§3 Принцип роботи системи запуску

Програма запуску двигуна на всіх режимах забезпечується автоматичною панеллю двигуна АПД-99.

Для забезпечення тимчасових інтервалів включення й відключення агрегатів АПД має два програмні пристрої A1 та А2, виконаних на мікропроцесорах. Тимчасовий пристрій А1 видає команди по наступним часовим інтервалах : 1с, 10с, 20с, 22с, 25с, 50с. Тимчасовий пристрій А2 : 3с, 6с, 10с.

Запуск двигуна на землі

Для запуску двигуна на землі необхідно (альбом схем рис. 51)

• перемикач режимів роботи встановити в положення «ЗАПУСК»;

• включити вимикач ВІДКЛЮЧ.СПП;

• установити РУД у положення малий газ ;

• нажати на 1-2 секунди кнопку ЗАПУСК.

При натисканні кнопки ЗАПУСК включається командне реле в АПД-99, що стає на самоблокування через кнопку СТОП (для припинення запуску в будь-який момент, нажавши кнопку СТОП). Одночасно подається живлення на МПК-2 і відкривається стулка вихлопного патрубка ГТДЕ (приблизно близько 3 секунд), спрацьовує кінцевий вимикач стулки й видається команда в АПД-59 на проведення циклу запуску.

При спрацьовуванні KB МПК-2 включається автомат часу A1, що забезпечує проведення запуску по заданій програмі (циклограмі):

• видається команда в систему «ЕКРАН»;

• по команді АПД включається електромагнітний клапан стоп-крана ГТДЕ та електромагнітний клапан кисневого підживлення ГТДЕ;

• включається канал «ЧИСЛО ЗАПУСКІВ» в CHP-1;

• включається канал наробітки ГТДЕ в СНР-1;

• загоряється світлосигналізатор ЗАПУСК на ЦППД;

• видається сигнал ЗАПУСК у систему «ТЕСТЕР»;

• включається агрегат запалювання ГТДЕ;

• блокується включення режиму «ЗНЕРГОВУЗОЛ».

Через 1 секунду АПД включає електростартер CT-115 , що починає розкручувати ротор турбокомпресора ГТДЕ й паливного насоса агрегату 4030. При досягненні тиску палива приблизно Зкг/см² відкривається його подача в камеру згоряння ГТДЕ. Паливо підпалюється розрядами свіч.

Через 4-5 секунд починається розкручування РВД двигуна, однак паливо в ОКС не подається, тому що відкрито канал перепуску палива в PT-31.

Оберти турбокомпресора збільшуються, тиск палива зростає, при досягненні тиску палива ГТДЕ рівного 5 кг/см² розмикаються контакти МСТ-5с, у результаті чого відключаються :

• електростартер CT-115 (ЕСТС) ;

• агрегат запалювання ГТДЕ (АЗТС) ;

• електромагнітний клапан кисневого підживлення (ЕМКП) ГТДЕ.

Стартерний цикл закінчений. Якщо CT-115 не відключився, по команді МСТ-5с, то АПД через 10 секунд видає команду на відключення цих агрегатів.

На 10 секунді A1 видає сигнал на включення агрегату запалювання основної камери згоряння (АЗОК) і електромагнітного клапана кисневого підживлення.

На 17 секунді по команді АПД або по досягненні n₂=15% по команді КРД надходить команда на відкриття електромагнітного клапана кидка палива в розподільнику палива PT-31B. Перепуск палива через РТ припиняється і в 1 каскад колектора ОКС подається паливо з підвищеним тиском від вузла, що качав, НP, що підвищує надійність запалення розрядами свіч СП-51П суміші в ОКС. У такий спосіб у роботу вступив двигун.

На 20-ої секунді або через 3 хвилини після появи сигналу =15% команда в клапана кидку палива знімається, підвищена витрата палива припиняється.

Канал перепуску палива в PT-31B залишається закритим і подача палива в основну камеру згоряння дозується паливним автоматом запуску до n₂=40%, а далі автоматом придатності при подальшому росту n₂.

Якщо при обертах n₂=15% сигнал від КРД не надходить, то включення клапана кидка РТ(ЕМБТ) буде зроблено через 4 секунди золотником блокування РТ.

При n₂=35% і більше по команді від КРД вимикається агрегат запалювання ОКС (АЗСК) і включається канал «НАРОБІТОК ЗАГАЛЬН» у лічильнику наробітку режимів.

При n₂ =53% по команді від КРД відключається :

• Г Т Д Е;

• гасне світлосигналізатор «ЗАПУСК» ;

• подача сигналу в «ТЕСТЕР» ;

• автомат часу A1 в АПД ;

• панелі в CHP-I (числа запусків, ГтдЕ-наработка).

У такий спосіб ГТДЕ закінчує цикл своєї роботи. Виріб самостійно виходе на обороти малого газу n₂₌70±2%.

Якщо двигун не вийшов на оберти 53%, то через 50 секунд A1 видає сигнал по якому відбувається зазначене відключення.

Сталий режим малого газу n₂₌72% і Тт=400°С. Допускається короткочасне (не більше 6 секунд) Тт=600°С.

Припинення запуску двигуна в будь-який момент часу може бути виконане натисканням кнопки «СТОП» або переміщенням РУД на упор «СТОП».

Автоматично запуск припиняється при надходженні однієї з команд :

• при перевищенні температур газу ГТДЕ Тт> (860+25)°С по команді КРД-99А ;

• падіння тиску масла в нагнітаючій магістралі ГТДЕ нижче 1,0 ± 02 кг/см² через 10 секунд після початку циклу запуску по сигналу MCTB-IB ;

• при тиску палива перед форсункою ГТДЕ Рт > 5 кг/см², через 10 секунд після початку запуску по сигналі МСТ-5с;

• при зростанні частоти обертання вільної турбіни ГТДЕ надмаксимальної припустимої, по сигналі датчику ДТА-10 ;

• через 50 ± 4 секунд з початку запуску , якщо при цьому n₂<53%, по команді АПД-99.

ХОЛОДНЕ ПРОКРУЧУВАННЯ ДВИГУНА

Холодне прокручування двигуна робиться для видалення палива й масла з його повітряного тракту при розконсервуванні або невдалому запуску.

Для холодного прокручування необхідно встановити перемикач режимів роботи в положення ПРОКРУТКА, РУД встановити в положення СТОП і нажати кнопку ЗАПУСК.

При цьому відпрацьовується та ж програма, що й при запуску на землі, але при цьому не включається агрегат запалювання ОKC і електромагнітний клапан кидка палива.

Тривалість прокручування двигуна - 50 секунд, n2=22%.

ХОЛОДНЕ ПРОКРУЧУВАННЯ ГТДЕ

Холодне прокручування турбостартера робиться для видалення палива й масла з його газоповітряного тракту при розконсервації й невдалому запуску ГТДЕ.

Для холодного прокручування ГТДЕ необхідно встановити перемикач режимів роботи в положення «ПРОКРУЧУВАННЯ СТАРТЕРА», РУД - установити в положення СТОП і нажати кнопку ЗАПУСК.

Після натискання кнопки ЗАПУСК відкривається стулка вихлопу ГТДЕ і через 1 секунду включається тільки електростартер CT-II5 турбостартерів. Відключається електростартер через 10 сек по сигналу автомата часу A1 АПД-99.

ЗАПУСК ДВИГУНА У ПОВІТРІ

Оскільки в польоті ротор двигуна обертається від набігаючого потоку, а насосом HP створюється достатній тиск палива для розжига його в основній камері згоряння, то необхідність у розкручуванні двигуна турбостартером не робиться.

У такий спосіб запуск у польоті здійснюється від режиму авторотації при наявності сигналу прибраного положення шасі у випадках :

- автоматично при переміщенні РУД з упору «СТОП» на упор «МАЛИЙ ГАЗ»;

- вручну вмиканням вимикача "ДУБЛ. ЗАПУСК В ПОВІТРІ"

• автоматично при спрацьовуванні протипожежної системи по команді КРД-39А ;

• автоматично по команді КРД-99А при натисканні на бойову кнопку (зустрічний запуск);

• автоматично не вибігу роторів (АЗВ) по командах КРД-99А.

Автоматичний запуск

Запуск двигуна в польоті виконується льотчиком шляхом переміщення РУД з упору "СТОП" на упір "МАЛИЙ ГАЗ". При цьому блокується включення автоматичного запуску вибігу, тобто знімається сигнал "РУД МГ - шасі прибрано", потрапляючи в блок протипожежного захисту БПЗ у КРД-99.

При переміщенні РУД від мікровимикача, пов'язаного з РУД, видається електрична команда на вмикання АПД.

АПД вмикається на 20 секунд, агрегат запалювання ОКС й клапан кисневого підживлення запальних пристроїв ОКС. В кабіні горить сигналізатор "ЗАПУСК" відповідного двигуна. Якщо П2<35%, то на час 2 секунди вмикається клапан впуску палива РТ-ЗЗВ. При цьому забезпечується запалення паливоповітряної суміші й двигун виходить на режим малого газу.

Ручний (дублюючий) запуск

Виконується включенням вимикача "ДУБЛИР.ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ”,після установки РУД в упор "МАЛЫЙ- ГАЗ".

При цьому якщо П2<35% на 2 секунди вмикається клапан броску палива P7-3IB, і на весь час запуску агрегат запалювання ОКС і клапан кисневого підживлювання запальних пристроїв ОКС. Світлосигналізатор ЗАПУСК висвічується протягом усього часу запуску. Після кінця циклу запуску й виходу двигуна на режим малого газу вимикач ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ повинен бути вимкненим.

Через експлуатаційні обмеження система запалювання, час вмикання вимикача не може перевищувати 180 секунд.

Зустрічний запуск

Для запобігання помпажу двигуна внаслідок підвищення температури, після натискання бойової кнопки (пуск ракет), спрацьовує система ліквідування помпажу БПЗ та ІРД-99. При цьому здійснюється проведення циклу зустрічного запуску двигуна :

• включається клапана зупинка (ЕМКО) на час 0,2 секунди більше, чим тривалість сигналу ПОМПАЖ ;

• дозуючий кран насоса регулятора переміщується, до упору мінімальної витрати палива ;

• РТ припиняє подачу палива в ОКС ;

• на 6 секунд включається АПД-99, що включає агрегат - запалювання ОКС, електролітний клапан кисневого підживлення (ЕМКП, сигналізатор "ЗАПУСК", і в систему "ТЕСТЕР" йде сигнал "ЗАПУСК".

При зустрічному запуску не вмикається автомат часу АПД і клапан броску.

Автоматичний запуск на вибігу (АЗВ)

АЗВ здійснюється по циклограмі зустрічного запуску двигуна із включенням клапана відсічення палива в ОКС на 0,5÷ 0,8 сек

Автоматичний запуск на вибігу відбувається в наступних випадках :

- при зриві полум'я в ОКС, якщо РУД перебуває на упорі . "МАЛИЙ ГАЗ" або вище, а частота обертання РВД зменшується нижче 53%;

- при незапуску (автоматичному) двигуна в польоті, якщо РУД перебуває на упорі "МАЛАЙ ГАЗ", а частота обертів РВД не досягає 53% протягом 20 секунд.

Режим " ЕНЕРГОВУЗОЛ "

Режим "Енерговузол" служить для привода літакових агрегатів, установлення на виносній коробці агрегатів ВКА без прокрутки основного двигуна.

Включення режиму "Енерговузол" здійснюється натисканням кнопки "Енерговузол" відповідного двигуна. При цьому живлення прикладається до обмотки "Прямого хода" ЕПП-ЗТ

При висуванні штока ЕПП-ЗТ (за 12 ÷15 секунд) відбувається розчіплювання виносної коробки агрегатів ВКА. та коробки рухових агрегатів і спрацьовування кінцевого вимикача КВ, який вмикає електромеханізм МК-2 відкриття створи вихлопу ГТДЕ.

Подальша програма аналогічна роботі в режимі ЗАПУСК НА ЗЕМЛІ аж до 10 секунд. Відмінність полягає в тому, що в режимі ЕНЕРГОВУЗОЛ не вмикається агрегат запалювання ОKC й електромагнітний клапан броску палива РТ-3IB.

Відключення агрегатів запуску ГТДЕ відбувається по сигналам датчика МСТ-5С або через 10 секунд по команді АПД. Після чого ГТДЕ виходить на сталий режим роботи.

Вільна турбіна ГТДЕ через редуктор і кінематичний ланцюг ВКА здійснює привод агрегатів літака .

Вимикання режиму "Енерговузол" здійснюється натисканням на кнопку "СТОП".

Прилади контролю роботи силової установки

Тахометрична апаратура ІТЕ-2ТБ

Електричний тахометр ІТЕ-2ТБ призначений для вимірювання частоти обертання роторів високого тиску (РВД) лівого та правого авіадвигунів, вираженої у відсотках від максимального значення обертів.

До складу тахометра входять (альбом схем Мал.53) :

- Д-3 - датчик тахометра електричний. Два датчики встановлені на лівому і правому двигунах на ВКА. Являє собою синхронний трифазний генератор змінного струму. Ротор датчика - постійний магніт. На статорі розміщена трифазна обмотка з'єднана зіркою.

Частота вироблюваної датчиком ЕРС пропорційна частоті обертання ротора авіадвигуна;

- ІТЕ-2ТБ - покажчик тахометра електричний. Встановлений на дошці приладів. Призначений для індикації частоти обертання роторів високого тиску РВД у відсотках від їхнього максимального значення. Складається із двох вимірювальних вузлів, у кожний з яких входять електродвигун та вимірювальний механізм. Вимірювальний механізм розташований на валу електродвигуна. Являє собою дві плати з постійними магнітам, між якими розміщений алюмінієвий диск, який механічно зв’язаний зі стрілкою покажчика. На осі стрілки – протидіюча пружина.

Шкала проградуйована від 0 до 110%;

Ціна поділки 1%.

Робочий діапазон шкали: від 60 до 110%.

Вимірювач має 2 стрілку з цифрами

"1" - для вказівки П2 лівого двигуна;

"2" - для вказівки П2 правого двигуна.

При роботі авіадвигуна датчик Д-3 виробляє змінний струм, частота якого пропорційна П2. Цей струм з обмотки статора датчику надходить на обмотку статора електродвигуна покажчика. Ротор електродвигуна обертається й обертає вимірювальний механізм. В алюмінієвому диску наводяться вихрові струми і він спрямовується за постійними магнітами плат, створюючи крутний момент, під дією якого повертається стрілка. Поворот стрілки буде відбуватися доти, поки крутний момент диска не зрівноважиться пружиною.

В процесі експлуатації необхідно стежити за надійністю кріплення датчиків на авіадвигунах і наявністю на датчиках контровочних гайок на гвинтах, що з'єднують дві половини корпусу датчика. Відсутність гайок може призвести до мимовільного розгвинчування гвинтів під дією вібрації й розстикуванню корпуса датчика.

Перевірка працездатності тахометра проводиться при випробуванні авіадвигунів. При цьому необхідно переконатися у відповідності показників тахометра, режиму роботи двигунів і плавності переміщення стрілок покажчика.

Вимірювальна апаратура температури газів 2ІА - 7А

Вимірювальні апаратури 2КА-7А призначена для виміру температури загальмованого потоку газів за турбіною авіадвигуна (Тт).

До складу вимірювальної апаратури входить (Мал. 23) :

-Т-99 - термопари. Встановлено по 12 термопар за турбіною низького тиску кожного двигуна. Призначені для виміру й видачі електричного сигналу пропорційного температурі газів за турбіною Тт. 12 термопар встановлено для виміру середнього середньомасового значення температури через нерівномірний розподіл газового потоку. Термопара являє собою циліндричний корпус із двома вхідними й одним вихідним отвором. Всередині корпуса розташовані дві термопари типу хромель-алюмель. Тому термопара відноситься до групи ХА-хромель-аломель із робочим діапазоном температур від 200° до 1200°С.

- ПК- 9Б - перехідні колодки компенсуючого типу. Установлені в центральному відсіку, шпангоут № 35-36. Призначені для компенсації термоерс холодного спаю термопар при зміні температури навколишнього середовища.

-2УЕ-6В - електронний підсилювач сигналів термопар здвоєний. Встановлений у закабінному відсіку по правому борті, шпангоут №16-17. Призначений для перетворення сигналів постійного струму з термопар у пропорційний електричний сигнал змінного струму, посилення його й видачі в покажчик.

УТ- 7АБ - два покажчики температури. Встановлені на дошці приладів, Призначений для індикації температури вихідних газів Тт авіадвигуна. Являє собою електромеханічний прилад. Прилад має дві шкали грубого і точного відліку:

- велика - грубого відліку з межами виміру 0÷ 1200°С і ціною поділки 50°С ;

- мала - точного відліку з межею виміру від 0÷ 100°С і ціною поділки 5°С .

При нагріванні гарячого спаю термопар на їхніх вільних кінцях виникає термоелектрорушійна сила (ТЕРС), величина якої пропорційна температурі газового потоку. Цей сигнал надходить в 2УЕ-6В на перетворювач постійного струму в змінний. 3 підсилювача також надходить сигнал зворотного зв’язку. Відбувається порівняння сигналів і формування сигналу неузгодженості, що підсилюється й подається на обмотку управління електродвигуна покажчика. Через редуктор відбувається переміщення стрілок і повзунка потенціометра зворотного зв'язку до тих пір, поки сигнал з термопар не стане рівним сигналу зворотного зв'язку.

У процесі експлуатації необхідно стежити за надійністю кріплення проводів до термопар. Неприпустимо переплутання полярності проводів при приєднанні їх до термопар і до ПК-9Б.

На УТ-7АБ по обрамленню наносяться червоні мітки на точках 400°С та 600°С і червона лінія від 700°С до 1200°С.

Лічильник наробітку режимів СHP-I

Призначений для автоматичного підрахунку й фіксування числа запусків, часу наробітку двигунів на максимальних і форсажних режимах і загальному наробітку двигунів протягом усього ресурсу.

Лічильник має 5 каналів (Мал. 24) :

Ι, ΙΙ канал - кількість запусків двигуна на землі й наробітку -

(режим енерговузол) ГТД-117;

ΙΙΙ канал - загальний час роботи двигуна при П2>35%;

ΙV канал - час роботи двигуна на режимах макс., форсаж, або при горінні форсажної камери (при П2>97%);

V канал - наробіток двигуна в повітрі.

По I й ΙΙ каналам вмикання лічильника СHP-I відбувається по команді ЗАПУСК із АДД-99В, а відключення при П2>53%;по команді КРД-99.

По ΙΙΙ каналу вмикання лічильника СHP-I виникає по сигналу регулятора КРД-99, що виникає при П2>35%.

По IV каналу вмикання CНP-1 відбувається по сигналу з КРД-99 при П2>97% або при включенні форсажного режиму.

По У каналу вмикання СHP-1 відбувається по команді з регулятора КРД-99 при П2>35% із блокуванням при прибраному положенні шасі.

Вимикання з роботи каналів CHP-1 виникає при знятті регулятором КРД-99 відповідних команд після припинення роботи двигуна в режимі. За яким виконувалась реєстрація наробітку.

Для лічильника СНР-1 установлені в центроплані, внизу, шпангоут № 36.

СИСТЕМА АВТОМАТИЧНОГО КЕРУВАННЯ САУ-В24-1 І СИСТЕМА РУХЛИВОГО УПОРУ УПРАВЛІННЯ СПУУ-52

СИСТЕМА АВТОМАТИЧНОГО УПРАВЛІННЯ САУ-В24-1

Загальні відомості. Вертоліт обладнаний системою автоматичного управління САУ-В24-1, призначеної для поліпшення характеристик стійкості і керованості вертольота й для автоматизації управління польотом.

Система виконує наступні функції:

• поліпшує характеристики стійкості й керованості вертольота;

• стабілізує кутове положення, повітряну швидкість і барометричну висоту польоту вертольота на всіх режимах польоту;

• стабілізує заданий шляховий кут у польоті по маршруті;

• забезпечує автоматичне висіння вертольота над заданою точкою по сигналах поздовжньої й бічної складових шляхової швидкості, що видається апаратурою ДИСС-15Д.

У комплект автоматичного керування входять:

• вертолітний уніфікований автопілот

• ВУАП-1, що має чотири пульти керування каналів (крену, тангажу, напрямку й висоти), виконаних у вигляді касет, два компенсаційних датчики (КДТ і КДК) і два уніфікованих датчики кутових швидкостей ДУСУ 1-18АС;

• пульт керування «Висіння - Маршрут» (ПВМ --24);

• пульт керування «Висота - Посадка» (ПВП --24);

• задатчик шляхового кута ЗПУ-24;

• обчислювальний блок БВ-24;

• блок зв'язку з висотоміром БСВ-24;

• монтажна рама РМ-24.

Схема розміщення системи автоматичного управління САУ-В24-1 на вертольоті показана на Рис. 74.

Пульти керування каналів автопілоту ВУАП-1, пульти керування ПВМ-24 і ПВП-24 і задатчик шляхового кута ЗПУ-24 встановлені на лівому передньому пульті льотчика (див. Рис. 62). Компенсаційні датчики КДТ і КДК установлені на підлозі редукторного відсіку, між шп. № 7 і 8.

Блоки БВ-24, BCB-2i змонтовані на монтажній рамі РМ-24, КЗСП і КЗВ із блоками БСГ, а також датчики ДУСУ 1-18АС встановлені в радіовідсіку, між шп. № 12 і 15.

Автопілот ВУАП-1 призначений для поліпшення пілотажних характеристик вертольота на всіх експлуатаційних режимах польоту від зльоту до посадки, а також для забезпечення автоматичної стабілізації вертольота по крену, тангажу й швидкості, напрямку й висоті польоту.

Пульт керування «Висіння — Маршрут»

(ПВМ-24) призначений для включення й відключення режимів «Висіння» і «Маршрут» і сигналізації про режими роботи системи, про наявність живлення й справності взаємодіючих агрегатів.

Пульт керування « Висота-Посадка» (ПВП-24) призначений для включення й відключення режиму «Висота» і сигналізації про включення режиму, про наявність живлення й справності взаємодіючих агрегатів.

Задатчик шляхового кута ЗПУ-24 призначений для формування сигналу, пропорційного величині заданого шляхового кута. Необхідна величина шляхового кута виставляється за допомогою ручки на лицьовій панелі задатчика. Для відліку величини кута, що задається, на лицьовій панелі є шкала.

Обчислювальний блок БВ-24 призначений для формування сигналів керування відповідно до законів керування системи САУ-В24-1 у режимах «Висіння», «Маршрут» і при роботі системи спільно зі спеціальними навігаційними пристроями (МГВ-1СУ, система «Гребінь», ДИСС - 15Д, РВ-5).

Режими роботи блоку включаються й відключаються дистанційно по командам, що надходять із пульта керування ПВМ-24.

Блок зв'язку з радіовисотоміром БСВ-24 призначений для формування керуючих сигналів відповідно до закону керування системи САУ-В24-1 у режимі «Висота». Блок включається і відключається дистанційно по командах, що надходить із пульта керування ПВП-24.

Монтажна рама РМ-24 призначена для зниження рівня перевантажень, що діють на блоки БВ-24 і БСВ-24, при установці їх на вертоліт і для стикування цих блоків з іншими агрегатами системи САУ-В24-1.

Системи й вироби, взаємодіючі із САУ. Із системою САУ-В24-1 взаємодіють наступні системи й вироби, що входять у бортове устаткування й у систему керування вертольота:

малогабаритна гіровертикаль МГВ-1СУ;

курсова система «Гребінь»;

апаратура ДИ'СС-15Д;

радіовисотомір РВ-5;

коректор-задатчик висоти КЗВ і коректор-задатчик приборної швидкості КЗСП із блоками сигналізації готовності БСГ;

кнопка відключення автопілоту на ручці поздовжньо-поперечного керування льотчика;

кнопки відключення фрикціона на ручках «крок - газ» льотчика й оператора;

кнопка тримерів (відключення муфти механізмів МГУ-1) на ручках поздовжньо-поперечного керування льотчика й оператора;

восьмипозиційні перемикачі (кнопки) налаштування тримерів на ручках поздовжньо-поперечного керування льотчика й оператора;

кнопка включення й відключення стабілізації повітряної швидкості й сигнальні лампи на лівому передньому пульті льотчика;

мікровимикачі переводу канала напрямку

Рис. 74. Схема розміщення системи автоматичного управління на вертольоті:

1 -пульти керування ВУАП-ί; 2—пульти САУ-В24-1 (пульти керування компенсаційний датчик крену КДК; 8 - обчислювальний блок БВ-24 і «Висіння-Маршрут» ПВМ-24 і «Висота-Посадка» ПВП-24 і задатчик блок зв'язку з висотоміром БСВ-24; 5 - блоки сигналізації готовності шляхового кута ЗПУ); 3 - кнопка включення каналу висоти; 4 -мікровимикачі на педалях; 5-кнопка «Вимикання АП» на ручці подовжньо-поперечного керування; БСГ КЗПШ - коректор-задатчик приборної швидкості КЗСП; Д-датчики

в режим демпфірування на педалях керування ;

вимикачі гідродемпфера на приборній панелі льотчика й пульті оператора;

комбіновані агрегати управління КАУ-110;

гідродемпфери педалей СДВ-5000-ОА.

Основні технічні дані системи САУ-В24-1

Напруга джерел живлення:

постійного струму 27±2,7 В

змінного струму (36±2) В, (400±8) Гц

Сила споживаного постійного

струму не більше 1,5 А

Сила споживаного змінного

струму не більше 1,1 А в кожної

фазі Точність стабілізації (у спокійній атмосфері й на сталих режимах польоту):

курсу ±0,5°

крену ±0,5°

тангажу ±0,5°

барометричної висоти …….±6м (до висоти 1000 м) і ± 12м (понад 1000 м)

повітряної швидкості +15 км/год (при швидкості

польоту понад 150 км/ч) Температурний режим роботи …….від 60°до -60°С Час готовності не більше 1 хв

Функціональна схема системи САУ-В24-1

(Рис. 75). Система САУ-В24-1 має чотири канали: крену (ДО), тангажу (Т), напрямку (Н) і висоти (В). Канал крену впливає на автомат перекосу в поперечному напрямку, канал тангажу - на автомат перекосу в поздовжньому напрямку, канал напрямку - на крок кермового гвинта; канал висоти - на загальний крок несучого гвинта. Всю систему автоматичного управління можна розділити на чотири функціональні групи:

Рис. 75. Функціональна схема системи автоматичного управління САУ-В24-1

«Гребінь» - курсова система; МВ - малогабаритна гіровертикаль; ДИСС-15 ДД - допплерівська апаратура; 5 - радіовисотомір; ДУСУ - датчики кутової швидкості уніфіковані ДУСУ 1-18АС із комплекту ВУАП-1; Ксу - кнопка зняття зусилля з ручки керування (кнопка триммерів); Кзсп - коректор-задатчик швидкості приладової; Бсг - блок сигналізації готовності; Кзв - задатчик висоти; БВ-24 блок; Зпу - задатчик шляхового кута; ПУ-24 - пульт керування режимом «Висіння-Маршрут»; БСВ-24 - блок зв'язку з висотоміром; ПУ-24 - пульт керування режимом «Висота-Посадка»; Кдк - компенсаційний датчик крену з комплекту автопілоту ВУАП-1; Кдт - компенсаційний датчик тангажу з комплекту автопілоту ВУ.4П-1; Квф - кнопка вимикання фрикційного важеля загального кроку; канали «Напрямок», «Крен», «Тангаж» і «Висота» автопілоту ВУАП-1; КАУ-110 - комбінований агрегат керування (гідропідсилювач), ДОС - датчик зворотного зв'язку, бортові датчики, блоки траєкторного керування, автопілот і агрегати керування. Автопілот ВУАП-1 з агрегатами керування КАУ-110 (каналів тангажу, крену, напрямку й висоти) і агрегати МГВ-1СУ, «Гребінь», КЗВ і КЗСП утворюють єдину систему, що виконує функції поліпшення характеристик стійкості й керованості вертольота при ручному пілотуванні, а також стабілізації кутового положення, повітряної швидкості й барометричної висоти польоту.

Функції стабілізації заданого шляхового кута (режим «Маршрут») і висіння вертольота над заданою точкою (режим «Висіння») виконуються за допомогою ДИСС-15Д и РВ-5, а також траєкторних блоків З 24-1. Автопілот ВУАП-1 з агрегатами керування КАУ-110 виконують при цьому роль виконавчого пристрою.

Схема включення автопілоту в систему керування вертольота показана на Рис. 76. Виконавчими органами автопілоту є агрегати КАУ-110, що представляють комбінацію гідропідсилювача системи керування і електрогідравлічної рульової машини автопілоту, включеної в кінематику керування за диференціальною схемою (тобто на зразок «розсувної тяги»). Результуюче переміщення органів керування дорівнює алгебраїчній сумі переміщень від керуючих впливів льотчика й автопілоту.

Хід органів керування по сигналах автопілоту обмежений величиною переміщення 20% від повного ходу, що дозволяє льотчикові при відмові автопілоту, втручаючись у керування, відновлювати стійкий режим польоту.

У каналі напрямку агрегат КАУ-110 відрегульований для роботи в режимі «перегонки». Це означає, що при підході штока рульової машини автопілоту до крайнього положення починають переміщатися педалі керування з малою постійною швидкістю, що відповідає переміщенню педалей від упору до упору за 9-20 с. Переміщення педалей відбувається доти, поки шток кермової машини автопілоту перебуває на упорі, і припиняється, як тільки шток відходить від крайнього положення. Це забезпечує необхідний діапазон управління автопілоту за курсом особливо на режимах розгону й гальмування.

При включенні автопілоту штоки його рульових машин автоматично ставляться в нейтральне положення й фіксуються механічними стопорами.

У канал тангажу автопілоту вводиться сигнал кута тангажу від гіровертикалі МГВ-1СУ № 1 і сигнал від компенсаційного датчика тангажа КДТ (див. рис. 75). Сигнал кута електрично диференціюється в касеті тангажа, і вихідний сигнал пропорційний алгебраїчній сумі сигналів приросту, сигналів кута й кутової швидкості. Сигнал КДТ служить для перенастроювання каналу на новий кут тангажа без відключення сигналу кута при зміні режиму польоту.

При натисканні на кнопку тримерів на ручці повздовжньо-поперечного керування сигнали кута тангажа н компенсаційного датчика обнуляються перемиканням касети тангажа в режим узгодження. Для стабілізації заданої повітряної швидкості від датчика КЗСП у канал тангажа вводиться сигнал відхилення від заданої швидкості (заданою є швидкість, що була в момент включення КЗСП). Включення й відключення стабілізації швидкості здійснюються кнопками «Стабіл. швидкість» й «Відкл. швидкість». Включення й відключення каналу здійснюється кнопкою-табло на касеті «Тангаж». Кнопки розташовані на лівому передньому пульті льотчика (див. мал. 62).

У канал крену автопілоту подаються сигнали кута крену від гіровертикалі МГВ-1СУ № 1, кутової швидкості від датчика ДУСУ1-18АС крену й компенсаційного датчика крену КДК (див. мал. 75). При натисканні на кнопку тримерів на ручці повздошно-поперечного керування сигнал кута крену обнуляється перемиканням касети крену у режим узгодження по куту. Це дозволяє виконати розвороти з більшими кренами зі стабілізацією кута крену. Від КДК у канал крену подається сигнал, пропорційний швидкості відхилення ручки по крену, узятий зі зворотним знаком. Він необхідний для запобігання «розгойдування» вертольота льотчиком по крену на висінні із включеним автопілотом.

У канал напрямку автопілоту подається сигнал кута від курсової системи «Гребінь» і сигнал кутової швидкості від датчика ДУСУ1-18АС напрямку.

Якщо ноги льотчика не стоять на педалях, автопілот витримує заданий кут курсу при великих змінах режиму польоту (від висіння до польоту на V_max за рахунок роботи режиму «перегонки»). Мала швидкість «перегонки» забезпечується тільки при включеному демпфері педалей СДВ-5000-ОА. З вимикачами «Демпфер педалей» зблоковано реле переводу сигналу кута курсу в режим узгодження щоб уникнути різких ривків педалей, можливих при відключеному демпфері.

При постановці ніг на педалі здійснюється переведення каналу напрямку на режим узгодження. Канал напрямку працює в режимі демпфування. У цьому режимі сигнал кутової швидкості надходить через фільтр низьких частот (так званий «ізодром»), що не пропускає постійну складову сигналу. Це потрібно щоб уникнути відходу штока кермової машини на упор при виконанні розвороту за рахунок наявності постійної складової кутової швидкості.

У канал висоти автопілоту вводиться сигнал відхилення від заданої барометричної висоти від коректора-задатчика висоти КЗВ, пропущений через фільтр, що здійснює диференціювання сигналу в області низьких частот для підвищення якості стабилизації і не пропускаючий високочастотні перешкоди.

При натисканні кнопки відключення фрикціону на ручці «крок-газ» канал висоти відключається; для повторного його включення потрібне повторне натискання кнопки включення, розміщеної на касеті каналу висоти.

Схема траекторного керування вертольотом за допомогою САК-В24-1 показана на мал. 77.

У режимі «Висіння» на траекторні блоки САК-В24-1 від апаратури ДІСС-15Д подаються сигнали поздовжньої й бічної складової шляхової швидкості W_x,z. У САК-В24-1 вони інтегруються, а на вхід каналів тангажа й крену ВКАП-1 подається сума сигналів швидкостей і переміщень у вигляді заданих значень стабілізуючихся кутів тангажа й крену. Максимальна величина цих сигналів обмежена величиною 5° по міркуванням безпеки при відмові ДІСС-15Д та САК-В24-1.

У режимі висіння в канал висоти подаються сигнали висоти від радіовисотоміра РВ-5 і вертикальної швидкості W_y від апаратури ДІСС-15Д. Вертоліт на цьому режимі стійко висить, зберігаючи задані висоту й місце висіння. При цьому збереження місця висіння відбувається до зони нечутливості апаратури ДІИСС-15Д, тобто при нормальній роботі САК-В24-1 й апаратури ДІИСС-15Д можливі відходи від заданого місця висіння зі швидкістю, що не перевищує зону нечутливості апаратури ДІСС-15Д.

Схема висіння над заданою крапкою й стабілізації геометричної висоти показана на рис. 78.

У режимі «Маршрут» канал напрямку автопілоту перемикається в режим демпфування, а на вхід каналу крену із траекторних блоків САК-В24-1 подається сигнал відхилення від заданого шляхового кута Δ=ЗШУ-(ψ+β), обмежений величиною 15° поале крену, де ЗШУ - заданий шляховий кут у градусах, установлюваний льотчиком на пульті ЗШУ-24; ψ - поточний курс від курсової системи «Гребінь»; β -кут зносу від апаратури ДІИСС-15Д.

Схема польоту по заданому шляховому куту показана на мал. 79.

Для зменшення статичної помилки витримування заданого шляхового кута в сервоприводі каналу крену жорсткий зворотний зв'язок заміняється гнучким (привод стає інтегруючим). Це забезпечує реагування САК-В24-1 на малі відхилення вертольота від заданого шляхового кута, що підвищує точність роботи системи автоматичного керування. При введенні великої неузгодженості між істинним і новим значеннями заданого шляхового кута можливі короткочасні відходи кермової машини (і стрілки нульового індикатора ІН) по крену на упор (у крайнє положення), з якого вона знімається після автоматичного введення вертольота в крен, необхідний для усунення неузгодженості між істинним і заданим шляховими кутами.

Прискорити вихід вертольота на потрібний заданий шляховий кут і, отже, знімання кермової машини з упору можна відповідним відхиленням ручки повздовжньо-поперечного керування по крену.

Точність витримування заданої лінії шляхи на цьому режимі може контролюватися по картографічному індикатору апаратури ДІСС-15Д; для цього на ньому необхідно виставити значення заданого кута карти, рівне заданому шляховому куту.

Закони керування, реалізовані в САК-В24-1 й автопілоті ВУАП-1, наведені в додатку 2 технічні описи САК-В24-1.

Безпека польоту вертольота у випадку відмови системи автоматичного керування на режимах стабілізації кутового положення, повітряної швидкості й барометричної висоти польоту, а також на режимі стабілізації заданого шляхового кута й на режимі висіння по сигналах ДІСС-15Д и РВ-5 забезпечується за рахунок диференціального увімкнення кермових машин автопілоту в систему керування вертольотом з обмеженим ходом штоків кермових машин автопілоту, індикації їхнього положення й можливістю втручання льотчика в керування вертольотом у будь-якій фазі автоматичного польоту.

Робота схеми САК-В24-1. У роботі схеми системи автоматичного керування (рис. 80) можна виділити наступні етапи: увімкнення системи; режим стабілізації повітряної швидкості; режим стабілізації барометричної висоти; режим «Висіння»; режим «Маршрут»; режим «Висота»; відключення системи.

Для увімкнення системи необхідно увімкнути АЗСГК-2 «САУ сигнал» (1690), розташований на лівому пульті АЗС. При цьому з акумуляторної шини I подається напруга + 27 В:

на реле 1718, що включає напруга 36 В 400 Гц (через проведення АП2, АПЗ, АП4) на всі його споживачі (1585, 1693, 1579, 1625, 1634, 1589, 1694, 1633, 1699, 1584, 1697, 1696 й 1723);

на клеми 9 рознімань блоків 1693, 1579, 1625, 1726, 1597, а також через нормально-нормально-замкнуті контакти 4—5 реле 1706 на блок 1634, при цьому загоряється червона кнопка-табло «Відкл.» перерахованих блоків.

Із шини ВУ1 через запобіжник ПМ-5 (1689) И проведення АП1 подається напруга +27 В:

на нормально-замкнуту кнопку 1691 відключення автопілоту на ручці повздошно-поперечного керування льотчика й через проведення АП28 на клеми 2 рознімань блоків 1693, 1579, 1625, 1726, 1597, 1633, а також через нормально-замкнуті контакти 2—1 реле 1706 на блок 1634;

на мікровимикачі на педалях керування (1692, 1721);

на контакти 2 датчиків ДУСУ-18АС (1723, 1584) і клеми 18 рознімань блоків БСГ, КЗВ, КЗСГ (1591, 1590, 1694, 1589).

Із шини ВУ1 через запобіжник ПМ-10 (1722) подається напруга +27 В на нормально-розімкнуті контакти реле 1704, 1705, 1596 й 1707 які слугують для увімкнення гідрокранів 1700 1701, 1777, 1703.

З акумуляторної шини I через запобіжник ПМ-2 (1720) подається напруга +27 В на нормально-разімкнуті контакти кнопок 1795 й 1711 відключення фрикціону. У такий спосіб всі необхідні напруги живлення надходять на агрегати системи. КЗВ (1694) і КЗСП (1589) починають працювати в режимі узгодження. На датчики КДК (1585), КДТ (1687), на кермові агрегати КАУ-11С (1696, 1698, 1697, 1699) і на датчики ДУСУ1-18АС (1723, 1584) подається опорне живлення.

Після увімкнення живлення систем і виробів, взаємодіючих із САК-В24-1, тобто гіровертикалі МГВ-1СУ, курсової системи «Гребінь», апаратури ДІСС-15Д, радіовисотоміра РВ-5, система готова до роботи.

Режим стабілізації повітряної швидкості здійснюється при увімкненому пульті керування «Тангаж» (1625). Для увімкнення цього режиму потрібно натиснути на кнопку «Стабіл. швидкість» (1582) на лівому передньому пульті льотчика. При цьому напруга +27 В по проведенню АП183 з нормально-нормально-розімкнутих контактів реле 1596 через нормально-замкнуту кнопку «Відкл. швидкість» (1583) надходить на нормально-розімкнуті контакти реле 1715, про що свідчить загоряння табло «Швидкість стабіліз.» (1712) на приладовій дошці льотчика, і, при наявності сигналу готовності, напруга +27 В надходить із клеми 6 рознімань КЗСП (1589), БСГ (1591) на клему 29 рознімання пульта керування «Тангаж» (1625). Із клеми 12 рознімання КЗСП (1589) по проводам АП185 й АП129 на клему 31 рознімання пульта керування «Тангаж» (1625) надходить сигнал, пропорційний відхиленню швидкості польоту. Із клеми 30 рознімання пульта керування «Тангаж» по проведенню АП123 на клему 3 рознімання КАУ-110 (1698) подається керуючий сигнал, а із клеми 12 рознімання КАУ-110 по проведенню АП201 надходить на клему 11 рознімання керування «Тангаж» знімається сигнал зворотного зв'язку.

Режим стабілізації барометричної висоти здійснюється в такий спосіб. Включається пульт керування «Висота» (1634) і, при наявності сигналу готовності, із клеми 3 рознімання БСГ (1590) по дроту АП155, через нормально-замкнуті контакти реле 1714 й по дроту АП202 на клему 11 рознімання пульта керування «Висота» (1634) подається напруга + 27 В, про що свідчить загоряння лампи кнопка-табло «Вкл.» на пульті керування «Висота». Сигнал відхилення від заданої барометричної висоти формується у коректорі-задатчику висоти КЗВ (1694) і із клеми 12 рознімання КЗВ по дроту АП122 на клему 32 рознімання пульта БСГ (1590), а через нормально-замкнутий контакт реле 1714 — на клему 23 рознімання пульта керування «Висота» (1634). Із клеми 30 пульта керування «Висота» по дроту АП151 на клему 3 рознімання КАУ-110 (1699) подається керуючий сигнал, а із клеми 12 рознімання КАУ-110 на клему 32 пульта управління «Висота» знімається сигнал зворотного зв'язку. При втручанні льотчика в керування вертольотом, тобто при натисненні кнопки відключення фрикціону (1795, 1717), пульт керування «Висота» відключається, оскільки спрацьовує реле (1706) і розриває ла |нцюг його живлення (дріт АП558). Для повторного увімкнення пульта керування «Висота» потрібно повторно натиснути на ньому кнопку-табло «Вкл.».

Режим «Висіння» здійснюється по сигналах з апаратури ДІССМ5 при увімкнутих пультах «Напрямок» (1693), «Крен» (1579) і «Тангаж» (1625). Для увімкнення цього режиму необхідно натиснути на кнопку-табло «Висіння» на пульті керування ПВМ-24 (1597). При цьому напруга + 27 В з клеми 6 рознімання пульта ПВМ-24 через дріт АП364 надходить на лампу кнопки-табло «Вкл.» і на клему 22 рознімання ЦП монтажної рами РМ-24 (1633). Сигнали, що відповідають складовим шляхової швидкості W_x, W_z із клем ГЗ й А5 апаратури ДІСС-15Д (1641) по дротам АП218 й АП219 надходять на клеми 16 й 17 рознімання Ш1 РМ-24 (1633), шляхом інтегрування перетворяться в позиційні сигнали Δ_x та Δ_y, що відповідають лінійному зсуву вертольота, і після подальших перетворень у блоці обчислювачів БВ-24 у сигнали γ_зад і υ_зад вони із клем 9 й 11 рознімання Ш1 РМ-24 (1633) надходять по дротам АП41 й АП21 на клеми 49 рознімань пультів керування «Крен» (1579) і «Тангаж» (1625) відповідно. Керуючі сигнали із клем 30 пультів керування «Крен» й «Тангаж» по проводам АП44 й АП123 надходять на клему 4 рознімання КАУ-Т10 (1697) і на клему 3 рознімання КАУ-110 (1698). Із клеми 11 рознімання (1697) і із клеми 12. рознімання 1698 надходять сигнали зворотного зв'язку на клеми 32 пультів керування «Крен» й «Тангаж», тобто в цьому випадку автопілот ВУАП-1 виступає в ролі виконавчого елемента.

Режим «Маршрут». При поступальній швидкості польоту вертольота більше 50 км/год із клеми Г4 апаратури ДІСС-15Д (1641) по дроту АП375 надходить сигнал готовності +27 В на клему 18 рознімання пульта ПВМ-24 (1597). Для увімкнення режиму «Маршрут» необхідно нажати на кнопку-табло «Вкл.» на пульті ПВМ-24 (1597); при цьому загоряється зелене табло і блокується увімкнення режиму «Висіння». Напруга +27 В с клеми 12 пульта ПВМ-24 по дроту АП339 надходить на клему 23 рознімання ЦП РМ-24 (1633) і підготовлює обчислювач БВ-24 до роботи, по дроту АП339 надходить на клему 34 рознімання пульта керування «Крен» (1579), а із клеми 7 рознімання ЦП ПМ-24 (1633) надходить на клему 12 рознімання пульта керування «Напрямок» (1693). По цих сигналах канал «Напрямок» переводиться в режим узгодження, і в його ланцюг зворотного зв'язку включається ланка ізодрому. Керуючий сигнал надходить із клеми 9.рознімання Ш1 РМ-24 (1633)на клему 49 рознімання пульта керування «Крен» (1579).

Режим «Висота». Для увімкнення режиму «Висота», тобто стабілізації геометричної висоти вертольота по сигналах апаратури ДІСС-15Д и радіовисотоміру РВ-5, необхідно нетиснути на кнопку-табло «Увімкн. висота» на пульті керування ПВП-24 (1634), при цьому загоряється зелене табло «Увімкн.», включається блокування режиму «Посадка», ланцюг автоматичного відключення пульта керування «Висота», ланцюг сигналізації відмови у випадку виходу з ладу апаратур ДІСС-15Д и відсутності живлення. Із клеми 24 рознімання ПВП-24 (1726) напруга +27 У по дроту АП141 подається на клему 19 рознімання пульта керування «Висота» для дистанційного увімкнення останнього. Крім того здійснюється блокування пульта керування «Висота», що виключає можливість його дистанційного відключення при втручанні в управління льотчика. Із клеми 16 рознімання Ш2 РМ-24 (1633) і із клем 6 рознімань КЗВ (1694) і БСГ (1590) знімається напруга +27 В, що приводить до переходу КВЗ у режим узгодження, при цьому сигнал керування не подається на пульт керування «Висота». Після перетворення сумарний сигнал із клеми 13 рознімання Ш2 РМ-24 (1633) по проведенню АП149 надходить на клему 49 рознімання пульта керування «Висота».

Відключення системи можливо декількома способами. Для повного відключення системи необхідно виключити АЗСГК-2 «САК сигнал» (1690) на лівому пульті АЗС або нажати на кнопку «Відключ. АП» (1691) на ручці повздовжньо-поперечного керування льотчика. При цьому гасне усе табло «Увімкн.» і загоряються червоні табло «Відкл.». Для роздільного відключення того або іншого режиму необхідно нажати кнопку-табло «Відкл.» відповідно на пульті керування ПВМ-24 або ПВП-24. Для відключення окремих каналів («Напрямок», «Крен», «Тангаж», «Висота») необхідно нажати на кнопку-табло «Відкл.» на відповідному пульті управління автопілоту ВУАП-1. У випадку відмов систем і виробів, що входять у САК-В24-1 і взаємодіють з нею, а також у випадку відсутності живлення +27 В и 36 В 400 Гц, система відключається автоматично. У системі передбачені блокування, що виключають увімкнення невзаємодіючих режимів. Щоб виключити можливість вимикання каналів автопілоту при переході живлення системи з одного генератора на іншій, у схему уведені ланцюги затримки, наприклад, для каналу «Напрямок» реле (1704), діод (1781), резистор (1782) і конденсатор (1783). Для інших каналів ланцюга затримки аналогічні.

Система контролю. У системі САК-В24-1 передбачені елементи вбудованого контролю, що дозволяють перевіряти функціонування системи перед польотом безпосередньо на вертольоті без підключення спеціальної апаратури і без зняття бортових датчиків з вертольота. До цих елементів відносять виведені на лицьові панелі пультів управління автопілоту ВУАП-1 ручки центрування, перемикач «Контроль», кнопку-табло «Увімкн.», «Відкл.», нульові індикатори, шкали механізмів узгодження й розміщені на лицьових панелях пультів ПВМ-24 і ПВП-24 кнопки-табло «Увімкн.» й «Відкл.».