ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ И АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ. Учебное пособие

За последние годы наметилась тенденция на российских воздушных судах

устанавливать барометрические высотомеры американского производства

фирмы «BENDIX KING».

Кодирующий высотомер КЕА-130А

(рис. 3.4,д) обеспечивает измерение и

индикацию барометрической высоты в футах в зависимости от установленного

уровня давления и выдачу электрического сигнала высоты в коде ICAO потре-

бителям.

Статическое давление воздуха поступает в герметичный корпус и воспри-

нимается анероидом. Поступательное перемещение верхнего центра анероида

механически преобразуется во вращение стрелок указателя высоты и смещение

подвижного контакта потенциометра. Электрический сигнал потенциометра с

помощью модуля преобразователя «аналог-код» преобразуется в цифровой код

высоты ICAO. Код высоты соответствует сигналу высоты по уровню стандарт-

ного давления Н

абс

и не зависит от уровня установленного давления на приборе.

Код высоты выдаётся в метеолокатор, в навигационную систему, бортовой от-

ветчик КТ-76С (самолет М-101Т).

Индикация текущей высоты полёта осуществляется двумя стрелками в диа-

пазоне 0…35 000 футов. Один оборот узкой стрелки соответствует 1000 футам,

цена деления 20 футов, один оборот широкой стрелки – 10 000 футов. Полоса-

тый сектор на шкале индикатора появляется на высотах меньше 10 000 футов.

Ввод атмосферного барометрического давления осуществляется вручную, вра-

щением кремальеры. Значения давления индицируются одновременно по двум

шкалам в диапазоне 28,1…31 дюйма и 946…1050 мбар соответственно.

Кодирующий высотомер АК-350

выполняет функции датчика высоты, вы-

дает сигнал барометрической высоты в коде ICAO в самолетный ответчик

Garzmin GTX-327 (самолет Як-18Т сер. 36).

Индикация высоты и давления отсутствует.

Электромеханические высотомеры

являются дальнейшим усовершен-

ствованием механических высотомеров и обладают повышенной точностью

измерения барометрической высоты.

Высотомер УВИД-30-15ПБ

предназначен для измерения и индикации от-

носительной барометрической высоты полета, выдает сигналы относительной

высоты (Н

отн

) и «+27 В» установки давления р

= 760 мм рт. ст. в самолетный

ответчик СОМ-64М, МСРП-64М-6.

Работает в комплекте с блоком усиления и питания БУ. Электропитание

осуществляется постоянным током напряжением 27 В и переменным током

напряжением ≈115 В частотой 400 Гц.

Диапазон измерения высоты 500…15 000 м, давления – 590…806 мм рт. ст.

Принцип действия. Статическое давление поступает в герметичный корпус

прибора и воспринимается блоком анероидных коробок. При изменении атмо-

сферного давления деформация коробок преобразуется индуктивным датчиком

в электрический сигнал, который усиливается и отрабатывается следящим при-

водом. Шкала указателя от 0 до 1000 м, цена деления 10 м. Счетчик высоты ин-

дицирует десятки тысяч, тысячи, сотни и десятки метров.

Индикация высоты осуществляется по четырехразрядному счетчику, сотни

и десятки метров дублируются стрелкой.

На лицевой панели индикатора установлен красный сигнализатор, который

включается в начале и в конце диапазона ввода атмосферного давления у земли

и в случае отсутствия электропитания ≈115 В 400 Гц.

Примечание.

Запрещается вращать кремальеру давления, а также пользовать-

ся показаниями прибора при включенном светосигнализаторе.

Электромеханический высотомер УВИД-15ФПБ

измеряет и индицирует

относительную высоту от 0 до 50 000 футов при установке начального давления

от 787 до 1075 мбар.

Электропитание УВИД-15ФПБ осуществляется постоянным током напря-

жением 27 В, переменным током 115 В частотой 400 Гц.

Шкала указателя от 0 до 1000 футов, цена деления 10 футов. Счётчик высо-

ты индицирует десятки тысяч, тысячи, сотни и десятки футов.

При отсутствии электропитания ≈115 В частотой 400 Гц на указателе вклю-

чается красный светосигнализатор.

Запрещается вращать кремальеру давления при горящем светосигнализато-

ре, а также при выключенном электропитании прибора.

Электромеханический высотомер ВЭМ-72ПБ

(рис. 3.5) измеряет и инди-

цирует относительную высоту в диапазоне –500…15 000 м при установке атмо-

сферного давления земли р

от 590 до 806 мм рт. ст.

Рис. 3.5. Функциональная схема высотомера ВЭМ-72ПБ

Электропитание ВЭМ-72ПБ осуществляется постоянным током напряжени-

ем 27 В, переменным током 115 В частотой 400 Гц.

Шкала указателя от 0 до 1000 м, цена деления 10 м. Счётчик высоты инди-

цирует тысячи, сотни и десятки метров.

При установке стандартного давления р

= 760±1 мм рт. ст. с указателя вы-

даётся сигнал (+27 В) в самолётный ответчик и в МСРП-64М-6. Кроме того, в

самолётный ответчик выдаётся сигнал высоты H

760

независимо от установлен-

ного давления.

При отсутствии электропитания 115 B 400 Гц на указателе включается крас-

ный светосигнализатор.

Высотомер ВЭМ-72ПБ имеет встроенный контроль работоспособности. При

включенном питании установите стрелки на нуль высоты, нажмите кнопку

«АК» (автоконтроль), расположенную на указателе. При этом показания высо-

ты увеличиваются на 150 ± 40 м и включается светосигнализатор. При отпуска-

нии кнопки показания должны вернуться в исходное положение с вариацией

±10 м, а светосигнализатор погаснуть.

ВБЭ-СВС

– прецизионный высотомер барометрический электронный, ново-

го поколения, совмещает функции измерения высоты и системы сигнализации

отклонения от высоты эшелонирования. Разработан в соответствии с требова-

ниями EURO CONTROL по вопросу RVSM предприятием авиаприборострое-

ния «Восход».

ВБЭ-СВС предназначен для:

 измерения и индикации барометрической высоты в метрах или футах с

учетом аэродинамических поправок по высоте и скорости полета;

 световой и звуковой сигнализации об отклонении от заданной высоты

эшелона в диапазоне 60…150 м (200 – 500 футов);

 выдачи электрических сигналов барометрической высоты Н

абс

отн

, Н

эш

, сигнала установки стандартного давления р

стд

= 1013,2 гПа по-

требителям: самолетный ответчик, устройство регистрации, спутниковые навига-

ционные системы.

Основные технические данные высотомера ВБЭ-СВС:

Диапазон статического давления, подаваемого в высотомер, соответствует изме-

ряемой высоте – от –550 до 15 000 м (–1800…50 000 футов).

Диапазон задания и индикации атмосферного давления у земли – 700…1080 гПа.

Диапазон задания и индикации высоты эшелона – 300…12 100 м (1000…41 000 футов).

Диапазон полного давления, подаваемого в высотомер, соответствует приборной

скорости до 700 км/ч для ввода аэродинамических поправок.

Погрешность измерения и индикации относительной барометрической высоты

при выставленном давлении у земли 1013,2 гПа не превышает 10 – 15 м в диапазоне

высот 0…4500 м, 20-25 м – 4500…12 100 м.

Высотомер нормально работает при температурах окружающей среды от –20 до 55 °С.

Погрешность выдачи сигналов об отклонении от заданной высоты эшелона не

превышает ± 10 м (± 30 футов) в диапазоне рабочих температур.

Электропитание осуществляется от электросети постоянного тока напряжением 27 В.
Время готовности после включения электропитания не превышает 1 мин и 3 мин

при отрицательных температурах.

Принцип действия высотомера основан на использовании зависимости из-

менения  атмосферного  давления  от  изменения  высоты,  т.е.  измеряя  уровень
давления, можно определить барометрическую высоту, на которой производи-
лось измерение атмосферного давления. Для ввода аэродинамических поправок
по скорости на различных высотах дополнительно измеряется полное давление.
Ввод программы компенсации поправок осуществляется доработкой бортовых
цепей  самолета.  Измерения  полного  и  статического  давлений  производятся
датчиками  давлений  генераторными  ДДГ,  которые  преобразуют  измеряемые
давления в частотные сигналы (рис. 3.6).

Рис. 3.6. Структурная схема высотомера ВБЭ-СВС:

ДДГ – датчик статического и полного давлений; ЦП – центральный процессор; ОУ – органы
управления (кнопки и фотодатчик); УИ – устройство индикации; УФТИ – устройство форми-
рования тактовых импульсов; ИП – источник питания; УС – устройство связи с самолетными
системами; УФБПК – устройство формирования биполярного кода; УЗС – устройство звуко-
вой сигнализации

Принцип действия датчиков основан на использовании колебаний механи-

ческого резонатора с перестраиваемой собственной частотой под действием из-
меряемых давлений. Чувствительный элемент представляет собой тонкостенный

резонатор цилиндрической формы, заваренный в корпус. Между внутренней
полостью корпуса и наружной стенкой резонатора создается вакуум для изме-
рения абсолютного давления. При подаче давления во внутреннюю полость ре-
зонатора изменяется его жесткость и, следовательно, собственная частота колеба-
ний. Колебания резонатора возбуждаются, поддерживаются при помощи двух
электромагнитных обмоток возбуждения и обратной связи, включенных в схе-
му автогенератора (усилитель-ограничитель). Схема работает в режиме автоко-
лебаний на частоте собственного резонанса. Измерение температуры резонато-
ра, от которой зависит его частота, выполняется приемником температуры.

Сигналы с датчиков давления в виде частоты (периода) следования электри-

ческих импульсов напряжения (f), пропорциональных давлению, и сигнал в ви-
де  напряжения  постоянного  тока,  функционально  связанный  с  температурой
резонатора, поступают на вычислитель – центральный процессор. Вычислитель
управляет  работой  всех  устройств  высотомера,  преобразует  и  обрабатывает
входную информацию от датчиков давления и органов управления ОУ, реали-
зует  алгоритмы  вычисления  текущей  высоты  Н

абс

, Н

отн

, Н

эш

. Электрические

сигналы Н

абс

и Н

отн

автоматически корректируются с учетом аэродинамических

поправок. Выходные сигналы вычислителя преобразуются в цифровой код и
подаются для отображения на экране устройства индикации высотомера, звуко-
вой сигнализации УЗС и в самолетные системы.

В состав органов управления входят три кнопки и фотодатчик. Кнопка

«ВЫБОР» (слева) на индикаторе с фиксированной функцией; последователь-

ным нажатием кнопки осуществляется переключение режимов высотомера в

соответствии с алгоритмами (рис. 3.7).

Рис. 3.7. Алгоритм выбора работы высотомера ВБЭ-СВС

Две кнопки (справа) управляют высотомером в выбранном режиме. Около

кнопок появляются сопровождающие надписи – подсказки и пиктограммы.

В высотомере предусмотрена ручная установка уровня яркости с автоматиче-

ской подрегулировкой в диапазоне 0…100 % в зависимости от уровня внешнего
освещения, воспринимаемого фотодатчиком. Желаемая яркость шкалы устанав-
ливается и поддерживается автоматически при изменении внешнего освещения.

Индикация параметров в высотомере производится на жидкокристалличе-

ском цветном матричном индикаторе в виде цифровых счетчиков. Индикация
параметров Н

отн

, Н

эш

, р

, шкала и стрелка выполнены белыми на черном фоне, а

при измерении в футах – на зеленом. Шкала высоты оцифрована от 0 до 1000 м
с ценой деления 10 м (30 футов). По шкале перемещается стрелка с дискретностью
5 м, дублирует значение трех младших разрядов счетчика Н

отн

и определяет

тенденцию изменения высоты. При значениях относительной барометрической
высоты менее 1000 м (менее 3000 футов) на счетчике Н

отн

, на месте старшего

разряда, появляется визуальный сигнал в виде «Зебры» (прямоугольника, за-
полненного диагональными черно-белыми полосами). При отрицательном зна-
чении барометрической высоты на счетчике Н

отн

появляется знак «минус»,

изображение стрелки пропадает.

Счетчик заданной высоты эшелона от –300 до 12 000 м (–1000…41 000 фу-

тов) с дискретностью 100 м (500 футов).

Счетчик атмосферного давления у земли от 700 до 1080 гПа имеет дискрет-

ность 1 гПа. Выработанные в вычислителе сигналы Н

абс

, Н

отн

, Н

эш

преобразуют-

ся в цифровой код и через устройство связи выдаются в самолетные системы.

В процессе работы вычислитель формирует разовые сигналы выставки

стандартного давления р

стд

= 1013,2 гПа и отклонения от заданной высоты

эшелона

Н

эш

. Сигналы

Н

эш

обеспечивают визуальную сигнализацию на ин-

дикаторе отображением световой рамки вокруг счетчика Н

эш

При отклонении от заданной высоты эшелона менее 60 м (200 футов) счет-

чик Н

эш

находится в обрамлении рамкой серого цвета. При отклонении от за-

данной высоты эшелона в пределах 60…150 м (200…500 футов) цвет рамки
изменяется на желтый и рамка переходит в режим мигания с частотой 2,6 Гц. При
отклонении более чем на 150 м (500 футов) – желтая рамка горит постоянно.

При входе в зону отклонения и при выходе из нее высотомер выдает

электрический сигнал для звуковой сигнализации в самолетное переговорное

устройство: при выходе из зоны отклонения от заданной высоты 60 м (200 фу-

тов) звуковой сигнал длительностью 1,5 с частотой 800 ± 80 Гц, при входе в зо-

ну 150 м (500 футов) в виде двух коротких сигналов длительностью 120 мс

каждый с интервалом 60 мс.

Полная логика работы сигнализации об отклонении от заданной высоты

эшелона приведена на рис. 3.8.

Рис. 3.8. Последовательность выдачи сигналов об отклонении

Н

эш

Управление режимами работы высотомера осуществляется кнопками на ли-

цевой панели, функция кнопки высвечивается текстом и пиктограммами в уг-

ловых полях экрана для конкретного режима.

Нажатием и отпусканием кнопки «ВЫБОР» высотомер переводится по

кольцу выбора режимов в следующем порядке: основной (полетный) режим,

ввод значения р

, ввод значения Н

эш

, переключение индикации шкал «Ft/M» в

метровом или футовом измерении (м, ft), регулировки яркости, тест-контроля, ос-

новной (полетный) режим и т.д. Переход в основной (полетный) режим осуществ-

ляется по кольцу выбора режимов или автоматически при невыполнении операто-

ром действий в течение последних 20 с. Индикация выбранного режима осу-

ществляется подсветкой на голубом фоне счетчика или функций кнопок, с кото-

рыми предполагается манипулировать.

При вводе давления р

активируются две кнопки справа на индикаторе, со-

провождающиеся индексами-подсказками «+Р

» и «-Р

». Манипуляцией

кнопок выставляется требуемое значение р

. Для перегона счетчика р

на большую

величину кнопку следует удерживать в нажатом состоянии. Для быстрой уста-

новки значения р

= 1013,2 гПа необходимо нажать на обе кнопки.

При вводе высоты эшелона Н

эш

активизируются те же кнопки, сопровождае-

мые индексами-подсказками «+Н

эш

» и «-Н

эш

». После ввода высоты Н

эш

только в полетном режиме автоматически активизируется кнопка, сопровождае-

мая индексом-подсказкой «СБРОС Н

эш

», нажатием на эту кнопку происходит от-

ключение режима сигнализации об отклонении от эшелона, на счетчике Н

эш

устанавливается значение «00».

При вводе нового значения Н

эш

режим индикации заданного значения, сигна-

лизация

Н

эш

и выдача сигналов потребителям восстанавливаются. В режиме пе-

реключения ft/м активизируется кнопка, сопровождаемая индексом-подсказкой

«Ft/M», высотомер переводится из метрового режима в футовый. Цвет шкалы вы-

сотомера изменяется на зеленый, надпись «ВЫСОТА» на «ALT», размерность м

на ft. Переход футового режима в метровый осуществляется аналогично.

В режиме регулировки яркости экрана активизируются кнопки, сопровождае-

мые индексами-подсказками «+☼,

», «-☼, ». Текущая величина яркости экрана

в процентах отображается в левом верхнем углу экрана.

В режиме запуска «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ» активизируется кнопка, сопро-

вождаемая индексом-подсказкой «ТЕСТ». Нажатием этой кнопки высотомер

переводится в режим «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ». Режим «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ» мо-

жет быть выполнен при нахождении самолета на земле, т.е. наличии сигнала

«ОБЖАТИЕ ШАССИ». В полете включение режима «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ» бло-

кируется и исключается из меню выбора режимов.

После запуска режима «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ» выполняется визуальный тест

экрана и формируется звуковой сигнал частотой 800 Гц длительностью 1,5 с,

после этого на экране высотомера отображается картинка «ТЕСТ – КОНТРОЛЯ» с

вертикальной надписью «ТЕСТ», отображаются контрольные значения парамет-

ров. В левом верхнем углу экрана индицируется номер программы компенсации, на

счетчике Н

эш

– значение «00», на счетчике Н

отн

– значение «12100», на счетчике р

–

значение «1013», в правом нижнем углу экрана надпись-подсказка «ВЫХОД» для

перевода высотомера в рабочий режим (рис. 3.9).

Рис. 3.9. Индикация высотомера ВБЭ-СВС на различных этапах полета

При включении электропитания выполняется полный автоматический кон-

троль исправности узлов и электронных схем высотомера.

При их исправности выполняется визуальный тест экрана, который позво-

ляет проверить качество и нормальную работу жидкокристаллического инди-

катора. При визуальном тесте по черному полю экрана «движется» слева

направо вертикальная белая полоса, после ее прохождения черный цвет

экрана заменяется синим. При этом на поле цветов не должно быть сплошных

полос, границы раздела между цветовыми полями должны иметь вид равных

вертикальных линий. После завершения визуального теста высотомер выдает

звуковой сигнал частотой 800 Гц длительностью 1,5 с, затем отображается тек-

стовая информация об исправности высотомера «программа компенсации» (для

каждого типа самолета индивидуально).

3.3. Погрешности барометрических высотомеров

Погрешности высотомеров подразделяются на три основных вида: инстру-

ментальные, аэродинамические и методические.

Инструментальные

погрешности обусловлены качеством изготовления и

состоянием самого прибора, точностью технологических процессов сборки, ре-

гулировки. В процессе эксплуатации состояние прибора изменяется, возникают

люфты, трения, нарушается герметичность корпуса и т.д. Величина инструмен-

тальной поправки ΔН

определяется в лабораторных условиях. Для этого пока-

зания эксплуатационного высотомера сравнивают с эталонным на каждом зна-

чении высоты эшелона, величины поправок заносятся в формуляр прибора, по-

правки могут быть перепроверены и уточнены, если имеются жалобы экипажа.

Аэродинамические

погрешности связаны с особенностями обтекания воз-

душным потоком мест установки приёмного отверстия статического давления.

Искажения возникают за счёт завихрения и уплотнения перед приёмником ста-

тического давления. Величина аэродинамической поправки ΔН

определяется

при лётных испытаниях самолёта, зависит от типа и места установки приёмников,

приводится в РЛЭ для этого самолёта. В лабораторных условиях составляются

бортовые таблицы эшелонирования с учётом суммарных поправок на каждый

высотомер,













(табл. 2). Заданная высота эшелона должна вы-

держиваться с точностью не хуже ±30 м, если суммарная поправка меньше 30 м,

то она не учитывается.

Таблица 2

Бортовая таблица поправок

РАСЧЕТ ПОКАЗАНИЙ ВЫСОТОМЕРА
С УЧЕТОМ СУММАРНЫХ ПОПРАВОК

ВЫСОТОМЕР ТИП ВБМ-1ПБ №
САМОЛЕТ ТИП №
ТИП ПРИЕМНИКА СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ
ДАТА ПРОВЕРКИ

ВЫСОТА

ЭШЕЛОНА

ПОПРАВКА

ИНСТРУМ.

ПОПРАВКА

АЭРОДИНАМИЧ.

СУММАРНАЯ

ПОПРАВКА

ВЫСОТА ПО ПРИБОРУ

эш

(м)

Н

(м)

Н

(м)

Н



(м)

пр

= Н

эш

–

Н



1 2 3

4 5

1800 / 5900

2100 / 6900

2400 / 7900

2700 / 8900

….. / …..

7500 / 24500

ПРОВЕРКУ ВЫСОТОМЕРА ПРОИЗВЕЛ ___________________
РАСЧЕТ ПРОИЗВЕЛ ___________________

Для высотомера ВБЭ-СВС таблицы не предусмотрены, так как инструмен-

тальные и аэродинамические поправки незначительны. При пилотировании вы-
соту эшелона следует выдерживать по высотомеру ВБЭ-СВС, то есть по его
значению без учёта поправок.

Для всех других высотомеров сумма инструментальной и аэродинамической

поправок сведены в общую таблицу эшелонирования, расположенную рядом с
прибором (рис. 3.10). Согласно существующим правилам полётов при пилоти-
ровании по высотомеру ВБМ-1ПБ производится осреднение показаний двух
высотомеров, например ВБЭ-СВС и ВБМ-1ПБ, в одних единицах измерения (м),
следует выдерживать высоту эшелона с учётом расчётной величины осреднён-
ной поправки.

Методические

погрешности обусловлены

методикой, положенной в основу измерения
барометрической  высоты  и  приборной  ско-
рости.  Расчёт  и  тарировка  шкалы  прибора
предусматривают стандартный уровень дав-
ления  атмосферы  p

стд

= 760 мм рт. ст.

(1013,25 гПА, 29,92 дюйма рт. ст.), темпе-

ратуру окружающей среды

Н.В

= 15

С.

Высотомер измеряет барометрическую вы-
соту как разницу давлений между началь-
ным уровнем p

аэр

, p

760

, p

1013

и тем давлени-

ем, которое окружает высотомер. Эта разница давлений переводится в значение
высоты. По высотомерам принята барометрическая ступень измерения высоты
и давления, то есть на каждые 11 м высоты атмосферное давление изменяется
на 1 мм рт. ст.

Фактические условия атмосферы отличаются от стандартных, поэтому при

эксплуатации высотомеров необходимо учитывать в методических погрешно-
стях высотомеров:

 разницу начальных давлений, что учитывается перед вылетом установ-

кой давления аэродрома вылета, перед посадкой – давления аэродрома посадки;

 температурную погрешность, учитываемую при навигационных расчётах.

При температурах воздуха у земли ниже 15 ºС, плотность воздуха увеличи-

вается, барометрическая ступень уменьшается. Так, при изменении давления на
100  мм  рт.  ст.  прибор  индицирует  барометрическую  высоту 1100 м  вместо
~ 1000  м.  Следовательно,  высотомер  завышает  барометрическую  высоту.  По-
этому  особенно  опасны  полёты  в  холодное  время  года  на  малых  высотах  и  в
горных районах.

При температурах воздуха у поверхности земли выше 15 ºС высотомер за-

нижает показания. Для выдерживания самолёта на барометрической высоте по-
лёта необходимо учитывать:

 температурную поправку ΔН

;

Рис. 3.10. Трафарет для

высотомера ВБМ-1ПБ

 погрешность, возникающую за счёт изменения рельефа пролетаемой

местности.

При полёте над земной поверхностью барометрический высотомер не учи-

тывает рельеф, индицирует высоту относительно той изобарической поверхно-
сти, уровень давления которой установлен по барометрическому счётчику.

3.4. Датчики высоты

Датчики высоты предназначены для формирования и выдачи сигналов те-

кущей высоты Н

абс

и ∆Н – отклонения текущей барометрической высоты от за-

данной в системы автоматического управления.

Корректор высоты КВ-11

представляет собой электрическую следящую

систему (рис. 3.11).

Рис. 3.11. Функциональная схема корректора высоты КВ-11

Изменение атмосферного давления воспринимается блоком анероидных ко-

робок. Их деформация передается на рамку индукционного датчика, сигнал

рассогласования усиливается и отрабатывается двигателем. Он перемещает ос-

нования с обмотками индукционного датчика до согласованного положения с

рамкой и одновременно щетки потенциометров. С одного снимается сигнал те-

кущей высоты Н

абс

, с другого при включенной электромагнитной муфте ЭММ,

то есть режима «Стаб. Н», – сигнал отклонения текущей высоты от заданной

Анероид

Индукционный

датчик

Усилитель

Дв

ЭММ

Редуктор

Вкл. режима

«СТАБ. Н»

+27В

атм

абс

∆Н = Н

- Н

тек

∆Н = Н

– Н

тек

. Сигнал ∆Н выдается в вычислители автоматических систем, ко-

торые рассчитывают управляющий сигнал по тангажу на управление рулем вы-

соты (автопилот АП-40, АП-28, БСУ-3П).

Корректор высоты КВ-16-1

по выполняемым функциям аналогичен кор-

ректору высоты КВ-11.

При изменении высоты атмосферного давления блок анероидов через элек-

тромагнитную муфту перемещает рамку относительно обмоток возбуждения

индукционного датчика, жестко закрепленного на корпусе. Сигнал рассогласо-

вания, пропорциональный ∆Н, усиливается, преобразуется и выдается в вычис-

лители на управление рулем высоты.

При обесточивании электромагнитной муфты деформация анероидов не пе-

редается на рамку индукционного датчика, при этом рамка застопорена в

нейтральном положении относительно обмоток возбуждения электромагнит-

ным фиксатором. Для включения режима стабилизации высоты необходимо

при работающем автопилоте нажать на пульте управления кнопку-лампу «Стаб.

Н». С этого момента напряжение 27 В подается на электромагнитную муфту

фиксатора, рамка индукционного датчика связывается с анероидом и отслежи-

вает изменение барометрической высоты полета.

В приборе предусмотрен зуммер – двигатель с редуктором и кулачковым экс-

центриком. Вибрация анероидных коробок с редуктором значительно уменьшает

трение покоя и увеличивает чувствительность измерительной схемы. Погреш-

ность прибора составляет на высотах 1000 м – ±5 м, на 10 000 м – ±10 м.

Корректор высоты КВ-16-1 входит в комплект системы автоматического

управления САУ-42, АБСУ-134А.

Корректор заданной высоты КЗВ-0-15

является датчиком сигналов ∆Н в

системы автоматического управления САУ-1Т-2-62, САУ-1Т-2Б-76, САУ-1Т-2-86,

АБСУ-154-2,САУ-3-4 (Ан-124-100).

ДВБП-13

– потенциометрический первичный измерительный преобразова-

тель барометрической высоты, измеряет и выдает электрический сигнал, про-

порциональный измеряемой высоте полета.

Принцип работы основан на преобразовании деформации анероидной ко-

робки в электрический сигнал путем перемещения щеткодержателя со щеткой

по обмотке потенциометра.

ДВБП-13 является датчиком сигналов высоты в бортовые системы реги-

страции параметров полета: МСРП-12-96, МСРП-64М-6, «Тестер-М», «Барс-

БМ».

Диапазон измерения высоты –250…15 000 м, с погрешностью измерения не

более ± 3% в диапазоне температур до +60

С.

Электропитание осуществляется постоянным током напряжением 6,3 ± 0,03 В

от преобразующего устройства регистратора.

3.5. Аэродинамические измерители скорости

Аэродинамический (манометрический) метод измерения воздушной скоро-

сти полета ВС основан на измерении разности между полным и статическим

давлениями встречного потока воздуха (р

– р

). Давление р

и р

воспринима-

ется приемниками воздушного давления, расположенными на наружной сто-

роне фюзеляжа (рис. 3.3,б).

Аэродинамический метод позволяет измерить приборную, истинную скоро-

сти движения самолета относительно воздушной среды, а также число Маха и

вертикальную скорость набора или снижения.

Приборная скорость – скорость, которую индицирует указатель скорости,

проградуированный по разности между полным и статическим давлениями

воздуха, полное давление р

берется с учетом сжимаемости воздуха:

В зависимости от полноты учета инструментальных и методических по-

грешностей при вычислении скорости появились наименования «индикаторная

земная скорость» и «индикаторная скорость». Аэродинамическая поправка

компенсирует погрешность места установки приемников давления р

и р

, по-

грешности восприятия этих давлений и системы передачи давлений.

В технической литературе не делается различие между приборной и индика-

торной скоростями. При теоретических расчетах имеют в виду индикаторную

скорость. Приборная скорость является пилотажным параметром полета. На

каждом этапе движения самолета нормами ИКАО присваиваются характерные

значения приборной скорости полета. Числовые значения приборных скоростей

утверждены руководством по летной эксплуатации на каждый тип самолета и

должны быть выдержаны на этапах разбега, взлета, полета по маршруту, посад-

ки в зависимости от центровки и массы самолета из условий обеспечения без-

опасности.

Существует стандартная номенклатура приборных скоростей. Основные из них:

 скорость принятия решения V

– это скорость разбега самолета, на ко-

торой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение

взлета. Величина этой скорости устанавливается в РЛЭ;

 минимальная скорость отрыва V

min отр

устанавливается для всех приня-

тых для взлета конфигураций самолета в диапазоне центровки, установленных

руководством по летной эксплуатации. При этом угол атаки не должен превы-

шать допустимое значение;

 скорость в момент подъема передней стойки шасси V

п.ст

– скорость

начала отклонения штурвала в направлении «на себя» для увеличения угла тан-

гажа на разбеге;

 безопасная скорость взлета V

должна быть не менее чем 1,2V

св

;

 скорость в момент начала уборки механизации на взлете V

;

 скорость при полетной конфигурации на взлете V

. Она должна быть не

менее чем 1,3V

св

;

 минимальная эволютивная скорость захода на посадку V

min р

– ско-

рость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна

обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью только аэроди-

намических органов управления;

 максимальная скорость захода на посадку V

ЗП max

;

 V

св

– скорость сваливания, минимальная скорость самолета при тормо-

жении до угла атаки



пред

;

 V

св1

– скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме

малого газа;

 V

доп

– скорость при допустимом угле атаки при n

= 1;

 V

maxЭ

– максимальная эксплуатационная скорость. Эту скорость пилот в

нормальной эксплуатации не должен превышать при всех режимах полета;

 V

max max

– расчетная предельная скорость. Она устанавливается исходя

из возможности непреднамеренного ее превышения. При превышении этой

скорости не исключается особая ситуация.

Приборная скорость измеряется механически автономными указателями

скорости типа УС-450, УС-2, КУС-730/1100, электромеханическими УС-И,

УСИМ-1.

Измерители приборной скорости применяются как пилотажные приборы, в

связи с особой ролью приборной скорости, определяющей аэродинамику дви-

жения ВС, обладают повышенной надежностью, точностью, просты в эксплуа-

тации.

УС-2 – указатель приборной скорости

измеряет и индицирует текущее

значение V

пр

в диапазоне 80…800 км/ч, при цене деления 10 км/ч.

Каждый прибор оборудован встроенными лампами освещения белого цвета,

питание их осуществляется переменным током напряжением 5,5 В 400 Гц.

Принцип действия указателя УС-2 основан на измерении манометрической

коробки (МК) разности между полным и статическим давлением в полете с по-

следующим преобразованием во вращательное движение стрелки (см. рис. 3.3,б).

Индикация приборной скорости осуществляется стрелкой по неподвижной

шкале (рис. 3.12,а).

Рис. 3.12. Лицевые панели указателей скорости:

а – указатель скорости УС-2; б – указатель скорости КУС-730/1100; в – указатель скорости
УС-И6; г – вариометр ВР-30ПБ; д – вариометр ВАР-75ПБ; е – комбинированный индикатор с
электронным вариометром

Для удобства на шкале указателя имеются обозначения эксплуатационного

диапазона приборных скоростей (скорости приведены для самолета М-101Т):

 дуга белого цвета с диапазоном эксплуатационных приборных скоро-

стей от 120 до 235 км/ч для полетов с отклоненными закрылками при δ

= 35

 и

выпущенном шасси (V

min

= 120 км/ч, V

max

= 235 км/ч);

 радиальная красная линия – максимальная эксплуатационная скорость

max

= 335 км/ч.

Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100

предназначен для

измерения и индикации приборной (от 50 до 730 км/ч) и истинной скорости (от

400 до 1100 км/ч).

КУС-730/1100 используется в качестве основного указателя скорости на са-

молетах Як-40, Ан-24, Ан-26, Ил-76ТД.

На самолетах с автоматами тяги указатели КУС-730/1100 заменяются на УС-И6,

входящий в комплект систем АБСУ-134А, АБСУ-154Б-2 или на УСИМ-1.

УС-И6

являются основными указателями приборной скорости, входят в со-

став автомата тяги.

Указатели УС-И6 выполняют три функции:

 измеряют и индицируют приборную скорость с помощью стрелки в

диапазоне 150…1000 км/ч, цена деления 10 км/ч;

 индицируют заданную приборную скорость V

зад

с помощью индекса

при включенном питании автомата тяги;

 выдают сигнал отклонения от заданной скорости V

зад

для управления

тягой двигателей через автомат тяги.

Вертикальная скорость V

– это вертикальная составляющая скорости дви-

жения самолета относительно Земли или скорости изменения высоты полета:

= dH/dt.

Прибор, измеряющий вертикальную скорость самолета, называется варио-

метром.

Принцип действия вариометра основан на запаздывании выравнивания ат-

мосферного давления внутри полости манометрической коробки МК и герме-
тичного корпуса (рис. 3.3,в). Погрешность, обусловленная запаздыванием из-
менения давления внутри корпуса прибора, приблизительно составляет 1 м/с.

На гражданских транспортных самолетах применяются вариометры ВР-10М,

ВР-30М, ВР-75М. Вариометры ВР-10М и ВР-30М используются в качестве инди-

каторов вертикальной скорости в штатных условиях полета, ВР-75М в режиме

аварийного снижения.

По показателям вертикальной скорости по вариометру и направлению разворо-

та самолета по указателю ЭУП-53 выполняются координированные развороты.

В комбинированных приборах ДА-30ПБ сочетаются три индикатора: меха-

нический вариометр со шкалой от 0 до 30 м/с, указатель направления разворота
со шкалой от 0 до 45 ед. и указатель скольжения.

Приборы ДА-30ПБ установлены на самолетах Як-40, Як-42, Ан-124-100.
По требованиям ИКАО на самолетах гражданской авиации устанавливаются

системы предотвращения сталкивания ВС в воздухе – TCAS. В этих системах
применяются комбинированные индикаторы с электронным вариометром
VSI/TRA.

Статическое давление подается в МПД – модуль преобразования давления в

цифровой код, который вводится в электронную базу системы TCAS.

Величина вертикальной скорости индицируется перемещением стрелки по

шкале в диапазоне 0…30 м/с. При отказе канала измерения вертикальной ско-
рости на индикаторе появляется бленкер отказа.

Истинная воздушная скорость V

– это скорость движения самолета относи-

тельно воздушной среды. Истинная скорость зависит от трех параметров: дина-
мического давления p

дин

, статического давления p

, температуры наружного воз-

духа T

Н.В

. При известных векторах истинной скорости V и ветра U вычисляется

по навигационному треугольнику скоростей вектор путевой скорости W как
геометрическая сумма горизонтальной составляющей V

ист

и скорости ветра U

= V

ист

+ U

Путевая скорость W

– это горизонтальная составляющая скорости движе-

ния ВС относительно Земли. Путевая скорость измеряется системой ДИСС
(доплеровский измеритель скорости и угла сноса), на современных ВС – инер-
циальными системами ИНС или БИНС.



где a

– продольное ускорение.

Истинная путевая скорость используется для целей навигации.

Относительная воздушная скорость – число Маха

– это скорость истин-

ная воздушная, отнесенная к скорости звука в воздушной среде при темпера-

турных условиях полета:

дин

ист



С приближением скорости самолета к скорости звука аэродинамические ха-

рактеристики самолета начинают зависеть уже не от скоростного напора, а от

числа М. Начиная с числа М = 0,7 – 0,8 в условиях обтекания крыла происходят

качественные изменения. В некоторых частях крыла появляются местные скач-

ки уплотнения. Устойчивость и управляемость самолета претерпевает резкие

изменения.

Показательным является указатель числа M с сигнализацией – МС-1. Число

М индицируется стрелкой по шкале в диапазоне 0,5…1,0, цена деления 0,01.

Прибор выполнен с сигнальным устройством, при достижении самолетом рас-

четного значения Маха включается светосигнализатор «Проверь М».

3.6. Указатели углов атаки

Для качественного выполнения полета необходима информация о векторе

воздушной скорости. Положение ВС относительно набегающего потока опре-

деляется углом атаки



тек

Угол атаки – это угол между продольной осью ВС и проекцией вектора ско-

рости V



на его продольную плоскость симметрии.

Различают местный и текущий аэродинамические углы атаки –



мест



тек

Местный угол атаки отличается от текущего на величину дополнительных

искажений сноса потока воздуха в месте установки датчика ДАУ.

Наиболее точно для конкретного ВС текущий угол атаки определяется по

результатам летных испытаний. Коэффициенты, учитывающие искажения

потока в месте установки датчика ДАУ, определяются и подтверждаются в реальном

полете для каждого типа ВС в отдельности и используются при создании при-

боров АУАСП – автоматов углов атаки, перегрузок и сигнализаций.

Информация по углу атаки используется как основная для обеспечения без-

опасности и оптимальности полета, улучшения устойчивости и управляемости

ВС, реализации адаптивной аэродинамики крыла, управления тягой двигателей.

Достоверная информация по аэродинамическим углам необходима на этапах

взлета, посадки, полете на малой скорости, на предельно допустимых режимах,

позволяет выполнять полеты при минимальном расходе топлива, повышает

дальность и безопасность полета. Для обеспечения безопасности пилотирова-

ния ВС важно своевременно определять критическое значение угла атаки, когда

коэффициент подъемной силы C

резко падает.

Различают несколько значений аэродинамических углов:



доп

– максимально

допустимый в эксплуатации;



пред

– предельный (критический);



св

– сваливание.

Для измерения местных аэродинамических углов атаки применяются датчики

аэродинамических углов флюгерные – ДАУ-Ф. Датчик ДАУ устанавливается на

фюзеляже или на крыле самолета, где искажение потока минимально. Основой

частного датчика является флюгер, он представляет собой крыло малого размаха.

В отсутствии скоростного напора масса флюгера уравновешивается относи-

тельно оси вращения массой противовеса. При появлении скоростного напора

флюгер занимает положение строго по местному потоку воздуха, поворачивается

вокруг своей оси вместе с жестко закрепленными на ней щетками, которые отсле-

живают изменение местного угла атаки потенциометром с требуемой точностью.

Для нормальной работы в условиях обледенения внутри флюгера имеется

трубчатый электронагреватель (ТЕН).

Сигнал угла атаки с датчика ДАУ подается в вычислительные устройства,

усиливается и отрабатывается следящими системами указателей. Примером та-

ких систем может служить: АУАСП-14кр на Ан-24, АУАСП-24кр на Ан-26,

АУАСП-12 на Ту-154М и т.д.

3.7. Системы восприятия и подвода

полного и статического давлений

Для измерения высотно-скоростных параметров ВС необходимо восприятие

полного р

и статического р

давлений набегающего потока воздуха.

Атмосферное давление – гидростатическое давление, оказываемое атмосфе-

рой на все находящиеся в ней предметы, т.е. оно определяется весом вышесто-

ящего столба воздуха. Длительно действующее давление воздушного потока на

высоте полета независимо от времени называется статическим р

. Под полным

давлением р

подразумевается давление, приходящееся на единицу поверхности

тела приемника, которое перпендикулярно направлению набегающего потока

воздуха. Разность между полным и статическим давлениями называется дина-

мическое давление р

дин

= р

– р

Устройства, воспринимающие давление р

и р

, называются приемниками

воздушного давления. Приемники подразделяются на:

  приемники полного давления ППД;
  приемники статического давления ПСД;
  совмещенные  (комбинированные)  приемники,  одновременно  воспри-

нимающие полное и статическое давления, ПВД.

Приемники ППД предназначены для восприятия полного давления воздушно-

го потока, образующегося при движении самолета. В герметичной камере прием-

ника кинетическая энергия движущегося потока переходит в потенциальную и

выражается в избыточном давлении, характеризующем скорость воздушного

потока, равную сумме динамического и статического давлений воздуха.

Восприятие атмосферного давления приемниками определяет высотные ха-

рактеристики полета самолета.

В эксплуатации на самолете места для установки приемников воздушного

давления определяют в ходе летных испытаний, в результате восприятие при-

емниками давлений осуществляется с наименьшими погрешностями.

Наличие приемников ППД, ПСД и ПВД позволяет реализовать схемы для

обеспечения работы высотно-скоростных приборов и систем.

Первая схема заключается в том, что на ВС устанавливаются совмещенные

приемники ПВД. Схемы реализованы на самолетах Як-18Т первых серий, Ан-

124-100. Приемники ПВД вынесены от фюзеляжа, это позволило получить ис-

кажение потока воздуха минимальным и достаточно стабильным (рис. 3.13).

Рис. 3.13. Принципиальная схема приемника типа ПВД-6М

и системы полного и статического давлений самолета Як-18Т

Вторая схема: на ВС устанавливается несколько приемников ППД и не-

сколько приемников статического давления. Схема реализована на ВС ЯК-18Т

сер. 36, М-101Т, Як-40, Як-42, Ту-154М, Ту-204 и т.д.

Такие схемы позволяют выполнить требования по точности восприятия давле-

ния, повышают надежность и безопасность полета, улучшают аэродинамику ВС.

Для защиты от обледенения в приемниках ППД и ПВД предусмотрен элек-

трообогрев (ТЕН). Контроль исправности электрообогрева осуществляется ав-

томатически с выдачей сигнализации отказа. Включение цепей электрообогрева

выполняется вручную или автоматически на этапе разбега ВС концевым вы-

ключателем при поднятии стоек шасси.

Высотомеры, датчики высоты, корректоры высоты относят к числу борто-

вых манометров абсолютного давления, воспринимают статическое давление

на высоте нахождения ВС.

Указатели скорости, вариометры по принципу действия относятся к числу

дифференциальных (разностных) манометров.

Для обеспечения работоспособности и необходимой точности измерения

параметров приборов на ВС существуют и эксплуатируются системы статиче-

ского и полного воздушных давлений.

В состав систем входят:

 обогреваемые приёмники полного давления (ППД) и статического дав-

ления (ПСД) или единый приёмник воздушных давлений (ПВД), устанавливае-

мые на самолёте так, чтобы на них воздействовал невозмущенный набегающий

поток воздуха;

 разветвленная герметическая система трубопроводов обеспечивает

подвод р

и р

к входным штуцерам, в соответствии с принципом работы каж-

дого из них;

 влагоотстойники для предотвращения попадания влаги в магистрали р

и предохранения приборов;

 пневмокраны, позволяющие членам экипажа в нештатной ситуации пе-

реключать магистрали передачи давлений от основной линии к резервной;

 автоматы защиты сети (АЗС), включающие электрические схемы обо-

грева приёмников и сигнальные лампы для контроля исправности этих схем.

Принципиальные схемы систем полного и статического давлений самолётов

Як-18Т и Як-40 приведены соответственно на рис. 3.13, 3.14.

Рис. 3.14. Система питания анероидно-мембранных приборов:

1 – влагоотстойник; 2 – краны статического давления; 3 – краны полного давления; 4 – регу-
лятор  давления  воздуха; 5 – влагоотстойник; 6 – приемник  полного  давления  ППД-1; 7 –
корректор  высоты  КВ-11; 8 – панель  статики; 9 – датчик  скорости  ДАС; 10 – сигнализатор
скорости  ССА-07-2,2; 11 – комбинированный  указатель  скорости  КУС-730/1100К; 12 – кол-
лектор; 13 – высотомер ВД-10К; 14 – вариометр ВАР-30МК; 15 – коллектор; 16 – указатель
высоты и перепада давлений УВПД-0,5-8К; 17 – сигнализатор скорости ССА-2-3; 18 – датчик
высоты ДВБП-13; 19 – влагоотстойник

Контрольные вопросы

1. Дайте определения абсолютной, истинной и относительной барометриче-

ских высот.

2. Покажите на рисунке три вида барометрических высот: относительную,

истинную и абсолютную.

3. Как выглядят стандартные графики изменения атмосферного давления и

температуры атмосферного воздуха с увеличением высоты от 0 до 12 км?

4. Приведите простейшую кинематическую схему высотомера типа ВД-10К

или ВМ-15К.

5. Какая зависимость dP = f(dH) положена в основу работы барометрического

высотомера, датчика высоты, корректора высоты? В чём её физический смысл?

6. Приведите вывод барометрической и гипсометрической зависимости для

высотомеров, эксплуатируемых в диапазоне высот –500…11 000 м (

 = 6,5

км

град

7. Выведите гипсометрическую зависимость для высотомеров, эксплуатиру-

емых в диапазоне высот 11 000…25 000 м (

 = 0).

8. Назовите причины погрешностей, возникающих при измерении баромет-

рической высоты.

9. Как учитываются погрешности барометрических высотомеров при вы-

полнении полёта?

10. Приведите электрокинематическую схему электромеханического высо-

томера и корректора высоты.

11. В чём состоит манометрический метод измерения воздушной скорости

самолёта?

12. Приведите простейшую кинематическую схему измерителя воздушной

скорости ВС.

13. Дайте определения и укажите отличия приборной, истинной и путевой

скоростей полёта.

14. Приведите перечень и укажите причины погрешностей измерения воз-

душной скорости.

15. Нарисуйте кинематическую схему вариометра и объясните по ней три

режима его работы: подъём, горизонтальный полёт, спуск.

4. ИЗМЕРИТЕЛИ УГЛОВ КРЕНА И ТАНГАЖА ВС,

СИСТЕМЫ АВИАГОРИЗОНТОВ

4.1. Общие сведения

Пилотирование ВС требует высокой точности и надёжности определения

его углового положения относительно плоскости горизонта или связанной с
нею истинной вертикали. Это положение характеризуется двумя углами: тан-

гажа

 в продольной плоскости движения ВС и крена  в боковой плоскости.

Картина образования углов крена и тангажа продемонстрирована на

рис. 4.1, из которого видно, что

 – это угол между продольной осью ВС и

плоскостью горизонта, отсчитываемый в вертикальной плоскости;

 – угол

поворота ВС относительно его продольной оси, отсчитываемый от вертикаль-
ной плоскости, проходящей через эту ось.

Рис. 4.1. Картина образования углов тангажа и крена

Выполнение основных этапов полёта: набор высоты с наивыгоднейшим уг-

лом подъёма, выдерживание горизонтального полёта, координированные

развороты, снижение при заходе на посадку – невозможно без информа-

ции, получаемой от гироприборов и систем, контролирующих изменение по-

ложения ВС в пространстве. Такие приборы получили название гировертика-

лей, а в случае применения их для визуального определения положения ВС от-

носительно плоскости горизонта – авиагоризонтов.

Горизонтальная плоскость





ЦМ

4.2. Принцип действия корректируемых

гировертикалей и авиагоризонтов

Известно, что физические маятники определяют с некоторой погрешностью

положение истинной геоцентрической вертикали на неподвижном или равно-

мерно движущемся объекте управления.

В случае разгона, торможения, виража ВС маятник устанавливается в поло-

жение «ложной» вертикали. Это делает его непригодным для непосредственно-

го определения истинной вертикали места при выполнении полёта.

Астатический трёхстепенной гироскоп в отличие от маятника не подвержен

действию ускорений и сохраняет положение оси вращения ротора в абсолют-

ном пространстве неизменным. Однако если ось вращения ротора такого гиро-

скопа установить по истинной вертикали, то при выполнении полёта с течением

времени ось отклонится от заданного направления по ряду причин:

 суточное вращение Земли с угловой скоростью

град





;

 перемещение ВС относительно Земли с путевой скоростью W;
 собственные прецессионные уходы под действием моментов трения,

разбаланса системы подвеса ротора, влияния изменения температуры и т.д.

Такой гироприбор может использоваться в качестве гировертикали (авиаго-

ризонта) лишь ограниченное время полёта, порядка 5 – 10 мин.

В схемах маятниковых гировертикалей и авиагоризонтов объединены трёх-

степенной гироскоп с вертикально расположенной осью ротора с двумя систе-

мами маятниковой коррекции. Это позволяет при выполнении полёта отслежи-

вать изменение истинной вертикали и совмещать с нею ось ротора.

Сочетание свойств свободного гироскопа с коррекцией от маятниковых чув-

ствительных элементов создаёт систему измерения углов

 и , которая, с од-

ной стороны, обладает чувствительностью к направлению положения горизонта

(вертикали), с другой стороны, мало подвержена действиям быстро меняющих-

ся ускорений, вибраций, тряски, трения и других механических факторов.

Необходимо отметить, что точность информации, получаемой от гировертика-

ли, зависит от того, с какой точностью среднее положение корректирующих

маятников будет совпадать с направлением истинной вертикали.

Кроме того, следует иметь в виду, что при ускорениях ВС корректирующие

датчики сами будут отклоняться от вертикали и при длительном ускорении в

одном направлении могут увести ось вращения ротора прибора на значитель-

ные углы. Это означает, что в данных условиях полёта система коррекции

должна быть автоматически отключена, а прибор переведён в режим «памяти».

4.3. Принцип маятниковой электромеханической коррекции

Основу прибора составляет астатический гироскоп с тремя степенями сво-

боды и вертикально ориентированным вектором Н , на внутренней рамке кото-

рого установлены два электролитических маятника 1 – чувствительных элемен-

та системы коррекции (рис. 4.2,а). Один маятник воспринимает возможные от-

клонения ротора гироскопа относительно оси внутренней рамки, другой –

наружной. По осям рамок карданова подвеса ротора расположены коррекцион-

ные двигатели 2, 3 – исполнительные элементы продольного и поперечного ка-

налов системы коррекции.

Электрические схемы и физическая картина процессов, протекающих в про-

дольном и поперечном каналах коррекции прибора, приведены соответственно

на рис. 4.2,б и в. Подобные схемы коррекции использованы в авиагоризонтах

типа АГД-1С, АГБ-3К, АГР-72.

В качестве чувствительных элементов систем коррекции используются два

жидкостных маятниковых датчика (ДЖМ), каждый из которых представляет

собой небольшую стеклянную герметичную трубку, заполненную токопроводящей

жидкостью с большим удельным электрическим сопротивлением. В верхнюю часть

датчика вмонтированы два контакта из ковара, в нижнюю часть – один контакт.

Объем жидкости в трубке таков, что остаётся место для воздушного пузырька.

Рис. 4.2. Гировертикаль с маятниковой коррекцией

Коррекционные моторы в продольном канале КМ

и в поперечном КМ

одинаковы по принципу действия. Это плоские двигатели переменного тока,

работающие в режиме короткого замыкания. Обмотки управления (ОУ) двига-

телей включены встречно. В случае вертикального расположения оси вращения

ротора гироскопа ДЖМ располагается горизонтально, его верхние контакты

симметрично не перекрываются электролитом, электрические сопротивления

цепей одинаковы, силы токов



равны, то есть выполняются равенства:





–



= 0;

Ф = Ф

– Ф

= 0;

М = М

– М

= 0, (4.1)

где

Ф – разностный магнитный поток, создаваемый обмотками управления и

обмоткой возбуждения (ОВ) коррекционного мотора;

М – разностный момент, создаваемый ротором двигателя, жестко закреп-

ленным на оси карданова подвеса.

Если ротор гироскопа ввиду каких-либо причин отклонится от вертикали, то

воздушный пузырек, стремясь занять верхнее положение в трубке ДЖМ, сме-

стится от положения симметрии и при этом оголит один из верхних контактов.

Электрическое сопротивление одного участка цепи увеличится, а другого

уменьшится на одну и ту же величину, пропорциональную углу наклона трубки

в пределах

30. При этом нарушится равенство токов и появится разностный

момент внешних сил на оси карданова подвеса ротора:



–



 0; Ф

– Ф

 0; М = М

– М

0. (4.2)

Под действием этого момента гироскоп прецессирует до совпадения оси ро-

тора в направлении истинной вертикали места, то есть до установления ДЖМ в

горизонтальное положение, при котором





= 0.

Таким образом, два ДЖМ, отслеживая через коррекционные моторы КМ

КМ

угловые отклонения главной оси ротора, всё время будут приводить её к

положению вертикали.

Для отключения системы коррекции при манёврах в продольной плоскости

движения ВС с ускорением a

предусмотрен выключатель коррекции ВКЖ. При

виражах цепь поперечной коррекции размыкается одним из контактов реле вы-

ключателя коррекции, например ВК-53 РШ или ВК-90.

При отклонении коррекции ротор гироскопа будет сохранять своё положе-

ние в пространстве с точностью, определяемой его собственными уходами в

соответствии с законом прецессии (2.1).

4.4. Принцип механической коррекции гировертикалей

Одним из надежных и проверенных временем вариантов системы коррекции

гировертикалей служит механическая шариковая коррекция (рис. 4.3,а).

б в

Рис. 4.3. Гировертикаль с шариковой коррекцией:

а – схема гировертикали с шариковой коррекцией; б – момент силы веса шарика при совмеще-
нии оси гироскопа с вертикалью; в – момент силы веса шарика при наклоне гировертикали

Ротор гироскопа вращается вокруг оси ОУ внутри гироузла ВР, на котором

укреплён диск Д. Ротор через редуктор приводит во вращение поводок П, который

двигает перед собой по периферии диска корректирующий шарик N. Вращение

шарика относительно оси ОУ происходит со значительно меньшей скоростью

по сравнению с угловой скоростью собственного вращения ротора гироскопа.

Её величина составляет примерно 12 оборотов в минуту.

Сила веса Р шарика, действуя на гироскоп на расстоянии r от оси ОУ, созда-

ёт внешний момент









, вектор которого вращается вокруг оси ОУ со

скоростью вращения поводка и шарика.

При горизонтальном положении диска Д, что имеет место при совмещении

оси вращения ротора гироскопа ОУ с вертикалью ОУ

, шарик, перемещаясь по

орбите диска с постоянной скоростью, будет создавать переменные во времени

внешние моменты М

и М

относительно осей карданова подвеса. Однако сум-

марные значения моментов М

и М

за один оборот поводка будут равны нулю

(рис. 4.3,б). За начало рассмотрения принято положение поводка в точке а. Из

графиков на рис. 4.3,б видно, что величины моментов М

и М

изменяются по

гармоническому закону симметрично относительно оси абсцисс. А, как извест-

но, среднее значение гармонической функции за один период равно нулю.

Если ротор гироскопа отклонился в результате поворота вокруг оси СС, то

вместе с гироузлом повернется диск Д и займёт наклонное положение относи-

тельно плоскости горизонта. При этом перемещение шарика по траектории ав

будет происходить с прежней скоростью. Но как только поводок переведет ша-

рик за точку в, последний под влиянием собственного веса оторвётся от повод-

ка и достигнет точки а быстрее, чем с ней совместится поводок. Таким образом,

за время одного поворота поводка, шарик будет находиться на правой стороне

диска более продолжительное время, чем на левой.

Графики изменения моментов М

и М

для данного положения ротора гиро-

скопа приведены на рис. 4.3,в. Из них следует, что при наклонном относительно

оси СС положении диска средние значения моментов М

в ср

и М

с ср

уже не равны

нулю. Под их влиянием ротор гироскопа будет стремиться к совмещению с ис-

тинной вертикалью, двигаясь по пространственной спирали.

Шариковая коррекция нашла применение в авиагоризонтах АГР-74, АГР-81,

АГБ-98РС и др.

100

4.5. Уравнения движения и погрешности гировертикалей

В соответствии с законом прецессии (2.1) трёхстепенного гироскопа

упрощенные дифференциальные уравнения движения ротора гировертикали
относительно осей наружной и внутренней рамок карданова подвеса предста-
вим в виде системы





;







, (4.3)

где Н – кинетический момент ротора;



 



– угловые скорости прецессии гироскопа относительно осей наруж-

ной и внутренней рамок карданова подвеса соответственно;

, М

– моменты внешних сил, действующие относительно осей внутрен-

ней и наружной рамок соответственно (см. рис. 4.2,а).

Рассмотрим траекторию движения оси вращения ротора гироскопа из от-

клоненного положения к истинной вертикали в случае пропорциональной ха-
рактеристики системы коррекции по обеим осям. Одновременно учтём, что в
опорах осей карданова подвеса действуют моменты сил трения.

Тогда уравнения (4.3) можно записать следующим образом:

тр.в











(4.4)

тр.н











где К – крутизна характеристики системы коррекции, или удельный корректи-
рующий момент;



– углы отклонения оси вращения ротора от направления истинной

вертикали;

тр.н

, М

тр.в

– моменты трения в подшипниковых опорах наружной и внут-

ренней рамок карданова подвеса соответственно.

Если в начальный момент времени, при t = 0, главная ось ротора гироскопа

была отклонена от истинной вертикали на углы



но



во

, то траекторию

восстановления можно определить, решив однородные дифференциальные
уравнения, вытекающие из системы (4.4):



















(4.5)

101

Решение уравнений (4.5) будет иметь вид











;











, (4.6)

где





– удельная скорость коррекции ротора.

Если поделим левые и правые части выражений (4.6), то получим парамет-

рическое уравнение











. (4.7)

Это уравнение прямой характеризует траекторию движения главной оси ги-

роскопа из отклоненного положения к вертикали при симметричной пропорци-

ональной коррекции и отсутствии других внешних моментов в опорах кардано-

ва подвеса (рис. 4.4,а).

Рассмотрим случай, когда к гироскопу, кроме моментов коррекционных мо-

торов, приложены другие моменты внешних сил, например сил трения. При

этом уравнения (4.4) можно представить в виде

тр.в











, (4.8)

тр.н











Решение уравнений (4.8) определяется выражениями

тр.в













, (4.9)

тр.н













Физическая картина полученных решений объясняется так: прецессия гиро-

скопа из отклоненного положения к истинной вертикали продолжается до тех

пор, пока коррекционные моменты больше моментов трения. При равенстве

этих моментов движение гироскопа прекращается.

102

Значения

тр.в







тр.в







определяют так называемую «зону за-

стоя», которая характеризует погрешности гировертикалей и авиагоризонтов в

определении углов на неподвижном ВС или при равномерном прямолинейном

движении. Зона застоя и семейство возможных траекторий восстановления

главной оси ротора приведены на рис. 4.4,б.

Рис. 4.4. Картина восстановления гировертикали

103

«Зоны застоя» эксплуатируемых авиагоризонтов и гировертикалей характе-

ризуют точность определения и выдерживания истинной вертикали места до

момента старта ВС, а также при горизонтальном установившемся полёте. Эти

погрешности носят статистический характер и составляют от 0,4 до 1

.



н з

 

в з

= 0,1…1

.

Виражные погрешности гировертикалей или авиагоризонтов с маятниковой

коррекцией возникают в режиме координированного разворота ВС с угловой

скоростью



при радиусе виража R. При этом самолёт накреняется на угол



(см. рис. 4.1). На маятник, кроме силы веса mg, действует ещё центробежная

сила инерции m



R. Вследствие этого маятник устанавливается в положении

«ложной» вертикали, на коррекционный мотор поперечной коррекции поступа-

ет электрический сигнал, и главная ось ротора гироскопа движется к «ложной»

вертикали. Этот процесс происходит тем быстрее, чем больше удельные мо-

менты k системы коррекции.

С целью уменьшения виражных погрешностей маятниковых гировертикалей

принимаются следующие меры:

1. Отключение системы поперечной коррекции специальными приборами,

называемыми выключателями коррекции (ВК), например ВК-53 РШ и ВК-90.

2. Наклон главной оси ротора гировертикали на некоторый достаточно

малый угол в направлении движения ВС.

3. Подключение коррекционного мотора поперечной коррекции к маятни-

ковому чувствительному элементу продольной системы коррекции, так называ-

емый приём «крен-тангаж».

Аналогично действуют на систему продольной коррекции гировертикали и

линейные ускорения а

при увеличении или уменьшении скорости полёта. По-

этому в некоторых авиагоризонтах, например АГД-1, в цепи продольной кор-

рекции предусмотрен жидкостный выключатель коррекции типа ВКЖ.

При отключении коррекции гировертикаль работает в режиме «памяти». В

течение времени маневрирования ВС накапливается погрешность ухода от

104

истинной вертикали. Это происходит в соответствии с законом прецессии трёх-

степенного гироскопа (4.3). Например, на оси наружной рамки на виражах ВС:







(4.10)

где t – время виража.

Эти погрешности могут достигать 3 – 5

 за 3 мин разворота.

4.6. Кинематические схемы авиагоризонтов

АГБ-3, АГД-1, АГР-74

Авиагоризонт АГБ-3 (АГБ-3К)

предназначен для обеспечивания экипажа

ВС крупномасштабной легко воспринимаемой индикацией углов крена и тан-

гажа самолета, а также качественной информацией о наличии или отсутствии

скольжения. Кроме того, авиагоризонт выдаёт электрические сигналы, пропор-

циональные углам крена и тангажа, другим потребителям, а именно, в систему

автоматического управления (автопилот), блок контроля крена, бортовое

устройство регистрации параметров полёта и т.д.

Авиагоризонт АГБ-3К отличается от АГБ-3 лишь встроенной в лицевую

часть прибора аппаратурой красной подсветки.

Электрокинематическая схема АГБ-3 приведена на рис. 4.5,а, его электро-

механическая схема с элементами конструкции, индикации углов крена и тан-

гажа ВС, а также флажком 2 бленкера отказа питания прибора – на рис. 4.6.

Ориентация осей карданова подвеса прибора по отношению к осям связанной

системы координат OXYZ ВС, то есть к направлению полёта (НП) очевидна из

рис. 4.5,а и рис. 4.6.

105

Рис. 4.6. Электромеханическая схема авиагоризонта АГБ-3:

1 – двигатель; 2 – флажок; 3 – шкала тангажа; 4 – силуэт самолета; 5, 6 – трибки; 7, 9 – кор-
рекционные двигатели; 8 – внешняя рама карданова подвеса; 10, 11 – упоры; 12 – внутрен-
няя рама карданова подвеса; 13 – гиромотор; 14, 15, 21 – сельсины; 16, 17 – электролитиче-
ские маятники; 18 – контакт выключателя коррекции; 19 – усилитель; 20 – двигатель-
генератор

Индикация положения ВС относительно плоскости горизонта естественная

и соответствует тому образу, который представляют себе члены экипажа о по-
ложении  самолёта  относительно  земли.  Отсчет  углов  крена  производится  по
углу  поворота  силуэта  самолёта  4  относительно  шкалы  крена,  нанесенной  на
корпусе прибора (см. рис. 4.6). Отсчет углов тангажа осуществляется благодаря
работе  следящей  системы,  перемещающей  по сигналам  сельсина-датчика  15  и
сельсина-приёмника шкалу 3 относительно силуэта самолёта 4.

Контроль исправности схемы питания гиромотора осуществляет схема сиг-

нализации отказа в цепях переменного тока 36 В 400 Гц статора гиромотора. Ос-
новные элементы схемы, представленные на рис. 4.6, – двигатель 1 и флажок 2.

При исправных цепях питания по обмоткам этого двигателя протекают токи

гиромотора и сельсинов-датчиков 14, 15. В результате этого возникает враща-
ющий момент на валу двигателя, под воздействием которого флажок сигнали-
затора, укрепленный на оси двигателя, убирается из видимой зоны лицевой ча-
сти прибора.

107

Если в цепи питания гиромотора отсутствует переменное напряжение или

произошел обрыв фазы, то момент двигателя 1 резко падает и под действием

пружины флажок выбрасывается в видимую зону лицевой части прибора.

Основные технические данные авиагоризонта АГБ-3 приведены в табл. 3.

Авиагоризонт дистанционный АГД-1(с)

, подобно АГБ-3, обеспечивает

экипаж ВС крупномасштабной аналоговой индикацией положения самолёта

относительно плоскости истинного горизонта, выдаёт электрические сигналы,

пропорциональные углам крена и тангажа в автопилот, курсовую систему, в

контрольно-записывающую аппаратуру и т.д.

В комплект АГД-1 входят два прибора:



трехстепенной гиродатчик (ГД) с дополнительной следящей рамой и

системами маятниковой коррекции от электролитических уровней (ДЖМ),

устанавливаемый в зоне центра масс ВС;



указатели, дистанционно связанные с ГД двумя сельсинами следящими

системами.

Электрокинематическая схема ГД с дополнительной следящей рамой СР

приведена на рис. 4.5,б. Принцип отработки следящей рамы в сторону обрат-

ную накренению

 самолёта, реализуемый индукционным датчиком ИД и сле-

дящим двигателем СД, очевиден. Работа системы следящей рамы позволяет при

эволюциях самолёта по крену сохранять взаимную перпендикулярность между

осью OZ наружной рамы HP и вектором Η .

Как видно из упрощенной электрокинематической схемы комплекта АГД-1

(рис. 4.7), отклонения ВС по крену и тангажу воспринимаются ГД и передаются

на указатель двумя идентичными следящими системами (с.с.) [10, 2]:



с.с. по крену, которая состоит из сельсина-датчика 8, сельсина-

приёмника 11, усилителя 9 и двигателя-генератора 10;



с.с. по тангажу, состоящей из сельсина-датчика 14, сельсина-приёмника

20 и двигателя-генератора 19.

108

Рис. 4.7. Электрокинематическая схема дистанционного авиагоризонта АГД-1:

1, 13 – коммутатор; 2,7 – коррекционный двигатель; 3 – внешняя рамка; 4 – следящая рамка;
5 – ротор; 6 – внутренняя рамка; 8, 14 – сельсин-датчик; 9, 17, 29 – усилитель; 10, 19, 30 –
двигатель-генератор; 11, 20 – сельсин-приемник; 12, 21 – редуктор; 15 – жидкостный отклю-
чатель; 16 – картушка; 18 – кремальера; 22 – силуэт самолета; 23 – нулевой индекс; 24 –
шкала тангажа ; 25 – шкала крена; 26 – электролитический уровень; 27, 28 – контакты элек-
тролитического уровня; 31 – индукционный датчик

Индикация положения самолёта относительно плоскости горизонта в АГД-1,

как и в АГБ-3 (К), естественная, соответствующая образу полёта, который
представляет экипаж о положении и эволюциях ВС относительно земли.

В АГД-1 применён дистанционный арретир, позволяющий быстро привести

рамы прибора (ВР, НР на рис. 4.5,б) и ось ротора гиромотора Η в строго опре-
деленное положение относительно корпуса прибора, а значит, и осей ВС. При
этом вектор

Η устанавливается примерно по вертикали места.

Электрическая схема составлена таким образом, что в момент включения

АГД-1 под напряжением арретирование происходит автоматически, без нажа-
тия кнопки «Арретир» на лицевой части указателя.

Шкала указателя АГД-1, цена деления по каналам крена и тангажа, разме-

щение указателя скольжения аналогичны таковым в АГБ-3(К).

По иному в АГД-1 происходит выдача экипажу сигнала об отказе питания:

на лицевой стороне указателя размещена сигнальная лампа со шторкой, которая
загорается, во-первых, после окончания процесса арретирования, во-вторых,

109

при неисправностях в цепях питания гиромотора переменным током 36 В
400 Гц и постоянным током

 27 В.

Основные технические данные АГД-1 приведены в табл. 3.

Авиагоризонт резервный АГР-74

представляет собой трёхстепенной гиро-

скоп с вертикально расположенной осью вращения ротора. Ориентация осей ра-
мок карданова подвеса ротора на ВС полностью совпадает с таковой в АГБ-3 (К)
(см. на рис. 4.5,а).

В АГР-74 использована механическая шариковая коррекция, подробно рас-

смотренная в п. 4.4.

Кинематическая схема АГР-74 приведена на рис. 4.8.

Рис. 4.8. Авиагоризонт резервный АГР-74:

а – кинематическая система авиагоризонта АГР-74: 1 – картушка, 2 – сигнализатор, 3 – кула-
чок, 4 – пружина, 5 – тросик, 6 – гироскоп, 7 – шарик, 8 – направляющая, 9 – маятник, 10 –
упоры, 11 – корректор, 12 – редуктор гироузла, 13 – шкив, 14 – внутренняя рама, 15 – внеш-
няя рама, 16 – кулачок, 17 – толкатель, 18 – палец, 19 – микропереключатель, 20, 21 – рычаги,
22 – каретка, 23 – индекс; б – схема образования корректирующего момента

110

Гиросистема авиагоризонта имеет все эксплуатационно необходимые узлы,

позволяющие производить индикацию углов крена и тангажа ВС, а также кон-

тролировать исправность цепей питания гирометра:



арретирующее устройство;



шкалы крена, тангажа;



отсчётный индекс 23;



электронный блок контроля исправности;



сигнализатор отказа 2 с бленкером АГ;



устройство управления, состоящее из подвижной каретки 22, пружины

4, штока и ручки, находящейся на лицевой части прибора.

АГР-74, равно как и АГР-72, имеет индикацию типа «вид с самолёта на зем-

лю». Подвижными элементами системы индикации служат картушка 1 с нане-

сенной на ней шкалой тангажа, экран с индексом «зенит» 23

и индексом крена в

противоположной нижней части, закреплённый на внешней раме 15. Непо-

движными – силуэт самолётика и шкала крена. Картушка тангажа связана с ги-

роузлом (внутренняя рама и ротор) тросиковой передачей 5.

Окраска элементов индикации:



верхняя часть шкалы тангажа – голубым цветом (небо);



нижняя часть – коричневым (земля);



силуэт самолётика – оранжевым;



шкала крена – чёрным цветом;



индексы деления шкал – белым цветом.

При горизонтальном полёте ВС с постоянной скоростью и нормальной его

центровкой линия горизонта шкалы тангажа при совмещённом индексе крема-

льеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры должна совпадать с силуэтом са-

молётика, а нулевая отметка шкалы крена – с индексом крена. Изменение угла

атаки, например, вследствие изменения центровки ВС, авиагоризонт показыва-

ет как набор высоты или снижение. Если установлено, например, по вариомет-

ру и указателю скольжения, что ВС летит горизонтально, то нет необходимости

запоминать постоянное смещение линии горизонта относительно нулевой от-

метки. Следует, вращая ручку кремальеры, совместить линию горизонта шкалы

111

тангажа с силуэтом самолётика и от этого положения определять углы тангажа.

Если изменится скорость полета, высота полета или центровка ВС, то это вызо-

вет изменение угла атаки, и при установившемся режиме полета следует по-

вторно произвести совмещение силуэта самолётика с линией горизонта шкалы

тангажа поворотом ручки кремальеры.

При наборе высоты (без крена) нулевая отметка шкалы крена совпадает с ин-

дексом крена, силуэт самолётика находится на голубом фоне, при снижении – на

коричневом фоне.

При правом крене без набора высоты или без снижения индекс крена смещает-

ся вправо относительно нулевой отметки шкалы крена. При этом правое крыло

силуэта самолётика находится на коричневом фоне, а левое – на голубом.

При левом крене индекс крена смещается влево относительно нулевой от-

метки шкалы крена, и левое крыло силуэта самолётика находится на коричне-

вом фоне, а правое – на голубом.

4.7. Гировертикали с использованием принципа

силовой стабилизации платформ

Широкое применение в ГА нашли центральные гировертикали (ЦГВ) и мало-

габаритные гировертикали (МГВ) как датчики углов, крена и тангажа ВС. В

каждой из схем этих гироскопических вертикалей, при сохранении двух систем

маятниковой коррекции (см. п. 4.3), непрерывно работают в полёте два контура

силовой гироскопической стабилизации [2]. Благодаря использованию принципа

силовой гироскопической стабилизации достигнута высокая точность измерения

углов крена и тангажа ВС в реальных условиях полёта, при достаточно больших

моментах сил трения в осях карданова подвеса платформы (см. табл. 3).

Суть принципа силовой гироскопической стабилизации продемонстриро-

вана на схеме ЦГВ, приведённой на рис. 4.9. На платформе П, стабилизируе-

мой относительно вертикали ОУ, размещены два гироузла ГУ с роторами,

вращающимися в разные стороны. Каждый гироузел представляет собой двух-

112

степенной гироскоп, на полуосях рамки которого закреплен ротор коррекцион-

ного мотора (КМ

, КМ

), работой которого по раннее описанному алгоритму

(п. 4.3) управляет жидкостный электролитический маятник типа ДЖМ, а также

датчик угла прецессии ДУП. Электрическое напряжение ДУП, возникающее в

результате прецессии ГУ, поступает на стабилизирующий двигатель (СД



, СД



)

соответствующего канала для разворота платформы или рамы Р в сторону, об-

ратную вращению ВС.

Рис. 4.9. Схема центральной гировертикали с силовой гиростабилизацией

Представим, например, что самолёт разворачивается для перехода в режим

набора высоты. При этом вектор угловой скорости

W вращения ВС направлен

по оси OZ. В соответствии с законом прецессии ось вращения левого ГУ начнёт

двигаться в сторону вектора

. Под действием ДУП этого гироузла стабили-

зирующий двигатель СД



мгновенно отработает платформу П

в сторону, об-

ратную развороту самолёта. Тем самым сохранится стабилизированное поло-

жение платформы в пространстве, а с датчика угла ДУ



пойдёт сигнал U



указатели системы авиагоризонтов, систему автоматического управления ВС,

контрольно-записывающую аппаратуру и другим потребителям.

113

Аналогично действует второй канал стабилизации платформы и рамы при

эволюциях ВС по крену. В решении этой задачи использованы правый гироузел

ГУ, его ДУП и стабилизирующий двигатель СД



Совместной работой двух каналов стабилизации платформы и системы ма-

ятниковой коррекции, с отклонением её поперечного канала на виражах, обес-

печивается высокая точность центральной и малогабаритной гировертикалей

(см. табл. 3). Кинематические схемы ЦГВ и МГВ приведены на рис. 4.10, 4.11.

Рис. 4.10. Кинематическая схема ЦГВ:

1 – платформа (внутренняя рама); 2, 8 – гироскопы в кожухах (гироузлы); 3, 6 – потенцио-
метрические датчики углов крена и тангажа; 4, 11 – разгрузочные двигатели; 5, 13 – коррек-
ционные моторы; 7, 16 – управляющие потенциометры; 9, 11 – маятники системы ускоренно-
го восстановления; 10 – жидкостный маятниковый переключатель; 12 – рама; 15 – внешняя
рама

114

Рис. 4.11. Кинематическая схема прибора МГВ-1С:

1 – внутренняя рама; 2, 7 – механические маятники; 3, 8 ,14, 22 – щеточные узлы; 4, 9,
13, 23 – потенциометры; 5, 10 – синусно-косинусные трансформаторы; 6 – наружная рама;
11, 12 – жидкостные маятниковые переключатели; 15, 31 – щеточные узлы потенциометра
разгрузки; 16, 30 – потенциометры разгрузки; 17 – упор; 18, 33 – роторы в кожухе; 19, 32 –
гироскопы; 20, 21, 34, 35 – моментные датчики; 24 – коллектор; 25, 27 – двигатели разгру-
зочные; 26, 29 – зубчатые колеса; 28 – корпус прибора

Таблица 3

Основные данные авиагоризонтов

Характеристики авиагоризонтов

ЦГВ

МГВ-1С АГД-1

АГБ-3

АГР-74 АГР-81

Напряжение питания, В:

– переменного тока, частотой

400 Гц

3,6

3,6 363,6

3,6 363,6 363,6

– постоянного тока –

–

27

– 27

Рабочие углы, град:

– крена

180

360 360

360

– тангажа

70

60

360

80

85

75

Погрешность в определении уг-
лов, град:

– крена

0,4

0,25

1 (в диа-

пазоне уг-

лов 0

30)

1

25

– тангажа

0,4

0,2

2 (в диапа-

зоне от 30

 и

более)

1

25

Окончание табл. 3

115

Характеристики авиагоризонтов

ЦГВ

МГВ-1С АГД-1

АГБ-3

АГР-74

АГР-81

Погрешность после 15 мин раз-

ворота, град

не бо-

лее

2

не бо-

лее

6

не бо-

лее

5

не более

3

не бо-

лее
25

не бо-

лее
25

Время готовности к работе, мин

не бо-

лее 4

не бо-

лее 3

2 1,5 3 2

Масса, кг 7,8

5,6

9,6

4,2

2,5

Контрольные вопросы

1. Можно ли использовать физические маятники в качестве измерителей уг-

лов крена и тангажа ВС?

2. Почему астатический свободный трехстепенной гироскоп не пригоден

для определения истинной вертикали места при многочасовом полёте ВС?

3. Какие факторы вызывают отклонение вертикальной оси вращения ротора

трёхстепенного гироскопа от истинной вертикали места при выполнении полёта?

4. Что даёт объединение трёхстепенного гироскопа с вертикально располо-

женной осью ротора с системами маятниковой коррекции?

5. Нарисуйте электрическую схему поперечной коррекции авиагоризонта с

элементом отключения коррекции на виражах ВС.

6. Объясните физическую картину появления «зоны застоя» в корректируе-

мой гировертикали.

7. С какой точностью реально выдерживается направление оси вращения

ротора авиагоризонта или платформы гировертикали в направлении истинной

вертикали места до старта ВС и в полёте?

8. Как реально уменьшаются погрешности гировертикалей при разгоне или

торможении ВС, а также на виражах?

9. Приведите упрощенную кинематическую схему авиагоризонта АГБ-3К и

по ней объясните принцип измерения углов крена и тангажа ВС.

10. Как контролируется членами экипажа исправность цепей электропита-

ния гиромоторов и сельсинов в авиагоризонтах АГБ-3К и АГД-1С?

11. Какой принцип индикации углов крена и тангажа использован в АГБ-3К

и АГД-1С?

116

12. Для чего предназначены системы арретирования в авиагоризонтах и ги-

ровертикалях?

13. Какой принцип индикации углов крена и тангажа использован в АГР-74?

14. Как контролируется членами экипажа исправность цепей электропита-

ния гиромоторов в АГР-74?

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов: учеб.

пособие для вузов/ Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин, И.П. Ефимов. –

Ульяновск: УлГТУ, 2005. – 509 с.

Авиационные приборы и измерительные системы / Под ред.

В.Г. Воробьёва. – М.: Транспорт, 1981. – 391 с.

Нормы лётной годности гражданских самолётов. – М.: ЦАГИ, 1985. – 470 с.

Нормы лётной годности гражданских самолётов. Технические требования

к оборудованию самолёта. – М.: ЦАГИ, 1987. – 325 с.

Михайлов, О.И. Авиационные приборы / О.И. Михайлов, И.М. Козлов,

Ф.С. Гергель. – М.: Машиностроение, 1977. – 415 с.

Авиационные приборы: учеб. пособие для курсантов ВАТУ / Под общ.

ред. С.С. Дорофеева. – М.: Воениздат, 1992.

Богданченко, Н.М. Курсовые системы и их эксплуатация на самолётах /

Н.М. Богданченко. – М.: Транспорт, 1983. – 223 с.

Богданченко, Н.М. Курсовые системы и навигационные вычислители са-

молётов / Н.М. Богданченко. – М.: Транспорт, 1978. – 271 с.

Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской

авиации / Под общ. ред. П.А. Иванова. – М.: Машиностроение, 1989. – 340 с.

10.

Боднер, В.А. Измерительные приборы. В 2 т. / В.А. Боднер, А.В. Алфе-

ров. – М.: Издательство стандартов, 1986.

11.

Боднер, В.А. Приборы первичной информации / В.А. Боднер. – М.: Ма-

шиностроение, 1981. – 344 с.

117

12.

Селезнев, В.П. Навигационные устройства / В.П. Селезнев. – М.: Маши-

ностроение, 1974. – 223 с.

13.

Тищенко, Н.М. Введение в проектирование сложных систем автоматики

/ Н.М. Тищенко. – М.: Энергия, 1976. – 305 с.

14.

Иванов, Ю.П. Комплексирование информационно-измерительных

устройств летательных аппаратов / Ю.П. Иванов, А.Н. Синяков, И.В. Филатов.

– Л.: Машиностроение, 1984. – 207 с.

15.

Руководство по проектированию систем автоматического управления /

Под ред. проф. В.А. Бесекерского. – М.: Высшая школа, 1983. – 296 с.

16.

Бесекерский, В.А. Теория систем автоматического регулирования /

В.А. Бесекерский, Е.П. Попов. – М.: Наука, 1972. – 767 с.

17.

Диалоговая система проектирования автоматических систем. – М.:

МАИ, 1982. – 364 с.

18.

Буловский, П.И. Надёжность приборов систем управления / П.И. Булов-

ский, М.Г. Зайденберг. – Л.: Машиностроение, 1975. – 326 с.

118

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ И АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ. Учебное пособие - часть 2