САМОЛЕТ ЯК-18Т (36 серии). РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ - часть 8

Режим CONFIGURATION

Режим CONFIGURATION - это режим установки или просмотра параметров, определяющих конфигурацию (настройку) транспондера. При

необходимости просмотра или изменения каких-либо из этих параметров нажмите и удерживайте в нажатом положении клавишу FUNC до переключения на режим CONFIGURATION. Повторными короткими нажатиями на клавишу FUNC перелистывайте страницы, пока не откроете искомую. На выбранной странице используйте клавишу CRSR для выделения необходимого поля. В поле, обозначенном курсором, можно ввести цифровую информацию, используя клавиши 0----9. С помощью клавиш 8 и 9 можно выбрать необходимый пункт из представленного списка. Для подтверждения своего выбора нажмите клавишу CRSR.

Для выхода из режима CONFIGURATION необходимо выключить транспондер клавишей OFF, а затем снова включить нажатием клавиши STBY.

Выбор идентификационного кода

Для выбора идентификационного кода, состоящего из 4-х цифр, нажмите поочередно соответствующие клавиши из числа 0,1,2,3,4,5,6,7. Курсор при этом передвигается слева-направо. Новый код будет активирован только после ввода четвертой цифры кода.

Для возврата курсора на предыдущую позицию нажмите клавишу CLR. При нажатии клавиши CLR в случае нахождения курсора на первой позиции курсор удаляется.

При нажатии клавиши CRSR в процессе ввода нового кода курсор удаляется, активированным остается предыдущий код.

Важные идентификационные коды

1200 - Код, применяемый при полетах по ПВП в США;

7000 - Код, обычно применяемый при полетах по ПВП в Европе;

7500 - Код, устанавливаемый при несанкционированном вмешательстве (нападении на ВС);

7600 - Код, устанавливаемый при потере радиосвязи;

7700 - Код, устанавливаемый при аварийной ситуации;

7777 - Код, устанавливаемый перехватчиком в процессе перехвата;

0000 - Код, устанавливаемый военными самолетами (невозможно установить на гражданских ВС).

Будьте внимательны, избегайте ошибочной установки кодов 7500 и из диапазона 7600-7777, т.к. в этом случае на экране диспетчера УВД включается специальная индикация в автоматическом режиме.

Режим IDENT

Для включения режима IDENT нажмите клавишу IDENT, в этом случае на 18 секунд активируется режим SPI - специальная позиционная идентификация на экране диспетчера УВД. При этом в верхнем левом углу бортового дисплея транспондера появляется знак IDENT.

Режим VFR (включение кода, применяемого при полетах по ПВП)

Для включения режима VFR нажмите клавишу VFR. В этом случае устанавливается код заранее запрограммированный в режиме установки параметров (режим CONFIGURATION).

Режим FUNC

В режиме FUNC можно перелистывать страницы в правом окне дисплея.

Короткими повторными нажатиями клавиши FUNC переходите от страницы к странице по следующему списку:

- барометрическая высота (PRESSURE ALT), измеряемая в футах, сотнях футов (номер эшелона), метрах - в зависимости от настройки в режиме CONFIGURATION;

- полетное время (FLIGHT TIME), пуск и остановка осуществляется нажатием клавиши START/ STOP или, если установлен соответствующий датчик, по обжатию шасси, при нажатии клавиши CLR осуществляется обнуление позиций;

- таймер с возрастающим отсчетом времени (COUNT UP), пуск и остановка осуществляется нажатием клавиши START/STOP, обнуление -нажатием клавиши CLR;

- таймер с убывающим отсчетом времени (COUNT DOWN), перед пуском необходимо активировать курсор нажатием CRSR, затем с помощью клавиш 0-г 9 ввести начальное время, пуск и остановка осуществляются нажатием клавиши START/STOP. Когда обратный отсчет времени доходит до нуля, слова COUNT DOWN заменяются на EXPIRED и таймер начинает работать с возрастающим отсчетом времени;

регулировка контрастности (CONTRAST). Эта страница индицируется, если в режиме CONFIGURATION выбрана ручная (неавтоматическая) регулировка контрастности;

- регулировка яркости (DISPLAY). Эта страница индицируется, если в режиме CONFIGURATION выбрана ручная (неавтоматическая) регулировка яркости.

РАДИОКОМПАС KR 87, ИНДИКАТОР KI227

Автоматический радиокомпас (АРК) KR 87 предназначен для приема сигналов от всенаправленных приводных радиомаяков (NDB) в средневолновом диапазоне частот 200 - 1799КГЦ, формирования сигнала направления на радиостанцию и выдачи его на кабинный индикатор KI 227 в виде курсового угла радиостанции (КУР), то есть угла между направлением, индицируемым стрелкой и индексом продольной оси самолета.

Система включает в себя приемник KR 87 и индикатор KI 227 с приводимым во вращение вручную курсовым лимбом, комбинированной рамоч но-штыревой антенной КА 44 В в аэродинамическом обтекателе, проводкой, элементами соединения и крепежа.

Работа системы на самолете возможна при работающем генераторе или от аэродромного источника электроэнергии.

Пульт управления и индикатор режимов работы, частот и времени представляет собой встроенную в приборную доску панель со светодиодным дисплеем и органами управления.

Включение системы осуществляется поворотом по часовой стрелке кремальеры-выключателя, расположенной справа между дисплеем и сдвоенной кремальерой, из крайней левой позиции (OFF) до щелчка, после чего дальнейшим поворотом по часовой стрелке осуществляется усиление аудиосигнала для его прослушивания и идентификации приводного радиомаяка (прослушивание идентификационного сигнала, передаваемого знаками Морзе, возможно при нажатой клавише ADF на пульте аудиопанели).

Радиочастота, на которую настроен приемник постоянно индицируется на левом (рабочем) поле дисплея. Резервная частота индицируется на правом поле дисплея при наличии в средней его части символа "FRQ". Резервная частота не индицируется в режиме FLT (общее время полета), либо ЕТ (интервал времени), но остается в памяти системы.

При наличии на экране дисплея символа "FRQ" резервная частота может изменяться за счет вращения по и против часовой стрелки сдвоенных кремальер, расположенных у правого края пульта. Вращением вытянутой внутренней сдвоенной кремальеры осуществляется изменение частоты на единицы кГЦ. Вращением нажатой внутренней сдвоенной кремальеры осуществляется изменение частоты на десятки килогерц. Вращением внешней сдвоенной кремальеры осуществляется изменение частоты на сотни килогерц до величины 1799 к ГЦ.

Резервная частота может быть переведена в рабочую, а рабочая, соответственно, в резервную, то есть поменяться местами на левом и правом полях дисплея за счет нажатия на клавишу FRQ.

Режим "Антенна" (ANT) устанавливается в случае, когда клавиша ADF на пульте не нажата. При этом на поле дисплея слева сверху индицируется символ "ANT". Данный режим обеспечивает улучшенный прием идентификационных сигналов в кодах Морзе от приводного радиомаяка, на который настроен приемник. При этом стрелка на индикаторе KI 227 прекращает индицировать КУР приводного радиомаяка, разворачивается на 90 град, и сохраняет данное положение, пока включен режим "Антенна".

Режим "радиокомпас"(ADF) устанавливается при нажатом положении клавиши ADF. При этом стрелка индикатора KI 227 указывает направление на соответствующий маяк (индицирует КУР).

Курсовой лимб на индикаторе АРК может быть повернут в любое положение вручную за счет вращения кремальеры HDG (в левом нижнем углу индикатора).

Некоторые приводные радиомаяки излучают смодулированные сигналы. В этом случае для прослушивания идентификационных сигналов в кодах Морзе следует нажать клавишу BFO.

Для предполетной проверки работы АРК, либо для проверки его в полете необходимо перевести систему в режим работы "Антенна". Тогда стрелка индикатора будет показывать КУР=90град. Проверив настройку приемника на работающий радиомаяк прослушиванием сигналов Морзе, перевести систему в режим "радиокомпас". При этом стрелка индикатора должна развернуться в направление на антенну без колебаний и забросов. Слишком медленное перемещение стрелки, ее раскачка, повороты в обратную сторону означают, что сигнал от маяка слишком слаб, либо что система неисправна.

Индикация времени осуществляется на правом поле дисплея (вместо резервной частоты). Счетчик времени (таймер) автоматически переводится в начало отсчета (от ":00") при прерывании электропитания системы: либо за счет отключения генератора, либо за счет отключения электропитания самолета, либо за счет установки выключателя АРК в положение OFF (выключено).

На правом поле дисплея в режиме таймера индицируется либо общее время полета "FLT", либо интервал времени (этапное время)"ЕТ".

Нажатием клавиши FLT/ET производится замена индикации "FLT" на "ЕТ" и наоборот.

Режим работы таймера индицируется на дисплее символом "FLT" либо "ЕТ" правее поля индикации времени.

Отсчет общего времени полета включается при включении в работу системы, производится до ее выключения и индицируется в режиме "FLT".

Режим отсчета интервала времени может быть включен с нулевой отметки ":00" нажатием клавиши SET/RST, режим "ЕТ" включается нажатием клавиши SET/RST независимо от того, в каком режиме происходила индикация времени к данному моменту.

Для активизации режима обратного отсчета времени, необходимо нажать клавишу SET/RST на две секунды, либо до появления на экране дисплея мигающего символа "ЕТ". После этого, вращая совмещенные кремальеры, выставить начальное время отсчета (максимально возможное время начального отсчета 59 минут, 59 секунд). Выставленное таким образом начальное время будет индицироваться неизменным до нажатия клавиши SET/RST, после чего активизируется обратный отсчет времени - начиная с выставленного начального значения до ":00" (при этом символ "ЕТ" будет светиться в постоянном режиме. Когда отсчет таймера станет равным ":00", начнется прямой отсчет.

Резервная частота настройки АРК, находящаяся в памяти системы во время работы таймера, может быть вызвана на экран дисплея нажатием клавиши FRQ, затем переведена в положение рабочей частоты вторичным нажатием на клавишу FRQ.

В то время, как на правом поле дисплея индицируется информация, соответствующая режиму таймера, рабочая частота АРК может изменяться вращением совмещенных кремальер, при этом, находящаяся в памяти системы резервная частота будет оставаться неизменной.

Система выключается поворотом кремальеры выключателя против часовой стрелки до щелчка (в положение "OFF").

8.7.3 АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

В состав аварийно-спасательного оборудования самолета Як-18Т входит аварийный радиобуй KANNAD 406 AF.

АВАРИЙНЫЙ РАДИОБУЙ KANNAD 406 AF

Аварийный радиобуй ELT (emergency locator transmitter) KANNAD 406 AF предназначен для передачи радиосигналов с борта самолета при возникновении аварийной ситуации. Радиобуй в этом случае переходит из режима ожидания в активный режим автоматически или вручную. По радиосигналам радиобуя Координационный центр ПСС локализует местоположение самолета и организует спасение людей и техники.

Функциональный состав аварийного радиобуя KANNAD 406 AF

Аварийный радиобуй состоит из:

- радиопередатчиков, работающих на частотах 121.5/243 МГц и 406.025 МГц, конструктивно объединенных в один модуль;

- микропроцессора, который управляет работой радиопередатчиков и поддерживает выполнение всех функций радиобуя;

- 3-х позиционного переключателя ELT "ARM-OFF-ON", светодиодной лампы-индикатора ELT и звукового сигнализатора (зуммера) ELT, находящихся на корпусе модуля;

- пульта дистанционного управления (ПДУ), расположенного в пилотской кабине, на котором находятся 3-х позиционный переключатель "ON-ARMED-RESET&TEST”, светодиодная лампа-индикатор ПДУ и звуковой сигнализатор (зуммер) ПДУ;

- датчика ударных усилий, находящегося на внутреннем корпусе радиобуя и срабатывающего при возникновении аварийных перегрузок;

- внешней антенны.

Рис. 8.7.8 Органы управления и индикации KANNAD 406 AF
1 - переключатель ELT "ARM-OFF-ON", находящийся на корпусе модуля;

2 - переключатель ПДУ "ON-ARMED-RESET&TEST”, находящийся на пульте дистанционного управления;

3, 4- светодиодные лампы- индикаторы ELT и ПДУ.

Аварийный радиобуй имеет герметичный огнеупорный корпус, приспособлен к работе в экстремальных, жестких условиях, может работать от бортовой электросети самолета и от автономного источника питания.

Режимы работы аварийного радиобуя KANNAD 406 AF

Переключатель ELT является командным по отношению к переключателю

ПДУ.

Аварийный радиобуй выключен

Переключатель ELT в положении “OFF"- аварийный радиобуй выключен.

Активный режим.

Переключатель ELT в положении “ON” - аварийный радиобуй переходит в активный режим в независимости от положения переключателя ПДУ.

В активном режиме радиобзш передает сигнал стандартной тональности на частотах 121.5 МГц и 243.0 МГц, что сопровождается периодическими вспышками ламп-индикаторов и короткими сигналами ззшмеров ELT и ПДУ.

Каждые 50 секунд (47.5 с -ь52,5 с) 5-ваттный передатчик на частоте 406.025 МГц включается на 440 мсек (для передачи короткого сообщения) или на 520 мсек (для передачи длинного сообщения), что сопровождается непрерывным свечением ламп-индикаторов. Передаваемая цифровая информация запрограммирована в заводских з^словиях и может быть использована Координационным центром ПСС для идентификации радиобуя.

Переданные сигналы принимаются спутниками системы КОСПАС- САРСАТ и ретранслируются в Координационный центр ПСС, где определяется местоположение самолета.

Локализация местоположения самолета по работе радиобуя на частоте 406.025 МГц обеспечивается с точностью 4 км в сравнении с 15-f20 км для передатчика 121.5/243.0 МГц. Однако в сочетании они дают хороший результат, т.к. более длительная работа радиопередатчика на частотах 121.5/243.0 МГц используется к тому же для наведения на местоположение самолета, на заключительном этапе поиска.

Режим ожидания

Переключатель ELT в положении “ARM”- включается в работу' пульт дистанционного управления ПДУ:

- переключатель ПДУ в положении “AKMED”- режим ожидания, аварийный радиобуй готов перейти в активный режим автоматически (от датчика ударных усилий при возникновении аварийной ситуации) или в ручную при установке переключателя ПДУ в положение “ON”.

Встроенный контроль (SELF TEST)

При включении режима ожидания или активного режима выполняется встроенный контроль аварийного радиобуя.

Встроенный контроль выполняется в течение 5 сск и сопровождается непрерывным сигналом зуммеров ELT и ПДУ.

Результаты контроля индицируются лампами-индикаторами ELT и ПДУ:

- непрерывное свечение- результат успешного прохождения контроля;

- комбинации коротких вспышек (см. табл. 8.7.1) оповещают о выявленной неисправности.

табл 8.7.1

Комбинация коротких вспышек ламп индикаторов при выполнении встроенного контроля	Характер неисправностей
3+1	Низкое напряжение на клеммах аккумулятора
3+2	Низкая мощность излучения радиопередатчиков
3+3	Неправильная частота излучения
3+4	Нет запрограммированных данных идентифицирующих радиобуй

Восстановление режима ожидания

Если радиобуй активирован случайно, его можно снова перевести в режим ожидания. Для этого необходимо нажать на 1-2 сек переключатель ПДУ в положение “RESET&TEST”, затем установить в "ARMED” (при этом переключатель ELT должен находиться в положении “ARM”). После встроенного контроля радиобуй переходит в режим ожидания.

ПЕРИОДИЧЕСКАЯ ПРОВЕРКА РАБОТОСПОСОБНОСТИ АВАРИЙНОГО РАДИОБУЯ KANNAD 406 AF
Проверить установку переключателя ПДУ в положении “ARMED”.

Установить переключатель ELT в положение “ARM”.

Настроить бортовую УКВ радиостанцию на частоту 121.5 МГц.

Нажать переключатель в положение “RESET &TEST” на 1-2 с, затем установить в положение “ARMED”.

Проконтролировать выполнение встроенного контроля.

Перевести радиобуй в активный режим переводом переключателя ПДУ в положение “ON”.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПРОВЕРКА ПРОИЗВОДИТСЯ ТОЛЬКО В ТЕЧЕНИЕ

ПЕРВЫХ 5 МИНУТ КАЖДОГО ЧАСА, ПЕРИОДИЧЕСКИ, НЕ РЕЖЕ, ЧЕМ РАЗ В МЕСЯЦ. ВРЕМЯ ПЕРЕДАЧИ НЕ ДОЛЖНО ПРЕВЫШАТЬ 5 С.

Прослушать на частоте 12 1.5 МГц тестовый звуковой тон.

Проконтролировать работу световой и звуковой сигнализации по коротким вспышкам ламп-индикаторов ELT, ПДУ и коротким сигналам зуммеров ELT, ПДУ.

Перейти от активного режима к режиму ожидания нажатием переключателя ПДУ в положение “RESET8&TEST” на 1-2 с и последующим переходом в положение “ARMED”.

Световая сигнализация прекращает работу без задержки, звуковая сигнализация - с задержкой не более 5 с.

8.8 ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

В состав пилотажно - навигационного оборудования входят:

- два авиагоризонта АГБ - 28Р;

- два гирокомпас RCA 15BK-2-28V;

- указатель поворота и скольжения ЭУП-53У;

- два указателя скорости УС-450К;

- два высотомера ВМ 15ПБМ;

- вариометр ВР-ЗОМК;

- авиационные часы АЧС-1;

- магнитный компас КИ-13БС;

- система ПВД.;

- акселерометр АМ-9С;

- система сигнализации критических углов атаки ССКУА-1.

Авиагоризонт- АГБ-98 Р

Общие сведения

Авиагоризонт АГВ-98Р предназначен для определения и индикации положения самолета в пространстве относительно плоскости истинного горизонта, для определения углов крена и тангажа при выполнении самолетом любых эволюций при пилотировании.

Указатель скольжения, расположенный на лицевой части авиагоризонта, служит для определения наличия и направления бокового скольжения при разворотах самолета.

Основные технические данные

Электропитание:

- постоянным током напряжением (27.j,o+*'4) В от двух независимых ис точников питания;

- переменным однофазным током частоты (400±20) Гц напряжением (5,5±0,5) В (встроенного белого подсвета);

- переменным однофазным током частоты (400±8) Гц напряжением (36_з,б '’S> В (датчиков углов крена и тангажа).

ПРИМЕЧАНИЕ. При снижении питания постоянным током до 18 В авиагоризонт работоспособен в течение 30 мин.

Диапазон индикации:

- по крену ±360°;

- по тангажу ±75° (без учета угла наклона приборной доски).

Время готовности авиагоризонта, не более:

- 2 мин - в нормальных условиях;

- 3 мин - при температуре минус 20°С и +55°С.

Погрешности авиагоризонта по крену и тангажу, не более:

- ±1,0° - на неподвижном основании;

- ±1,5° - на качающемся основании;

- ±2,5° - на вибрирующем основании;

- ±5,0° - после выполнения координированных виражей и разворотов объекта на 180° за 3 мин.

Время восстановления гироскопа авиагоризонта из завалов на 5° под действием коррекции:

- 1 мин 15 с - 5 мин в нормальных условиях;

- 1 мин - 6 мин 15 с при температурах минус 20°С и +55°С;

Включение авиагоризонта производится после запуска двигателя и включения питания постоянного и переменного тока. Для включения авиагоризонта необходимо включить автоматы защиты АГБ-1, АГБ-2 на панели АЗК на приборной доске.

Через 1 - 1,5 мин после включения электропитания снимите ручку арретира с фиксатора, потянув ручку на себя до упора и повернув против часовой стрелки.

Совместите индекс кремальеры с отметкой на фланце авиагоризонта.

По истечении времени готовности авиагоризонта флажок АГ должен находиться вне видимой зоны лицевой части, а показания авиагоризонта по крену и тангажу должны соответствовать стояночным углам объекта.

1 — силуэт самолетик
2 - шкала тангажа
3 - флажок АГ (отказ авиагаризонта)
4-ручка арретира и 5-кремальеры
6-указатель скольжения шкала крена
Рис. 8.8.1 Авиагоризонт АГР-98Р

8.8.2 ГИРОКОМПАС RCA15BK-2-28V
Гирокомпас RCA15BK-2-28V представляет собой гироскопический прибор, позволяющий определять курс самолета и выдавать курс и углы

отклонения от него для решения задач пилотирования и навигации.

RCA15BK-2-28V работает в режиме гирополукомпаса. Уход гироскопа от заданного курса периодически

корректируется вручную с помощью кремальеры на шкале прибора по показаниям магнитного компаса или спутниковой системы.

Гирокомпас рассчитан на питание постоянным током напряжением 28 В. Готовность гироскопа к работе после его включения сигнализируется уборкой

красного бленкера в правой части шкалы прибора.

Прибор включается выключателем на среднем пульте.

В процессе выполнения полета через каждые 15-20 минут необходимо в горизонтальном установившемся полете без крена и скольжения проводить коррекцию показаний гирополукомпаса по показаниям магнитного компаса КИ-13БС. Коррекция выполняется поворотом кремальеры, расположенной слева под индикатором.

8.8.3 УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА И СКОЛЬЖЕНИЯ ЭУП-53УК

Электрический указатель поворота предназначен для указания правильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси с

поперечным креном до 45° при путевой скорости 200 км/ 1час.

Прибор сочетает в себе указатель поворота и указатель скольжения.

Принцип его работы основан на свойстве прецессии пироскопа с тремя степенями свободы. Прибор состоит из гиромотора и успокоителя. Ось вращения ротора гиромотора является главной осью гироскопа и перпендикулярна продольной оси самолета. Ось внутренней рамки расположена

параллельно продольной оси самолета. Третьей осью вращения является вертикальная ось самолета при развороте.

Шкала имеет градуировку от 0 до 45° влево и вправо, цена деления 15°. Погрешность при нормальных условиях с кренами 15, 30 и 45° и угловыми скоростями соответственно 1, 2, 3 и 4 град/с при скорости полета 200 .км/ч -±1,5°. Включается указатель поворота автоматом защиты.

Указатель скольжения работает по принципу маятника. Чувствительным элементом указателя скольжения является шарик, перемещающийся внутри стеклянной трубки, заполненной жидкостью - толуолом. Для отметки среднего положения шарика посередине трубки симметрично расположены две визирные проволоки. Отклонение шарика вправо и влево от среднего положения как при прямолинейном полете, так и при вираже указывает на соответствующее скольжение самолета. В горизонтальном полете шарик находится в середине трубки на линии от веса, проходящей через центр кривизны трубки (рис. 8.8.4). Если самолет находится в крене, стеклянная трубка наклоняется и шарик под действием силы тяжести стремится занять в ней самое низкое положение, при котором центр тяжести шарика совпадает с линией отвеса - с истинной вертикалью (рис. 8.8.5 б). При развороте указатель скольжения показывает относительный поперечный крен самолета, так как на шарик, кроме силы тяжести, действует еще центробежная сила, и поэтому линия, соединяющая центр с центром кривизны трубки, совпадает с направлением равнодействующей двух указанных сил (рис. 8.8.5 б, в).

Предполетный осмотр и работа с указателем поворота и скольжения в полете

Перед вылетом осмотреть прибор и убедиться в его исправности. Стрелка указателя поворота должна стоять на нулевой отметке шкалы. Допускаемое отклонение ±1°. Шарик должен находиться в центре между ограничителя м и.
В полете необходимо пользоваться одновременно показаниями указателя поворота и указателя скольжения. При пользовании показаниями только одного прибора нельзя получить полного представления о характере полета и .можно допустить ошибку в пилотировании. Наиболее характерные случаи полета самолета, при которых необходимо пользоваться совместными показаниями обоих приборов, следующие (рис. 8.8.5).

Прямолинейный полет без крена

Стрелка указателя поворота стоит против среднего индекса шкалы, а шарик находится в центре трубки. В этом случае на шарик указателя скольжения действует только сила тяжести, которая удерживает его в самой нижней точке, т. е. в центре трубки.

Прямолинейный полет с левым креном

Стрелка указателя поворота находится против среднего индекса, так как самолет не поворачивается вокруг своей вертикальной оси. Шарик указателя скольжения под действием силы тяжести скатывается влево от центра трубки. При полете самолета с правым креном шарик скатывается вправо от центра трубки.

Левый вираж без скольжения

Вираж без скольжения называется правильным виражом. При левом вираже стрелка указателя поворота отклоняется влево от среднего индекса шкалы в результате прецессии гироскопа. Шарик указателя скольжения остается в центре трубки, т. е. на шарик действует не только сила тяжести, но и центробежная сила, возникающая при развороте самолета. Шарик устанавливается по равнодействующей этих двух сил, которая проходит через центр трубки.

Левый вираж с внешним скольжением

Внешнее скольжение самолета возникает, если вираж выполняется с большой угловой скоростью и малым креном.
На самолет действует большая центробежная сила, которая и вызывает внешнее скольжение. При левом вираже самолета стрелка указателя поворота отклоняется влево от среднего индекса шкалы, а шарик указателя скольжения под действием увеличивающейся центробежной силой - вправо от центра трубки.

Левый вираж с внутренним скольжением

Внутреннее скольжение самолета возникает в том случае, когда вираж выполняется с малой угловой скоростью и с большим креном. Величина центробежной силы, действующей на шарик указателя скольжения, при этом будет небольшой, а шарик отклонится от центра трубки влево, т. е. в сторону разворота. При правом вираже прибор работает аналогично, но стрелка указателя поворота отклоняется вправо.

Таким образом, сопоставление показаний указателя поворота и указателя скольжения позволяет поддерживать прямолинейный горизонтальный полет и совершать правильные (координированные) развороты.

8.8.4 УКАЗАТЕЛЬ СКОРОСТИ УС-450К
Указатель скорости предназначен для определения скорости полета самолета относительно воздушной среды. Следует различать скорости истинную, приборную и путевую. Истинной скоростью называется скорость полета относительно воздушной среды. Приборной скоростью называется скорость, которую указывает прибор. Путевой скоростью называется скорость полета самолета относительно земной поверхности.

Принцип работы указателя скорости основан на измерении скоростного напора воздуха, создаваемого при движении самолета в приемнике воздушных давлений. Скоростным напором называется сила встречного сопротивления воздуха, действующая на единицу поверхности тела, движущегося в нем. В корпусе прибора помещен чувствительный элемент в виде мембранной коробки, которая соединяется с помощью медной трубки со штуцером и через трубопровод с камерой динамического давления приемника воздушных давлений. Корпус прибора соединяется с камерой статического давления ПВД.

При движении самолета давление внутри мембранной коробки увеличивается на значение скоростного напора и под действием его мембранная коробка расширяется, что передается через передаточный механизм на стрелку, которая показывает значение скоростного напора. Скоростной напор пропорционален квадрату скорости q = pV²/2 поэтому, измеряя скоростной напор, прибор измеряет воздушную скорость. Шкала прибора, имеет градуировку от О до 450 км/ч с оцифровкой через 50 км/ч и ценой деления 10 км/ч.

Методические ошибки указателя скорости возникают вследствие изменения плотности воздуха с поднятием на высоту. При определении скорости по скоростному напору считалось, что плотность воздуха - величина постоянная. На самом деле с поднятием на высоту плотность воздуха уменьшается, следовательно, одной и той же скорости на большой высоте будет соответствовать меньший скоростной напор, а следовательно, и меньшие показания прибора. Градуировка прибора производится при плотности воздуха, соответствующей давлению 760 мм рт. ст., поэтому с поднятием на высоту показания прибора занижаются.
При наборе высоты температура уменьшается, что приводит к увеличению плотности воздуха. Градуировка прибора производилась при температуре 15° С, поэтому при меньшей температуре прибор дает завышенные показатели. Но с подъемом на высоту давление падает быстрее, чем температура, поэтому показания прибора становятся все более заниженными. Методические ошибки учитываются при помощи навигационной линейки, путем введения поправки на давление и температуру.

Инструментальные ошибки возникают вследствие упругого последействия и гистерезиса мембранной коробки, .трения в передаточном механизме и неточности-градуировки шкалы. Инструментальные ошибки учитываются по графику, который составляется при проверке прибора, в лаборатории.

Перед вылетом необходимо произвести внешний осмотр прибора, убедиться в его исправности, для определения истинной скорости учесть методические ошибки go НЛ-10 и инструментальные ошибки по графику; при полетах в зонах обледенения, снегопада, при низкой температуре включать электрообогрев трубки Г1ВД.

8.8.5 ВЫСОТОМЕР ВМ-15ПБМ
Двухстрслочный высотомер служит для определения относительной высоты полета самолета, т. е. высоты полета относительно места взлета, посадки или другого пункта, для которого известно барометрическое давление. Принцип действия основан на свойстве манометрической коробки изменять свой прогиб под действием изменения атмосферного давления вне ее.

Основным элементом прибора, реагирующим на изменение атмосферного давления, является анероид, выполненный в виде герметичной мембранной коробки, из которой откачан воздух. При изменении атмосферного давления (высоты) анероидная коробка деформируется и через передаточный механизм передает вращение на стрелку, указывающую на циферблате измеряемую высоту в метрах.
Основные данные
Температурный диапазон рабог, °С......................от +60 до —60

Погрешность показании при температуре от +50 до —30°С, м:

- на высоте 0 км ........................................±15

- на высоте 600 м.......................................±25

- на высоте 2100 м.....................................±45

- на высоте 3000—3900 м..........................±45

- на высоте 5000—6000 м..........................±60

- на высоте 7000—10000 м........................±90
Абсолютной высотой (Побе) называется расстояние по вертикали от уровня моря до самолета, относительной высотой (Нотн) - расстояние по вертикали от уровня места взлета (или посадки) до самолета, и истинной высотой (Нист) - расстояние по вертикали от пролетаемой местности до самолета (рис. 8.8.8). Существует связь между высотой над уровнем моря и атмосферным давлением. Она характеризуется стандартной атмосферой (CA) -условным законом изменения давления, температуры, плотности и других параметров с изменением высоты. Величина атмосферного давления

определяется весом столба воздуха, приходящегося на единицу площади земной поверхности, и измеряется высотой уравновешивающего это давление столба ртути или воды. Согласно стандартной атмосфере, на уровне моря такое давление считают равным 760 мм рт. ст. (101,3 кПа). С поднятием на высоту давление падает и высота полета определяется по атмосферному давлению окружающего самолет воздуха.

Шкала барометрического давления высотомера позволяет вносить поправку в показания, когда давление в месте посадки не совпадает с давлением у земли в момент вылета. Она имеет градуировку от 670 до 790 мм рт. ст. с оцифровкой через 10 мм рт. ст. и ценой деления 1 мм рт. ст. Для согласования показаний барометрической шкалы с нулевым положением стрелок в высотомере предусмотрена возможность вращения при помощи кремальеры одной только барометрической шкалы. Большая стрелка прибора указывает высоту в метрах, малая - в километрах, для определения высоты показания ст релок сум м и ру ются.

Методические ошибки являются следствием несовершенства метода измерения высоты.

Погрешность, вызванная отличием фактического атмосферного давления у земли от расчетного. Согласно стандартной атмосфере каждой точке земной поверхности соответствует определенное значение атмосферного давления и температуры воздуха. На самом деле на аэродроме в разные дни давление и температура бывают различны. Поэтому, хотя самолет находится на том же месте, высотомеры показывают каждый раз другую высоту. Эту ошибку можно устранить установкой стрелок прибора на нуль. При этом давление на шкале давлений должно совпадать с давлением на аэродроме в данный момент. Максимально допустимое отклонение давления не должно превышать +1,5 мм рт. ст. (2 ГПа).

Погрешности, вызванные изменением давления у земли в пункте вылета за время полета. Если после взлета самолета с аэродрома давление на нем изменится, то оно изменится и на всех высотах. Если высоту вьщерживать по высотомеру, не делая поправки, то можно допустить ошибку. Для учета этой погрешности пилоту нужно запросить давление у диспетчера пункта посадки и установить его на приборе с помощью кремальеры.

Рис. 8.8.9 Высотомер ВМ-15ПБМ

Погрешность, вызванная изменением барического рельефа

Барическим рельефом называется распределение барометрического давления в плоскости горизонта. В один и тот же момент в различных точках барометрическое давление различно. Если самолет будет лететь по изобаре -линии равных давлений, то прибор будет показывать одну и ту же высоту. На самом деле высота полета самолета будет меняться. Для учета этой ошибки необходимо перед отсчетом установить на барометрической шкале высотомера фактическое давление у земли в пункте пролета. Эту величину можно определить по карте погоды или путем запроса по радио.

Температурная погрешность

Метод измерения высоты предполагает, что каждой высоте соответствует своя температура, которая при подъеме на каждые 1000 м высоты уменьшается на 6,5°С. В действительности температура меняется неравномерно.

Зимой температурный градиент доходит до 4, а летом - до 8 °С. Изменение температуры у земли приводит к перераспределению давления по высотам, что вызывает неправильные показания высотомера. Даже если давление у земли остается неизменным, на высоте оно будет меняться. При повышении температуры у земли более плотные слои воздуха поднимаются вверх и показания занижаются. При понижении температуры у земли более плотные слои воздуха опускаются вниз и высотомер будет завышать показания. Пример зависимости показаний высотомера от изменения температуры воздуха показан на рис. 8.8.10. Температурная ошибка учитывается по навигационной линейке путем введения поправки на температуру.

Погрешности, вызванные изменением топографического рельефа местности

Чтобы знать истинную высоту полета, нужно определить превышение или понижение рельефа пролетаемой местности относительно аэродрома взлета. Превышения или понижения рельефа местности относительно уровня моря обозначены на навигационных картах. При определении истинной высоты необходимо из показания высотомера вычесть превышение или прибавить понижение местности, над которой пролетает самолет.

Инструментальные ошибки возникают в результате запаздывания показаний вследствие гистерезиса анероидных коробок, трения в передаточном механизме, неточности градуировки шкалы.

Эти погрешности частично компенсируются элементами конструкции прибора. Остаточные инструментальные погрешности учитываются по графику, который составляется при проверке прибора в лаборатории. Проверка должна проводиться не реже 1 раза в 3 мес. Зависимость показаний высотомера от изменения температуры воздуха показана на рис. 8.8.11.

Рис. 8.8.11 График инструментальных ошибок высотомера ВМ-15ПБМ

Работа с высотомером

Перед вылетом осмотреть прибор и убедиться в его исправности. Стрелки прибора при помощи кремальеры установить на нуль. При этом давление на шкале должно совпадать с давлением на аэродроме в момент вылета. Максимально допустимое отклонение давления не должно превышать

±1,5 мм рт. ст. При расхождении давления не более чем на ±1,5 мм рт. ст. прибор подлежит проверке в лаборатории.

Для определения истинной высоты необходимо учесть методические и инструментальные ошибки. Для этого при подходе к аэродрому посадки

запросить по радио данные о погоде и с помощью кремальеры ввести поправку в показания прибора, установив на барометрической шкале давление аэродрома.

При посадке на высокогорном или низменном аэродроме, где давление выходит за пределы 670—790 мм рт. ст., необходимо запросить высоту данного аэродрома относительно уровня моря, с помощью кремальеры установить треугольный индекс на эту высоту. Стрелки покажут высоту относительно уровня моря. В момент посадки стрелки покажут нуль.

8.8.6 ВАРИОМЕТР ВР-ЗОПБ
Вариометр ВР-ЗОПБ предназначен для измерения вертикальной составляющей скорости подъема и спуска самолета, а также для контроля горизонтального полета и установлен на приборной доске у левого пилота (курсанта).

Принцип действия прибора основан на изменении высоты полета, а следовательно, при наличии вертикальной скорости, чувствительный элемент (манометрическая коробка) деформируется под воздействием разности между давлением в герметичном корпусе прибора, сообщающегося с атмосферой через капиллярную трубку, и атмосферным давлением, подаваемым в полость манометрической коробки через трубопровод. Ход чувствительного элемента через передаточный механизм передается за стрелку прибора.

Шкала и стрелка вариометра покрыты белым грунтом под встроенное освещение.

Вариометр ВР-ЗОПБ серии 2 имеет подсвет белый.

Диапазон измерения вертикальной скорости - от 0 до 30 м/с.

Рис. 8.8.12 Общий вид вариометра ВР-ЗОПБ
Пределы допускаемых погрешностей не должны превышать величин, указанных в табл. 1
Таблица 1

8.8.7 АВИАЦИОННЫЕ ЧАСЫ АЧС-1К

Часы ЛЧС- 1К предназначены для показания текущего времени в часах и минутах, измерения времени полета в часах и минутах и измерения коротких промежутков времени до 60 мин. в минутах и секундах.

Основные технические данные АЧС- 1К

Продолжительность хода часов, сутки 3

Ошибка хода часов за сутки

при Т =+20,5°С, в секундах ±2

Количество камней 26

Начало работы часов после двух полных

оборотов заводной головки

Часы АЧС- 1К состоят из трех механизмов:

- механизма для отсчета часов текущего времени;

- механизма секундомера для отсчета коротких промежутков времени;

- механизма времени полета для показаний времени нахождения самолета в воздухе.

Все три механизма имеют кинематическую связь в виде рычажной системы и работают от двигателя механизма часов.

Механизм обычных часов работает непрерывно, а механизмы времени полета и секундомера могут включаться и выключаться, т.е. работать порознь или одновременно.

Циферблат имеет три шкалы:

- большая шкала служит для отсчета времени работы часов в минутах и секундах;

- шкала ВРЕМЯ ПОЛЕТА служит для отсчета времени полета в часах и

минутах;

- шкала секундомера СЕКУНДОМЕР служит для отсчета минут и

секунд.

Управление часами осуществляется двумя головками:

- левая предназначена для завода часов, перевода стрелок, пуска, остановок и сброса показаний механизма времени полета;

- правая предназначена для пуска и остановки часов, пуска и сброса показаний механизма секундомера.

Часы АЧС-1К установлены на левой панели приборной доски.

Работа

При работе механизма часов часовая и минутная стрелка движутся непрерывно. Завод пружины часов производится вращением левой головки, обратного вращения головка не имеет. Полный завод пружины обеспечивает работз^ механизма в течение 3 сзпгок. Для обеспечения точности часы должны заводиться один раз за 2 суток.

Чтобы переключить заводное устройство в положение перевода стрелок, необходимо вытянуть левую головку до упора и, вращая ее против часовой стрелки, произвести установку времени. Для установки стрелок на точное время необходимо в момент прохождения секундной стрелкой щелевого положения повернуть правую головку по часовой стрелке, при этом механизм часов остановится. После этого переводят часовую и минутную стрелки на точное время с помощью левой головки, которая затем перемещается в исходное положение. При подаче сигнала точного времени необходимо правую головку повернуть против часовой стрелки.

Работа механизма времени полета определяется тремя положениями левой головки.

Положение 1 - пуск механизма в ход осуществляется нажатием на левую головку - в окне циферблата - серое поле.

Положение 2 - остановка механизма осуществляется вторым нажатием левой головки - в окне циферблата - серо-белое поле.

Положение 3 - возврат стрелок в исходное положение осуществляется третьим нажатием левой головки - в окне циферблата - белое поле.

Работа механизма секундомера определяется тремя положениями правой головки.

Положение 1 - пуск в ход механизма - первое нажатие головки.

Положение 2 - остановка механизма - второе нажатие головки.

Положение 3 - сброс показаний механизма - третье нажатие головки.

Рис. 9.8.13 Авиационные часы АЧС-1К
1 - шкала текущего времени,
2 - шкала времени полета;
3 - шкала секундомера; 4 - правая головка; 5 - левая заводная головка; б - сигнальное отверстие в циферблате.

8.8.8 МАГНИТНЫЙ КОМПАС КИ-13БС

Магнитный жидкостный компас предназначен для определения магнитного курса самолета и используется в качестве дублирующего прибора. Магнитный компас КИ- 13БС имеет встроенный подсвет.

Компас установлен в кабине на передней дужке каркаса фонаря. Основные данные

Температурный режим работы, °С ........................... от +60 до —60

Инструментально-шкаловая погрешность..................

компаса без девиационного устройства, град........................±1

Угол застоя картушки без постукивания, град, не более 1

Время полного успокоения картушки, в....................

диапазоне температур от +50 до —60 °С, с, не более . 17

Нормальная работа обеспечивается при....................

кренах самолета, град, до....................................................................................17

Курсом самолета называется угол, заключенный между северным направлением меридиана, проходящего через самолет, и продольной осью самолета. Курс отсчитывается в горизонтальной плоскости от северного направления меридиана до продольной оси самолета по ходу часовой стрелки от О до 360° (рис. 8.8.14). Курс самолета может быть истинным, магнитным и компасным в зависимости от меридиана, от которого он отсчитывается.

Истинным курсом (ИК) называется угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через

самолет, и продольной осью самолета. Магнитным курсом (МК) называется угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через самолет, и продольной осью самолета. Компасным

курсом (КК) называется угол, заключенный между северным направлением компасного меридиана, проходящего через самолет, и продольной осью самолета. Компасным меридианом (КМ) называется направление, по которому устанавливается магнитная стрелка компаса на самолете. Принцип действия магнитного компаса основан на взаимодействии магнитной стрелки (катушки) с магнитным полем Земли.

На картушке имеется лимб со шкалой, которая проградуирована от 0 до 360° с оцифровкой через 30° (цена деления 5°). Картушка вращается вокруг оси, выполненной в виде шпильки. Курсы 0 и 180° отмечены буквами С и Ю. Ось магнитов параллельна линии С — Ю шкалы. На лицевой части корпуса прибора нанесена курсовая черта. Компасный курс отсчитывается по делениям шкалы против курсовой черты. В нижней части корпуса смонтирован девиационный прибор, служащий для устранения девиации. Он состоит из двух поперечных и двух продольных валиков, в которые вставлены магниты-уничтожители.

Шкала соединяется с магнитной системой, а с самолетом жестко соединен индекс (курсовая черта). При поворотах самолета шкала остается неподвижной относительно меридиана, а индекс перемещается по шкале и показывает курс самолета.

Методические ошибки - это ошибки, возникающие в результате метода измерения. К ним относятся девиация, магнитное склонение, северная поворотная ошибка, креповая девиация.

Девиация компаса (АК) - это угол, заключенный между северными направлениями магнитного и компасного меридианов. Она отсчитывается от магнитного меридиана к компасному вправо (к востоку) со знаком плюс, влево (к западу - со знаком минус (рис. 8.8.16.).

Причиной возникновения девиации является действие результирующего магнитного поля, самолета на магнитную систему компаса.

Величина и знак девиации зависят от количества и расположения, на самолете стальных деталей, образующих постоянное и переменное магнитные поля.

Влияние постоянного магнитного поля вызывает полукруговую девиацию, которая при изменении курса самолета от 0 до 360° дважды меняет свой знак и величину (рис. 8.8.17). Влияние на картушку переменного магнитного поля вызывает четвертную девиацию (рис. 8.8.18).

Полукруговая девиация уменьшается девиационным прибором на четырех основных курсах: О, 90, 180 и 270°.
Четвертная девиация зависит от полу-круговой, уменьшить ее нельзя, поэтому ее описывают как остаточную на восьми .курсах (О, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315°) и строят график (рис. 8.8.19), которым пилот пользуется в полете.
Магнитное склонение ДМ — это угол, заключенный между северными направлениями истинного и магнитного меридианов. Причиной возникновения магнитного склонения является неравномерность

распределения на земном шаре магнитных аномалий. Магнитное склонение все время меняется и может быть положительным и отрицательным. Оно считается положительным, если магнитный меридиан отклонен к востоку от истинного, и отрицательным, если магнитный меридиан отклонен к западу от истинного.

Магнитное склонение учитывается по полетным картам, на которые нанесены изогоны. Изогоны - это линии, соединяющие точки земной поверхности с одинаковым магнитным склонением. Полетные карты выпускаются на 5 лет.

Северная поворотная ошибка возникает при вираже, когда под действием центробежных сил картушка компаса наклоняется относительно горизонтальной плоскости. Причиной ее возникновения является утяжеление южной стороны картушки. Эта ошибка зависит от курса самолета, угловой скорости поворота, угла наклонения, поступательной скорости, крена.

Для учета северной поворотной ошибки следует на северных курсах не доворачивать на угол крена, на южных курсах - проворачивать на угол крена. Это необходимо для компенсации действия центробежных сил на картушку.

На восточных и западных курсах северная поворотная ошибка равна нулю

Креновая девиация возникает при полете с кренами в результате воздействия вертикальной составляющей магнитного поля самолета на магнитную систему компаса. Она образуется, если плоскость картушки остается горизонтальной, а меняется только положение горизонтальной плоскости самолета, т. е. при полете с неизмененным курсом со скольжением, планировании или кабрировании без ускорения.

Причиной возникновения креновой девиации является поворот магнитных масс самолета относительно горизонтальной картушки на угол крена самолета. Пака самолет летит горизонтально, его вертикальная составляющая магнитного поля направлена вертикально вдоль вертикальной оси самолета. Картушка горизонтальна, и вертикальная составляющая не оказывает на нее воздействия. При крене самолета его вертикальная ось, оставаясь перпендикулярной к самолету, наклоняется, а картушка остается горизонтальной. При наборе высоты или планировании на северных и южных курсах креповая девиация равна нулю, на восточном и западном курсах она максимальна. Практически креновая девиация учитывается при снижении на восточных и западных курсах, поэтому следует помнить, что при снижении на восточном курсе курс увеличивается, а на западном - уменьшается.

Инструментальные ошибки - ошибки, возникающие в результате изготовления прибора, К ним относятся увлечение картушки жидкостью, неточность градуировки шкалы, застой картушки вследствие трений в опоре, температурная ошибка. Максимально допустимые ошибки не должны превышать ±2,5°.

Работа с компасом в полете

Перед вылетом следует: произвести внешний осмотр прибора и убедиться в его исправности (прозрачная жидкость, нет воздушных пузырьков, опечатан девиационный прибор); для определения истинного курса в полете учесть девиацию по графику и магнитное склонение по карте, при разворотах самолета на северных и южных курсах - северную поворотную ошибку; при

снижении на восточных и западных курсах — креновую девиацию. Необходимо помнить, что в холодное время картушка компаса устанавливается после разворота дольше, чем в летнее.

8.8.9 АКСЕЛЕРОМЕТР АМ-9С

Акселерометр предназначен для определения перегрузок, действующих на самолет в направлении, перпендикулярном плоскости крыла.

Принцип действия акселерометра основан на измерении линейного ускорения, действующего на упруго подвешенную массу.

Перегрузкой называется число, показывающее, во сколько раз подъемная сила больше веса самолета. Перегрузка может быть как положительной, так и отрицательной. Положительная перегрузка возникает при направлении подъемной силы вверх, отрицательная перегрузка - при направлении подъемной силы вниз (например, при входе в пикирование). В горизонтальном полете вес самолета уравновешиваегся подъемной силой. Перегрузка в этом случае равна единице и считается нормальной. В криволинейном полете к силам, действующим на самолете в горизонтальном полете, добавляются инерционные силы - нормальные и касательные, которые увеличивают перегрузки.

При выполнении фигур высшего пилотажа перегрузки могут достигать б—8g, а продолжительность их воздействия может колебаться от нескольких секунд до нескольких минут. В это время вес пилота равен его массе, умноженной на величину перегрузки. Так, человек массой 70 кг при восьмикратной перегрузке «весит» 560 кгс.

Кроме того, большие перегрузки вызывают значительные напряжения конструкции самолета (для каждого типа самолета допускается определенная перегрузка). Для измерения перегрузок на самолете устанавливается акселерометр. Его действие основано на измерении сил инерции с помощью уравновешенного маятника, который состоит из двух грузов и двух противодействующих пружин. Грузы через рычаги жестко связаны с валиками, которые несут, на себе жестко связанные с ними кривошипы, секторы и сектор трибки. Сектор находится в постоянном зацеплении с сектором валика, и их поворот происходит одновременно и на один и тот же угол. Поворот валика передается стрелке. Рабочие концы пружин связаны с помощью наконечников с кривошипами валиков, а другие концы их через наконечники свободно перемещаются по удлинителям.

Для фиксации максимальных перегрузок, возникающих при различных эволюциях самолета, прибор имеет стрелки: которые указывают максимальное положительное ускорение (две) и максимальное отрицательное ускорение.

Стрелки удерживаются в любом положении силой трения, создаваемой пружинной шайбой. Перемещает фиксирующие стрелки указывающая, стрелка, увлекая соответствующую стрелку поводкам. Возврат фиксирующих стрелок из любого положения в начальное производится нажатием кнопки. При этом секторы сброса под действием пружин перемещаются и возвращают

фиксирующие стрелки в начальное положение. При отпускании кнопки пружина, раздвигает секторы сброса и возвращает поводки в нерабочую зону шкалы.

В криволинейном полете грузы под действием сил инерции отклоняются. Отклонение их передается на стрелку 1, которая показывает перегрузку по шкале прибора. Фиксирующие стрелки укажут максимальные ускорения. В нормальном горизонтальном полете грузики под действием силы тяжести опускаются.

8.8.10 СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ КРИТИЧЕСКИХ УГЛОВ АТАКИ ССКУА-1

Система сигнализации критических углов атаки ССКУЛ-1 предназначена для предупреждения экипажа о приближении самолета к критическому углу атаки при помощи световой и звуковой сигнализации.

Световая сигнализация выполнена в виде сигнальных ламп «СКОРОСТЬ МАЛА» и «СРЫВ» на панели приборной доски. Звуковая сигнализация производится путем подачи непрерывного звукового сигнала в шлемофоны пилотов. В изделие встроена система самоконтроля, позволяющая проверять исправность ее на земле.

Основные технические данные

1. Датчик срыва ДС-1 - установлен на передней кромке левой консоли крыла между нервюрами 13 и 14.

2. Блок выходных сигналов БВС-1 - установлен за приборной доской.

3. Сигнальные лампы на приборной доске.

4. Кнопка «КОНТРОЛЬ СРЫВА» - на левой панели приборной доски.

5. Автоматы защиты «СРЫВ», «ОБОГРЕВ ДС» - на панели приборной доски.

На пластине датчика ДС-1 установлен вращающийся кронштейн, с одного конца которого установлен чувствительный элемент (лопатка), с другого - противовес с постоянными магнитами, которые производят включение или выключение герметичных контактов.

Рис. 8.8.22 Схема работы датчика ДС-1

Чувствительный элемент сбалансирован противовесом, который удерживает его в среднем положении (нейтральном). Для предохранения датчика от обледенения в чувствительном элементе и в щитке крепления датчика к консоли крыла предусмотрены нагревательные элементы.

Принцип действия изделия основан на определении положения точки полного торможения на передней кромке крыла. Положение точки полного торможения на крыле определяется углом атаки и улавливается при помощи чувствительного элемента (лопатки), расположенного в потоке на нижней передней кромке крыла.

При обтекании крыла в полете самолета воздушным потоком набегающий поток разделяется на два потока. В центре разделенного потока образуется область минимального давления потока (критическая точка) и ее положение на крыле зависит определенным образом от угла атаки.

При уменьшении угла атаки критическая точка смещается вверх; при увеличении угла атаки крыла - вниз до положения, при когором возникает срыв потока, самолет теряет устойчивость и управляемость.

Датчик ДС-1, при условии точной установки и регулировки его на крыле, улавливает положение критической точки с помощью чувствительного элемента, выступающего за внешний обвод передней кромки крыла в нижней части. В нормальном полете набегающий воздушный поток, обтекая крыло нижней своей ветвью, отклоняет чувствительный элемент вниз, в результате чего сигнальные - устройства отключены. Местоположение самого датчика на крыле тщательно выверяется таким образом, чтобы поток, растекающийся от критической точки, при эксплуатационном угле атаки отклонял лопатку вниз. По мере увеличения угла атаки крыла критическая точка смещается вниз. При определенном угле атаки крыла критическая точка совмещается с местом установки чувствительного элемента, в этом случае чувствительный элемент под действием противовеса устанавливается в нейтральном положении и обеспечивает включение сигнализации по первому выходу «СКОРОСТЬ МАЛА».

Когда чувствительный элемент окажется впереди критической точки, что произойдет при дальнейшем увеличении угла атаки, то он отклонится вверх. При этом срабатывает сигнальная лампа «СРЫВ», которая информирует о том, что самолет приблизился к режиму сваливания. Одновременно включается звуковой сигнал.

8.8.11 СИСТЕМА ПВД

Система ПВД (приемник воздушного давления) обеспечивает подачу статического и полного давления воздуха к мембранно-анероидным приборам. Па самолете Як-18Т установлены две независимые системы ПВД. Датчики ПВД-6М размещены на левой и правой консолях крыла и вынесены вперед в зону невозмущенного потока на специальных штангах.

К статической проводке левого датчика подсоединен левый высотомер

ВМ-15ПВМ, левый указатель скорости УС-450К, вариометр ВР-10МК. К статической проводке правого датчика ПВД-6М подсоединен правый высотомер НМ-151 IBM, правый указатель скорости УС-450К, датчик высоты из состава аварийного регистратора БЛРС-2М

К динамической проводке левого датчика ПВД-6М подсоединен только левый указатель скорости УС-450К, к динамической проводке правого ПВД-6М подсоединен правый указатель скорости УС-450К и датчик скорости из состава БАРС-2 М.

Для обеспечения нормальной работы: системы ПВД в условиях

обледенения датчики ПВД-6М имеют электрообогрев.

8.9 БОРТОВОЙ АВАРИЙНЫЙ РЕГИСТРАТОР МОНОБЛОК МБР

Моноблок МБР предназначен для сбора и регистрации параметрической и речевой информации. МБР обеспечивает сохранение и перепись зарегистрированной информации в наземной комплекс обработки, сохранение зарегистрированной полетной информации в случае летного происшествия.

Внешний вид МБР представлен на рис.8.8.23.

Моноблок МБР устанавливается в фюзеляже объекта применения.

Моноблок МБР обеспечивает:

- прием и регистрацию параметрической информации, поступающей в аналоговом и цифровом виде от бортовых датчиков, боротых систем и комплексов (аварийный канал);

- прием звуковой информации;

- регистрацию поступающей информации в объеме, необходимом для расследования летного происшествия, в защищенном модуле памяти и ее сохранение в случае летного происшествия;

- выдачу зарегистрированной информации по внешней команде по "быстрой" линии, при этом ячейки памяти МБР не обнуляются;

- перезапись зарегистрированной полетной и звуковой информации на наземное оборудование для последующей обработки и анализа.

Электропитание МБР осуществляется от системы постоянного тока напряжением 27 В по двум независимым входам.

Мощность, потребляемая МБР в диапазоне температур от минус 40 °С до плюс 60 °С, не превышает 20 Вт. Мощность, потребляемая МБР в диапазоне температур от минус 40 °С до плюс 55 °С, не превышает 50 Вт (на время работы подогрева).

Время готовности МБР к работе не более 5,0 с.

Время непрерывной работы не менее 24 ч с последующим перерывом не менее 0,5 ч.

Рис. 8.8.23 Общий вид моноблока МБР

содержание .. 6 7 8