ1-8, установленного
на левой неподвижной панели приборной доски пилотов и датчика
ИМД-8, установленного на левом борту самолета между шпангоу-
тами 34—35.

Манометр УИ1-8 питается переменным однофазным током напряжением 36 В,
частотой 400 Гц; включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2
«Манометры» на среднем пульте пилотов.

Защита цепи питания от коротких замыканий и перегрузок осуществляется
предохранителем СП-1, который установлен в отсеке оборудования между шпан-
гоутами № 8 и 9 слева на электрощитке предохранителей переменного тока.

70.	Воздушный манометр МВ-250М

На самолете установлены два воздушных манометра МВ-250М,
которые расположены на пульте левого пилота. Один из них пред-
назначен для измерения давления азота в гидроаккумуляторе тор-

[гидроакквмуляторы ТОРМОЗОВ I

[~~ОСНОВНОЙ —I	I АВАРИЙНЫЙ |

Рис. 114. Манометры МВ-250М

можения колес в основной системе,
а другой — для измерения давле-
ния азота в гидроаккумуляторе
аварийной системы торможения
колес (рис. 114). Каждый ука-
затель имеет шкалу, отградуи-
рованную от 0 до 250 кгс/см2
с оцифровкой через 50 кгс/см2 и
ценой деления 10 кгс/см2.

Манометр МВ-250М основной
системы на самолетах последних

выпусков не устанавливается.
71.	Кислородное оборудование

На самолете установлено стационарное кислородное оборудо-
вание для членов экипажа и переносное оборудование, предназна-
ченное для пассажиров.

Стационарное кислородное оборудование предназначено для пита-
ния кислородом левого и правого пилотов в случае разгерметиза-
ции кабины (или в другой аварийной ситуации) на время снижения
самолета до безопасной высоты (4000 м).

Стационарное кислородное оборудование (рис. 115) включает
в себя: два кислородных баллона 9 емкостью по 30 л каждый, уста-
новленных между шпангоутами № 30 и 32 на правом и левом борту
у хвостового зализа крыла; два кислородных прибора КП-24М
(поз. 4), установленных в кабине экипажа у шпангоутов № 6 и 7 на
левом и правом бортах; две кислородные маски КМ-32АГ (поз. 3),
подключаемые непосредственно к приборам КП-24М; два кисло-
родных шланга К!П-24'т? (поз. 5), которые соединяют приборы
КП-24М с кислородными масками КМ-32АГ; два индикатора пото-
ка кислорода ИП (поз. 2) на левом и правом пульте пилотов; три
манометра кислорода МА-60К (поз. 1) на левом и правом пультах
пилотов, а третий на правом борту между шпангоутами № 32 и 33;
четыре кислородных вентиля КВ-5 (поз. 7), два из которых устано-
влены перед приборами КП-24М (один на левом пульте, а вто-
рой — на правом борту), третий — на шпангоуте № 8 справа, а че-
твертый — на зарядной панели между шпангоутами № 32 и 33.

Рис. 115. Принципиальная схема стационарной кислородной системы:

/ — манометр МА-60К; 2 — индикатор потока ИП; 3 — кислородная маска КМ-32АГ; 4~
Кислородный прибор КП-24М; 5 — шланг КШ-24П; 6, 7 — вентили КВ-5; 8 — заряд-
ный бортовой шланг КШ-П; 9 — кислородный баллон; 10 — бортовой угольник с клапа-
ном; //-заглушки; /2 - редуктор КР-15; 13 - манометр МА-60К; 14 - вентиль КВ-5
Кислородный редуктор КР-15 (поз. 12) расположен на правом
борту фюзеляжа между шпангоутами № 31 и 32. Редуктор пред-
назначен для понижения давления кислорода со 150 кгс/см2 до
36 кгс/см2 при зарядке бортовой кислородной системы самолета.

Кислородная система заряжается чистым медицинским кислоро-
дом аэродромного источника до 29 — 30 кгс/см2. Зарядку баллонов
кислородом производят через бортовой угольник 10, располо-
женный между шпангоутами № 32 и 33 на правом борту фюзеляжа.
При зарядке кислород от аэродромного источника проходит через
редуктор КР-15, открытый вентиль КВ-5 (поз. 14) и заполняет бал-
лоны 9. Давление в баллонах контролируется по манометру
МА-50К.

Подача кислорода от баллонов к кислородным приборам
КП-24М производится по одной магистрали, идущей под полом
пассажирского салона, если кислородный вентиль КВ-5 (поз. 6) на-
ходится в положении «Открыто».

Кислородный прибор К П-24 М (рис. 116) предназначен
для питания кислородом членов экипажа и является легочным ав-
томатом с избыточным давлением кислорода в маске.

На лицевой части прибора расположены рукоятка 1 для аварий-
ной подачи кислорода в кислородную маску и рукоятка 2 подсоса
воздуха. При ощущении недостатка кислорода или возникновении
большого сопротивления на входе необходимо включить аварий-

Рис. 116. Кислородный прибор K1I-24M

Рис. 117. Кислородная маска КМ-32АГ:

1 — байонетовый замок; 2 — гофрированный шланг; 3 — клапан выдоха; 4 — клапан вдоха;
5 — корпус; б — ремни крепления; / — абонентский гарнитур АГ-2
ную подачу кислорода, установив рукоятку на приборе КП-24М
в положение «Открыто».

Рукоятка подсоса воздуха предназначена для изоляции полости
прибора КП-24М от атмосферы в случаях, когда необходимо ды-
шать чистым кислородом. В полете при появлении в кабине дыма,
гари, специфического запаха или плохого самочувствия необходимо
перейти на питание чистым кислородом, установив рукоятку подсо-
са воздуха на приборе КП-24М в положение «100% О2». При уста-
новке рукоятки подсоса воздуха в положение «100% О2». соедине-
ние нижней части прибора с атмосферой разобщается и
в кислородную массу поступает кислород.

Работу прибора КП-24М контролируют по индикатору кислородного потока
ИП.

При вдохе створки индикатора потока должны быть открыты, а при выдохе —
полностью закрыты.

Кислородная маска КМ-32АГ (рис. 117) предназначена
для изоляции органов дыхания от окружающей среды во время
пользования кислородом. Кислородная маска является маской
герметического типа и используется в комплекте с абонентским
гарнитуром АГ-2 и прибором КП-24М.

Подача кислорода в маску осуществляется следующим образом.
При вдохе клапан вдоха 4 открывается и поток кислорода через
клапан проходит в маску. Клапан выдоха 3 в это время плотно
прикрыт атмосферным давлением, препятствуя проникновению ат-
мосферного воздуха в маску. Во время выдоха клапан вдоха 4 за-
крывается, препятствуя проникновению выдыхаемого воздуха
в шланг 2, а клапан выдоха 3 открывается, пропуская выдыхаемый
воздух в атмосферу (кабину).

Манометр МА-60К предназначен для измерения давления
кислорода в стационарной кислородной системе. Указатель имеет
шкалу, отградуированную от 0 до 60 кгс/см2 с оцифровкой через
10 кгс/см2 и ценой деления 2 кгс/см2.

Принцип действия, устройство и работа манометра МА-60К
аналогичны манометру МВ-ЮМ.

Переносное кислородное оборудование. Переносное кислородное
оборудование предназначено для питания кислородом пассажиров
в нормальном полете в случае'плохого самочувствия, а также мо-
жет быть использовано любым членом экипажа в случае разгерме-
тизации кабины, если возникла необходимость передвижения по
самолету.

В комплект переносного кислородного оборудования (рис. 118)
входят: кислородный баллон емкостью 1,7 л (на первых выпусках
кислородный баллон КБ-3 (поз. 5) емкостью 1,8 л), установленный
за креслом правого пилота; кислородная маска КМ-15М (поз. 2),
которая находится в кабине экипажа за креслом правого пилота
в специальном чехле; бортовой зарядный шланг КШ-11 за креслом
второго пилота на стенке шпангоута № 8. На баллоне смонтиро-
ваны: манометр 6, запорный вентиль 4, зарядный штуцер и кисло-
родный прибор КП-21 (поз. 1).
Рис. 118. Переносная кислородная
система:

/ — кислородный прибор КП-21; 2 — кис-
лородная маска КМ-15М; 3 — маховичок
аварийного вентиля; 4 — запорный вентиль;

5 — кислородный баллон КБ-3; 6 — ма-
нометр

два редуктора. В редукторе
лорода понижается до 8 кгс/см

Зарядный шланг предназначен для
зарядки и подзарядки переносного кисло-
родного баллона во время полета само-
лета до давления 30 кгс/см2.

Шланг имеет на одном конце замок
для подсоединения к штуцеру кислород-
ного баллона, на другом — накидную
гайку для подсоединения к стационарной
кислородной системе. Кроме того, в
шланге имеется клапан, который откры-
вается при подсоединении шланга к кис-
лородному прибору.

Кислородный прибор
КП-21 (см. рис. 118) относится
к группе кислородных приборов с
непрерывной подачей кислорода.
Он предназначен для индивиду-
ального пользования на высоте до
8000 м с автоматической подачей
кислорода по высотам. Кисло-
родный прибор крепится к балло-
ну с помощью входного штуцера,
который имеет пять отводов.

В приборе КП-21 имеются
первой ступени давление кис-
2, а в редукторе второй ступени

прибора — до величины, обеспечивающей необходимую подачу
кислорода в зависимости от высоты полета. На приборе
КП-21 имеется маховичок аварийного вентиля 3 и выходной
штуцер. Аварийный вентиль предназначен для подачи кислорода
самотеком в случае отказа в работе автоматической части прибора.
К выходному штуцеру присоединяется шланг кислородной маски
КМ-15М.

Кислородная маска КМ-15М имеет двухлямочное крепление
и является маской открытого типа. Нижняя часть маски соединена
с резиновым мешочком-тройником, который имеет клапан с двумя
отростками. На внешний отросток крепится кислородный шланг, на
внутренний надевается резиновая трубка с открытым концом у дна
мешочка. Благодаря наличию резиновой трубки внутри мешочка
кислород из прибора КП-21 вначале поступает в нижнюю часть ме-
шочка, а затем уже из мешочка в маску. Во время выдоха кислород
направляет мешочек и создает в нем избыточное давление. При
этом выдыхаемый воздух частично выходит из маски через отвер-
стие, часть его попадает в мешочек, где перемешивается с чистым
кислородом.

Во время вдоха в легкие сначала поступает смесь кислорода
с выдохнутым воздухом и только после опоражнивания мешочка
в легкие поступает смесь кислорода с воздухом, подсасываемым че-
рез отверстие носовой части маски. Для выпуска из мешочка влаги
в его нижней части имеется отверстие, закрытое пробкой.
Зарядка кислородных систем. Зарядка стационарной кислород-
ной системы производится чистым медицинским кислородом от
наземных источников питания с давлением, не превышающим
150 кгс/см2.

При зарядке кислородной системы необходимо следить за чи-
стотой рабочего места, рук, зарядного штуцера, вентиля и одежды
работающего, а также за тем, чтобы вблизи не было никаких источ-
ников обогрева. Кроме того, необходимо помнить, что на элемен-
тах кислородного оборудования не должно быть жирных или мас-
ляных пятен, так как масло в соединении с кислородом взрыво-
опасно.

Зарядку кислородной системы нужно производить с учетом тем-
пературы наружного воздуха, руководствуясь данными табл. 5.

Для зарядки стационарной кислородной системы необходимо:
открыть люк зарядной панели на правом борту фюзеляжа между
шпангоутами № 32 и 33; подсоединить зарядный шланг от назем-
ного источника к бортовому зарядному штуцеру и убедиться, что
кислородные вентили КВ-5 в кабине экипажа закрыты; открыть
вентиль КВ-5 на зарядной панели, а затем открыть вентиль аэро-
дромного источника и зарядить бортовые кислородные баллоны.
При давлении кислорода 29 — 30 кгс/см2 зарядка баллонов прекра-
щается. Далее необходимо закрыть вентиль аэродромного источни-
ка и отсоединить зарядный шланг от бортового зарядного штуце-
ра, а затем закрыть вентиль КВ-5 на зарядной панели.

При зарядке кислородной системы надо строго соблюдать пра-
вила инструкции по эксплуатации кислородного оборудования. За
давлением кислорода в баллонах необходимо следить по маноме-
тру, который находится на зарядной панели.

Зарядка переносного кислородного баллона перед вылетом
и трехкратная подзарядка его кислородом во время полета про-
изводятся от стационарных кислородных баллонов.

Для зарядки переносного кислородного баллона необходимо:
присоединить зарядный шланг, который находится за креслом пра-
вого пилота, к штуцеру на кислородном приборе КП-21; открыть
запорный вентиль на кислородном баллоне; плавно открыть вен-
тиль КВ-5 за креслом правого пилота. Во время зарядки давление
кислорода в баллоне контролируется по манометру, который нахо-
дится на переносном баллоне. Зарядку баллона кислородом выпол-

Таблица 5

Температура воздуха в кабине, °C		— 55	-45	-35	-25	— 15	-5	+ 5	+ 15	+ 25	+ 35	+ 45	+ 55
Давление в системе, кгс/см2	Нор- мальное	23	24	25	26	27	28	29	30	31	32	33	34
	Мини мильное	21	22	23	24	25	26	27	28	29	30	31	32
няют с учетом температуры окружающего воздуха примерно до
29 — 30 кгс/см2 согласно следующим данным:

Температура на-

ружного воздуха,

°C............+40	+30	+20	+10 .0	-5	-10	-20 -30 -40

Давление, кгс/см^	32,5	32	30	29	28,5	28	27,5	26,5 25,5 24,5

Предполетная проверка и пользование кислородом в полете. Про-
верка стационарной кислородной системы осуществляется следую-
щим образом. Вначале следует проверить состояние кислородного
прибора, кислородной маски, шланга, индикатора потока, маноме-
тра и убедиться, что видимых дефектов нет. Затем необходимо вы-
нуть кислородную маску из сумки, тщательно подогнать маску
к лицу и проверить ее герметичность, для чего зажать гофриро-
ванный шланг и сделать вдох; если вдох сделать невозможно, ма-
ска герметична.

Открыв кислородный вентиль КВ-5, необходимо проверить по
манометру давление кислорода в баллонах. Давление кислорода
должно соответствовать данным, приведенным выше. Затем нужно
подсоединить маску к кислородному прибору КП-24М. После этого
рукоятку подсоса воздуха на приборе КП-24М надо поставить в по-
ложение «100% О2», а рукоятку аварийной подачи кислорода в по-
ложение «Открыто». Далее необходимо в течение 5 —10 с продуть
систему и убедиться в отсутствии какого-либо запаха. Если кисло-
род испорчен, он имеет запах сероводорода.

После проверки надо рукоятку аварийной подачи кислорода
переключить в положение «Закрыто», а рукоятку подсос возду-
ха — в положение «Смесь». Затем следует надеть маску на лицо
и сделать несколько вдохов и выдохов. Если сегменты индикатора
потока ИП расходятся и сходятся и вдох свободный, без затрудне-
ний, то комплект прибора работает исправно.

Продолжая проверку, необходимо поставить рукоятку аварий-
ной подачи в положение «Открыто». Если аварийная подача кисло-
рода находится в исправном состоянии, то кислород пойдет силь-
ной струей, что легко определить на слух, и сегменты индикатора
потока полностью разойдутся. После проверки рукоятку аварийной
подачи кислорода надо установить в положение «Закрыто», за-
крыть кислородный вентиль КВ-5, отсоединить и уложить маску
в сумку.

Зафиксировав давление кислорода по манометру, необходимо
проверить систему на герметичность. Если через 2 — 3 мин показа-
ния манометра не изменились, то система считается исправной
и герметичной.

При проверке аварийной подачи кислорода запрещается искус-
ственно препятствовать движению кислорода путем перегибания
или сжатия гофрированного шланга кислородной маски.

Перед выруливанием на старт нужно подсоединить кислород-
ную маску к прибору КП-24М и убедиться в наличии кислорода
в системе по манометру. После набора высоты 4000 м кислородное
264	' '
оборудование должно быть готовым к немедленному его использо-
ванию.

В нормальном полете в загерметизированной кабине рукоятка
аварийной подали кислорода должна находиться в положении «За-
крыто», а рукоятка подсоса воздуха на приборе КП-24М — в поло-
жении «Смесь».

На высоте крейсерского полета для снижения утомляемости и
в профилактических целях (особенно в ночных полетах) рекомен-
дуется дышать чистым кислородом в течение 5—10 мин через
каждый час полета. Для этого необходимо надеть кислородную ма-
ску и прикрепить ее в авиагарнитуре. Затем установить рукоятку
подсоса воздуха на приборе КП-24М в положение «100% О2».

При ощущении недостатка кислорода или плохом самочувствии
необходимо пользоваться аварийной подачей кислорода, для чего
рукоятку аварийной подачи кислорода надо повернуть в положение
«Открыто». При этом нужно помнить, что расход кислорода значи-
тельно больше установленных норм.

При появлении в кабине дыма (без пламени), гари или специфи-
ческом запахе необходимо достать дымозащитную маску ЛП-2 из
кармана, находящегося под сиДением левого и правого пилота,
и перейти на питание чистым кислородом, установив рукоятку под-
соса воздуха на приборе КП-24М в положение «100% О2». Затем
следует отстыковать кислородную маску КМ-32АГ от шланга
КШ-24М и подстыковать дымозащитную маску ЛП-2 к кислород-
ному шлангу КШ-24М. После этого снять авиагарнитуру АГ-2
(АГ-3) и надеть дымозащитную маску ЛП-2, подсоединив штекер
микрофона маски к авиагарнитуре.

Особенностью прибора КП-24М является то, что он может продолжать по-
давать кислород непрерывным потоком после снятия маски с лица. Для предотвра-
щения произвольной подачи кислорода необходимо сделать выдох в маску перед
снятием ее с лица или закрыть рукой на некоторое время отверстие выхода
кислорода.

При загорании в полете светового табло «Разгерметизация» на
правой амортизированной панели приборной доски и появлении
в телефонах звукового сигнала экипаж обязан надеть кислородные
маски, перейдя на питание кислородом, и снизиться до безопасной
высоты.

При пользовании кислородом необходимо периодически кон-
тролировать работу прибора КП-24М по индикатору потока и да-
вление кислорода по манометру.

После пользования прибором нужно снять с лица кислородную
маску, протереть ее внутри и уложить маску в бортовую сумку.
При снижении на высоту полета 4000 м закрыть кислородные вен-
тили КВ-5.

После посадки во избежание попадания пыли и других посто-
ронних частиц в полости приборов КП-24М необходимо рукоятку
автомата подсоса воздуха поставить в положение «100% О2»,
а перед вылетом перевести в положение «Смесь».
При посадке самолета в аварийных случаях категорически за-
прещается стравливать кислород из системы в кабину. Курение при
пользовании кислородом запрещается.

После каждого случая пользования кислородной маской ее не-
обходимо дезинфицировать, т. е. протереть внутреннюю полость
ватой, смоченной в спирте. Резиновый мешочек следует дезинфици-
ровать мыльной водой, после чего промыть чистой водой
и просушить.

Предполетная проверка прибора КП-21 осуществляется следую-
щим образом. Вначале нужно проверить состояние кислородного
баллона, прибора, манометра, кислородной маски и убедиться, что
видимых дефектов нет. Открыв запорный вентиль на баллоне, сле-
дует проверить по манометру давление кислорода, которое должно
быть 29 — 30 кгс/см2. Затем надо надеть маску на лицо и соединить
ее с прибором КП-21, после чего необходимо медленно повернуть
против часовой стрелки маховичок вентиля аварийной подачи кис-
лорода. При этом кислород должен выходить непрерывной струей
и стрелка манометра должна показывать падение давления кисло-
рода.

Далее следует перекрыть аварийную подачу кислорода махович-
ком вентиля и сделать несколько вдохов и выдохов. Если прибор
КП-21 исправен, то вдох должен быть без затруднений.

После проверки прибора КП-21 нужно закрыть запорный вен-
тиль, снять и уложить маску на место.

Чтобы в полете обеспечить кислородным питанием отдельных
пассажиров по их требованию, применяют переносный кисло-
родный прибор КП-21. Для использования прибора необходимо по-
вернуть запорный вентиль против часовой стрелки и проверить по
манометру наличие в баллоне кислорода. Затем следует вставить
штуцер шланга маски в ниппель на приборе КП-21 и поворотом за-
крепить штуцер на штифах, после чего надеть маску на лицо и за-
крепить ее на голове с помощью крепежных лент. Далее необходи-
мо поворотом крана ручной регулировки против часовой стрелки
открыть подачу кислорода.

При остатке кислорода в баллоне 3 кгс/см2 необходимо закрыть
запорный вентиль, снять маску и если требуется, то снова подзаря-
дить баллон от стационарной кислородной системы до давления
29 — 30 кгс/см2, а если кислород не требуется, то отсоединить шланг
маски от прибора КП-21, поставить прибор и уложить маску на
место.

Запас кислорода в баллоне обеспечивает питание кислородом
одного человека в разгерметизированной кабине на высоте 6000 м
в течение 8 мин и на высоте 8000 м — 6 мин.

На самолетах последних серий дополнительно установле-
ны: переносной кислородный прибор КП-19 и дымозащитные
маски ЛП-2.

Кислородный прибор КП-19 с баллоном КБ-2 и дымозащитной
маской ЛП-2 предназначен для питания кислородом бортмеханика
при разгерметизации кабин или появлении в кабине самолёта гари,
266
дыма, а также может быть использован бортмехаником при пере-
мещении по пассажирскому салону в аварийной ситуации.

Переносной кислородный прибор с дымозащитной маской ЛП-2 установлен
в передней части пассажирского салона, слева у входа в кабину экипажа.

Дымозащитные маски ЛП-2 командира корабля и правого пилота уложены
в карманах и находятся под их сиденьями,

При пользовании переносным кислородным прибором КП-19
необходимо снять чехол с прибора, открыть запорный вентиль
и установить рукоятку подсоса воздуха в положение «Чистый кис-
лород». Затем надо надеть дымозащитную маску ЛП-2, отстегнуть
хомут крепления баллона КБ-2 и снять переносной прибор с ложе-
мента, после чего следует зафиксировать прибор в удобном поло-
жении на груди или за плечами.

При работе с переносным кислородным прибором КП-19 надо
следить за запасом кислорода по контрольному манометру. После
израсходования кислорода до давления 5 — 6 кгс/см2 необходимо
произвести подзарядку от стационарной кислородной системы до
давления 29 — 30 кгс/см2.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение ............................................................ 3

Раздел первый. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА.......................... 5

Глава I. Бортовая распределительная сеть и источники электроэнергии
постоянного тока . .	  5

1.	Общие сведения об электрооборудовании самолета ....	5

2.	Генераторы постоянного тока ВГ-7500Я и их регулирующие
устройства..........................................' .	11

3.	Бортовые аккумуляторные батареи....................... 19

4.	Питание бортовой сети от аэродромного источника постоян-
ного тока................................................. 24

5.	Контроль работы источников электроэнергии постоянного
тока...................................................... 25

Глава II. Источники электроэнергии и бортовые сети переменного тока . . .	30

6.	Общие сведения об источниках электроэнергии и бортовой сети
переменного однофазного тока.............................. 30

7.	Преобразователи ПО-1500 .............................. 32

8.	Питание бортовой сети от аэродромного источника электро-
энергии переменного тока.................................. 38

9.	Общие сведения о бортовой сети и источниках электро-
энергии переменного трехфазного тока...................... 39

10.	Основные правила эксплуатации электрооборудования само-
лета ..................................................... 43

Глава III. Электрооборудование систем управления силовыми установками
и планером......................."................................ 44

11.	Электрическая система запуска двигателей................ 44

12.	Электрооборудование управления топливной системой . . .	56

13.	Электрооборудование управления гидравлической системой 61
14. Электрооборудование систем управления триммерами, сто-
порением рулей и элеронов................................... 67

Глава IV. Электрооборудование систем кондиционирования и противообледе-
нения .................................................................. 69

15.	Электрооборудование системы кондиционирования	....	69

16.	Электрооборудование системы противообледенения самолета
и двигателей................................................ уд

17.	Система обогрева стекол фонаря кабины экипажа .... go

Глава V. Электрооборудование систем сигнализации	и	освещения	....	g2

18.	Система сигнализации и тушения пожара................... 82

19.	Внешние устройства сигнализации......................... 94

20.	Системы сигнализации срывного режима, положения шасси
и закрылков................................................  95
	21.	Сигнализатор обледенения РИО-3	  22.	Система питания и контроля сигнальных ламп	  23.	Посадочно-рулежные фары	  24.	Электрооборудование освещения		97  100  100  101
Разд	ел второй. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ....	104
Глава	VI. Радиосвязное и радионавигационное оборудование 	  25. Общие сведения о радиоэлектронном оборудовании само-	104
	лета	  26.	Абонентская гарнитура и аппаратура внутрисамолетной связи  27.	Радиостанция «Ландыш-5»	  28.	Автоматический радиокомпас АРК-9	  29.	Радиовысотомер РВ-ЗМ	  30.	Бортовое оборудование радиомаячной системы посадки . .	104  106  109  117  127  131
Глава	VII. Радиолокационная станция «Гроза»	  31. Назначение, основные характеристики и комплект станции	140  140
	32.	Принцип работы РЛС	  33.	Органы управления и режимы работы станции ....  34.	Включение и проверка работоспособности		143  148  153
-	35. Использование РЛС в полете		155
।	Разд	ел третий. ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА . . .	159
Глава	VIII. Пилотажно-навигационные приборы	  36.	Общие сведения	  37.	Барометрический высотомер ВД-10К	  38.	Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100К . .  39.	Приемники полного и статического давлений	  40.	Вариометр ВАР-ЗОМК	  41.	Вариометр ВР-10МК		159  159  163  169  175  177  180
	42.	Система питания анероидно-мембранных приборов ....  43.	Авиационные часы АЧС-1	  44.	Магнитный компас КИ-13К	  45.	Гироскопические приборы . . . 		  46.	Указатель поворота ЭУП-53МК-500 	  47.	Комбинированный прибор ДА-30		182  187  188  192  195  199
	48.	Авиагоризонт АГБ-ЗК	  49.	Курсовая система ГМК-1Г	  50.	Автопилот АП-40		200  210  221
1	Глава	IX. Приборы контроля работы авиадвигателей	  51.	Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРИ . . . . .  52.	Тахометр ИТЭ-2 		  53.	Термометр ТСТ-299 	  54.	Термометр ТСТ-282С	  55.	Аппаратура контроля вибрации ИВ-300 	  56.	Автомат центровки с электроемкостным топливомером АЦТ5-1БТ 				227  227  231  233  234  234  238
1	Глава	X. Вспомогательные приборы	  57. Дистанционныйиндуктивныйманометр2ДИМ-150К. . . .	242  242
	58.	Дистанционный индуктивный манометр 2ДИМ-240К . . . .  59.	Термометр внутрикабинный ТВ-45К	  60.	Термометр воздуха ТВ-19Т	  61.	Термометр ТУЭ-48К		243  244  244  245
62.	Термометр наружного воздуха ТНВ-15Т.................246

63.	Указатель положения закрылков УШ 1-09 ............. 247

64.	Указатель положения стабилизатора УП11-10...........248

65.	Указатель высоты и перепада давлений УВПД-5-0,8К . . . 248

66.	Указатель расхода воздуха УРВК-18К..................250

67.	Акселерометр АДП-4..................................252

68.	Система регистрации режимов полета МСРП-12-96 . . . 254

69.	Воздушный манометр МВ-10М...........................257

70.	Воздушный манометр МВ-250М..........................258

71.	Кислородное оборудование............................259
ИВАН ЕВСЕЕВИЧ БОНДАРЧУК
ВЛАДИМИР ИВАНОВИЧ ХАРИН

АВИАЦИОННОЕ И РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА ЯК-40
Обложка художника Г. П. Казаковцева
Технический редактор Л. Е. Шмелева
Корректор А. Н. Конева
Корректор-вычитчик Р. К. Шилова
ИБ № 2152

Сдано в набор 22.06.81. Подписано в печать
29.03.82. Т-02493. Формат 60х901/16. Бум. оф-
сетная № 2. Гарнитура тайме. Офсетная печать.
Усл. печ. л. 17,0. Усл. кр.-отт. 17,19. Уч.-изд. л.
21,99. Тираж 10000 экз. Заказ 702 Цена 1 р. 20 к.
Изд. № 1—3—1/17 № 0860. Издательство
«ТРАНСПОРТ», 107174, Москва, Басманный
туп., 6а

Набор и фотоформы изготовлены в ордена Ок-
тябрьской Революции, ордена Трудового Красного
Знамени Ленинградском производственно-техниче-
ском объединении «Печатный Двор» имену
А. М. Горького Союзполиграфпрома при Госу-
дарственном комитете СССР по делам издательств,
полиграфии и книжной торговли. 197136, Ленин-
град, П-136, Чкаловский пр., Д5.

Отпечатано в Московской типографии № 4 Союз-
полиграфпрома при Государственном комитете
СССР по делам издательств, полиграфии и книж-
ной торговли. 129041, Москва, Б. Переяслав-
ская, 46.
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР ПО ДЕЛАМ
ИЗДАТЕЛЬСТВ, ПОЛИГРАФИИ И КНИЖНОЙ ТОРГОВЛИ

Издательство «Транспорт»

Имеются в продаже книги:

Авиационные силовые установки. Системы и устройства. 2-е изд., перераб.
и доп. 1976. 312 с. 99 к.

АНТИПЕНКО И. Н. и др. Наземное кондиционирование воздуха в кабинах
пассажирских самолетов. 1976. 152 с. 73 к.

Диагностические комплексы систем автоматического самолетовождения. Под ред.
В. А. Игнатова. 1975. 270 с. 2 р.

Контроль технической исправности самолетов и вертолетов. Справочник. Под
ред. В. Г. Александрова. 360 с. 1976. 1 р. 94 к.

В справочнике приведены виды контроля, технические требования норм
летной годности, ремонта и обслуживания авиатехники, схемы и рекомендации
по исследованию неисправностей и отказов, методы контроля систем и агрегатов,
системы автоматического и пультового контроля, способы проверки работо-
способности газотурбинного двигателя и планера, различные виды дефектоскопии.

Предназначен для инженерно-технических работников и летного состава
авиации всех ведомств.

КРЫЛОВ К. А., ХАЙМЗОН М. Е. Долговечность узлов трения самолетов.
1976. 183 с. 1 р. 29 к.

Продажа производится

отделениями издательства «Транспорт», местными книготоргами, а также
центральным магазином «Транспортная книга» (107078, Садовая Спасская ул.,
Д- 21)-

По желанию покупателей отдел «Книга — почтой» вышеуказанного магазина
высылает литературу по почте наложенным платежом.