Блок контроля крена бкк-18 и сигнализаторы нарушения питания снп-1.

В цепях питания приборов ПКП-1 и МГВ-1СК № 1 (контрольной) установлены сигнализаторы нарушения питания СНП-1. При отказе питания по переменному или постоянному току по сигналам от СНП-1 выпадает бленкер «АГ» на ПКП-1 первого пилота или на ПКП-1 второго пилота или загорается светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР» на средней приборной доске пилотов. Четвертый СНП-1 установлен в цепях питания блока контроля кренов БКК-18 (рис. 6.4). Блок БКК-18 воспринимает сигналы крена от приборов ПКП-1 и от МГВ-1СК № 1. Если один из трех сигналов будет отличаться от двух других на величину (7±2)е', то БКК-18 выдает сигнал на бленкер «АГ» неисправного прибора ПКП-1 или включает светосигнальное табло «ОТКАЗ МГВ КОНТР». После первого отказа БКК-18 продолжает сравнивать показания оставшихся двух исправных авиагоризонтов, а при рассогласовании между ними на (7±2)° выдается сигнал отказа обоих авиагоризонтов, в том числе и на исправный, так как блок БКК-18 в этом случае не может определить исправный авиагоризонт. Для предотвращения выхода самолета в полете на предельные крены ламельные устройства блока БКК-18 выдают сигналы на включение светосигнальных табло «КРЕН ЛЕВ. ВЕЛИК», «КРЕН ПРАВ. ВЕЛИК». Значение предельного крена в режимах взлета и посадки (15±2)°, в маршрутном полете (33±4)°. При крене (33±4)° в маршрутном полете, кроме световой, выдается звуковая сигнализация. Значение сигнализируемых кренов переключается сигнализаторами скорости ССА-3-4,5 и ССА-2-3 на взлете при скорости V_пр=340 км/ч, на посадке при скорости V_пр==280 км/ч.

При отказе электропитания блока БКК-18 загораются два светосигнальных табло «НЕТ КОНТР. АГ» на приборной доске пилотов. В этом случае показания по крену приборов ПК'П-1 не контролируются, сигнализация достижения предельных кренов не обеспечивается.

Питание авиагоризонтов осуществляется раздельно от основных шин левой и правой бортсети. Питание гировертикалей включается выключателями «ПКП ЛЕВ», «ПКП ПРАВ» и «МГВ КОНТР» на верхнем электрощитке пилотов. Резервный авиагоризонт АГР-72А и блок БКК-18 получают питание от аварийных источников, выключатели питания «АГР» и «ПИТАН. БКК» расположены на верхнем электрощитке пилотов. Рядом с выключателем «ПИТАН. БКК» установлены нажимной переключатель «БКК ТЕСТ—КОНТРОЛЬ» и светосигнализатор «БКК ИСПРАВН».

Рис. 6.4. Система контроля отказов МГВ и авиагоризонтов.

КУРСОВЕРТИКАЛЬ

Примером трехосной силовой гироскопической стабилизации служит трехосная силовая гироплатформа — курсовертикаль, используемая в качестве чувствительного элемента в автопилоте АП-15 (рис. 6.5).Курсовертикаль представляет собой платформу 3, помещенную в карданов подвес, внешняя ось которого у совпадает с продольной осью самолета, а внут­ренняя ось х в нулевом положении параллельна поперечной оси самолета. На осях карданова подвеса и оси г платформы расположены стабилизирующие двигатели /, 18, 21. На платформе крепятся три двухстепенных гироскопа 5, 12, 16. кинетические моменты которых лежат в горизонтальной плоскости. Оси прецессии гироскопов 12 и 16 вертикальны, а кинетические моменты перпендикулярны друг другу. Ось прецессии гироскопа 5 лежит в горизонтальной плоскости, а кинетический момент составляет с кинетическими моментами гироскопов 12 и 16 угол, равный 135°. На осях прецессии гироскопов укреплены коррекционные двигатели 4, 11 и 15 и индукционные датчики угла 7, 13, 17. На платформе установлены также два двух координатных электролитических маят­ника 19 и 20. На оси z укреплен ротор, а на внутренней раме — статор устрой­ства 9, называемого преобразователем координат. Для съема электрических сиг­налов, пропорциональных осях у, х и z установлены сельсины-датчики 14, 6, 22.

Рассмотрим работу прибора в режиме первоначальной выставки и режиме стабилизации.

Режим первоначальной выставки. Чтобы прибор мог измерять углы отклонения самолета по курсу, крену и тангажу, необходимо ось г плат­формы удерживать в положении местной вертикали, при этом нулевая отмет­ка платформы должна быть совмещена с направлением заданного" курса Плат­форма к заданному курсу приводится следящей системой, в которой датчиком курса является курсовая система или гиромагнитный компас

Сигнал с курсового устройства поступает на коррекционный двигатель 4, который прикладывает по оси прецессии гироскопа 5 момент. При действии момента возникает гироскопический момент, стремящийся совместить собственотклонению самолета по крену, тангажу и курсу, ось вращения гироскопа с осью приложения момента. Так как оси, вокруг которой гироскоп мог бы прецессировать под действием гироскопического мо­мента, нет, двигатель 4 создает некоторый угол поворота по оси прецессии гиро­скопа 5. С датчика угла 7 снимается сигнал, пропорциональный сигналу курса, который, будучи усилен в усилителе 23, поступает на двигатель стабилизации 21 и разворачивает платформу 3 по курсу до тех пор, пока сигнал рассогласования между сельсином-датчиком 22 и курсовой системой не будет равен нулю.

Таким образом, следящая система согласует положение платформы с дат­чиком курса.

Приведение оси z в вертикальное положение осуществляется по сигналам от электролитических маятников, реагирующих на отклонение платформы от пло­скости горизонта.

Сигнал отклонения платформы по крену снимается с маятника 20 и посту­пает на коррекционный двигатель 15 гироскопа 16, а сигнал по тангажу с ма­ятника 19 управляет двигателем 11 гироскопа. 12.

Управляющие сигналы с датчиков углов 13 и 17 через преобразователь координат 9 и усилитель 10 с помощью двигателей 1 и 18 устанавливают ось г в вертикальное положение.

Режим стабилизации. Пусть положение осей рам карданов а подвеса и кинетических моментов гироскопов будет таким, как на рис. 6.5.

Предположим, что по оси z действует возмущающий момент М_Z^В. Гиро­скопы 12 и 16 не прецессируют под действием этого момента, так как нет со­ответствующих осей прецессии, а гироскоп 5 прецессирует. С датчика угла 7 этого гироскопа сигнал через усилитель 23 подается на двигатель 21, который создает момент, компенсирующий момент M_Z^B.

Рис.6.6 К пояснению работы преобразоавтеля координат.

При возникновении возмущающего момента по оси х прецессирует гиро­скоп 12, который через датчик угла 13 управляет двигателем 18, компенсирую­щим вредный момент по оси х.

Возмущающий момент по оси у компенсируется двигателем 1, управляемым гироскопом 16.

Рассмотренные процессы имеют место при любом промежуточном угле по­ворота платформы 3 по отношению к осям карданова подвеса!

Предположим, что самолет развернулся по курсу на 90°. Платформа, буду­чи стабилизирована по курсу, сохранит свое прежнее положение в пространст­ве, а оси х и у подвеса, поворачиваясь вместе с самолетом, займут положение, показанное на рис. 6.6б (на рис. 6.6а показано исходное положение). Когда появится возмущающий момент по оси у, то на него будет реагировать гироскоп12, а не 16. Гироскоп 12 управляет теперь двигателем, расположенным по оси х. Следовательно, управляющий сигнал надо переадресовать на двигатель 1, так как только он может скомпенсировать возмущающий момент по оси у. Естест­венно, если подействует возмущающий момент по оси х, то на него будет реа­гировать гироскоп 16, и его сигнал необходимо направить на двигатель 18, рас­положенный по оси х.

Перераспределение сигналов в зависимости от угла разворота самолета осу­ществляет устройство, называемое преобразователем координат.

Преобразователь координат (рис. 6.7) представляет собой вращающийся трансформатор с трехфазной статорной обмоткой, закрепленной на наружной раме карданова подвеса.

Рис 6.7. Принципиальная электрическая схема включения преобразователя координат.

Ротор, связанный с осью г платформы, имеет две взаимно перпендикулярные обмотки, которые нагружены обмотками возбуждения индукционных датчиков угла 13 и 17 (см. рис. 6.5). Сигналы, снимаемые с сигнальных обмоток индук­ционных датчиков, суммируются и подаются в усилитель 10. Амплитуда этих сигналов зависит от положения статоров и роторов самих датчиков, т. е. от углов поворота кожухов гироскопов вокруг осей прецессии. Фазы напряжения, снимаемых с сигнальных обмоток индукционных датчиков, отличаются на 90° друг от друга. В двигателе 1 между обмотками возбуждения и управления бла­годаря контуру RC происходит дополнительный сдвиг фаз на 90°. Таким обра­зом, сдвиг фаз между напряжениями обмотки возбуждения двигателей 18 и 1 тоже составляет 90°.

Следовательно, вращающий момент в этих двигателях создается только от «своего» напряжения, поступающего с усилителя. Иными словами, при поло­жении, показанном на рис. 5.4, а, датчик 13 управляет двигателем 18, а дат­чик 17 — двигателем /.

В положении, показанном на рис. 6.6б,6 происходит поворот ротора отно­сительно статора в преобразователе координат, и сдвиг фаз напряжений в об­мотках возбуждения индукционных датчиков 13 и 17 на 90°, и соответственно сдвиг фаз в обмотках управления двигателей 18 и 1. Таким образом, вращаю­щий момент двигателя 18 зависит от сигнала датчика 17, а двигателя 1— от сигнала датчика 13.