57. Указатель угла тангажа уут-1060б

Н азначение и устройство. Указатель УУТ-1060Б (рис. 86) пред­назначен для указания углов тангажа при взлете и посадке. В по­лете он облегчает выдерживание заданного режима по маршруту, особенно на больших высотах, где показания вариометра выдаются с некоторым заметным запазды­ванием.

Указатель угла тангажа полу­чает электрические сигналы от ле­вого гиродатчика АГД-1 и явля­ется его повторителем. Установ­лен указатель УУТ-1060Б над приборной доской слева на ко­зырьке, а усилитель УУТ — под козырьком приборной доски пи­лотов. Питается комплект посто­янным током напряжением 28,5 В, а также переменным трехфазным током напряжением 36 В, часто­той 400 Гц.

Вступает в работу УУТ-1060Б при включении левого авиагоризонта АГД-1.

Рис 86 Указатель угла тангажа УУТ-1060Б

Рис. 87. Комплект ЦГВ-4

Указатель имеет шкалу от 0 до +12° на кабрирование и от 0 до —4,5° на пикирование, оцифровка ее через 2°, цена деления 0,5°. На шкале нанесена зеленой краской отметка зоны в пределах 7— 7,5° (взлетного угла тангажа) и красной краской — зона, в преде­лах 8—9° (предельно допустимого угла тангажа).

При достижении скорости 170 км/ч независимо от взлетного веса самолета необходимо начинать подъем носового колеса, увеличи­вая угол атаки до 5—6° по указателю угла тангажа.

На аэродромах, грунт которых имеет гравий или щебень, после отрыва передней стойки шасси не допускать увеличения угла тан­гажа более 7° по указателю УУТ-1060Б. Запрещается увеличивать угол тангажа более 9° по указателю угла тангажа во избежание касания ВПП подфюзеляжными гребнями.

При вынужденной посадке самолета на воду угол тангажа дол­жен быть не более 2—3°. Приводнение самолета на большем или меньшем угле тангажа может привести к более быстрому зарыва­нию самолета в воду с разрушением его носовой части.

58. Центральная гировертикаль цгв-14

Назначение, принцип действия и пользование в полете. Цент­ральная гировертикаль ЦГВ-4 предназначена для определения по­ложения самолета в пространстве относительно истинной вертика­ли, а также выдает электрические сигналы, пропорциональные уг­лам крена и тангажа, в канал стабилизации антенны радиолокаци­онной станции РПСН-2 для стабилизации антенны.

Принцип действия ЦГВ-4 основан на использовании свойства гироскопа (крена и тангажа) с тремя степенями свободы сохра­нять неизменным (вертикально) направление главной оси в про­странстве.

Комплект центральной гировертикали состоит из указателя УВ-2К, кнопки «Арретир ЦГВ», кнопки переключения «Крен-Тан­гаж», установленных на левой панели приборной доски, и датчика ЦГВ-4 — над потолком кабины пассажиров, между шпангоутами № 12 и 13 (рис. 87). Питается комплект постоянным током напря­жением 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. Включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ЦГВ-4» на щите АЗС, а также выключате­лем с надписью «ЦГВ», который установлен на левой панели при­борной доски.

Защита цепи питания постоянным током производится автома­том защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а цепи переменного тока — тремя предохранителями СП-5, расположенными на панели пере­менного тока 115/36 В.

За 3—5 мин до выруливания на старт необходимо включить пи­тание ЦГВ-4 и нажать кнопку «Арретир ЦГВ» на время 30—40 с. При нажатии кнопки «Арретир ЦГВ» включается система ускорен­ного восстановления прибора в рабочее положение.

В полете указатель постоянно подключен на показания углов крена. Среднее (нулевое) положение стрелки указателя соответст­вует горизонтальному положению самолета. Если стрелка отклоня­ется к индексу «П», то это соответствует правому крену, а к индек­су «Л» — левому крену.

Если нажать кнопку «Тангаж» и удерживать ее, то указатель подключится на показание углов тангажа. Отклонение стрелки к индексу «П» соответствует пикированию, а к индексу «Л» — кабри­рованию.

Примечание. В полете с ускорениями категорически запрещается нажи­мать кнопку «Арретир ЦГВ», так как происходит выбивание прибора из рабо­чего положения.

При отказе в полете авиагоризонтов ЦГВ-4 можно использовать для определения пространственного положения самолета относи­тельно истинного горизонта выше описанным способом.