Сравнительные характеристики авиагоризонтов.

Характеристики авиа­горизонтов, указателей, поворотов, указателей скольжения	АГБ-2	АГИ-1с	АГД-1	АГБ-3	АГК-47Б	АГР-144
Напряжение питания, В: переменного тока, частотой 400 Гц. постоянного тока Рабочие углы, град: крена .... тангажа .... Погрешность в опре­делении углов, град: крен а....     тангажа ....     Погрешность после 15 мин разворота, град Время готовности к ра­боте, мин.... Масса, кг .... Чувствительность ука­зателя поворота (откло­нение стрелки от сред­него положения при ско­рости 6 град/с) Зона застоя шарика указателя поворота .	36±3,6   -     ±80 ±60   ±1     ±1   не более ±5         ±1,5	36 + 3,6   -       ±1     ±1   2,6     ±1,5	36 ±3,6   ±27       ±0,25**     ±0,2   не более ±5 ***     9,6     ±1,5	36±3,6   ±27     ±80   ±1 (в диапазоне углов 0–300) ±2 (в диапазоне от 30° и более) не более ±3     1,5 4,2     ±1,5	36 + 3,6   -     ±95 ±85   ±1     ±1   не более ±2     2,2     10-13 (мм)     ±1,5	36 + 3,6   -     360*   ±1,5 (в диапазоне углов 0-30°)     ±2,5 (в диапазоне от 30° и более)   не более ±6   4,5     7,5±2 (град)   ±1,5

* Из диапазона рабочих углов тангажа выпадает зона 85—95° пикирования и кабри­рования. Это объясняется особенностью работы следящей системы по тангажу на этих углах.

** Точность выдерживания вертикали приведена без погрешностей передачи углов крена и тангажа на указатель.

*** Погрешность дана для разворота при крене 60° в течение 10 мин.

УКАЗАТЕЛЬ СКОЛЬЖЕНИЯ

На лицевой части всех авиагоризонтов располагается еще один прибор — указатель скольжения. Он предназначен для определения наличия и направления скольжения. Скольжение ха­рактеризуется углом β (рис. 4.29) между вектором истинной воз­душной скорости V и плоскостью симметрии самолета.

Не рассматривая причин, вызывающих несовпадение вектора истинной воздушной скорости с продольной осью самолета, отме­тим, что при наличии скольжения на самолет действует сила Q_z в направлении, противоположном скольжению, возникающая в ре­зультате несимметричного обдува самолета набегающим потоком воздуха. Равнодействующая R аэродинамических сил самолета лежит в плоскости, не совпадающей с плоскостью симметрии са­молета. Указатель скольжения измеряет угол между равнодейству­ющей силой R и плоскостью симметрии, который характеризует наличие и направление скольжения. Он представляет собой изог­нутую стеклянную трубку, заполненную толуолом, в которой на­ходится тяжелый шарик черного цвета. Тыльная сторона трубки окрашена либо светомассой, либо белой краской; в середине труб­ки имеются две риски.

Указатель скольжения располагается на самолете в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии самолета, и шарик имеет одну степень свободы, практически только вдоль оси О_z1 самолета. Указатель скольжения следует рассматривать как физический маятник с осью чувствительности, лежащей в плоскости трубки.

Он представляет собой устройство, реагирующее на ускорение объекта, и состоит из массы (в нашем случае шарик), которая при ускоренном движении объекта вдоль оси чувствительности будет отклоняться в сторону, противоположную ускорению. В результате возникнет некоторое перемещение шарика относительно корпуса, которое будет характеризовать величину и направление действую­щего ускорения.

На рис. 4.29. изображен самолет, совершающий горизонталь­ный полет с углом скольжения β. При этом возникает аэродинами­ческая сила, из-за которой шарик переместится относительно труб­ки, как это показано на рис. 4.29,а.

При выполнении самолетом координированного разворота, ха­рактеризующегося отсутствием скольжения, по оси чувствительно­сти маятника не действуют никакие силы, и он будет находиться в центре трубочки (рис. 4.29б).

Если самолет совершает левый разворот с внешним скольже­нием (рис. 4.29в), то шарик из-за действия проекции аэродинами­ческой силы Q_z будет занимать положение справа.

Имеющаяся в приборе прозрачная вязкая жидкость — толуол, служит для демпфирования возможных колебаний шарика.

За счет трения между шариком и стенками трубки у указателя скольжения может быть зона застоя, не превышающая ±1,5°.

ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАГОРИЗОНТОВ

Летная эксплуатация включает в себя предполетный и послеполетный осмотр и определенные правила обращения с при­бором в полете. Перед полетом при визуальном осмотре экипаж должен убе­диться, что видимых дефектов нет, что прибор надежно закреплен на приборной доске.

При движении самолета по земле (рулении) авиагоризонты, имеющие арретиры, должны быть разарретированы, так как в про­тивном случае за счет толчков, тряски и поворотов подшипники подвеса гироскопа испытывают значительные нагрузки от возни­кающих при этом гироскопических моментов, что приводит к умень­шению ресурса работы приборов.

С помощью арретирующих устройств собственная ось вращения гироскопа устанавливается не по направлению местной вертикали, а занимает определенное положение относительно осей самолета, поэтому, если самолет стоит не горизонтально, прибору необходи­мо еще некоторое время, чтобы система коррекции привела глав­ную ось к положению местной вертикали. По этой же причине пользоваться арретиром, когда невозможно определить положение плоскости истинного горизонта, нельзя.

Исправность работы авиагоризонта необходимо периодически проверять, сравнивая показания одного прибора с показаниями других авиагоризонтов и гировертикали. Кроме того, при координированном развороте показания по крену авиагоризонтов могут качественно сравниваться с показаниями указателя поворота, так как указатель поворота типа ЭУП-53 при скорости полета 500 км/ч показывает, кроме направления разворота, еще и крен.

Для предполетной проверки и подготовки авиагоризонтов включить генераторы, проверить наличие напряжения 36 В 400 Гц и 27 В, включить преобразователь ПТ-500Ц (ПТС-250) и автоматы защиты сети. На верхнем электрощитке пилотов включить выключатели «АГР», «ПКП ЛЕВ», «ПКП ПРАВ», «МГВ КОНТР», «ПИТАН. БКК» и нажать кнопку на лицевой части АГР-72А. Бленкер «АГ» на АГР-72А должен убраться. Несколько раз нажать на две кнопки «АРРЕТИР» на пульте управления ПУ-46 до прекращения движения шкал на приборах ПКП-1 по крену и тангажу. По окончании восстановления гировертикалей с лицевой части приборов ПКП-1 уберутся бленкеры «АГ», погаснет светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР». Убедиться, что на приборах ПКП-1 и АГР-72А при вращении рукоятки ввода угла атаки шкалы, тангажа перемещаются. Совместить на АГР-72А и приборах ПКП-1 риски на кремальерах на корпусе приборов, приборы должны индицировать стояночные углы крена и тангажа самолета с точностью 1,5—2°. Проверить функционирование блока БКК-18, для чего нажать переключатель «БК-К ТЕСТ-КОНТРОЛЬ» в положение «I», а затем «II», загораются светосигнальные табло «КРЕН ЛЕВ. ВЕЛИК», «КРЕН ПРАВ. ВЕЛИК», «ОТКАЗ МГВ КОНТР», светосигнализатор «БКК ИСПРАВЕН», на лицевую часть приборов ПКП-1 выпадают бленкеры «АГ». Переключатель установить в нейтральное положение, сигнализация снимается. Проверить исправность СНП-1, для чего на 4—5 с выключить выключатель «БКК ПИТАН», загорается светосигнальное табло «НЕТ КОНТР. АГ». На 4—5 с выключить выключатели «ПКП ЛЕВ», «ПКП ПРАВ» и «МГВ КОНТР», выпадают бленкеры «АГ» на приборах ПКП-1, загорается светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР». При включении выключателей сигнализация убирается. Нажать кратковременно кнопки «АРРЕТИР» на ПУ-46 и убедиться, что в показаниях ПКП-1 нет рассогласования. Если сигнализация не убирается, то необходимо повторно выполнить тест-контроль БКК. Запрещается выруливание на исполнительный старт при горящих светосигнальных табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР» или «НЕТ КОНТР. АГ», при наличии бленкера «АГ» на лицевой части приборов ПКП-1 или АГР-72А. При рулении самолета определить появление несигнализируемых отказов в авиагоризонтах очень трудно, поэтому экипаж должен во время поворотов самолета следить за изменением курса на указателях УШ-3. ПНП-1, ИКУ-1А и КИ-13. Несовпадение ритма изменений в показаниях курса свидетельствует о неисправностях в цепях питания гироскопических приборов. Перед взлетом еще раз убедиться, что: при вращении рукоятки ввода угла атаки на указателях ПКП-1 шкалы тангажа перемещаются; риски на кремальере и корпусе указателей авиагоризонтов совмещены; показания АГР-72А и ПКП-1 первого и второго пилотов идентичны, а бленкеры «АГ» убраны. Во время взлета, особенно перед входом в облачность и при полете ночью, экипаж обязан убедиться в нормальной работе авиагоризонтов. Для этого па высоте 80—100 м необходимо произвести покачивание самолета с креном до ±5°. При нормальной работе авиагоризонтов указатели должны без запаздывания показывать изменение углов крена и тангажа самолета.

Отказ авиагоризонта при видимости естественного горизонта обычно легко распознается экипажем и не приводит к тяжелым последствиям. Отказ авиагоризонта в ночное время и в облаках, особенно при маневрировании, может создать угрозу потери пространственной ориентировки. Пилотирование в течение 5—10 с по отказавшему авиагоризонту в случае накопления за это время опасной погрешности связано с возможностью возникновения неконтролируемого пилотом большого крена, потерн высоты и выхода за пределы ограничения по скорости. При пилотировании самолета первому и второму пилотам необходимо непрерывно контролировать правильность показаний авиагоризонтов по показаниям дублирующих приборов ЭУП-53МК-500, ВАР-30, УВО-15М1, УС-И6 и др.

Расхождение показаний авиагоризонтов более чем на ±2° свидетельствует о не сигнализируемом отказе одного из авиагоризонтов. Эти отказы определяются сравнением показаний левого и правого ПКП-1 и указателя АГР-72А с индикацией ЭУП-53МК-500, ТКС-П2. ВАР-30.

При отказе двух ПКП-1 или одного ПКП-1 в сочетании с контрольной МГВ-1СК выпадают бленкеры «АГ» на ПКП-1 и загорается светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР». Необходимо вывести самолет в горизонтальный полет и выключить БКК-18 выключателем «ПИТАН. БКК». Если бленкеры «АГ» на ПКП-1 не убираются и не гаснет светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР», то данный прибор считается отказавшим. Если сигнализация убирается, то сопоставлением показаний ПКП-1, АГР-72А и ЭУП-53МК-500 определяют исправные приборы. Следует помнить, что уборка бленкера «АГ» с отказавшего ПКП-1 при выключении БКК-18 не означает исправности этого прибора. Об отказе авиагоризонтов доложить службе движения, запросить изменение эшелона с целью улучшения условий визуальной ориентировки или разрешение на посадку на запасный аэродром с благоприятными погодными условиями.

При отказе трех генераторов авиагоризонт АГР-72А с выключателем коррекции ВК-90 № 4, ЭУП-53МК-500, канал № 1 курсовой системы ТК.С-П2, гировертикаль МГВ-1СК контрольная питаются от аварийных источников. Самолет пилотировать по АГР-72А, ЭУП-53МК-500, стрелке «К» УШ-3, ПНП-1 первого пилота, ло стрелке радиокомпаса № 1 индикатора ИКУ-1А и механическим указателям ВМ-15, КУС-730/1100, МС-1, ВАР-30.

Одновременное выпадание бленкера «АГ» на обоих ПКП-1, загорание светосигнальных табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР» и «НЕТ КОНТР. АГ» свидетельствуют об отказе БКК-18. Необходимо перейти на пилотирование по АГР-72А, ЭУП-53МК-500 и выключить БКК-18. Если с приборов ПКП-1 бленкеры не убрались, считать приборы отказавшими. Если бленкеры убрались и погасло светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР», в показаниях ПКП-1 , АГР-72А и ЭУП-53МК-500 нет рассогласований, то все приборы исправны.

Перед входом в облачность рекомендуется проверить работу авиагоризонтов, совершая самолетом кратковременные эволюции по крену (±5°) и контролируя правильность индикации по авиагоризонту.

В авиагоризонтах АГД-1 и АГБ-3 с помощью кремальеры регулировки положения линии горизонта по тангажу можно прове­рить функционирование следящей системы тангажа; при вращении кремальеры по часовой стрелке в АГБ-3 линия горизонта должна перемещаться вниз, против часовой стрелки — вверх (в АГД-1 — наоборот).

Следует помнить, что после длительных эволюции самолета: виражей, разворотов, торможения, разгона, в авиагоризонтах за счет действия ускорений при включенной коррекции и за счет собственного ухода гироскопа при отсутствии коррекции накаплива­ется ошибка в определении вертикали места, для устранения ко­торой необходимо некоторое время.

Экипаж должен следить за сигнализацией отказов (в авиагоризонтах АГ-144, АГД-1, АГБ-3).

Следует также учитывать, что при отказе питания 36 В 400 Гц такие авиагоризонты, как АГБ-2, АГИ-1, могут индицировать крен и курс еще некоторое время (5 мин), пока кинетический момент гироскопа за счет выбега гиромотора по инерции еще остается значительным и гироскоп не теряет своих стабилизирую­щих свойств. Это справедливо и для АГБ-3 (АГБ-Зк), но только по каналу крена, так как по каналу тангажа имеется электроме­ханическая следящая система, требующая электропитания.