Оглавление Стр.

1.Общие сведения об авиагоризонтах……………………….7

Авиагоризонт ПКП – I ………………………………….9

Малогабаритная гировертикаль………………………..10

Авиагоризонт АГР – 72А ………………………………12

ЭУП–53М ………………………………………………...13

Гироагрегат ГА-3. …………………………………….....16

Блок контроля крена БКК-18 и сигнализаторы

нарушения питания СНП-1……………………………...23

2. Контроль авиагоризонтов и гировертикалей……………25

3. Эксплуатация авиагоризонтов……………………………28

4. Предполётная проверка и подготовка СИКПП - 154-2….31

ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью данной работы является ознакомление с устройством, принципом работы и приобретение навыков по техническому обслуживанию системы индикации и контроля пространственного положения (СИКПП-154).

ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Изучить систему индикации и контроля пространственного положения (СИКПП-154).

2. Ознакомиться с основными составными элементами системы.

3. Ознакомиться с технологией технического обслуживания.

4. Выполнить подготовительные работы.

5. Провести техническое обслуживание системы.

6. Выполнить заключительные работы.

7. Заполнить дефектную ведомость и составить отчет.

1. Общие сведения об авиагоризонтах.

Система СИКПП включает:

- ПКП – I – два прибора командно–пилотажных, работающих совместно с малогабаритными гировертикалями МГВ - 1СК, - основные авиагоризонты;

- АГР – 72 – резервный авиагоризонт;

- ЭУП – 53 – электрический указатель поворота;

- ВК - 90М – четыре выключателя коррекции;

Три МГВ-1СК являются датчиками сигналов крена и тангажа для системы АБСУ-154-2, две из них МГВ №3 и МГВ №2 работают соответственно с ПКП -1 командира ВС и второго пилота. МГВ №1 (контрольная) индикатора не имеет.

От МГВ №3 (МГВ №2) сигналы крена используются для стабилизации дополнительной рамы в основном (контрольном) гироагрегате ГА – 3.

От МГВ№1 сигналы крена и тангажа используются для стабилизации антенны радиолокатора «Гроза – 154».

Работоспособность трёх гировертикалей МГВ-1СК определяется системой контроля АБСУ – 154 – 2.

Авиагоризонты ПКП-1 и контрольная МГВ -1СК(№1) охвачены системой контроля по крену и электропитанию, образованной блоком БКК – 18 и четырьмя сигнализаторами нарушения питания СНП – I.

Электропитание системы СИКПП – 154 осуществляется постоянным током напряжением 27В и переменным током (трёхфазным) напряжением 36В, частотой 400Гц от независимых сетей – левой и правой.

От левой бортовой сети 36В получают электропитание:

- МГВ – 1СК №3;

- ПКП -I командира ВС;

- ВК - 90М №3.

От правой бортовой сети 36В получают электропитание:

- МГВ – 1СК №2;

- ПКП – I второго пилота;

- ВК – 90М №2.

От сети ПТС – 250 №1 получают электропитание:

- АГР – 72А;

- МГВ – 1СК №1(контрольная);

- БКК – 18 1 и 2 подканалы;

- ВК - 90М №1 и №4.

Левая и правая бортовые сети 36В получают электропитание через понижающие трансформаторы от одноимённых сетей 200/115В, которые, в свою очередь, питаются соответственно от трёх генераторов со взаимным резервированием.

Преобразователь ПТС – 250 №1 питается от левой сети постоянного тока от шин, подключенных к аккумуляторам.

В случае выключения или отказа ПТС – 250 №1 шина сети ПТС – 250 №1 автоматически переключается на питание от правой сети 36В.

ЭУП – 53М питается постоянным током от шины левой сети, подключенной к аккумуляторам.

Автоматы защиты расположены:

- на левой панели АЗС: "Пит. БКК I п/к, "Питание СНП", "МГВ III";

- на правой панели АЗС: "БКК 2 п/к, "СНП", "МГВ II".

АЗС "МГВ I" расположена в РК аккумуляторов.

Выключатели питания расположены на верхнем электрощитке пилотов: "ЭУП", "АГР", "БКК", "САУ – СТУ", "ПКП лев.", "ПКП прав.", "МГВ контр.".

Авиагоризонт ПКП – I имеет индикацию "Вид с самолёта на землю". Величина крена индицируется напротив "" индекса по шкале крена с ценой деления 10^о без ограничений. Величина тангажа индицируется напротив центра силуэта самолёта на сферической двухцветной шкале с ценой деления 5^о в диапазоне от 0 до ±60 ^о. Погрешность выдачи сигналов от МГВ – 1СК на ПКП по крену и тангажу до ±1^о (рис. 1).

На лицевой панели ПКП – I расположены:

- кремальера, при её вращении должна перемещаться шкала тангажа вверх-вниз при работающем авиагоризонте;

- кнопка "Тест", при её нажатии имитируется искусственный завал гиродатчика МГВ – 1СК. Кнопку нажимать запрещается.

Рис. 1. Авиагоризонт ПКП – I

МАЛОГАБАРИТНАЯ ГИРОВЕРТИКАЛЬ МГВ-1СК

На самолете в первом техническом отсеке установлены три малогабаритные гировертикали МГВ-1СК. От гировертикали № 3 выдаются сигналы крена и тангажа на пилотажный командный прибор ПКП-1 первого пилота, от гировертикали № 2 на прибор ПКП-1 второго пилота, от гировертикали № 1 в схему стабилиза­ции антенны радиолокатора «Гроза-154». Сигналы от трех МГВ-1 СК через кворум элементы подаются в системы СТУ-154-2 и САУ-154-2.

Гировертикаль представляет собой двухгироскопное устройство (рис. 2) с высокой точностью (15 угловых минут) измерения направ­ления вертикали земли. Применение двух гироскопов, установленных на одной платформе, позволяет получить раздельную стабилизацию платформы по крену и тангажу, а это, в свою очередь, дает возможность при­менить разгрузочную коррекцию для компенсации моментов тре­ния в измерительных осях. Разгрузочная коррекция дает возмож­ность значительно повысить точность работы жидкостной маят­никовой коррекции.

В МГВ-1СК входят следующие основные узлы:

1. Жидкостная маятниковая коррекция состоит из двух электролитических датчиков Э1 и Э2 и двух датчиков моментов ДМ1 и ДМ2, образующих продольную и поперечную коррекции. При разворотах самолета поперечная коррекция отключается по сигналу выключателя коррекции ВК-90.

2 Разгрузочная коррекция состоит из потенциометрических датчиков П1, П2 и двух моторов Ml и М2, связанных с измерительными осями крена Z1-Z1 и тангажа Z2—Z2.

3. Грузовая маятниковая коррекция состоит из двух грузовых маятников с контактами ГМ1 и ГМ2 и тех же моторов Ml и М2, у которых для данной коррекции использованы вторые управляю­щие обмотки. Грузовая маятниковая коррекция включается нажа­тием двух кнопок «АРРЕТИР» па пульте управления ПУ-46 и ус­танавливает ось платформы по вертикали земли с точностью 2⁰;

Pис. 2. Кинематическая схема гировертикали

4. Узел сигнализации завалов состоит из двух микровыключателей МКВ1 и МКВ2, один из которых срабатывает при зава­лах платформы по крену на ±180°, другой при завале платфор­мы по тангажу на ±60°. При срабатывании любого из микровы­ключателей выдается сигнал отказа МГВ-1СК.

5. На измерительных осях платформы расположены потенциометры для выдачи сигналов крена и тангажа по постоянному то­ку и синусно-косинусные трансформаторы для выдачи сигналов крена и тангажа по переменному току на потребители и прибор ПКП-1.

Рис. 3. Схема МГВ

1- внутренняя рама; 2, 8, 14, 22- щеточные группы; 3, 9, 12, 23- потенциометры; 4,10 – синусно-косинусные трансформаторы; 5- наружная рама; 6,7- маятники; 11,13- жидкостные маятниковые датчики; 15,31- щетки; 16,30- потенциометры разгрузки; 17- упор гироскопа; 18,33- роторы в кожухе; 19,32- гироскопы; 20,21,34,35- моментные датчики; 24- коллектор; 25,27- разгрузочные двигатели; 26,29- шестерни; 28- корпус; А – от ключа дистанционного завала по γ; Б – от выключателя коррекции по γ; В – от ключа дистанционного завала υ; Г – от ключа арретирования; Д – от выключателя коррекции по υ.

При включении электропитания для быстрого приведения осей гироскопов в рабочее положение необходимо одновременно нажать и удерживать две кнопки "Арретир.". На пульте управления ПУ – 46. При этом во всех трёх гиродатчиках МГВ – 1СК происходит быстрое арретирование, главная ось гировертикали устанавливается по вертикали Земли с погрешностью ±2^о, а в дальнейшем корректируется и удерживается по вертикали с погрешностью 15–20 угловых минут. Вывод МГВ – 1СК в рабочее положение контролировать по ПКП – I командира ВС и второго пилота.

Авиагоризонт АГР – 72А является резервным, индицирует величину крена и тангажа без ограничений. Тип индикации "Вид с самолета на землю" (аналогично авиагоризонту ПКП – I). Для более точного определения нулевого крена в верхней части шкалы имеется индекс-зенит.

Принцип действия АГР – 72 основан на свойстве устойчивости и прецессии гироскопа с тремя степенями свободы, главная ось которого непрерывно корректируется и удерживается по вертикали Земли маятниковой жидкостной коррекцией.

Авиагоризонт АГР – 72А имеет собственное устройство сигнализации отказа электропитания. При отказе одной из фаз по переменному току 36В, частотой 400Гц на указателе появляется бленкер отказа. При выпадении бленкера одновременно срабатывает система стопорения осей гироскопа, которая фиксирует оси в том положении, в котором они были к моменту выключения или отказа питания. Это облегчает работу жидкостной коррекции при последующем включении прибора.

На лицевой панели АГР – 72А расположены:

- рукоятка центровки тангажа, при её вращении должна перемещаться шкала тангажа;

- кнопка "Арретир.", при её нажатии в течение 30с ускоренно работает жидкостная коррекция. Кнопку "Арретир." запрещается нажимать на исполнительном старте и в полёте.

Оценка правильности показаний АГР – 72А выполняется только визуально, путем сравнения с показаниями ПКП – I командира ВС, второго пилота и ЭУП – 53М.

ЭУП–53М – электрический указатель поворота предназначен для индикации направления разворота, ориентировочной величины крена и наличия скольжения.

Комбинированный электрический указатель поворота ЭУП-БЗМК-500, совмещающий в одном корпусе указатель поворота и указатель скольжения (рис. 4), предназначен для определения направления разворота самолета по курсу на величины крена до 45° при скоростях полета 500 км/ч.

Принцип действия указателя поворота основан на свойстве прецессии гироскопа с двумя степенями свободы. Угол отклонения стрелки прибора зависит от угловой скорости разворота ВС, а, следовательно, угла крена и скорости полёта.

Для использования ЭУП – 53М в качестве резервного авиагоризонта шкала отградуирована для индикации крена. Показания ЭУП – 53М правильные при V_ист=500км/ч. При V_ист >500км/ч показания занижены, а при V_ист ≤500км/ч – завышены.

В полёте ЭУП – 53М используется для контроля за прямолинейностью полёта, при этом стрелка ЭУП должна быть на нуле, а шарик в центре, а также за правильностью выполнения координированного разворота, определения отказов авиагоризонтов и вывода ВС в прямолинейный полёт при отказе авиагоризонтов.

Принцип действия указателя поворота основан па ис­пользовании свойств гироскопа с двумя степенями свободы, у ко­торого гл. ось XX расположена горизонтально (рис. 4).

Рис. 4. Функциональная схема указателя поворота ЭУП-53МК-500

В качестве гиромотора использован электродвигатель постоянного тока с независимым возбуждением, имеющим частоту вращения 6000 об/мин.

Ось YY рамы гироскопа связана со стрелкой через передаточ­ный механизм.

В прямолинейном полете гироузел удерживается в нейтральном положении с помощью пружин, и стрелка указателя находится на нуле.

При развороте самолета по курсу корпус указателя поворота поворачивается вокруг мнимой оси ZZ гироскопа.

Возникает_гироскопическнй момент, под действием которого гироскоп прецессирует вокруг оси_УУ_до тех пор, пока гироскопический момент будет уравновешен моментом противодействующих пружин. Поворот гироскопа вокруг оси YY через передаточный механизм передается на стрелку, отклонение которой определяется формулой:

α = К ω_φ cos γ ,

где α — угол отклонения стрелки;

ω_φ - угловая скорость разворота самолета;

γ - поперечный крен самолета;

К — коэффициент пропорциональности.

Таким образом, угол отклонения стрелки зависит от угловой ско­рости самолета и угла поперечного крена, который, в свою очередь, зависит от линейной скорости полета.

Шкалу прибора можно градуировать или в единицах угловой скорости, или в градусах поперечного крена. Для получения воз­можности использовать указатель поворота как резервный авиа­горизонт, шкала ЭУП-53МК-500 отградуирована для индикации поперечного крена, и прибор с достаточной точностью указывает величину крена самолета при линейной скорости полета 500 км/ч. При увеличении линейной скорости прибор занижает показания. Так, при V_ист - 900 км/ч крен по указателю в два раза меньше фактического.

ВК–90М – выключатель коррекции, автоматически выключает на время разворота ВС:

- поперечную коррекцию гиродатчиков трёх МГВ – 1СК; - поперечную коррекцию АГР – 72А;

- горизонтальную коррекцию гиродатчиков в гироагрегатах ГА-3;

- магнитную коррекцию в курсовой системе ТКС – П2.

ВК – 90М срабатывает при разворотах ВС с угловой скоростью ω>0,02–0,15 град/с и продолжительностью разворота более 5 – 19с.

Электропитание на все четыре ВК – 90М подаётся при включении авиагоризонтов и контрольной МГВ.

Отказы ВК – 90М не сигнализируются, ВК – 90М считаются исправными, если авиагоризонты и указатели курса дают правильные показания.