Реферат: Оборудование летательных аппаратов

СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС-72-3
(Продолжительность практической работы - 4 часа)

I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы ячвляется изучение студентами сисмемы СВС-72-3 и
исследование ее эксплуатационных характеристик.

II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство,основные
технические данные СВС-72-3. Подготовиться к ответуна
контрольные вопросы.

III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд.
2. Система СВС-72-3.
3. Контрольно-проверочная установка БП-СВС-72.
4. Электрический пневмонасос - установка КПА-ПВД.

IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Получить допуск к работе.
2. Изучить правила работы на установке КПА-ПВД (см. приложение
к данной работе).
3. Выполнить проверку СВС-72-3 согласно методике, изложенной в
пункте VII настоящего описания.
4. Оформить отчеты о проделанной работе.

V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результаты проверки
СВС-72-3 по каждому пункту задания; заключение о готовности СВС к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Виды высот.
*2. Назначение Vпр , Vист , соотношение между ними.
*3. Преимущества СВС перед обычными аэрометрическими приборами
и датчиками.
*4. Какие параметры в СВС-72-3 выводятся на индикацию ?
5. Градуировочные формулы связи высоты, приборной , истинной
скорости, числа М со статическим,динамическим давлением и темпе-
ратурой воздуха ( иметь четкое представление - от каких параметров
зависят H, Vпр., Vист.и М ).
6. Как в СВС-72-3 учитывается изменение температуры внутри бло-
ков ?
7.Работа датчиков статического и динамического давления.
8. В каких элементах СВС-72-3 и в виде чего содержаться алгорит-
мы связи выходных параматров с входными ?
9. Каким образом и в каких узлах СВС вычисляются абсолютная
высота и приборная скорость?
10. Работа системы самоконтроля.
11. Работа мостов вычисления высоты, числа М и истинной
скорости.
12. Сравнить точностные характеристики СВС-72-3 и обычных
аэрометрических приборов.
13. Назначение кулачка К1 и корректора в датчике статического
давления.
14 Основные технические данные СВС-72-3.
* - вопросы для допуска.

VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ.

1. Подготовка к проверке СВС-72-3

Выключатели питания лабораторного стенда "27 В", "36 В" и
"115 В" поставить в положение "Выключено".
Установить переключатели передней панели установки БП-СВС-72 в
положения:
- "Питание", "Контроль ламп" и три выключателя "Самопроверки
СВС" - "Откл.";
- "Подсвет", "Фаза", "Н.П." - в нелинейное положение;
- остальные переключатели - произвольно.
По контрольному указателю высоты, установленному на
лабораторном стенде, определить и записать давление дня. Для
этого стрелки высотомера с помощью кремальеры следует установить
на "0", после чего по шкале барометрического давления указателя
считать значения барометрического давления.

2. Проверка СВС-72-3 системой встроенного контроля

Выключить питание лабораторного стенда (выключателями "27 В",
"36 В" и "115 В"), затем выключателем "Питание" БП-СВС-72
выключить систему СВС-72-3.
На указателе "УВ-30" из комплекта СВС-72-3 установить и помощью
кремальеры давление, равное 760 мм орт. ст.
Нажать на время не более 30 сек. кнопку "Контроль" на передней
части блока БВП-7 и следить за отработкой стрелок УВ-30 и УМС-2,5.
В момент загорания лампочек сигнализации абсолютной высоты и
приборной скорости (на БВП-7) записать значения соответственно
высоты и скорости. По окончании обработки показания приборов
СВС-72-3 должны быть следующими:
- относительная высота - 5000+-75 м*
- истинная скорость - 800+-30 км/ч*
- число "М" - 0,693+-0,03.
Внимание: повторное нажатие кнопки "Контроль" допускается не
ранее чем через 5 минут!
Сделать вывод о соответствии контрольных значений СВС-72-3
техническим условиям (ТУ).

3.Проверка канала вычисления Нотн.

Установить на УВ-30 давление дня (значение давления взять из п.1
раздела VII данной работы).
Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл 1.
Таблица 1.
-----------------------------------------------------------------
Высота по контр.0 5001000 1500 2000 3000 4000 8000 10000
высотомеру, м
-----------------------------------------------------------------
Высота по УВ-30,м
-----------------------------------------------------------------
Погреш-УВ-30
ность,м------------------------------------------------------
допустимая +-15 +-18 +-20 +-23 +-25 +-30 +-34 +-52 +-60
-----------------------------------------------------------------
Полученные данные занести в таблицу 1.
Сделать вывод о соответствии канала ТУ.
Сравнить точностные характеристики каналов с характеристиками
обычного барометрического высотомера типа ВДИ-30, считая, что
погрешности последнего распределены практически по линейному
закону и на отметках 0,5 и 10 км составляют соответственно +-20,
+-90 и +-160 м.
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
установки стрелок УВ-30 на нуль.

4. Проверка канала вычисления числа "М"

Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл.2.
Таблица 2
-----------------------------------------------------------------
Число М по контр.
указателю 0,2 0,3 0,350,4 0,6 0,8 1,0 1,1
-----------------------------------------------------------------
Число М по
УМС-2,5
-----------------------------------------------------------------
Погрешность
по УМС-2,5
-----------------------------------------------------------------
Полученные данные занести в таблицу 2
Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая
погрешность не должна превышать +-0,02 на всех отметках.
Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками
обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что
погрешность не должна превышать +-0,02).
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
прекращения движения стрелки числа М УМС-2,5.

5. Проверка канала вычисления истинной скорости

Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,
указанных в табл. 3.
Таблица 3
-----------------------------------------------------------------
Истин.скорость по
центр.указ.,км/ч250 300 350 500 700 90010001100
-----------------------------------------------------------------
Истин.скорость по
"УМС-2,5",км/ч
-----------------------------------------------------------------
Погрешность по
"УМС-2,5",км/ч
-----------------------------------------------------------------
Полученные данные занести в табл. 3.
Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая
погрешность не должна превышать +-20 км/ч на всех отметках.
Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками
обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что
погрешность последнего не превышает +-60 км/ч).
По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться
прекращения движения стрелок УМС-2,5 и УВ-30.

6. Оценка истинной скорости на различных высотах

Используя установку КПА-ПВД, установить по контрольному
указателю значение скорости 800 км/ч. Затем, не изменяя скорости,
быстро переключить кран выбора режима КПА-ПВД "Разр.-Давл." в
положение "Разр." и установить по контрольному указателю высоты
значение высоты 3000 м. Записать изменившееся значение скорости
по контрольному указателю.
Открыть все краны КПА-ПВД.
Пользуясь графиками зависимости температуры и давления от
высоты (см. Л1 и Л2), а также известной зависимостью между
истинной и приборной скорости (Л1), вычислить значение истинной
скорости на Н=3000 м, полагая, что на Н=0 скорость ровнялась 800
км/ч и динамическое давление с подъемом до Н=3000м не изменялось.
Сравнить полученное расчетное значение истинной скорости с
опытными данными. Расхождение не должно превышать 100 км/ч
(объясняется погрешностью контрольных приборов, неточностями
построения графиков и некоторыми другими причинами).
Выключить СВС-72-3 выключателем "Питание" на СВС-72 и питание
лабораторного стенда (выключателями "27 В", "36 В" и "115 В").
Доложить преподавателю об окончании работы, результатах и
оформить отчет.

VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Установка КПА-ПВД

Установка предназначена для проверки аэрометрических приборов.
Диапазон создаваемых давлений и разряжений соответственно до
значения приборной скорости 1600 км/ч (на Н=0 км) и значения Н=11
км.
Напряжение питания КПА-ПВД - 27 В постоянного тока.

Правила пользования КПА-ПВД
1. При создании давления и разряжения их изменения не должны
осуществляться быстрее, чем 50-100 км/ч/сек и 150-200 м/сек по
указателю КПА-ПВД и контролируемым высотомерам соответственно.
2. Время непрерывной работы установки не более 5-10 минут, с
последующим перерывом не менее 3-5 минут.
3. Вид панелей управления КПА-ПВД представлен на рис. 1.
4. Для создания динамического давления (скорости) необходимо
(рис. 1):
- кран 11 установить в положение 2000 км/час;
- кран 7 установить в положение "Давл.";
- кран 2 закрыть;
- включить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 4.
При достижении требуемого давления (скорости) кран 4 закрыть, а
переключатель 6 выключить. Сброс давления осуществляется плавным
открытием крана 2.
5. Для создания статического давления (высоты) необходимо:
- кран 7 установить в положение "Раза.";
- кран 5 закрыть;
- кран 16 установить в положение "300" (поворот на 300 град.);
- выключить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 3.
При достижении требуемого статического давления (высоты) кран 3
закрыть, а переключатель 6 выключить. Для сброса статического
давления плавно открыть кран 5.

2. Основные технические данные СВС-72-3

Диапазон измеряемых параметров:
- абсолютная высота ..........(-500 - 25000)м +-(15 -210)м;
- относительная высота..............(0-25000)м +-(15-210)м;
- число "М".........................(0,3-2,5)+-(0,02-0,03);
- истинная скорость............(350-2500)км/ч-(13-30)км/ч;
- приборная скорость.................(200-1400)км/ч+-8км/ч;
Контрольные значения:
- относительная высота...........................5000+-75м;
- истинная скорость............................800+-30км/ч;
- число "М"....................................0,693+-0,03;
Потребляемая мощность:
- по постоянному току напряжением 27 В...............70 Вт;
- по переменному однофазному току напряжением 115В..250В.А;
- по переменному трехфазному току напряжением 36В....40В.А;
Масса..............................................11 кг.

Литература

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов; Учебник/Демушкин С.К. и др.
М.: Воениздат, 1976. 311 с. (для изучения с. 20-36,40-43,51-53).
2. Авиационные приборы; Учебник/Под ред. С.С.Дорофеева.М.:
Воениздат, 1992. 496с. (для изучения с. 253-271).
3. Альбом схем и рисунков. Часть 2. Зайцев А.А., Мильчаков С.В.
М.: ОВК МЭИ, 1989. 127 с.

Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.
Занятие №2 (2 часа).
1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).
Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).
Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья ?). При повороте ЛА на угол ? вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.
Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.
2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.
2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.
Составляющие вектора ?з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте ?, равны:?
* горизонтальная составляющая ?зг=?з?cos?;
* вертикальная составляющая ?зв=?з?sin?.
Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б):
* главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;
* ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;
* ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.
При таком расположении горизонтальная составляющая ?зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая ?зв - на ось наружной рамы ГПК.

Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что:
1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;
2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний - опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной ?зг;
3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора ?зв, со скоростью, равной ?зв.
Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что:
1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью ?х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли, то есть ?х= -?зг;
2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ??, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли, то есть ??= -?зв.
Угловые скорости ?х и ?? в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.
Величина ухода ?=???t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции - моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).
Величина ухода ?=?х?t из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей ?зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.
2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.
Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось - горизонтальна (рис. 3а).
При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп "сложится".
Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта ("в азимуте") из-за движения ЛА зависит от вида траектории.


Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.
Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).
При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.
Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.
Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом ?и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой ?. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом:
* ON - лежит в плоскости горизонта и направлена на север;
* OZ - по линии местной вертикали;
* OE - лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.
Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим: WN и WE - северная и восточная составляющие путевой скорости.
За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
?n=(WN/R), где R - радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения ?N стоит знак "минус".
За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
?е=(WE/(R?cos?)), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор ?з + ?е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие
?г=(?з + ?Е )?cos?=?зг +WЕ/R;
?в=(?з + ?Е )?sin?= ?зв+(WЕ/R)?tg?,
где ?зг=?з?cos?, ?зв=?в?sin? - горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)?tg? невозможна, так как в этом случае tg???? Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей ?зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход

компенсируется системами азимутальной широтной коррекции - моментной или кинематической.
Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.
Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной ?зв.
Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за ?зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.
В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.
Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО = ?ипм (рис.14.20).
С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z? в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за ?зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z? не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.
От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за ?зв.
Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за ?зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.
2.3. Собственный уход ГПК.
Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).
Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью
??=(Мхтр+Мхнб)/(Н?cos?), что вызывает погрешность в измерении курса.


Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.
Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила
F=m?g (m - масса гиромотора, g - ускорение силы тяжести).
Если ЛА летит с ускорением V?, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m?V?.
Сила F и создает момент Мхнб = F?l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.
Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система "прокачки" подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая "балансировка". В чем сущность работы системы "прокачки" и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.
2.4. Карданная погрешность ГПК.
Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.
Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то:
* при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;
* при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси ? также не будет.
Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.
Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом ?, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.
Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы , а также между осью Х и осью ? наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и ?, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы "привязана" к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.


При повороте ЛА вокруг оси АА ось ? отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ? и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ? по направлению стрелки на величину ??. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы ?'=?-??.
Величина ??=?-?' и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.
Найдем выражение для ?? в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол ?, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости - на угол ?, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО?tg?.
Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС?cos?. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что
tg?'=CD/OC=AB/OC=AO?tg?/OC=tg??cos?. Таким образом, карданная погрешность равна
??=?-arctg(tg???cos?). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла ? с периодом, равным 180°.
Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.
При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.
Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.
Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.
3. Тормозное устройство ГПК.
Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.
Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М? относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М? станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью ?? (при постоянном значении момента М?). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н????cos?, который по мере увеличения ?? все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.
Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.
Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.
Недостатками ГПК являются:
* отсутствие избирательности к заданному опорному направлению - ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или "привязать" к нему;
* кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.











Начальник цикла № 4 ВК № 1
полковник

А.Зайцев

Практическая работа N 13-6

АВИАГОРИЗОНОТ АГБ-3
(Продолжительность практического занятия - 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами авиагоризонта
АГБ-3 и исследованию его основных эксплуатационных характери-
стик.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные АГБ-3. Подготовиться к ответу на контрольные
вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд
2. Авиагоризонт АГБ-3
3. Контрольно-проверочная аппаратура ПА-АГД-1
4. Поворотная установка ЦГВ
5. Секундомер

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе
2. Изучить правила работы на установке ПА-АГД-1(см. при-
ложение к данной работе)
3. выполнить проверку АГБ-3 согласно методике, изложенной
в п. 8 настоящего описания
4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать: титульный лист, результаты про-
верки АГБ-3 по каждому пункту задания, заключение о годности
авиогоризонта к эксплуатации, краткие ответы на контрольные во-
просы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Свойства 3-ч степенного гироскопа
2. Что такое ¦нутация¦?
3. Как ориентирована по отношению к плоскости горизонта
главная ось гироскопа в гироскопе измерителе крена и тонгажа?
4. Определение крена и тонгажа
5. Причины собственного и кажущегося ухода гироскопа
6. Способы предотвращение собственных уходов гироскопа.
7. Расшифровка ¦АГБ¦ и назначение АГБ-3.
8. Система арретирования АГБ.
9. Работа АГБ-3 при изменениях крена и тонгажа до 80 граду-
сов
10. Назанчение и работа систем продольной и поперечной
коррекции
11. Работа АГБ-3 при углах тонгажа более 84 градусов.
12. Скорость продольной и поперечной коррекции АГБ
13. Какие углы крена и тонгажа отображаются АГБ на земле в
случае стояночных значений этих углов до 6 градусов:
- сразу по окончании арретирования АГБ?
- через 1 мин. по окончанияя арретирвания и отключения
сразу вслед за этим питания АГБ-3?
14. Предусмотрено ли в АГБ-3 отключение продольной и по-
перечной коррекции
15. Погрешности АГБ-3 в определении углов крена и тангажа
(углы до 30 град).

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1.Подготовка установки ПА-АГД-1 и авиагоризонта АГБ-3 к
работе

Подсоединить авиагоризонт АГБ-3 к штепсельному разъему
¦Г¦ установки ПА-АГД-1. К клеммам ¦Сельсин¦ установки подсое-
динить с помощью жгута вольтметр ¦10-50В¦, размещенный на лабо-
раторном стенде. Выключатели и переключатели установки устано-
вить в следующие положения: 1 - ¦откл¦, 2 - ¦1-П¦, 3 - ¦Танагаж¦, 4 -
¦Вкл¦, 5- ¦Агрегаты¦. Ротор сельсина-приемника ¦II¦ установить в
нулеве положение. С помощью рукояток ¦Крен¦ и ¦Тангаж¦ поворот-
ной установки установить шкалы крена и ьангажа в нулевое положе-
ние.

2 Проверка скорости поперечной коррекции

Выключателем ¦4¦ пульта отключить поперечную коррекцию
(вторая слева позиция переключателя). Отклонить корпус АГБ-3 вле-
во на 10 градусов и поставить выключатель ¦3¦ на пульте в положе-
ние ¦Крен¦.
Включить лабораторный стенд выключателем питания по-
стоянным током, после чего нажать кнопку арретирующего механиз-
ма АГБ-3 и, не отпуская кнопки, включить выключатель ¦I¦ пульта
(¦Питание¦). Сразу же после включения ¦1¦ кнопку арретира авиаго-
ризонта отпустить. Далее сделать выдержку в 1.5 минуты и затем по-
ставить переключатель ¦4¦ (коррекция) в положение ¦Прод.кор.вкл.¦.
Включить секундомер и следить за движением силуэта самолета к
отметкев 10 град. Записать время подхода крена к указанному значе-
нию и определить скорость поперечной коррекции по формуле


где - скорость коррекции, град/мин.
10- угол отклонения главнойсои гироскопа от
местной вертикали.
t - время ухода гироскопа из завала, мин.

Скорость коррекции при выходе гироскопа из поперечного
завала должна быть от 1.8 до 6 град/мин.
Установить корпус АГБ-3 по крену и тонгажу в начальное,
нейтральноеположение (контроль по шкалам угломерной установ-
ки). Нажать до упора кнопку арретира АГБ-3 (при этом кнопка может
зафиксироваться в крайнем положении). Обратить внимание на ха-
рактер изменнеий в показаниях крена и тангажа. По окончании арре-
тирования на АГБ-3 должны отображаться нулевые значения крена и
тангажа (последнее - при нейтральном положении кремальеры по-
правки тангажа).

3. Поверка работы сигнализатора отказа питания

Установить переключатель 1 в положение ¦Откл¦.
В левой верхней части шкалы тангажа должен появиться
флажок сигнализатора отказа питания. Установить переключатель 1
в положение ¦Вкл.¦, флажок должен убраться.
Последователньо вынимать перемычки из клем под ампер-
метрами 15 и 19. Появление флажка сигнализирует о перерыве пита-
ния АГБ-3 постояными переменным током.
После установки перемычек флажок убирается.
Это говорит об исправности цепей питания АГБ-3 и о работо-
способности системы сигнализации о перерыве питания.

4. Проверка работоспособности электрической схемы поправ-
ки тонгажа

Установиьт переключатель 5 в положение ¦Тангаж¦.
Повернуть ручку поправки тангажа по часовой стрелке до
упора. Индекс поправки и шклала тангажа перемещаются соответ-
ственно вверх и вниз.
При вращении ручки поправки против часовой стрелки до
упора индекс поправки и шкала тангажа перемещаются соответсвен-
но вниз и вверх.
Это говорит об исправности электрической схемыпоправки
тонгажа. Вернуть ручку поправки танагажа в первоначальное поло-
жение, при этом линия искуственного горизонта АГБ-3 должна уста-
новиться симметрично относителньо нулевых делений шкалы крена.

5. Проверка погрешности показаний АГБ-3 по крену и танга-
жу

При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки на-
клонить АГБ-3 на угол 5-10 градусов (кабрирование-пикирование) и
плавно вовзвратить его в исходное положеие таким образом, чтобы
линия горизонта прибора установилась против центра силуэта-
самолетика.По шкале танагажа поворотноц установки отсчитаь угол,
который и будет являться погрешностью АГБ-3 на нулевой отметке
угла тангажа.
При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки зада-
вать наклоны АГБ-3 по шкале танагажа установки на углы 10, 20, 30
градусов в сторону темного (коричневого) фона, а затем - сторону
светлого (голубого) фона.
При каждом положении АГБ-3 производить отсчет его пока-
заний по углу тангажа.
Погрешность показаний АГБ-3 по углу тангажа Опре-
деляется по формуле



где - показание шкалы тангажа АГБ-3, град.;
- показание шкалы тангажа повротной платфор-
мы, град.
Полученные данные свести в табл.1.
Таблица 1
-----------------------------------------------------------------------
- угол тангажа
установки, град 0 1020 30
-----------------------------------------------------------------------
-угол тангажа
АГБ-3, град
-----------------------------------------------------------------------
-погрешность
АГБ-3, град
-----------------------------------------------------------------------

Погрешность показаний по углам тангажа АГБ-3 не должна
превышать +1 градус.
При помощи рукоядки ¦Крен¦ установки развернуть АГБ-3
по крену на угол 5-10 градусов по чаой (против часовой стрелке, а
затем плавно вернуть его в исходное так, чтобы концы силуэта-
самолетика совместились с нулевыми делениями шкалы крена. По
шкале крена установки отсчитать угол, который и будет являться по-
грешностью АГБ-3 на нулевой отметке угла крена.
При помщи рукоятки ¦Крен¦ задавать наклоны АГБ-3 по
шкале крена установки на углы 15, 30 градусов в сторону правого
(левого) крена. При каждом положении АГБ-3 производить отсчет
его показаний по углу крена.
Погрешность показаний АГБ-3 по углу крена определяется
по формуле


где - показание шкалы крена АГБ-3, град
- показание шкалы крена установки, град
Полученные данные занести в Табл.2.
Таблица 2
--------------------------------------------------------------------------
- угол крена
установки, град0 15 30
--------------------------------------------------------------------------
-угол крена
АГБ-3, град
--------------------------------------------------------------------------
-погрешность
АГБ-3, град
--------------------------------------------------------------------------

Погрешность показаний по углам крена АГБ-3 не должна
превышать +1 градус.

6.Определение зависимости сигналов сельсинов-датчиков
тангажа и крена АГБ-3 от углов тангажа и крена

Установить переключатель 3 в положение ¦Тангаж¦.
Наклоняя АГБ-3 по шкале тангажа установки от 0 до 30 град.,
через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-
нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в
Табл.3 и построить график зависимости
Таблица 3
---------------------------------------------------------------------------
- угол тангажа
установки, град 0 5 10152025 30
---------------------------------------------------------------------------
Напряжение
, В
---------------------------------------------------------------------------

Установить переключатель 3 в положение ¦Крен¦.
Наклоняя АГБ-3 по шкале крена установки от 0 до 30 град.,
через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-
нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в
Табл.4 и построить график зависимости
Таблица 4
----------------------------------------------------------------------------
- угол крена
установки, град 05 10 152025 30
----------------------------------------------------------------------------
Напряжение
, В
----------------------------------------------------------------------------

Вернуть прибор в исходное положение.
Выключить пиание установки ПА-АГД-1 и лабораторного
стенда. Доложить преподавателю об окончании работы и ее резуль-
татах. Оформить отчет.

8 ПРИЛОЖЕНИЕ
Устанолвка предназначена для проверок авиагоризонтов типа
АГД-1 и АГБ-3.
Напряжение питания установки: переменным током 36 В +5%
частотой 400 Гц+2%, постоянным током 27 В +10%.
Масса установки 8 кг.
Цифры I,II,III обознаают фазы источника переменного тока,
знаки ¦+¦ и ¦-¦ - полюсы источника постоянного тока.
Питание установкиот источников постоянного и переменно-
го тока осуществлятся с помощью жгута, подключаемого к штеп-
сельному разъему ¦Питание¦. Вольтметры 14 и 18 замеряеют посто-
янное и переменное напряжение источников тока.
Амперметры 15 и 19замеряеют постоянный и переменный
токи в цепях авиагоризонта. Для измерения тока в фазах гиромоторов
переключатель 2 устанавливают в положения I-II, II-III, I-III.
Авиагоризонт подключается к штепельному разъему ¦Г¦
установки с помощью жгута. Переключатель 5 устанавливается в по-
ложения ¦Агрегаты¦ или ¦Комплект¦ в зависимости от типа прове-
ряемого авиагоризонта. При правильном чередовании фаз источника
переменного това горит лампа 16, при неправильном - лампа 17.
Переключателем 4 осуществляется раздельное выключение
продольной и поперечной коррекции авиагоризонта.
Лампы 13 ¦ПРК¦ (продольная коррекция) и 13 ¦ПК¦ ( по-
перчная коррекция)сигнализируют о включении коррекции. Сигналы
авиагоризонта снимаютс сельсинной передачи, работающейв
трансформаторном режиме (сельсин-датчик АГБ-3 - сельсин-
приемник II установки) Ротор сельсина-приемника II имеет шкалу от
0 до 360 градусов, оцифровка через 1 градус. Замер сигналов, сни-
маемых с сельсинной передачи, производится с помощью вольтметра,
который подключается к ротору сельсина-приемника II через клеммы
¦Сельсин¦.
Подключение сельсинов-датчиков крена и тангажа АГБ-3 к
сельсину-приемнику II осуществляется пререключателем 3.
Сельси-датчик 8 выдаеь сигналы на указатели дистанционных
авиагризонтов.
Отключение продольной коррекции авиагоризонта опреде-
ляется с помощью вольтметра стенда, подключенного к клеммам
¦Продольная коррекция¦ установки.
Индикатор 9 служит для проверки правильности фаз выход-
ных сигналов по врену и тангажу.
Для его включения необходимо переключатель 9 установить
в положение ¦Вкл¦, а переключатель 3 - в положение ¦Тангаж¦ или
¦Крен¦. При правильной фазировке сигналовзатемненный сектор
индикатора сужается, при неправльной - расширяется.
Включенние питания установки осуществляется с помощью
переключателя I.

2. Основные технические данные АГБ-3
1. Время готовности не более 1.5 мин.
2. Потребляемый ток
- от источника переменного тока 36 В,
400 Гц в фазах I и II не более 0.9 А
в фазе IIIне более 0.8 А
- от источника постоянного тока 27 Вне более 0.3 А
3. Скорость прецессиии гироскопа под
действием поперечной и продольной коррекции1.8-6 град/мин
4.Уход гироскопа по крену и тангажу за 5 мин накачающемся
основании с выключенной коррекцией не более +2.5 град
5.Точность выдерживания вертикали по крену и тангажу при вклю-
ченной коррекции на углах от 0 до 30 градусов не хуже +1 град


ЛИТЕРАТУРА
1. Соболев Б.Н. Гироскопические устроцства и курсовые си-
стемы: Учебное пособие М.:МЭИ, 1984, 172 с. (с 158-172).
2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование ле-
тательных аппаратов: Учебник/А. П. Иваненко и др. М.:Воениздат,
1971, 440 с. (с. 148-151)
3. Конспект студента



Практическая работа N13-7а

ВЫКЛЮЧИТЕЛЬ КОРРЕКЦИИ ВК-53
(продолжительность практического занятия - 2 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами выключателя
коррекции ВК-53 и исследование его эксплутационных характеристик.

П. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 1 час)
Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные ВК-53. Подготовиться к ответу на контрольные вопросы.

Ш. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторная установка.
2. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1.
3. Выключатель коррекции ВК-53.
4. Секундомер.

1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Получить допуск к работе.
2. Изучить установку МПУ-1 и правила работы на ней (см. приложение
к данной работе и таблицу на боковой панели установки).
3. Выполнить проверку ВК-53 согласно методике, изложенной в п.УП
настоящего описания.
4. Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результат проверки
ВК-53 по каждому пункту задания; заключение о годности ВК-53 к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Свойства 2-степенных гироскопов.
*2. Понятие угла скольжения и правильного виража.
*3. Назначение систем маятниковой коррекции в гироскопических
системах.
*4. Чем вызвана необходимость отключения маятниковой коррекции?
5. Во сколько раз возрастает скорость ухода главной оси
гироскопа при отказе (несрабатывании) выключателя коррекции?
6. Работа типовой системы маятниковой коррекции.
7. Какую маятниковую коррекцию отключает выключатель ВК-53?
8. Нужно ли отключать маятниковую коррекцию при разгонах и
торможениях?
9. Работа ВК-53 до момента срабатывания исполнительного реле.
10. Работа ВК-53 после завершения виража.
11. Основные технические данные ВК-53.

УП. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка установки МПУ-1 и выключателя
коррекции ВК-53 к проверке

Закрепить на поворотной платформе МПУ-1 выключатель коррекции
ВК-53 и подключить его к штепсельному разъемуустановки.
Подсоединить МПУ-1 к лабораторному стенду и к сети питания "220 В".
Выключатели установки МПУ-1 и лабораторной установки должны
находиться в положении "Выкл.". Перед включением МПУ-1 в работу
необходимо изучить правила ее эксплуатации, указанные на ее боковой
панели и в приложении к данной работе. Категорически запрещается
вращать маховичок установки МПУ-1 при неработающем моторе, а также
тормозить руками вращающую платформу.

2. Определение минимальной угловой скорости
выключения коррекции

Включить все выключатели на лабораторной установке (перек-
лючатель "Напр.обр.св. 0-30 В" установить в произвольное положение).
Через 30-40 секунд после включения установки переключатель
мотора МПУ-1 поставить в положение "Лево". Угловую скорость платформы
задавать по шкале задатчика угловой скорости регулировочным маховиком
(на передней панели МПУ-1).
Плавно увеличивать угловую скорость через 0,1 град/сек.
(начиная с 0),при этом делать выдержку по 10-15 сек. на каждой отметке.
В момент изменения состояния хотя бы одной из лампочек на установке
записать значение минимальной угловой скорости срабатывания ВК-53.
Это значение должно лежать в пределах 0,1-0,3град/сек.
Выключить мотор МПУ-1, сделать выдержку 10-15 сек.и повторить
проверку для вращения платформы МПУ-1 в правую сторону. Выключить
поворотную установку.

3. Проверка времени выключения коррекции

Переключатель мотора установить в положение "Лево". Задать
вращение со скоростью 0,4 град/сек. Остановить платформу и через
15 сек. вновь включить вращение с одновременным началом отсчета
времени по секундомеру. В момент изменения состояния хотя бы одной
из лампочек наустановке отсчет времени прекратить и выключить
вращение платформы. Время выключения коррекции должно составлять
5-20 сек.

4. Проверка времени включения коррекции и времени
возвращения элементов ВК-53 в исходное положение

Обеспечить срабатывание ВК-53 при угловой скорости 0,4 град/сек.
(В любую из сторон).Одновременно с началом вращения платформы
поставит тумблер переключателя "Напр.об.0-30 В" вправо и наблюдать
за ростом напряжения на обмотке обратной связи двигателя ВК-53 (см.
схему на лицевой панели установки).
Через 5-7 секунд по окончании роста напряжения остановить
вращение платформы и начать отсчет времени вращения стрелки вольтметра
к нулю.При изменении состояния хотя бы одной из лампочек установки
записать время появления этого события, а в момент возвращения стрелки
вольтметра на нулевую отметку записать последнее значение времени.
Первая временная отметка соответствует времени коррекции, которое
должно составлять 5-10 сек., а вторая - времени возвращения элементов
ВК-53 в исходное положение, это время должно быть в пределах 8-13 сек.
Повторить опыт при противоположном вращении платформы.
По окончании работы выключить МПУ-1 и все выключатели лабораторной
установки поставить в исходные положения.
Доложить преподавателю об окончании работы, результатах.
Оформить отчет.

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1

Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.
Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 120 град/сек.
Напряжение питания МПУ - 220В, частота 50 Гц.
В корпусе установки размещен однофазный электродвигатель
переменного тока, который через редуктор вращает платформу. Угловые
скорости платформы регулируются маховичком "Меньше-Больше" и
контролируются по шкале задатчика угловой скорости вращения
платформы, размещенного на верхней панели.
Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале
платформы и секундомеру.
Реверсирование платформы производится после полной остановки
двигателя с помощью "Переключателя мотора" "Лево-Право".
Категорически запрещается вращать маховичок при неработающем
двигателе или тормозить платформу МПУ-1 руками! Установка должна
быть заземлена.

2. Основные технические данные выключателя коррекции ВК-53

Напряжение питания переменным трехфазным током . .. . . .36В +-5%
Напряжение питания постоянным током . . . . . . . . . . . . 27В +-10%
Токи в фазах гиромотора ВК-53 . . . . . . . . . . . . . не более 0,4А
Время готовности к работе . . . . . . . . . . . . .не более 2-3 мин
Минимальная угловая скорость выключения
Практическая работа N13-7б

ДУБЛЕР АВИАГОРИЗОНТА ДА-200
(продолжительность практического занятия - 2 часа)

I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами дублера авиагоризонта
ДА-200 и исследование его эксплуатационных характеристик.

II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 1 час)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные дублера авиагоризонта ДА-200 (указателя
поворота, вариометра, указателя скольжения). Подготовиться к
ответу на контрольные вопросы.

III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Установка УПГ-48.
2. Дублер авиагоризонта ДА-200.
3. Секундомер.

IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Изучить установку УПГ-48 и правила работы на ней ( см.
приложение к данной работе).
2. Выполнить проверку указателя поворота ДА-200 согласно
методике, изложенной в п.VII настоящего описания.
3. Оформить отчет о проделанной работе.

V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать : титульный лист; результаты проверки
указателя поворота ДА-200 по каждому пункту задания; заключение о
годности ДА-200 к эксплуатации; краткие ответы на контрольные
вопросы.

VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Свойства 2-степенного гироскопа.
*2. Почему "дублер авиагоризонта" имеет такое название?
*3. Понятие угла скольжения и правильного виража.
4. Когда можно пользоваться указателем поворота ДА-200 в
качестве указателя крена?
5. Почему шкала указателя поворота ДА-200 отградуирована в
градусах крена, в то время как регистрирует указатель не крен, а
угловую скорость (вывести зависимость между кренами угловой
скоростью)?
6. Возможны ли правильные виражи с различными кренами?
7. Почему шкала указателя поворота ДА-200 ограничена значением
крена 45 градусов?
* Вопросы для допуска.

VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка установки УПГ-48 и дублера авиагоризонта

Закрепить на поворотной платформе УПГ-48 ДА-200 и подключить
его к штепсельному разъему установки.Подсоединить УПГ-48 к
источнику питания через разъемы "Питание мотора" и "Питание
приборов" (на корпусе УПГ-48).
Перед включением установки УПГ-48 в работу необходимо
ознакомиться с правилами ее эксплуатации, размещенными на
передней панели.
Категорически запрещается вращать маховичек регулирования
угловой скорости вращения платформы при неработающем моторе.

2. Проверка чувствительности указателя поворота ДА-200 при
плоском развороте с угловой скоростью 0,6 град/с.

Установить рукоятку "Вращение платформы" на правой боковой
панели УПГ-48 в положение "Вкл."; рукоятку "Наклон платформы" - в
нулевое положение; переключатель вращения платформы - в положение
"Ручное". Рукояткой реостата отрегулировать напряжение питания
УПГ-48 - 24 В. Контроль по вольтметру ПМ-70 установки.
"Переключатель мотора" установить в положение "Право". Маховичком
отрегулировать угловую скорость вращения платформы 0,6 град/с,
контролируя ее по шкале задатчика угловой скорости установки и
поддерживая напряжение питания 24 В. Определить визуально
величину шкалы, которая должна быть равна 4+-2 град. Ширина
верхней части стрелки равна 4 град.
Повторить проверку, устанавливая "Переключатель мотора" в
положение "Лево".

3. Определение погрешности указателя поворота ДА-200 при кренах
15, 30, 45 градусовс угловыми скоростями соответственно 1,1;
2,3; 4 град/с.

Проверить погрешность указателя поворота при крене 15 град с
угловой скоростью 1,1 град/с.
Наклонить ДА-200 вправо на 15 град и закрепить его. Поставить
"Переключатель мотора" в положение "Право", маховичком установить
по шкале задатчика угловую скорость платформы 1,1 град/с и по
контрольной шкале, закрепленной на стенде ДА-200, определить
погрешность указателя поворота.
Аналогично определить погрешность указателя поворота при кренах
30 и 45 град при угловых скоростях 2,3 и 4 град/с, соответственно.
При кренах прибора вправо или влево на 15, 30, 45 градусов и
соответствующих угловых скоростях стрелка указателя поворота
должна совпадать соответственно с первой (15 град), второй (30
град) и третьей (45 град) отметками контрольной шкалы и шкалы
прибора.
Погрешность указателя поворота должна быть не более +-2 градуса
(два деления по контрольной шкале).
Несовпадение стрелки указателя поворота с нулевой отметкой
шкалы не должно превышать +-1 градус.

4. Проверка времени возвращения стрелки указателя поворота
ДА-200 из крайних положений

Установить угловую скорость вращения платформы 6 град/с.
Платформу УПГ-48 вращать сначала вправо, а затем - влево.
При достижении стрелкой указателя поворота максимального
отклонения "Переключатель мотора" вернуть в нейтральное положение
и одновременно включить секундомер, замеряя время возвращения
стрелки на нулевую отметку шкалы указателя.
Время возвращения не должно превышать 1,6+-0,4 с.
Выключить питание установки.
Доложить преподавателю об окончании работы и ее результатах.
Оформить отчет.

VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Установка УПГ-48

Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.
Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 18 град/с.
Напряжение питания установки постоянным током 27В+-10%. При
включении вращения платформы необходимо поддерживать напряжение
питания на уровне 24 Вольта. Контроль по вольтметру ПМ-70. В
корпусе установки размещен электродвигатель с редуктором для
вращения платформы. Угловые скорости платформы регулируются
маховичком "Регулировка оборотов" и устанавливаются по индикатору
контроля угловой скорости вращения платформы, расположенного на
передней панели установки.
Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале
поворотной платформы и секундомеру.
Реверсирование платформы производится после полной остановки
двигателя с помощью "Переключателя мотора" "Лево-Право".
Наклон платформы осуществляется с помощью рукоятки,
установленной на передней панели. Напряжение питания двигателя
установки осуществляется через розетку "48К", установленной на
левой панели.
Для обеспечения горизонтального положения платформы установка
снабжена регулируемыми винтами. Контроль горизонтальности
осуществляется по уровню, вмонтированного в верхнюю часть
платформы.
Внимание! Маховик регулировки угловой скорости платформы
вращать только при работающем моторе.

2. Основные технические данные указателя поворота ДА-200

Напряжение питания переменным трехфазным током ..36В+-5%.
Потребляемый ток в каждой фазе гиромотора..........0,2А.
Время возвращения стрелки указателя поворота в
нулевое положение..............................1,6+-0,4с.
Погрешность показаний указателя поворота при
вращении платформы УПГ-48 с угловыми скоростями
1,1; 2,3; 4 град/с при кренах 15,30,45 градусов
соответственно не должны превышать...............+-2 градуса.
Масса ДА-200.......................................1,25 кг.

Литература

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.
М.: Воениздат, 1978. - 331с. (для изучения с.153).
2. Соболев Б.Н. Гироскопические устройства и курсовые системы:
Учебное пособие. М.:Моск.энерг.ен-т, 1984. 172 с. (для изучения
с.56-61).
3. Конспект студента.


Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.
Занятие №2 (2 часа).
1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).
Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).
Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья (). При повороте ЛА на угол ( вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.
Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.
2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.
2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.
Составляющие вектора (з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте (, равны:
горизонтальная составляющая (зг=(з'cos(;
вертикальная составляющая (зв=(з'sin(.
Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б):
главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;
ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;
ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.
При таком расположении горизонтальная составляющая (зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая (зв - на ось наружной рамы ГПК.

Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что:
1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;
2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний - опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной (зг;
3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора (зв, со скоростью, равной (зв.
Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что:
1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью (х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, то есть (х= -(зг;
2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ((, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, то есть ((= -(зв.
Угловые скорости (х и (( в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.
Величина ухода (=(('t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции - моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).
Величина ухода (=(х't из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.
2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.
Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось - горизонтальна (рис. 3а).
При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп "сложится".
Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта ("в азимуте") из-за движения ЛА зависит от вида траектории.


Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.
Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).
При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.
Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.
Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом (и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой (. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом:
ON - лежит в плоскости горизонта и направлена на север;
OZ - по линии местной вертикали;
OE - лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.
Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим: WN и WE - северная и восточная составляющие путевой скорости.
За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
(n=(WN/R), где R - радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения (N стоит знак "минус".
За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью
(е=(WE/(R'cos()), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор (з + (е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие
(г=((з + (Е )'cos(=(зг +WЕ/R;
(в=((з + (Е )'sin(= (зв+(WЕ/R)'tg(,
где (зг=(з'cos(, (зв=(в'sin( - горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)'tg( невозможна, так как в этом случае tg((Г. Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход

компенсируется системами азимутальной широтной коррекции - моментной или кинематической.
Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.
Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной (зв.
Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за (зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.
В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.
Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО = (ипм (рис.14.20).
С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z( в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за (зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z( не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.
От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за (зв.
Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за (зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.
2.3. Собственный уход ГПК.
Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).
Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью
((=(Мхтр+Мхнб)/(Н'cos(), что вызывает погрешность в измерении курса.


Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.
Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила
F=m'g (m - масса гиромотора, g - ускорение силы тяжести).
Если ЛА летит с ускорением V(, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m'V(.
Сила F и создает момент Мхнб = F'l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.
Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система "прокачки" подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая "балансировка". В чем сущность работы системы "прокачки" и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.
2.4. Карданная погрешность ГПК.
Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.
Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то:
при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;
при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси ( также не будет.
Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.
Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом (, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.
Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы , а также между осью Х и осью ( наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и (, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы "привязана" к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.


При повороте ЛА вокруг оси АА ось ( отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ( и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ( по направлению стрелки на величину ((. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы ('=(-((.
Величина ((=(-(' и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.
Найдем выражение для (( в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол (, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости - на угол (, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО'tg(.
Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС'cos(. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что
tg('=CD/OC=AB/OC=AO'tg(/OC=tg('cos(. Таким образом, карданная погрешность равна
((=(-arctg(tg(('cos(). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла ( с периодом, равным 180°.
Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.
При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.
Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.
Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.
3. Тормозное устройство ГПК.
Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.
Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М( относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М( станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью (( (при постоянном значении момента М(). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н'(('cos(, который по мере увеличения (( все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.
Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.
Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.
Недостатками ГПК являются:
отсутствие избирательности к заданному опорному направлению - ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или "привязать" к нему;
кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.











Начальник цикла № 4 ВК № 1
полковникА.Зайцев




Практическая работа № 14-6
КУРСОВАЯ СИСТЕМА КС-3
(Продолжительность практического занятия - 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Целью работы является изучение студентами курсовой системы
КС-3 и исследование ее эксплуатационных характеристик.
2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 2 часа)
Изучить виды и способы определения курсов, назначение, сос-
тав, режимы работы, основные технические данные КС-3. Подготовить-
ся к ответу на контрольные вопросы.

Литература
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное обо-
рудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др. М.:
Воениздат, 1978. 311 с. (для изучения с. 163-166, 198-201).
2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование лета-
тельных аппаратов: Учебник/Йваненко А.П. и др. М.: Воениздат,
1971. 439 с. (для изучения с. 204-211).
3. Конспект студента.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1. Лабораторный стенд.
2. Курсовая система КС-3.
3. Установка проверки курсовых систем УПКС.
4. Секундомер.
5. Поворотная установка КПА-5.

1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1. Получить допуск к работе.
2. Изучить правила работы на установке УПКС (см. приложение
к данной работе).
3. Выполнить проверку КС-3 согласно методике, изложенной в
пункте УП настоящего описания.
4. Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результаты проверки
КС-3 по каждому пункту задания; заключение о годности КС-3 к
эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
*1. Виды курсов.
*2. Отличие географического курса от магнитного и магнитного
от компасного.
*З. Виды девиации.
*4. Понятие ортодромии и локсодромии. Условия полета по орто-
дромии.
*5. Понятие о свободном и корректируемом гироскопе.
*6. Свойства З-степенного гироскопа.
*7. Причины собственных и кажущихся уходов гироскопа.
*8. Назначекие и комплект КС-3.
*9. Назначение режимов "ГПК", "МК".
10. Принцип действия индукционного датчика.
11. Работа локального корректора.
12. Назначение коррокционного механизма.
13. Особенности "выставки" (привязки) курсового гироскопа в
полярных широтах (по элоктрокиноматической схеме).
14. Работа электрокинематической схемы КС-3 (режимы "ГПК","МК").
15. Какие курсы могут индицироваться на указателе курса?
16. Работа ГА-1М при изменениях курса, крена и тангажа.
17. Работа азимутальной и горизонтальной коррекции ГА-1.
18. Погрешность КС-3 в определении магнитного и гироскопи-
ческого курсов.
19. Величина собственного ухода гироскопа в азимуте.
* Вопросы для допуска.

УII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. ПРОВЕРКА КОМПЛЕКТА КУРСОВОЙ СИСТЕМЫ КС-3
(комплект на поворотной установке)

1.1. Подготовка.к проверке КС-3
Проверить внешнее состояние агрегатов курсовой системы -
ИД-2М, У-14, ПУ-2, КМ-4, ГА-1, УГР-4У. Подключить эти агрегаты к
пульту. Пульт с помощью жгута Чемодан N1" подсоединить к уста-
новке УПКС. Переключатели пульта установить в следующие положе-
ния: 1 - "ВКЛ", 2 - "БР-1", 3 - "КС-6", 4 - "КС-6В".
Включить выключателем "27 В" питание лабораторного стенда
постоянным током. Контроль по вольтметру "27 В".
Включить питание установки УПКС, установив выключатели "27 В"
и "36 В" в положение "ВКЛ.". Проворить правильность чередования
фаз при помощи переключателя "Пров.фаз". Лампа с надписью "Ярко"
должна гореть ярко, а с надписью "Неярко" - тускло, что соответ-
ствует правильному чередованию фаз источника переменного тока.
Проверить величину напряжения по указателя) УПКС, устанавли-
вая переключатель 16 в положения 1,2,3 для переменного трехфазно-
го тока (36 В+-5%) и в положение 5 для постоянного тока
(27 В+-10%).

1.2. Проверка скорости согласования КС-3

Переключатель режимов на ПУ-2 установить в положение "МК",
а переключатель "Осн.-Зап." в положение "Оск.". Иядекс магнитного
склонения на КМ-4 установить на нулевую отметку. Запомнить курс
по шкале указателя УГР-4у при нажатой кнопке "Согласование". Не
отпуская кнопку, поднести к ИД-2М постоянный магнит и развернуть
шкалу УТР-4у на 10 градусов. Отпустить кнопку, включить секундо-
мер и убрать магнит на расстояние не менее 2 метров от ИД-2М.
В момент остановки шкалы УГР-4у выключить секувдомор (при
восстановления начального значения курса).
Частное от деления 10 градусов па время, измеренное секундо-
мером, будет являться нормальной скоростью согласования. Она дол-
жна находиться в пределах от 2 до 5 град/мин. Аналогично проверить
нормальную скорость согласования при отклонении шкалы УГР-4у на
10 градусов в другую сторону.
Большую скорость согласования проворить следующим образом.
Нажать на кнопку "Согласование".С помощью постоянного магнита
развернуть шкалу УГР-4у на 30 градусов. Отпустить кнопку ^ убрать
магнит. Нажать на кнопку и включить секундомер. В момент останов-
ки шкалы УГР-4у выключить секундомер и отпустить кнопку.
Частное от деления 90 градусов на время согласования будет
большой скоростью согласования. Она должна быть не менее 3,5
град/с.

1.3. Проверка уходов гироскопа гироагрегата
ГА-1 в азимуте

Переключатель режимов на Ш-2 установить в положение ТПК",
а переключатели: "0сн,-3ап
в положение "Север".
Шкалу широтного потенциометра ПУ-2 установить на отметку 56
градусов (широта Москвы).
Запомнить курс по шкале УГР-4у.
Включить секундомер я через 15 мянут отсчитать показания
7ГР-4у. Разность между показаняями 7ГР-4у представляет собой
уход гироскопа в азимуте, который не должен превышать ^1 градус.
Перевести полученное значение к размерности "град/час".

Внимание!Категорически запрещается вращать рукоятки попра-
вочных потенциометров, размещенных на ПУ-2.

1.4. Проверка работы широтной коррекций КС-3
Установить переключатели Л1КС в положения: 16-4, 1-1, "Се-
вер-Юг" - в положение "Север".
Поворачивая ручку "Широта" на Ш-2 комплекта от 0 до 90 гра-
дусов, снять зависимость напряжения по указателю УПКС (шкала
0-5 В) от устанавливаемой широты. Данные занести в табл. 1.

Таблица 1
--------------------------------------------------------------
Широта, град.О 15 30 45 55 65 75 80 85 90
--------------------------------------------------------------
Напряжение, В
("Север")
--------------------------------------------------------------
Напряжение, В
("ЮГ")
--------------------------------------------------------------

Переключатель "Север-Юг" установить в положение "Юг" и повто-
рить проверку. Данные также занести в табл. 1.
По полученным данным настроить и объяснить графики зависи-
мостя напряжения от широты.
Отключить питание УПКС выключателями "36 В" и "27 В". Отсое-
динить от пульта жгут "Чемодан 1".

2. ПРОВЕРКА ОТДВЯЬВЫХ АГРЕГАТОВ СИСТЕЖ КС-3
2.1. Коррекционный механизм КМ-4

Подсоединить усилитель У-11 (У-14) к пульту УПКС с помощью
жгутов "У-У-11", "У-У-14".
Подсоединить КМ-4 к УПКС с помощью жгутов "КМ-4-А-2,
КМ-4-Б-2", "Б-1-У-КМ-4". Подключить к УПКС задатчик курса ЗК.
Установить выключатели УПКС "27 В" и "36 В" в положения
"ВКЛ.", а переключатели - в положения: 17-2, 15 и Э-нейтрально,
12-11.
Индекс магнитного склонения КМ-4 установить на нуль.
Для проверки погрешности КМ-4 задатчиком курса ЗК устанавли-
вать стрелку КМ на деления шкалы через 30 градусов и сверять с
показаниями ЗК.
Разность между показаниями КМ-4 и задатчика курса составля-
ет догрешность КМ на соответствующем курсе.
Данные занести в табл. 2 и вычислить погрешность КМ-4.
Погрешность КМ-4 не должна превышать ^2^5 градуса. Отсоеди-
нить КМ-4 и выключить питание УПКС^

Таблица 2
----------------------------------------------------------------
Показания
КМ-4, град.О306090 - - -360
----------------------------------------------------------------
Показания
задатчика
курса,град.
----------------------------------------------------------------
Погрешность
КМ-4, град.
----------------------------------------------------------------

2.2. Указатель УГР-4у

Присоединить УГР-4у к УПКС с помощью жгута "УГР-4У,УГА-4у,
УМК-Б-2". Включить питание установки УПКС, установив выключатели
"27 В" и "36 В" в положение "Вкл.". Ручкой "СД" устанавливать
шкалу эталонного датчика ДЭ-2 последовательно на отметки от 0 до
360 градусов через каждые 30 градусов, снимая показания курса по
шкале УГР-4у. Разность между показаниями УГР-4у и ДЭ-2 составляет
погрешность УГР-4у.

Данные занести в табл. 3 и вычислить погрешность УГР-4у.
Погрешность УГР-4у не должна превышать ^2 градуса.

Внимание!По окончании проверки выключить питание УПКС лабо-
раторного стенда и отсоединить от УПКС жгуты "У-У-11,
У-У-14".

Доложить преподавателю об окончании работы, результатах,
оформить отчет.

Таблица 3
----------------------------------------------------------------
УГР-4у,град.О306090--300 330
----------------------------------------------------------------
Показания ДЭ-2,
град.
----------------------------------------------------------------
Показания
УГР-4у,град.
----------------------------------------------------------------

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ
1. Установка проверки курсовых систем УПКС
УПКС предназначена для проверки курсовых систем типа КС и
отдельных агрегатов этих систем. Напряжение питания установки
переменным током 36 В +- 5%, 400 Гц.
Напряжение питания установки постоянным током 27 В +-10%.
Погрешность задатчика курса ЗК не превышает 1 градус. Погреш-
ность указателя эталонного УКЭ не превышает 1 градус.
Погрешность эталонного датчика ДЭ-2 не превышает ^1 градус.
Масса установки не более 60 кг.
В состав УПКС входят пять переносных чемоданов. Для работы
используются: чемодан N1 - собственно установка; чемодан N2 -
жгуты; чемодан N3 - пульт управления комплектом КС.
На лицевой панели установки размещены: электроизмерительный
прибор, предназначенный для измерения параметров постоянного и
переменного токов источников питания; эталонный комбинированный
указатель УКЭ - для проверки параметров агрегатов курсовых систем;
эталонный датчик ДЭ-2 - для выдачи сигналов, необходимых для про-
верки указателей курса, работоспособности рам крена курсовых ги-
роскопов; выключатели, переключатели - для включения питания уста-
новки и коммутации цепей проверяемых агрегатов; задатчик курса
ЗК - служит эквивалентом индукционных датчиков типа ИД; штепсель-
ные разъемы - для подсоединения источников питания и агрегатов
курсовых систем к установке.
К крышке УПКС прикреплена таблица переключений выключателей
для сборки электрических схем проверок агрегатов курсовых систем,
перечень проверок, схемы подключения тех или иных агрегатов.

2. Курсовая система КС-3

КС-3 предназначена для определения курса летательного аппа-
рата (ЛА) и углов его разворота, а также для указания пеленгов
(П) и курсовых углов радиостанции (КУР).
Система устанавливает на маломаневренных самолетах и вертолетах.
Состав КС-3: индукционный датчик ИД-2; гироагрегат ГА-1;
указатель курса УГР-4у; коррекционный механизм КМ-4; усилитель
У-14 пульт управления ПУ-2. Система работает совместно с авиаго-
ризонтом АГБ-З и автоматическим радиокомпасом АРК. Курсовая систе-
ма работает в одном из режимов:
а) "ГПК" (гирополукомпаса) - основной режим. В этом режиме
система измеряет и выдает на указатель УГР-4у и потребителем ор-
тодромический курсFорт, равный гиромагнитному (магнитному)
курсуFгм(м) в пункте коррекции. При полете по заданной орто-
дромии ортодромический курс должен быть равен начальному (или про-
межуточному) путевому углу ортодромии

Fорт = НПУО (1ШУО);

б) "МК" (магнитной коррекции). В этом режиме осуществляется
начальная выставка и коррекция гироагрегата в полете: гироагрегат
"привязывается" к магнитному меридиану исходного или промежуточно-
го пункта маршрута. При этом на указатель и потребителем перед
взлетом (в полете) задается гиромагнитный курс Fгм=Fг+Ам
гдеFг - гироскопический курс, град; Ам - поправка, град.
Рассмотрим эти режимы по электрокинематической схеме системы
КС-3 (рис. 1).

2.1. Режим "ГПК"

Для включения КС-3 в этот режим необходимо переключатель "П"
установить в положение "ГПК". При этом срабатывает реле Р2 и от-
ключает магнитную коррекцию гироагрогата. С помощью ручки на пуль-
те управления устанавливается значение широты места полета (шкала
проградуирована в градусах широты от 0 до 90).
С широтного потенциометра Пf снимается сигнал ОМЕГА 3.В. для
компенсации "кажущегося" ухода главной оси гироагрегата в азимуте
из-за суточного вращения Земли. С помощью балансировочного потен-
циометра Пб , расположенного в ПУ-2, формируется сигнал омега рб
компенсации собственного ухода главной оси гироскопа. На двигатель
азимутальной коррекции КДД поступает суммарный сигнал
ОМЕГА зв=+-омега рб
Двигатель КДА прикладывает момент к оси внутренней рамы ГА-1, ко-
торый компенсирует уходы главной оси гироскбпа. Поскольку перед
началом режима "ГПК" проводится начальная выставка гироскопа (ре-
жим "МК"), то на указатель УГР-4у и потребителям подается сигнал
ортодромического курса. В указателе этот сигнал поступает на ста-
торную обмотку сельсина-приемника СП-2. Сигнал рассогласования с
обмотки ротора СП-2 после усиления подается на двигатель ДВ, ко-
торый через редуктор Р поворачивает ротор СП-2 в согласованное
положение. Одновременно разворачивается шкала курса относительно
верхнего неподвижного индекса, показывая ортодромический курс
ЛА. Заданный курс вводится с помощью кремальеры путем разворота
широкой стрелки относительно подвижной, шкалы курса, проградуиро-
ванной в градусах от 0 до 360 (оцифровка через 10 градусов, цена
деления 2 градуса).
С сельсина-датчика автоматического радиокомпаса АРК на об-
мотку статора СП-1 подается сигнал курсового угла наземной радио-
станции КУР. Сельсин СП-1 работает в индикаторном режиме. Узкая
стрелка, укрепленная на оси ротора СП-2, покажет КУР по неподвиж-
ной шкале указателя. Угол поворота этой стрелки относительно под-
вижной шкалы равен магнитному пеленгу Пм радиостанции.

2.2. Режим "МК"

Для включения КС-3 в этот режим необходимо переключатель "П"
установить в положение "МК". Реле Р2 обесточится и через свои
замкнувшиеся контакты подключает сельсин-приемник СП-2 через уси-
литель к двигателю ДВ гироагрегата ГА-1 для согласования гироско-
пического курса с магнитным.
В этом режиме осуществляется коррекция пси^гпо пси^м .
Сигнал поступает с сельсина-датчика курса СД ГА-1 на
статорную обмотку СП-2 КМ-4. Магнитный курс вводится в КМ-4 сле-
дующим образом. С индукционного датчика Щ-2 на статорную обмот-
ку СП-1 КМ-4 поступает сигнал пси`м (без учета четвертной девиа-
ции). С обмотки ротора СП-1 сигнал рассогласования после усиления
подается на двигатель ДВ КМ-4, который через редуктор Р развора-
чивает ротор СП-1 в согласованное положение. Одновременно через
лекальный корректор ЛК поворачивается ротор СП-2 и стрелка КМ-4,
которая по шкале покажет курс пси^м.
С помощью ЛК осуществляется учет четвертной девиации и инст-
рументальных погрешностей ИД-2. В результате этого выходной вал
ЛК и укрепленный на нем ротор СП-2 будут повернуты на угол пси^м.
На обмотке ротора СП-2 будет формироваться сигнал поправки альфа м
который после усиления подается на двигатель ДВ. Двигатель через
редуктор Р вращает статор СД до тех пор, пока альфа^м не станет
равной нулю.
Для ускорения согласования Fм с Fг необходимо нажать кноп-
ку К пульта управления ПУ-2. Напряжение +27 В через замкнувшиеся
контакты кнопки К подается на электромагнитную муфту ЭММ, которая
изменяет передаточное отношение редуктора. Если не нажимать кноп-
ку К на ПУ-2, то согласование производится со скоростью 2-5 град/мин.
При нажатой кнопке скорость согласования увеличится до 10 град/с.
Таким образом, сигналы магнитной коррекции непосредственно
на систему азимутальной коррекции гироскопа не воздействуют, а
вводят необходимую поправку альфа_мпутем отработки статора сельси-
на-датчика СДf . Об окончании процесса согласования судят по
остановке подвижной шкалы курса УГР-4у. В режиме "МК" система вы-
дает на указатель и потребителям сигналы гиромагнитного курса
Fгм. При необходимости с помощью кремальеры "дельтаМ" КМ-4 вводит-
ся поправка на магнитное склонение дельтаМ или условное магнитное
склонениедельтаМусл, необходимые для формирования ортодромического
курса.
К системе возможно подключение астрокорректора АК. Принцип
работы в режиме "АК" аналогйчен режиму "МК".
При невозможности проведения магнитной коррекции (например,
в приполярных широтах) стояночный курс вводится с помощью задат-
чика курса пульта ПУ-2. Предварительно точное значение стояночно-
го курса ЛА определяется одним из следующих методов:
- с помощью теодолита и буссоли;
- с помощью буссоли;
- установкой ДА по специальной разметке на стоянке;
- пеленгацией посредством бортового прицела ориентира с за-
ведомо известными координатами.
На оси нажимной рукоятки задатчика курса ПУ-2 укреплены две щет-
ки ламельных устройств Л1 и Л2. При замыкании ламели Л1 срабаты-
вает электромагнитная муфта ЭММ, перестраивающая редуктор Р на
большую скорость согласования (отработки) статора СДфи. Одно-
временно замыкается ламель Л2 и на двигатель ДВ в ГА1 подается
фиксированное опорное напряжение. В результате статор СДфи и,
следовательно, шкала указателя УГР-4У будет вращаться с некоторой
постоянной скоростью. По достижении показаний УГР-4У значения сто-
яночного курса рукоятку задатчика курса на ПУ-2 необходимо отпус-
тить. После освобождения рукоятки Л1 и Л2 возвращаются в нейтраль-
ное положение и двигатель ДВ останавливается.

2.3. Основные технические данные системы КС-3

Погрешность в режиме "ГПК" . . . . . . . . . . ..+-1,5 град.
Погрешность в режиме "МК" . . . . . . . . . . . . . .+-2 град.
Собственный уход гироскопа в азимуте. . . . . до 4 град.в час.
Время готовности к работе . . . . . . . . . . . . .до 5 мин.
Напряжение питания постоянным током . . . . . . . .27 В +-10%.
Напряжение питания переменным током . . . . . . . . 36 В+- 5%.
Частота переменного тока. . . . . . . . . . . . . 400 Гц +-2%.
Высотность. . . . . . . . . . . . . . . . . . . ... 25 км.
Масса . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . ..25,5 кг.
Практическая работа №14-7

СИСТЕМА КУРСОВЕРТИКАЛИ
(Продолжительность практического занятия - 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение принципа действия и полу-
чение навыков проверок основных параметров системы курсоверти-
кали СКВ-2Н.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия гироскопической кур-
совертикали КВ-2Н и системы курсовертикали СКВ-2Н. Заготовить
черновик отчета и подготовиться к ответу на контрольные вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд
2. комплекти системы СКВ-2Н
3. Контрольно-проверочная аппаратура КПА-СКВ

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе
2. Ознакомиться с расположением агрегатов, органов управ-
ления и элементов сигнализации, указанных в п.1 и 2 раздела 7 данно-
го описания
3. Выполнить основные проверки системы СКВ-2Н
4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать: титульный лист, результаты прове-
рок, заключение о годности системы СКВ-2Н к эксплуатации, краткие
ответы на контрольные вопросы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Виды курсов
*2. Отличие географического курса от магнитного и магнитно-
*го от географического
*3. Виды девиации
*4. Понятие ортодромиии локсодромии. Условие полета по
*ортодромии
*5. Понятие о свободнос и корректирующем гироскопе.
*6. Свойства 3-х степенного гироскопа
*7. Принципы собственных и кажущихся уходов гироскопа.
*8. Назначение и комплект СКВ-2Н
*9. Назначение режимов ¦ГПК¦, ¦МК¦, ¦НВК¦
10. Работа электрокинематической схемы курсовой части СКВ
(все режимы)
11. Какие курсы могут идентифицироваться на НПП в режиме
¦МК¦?
12. Работа КВ-211 при изменениях курса, крена и тангажа.
13. Сигналы каких углов самолета (истинных значений) выда-
ются с КВ-2Н не мгновенно?
14. Почему управление рамой крена при больших углах танга-
жа становиться ¦вялым¦?
15. Работа КВ-2Н в режиме вертикального маневра ( по схе-
мам КВ-2Н и блок-схемме СКВ)
16. Погрешности СКВ-2Н в измерении курса, крена и тангажа.
17. Величина собственного ухода курсвого гироскопа.
*вопосы для допуска

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1.Подготовка к проверке СКВ-2Н

Агрегаты комплкса СКВ-¦Н: курсовертикаль КВ-¦Н, блок
усиления БУ, пульт широтной коррекции ПШК-4, блок распределе-
ния БР-40, коррекционный механизм КМ-5, задатчик курса ЗК-4, ре-
гулятор рамы РР (временно отсутствует) подключить в соответствии
с надписями на штепсельных разъемах по схеме №1 (крышка КПА
СКВ №2) к установке КПС СКВ №1.
Включить выключатель ¦=27 В¦ на вертикальной панели ла-
бораторного стенда. Выключить ыключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ на па-
нели установки УП КСИ.
Нжатием переключателя ¦Пров. фаз¦ проверить правиль-
ность чередования фаз переменного тока. При правильном чередова-
нии фаз лампы должны гореть в соответствии с надписями ¦Ярко¦,
¦Тускло¦.
Установить переключатель 2 в положение 1,2,3,4, проверить
величины подаваемых напряжений постоянного 27 В и переменного
36 В тока по верхней шкале 50 В электроизмерительного прибора ИП.
Они должны быть соответственно равны 36В+1.8 В и 27 В+2.7 В. Вы-
ключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ установить в положение ¦Выкл.¦. Перелю-
чатель на лицевой панели задатчика курса ЗК-4 установитьв поло-
жение ¦ЗК¦.
Курсовертикаль КВ-2Н выставить по шкалам курса и тангажа
поротной установки в нулевое положение.

2 Проверка работоспособности системы СКВ-2Н
Переключатели КПА СКВ установить в положения: В1-В5 -
¦I¦; И6 - ¦2¦; В9,В10 - ¦Выкл¦; В8, В11-В14 - ¦Выкл¦.
Включить одновременно выключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ УП
КСИ и секундомер. Лампа Л4 через 30 (+20, -5) с должна погаснуть,
что говорит о готовности СКВ-2Н к проверке.
Начальное положение эталонного указателя ЭУС-7 должно
быть примерно 30 град (или 210 град).
Наклонить курсовертикаль КВ-2Н в сторону пикирования
(кабрирования). При этом показания ЭУС-7 должны уменьшаться
(увеличиваться). Записать показания ЭУС-7.
Установить переключатель В1 КПА СКВ в положение 2.
Начальное положение ЭУС-7 должно быть примерно 330
град. При наклоне КВ-2Н в сторону левого (правого) крена показания
ЭУС-7 должны уменьшаться (увеличиваться).
Записать показания ЭУС-7.
Установить переключатель В1 КПА СКВ в положение 3.
При проверке КВ-2Н по курсу по ходу (и против хода) часо-
вой стрелки показания ЭУС-7 должны увеличиваться (уменьшаться).
Записать показания ЭУС-7.
Выключатели В8 и В12 КПА СКВ установить в положение
¦Вкл¦.
Поворачивая кремальерой стрелку имитатора индукционного
датчика ЗК, установить стрелку КМ-5 на отметку ¦ноль¦.
Нажать кнопку Кн.1.
ЭУС-7 должен согласоваться с показаниями КМ-5 с точ-
ностью +3 град.
Показания БР-40 должны отличаться от показаний ЭУС-7 не
более, чем на +1-2 град.
Записать показания ЭУС-7.
При нажатой кнопке КН1 кремальерой ЗК повернуть стрелку
по ходу и против хода часой стрелки.
При увеличении (уменьшении) показаний ЗК показаний ЭУС-
7 и КМ-5 увеличиваются (уменьшаются).
Записать показания ЭУС-7.

3. Поверка погрешности системы СКВ-2Н в режиме магнит-
ной коррекции (МК)
Перключатели КПА СКВ установить в положения: В1 - ¦3¦;
В5, В7 - ¦1¦;В6 - ¦2¦; В9,В10 - ¦Вкл¦; В8, В11-В14 - ¦Выкл¦.
Устанвливая кримольерой стрелку ЗК на курсы 0,30,60 град. и
т. д. через 30 град, проверить погрешность системы СКВ-2Н по
ЭУС-7 при нажатой кнопке Кн1. Результаты измерений занети в
Табл.1.
Таблица 1
------------------------------------------------------------------------
Показания ЗК,
град010 2030
------------------------------------------------------------------------
Показания ЭУС,
град
------------------------------------------------------------------------
=ЗК-ЭУС,
град
------------------------------------------------------------------------
Погрешностьне должна превышать +1.5 град.

4. Проверка погрешности системы СКВ-2Н в режиме началь-
ной выставки курса (НВК)

Переключатели КПА СКВ установить в положения : В1 - ¦3¦;
В2, В5 - ¦1¦;В6 - ¦2¦; В8-В10,В12 - ¦Вкл¦; В11, В13,В14 - ¦Выкл¦.
Установить стрелку ЗК-4 на ¦0¦.
Нажать кнопку и держать ее нажатой до согласования пока-
заний ЭУС-2Н и БР-40 с показаниями ЗК-4.
Устанавливая стрелку ЗК-4 на курсы 0,30,60 град. и т.д. через
30 град., проверить погрешность системы СКВ-2Н по УЭС-7 при на-
жатой кнопке Кн2.
Результаты измерений занети в Табл.2.
Таблица 2
-------------------------------------------------------------------------
Показания ЗК-4,град 010 2030
-------------------------------------------------------------------------
Показания ЭУС,град
-------------------------------------------------------------------------
=ЗК-4-ЭУС,град
-------------------------------------------------------------------------
Погрешностьне должна превышать +2 град.

5. Проверка погрешности (уходов) системы СКВ-2Н в режиме
гирополукомпаса (ГПК)

Шкалу широты ПШК-4 установить на отметку 56 град
(широта Москвы; С - северное полушарие).
На любом из курсов (0, 90,180 и 270 град) проверить уход кур-
сового гироскопа КВ-2Н, для чего:
- записать показанния ЭУС-7 и включить секундомер,
- через 10 мин. записать показания ЭУС-7.
Изменение показаний ЭУС-7 за 10 мин. не должно превышать
+15 угловых минут. Привести размерность ухода к град/час.

6.Проверка уходов гироскопа вертикали по крену и тангажу

а) Для проверки уходов гироскопа вертикали по крену при
выключенной поперечной коррекции установить КВ-2Н так, чтобы
продольная ось была паралельна напрвлению ¦Запад-Восток¦.
Переключатели КПА СКВ установить в положения : В1, В6 -
¦2¦; В10 - ¦Выкл¦. Показание ЭУС-7 Должно быть примерно 330 град.
Включить секундомер.
Через 6 мин. вновь отсчитать показание ЭУС-7. За 6 мин. ра-
боты КВ-2Н показание ЭУС-7 должно измениться не более, чем на +1
град. Привести размерность ухода к град/час.
б) Для проверки уходов гироскопа вертикали по тангажу при
выключенной продольной коррекции установить КВ-2Н так, чтобы
продольная ось была паралельна напрвлению ¦Север-Юг¦.
Переключатели КПА СКВ установить в положения : В1, В6 -
¦1¦; В9 - ¦Выкл¦; В10 - ¦Вкл¦. Показание ЭУС-7 Должно быть при-
мерно 30 град. Включить секундомер.
Показание ЭУС-7 должно быть примерно 30 град. Включить
секундомер.
Через 6 мин. вновь отсчитать показание ЭУС-7.
За 6 мин. работы КВ-2Н показание ЭУС-7 должно измениться
не более, чем на +1 град. Привести размерность ухода к град/час.

7. Проверка сигнала широтной коррекции

Переключатели КПА-СКВ установить в положения: : В1- В7 -
¦1¦; В8- В15 - ¦Выкл¦. Переключатель лабораторного стенда
установить в положение¦N¦.
Плавно устанавливая шкалу широтного потенциометра на
отметки от 0 до 90 град. (северное полушарие - С), записать показание
вольтметра лаборатоного стенда ¦Проверка ПШК¦.
Поставить переключатель в положение ¦S¦. Повторить про-
верку, устанавливая шкалу широтного потенциометра на отметки от
0 до 90 град. (южное полушарие - Ю), записать показание вольтметра.
Показание вольтметра не должно превышать величин, указанных в
Табл.3.
По полученным данным построить и объяснить графики зави-
симости напряжения от широты.
Таблица 3
--------------------------------------------------------------------------
Широта,градПоказанияДопустимые
вольтметра,В; С/Ю погрешности,В
--------------------------------------------------------------------------
0 0/0 0
----------------------------------------------------------------------
15 3.1 +0.2
----------------------------------------------------------------------
30 6.0
----------------------------------------------------------------------
45 8.5
--------------------------------------------------------------------------
55 9.8
----------------------------------------------------------------------
65 10.9
----------------------------------------------------------------------
75 11.6
---------------------------------------------------------------------- +0.3
80 11.8
----------------------------------------------------------------------
85 11.9
----------------------------------------------------------------------
90 12.0
---------------------------------------------------------------------------

Включить питание установок, стенда. Доложить преподава-
телю об окончании работы, результатах. Оформить отчет.


8 ПРИЛОЖЕНИЕ

Основные технические данные системы СКВ-2Н

1. Время готовности, минне более 2
2. Собственный уход, град/час
-курсового гироскопане более 1.5
- гирвертикалине более10
3. Погрешность по крену и тангажу, градус
- послевиражная не более +2
- после выполнения фигур сложного пилотажа
не более +4
4. Потребляемая мощность:
-по постоянному току, Вт 100
- по переменному току, В*А260
5. Питание, В, Гц, В36,400,27
6. Масса, кгне более 32


ЛИТЕРАТУРА
1. Соболев Б.Н. Гироскопические устроцства и курсовые си-
стемы: Учебное пособие М.:МЭИ, 1984, 172 с.
2. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.
М.:Воениздат, 1978, 311 с. (с. 208-214)
3. Конспект студента


Практическая работа №15-7

АВТОМАТИЧЕСКОЕ НАВИГАЦИОННОЕ УСТРОЙСТВО АНУ-IА
(Продолжительность практического занятия - 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Изучить состав, назначение и работу навигационного уст-
ройства АНУ-!А, исследовать его основные эксплутационные харак-
теристики.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку к работе - 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные
технические данные АН-1А. Подготовиться к ответу на контрольные
вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд
2. Навигационное устройство АН-1А
3. Электрический пневмонасос-установка КПА-ПВД
4. Секундомер

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе
2. Изучить правила работы на установке КПА-ПВД (см. при-
ложение к данной работе)
3. выполнить проверку АН-1А согласно методике, изло-
женной в п. 8 настоящего описания
4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать: титульный лист, результаты про-
верки АНУ-1А по каждому пункту задания, заключение о годности
АНУ-1А к эксплуатации, краткие ответы на контрольные вопросы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Задачи навигации
*2. Способы счисления пути (методы)
*3. Угол карты и навигационный треугольник скоростей
*4. Назначение и режимы работы АНУ-1
*5. Назначение системы ДИСС
6. Назначение, принцип действия счетчика координат АНУ
7. Работа АНУ-1 в режиме ¦ДИСС¦
8. Что представляет собой в АНУ-1 узел памяти ветра?
9. Ограничение по использования режима ¦ДИСС¦
10. Работа АНУ-1 в режиме ¦Память¦
11. На каких ЛА устанавливается АНУ-1?
12. Почему режим ¦Память¦ ограничен 20-30 минутами?
13. Работа АНУ в режиме ¦Автономный¦
14. Ограничение по использованию режима ¦Автономный¦
15. Точностные характеристики АНУ-1
*вопосы для допуска

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

Внимание! Каждый из привеленных ниже пунктов 2-5 выпол-
нять строго в излагаемой последоательности

1. Определение расчетных значений координат

Начертить в отчете условную прямоугольную систему коор-
динат и построить треугольник скоростей (рис. 7.1, Л.1), используя
следующие входные данные: угол карты 30 градусов, путевая и воз-
душная скорости по 800 км/ч, угол ветра минус 8 градусов. По фор-
мулам 7.3-7.4 Л.1 определить расчетные значения координат через 1
час полета , полагая, что входные данные в течении 1 часа не изменя-
ются. Полученные значения занести в соответствующую графу табл. 1

Таблица 1
------------------------------------------------------------------------------
N Время, Координаты, км.
пункта Режим мин.------------------------
раздела УПY (¦С¦) X (¦В¦)
------------------------------------------------------------------------------
1АНУ отключена 60
(расчетные)
-------------------------------------------------------------------------------
2 ¦ДИСС¦ 10
-------------------------------------------------------------------------------
3¦Память¦15
-------------------------------------------------------------------------------
4¦Память¦10
-------------------------------------------------------------------------------
5 ¦Автономный¦10
-------------------------------------------------------------------------------

2 Определение координат в режиме ¦ДИСС¦
Установить переключатели ¦Счетчик НИ-50¦ и ¦Память¦ в
положение ¦откл¦, переключетель ¦ДИСС-Автономный¦ - в положе-
ние ¦ДИСС¦.
Включить питание лабораторного стенда выключателями
В1(27 В) и В¦ (115 В). Задатчиком путевой скорости установить зна-
чение скорости 800 км/ч, на задатчике угла карты ввести значение
угла 30 градусов, а на задатчике угла сноса минус 15 градусов.
Подсоединить к штуцеру ¦Д¦ стенда дюрит от магистрали
¦Д¦ установки КПА-ПВД и создать в датчике воздушной скорости
¦ДВС¦ давление, соответствующее воздушной скорости 800 км/ч.
ВНИМАНИЕ! При задании вождушной скорости учитывать, что
¦ДВС¦ характеризуется большими постоянными времение и перере-
гулированием и что рост скорости не должен превышать 50-100 км/ч
за секунду!
Установить стрелки ¦С¦ и ¦В¦ счетчика НИ-50 на ноль.
Включить счетчик, через 10 минут выключить его и записать в табл. 1
значение координат (умножив их предварительно на ¦6¦).
Включить режим ¦Память¦, установить задатчик путевой
скорости на нулевую отметку. Кранами КПА-ПВД снизить давление в
¦ДВС¦ до атмосферного, следя при этом, чтобы спад скоорости по
указателю КПА-ДВП был не более 50-100 км/ч за секунду. Через 60-80
секунд отключить питание лабораторного стенда (В1 и В2).

3. Оценка работы узла памяти ветра
Установить стреки счетчика НИ-50 на нуль. Включить В1, В¦
и счетчик НИ-50. Через 15 минут отключить счетчик и запистаь зна-
чения координат в табл. 1 (умножив их предварительно на ¦4¦).
Создать давление в ¦ДВС¦, соответствующее скорости по
шкале ¦ДВС¦ 800 км/ч (со скоростью не более 50-100 км/ч за сек).

4. Определение координат в режиме ¦Память¦
Установить стрелки счетчика НИ-50 на нуль. Включить счет-
чик, через 10 минут отключить и аписать значение координат в табл.
1 (умножив предварительно на ¦6¦)

5. Определение координат в режиме ¦Автономный¦
Выставить на задатчик ветра ЗВ-1 значения: скорости 200
км/ч, угла ветра минус 8 градусов и угла карты 30 градусов. Довести,
при необходимости, значение скорости по ¦ДВС¦ до 800 км/ч.
Отключить выключатель ¦Память¦ и через 30-40 секунл
включить режим ¦Автономный¦. Установить стрелки счетчика НИ-50
на нуль, включить счетчик, через 10 минут отключить и записать зна-
чения координат в табл. 1 (умножив предварительно на ¦6¦).
Кранами КПА-ПВД снизить давленеи в ¦ДВС¦ до атмосфер-
ного, следя при этом, стобы спад скорости по указателю КПА-ПВД
не был более 50-100 км/ч за 1 сек. Отключить питание стенда (В1 и
В2).

6. Оценка узла памяти ветра (УПВ)

Работа УПВ характеризуется разницей ¦ ¦:



где




где- данные из п.3 табл.1;
- определяется из ранее вычеченого тре-
угольника скоростей (п.1 раздела 8 данной работы).
не должна превышать +6 км/ч.

7. Определение погрешностей счисления пути ( )




где - погрешность АНУ в соответствующем режиме;
- значение координат из пп. 2,4,5 табл. 1

Погрешности не должны превышать соответственно 1.75 %;
1.75ё3%; 5.5ё6%
Доложить преподавателю об окончанию работы, ее результа-
тах и овормить отчет.

8 ПРИЛОЖЕНИЕ
Устанолвка предназначена для проверки аэрометрических
приборов. Диапазон создаваемых давлений и разряжений соответ-
ственнодо значения приборной скорости 1600 км/ч (на Н=0 км) и
значения Н=11 км.
Напряжение питания КПА-ПВД - 27 В постоянного тока.

Правила пользования КПА-ПВД

1. При создании давления и разряжения их изменения не
должныосуществляться быстрее чем 50-100 км/ч/сек. и 150-200
м/сек по указателю КПА-ПВД и контролируемым высотомерам со-
ответственно.
2. Время непрерывной работы установки не более 5-10 минут
с последующим перерывом 3-5 минут
3. Вид панелей управления КПА-ПВД представлены на рис. 1















4. Для создания динамического давления (скоорости) необхо-
димо (рис. 1):
- кран II установить в положение2000 км/ч;
- кран 7 установить в положение ¦Давл¦;
- кран 2 закрыть;
- выключить переключатель 6 и плавным вращением от-
крыть кран 4. Придостяжении требуемого давления (скорости)
кран 4 акрыть, а переключатель 6 выключить. Сброс давления
осуществляется плавным открытием крана 2.
5. Для создания статического давления (высоты) необходимо:
- кран 7 установить в положение ¦Разр¦;
- кран 5 закрыть;
- кран 16 установить в положение ¦300¦ (поворот на 300
град.);
- включить переключатель 6 и плавным вращением открыть
кран 6. При достяжении требуемого статического давления (высоты)
кран 3 закрыть, а переключатель 6 выключить. Для сброса статиче-
ского давления плавно открыть кран 5.

2. Основные технические данные АНУ-1А

Рабочий диапазон высот 0-20 км
Рабочий диапазон истинных воздушных скоростей 200-1100 км/ч
Рабочий диапазон скоростей ветра 0-200 км/ч
Рабочий диапазон путевыхскоростей 200-1100 км/ч
Инструментальная погрешность:
- режим ¦ДИСС¦ 1.75%
- режим ¦Память¦ 1.75-3%
- режим ¦Автономный¦ 5.5-6%
Масса 15.5 кг

ЛИТЕРАТУРА
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное
оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.
М.:Воениздат, 1978, 311 с. (с. 208-214)
2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование ле-
тательных аппаратов: Учебник/А. П. Иваненко и др. М.:Воениздат,
1971, 440 с. (с. 217-221, 228-232)
3. Конспект студента


Лабораторная работа #16-12
АВТОНОМНЫЙ КОНТУР САУ
(Продолжительность практического занятия - 4 часа)

I.ЦЕЛЬ РАБОТЫ
Цельюработы является изучение студентами автономного конту-
ра САУ в виде автопилота АП-155 и исследование его законов управ-
ления.

II.ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ
(Время на подготовку - 2 часа)
Изучить назначение, основные технические данные, функциональную
схему и законы управления АП-155. Подготовиться к ответу на конт-
рольные вопросы.

Литература:
1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное оборудова-
ние ЛА. Учебник/Демушкин С.К. и др. М.Воениздат,1978,311с(для изу-
чения с.236-242,251-269).
2.Конспект студента.

Ш.МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
1.Лабораторный стенд - макет самолета с АП-155.
2.Контрольно-проверочная установка - пневмонасос КПУ-3

IУ. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ
1.Получить допуск к работе
2.Изучить правила работы на КПУ-3 (указаны на передней панели
установки).
3.выполнить проверку АП-155 согласно методике, изложенной в п. УП
данного описания.
4.Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ
Отчет должен содержать: титульный лист, результаты проверки по каж-
дому пункту задания, заключение о соответствии законов управления
макета законам управления АП-155, краткие ответы на контрольные
вопросы.


УII. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Назначение, режим работы и функциональные возможности
AП-155.
*2. Комплект AП-155, назначение агрегатов.
*3. Функциональная схема AП-155 - совместная работа автопилота
и электромеханической системы управления самолетом (тяги, механиз-
мы).
*4. Понятие закона управления (на примере любого закона).
5. Почему парирование короткопериодических колебаний самоле-
та (демпфирование) не может быть выявлено датчиком вручную?
6. Сигналы каких датчиков необходимы для обеспечения демпфи-
рования самолета? Написать закон управления для реализации демпфи-
рования.
7. Зависит ли демпфирование от высоты и скорости полета и
почему?
8. Назначение и работа ячеек тангажа, крена и курса блока
ЕС-155 во всех режимах (сельсины СП1-СП5; реле Р7,3,6,2,19; В1-ЯЗ;
ФЧВ1,2,3; ДГ1,2,3; ЭЖ,2,3).
9. Что происходит с All-155 при срабатывании датчиков усилий
ручки летчика (общая характеристика)?
10. Почему АН-155 не обеспечивает одновременной стабилизации
курса и крена самолета?
11. Чем заканчивается "приведение к горизонту" в канале ста-
билизатора?
12. Необходимость учета сигнала от датчика угла атаки.
13. Необходимость учета сигнала от корректора высоты.
14. Необходимость учета сигнала от датчика перегрузок.
15. Параметры полета самолета по окончании "приведения к гори-
зонту".
16. Максимальные углы отклонения рулей самолета от АП-155.
17. Необходимость совместной работы АП-155 и триммера тангажа.
18. Назначение, состав и общие сведения о программе работы
логической ячейки.
19. Назначение, режимы работы и функциональные возможности
САУ-23.
*Вопросы для допуска.

УII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ
1. Подготовка к исследованию законов управления АП-155
Выписать из рекомендованной литературы законы управления ка-
нала стабилизатора от рулевого агрегата в режимах "Стабилизация"
и "Приведение к горизонту" - для вариантов свободной и загружен-
ной вручную ручки управления самолетом "РУ" (с. 259, 261, 265 и
269 Л.1).
По законам управления составить перечень сигналов от датчи-
ков канала стабилизатора и вписать обозначение этих сигналов в
табл. 1.

таблица 1
----------------------------------------------------------------
Сигналы от
датчиков
Режим,
состояние РУ
----------------------------------------------------------------
"Стабилизация" РУ свободна
РУ загружена
----------------------------------------------------------------
"Приведение кРУ свободна
горизонту"РУ загружена
----------------------------------------------------------------

Используя встроенный жидкостный уровень, установить гиродат-
чик крена и тангажа (на макете самолета) в плоскость горизонта.
Установить флюгер датчика угла атаки в нейтральное положение.
Убедиться в том, что кран атмосферы КПУ-З открыт и установить
с помощью кремальеры стрелки высотомера КПУ-З на нуль.

2. Проверка прохождения сигналов от датчиков в
режиме "Стабилизация"
Включить питание макета выключателями "27 В" на панели пита-
ния лабораторного стенда "АГБ-З" и "АЛ" на нижнем пульте управле-
ния питанием макета. Убедиться по вольтметрам пульта в наличии
напряжения постоянного тока 27 В и переменного тока 36 В.
На верхнем пульте управления макета переключить тумблеры-
имитаторы датчиков усилий РУ "К" и "Т" в наружные стороны от кор-
пуса пульта управления. Такое положение тумблеров соответствует
освобожденной от усилий РУ.
Через 30 с после включения питания включить режим "Стабили-
зация" - кнопкой-лампой зеленого цвета на верхней части пульта
управления. О переходе All-155 в режим свидетельствует загорание
кнопки-лампы "Стабилизация".
Далее проверить прохождение сигналов от датчиков, сигналы
которых перечислены в табл. 1: при механическом перемещении датчи-
ков обе половины стабилизатора макета должны синхронно отклонять-
ся вверх или вниз. Для проверки прохождения сигнала высоты необ-
ходимопользуясь инструкцией на КПУ-З, создать по высотомеру при-
ращение высоты от 0 до 100 м (не более!) и обратно. При этом поло-
вины стабилизатора также должны перемещаться.
Внимание: при "активизации" датчиков следить за лампочкой
"тангаж" сигнализации крайнего положения штока РАУ. При загорании
лампочки ее следует погасить путем наклона гиродатчика по тангажу.
Результаты опытов занести в верхнюю графу табл. 1.
Переключить тумблер "Т" - имитатор загрузки РУ - во внутрен-
нюю сторону пульта управления. Повторно проверить прохождение си-
гналов от датчиков и результаты занести в соответствующую графу
табл. 1.
3. Проверка прохождения сигналов от датчиков в режиме "Приведение
к горизонту"
Отключить режим "Стабилизация" с помощью единой кнопки отклю-
чения режимов - кнопки красного цвета "АЛ отключен" на пульте уп-
равления режимами АП-155. После нажатия кнопки гаснет кнопка-лам-
па "Стабилизация". Включить режим "Приведение к горизонту" - на-
жатием кнопки "Приведение" на пульте управления.
После загорания зеленой лампочки "Приведение" на пульте уп-
равления, проверить прохождение всех сигналов по методике п. 2
данного раздела. Результаты опытов занести в табл. 1.
Выключить режим, питание макета и выключатель "27 В" питания
лабораторного стенда "АГБ-З".
Пользуясь данными табл. 1, написать для каждой строчки таб-
лицы закон управления. Сделать вывод о соответствии полученных
законов управления законам из п. 1 данного раздела.
Доложить преподавателю об окончании работы, результатах и
оформить отчет.

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ
Основные технические данные АП-155

Точность стабилизации заданных углов ....... +-1 град.
Точность стабилизации барометрической высоты... +-(5..40) м.
Максимальные углы отклонения рулей от РАУ:
- РАУ-Т, . . . . . . . . . . . . . . ...... +-1,45 град.
- РАУ-К" . . . . . . . . . . . . . . ....... +-2 град.
Скорости отклонения рулей от РАУ:
- стабилизатора . . . . . . . . . . ....... 15 град/сек.
- элеронов . . . . . . . . . . . . . ...... 20 град/сек.
Скорости перемещения штоков РАУ:
- РАУ-Т . . . . . . . . . . . . . . ...... 50..100 мм/сек.
- РАУ-К . . . . . . . . . . . . . . ...... 55..120 мм/сек.
Номинальная нагрузка на штоках РАУ . ....... . . . 4 кг.
Максимальная нагрузка на штоках РАУ ....... . . . 15 кг.
Разрушающее усилие для РАУ . . . . . ....... .1600 кг.
Время готовности . . . . . . . . . . ..... не более 3 мин.
Напряжение питания:
- постоянным током . . . . . . . . . .......27..0,5 В.
- переменным З-фазным частотой 400 Гц...... 36..0,5 В.
Масса . . . . . . . . . . . . . . . ...... не более 28 кг.


Тема N 17 "Бортовые средства объективного контроля"
Занятие N 2 - 2 часа

 _1. Общие сведения о контрольно - записывающей аппаратуре ЛА.

Для анализапричин и предупреждения инцидентов,для технической
диагностики бортовых систем оборудования и прогнозированияихтехни-
ческого состояния, а также для оценки действий личного состава при вы-
полнении летного задания и его обучения используются бортовые устройс-
тва регистрации (БУР).
Эти средства позволяют позволяют накопить и сохранить необходимую
информацию обусловияхполета,параметрахдвижения и состояния ЛА,
техническом состоянии его силовых установок и оборудования,действиях
экипажа поуправлениюЛА. Бортовыеустройства регистрации только ре-
гистрируют необходимые параметры,но не позволяют осуществитьанализ
их на борту ЛА.
Анализ параметров осуществляется после полета в процессе проведе-
ния экспресс - оперативной обработки.
Регистрирующие устройства снебольшимколичествомзаписываемых
величин (две-три) устанавливались на отечественных самолетах еще с
первых лет Великой Отечественной войны.Наибольшее же применениеБУР
находили прииспытательных полетах ЛА всех видов.Однако в настоящее
время применение БУР оказалось необходимым при эксплуатациивсехсе-
рийных летательных аппаратов.
В мае 1965 года Международная организация по гражданской авиации
рекомендовала всем государствам уделять особое внимание применению БУР.
Бурное развитие бортовых устройстврегистрациинаступилопосле
вступления СССРв 1970 году в международную организацию ГВФ ("1САО"),
т.к. полет самолетов на международных линиях разрешен только с исполь-
зованием средств объективного контроля.
Общая структура использования БУР может быть представлена следую-
щей схемой (рис.1).
г=================================================¬г======¬г======¬
¦--------------------------------¬ ЛА N1 ¦¦ЛА N2 ¦¦ЛА N3 ¦
¦¦Бортовые устройства регистраци覦¦ ¦¦ ¦....
¦+----------------T--------------+¦¦ ¦ ... ¦ ¦
¦¦Эксплуатационный¦Аварийны馦¦ ¦¦ ¦
¦¦регистратор¦регистрато𠦦¦ ¦¦ ¦
¦L-------T--------+-------T-------¦L==T===-L==T===-
L========+================+=======================-¦ ¦
г=========+================+=======================¬г==¦===¬г==¦===¬
¦---------+----------------+-----------------¬1¦¦2 ¦¦N ¦
¦¦ Наземная система обработки информации ¦¦¦ ¦¦ ¦
¦¦от БУР¦¦¦ ¦ ... ¦ ¦
¦L-----T-------------T---------------T--------¦¦ ¦¦ ¦
¦------+-----¬-----+-----¬-------+-------¬¦¦ ¦¦ ¦
¦¦Техническая¦¦Анали禦Оценка работы ¦¦¦ ¦¦ ¦
¦¦диагностикদинциденто⦦ экипажদ¦ ¦¦ ¦
¦L-----T------L-----T-----L-------T-------¦¦ ¦¦ ¦
L======+==============+===============+============-L===T==-L===T==-
¦¦ ¦¦ ¦
г======¦==============¦===============¦=====================¦============¦==¬
¦ Статистическая обработка информации о данном типе ЛА¦
L=======T================T====================T====================T========-
¦¦ ¦ ¦
-------+------¬ --------+--------¬ ----------+---------¬ ---------+--------¬
¦ Анализ¦ ¦ Совершенствова-¦ ¦ Совершенствование ¦ ¦Совершенствование¦
¦инцидентов ¦ ¦ ние¦ ¦эксплуатации ¦ ¦ подготовки¦
¦¦ ¦техники¦ ¦¦ ¦экипажей¦
L-------------- L----------------- L-------------------- L------------------
Рис.1. Структура использования БУР

Как следует из данной схемы,БУР входят в единый комплекс системы
регистрации и обработки получаемой от БУР информации.при этомсистема
обработки информацииобычно является наземной.Система обработки ин-
формации, получаемой от БУР данного летательного аппарата, представля-
ет собойспециальные дешифрирующие и вычислительные устройства.С их
помощью осуществляется техническая диагностика (определениетехничес-
кого состояниянаиболееважныхбортовыхустройств),анализ причин
конкретных инцидентов, аварий и катастроф, оценка качества пилотирова-
ния и выполнение заданий учебно - боевых и боевых полетов.
Результаты обработки информации БУР отдельных летательных аппара-
тов впоследствиииспользуются в статистических системах обработки ин-
формации о данном типе ЛА.Эти системы позволяют выполнить общий ана-
лиз инцидентов,аварий и катастроф,определить пути и способы совер-
шенствования авиационной техники, технической эксплуатации, подготовки
летного и технического состава.
Необходимость в БУР обусловлена также и тем, что число инцидентов
с неустановленнымипричинамисоставляет 20 - 22%от общего их коли-
чества. Для установления причин инцидентов необходимо иметь информацию:
- о действии экипажа в полете;
- о поведении ЛА на траектории;
- о работоспособности бортовых систем ЛА.
Отличие БУР от систем встроенного контролясостоитвтом,что
процессы измеренияконтролируемыхпараметровиоценкирезультатов
контроля разнесены во времени.Отсюда ценность полученнойинформации
тем выше, чем быстрее она будет обработана.

 _2.Классификация БУР по назначению, принципу и форме
 _записи информации.

БУР предназначеныдля регистрации и сохранения полетной информа-
ции, характеризующей режимыполета,действиеисостояниеэкипажа,
функционирование бортового оборудования.
Применяемые в настоящее время БУР классифицируютсяпоследующим
основным признакам:
- по функциональному назначению;
- по принципу записи информации;
- по форме записи информации.
По функциональному назначению БУРподразделяютсяна:аварийные
эксплуатационные и испытательные.
Аварийные БУР для накопления исохраненияполетнойинформации,
которая может быть использована при расследовании инцидентов, аварий и
катастроф.
Эксплуатационные системы регистрации записывают значительно боль-
шее число параметров,чем аварийные БУР. Накопитель эксплуатационного
регистратора защиты не имеет и при авариях не спасается.
Испытательные системырегистрациииспользуютсяприпроведении
различного рода летных испытаний образцов авиационной техники.
ПО принципу записи информации БУР делятся на механические,опти-
ческие (осциллографические) и магнитные.
Регистраторы с механическим способом записи параметров полета на-
зываются бароспидографы или самописцы.
На ЛАстарыхтиповприменяютсядвухканальные бароспидографы
К2-713М, К2-714, К2-715, К2-717, записывающие приборную скорость и вы-
соту полета,а также 3-канальные самописцы К3-63, регистрирующие при-
борную скорость,высоту и вертикальную перегрузку (Ny). В этих прибо-
рах запись осуществляется путем царапанья по бумагесоспецпокрытием
(К2-713, К2-717) или по эмульсионному слою кинопленки, зафиксированной
без проявления (К3-63) с помощью металлических иголок,связанныхпри
помощи передаточно-множительногомеханизма (ПММ) с анероидным и мано-
метрическим блоками прибора. ЧЭ системы регистрации Ny в К3-63 - инер-
ционная масса,подвешенная на пружинах. В К3-63 погрешность измерения
параметров составляет для Н и Vпр - +-4%, для Ny - +-3%.
К оптическим БУР относятся:САРПП-12;К12-22; САРПП-24. С одной
из этих систем мы познакомимся подробно на этом занятии - этосистема
САРПП-12. Оптические системы регистрации строятся на базе































шлейфовых осциллографов.Носителем информации в таких системах являет-
ся фотопленка.
Магнитные системырегистрации полетных данных - это такие систе-
мы, в которых в качестве носителяинформациииспользуютсямагнитные
материалы - ферромагнитная лента, металлическая лента или проволока. К
таким системам относятся МСРП - 12,МСРП - 64, " Тестер УЗ " и " Тес-
тер УЗЛ ".
По форме записи информации БУРподразделяютсянааналоговыеи
дискретные.
К аналоговым БУР относятся механические и оптические системыре-
гистрации, а к дискретным - магнитные. Аналоговые: К2 - 713; К2 - 714;
К2 - 715;К2 - 717; К12 - 22; САРПП - 12. Дискретные: МСРП - 12; МСРП
- 64; " Тестер УЗ " и " Тестер УЗЛ ". В дискретных системах запись ин-
формации производится в виде время - импульсного,частотного или циф-
рового кода.Принципиальная разница этих систем состоит в способе об-
работки: у аналоговых систем - ручная обработка информации, у дискрет-
ных -автоматическая.
При ручной обработке информации для расшифровки фотопленки систе-
мы САРПП - 12 используют увеличитель (проектор) типа 5ПО - 1, " Микро-
фот " или дешифратор лент фотоконтрольного прибора ЭДИ - 452;которые
дают увеличение изображения 1 : 10 . При работе с ЭДИ - 452, изображе-
ние фотопленки проектируется на специальный шаблон.
Рассмотрим схемунакоторой представлены типы БУР и их основные
технические данные. Эти БУР устанавливаются на современных отечествен-
ных самолетах.На второй схеме представлены различные типы систем об-
работки информации, полученной от БУР в процессе полета.
В настоящеевремя бароспидографы с механическим принципом записи
заменяются БУР с оптическим и магнитным принципом записи информации,






























т.к. последниеявляются более точными системами и позволяют контроли-
ровать число параметров на 1 - 2 порядка больше, чем бароспидографы. В
данном занятии мы познакомимся с системой САРПП - 12.

 _3. Организация объективного контроля полетов.

" Положение об организации объективного контроля полетов вавиа-
ции ВС СССР " введено в действие приказом ГК ВВС N 200 от 1981 г.Это
положение определяет задачи и организацию объективного контролядейс-
твий летных экипажей и летного состава ИТС.
Под объективным контролем понимается система проводимых командиром
(начальником) мероприятий,направленных на комплексное использо-
вание всех средств и данных объективного контроля (ОК) в интересах
совершенствования методикиикачества обучения личного состава,
повышения безопасности полетов и надежностиавиационнойтехники
(АТ).

Задачи ОК:
- контроль последовательности и качества выполнения полетных заданий;
- повышение безопасности полетов за счет невыпуска в полет неподготов-
ленных экипажей и АТ;
- вскрытие недостатков в действиях групп руководства полетами и расче-
тов пунктов управления;
- установление истинных причин инцидентов, аварий и катастроф;
- контроль за работой АТ в межрегламентный (межремонтный) периодыпри
облетах, испытаниях и при подготовке к ним.
За организацию ОК отвечают командиры,а руководство осуществляют
их заместители. ОК подразделяются на:
- межполетный;
- полный;
- специальный.
Основными средствами объективного контроля (СОК) являются:
- бортовые СОК общегоназначения;
- бортовые СОК специального назначения;
- наземные штатные СОК;
- наземные нештатные СОК;
- средства регистрации психофизических параметров летного экипажа.
Материалами ОКсчитаютсяпервичные носители бортовой и наземной
информации (фотопленки,магнитные ленты и др.).Данными ОК считаются
результаты обработки первичных носителей информации (карточки,прото-
колы, распечатки и др.). Объективному контролю подлежат:
- общая продолжительность полета (его этапов);
- режимы полетов и маневра;
- работа АТ и действия экипажей по ее эксплуатации в воздухе;
- переговоры между членами экипажа;
- точность прицеливания при боевом применении;
- результаты боевого применения;
- взаимное расположение ЛА в боевом порядке;
- взаимное расположение самолетов при дозаправке в воздухе;
- результаты воздушной разведки;
- радиообмен по громкоговорящей связи или телефонам КП идр.пунктов
управления;
- постановка задач на полеты и преполетные указания.
В положении излагаются следующие вопросы;
- организация ОК (раздел 1);
- обязанности должностных лиц по проведению ОК полетов (раздел 2);
- классы и лаборатории ОК (раздел 3);
- учет и хранение материалов ОК (раздел 4);
В приложении даны формы учетной документациии об ОК.Приаварии
или катастроферазрешение на вскрытие контейнера с с носителем инфор-
мации и обработку материалов Ок дает председатель комиссии, производя-
щей расследование,апри инцинденте - командир полка или вышестоящее
должностное лицо.

 _3. Система автоматической регистрации параметров полета САРПП-12ДМ

 _3.1. Назначение, комплект, основные технические данные САРПП-12ДМ

Система САРПП-12предназначенадля записи световым лучом на фо-
топленке различных параметров полета в нормальных и аварийных условиях
и сохранения записанной информации в аварийных случаях.
Система САРПП-12выпускаетсяв 3-х вариантах: САРПП-12ГМ;
САРПП-12ВМ и САРПП-12ДМ с одной или двумя скоростями протяжки фотолен-
ты.
Для обеспечениязаписи параметров полета в системах летательного
аппарата установлены датчики,выдающие соответствующие сигналычерез
согласующее устройство в накопитель информации.
На вертолете МИ-24 установлена системаСАРПП-12ДМ,насамолете
МИГ-23 установлена система САРПП-12ГМ. НА самолете МИГ-29, как уже от-
мечалось, установлена система "Тестер УЗЛ".
В комплект САРПП-12ДМ входят:
1. Накопитель информации К12-51ДМ.
2. Согласующее устройство Усс-4 - 1 шт.
3. Датчик высоты (барометрический) ДВ-15М - 1 шт.
4. Датчик положения ползуна автомата перекоса МУ-615А - 1 шт.
Остальные датчики используются от штатной аппаратуры. К ним отно-
сятся: датчиквоздушнойскорости ДВС-24.Установлен на правом борту
радиоотсека; - малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ #2. Выдает сигналы
крена и тангажа.Установлена на левом борту радиоотсека; - датчик Д-2
указателя ИТЭ-2Т несущего винта. Выдает сигнал пропорциональный часто-
те вращения редуктора. Установлен в отсеке главного редуктора.
Об исправности лентопротяжного механизма накопителя можносудить
по табло на центральном пульте # 1 летчика. Система имеет ручное и ав-
томатическое включение. Для включения САРПП-12Дпереключатель
"САРПП-12Д" на щитке управления САРПП-12Д центрального пульта # 1 лет-
чика установить в положение "Ручн.",при этом должно загоретьсясиг-
нальное табло, извещающее о работе САРПП-12Д. При положении переключа-
теля в положение "Сигнал выкл." выключается только сигнальное табло на
щитке управления. При установке переключателя "САРПП-12Д" на щитке уп-
равления в положение "Автомат" производится автоматическоевыключение
системы вмомент отрыва вертолета от земли при срабатывании концевого
выключателя АМ800К.
ОТД: на вертолете система регистрирует шесть непрерывных парамет-
ров и семь разовых команд.
Непрерывные параметры:
1. Относительная барометрическая высота (Нотн):50-6000 м.
2. Скорость полета (приборная) (Vпр): 60 - 400 км/ч.
3. Шаг несущего винта (положение ползунка автомата перекоса) ()
в диапазоне +- 30 .
4. Частота вращения несущего винта (): 70 - 110%.
5. Угол крена (): +- 60 .
6. Угол тангажа (): +-45 .
Разовые команды:
1. Борт N ...Пожар. Внимание на табло. Сигнал выдается датчиками
сигнализации пожара в отсеках: главного редуктора, расходного бака,
АИ - 9В.
2. Опасная вибрация левого двигателя. Сигнал выдается электронным
блоком БЭ - 500Е (1-й канал).
3. Опасная вибрация правого двигателя.Блок тот же (2-ой канал).
Блок установлен в грузовой кабине между шп. N 1 и N 2.
4. Отказ основной гидросистемы.Сигнал снимается с сигнализатора
давления МСТ-55АС основной гидросистемы.Сигнализаторустановленна
корпусе гидроблока.
5. Отказ дублирующей гидросистемы.Сигнал снимается с сигнализа-
тора давления МСТ-35С дублирующей гидросистемы. Установлен там же.
6. Аварийный остаток топлива. Сигнал выдается датчиком топливоме-
ра левого расходного бака. Датчик установлен на левом расходном баке.
7. Опасная высота (РВ-5).Сигнал снимаетсясуказателявысоты
УВ-5 радиовысотомераРВ-5.Указательустановленна приборной доске
летчика.
Регистрация производитсяна фотопленке типа "Изопанхром" шириной
35 мм без перфорации.
Максимальный запас фотопленки 12 +- 0.5м.
Скорость протяжки фотопленкиустанавливаетсявручнуювпериод
подготовки самолета к полетам: 1 и 2.5 мм/с.
При переключении скорости протяжки изменяется интервал междуот-
метками времени: 1-ой скорости 1мм/с соответствует интервал, который у
различных накопителей может лежать в пределах от 7.7 до 14.3с;2-ой
скорости 2.5мм/с соответствует интервал от 3.08 до 5.7 с (конкретные
значения интервала отметки времени указаны впаспортенанакопитель
информации). Условимся,что 1-ой скорости (1 мм/с) соответствует вре-
менной интервал 10 с,а 2-ой скорости (2.5 мм/с) - 4 с. Основная пог-
решность регистрации +- 5%диапазона измерения соответствующего пара-
метра.
Электропитание системы осуществляется от бортсети постоянного то-
ка U = 27В.Проверка работоспособности (на земле) накопителя информа-
ции иконтроль протяжки фотопленки производится по загоранию сигналь-
ной лампы, размещенной на корпусе накопителя.

 _3.2. Назначение, комплект, основные технические данные
 _САРПП-12ГМ

В комплект САРПП-12ГМ входят:
1. Малогабаритный датчик давления (Н) МДД-Те-1-780- 1 шт.
2. Малогабаритный датчик давления (Vпр) МДД-Те-0-1.5- 1 шт.
3. Датчик горизонтальных перегрузок (Nx) МП-95(+-1.5ед) - 1 шт.
4. Датчик вертикальных перегрузок (Ny) МП-95 (-3.5-10ед)- 1 шт.
5. Датчик угловых перемещений стабилизатора МУ-615А (ст)- 1 шт.
6. Согласующее устройство УсС-4-2М - 1 шт.
7. Накопитель информации К12-5Г1М- 1 шт.
Вместе с системой работает,но в комплект не входит датчик угло-
вой частоты вращения ротора низкого давления (РНД)двигателя.Датчик
тахометра (N1) ДТЭ-1 - 1 шт. Система включается в работу автоматически
при отрывесамолетаотВПП(привключенииконцевоговыключателя
ВК-200Р левойстойки шасси) и остается в рабочем положении при посад-
ке. Для подачи питания к системе в кабине на правом пультеустановлен
выключатель ВГ-15Кстрафаретом "САРПП".Он включается для проверки
работоспособности системы САРПП на стоянке.ОТД: система регистрирует
шесть непрерывных параметров и девять разовых команд.
Непрерывные параметры:
1. Высота полета (барометрическая) (Н): 250 - 25000 м.
2. Скорость полета (приборная) (Vпр): 200 - 1500 км/ч.
3. Вертикальные перегрузки (Ny): -3.5 - +10ед.
4. Горизонтальные перегрузки (Nx): +-1.5ед.
5. Угловая частота вращения ротора РНД (N 1): 10 - 110%.
6. Угловые перемещения стабилизатора (ст): +-30 .
7. Разовые команды:
1. Следи давление в общей гидросистеме Росн.
2. Следи давление в бустерной гидросистеме Рбуст.
3. Контроль нажатия кнопки стрельбы "Боевая кнопка".
4. Включение режима максимал "Максимал".
5. Включение режима "Форсаж".
6. Критический угол атаки "кр".
7. Высокая температура "ВТ".
8. Включение в работу системы САУ.
Таким образом,система может регистрировать 9 разовых команд,а
на самолете регистрируется только 8 разовых команд. Один канал регист-
рации резервный.Востальномосновныетехническиеданныесистемы
САРПП-12ГМ аналогичны ранее рассмотренным данным системы САРПП-12ДМ.

 _3.3 Назначение и размещение агрегатов системы САРПП-12ДМ(ГМ).

 _а) Накопитель информации К12-51ДМ (Г1М)
Накопитель информации предназначен для записи световымлучомна
фотопленку параметров,преобразованных в электрические сигналы посто-
янного тока.Он представляет собой светолучевоймагнитоэлектрический
осциллограф с кассетой КС-05.
Накопитель информации имеет:
- кнопку Кн1 "Вкл.пит." включение питания;
- кнопку Кн2 "Нулевые линии " для прописи нулевых линий(механи-
ческих нулей "мех.0");
- лампу сигнализации работоспособности лентопротяжногомеханизма
(работает в проблесковом режиме);
- окошко, в которое видно центральную лампу осветителя;
- регулировочный винт реостата накала осветителя;
- защелку,закрывающую отверстие для переключения скоростипро-
тяжки фотопленки.
Накопитель информации позволяет производить:
- непрерывную запись на фотопленке 6 измеряемых величин;
- запись 9 разовых команд;
- отметку времени.
Накопитель установлен в оранжевом металлическом контейнере, кото-
рый на вертолете установлен в килевой балке между шпангоутом N4 и нер-
вюрой N1,а на самолете МиГ-23 он размещен в киле между нервюрамиN7
и N9.
 _б) Согласующее устройство УсС-4 (УсС-4-2М)
Предназначено для питания стабилизированным напряжением цепей на-
копителя и для преобразования измеряемых величин в электрическиесиг-
налы.
Согласующее устройство (усилитель согласования) выдает стабилизи-
рованные напряжения для питания:
- измерительных цепей;
- двигателя лентопротяжного механизма;
- лампы отметки времени накопителя;
- центрального осветителя;
- узла световой сигнализации (лампочки разовых команд N1-5).
УсС-4 (УсС-4-2М)представляетсобойблокс двумя штепсельными
разъемами для подключения его к датчикам и накопителюинформации.На
верхней части кожуха имеется окно,закрытое крышкой для доступа к ре-
гулировочным резисторам. Последние предназначены для регулировки орди-
нат прописи"механическихнулей"вибраторов и линий разовых команд.
Согласующее устройство на вертолете установлено в радиоотсеке, на пра-
вом борту,между шт. N13 и N15, а на самолете оно установлено рядом с
накопителем информации.
 _в) Датчик барометрической высоты ДВ-15М.
Датчик ДВ-15М предназначен для определения барометрической высоты
прибора и для выдачи электрического сигнала, пропорционального измеря-
емой высоте. ЧЭ датчика является анероидная коробка, помещенная в гер-
метичный корпус прибора, который связан с приемником воздушного давле-
ния ПВД-6М. Деформация анероидной коробки передается на щетку потенци-
ометра. Датчикна вертолете установлен в радиоотсеке на правом борту,
между шп. N13 и N15.
 _г) Потенциометрический датчик угловых перемещений МУ-615А
МУ-615А предназначен для преобразования углов перемещения органов
управления вэлектрические величины.Рабочие углы перемещения движка
потенциометра составляют +-30 .На вертолете датчик положения ползуна
автомата перекосаМУ-615Аустановлен на главном редукторе и соединен
тягой с ползуном автомата перекоса. На самолете датчик установлен так,
что среднееположение движка потенциометра соответствует среднему по-
ложению стабилизатора (при этом закрашенная точка на втулке датчикаи
стрелка должнысовпадать).Насамолетедатчик установлен в килевой
части фюзеляжа.
 _д) Малогабаритныедатчикидавления(температуростойкие)
 _МДД-Те-1-780 и МДД-Те-0-1.5
Датчики давления предназначены для выдачи электрического сигнала,
пропорционального измеряемому давлению. Датчик МДД-Те-1-780 анероидно-
го типаизмеряетдавление от 1 до 780 мм рт.ст.Датчик МДД-Те-0-1.5
манометрического типа измеряет давление в пределах от 0 до 1.5 кг/см .
Датчики насамолете установлены в отсеке N2 (закабинный отсек) на шп.
N12 вверху.
 _е) Датчики перегрузок МП-95
Предназначены для измерения линейных перегрузок (Ny и Nx) ипре-
образования ихвэлектрические сигналы,пропорциональные измеряемым
перегрузкам. Направление стрелок на шильдике датчиковуказываетнап-
равление действия перегрузок. Действие датчика основано на инерционном
принципе. В качестве ЧЭ использован груз в виде оси с закрепленными на
ней потенциометром и поршнем. Каждому значению ускорения соответствует
определенное положение потенциометра относительно неподвижнойтокосъ-
емной щетки.
На самолете МиГ-23 датчики перегрузок размещены наобщемкронш-
тейне между шпангоутами N12Б и N12В закабинного отсека.

 _4. Принцип действия системы САРПП-12ГМ(ДМ)

Первичным элементомизмерения параметров системой САРПП-12 явля-
ется датчик (см. блок-схему рис.3). ЧЭ датчика воспринимает и преобра-
зует измеряемыйпараметр в электрический сигнал,который через схему
согласующего устройства в виде постоянного тока поступает навибратор
накопителя информации.
Под действием постоянного тока,пропорционального величине изме-
ряемого параметра, зеркало, закрепленное на рамке вибратора, находяще-
гося в сильном поле постоянного магнита,поворачивается на определен-
ный угол (рис.2).
Отраженный от зеркаласветовойлуччерез
оптическую системунаправляетсяна фотоп-
ленку, которая перемещается сопределенной
скоростью лентопротяжным механизмом.В ре-
зультате на фотопленке записываетсянепре-
рывная линия,ордината любой точки которой
соответствует определенной величине измеря-
емого параметрав определенный момент вре-
мени.
рис.2. Принцип действия
вибратора














Рис.3. Блок-схема системы САРПП-12ДМ
При нулевых значениях соответствующихпараметровнафотопленке
прописываются электрическиенули.При отсутствии сигналов с датчиков
на фотопленке прописываются линии,которые характеризуют исходное по-
ложение зеркал вибраторов. Эти линии называют механическими нулями со-
ответствующих параметров (рис.4).Для распознавания линий записи ана-
логовых параметровна фотопленке в системе предусматривается периоди-
ческая разметка линий записи от первого канала до базовой линиивклю-
чительно в виде разрыва.










Рис.4. Образец записи параметров системы САРПП-12ДМ

 _4.1. Принцип регистрации разовых команд

Система позволяетрегистрировать 9 разовых команд,из которых 5
регистрируются в виде непрерывных параллельных линий, расположенных на
определенном расстоянии от базовой линии, а 4 - регистрируются методом
наложения их на линии записи аналоговых параметров: высоты, скорости и
частоты вращения двигателя (на самолете) и высоты,скорости и частоты
вращения несущего винта (на вертолете).
Регистрация разовых команд в виде непрерывных линий осуществляет-
ся специальным блоком осветителей, лампы которого получают питание при
замыкании контактов управляющих реле, расположенных в согласующем уст-
ройстве. Положение ламп в блоке осветителей определяет положение линий
записи данных команд относительно базовой линии (см.рис.5).
Регистрация разовых команд методом наложения осуществляется путем
периодического измененияординаты записи соответствующего аналогового
параметра на определенную заранее установленнуюступенчатуювеличину
при замыкании контактов управляющих реле в согласующем устройстве.
Разовая команда формируется на ЛА в видеэлектрическогосигнала
напряжением 27В,снимаемогос электрической схемы какой-либо системы
ЛА при подаче на нее питания.При снятии сигналаразовойкоманды-
прекращается еезаписьнафотопленку.Запись и счет разовых команд
идет сверху вниз к базовой линии от 1-ой к 5-ой линии.Ординатыэтих
линий указаны в паспорте на накопитель информации.При записи разовых
команд методом наложения,основной параметр на фотопленке регистриру-
ется в виде двух пунктирных линий.6-ая разовая команда накладывается
на запись Н, 7-ая - Vпр, а 8-ая и 9-ая на: Nнв (для вертолета), N (для
самолета).
Недостатки САРПП-12:
- ограниченное число регистрируемых параметров;
- низкая точность (погрешность 5%);
- невозможность автоматизации процесса обработки;
- перед полетом необходимо прописывать механические и электричес-
кие нули.

 _5. Обработка записанной информации.

 _5.1. Методика предполетной подготовки

Перед установкой накопителя информации на самолет необходимо про-
извести:
- проверку внешнего состояния накопителя и наличиефотопленкив
кассете;
- установку необходимой скорости протяжки фотопленки;
- проверку качества базовой линии,нулевых линий вибраторов, от-
метки времени и сигналов разовых команд.
Толщина базовой линии и нулевых линий вибраторов не должна превы-
шать 0.5 мм. При отрицательных температурах систему включают за 15 ми-
нут до начала проверки.

 _5.2. Тарирование системы САРПП-12

САРПП-12 является безшкальной системой,поэтому для количествен-
ного отсчета величин измеряемых параметров она должна иметь накаждый
параметр тарировочный график. Тарирование измерительных каналов систе-
мы производится с целью определения градуировочной кривой(тарировоч-
ного графика)- зависимости ординат записи на ленте накопителя от ве-
личины измеряемого параметра. Тарировочный график строится для каждого
аналогового параметра системы. При нормальной работе системы тарирова-
ние производится не реже 1 раза в 6 месяцев.
Тарирование системыпроизводитсяиливлаборатории или на ЛА,
причем оно может производиться с применением датчиковсистемыилис
помощью имитаторов датчиков(магазиновсопротивлений).Всистеме
САРПП-12ДМ тарирование канала !ош производится только навертолете. В
системе САРПП-12ГМ тарирование канала !ст производится только на само-
лете. Перед тарированием в течение 20-30 секундпроизводитсяпропись
линий обесточенныхвибраторов.Длятарированияприменяется штатная
контрольно-проверочная аппаратура. При тарировании датчик подключается
к КПА и к разъему согласующего устройства.Запись на каждой тарируем-
мой точке, обусловленной условиями тарирования, производится в течение
5-10 секунд.
Для дешифрирования записи тарирования применяютаппарат"Микро-
фот" типа5ПО-1собъективом Ю-8 или аппарат ЭДИ-452,которые дают
увеличение фотопленки в 10 раз.Расшифровка записей на фотопленке мо-
жет быть произведена до 0.05 мм.
При расшифровке производится измерение ординат линий обесточенных
вибраторов и расшифровка линий записи, соответствующих каждой тарируе-
мой точке.Полученные значения ординат заносят в таблицу. Затем тушью
на миллиметровой бумаге в прямоугольной системе координат строятся та-
рировочные графики. На построенном тарировочном графике указываются:
- дата и цель тарирования;
- номер системы САРПП-12ДМ(ГМ),датчика и вертолета(самолета),
на котором они установлены;
- коэффициент увеличения прибора, при котором строился график;
- ордината механического нуля;
- фамилии лиц, проводящих тарирование системы САРПП-12ДМ(ГМ),по-
строение графика и контроль тарирования.

5.3. Расшифровка значений САРПП-12ДМ(ГМ)
Дешифрирование записей на фотопленке проводят с целью определения
количественных значений параметров.Для дешифрирования фотопленок не-
обходимо использовать проекционную аппаратуру "Микрофот" или ЭДИ-452.
Дешифрирование можно производить двумя методами:
1. Методом считывания ординат записей на фотопленке с экрана про-
екционной аппаратурыспоследующим переводом этих ординат по тариро-
вочным графикам в численные значения параметров.
2. Непосредственнымснятиемзначенияпараметрас увеличенного
проекционной аппаратурой изображения фотопленки с помощью шаблонов.
Процесс дешифрирования подразделяется на следующие виды работ:
А. Подготовка фотопленки к дешифрированию.
Б. Снятие ординат (значений) параметров.
В. Оформление результатов дешифрирования.
При подготовке фотопленки к дешифрированию необходимо:
- определить начало записи параметров;
- определить принадлежность линии записи;
- разметить линии отметок времени на фотопленке;
- проверить соответствие механических нулей на фотопленке их зна-
чениям при тарировании.

 _Определение начала записи параметров.

При расшифровке необходимо на фотопленке найти базовую линию, для
чего: фотопленкус записями расположить так,чтобы эмульсионный слой
был сверху, а начало записи, отмеченное буквой "Н" (начало) при заряд-
ке кассеты - слева,тогда базовая линия,отмеченная по счету седьмым
разрывом, будет первой снизу на расстоянии 3-4 мм. от края фотопленки.
Фотопленку вфильмовой канал "Микрофота" вставляют эмульсионным слоем
вверх, тогда базовая линия на экране будет внизу.В аппаратеЭДИ-452
эмульсионный слой фотопленки должен быть обращен к лампе подсвета.

 _Определение принадлежности линий записи.

Принадлежность линийзаписианалоговых параметров определяют по
периодически повторяющимся (через 35 с.)разрывамвлинияхзаписи.
Последовательность разрывов:
САРПП-12ГМ: САРПП-12ДМ:
1-ый разрыв - высота (Н); 1-ый разрыв - высота (Н);
2-ой разрыв - скорость (Vпр);2-ой разрыв - скорость (Vпр);
3-ий разрыв - перегрузка (Ny); 3-ий разрыв - управление шагом
несущего винта ( ош);
4-ый разрыв - частота вращения 4-ый разрыв - частота вращения
двигателя (N);несущего винта (Nнв);
5-ый разрыв - перегрузка (Nx); 5-ый разрыв - угол тангажа ( );
6-ой разрыв - отклонение ста-6-ой разрыв - угол крена ( );
билизатора ( ст);
7-ой разрыв - базовая линия. 7-ой разрыв - базовая линия.

Разрывы появляются слева направо через каждые 3.5 интервала отме-
ток времени.Разовые команды N1 - N5 фиксируются на фотопленке в виде
прямых линий;измеряя расстояние от базовой линии до линии записи той
или иной разовой команды и сравнивая это расстояние с паспортными дан-
ными, можно определить к какой команде относится та илиинаязапись.
Отметка времени производится в виде прямых вертикальных линий,пропи-
сываемых на фотопленке через интервалы,указанные в паспорте на нако-
питель. (V - 1мм/с, t = 10с и при V - 2.5 мм/с, t = 4с).

 _Разметка линий времени на фотопленке

Такая разметканеобходима для привязки параметров,записываемых
системой по времени полета и для построения сводного графика изменения
параметров. Разметку делают тушью или чернилами. Начало отсчета берет-
ся от момента взлета ЛА.Разметка делается состороныэмульсионного
слоя на чистом поле пленки через 3 или 6 интервалов.

 _Проверка соответствия механических нулей их значениям при тариро-
 _вании и учет их смещения.

Эту проверку необходимо осуществлять из-за нестабильностиисход-
ных положенийвибраторов в накопителях информации в процессе эксплуа-
тации. Неучет смещения механических нулей приводит кбольшимпогреш-
ностям при дешифрировании.В начале пленки есть участок прописи меха-
нических нулей, их ординаты необходимо сравнить с тарировочными данны-
ми. Если будет обнаружено несовпадение в ординатах,то в тарировочные
графики следует внести поправки на величинуобнаруженногонесовпаде-
ния, сместивграфиквверх или вниз на разность ординаты механических
нулей.

 _Снятие ординат (значений) параметров.

На экран "Микрофота" укрепляется шкала от масштабнойлинейкипо
вертикальной осис расположением нуля с левой стороны экрана.Фотоп-
ленка устанавливается в фильмовом канале так, чтобы при проектировании
на экранбазовая линия находилась слева и совпадала с нулем шкалы ли-
нейки. Измерение ординат ведется от базовой линии.Вначале измеряются
ординаты нулевыхлиний записи,затем интересующие нас точки полетных
данных. В работе принимают участие два специалиста:один снимает зна-
чения ординат,другой фиксирует эти значения в протоколе дешифрирова-
ния.

 _Оформление результатов дешифрирования.

Протокол дешифрирования имеет следующий вид:

Протокол дешифрирования
САРПП-12ДМ N __Объект N __ Дата ___
Вылет N __ Упражнение N __Фамилия летчика _________

---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T-----T---¬
¦В ¦ О ¦ Н ¦ Н ¦ О ¦ V ¦ V ¦ О ¦ ¦ О ¦ N ¦ О ¦ ¦ О ¦ ¦ Ра- ¦ П ¦
¦р ¦ р ¦ ¦ ¦ р ¦ ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ зо- ¦ р ¦
¦е ¦ д ¦ о ¦ и ¦ д ¦ п ¦ ¦ д ¦ о ¦ д ¦ н ¦ д ¦ ¦ д ¦ ¦ вые ¦ и ¦
¦м ¦ и ¦ т ¦ с ¦ и ¦ р ¦ ¦ и ¦ ш ¦ и ¦ в ¦ и ¦ ¦ и ¦ ¦ ко- ¦ м ¦
¦я ¦ н ¦ н ¦ т ¦ н ¦ ¦ ¦ н ¦ ¦ н ¦ % ¦ н ¦ ¦ н ¦ ¦ ман ¦ е ¦
¦¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ ды¦ ч ¦
¦¦ т ¦ ¦ ¦ т ¦ ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦¦ а ¦
¦¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦¦ н ¦
¦¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦¦ и ¦
¦¦ Н ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦¦ е ¦
+--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+---+
¦1 ¦ 2 ¦ 3 ¦ 4 ¦ 5 ¦ 6 ¦ 7 ¦ 8 ¦ 9 ¦10 ¦11 ¦12 ¦13 ¦14 ¦15 ¦ 16¦17 ¦
+--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+---+
¦¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦¦ ¦
¦¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦¦ ¦
L--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+----

В графе 17 делается отметка временипоявленияилиисчезновения
той или иной разовой команды.После снятия ординат записей на выбран-
ном участке дешифрирования их значения,записанные в протоколе дешиф-
рирования, спомощью тарировочных графиков переводят в значения пара-
метров, причем ординату параметра откладывают по оси ординатграфика,
а значения его считывают на оси абсцисс.
После получения значений параметров,принеобходимости,строят
сводный график дешифрирования (рис. 6). График строится на миллиметро-
вой бумаге шириной 29 см. По оси абсцисс откладывают время, по оси ор-
динат - шкалы параметров в единицах измерения.Масштабы этих шкал вы-
бирают из условия получения диапазона измеренияпараметровсучетом
удобств при анализе. Масштаб времени по оси абсцисс выбирают в зависи-
мости от длины дешифрируемого участка.Как правило,выбирается масш-
таб: 1см - 10 секунд. По окончании построения сводного графика, на нем
ставит свою подпись лицо, проводившее дешифрирование.


















 3ТЕМА N 10СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОННОЙ АВТОМАТИКИ И БОРТОВЫЕ
 3СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ.

 3ЗАНЯТИЕ 1 0 (2 часа).

 31. _ Состав электронной автоматики. Принцип измерения курса,
 _ 3крена и тангажа.

Элементы и системы электронной автоматики являютсяоднойиз
наиболеесложныхсоставныхчастейавиационного оборудования и
позволяют летчику решать довольно широкий круг задач.Непосредс-
твеннокэлектронной автоматике авиационного оборудования отно-
сятся:
- цифровыеианалоговые вычислительные системы и устройства
АО;
- вычислительныемашины и устройства навигационных (нерадио-
технических) и пилотажно-навигационных комплексов и систем;
- автоматизированные системы управления самолетом;
- системы автоматизированного и автоматического управления;
- системы подвижных упоров управления;
- инерциальные и астрономические навигационные системы;
- курсовые системы, автопилоты, демпферы колебаний и автоматы
устойчивости самолета;
- автоматическиесистемыкомпенсацииаэроупругих колебаний
самолета;
- регуляторы и ограничители перегрузок и углов атаки;
- системы сигнализации опасного сближения с землей;
- автоматы сигнализации критических режимов полета;
- системы траекторного управления икомандно-пилотажные сис-
темы;
- автоматы регулирования и загрузки управления самолетом;
- электроемкостные топливомеры;
- топливомеры-расходомеры;
- электрическиеи электронные системы автоматического управ-
ления выработкой топлива.
В данном занятии будут рассмотрены принципы и системы измере-
ния курса,крена и тангажа (на примере комплекса ИК-ВК-80),а в
следующем занятии - принципы,системы автоматического управления
ЛА,а также бортовые устройства регистрации полетных данных. Та-
ким образом будут рассмотрены наиболее ответственные части элект-
ронной автоматикиАО - системы измерения углов пространственного
положения ЛА и системыавтоматическогоуправленияполетомЛА.
Практически все системы измерения пространственных углов ЛА
(курса,крена,тангажа) используют в качестве основного датчика
информациигироскоп.В настоящее время известно много типов ги-
роскопов, из них на современных ЛА часто применяют так называемый
динамически настраиваемый гироскоп с внутренним кардановым подве-
сом (рис. 1.):


- 2 -
























Рис.1. Гироскоп с внутренним кардановым подвесом

На Рис.1 обозначены:
- ЭД - электродвигатель;
- К- массивное кольцо;
- ДУ - датчик угла;
- ДМ - датчик момента;
- H- вектор кинетического момента гироскопа;
- ГВ - гироскоп вертикали;
- ВР - внутренняя рама.
Гироскоп используется для измерения пространственных углов ЛА
благодаря  1основному своему свойству 0:  2сохранять неизменным в инер-
 2циальном(мировом)пространстве ориентацию собственного вектора
 2кинетического момента 0  2(Н) в том случае, когда на гироскоп не дейс-
 2твуют внешние постоянные силы. 0
Если же на гироскоп действуетвнешняяпостояннаясила,то
проявляется его 1 второе свойство - свойство прецессии. 0  2Прецессия -
 2это движение вектора кинетического момента в направлениивектора
 2моментавнешнихсилпо кратчайшему пути.  0 Свойство прецессии в
схемах с гироскопами используется для управления движением векто-
ра Н (например,для установки элементов гироскопа в исходное по-
ложение).
Таким образом, при отсутствии внешних сколько-нибудь постоян-


- 3 -

но действующих сил и вращении (перемещении) в пространстве корпу-
са гироскопа (вместе с ЛА) кольцо К ивекторНсохраняютсвою
первоначальную ориентировку.Образовавшиеся смещения между коль-
цом и корпусом гироскопа измеряются датчикамиуглаДУ.Датчики
моментаобеспечиваютсоздание внешнего управляющего момента для
принудительной прецессии гироскопа.
На рис.1.,справа,изображен вариант применения гироскопа в
виде "ГВ" - гироскопа вертикали,который позволяет измерять углы
крена и тангажа.Если вектор Н расположить горизонтально, то об-
разуется "ГК" - гироскоп курса.
Гироскопы рассмотренного типа на ЛА обычно устанавливаются на
так называемой гиростабилизированной платформе(ГП),окоторой
будет рассказано ниже.Очевидно, что для точного измерения углов
векторы кинетических моментов ГВ и ГК должны быть всегда ориенти-
рованысоответственнопо вертикали и в плоскости горизонта.
Гироскопические датчики - достаточно точные устройства, одна-
ко они требуют защиты от внешних вредных сил (трения,разбаланса
и т.д.) а также и обязательной начальной выставки в рабочее поло-
жение главной оси гироскопа (оси, на которой лежит вектор Н).
По ряду причин системы измерения крена и тангажа(ГВ)более
простыилегчеуправляемы,чемсистемы измерения курса (ГК).
Собственно,сама проблема измерения курса болеесложна,нежели
проблема измерения крена и тангажа. Рассмотрим более подробно ви-
ды и принцип измерения курса.

 32. _ Виды курса. Измерители магнитного курса. Принцип
 _ 3построения систем измерения курса.

Напомним, чтокурсомназывается угол в горизонтальной плос-
кости между вертикальной плоскостью,принятой за начало отсчета,
ипроекциейпродольной оси ОХ1 ЛА на плоскость горизонта.Курс
отсчитывается, как правило, от северного направления вертикальной
плоскости по ходу часовой стрелки в пределах от нуля до 360 .
К наиболеечасто применяемым видам курса относятся следующие
(рис.2.)










Рис.2. Виды курсов


- 4 -

-  7J 4и  0- истинный (географический) курс,отсчитывается от "се-
верного" географического меридиана;
-  7J 4м  0- магнитный курс, отсчитывается от "северного" магнитно-
го меридиана;
- 7 D 0М - магнитное склонение - угол между географическим и маг-
нитным меридианом;
-  7J 4г 0 - гироскопическийкурс,отсчитывается от направления
вектора кинетического момента Н свободного гироскопа;
-  7J 4орт 0 - ортодромический курс, - угол, отсчитываемый от плос-
кости Nипм - Sипм географического или магнитного ме-
ридиана исходного пункта маршрута (ИПМ). Направление
этой плоскости "запоминается", например, с помощью
курсового гироскопа, уход которого в азимуте (т.е. в
плоскости горизонта) из-за вертикальной составляющей
угловой скорости вращения Земли ( 7W 4зв 0) компенсируется
с помощью системы азимутальной широтной коррекции.

 7W 4зв 0 =  7W 4з  0Sin  7f 0,

где:  7W 4з 0 - угловая скорость вращения земли;
 7f 0- широта месторасположения ЛА.
Необходимость использования  7J 0орт 7  0объясняется тем, что главная
ось гироскопа неизменно ориентирована только в "мировом" (инерци-
альном)пространстве и поэтому вектор Н относительно Земли имеет
"кажущийся" уход .Если этот уход неучитывать,тотраектория
движения ЛА при полете с постоянным курсом будет представлять со-
бой локсодромию - пространственную логарифмическую спираль,зак-
ручивающуюся к полюсу. Учет же суточного вращения Земли обеспечит
полет по ортодромии,то есть по кратчайшему расстоянию (подуге
большого круга).
Помимо гироскопических измерителей курса используются магнит-
ные измерители, реагирующие на горизонтальную составляющую напря-
женности магнитного поля Земли. К таким измерителям относятся не-
дистанционный магнитный компас (типа "КИ") и индукционныйдатчик
магнитногокурса(типа"ИД")."КИ" - это обычный механический
компас,служит для визуального отображения магнитногокурса,а
"ИД"-датчик для выработки электрического сигнала,пропорцио-
нального магнитному курсу.
Рассмотрим принцип действия датчика "ИД".Основой "ИД" яв-
ляется магнитный зонд (рис. 3).Сердечники зонда выполнены из пер-
маллоя и имеют по две обмотки - подмагничивающие (Wп), включенные
встречно,и сигнальные (Wс), включенные согласно. Параметры Wп и
Wс попарно одинаковы. Wп обеспечивают периодическое подмагничива-
ние стержней и, следовательно, периодическое изменение их магнит-
ного сопротивления и проницаемости.В результате магнитный поток
Земливнутристержнейбудеттакжепериодически изменяться, и


- 5 -













Рис.3. Магнитный зонд

в сигнальных обмотках наведется ЭДС (Ес).Величина этой ЭДС, по-
мимо конструктивных и электрических параметров зонда,зависит от
ориентации зонда по отношению к магнитному меридиану:
dФз
Ес = -2Wподм. ----- = Ккэ(t) Нз Cos  7J 0м ,
dt


где: Ккэ(t)-переменныйкоэффициентучетаконструктивныхи
электрических параметров;
Нз -горизонтальная компонента напряженности магнитно-
го поля Земли;
 7J 0м -"магнитный курс" зонда.
В реальных системах измерения курсаиспользуетсякомбинация
из двух или трех зондов,включенных в следящую систему отработки
магнитного курса.Выходными элементами схемыотработки является
сельсин или синусно-косинусный вращающийся трансформатор.
Из-за влияния внешних возмущающих полей точностьмагнитных
измерителей невелика и обычно не бывает лучше 1-2 градусов.
Таким образом,имеетсявозможность определения курса ЛА с по-
мощью курсового гироскопа или магнитного зонда.В первомслучае
требуетсяначальная выставка гироскопа и компенсация кажущихся и
других уходов, а во втором случае необходимо устранять погрешнос-
тиот воздействия посторонних магнитных полей (девиацию).Кроме
того, следует иметь ввиду, что в полярных широтах зонд, как и лю-
бой другой магнитный компас, не работает. Перечисленные и некото-
рые другие причины требуют обязательного комплексирования измери-
телей курса.
Простейшая схема измерения курса ЛА выглядит следующимобра-
зом (рис.4):




- 6 -

¦  7D 0М
---------¬ 7J 0г -----+----¬  7J 0орт.-----------¬
¦ ГК +-------------+ МС (КМ) +----------------+ УК (ПНП) ¦
L---------L----T----- ( 7J 0мк,  7J 0ст.) 7 0L-----------
¦
¦
¦ П
---------¬ 7J 0м 7W 0з Sin 7f 0  7  0----------¬
¦ ИД +--------------------------------+ ПШК ¦
L---------"МК" ¦"ГПК" L----T-----
¦"ЗК"¦
¦¦ 7 f
¦¦
¦
---------¬ 7J 0ст.¦
¦ ЗК +-------------------
L---T-----  7J 0ст.
L--------------


Рис.4. Простейшая схема измерения курса

На рис.4 обозначены:
ГК - курсовой гироскоп;
ИД - индукционный датчик;
ЗК - задатчик курса, служитдляручноговвода стояночного
(начального) курса ( 7J 0ст.);
МС (КМ) - механизм согласования или коррекционный механизм служит
длясогласования(коррекции) гироскопического курса с
другими курсами и поправками.Фактически в МСкакбы
происходит запоминание "начального" курса;
УК(ПНП) - указатель курса (плановый навигационный прибор)-инди-
катор курса;
ПШК- пульт широтной коррекции,служит для выработки поправ-
ки на "кажущийся" уход ГК-  7W 4з 0 Sin 7f 0;
П- переключатель режимов работы - "МК"(магнитная коррек-
ция),"ЗК" (заданный курс) и "ГПК" - (гирополукомпас).

Схема работает следующим образом.В основном режиме,"ГПК",
курсизмеряетсяс помощью ГК.Одновременно в МС осуществляется
электрическая коррекция  7J 0г по сигналу  7W 0з Sin 7f 0 .На выходе МС об-
разуется сигнал  7J 0орт. Режим "ГПК" применяется, как правило, в те-
чении всего времени полета,однако ему обязательно долженпред-
шествовать режим "МК" или "ЗК",во время которого в МС запомина-
ется начальное (опорное) значение стояночного курса,т.е. гирос-
копическийтрактизмерения как бы "привязывается" к стояночному


- 7 -

меридиану. Выставка в "МК"применяется в средних широтах и при не-
обходимости быстро подготовить систему, а в "ЗК" - в полярных ши-
ротах и для увеличения точности выставки.В любом случае исполь-
зования"ЗК" необходимо предварительно точно определить геодези-
ческими или другими неавтономными способами стояночныйкурсЛА.
Только после этого  7J 0ст. вводится в задатчик ЗК.
В последнее время на ЛА нашли применение комплексныесистемы
измерения всех трех углов пространственного положения. Такие сис-
темы строятся на основе гиростабилизированной платформы и являют-
сяавтономной(инерциальной)частьюкомплексной навигационной
системы ЛА.На самолете МИГ-29 рассматриваемые системы представ-
лены информационным комплексом вертикали и курса ИК-ВК-80, входя-
щим в состав навигационной системы СН-29.

 33. _ СН-29 - назначение, состав.ИК-ВК-80 - назначение,
 _ 3состав, основные технические данные и режимы работы.

Система СН-29 - этохарактерныйпримерусилениятенденции
комплексирования самого различного оборудования на борту ЛА. Ком-
поненты СН-29 - это системы и агрегатыдвухвидовоборудования
ЛА,- АО и РЭО.  2СН-29 0 играет существенную роль в решении навига-
ционных и пилотажных задач и  2обеспечивает измерение, вычисление и
 2индикацию следующих основных параметров:
- воздушных скоростей, высоты и числа М полета;
- курса, крена, тангажа;
- значений абсолютной и относительной горизонтальной линей-
ной скорости полета, а также вертикального ускорения ЛА;
- отклоненийот заданной траектории полета в горизонтальной
и вертикальной плоскостяхидальности до выбраннойточки
маршрута.

 2В состав СН-29 входят:
- система воздушных сигналов СВС-72;
- ИК-ВК-80;
- блок коммутации БК-55;
- радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН
с цифровым вычислителем А-323.

Соответственно, первая задача СН-29 решается системой СВС-72,
втораяи третья - комплексом ИК-ВК-80,а четвертая - РСБН и вы-
числителем А-323.Блок БК-55 служит, в основном, для распределе-
ния сигналов.
Порядок вычисление воздушных параметров был изложен на преды-
дущемзанятии,решениепоследнейзадачи будет рассмотрено при
изучении основ РЭО, а в данном занятии остановимся на принципах и
особенностях определения курса,крена, тангажа, а также линейных


- 8 -

скоростейивертикальногоускоренияЛАспомощьюкомплекса
ИК-ВК-80.
ИК-ВК-80 - это так называемая инерциальная система иееос-
новное назначение - вычисление абсолютных линейных скоростей ЛА в
автономном режиме работы СН-29. В СН-29 значения скоростей интег-
рируются(главным образом в вычислителе А-323) для получения ко-
ординат местонахождения ЛА.Такое интегрирование (счисление) вы-
полняется непрерывно.Вычисленные координаты поступают в различ-
ные системы ЛА и частично на индикаторы в кабине.Для первичного
определенияабсолютной скорости ЛА в ИК-ВК-80 применяется цифро-
вое интегрирование измеренных с помощьюакселерометровзначений
абсолютных линейных ускорений.Очевидно,что акселерометры либо
должны всегда иметь неизменную по отношению к земле ориентировку,
либосигналы от них должны пересчитываться в сигналы для некото-
рой связанной с землей опорнойсистемойкоординат.ВИК-ВК-80
примененпервый вариант - стабилизация положения акселерометров.
Так как стабилизация выполняется с помощьюгиростабилизированной
по отношению к земле платформы,то одновременно с измерением ус-
корений измеряются и углы пространственного положения ЛА - крена,
тангажа и курса.

 2В состав ИК-ВК-80 входят:
- две инерциальные курсовертикали "ИКВ" (основнаяирезерв-
ная) - гиростабилизированные платформы (ГСП);
- блок управления и связи "БУС";
- блок контроля исправности ИКВ - "БК-57";
- индукционный датчик "ИД";
- задатчик магнитного склонения "ЗМС";
- пульт широтной коррекции "ПШК".

 2ИК-ВК-80 - достаточно точная система и в составе СН-29 харак-
 2теризуется следующими основными техническими данными:
1. погрешность счисления координат ... до 8 км за час полета;
2. чувствительность акселерометров  2  0............... 1*10 5-4  0g;
3. диапазон измеряемых ускорений ...................... 25 g;
4. погрешность измерения углов ............. примерно0,5 5o 0 ;
5. время готовности ............................... 3-15 мин;
6. потребляемая мощность
- по постоянному току ............................. 800 Вт;
- по переменному току ........................... 15000 Вт;
7. масса .................................... примерно 60 кг.

ИК-ВК-80 имеет несколько режимов работы,которые подразделя-
ютсянарежимывыставкии рабочие режимы.Выставочные режимы
включают ускоренную (до 3-х минут) инормальную(до15минут)
выставкуплатформ в азимуте и в плоскости горизонта.Ускоренный


- 9 -

вариант (более грубый) используется при необходимостивбыстрой
подготовке ЛА к полету. По окончании выставочных режимов платфор-
ма устанавливается по продольной оси ЛА и в плоскости горизонта с
точностью до угловой минуты.В дальнейшем,в рабочих режимах, в
азимуте сохраняется начальное "стояночное" положение(винерци-
альной системе отсчета) ,а в плоскости горизонта - горизонталь-
ное.Заданное положение сохраняется за счетосновногосвойства
гироскопа и работы систем индикаторной гиростабилизации и коррек-
ции, которые будут рассмотрены ниже.
Рабочие режимы- подразделяются на режимы горизонтирования и
курсовые режимы.
Горизонтирование обеспечивают такназываемыеинтегральная
(основной вариант) и радиальная (запасной вариант)коррекции,-
"ИК" и "РК" соответственно. В "ИК" управляющими сигналами являют-
ся интегралы от сигналов горизонтальных акселерометров,а в "РК"
- "прямые" сигналы этих акселерометров. Курсовые режимы представ-
лены режимом "ГПК" (основной),режимом магнитной коррекции"МК"
(вспомогательный)ирежимом заданного курса "ЗК"(дополнительный
выставочный).Соответственно потребителям выдаютсясигналытак
называемого приведенного( 7J 0пр.), гиромагнитного( 7J 0гмк) или стояноч-
ного( 7J 0ст.) курсов.
Рассмотрим подробнееосновнуюсоставнуючастьИК-ВК-80-
инерциальную курсовертикаль.


 34. _ ИКВ.Выставка гиростабилизированной платформы ГСП.
 _ 3Интегральная коррекция и индикаторная стабилизация ГСП.
 _ 3Измерение абсолютной линейной скорости.

ИКВ фактическипредставляет собой гироплатформу с индикатор-
ной системой стабилизации первоначально заданного (во времявыс-
тавки) положения.ГСП имеет три степени свободы и содержит соот-
ветственно продольный, поперечный и азимутальный каналы. Системы,
обеспечивающие функционирование каналов, достаточно схожи, поэто-
му работу ИКВ рассмотрим на примереупрощеннойсхемыГСП,для
продольного канала (см. рис.5 на след.стр.).
Обозначения на рисунке:

"1Г" - гироскоп с вектором кинетического момента Н, ориенти-
рованным повертикали;
1ДМ, 2ДМ- датчики момента;
1ДУ, 2ДУ- датчики угла;
1А, 2А- акселерометры;
СКТ- 7q 0- синусно-косинусный трансформатор - датчик тангажа са-
молета:
1ДС- двигатель стабилизации ГСП;


- 10 -































Рис.5. Упрощенная схема ГСП, продольный канал

1УС- усилитель стабилизации;
1УА- усилитель акселерометра;
ИЦ - интегратор цифровой;
2ИУДМ- импульсный усилитель датчика момента;
РТ - рама тангажа;
Р- реле включения рабочего режима;
НП - направление полета;
Vх, а 4х 0, 7 q 0 - соответственноабсолютная линейная скорость, ускоре-
ние по оси "Х" и угол тангажа самолета.

 2Функционирование ГСП можно разделить на несколько этапов:
- выставка;
- интегральная коррекция;
- индикаторная стабилизация;


- 11 -

- измерение абсолютной линейной скорости и углов курса,кре-
на, тангажа.

 _ 2Выста 3в 2ка .: 0необходима для начальной ориентации ГСП и состоит,
в свою очередь, из двух частей - электрического ар-
ретирования и точной выставки.Арретирование начинается сразу же
после подачи питания и продолжается в течении времени,необходи-
мого для разгона гиромоторов.По окончании арретирования ГСП ус-
танавливается в плоскость крыла и по продольной оси самолета. Для
рассматриваемого канала цепочка прохождения сигнала выглядит сле-
дующим образом:

СКТ- 7q 0 -- замкнутые контакты Р -- 1УС -- 1ДС.

1ДС будет вращать РТ до тех пор,пока сигнал от датчика СКТ- 7q 0 не
станетравнымнулю.Таккаксамолет в общем случае 1  0смещен от
плоскости горизонта,то для точногогоризонтированиянеобходим
более точный датчик "горизонта", чем чем СКТ- 7q 0. В качестве такого
датчика на земле используют акселерометр (напомним,что чувстви-
тельность его - до 10 5-4 0 g ). При смещении ГСП акселерометр выдает
сигнал, который после усиления в 1УА интегрируется в ИЦ и подает-
ся затем на усилитель 2ИУДМ и далее на 2ДМ гироскопа 1Г. Так 5  0 как
обороты гиромотора во время точной выставки ужевысокиеицепь
электрического арретированияразомкнута,то 1Г начинает прецесси-
ровать: вектор Н стремится 5  0совместиться с вектороммомента2ДМ,
лежащим на продольной оси. Вместе с 1Г вращается и ГСП с располо-
женным на ней акселерометром . Сигнал акселерометра изменяется, и
изменяется момент,развиваемый 2ДМ,и ГСП после серии колебаний
устанавливается в плоскость горизонта.Следует отметить, что для
ускорениягоризонтирования помимо интеграла от сигнала акселеро-
метраиспользуетсятакжеусиленный"прямой"егосигнал(на
рис.4а.этацепочка не показана).Заканчивается выставка через
3-15 мин от подачи питания.
По окончании выставки ИКВ автоматически переводится в рабочий
режим, который обеспечивают системы коррекции, стабилизации и из-
мерения углов.

 _ 2Система интегральной коррекции . 0:необходима для удержания ГСП
вплоскостигоризонта,из
которой ГСП "уходит" придвижениисамолетаотносительноЗемли
(этотак называемый кажущийся уход,когда в инерциальном прост-
ранстве ориентировка векторов Н гироскопов не изменяется и поэто-
му наблюдаются смещения гироскопов и ГСП относительно Земли).
Кажущийся уход компенсируется путем принудительной (корректи-
рующей)прецессии гироскопов под действием управляющих моментов.
Так-как величина рассматриваемого ухода пропорциональнаскорости


- 12 -

полета,то и для формирования момента коррекции также используют
сигнал скорости.Этот сигнал, в свою очередь, получают в резуль-
тате интегрирования выходного сигнала акселерометра. Для продоль-
ного канала цепочка коррекции выглядит следующимобразом:

1А -- 1УА -- ИЦ -- 2 ИУДМ -- 2ДМ.

2ДМ развивает момент и гироскоп "1Г" вместе с ГСП прецессируетс
угловойскоростью движения самолета вокруг Земли (равной отноше-
нию скорости и радиусу Земли).Таким образом ГСП как-бы отслежи-
вает плоскость горизонта.Одновременно с выработкой сигнала кор-
рекции цифровой интегратор ИЦ выдает потребителям сигнал абсолют-
ной скорости V.
Система интегральной коррекции предотвращает только кажущийся
уход от плоскости горизонта,однако ГСП может сместитьсяещеи
под действием внешних вредных моментов (из-за трения,разбаланса
и т.д.). В этом случае  2вступит в работу система индикаторной ста-
 2билизации, цепочка которой для продольного канала выглядит следу-
 2ющим образом 0:

смещение ГСП относительно главной оси "1Г" -- 2ДУ --
-- замкнувшиеся контакты Р -- 1УС -- 1ДС.

1ДС вращает РТ вместе с ГСП до тех пор, пока сигнал с 2ДУ не ста-
нет равным нулю. Обычно смещения, регистрируемые ДУ, не превышают
десятков угловых минут, - так как скорость "возвращения" ГСП дви-
гателем ДС очень велика (десятки градусов в секунду).Рассмотрим
особенности измерения пространственных углов.



 35. _ Системы измерения крена, тангажа, курса.

Измерение угловтангажа,гренаигироскопического курса в
ИК-ВК-80 происходит как бы естественным образомивпродольном
канале,например, заключается в следующем. При изменении тангажа
вместе с самолетом вращается статор СКТ- 7q 0, а ротор, соединенный с
РТостаетсяна месте (так-как РТ удерживается на продольной оси
системами ГСП).В результате сигнал смещения статора СКТ относи-
тельно ротора будет соответствовать углу тангажа. Аналогично про-
исходит измерение крена и гироскопического курса.
Схема формирования ортодромического курса для выдачи его пот-
ребителям и на показывающий прибор включает помимо ИКВ ряд допол-
нительных элементов (рис.6).




- 13 -

 7J 0г
--------------------------------------------
¦ 4д д
--------¬  7J 0г¦--------¬ ---------¬ 7J 0пр( 7J 0гмк
¦ИКВ+--------+-------+¦ ¦ +-------T------
L--------¦¦ ¦Цифрово馦
¦¦ ¦ вычисл.¦¦БУС
 7J 0ст --------¬ 7J 0ст( 7D 0М)¦ПАК ,¦ ¦ "УВ-4" ¦ ----+---¬
- - +ЗМС+----------------+¦ ¦ ¦ ¦ПКА¦
( 7D 0М)L--------¦+---+ "ГПК"¦ L---T----
-------¬ 7J 0м ¦¦ ¦ ------ ¦¦
--------¬ 7J 0'м¦ +-----+¦ ¦ 7J 0пр.¦¦ 4 А
¦ИД +---+ КМД¦ 7DJ 0инс¦ПАЧ¦ ¦ 7 0¦¦ 7J 0пр
L-------- ¦ +-----+¦ ¦"МК"¦L------
L-------¦¦ ¦ ------ ¦ 4 А
 7f 0 --------¬ 7W 0з Sin 7f 0¦¦ ¦ 7J 0гмк¦ ( 7J 0гмк)
- - +ПШК+----------------+¦ ¦ ¦
L--------L-------- L---------


Рис.6. Схема формирования ортодромического
курса

На рис.6 обозначены:
ИКВ - "ИКВ-80";
ЗМС - задатчик магнитного склонения;
ИД- индукционный датчик;
ПШК - пульт широтной коррекции;
КМД - компенсатормагнитной девиации;
ПАК, ПАЧ - преобразователь "аналог-код" и "аналог-частота";
ПКА - преобразователь "код - аналог";
 7J 0г- гироскопический курс;
 7J 0ст.- "стояночный курс";
 7D 0М- магнитное склонение;
 7J 0'м - магнитный курс с девиационной погрешностью:
 7J 0м- магнитный курс;
 7DJ 0инс. - инструментальная погрешность ИД (доходит до 1 5o 0);
 7f 0 - широта местности;
 7W 0з Sin 7f 0- сигнал компенсации угловой скорости суточного вра-
щения Земли;
 4ДД АА
 7J 0пр.( 7J 0гмк) и 7J 0пр.( 7J 0гмк) - соответственно приведенный и гиро-
магнитный курсы в дискретном и ана-
логовом виде;

В зависимости от режима работы канала курса цифровой вычисли-


- 14 -

тель УВ-4 вычисляет приведенный (в режиме"ГПК") или гиромагнитный
(в режиме"МК") курсы:
t
 4ГПК
 7J 0пр. =  7J 0г +  7J 0ст. +  7W 0з Sin 7f 0 d 7t 0 ;

 7J 0иt 4o
величина кажущегося ухода
из-за вращения Земли.

t
 4мк
 7J 0гмк =  7J 0м +  7DJ 0инс. +  7D 0М +  7W 0з Sin 7f 0 d 7t 0 ;

 7J 0иt 4o

На земле, при выставке ИК-ВК-80, гироскопический курс обнуля-
ется (т.к.ГСП выставляется по продольной оси ЛА) и потребителям
выдается значение истинного стояночного курса в сумме с составля-
ющей кажущегося ухода, - то есть сигнал стояночного ортодромичес-
кого курса.Причем  7J 0ст. или вводится вручную (от ЗМС), или опре-
деляется автономно - как сумма  7j 0м и  7D 0М,введенных заранее (также
от ЗМС). В полете к сигналам стояночного курса добавляются значе-
ния текущих отклонений ЛА от стояночного курса.
Использование цифрового вычислителя повышает точностьвычис-
лений и позволяет применить единую элементную базу. Следует также
отметить, что рассмотренная схема формирования курса, также как и
схема определения абсолютных линейных скоростей,является значи-
тельно упрощенной.В реальных схемах ИК-ВК-80 (и СН-29 вцелом)
обрабатываетсяцелыйряддополнительных поправок,учитывающих
несферичность Земли, высоту полета и другие параметры, входящие в
полнуюматематическую модель погрешностей горизонтальных каналов
и каналов курса.


 3ТЕМА N 10"СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОННОЙ АВТОМАТИКИ И БОРТОВЫЕ
 3СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ 0  3ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ"

 3ЗАНЯТИЕ N 2 0 (2часа)

 11. _  3Системы управления полетом летательных аппаратов

 2Устойчивость ЛА  0 - это его способность самостоятельно возвра-
щаться в первоначальное положение,из ко-
торого он был выведен внешними возмущающи-
ми факторами.

 2Управляемость ЛА 0 - это способность ЛА изменять свое положение
в пространстве поддействиемуправляющих
поверхностей (рулей).
Улучшить летные характеристики ЛА можно двумя путями: либо за
счет совершенствования его аэродинамических свойств (в томчисле
и устойчивости), либо путем использования дополнительных устройс-
тв - систем автоматического управления ЛА,которые улучшаютес-
тественные параметры ЛА.
Современные реактивные сверхзвуковые самолеты имеют настолько
большойдиапазонизменения скорости и высоты полета,что чисто
конструктивными (аэродинамическими) способами не удаетсяобеспе-
читьтребуемые устойчивость и управляемость для всех режимов по-
лета. Поэтому  2установка на ЛАсредствавтоматизацииуправления
 2полетом является насущной необходимостью.
Положение летательногоаппаратав пространстве относительно
Земли характеризуется углами тангажа ( 7q 0),крена( 7g 0),ирыскания
(курса -  7j 0), а относительно вектора воздушной скорости V - углами
атаки ( 7a 0) и скольжения ( 7b 0). Все эти углы рассматривались ранее .
Для управлениясамолетому него имеются управляющие поверх-
ности (рули). 2Базовый самолет управляется в продольномдвижении
 2(потангажу)подвижным стабилизатором ,а в боковом движении (по
 2крену и курсу) - элеронами и рулем направления.
Управление летательным аппаратом подразделяется на управление
"в большом" и управление "в малом".  2 Управление "в большом" 0 - это
задание программы движения ЛА ,т.е. его траектории движения . Оно
осуществляетсяотносительно медленными перемещениями органов уп-
равления ЛА ,но в широких пределах . 2Управление "в малом" 0 -это вы-
держиваниезаданной программы (траектории) полета путем контроля
движения ЛА и малых (но быстрых) перестановок органов управления.
Управление полетомлетательногоаппаратаосуществляется по
определенным законам управления.  2Закон управления -этоматема-
 2тическое выражение, определяющее связь между отклонением управля-
 2ющего органа (руля) и управляющими сигналами. 0Для разных режимов
полета ЛА и для разных каналов управления(канала тангажа, кана-
ла крена, канала направления)законыуправленияразные.В ка-
честве примерарассмотримминимальнонеобходимый для получения
качественного переходного процесса при управлении самолетом закон
управления для канала тангажа , включающий сигналы по углу танга-


- 2 -

жа и угловой скорости измененияуглатангажа.Онзаписывается
так: 7q 0 7 w 4z
 7d 4в 0 = К 4в  7q  0+ К 4в 7 w 4z 0 ,

где :  7d 4в 0 - отклонение руля высоты (стабилизатора);
 7q  0 - 7  0угол тангажа (сигнал, 7  0пропорциональный углу тангажа);
 7q
К 4в  0- 7  0коэффициент пропорциональности (передаточное число)между
отклонением руля (стабилизатора) и углом тангажа;
 7w 4z 0 - 4  0сигнал, пропорциональный угловой скорости изменения угла
тангажа;
 7w 4z
К 4в 0 - 4  0передаточное число по угловой скоростиизмененияугла
тангажа.
Другие законы управления могут содержатьидругиесигналы,
необходимые дляобеспечениякачественногоуправления полетом в
разных режимах.
Необходимо отметить еще,что  2коэффициенты пропорциональности
 2(передаточные числа) в зависимости от режима полета, высоты, ско-
 2рости полета,других параметров полета изменяются. 0 Это обеспечи-
вает гибкость (т.е.приспособляемость) систем управления полетом
ЛА припостоянно меняющихся условиях полета,а значит и высокое
качество управления полетом.
 2В зависимости от степени автоматизации можно выделить следую-
 2щие системы управления полетом ЛА:
1. _ 2 Ручные . 0: летчик управляет ЛА с помощью рулей, имеющих жест-
кую механическую связь с ручкой управления ЛА. При
ручном управлениилетчикруководствуетсятолькопоказаниями
обычных приборов и личными ощущениями.
2.  _ 2Автоматизированные . 0:эти системы не освобождают летчика от
непосредственного воздействия нару-
левые органы ЛА,но они обеспечивают единообразиепилотирования
на всех режимах полета (автоматы АРУ и АРЗ - автоматы регулирова-
ния управления и автоматы регулирования загрузки),атакжебез
участиялетчика устраняют самопроизвольные быстрые небольшие ко-
лебания ЛА,улучшая его характеристики устойчивости иуправляе-
мости (демпферы, автоматы устойчивости).
3.  _ 2Полуавтоматические . 0 (командные или директорные): при дирек-
торном управлении летчик также не осво-
бождается от ручного управления, но он освобождается от необходи-
мостипроизводить мысленные расчеты траектории полета,т.к.на
специальные приборы автоматически выдаются команды,выполняя ко-
торые, летчик будет вести ЛА по заданной траектории.
4.  _ 2Автоматические . 0:эти системы выполняют функцииуправления
угловыми положениями (координатами) ЛАи
стабилизации траекториидвижения центра масс ЛА,освобождая тем
самым летчика от необходимости непосредственноговоздействияна
рули.Роль летчика при этом сводится к заданию необходимых режи-


- 3 -

мов полета и контролю за их реализацией. Такие системы управления
полетом ЛА получили название автопилотов.
В последнее время  2автопилоты стали входить составной частью в
 2системы автоматического управления (САУ) ипилотажно-навигацион-
 2ные комплексы (ПНК) 0, которые объединяют все курсовое, навигацион-
ное, командное и пилотажное оборудование ЛА и обеспечиваютпрак-
тически полнуюавтоматизацию полета ЛА и его боевого применения.
Все ЛА,начиная с ЛА 3-го поколения, оснащены САУ и ПНК. Однако,
наряду с высокой степенью автоматизации управления, 2обязательным
 2условием при создании современных пилотируемых ЛАявляетсявоз-
 2можность перехода на ручное управление. Причины этому следующие:
- необходимостьрезервирования автоматических систем при от-
казах;
- использованиетолько ручного управления на этапах взлета и
посадки ЛА;
Рассмотрим вышеназванныесистемыуправления полетом ЛА нес-
колько подробнее.

а)  _ 2Системы ручного управления

Современные ЛА имеют относительнобольшуюмассуибольшие
скорости полета,и поэтому для управления ЛА требуется создавать
усилия на рулях,непосильные для человека (до несколькихтонн).
Поэтому под ручным управлением в современной трактовке понимается
схема, изображенная на рис.1.





















Рис.1. Схема ручного управления с необратимым
гидроусилителем (бустером)


- 4 -


Летчик непосредственноотклоняетне рулевые поверхности,а
управляющий золотник гидроусилителя.Золотникоткрываетдоступ
гидросмеси,находящейся под высоким давлением (до 240 кГ/см),в
рабочий цилиндр.Поршень рабочего цилиндра через штокотклоняет
рулевуюповерхность (на рис.1-стабилизатор С).По мере движения
рабочего штока происходит перемещение точки О,и при неподвижной
точке О1 шток управляющего золотника перемещается, перекрывая ка-
нал поступления гидросмеси в рабочийцилиндр.Этимреализуется
жесткаяотрицательная обратная связь и обеспечивается пропорцио-
нальность между отклонением ручки управления и отклонениемруле-
вой поверхности.
 2Недостаток рассмотренной схемы - ее необратимость: 0летчик не
ощущает через ручку управления противодействующий момент наруле
(от действия скоростного напора воздуха), а при освобождении руч-
ки управления от усилия,она невозвращаетсясамостоятельнов
нейтральное положение.Такая схема управления делает процесс уп-
равления ЛА неестественным для летчика,что сильноснижаетка-
чество управления и безопасность полета.Чтобы ликвидировать этот
недостаток,  2в схему управлениявключаетсязагрузочныймеханизм
 2- ЗМ (пружина), связанный с механизмом триммерного эффекта (МТЭ).
Тогда летчик, отклоняя ручку управления, преодолевает усилие пру-
жины загрузочного механизма, которая имитирует противодействующий
момент на руле.Механизм триммерного эффекта, который включается
кнопкой"Триммер"наручке управления,может смещать нейтраль
пружины ЗМ, тем самым, при необходимости, снимая нагрузку на руч-
кеуправления и освобождая летчика от приложения постоянных уси-
лий (когда, например, на самолет действует постоянный момент).


б)  _ 2Автоматизированные системы управления полетом ЛА.

Противодействующий момент на руле зависит не только отвели-
чины отклонения руля,но и от величины скоростного напора возду-
ха, т.е. от высотыи скорости полета. Такая зависимость приводит
к неединообразию пилотирования,т.е. к неодинаковомуотклонению
ручкиуправления для получения одного и того же маневра при раз-
ных скоростных напорах.
 2Единообразие пилотирования можно обеспечить двумя способами:
- путем измененияпередаточного числа от ручки управления к рулю
в зависимости от скорости (V) и высоты (H) полета;
- путемизменения загрузки ручки управления в зависимости от V и
H (при этом способе у летчика создается иллюзия наличия на руч-
ке текущего противодействующего момента);
 2Обеспечивают единообразие автоматы типа АРУ (автоматрегулирова-
 2ния управления)и АРЗ (автомат регулирования загрузки) 0.  _АРУ, как
 _правило изменяют одновременно и передаточное число от РУ крулю,
 _и загрузку ручки, а АРЗ - только загрузку РУ.


- 5 -

Необходимо подчеркнуть,что  2автоматыединообразиявключаются
 2тольков продольный канал (канал стабилизатора) 0,так как в этом
канале перегрузки (вертикальные-n 4у 0) в несколько раз превышают до-
пустимыеперегрузки в других каналах (по продольной и поперечной
осям ЛА).
 2Принцип построенияиработы АРУ и АРЗ 0 заключается в следую-
щем : основной элемент этих автоматов-исполнительный механизм
(ИМ) типа "раздвижного штока" -включается в проводку управления
самолета так,что при перемещениях штока ИМ, изменяются одновре-
менно передаточные числа (плечи) к рулю и к загрузочному механиз-
му (для АРУ) или только к загрузочному механизму (дляАРЗ).Ис-
полнительный механизм управляется блоком управления (БУ), для ко-
торого входными информационными сигналами являются текущие значе-
ния полного (Рп) и статического (Рст) давлений,пропорциональные
V и H. Программа работы блока управления построена так, что регу-
лирование передаточных чисел к рулю и ЗМ осуществляется в зависи-
мости от скорости полета, но с коррекцией в зависимости от высоты
полета.
Недостаток обеспечения единообразия управления ЛАспомощью
АРЗ заключаетсявтом,что требуется изменять загрузку ручки в
довольно широких пределах.И если нижний пределзагрузкиручки
больших неудобств в пилотировании не вызывает,то верхний предел
(максимальная загрузка) может вызвать существенные неудобства при
энергичном маневрировании ЛА, когда перемещения ручки должны быть
быстрыми. На самолете МиГ-21 единообразие управлениядостигается
с помощью автомата регулирования управления АРУ-3В, а на самолете
МиГ-23 - с помощью автомата регулирования загрузки АРЗ-1.  _На базо-
 _вом самолете установлен автомат АРУ-29-2.
 2Как было указано выше, автоматизированные системыуправления
 2полетом ЛАобеспечивают также демпфирование короткопериодических
 2колебаний ЛА,повышая этим его устойчивость и управляемость. Эту
 2задачу решают демпферы колебаний (ДК).
Демпфирование колебанийЛАосуществляетсявтрехканалах
(тангажа,крена, рыскания) путем автоматических быстрых отклоне-
ний на небольшие углысоответствующихрулевыхповерхностейпо
сигналамугловыхскоростейкрена( 7w 4х 0),тангажа ( 7w 4z 0) и рыскания
( 7w 4у 0).
На рис.2 показана структурная схема включения демпфераколе-
баний для одного канала.
 2Типовой демпфер (см.рис.2) включает в свой состав :
- измеритель угловой скорости (датчик угловой скорости ДУС);
- датчикскоростногонапораДСН (или корректор передаточных
чисел КПЧ);
- сервопривод золотника бустера (гидроусилителя), состоящий из
релейно-усилительного блока (РУБ) и рулевого агрегата управ-
ления (РАУ).
РАУ представляет собой электромеханическую раздвижную тягу уп-
равления,встроеннуювпроводку управления от ручки к бустеру.


- 6 -

------------¬------¬-------------¬-------¬
¦Ручка упр-я+----+ АРУ +-------+РАУ-107 +-----+Бустер¦
¦с-том (РУС)¦¦(АРЗ)¦LT----T-----T-L---T---
L------------L------ ¦¦¦ ¦
¦¦¦-+----¬
¦¦¦¦ Руль¦
¦U 4у 0¦U 4сос 0 ¦U 4жос 0L------
------¬ U 7w 4i 0 -+----+-----+¬
 7w 4i 0 --------+ ДУС +-------+ ¦
L------¦ ¦
¦ Р У Б¦
------¬¦ ¦
 7r 0V 52 0¦ ДСН ¦ Uq¦ ¦
q = ---- --------+(КПЧ)+-------+ ¦
2 L------L-------------



Рис.2: Структурная схема включения демпфера


Перемещения штока РАУ смещают проводку управления только в сторо-
ну бустера (т.к.усилие перемещения золотника бустера составляет
несколько грамм,а усилие, потребное для отклонения ручки управ-
ления, - несколько килограмм). Поэтому при работе РАУ отклоняются
только рулевые поверхности, а ручка управления остается неподвиж-
ной.
Сервопривод для улучшения качества переходных процессов охва-
чен гибкой скоростной и жесткой обратной связями.
При появлении колебаний самолета,сигнал соответствующей уг-
ловой скорости  7w 4i 0(V 7w 4i 0) усиливается в РУБ иввидеуправляющего
сигналаVупоступаетв РАУ.Шток РАУ смещается и через бустер
отклоняет руль в сторону парирования колебания ЛА.
Наличие датчикаДСН (корректора КПЧ) в демпферах объясняется
большой зависимостью характеристик устойчивостииуправляемости
ЛА отрежимаполета(скоростного напора q).Функции ДСН может
также выполнять датчик скоростного напора типа ДНПСТ.
 2Работа демпферов характеризуется следующими законами управле-
 2ния : 4 РА 7w 4z
- 7  0демпфер тангажа : 7 d 4в 7  4  0= К 4в 0 7w 4z 0 ;

 4РА 7w 4у
- 7  0демпфер крена : 7d 4Э 7  4  0= 7  0К 4Э 7w 4у 0 ;

 4РА 7w 4х
- 7  0демпфер рыскания : 7d 4н 7 0= 7  0К 4н 7w 4х 0 ;
 4РАРА РА
где:  7d 4в 0, 4 7d 4Э 0и 4 7d 4н 0- углы отклонения соответственно руля высоты


- 7 -

(стабилизатора), элеронов и руля направле-
ния рулевыми агрегатами РАУ ;
 7w 4i 7w 4i 7 w 4i
К 4в 0, 4  0К 4Э 0и 4 0К 4н 0 - передаточные числа (коэффициенты усиления)
демпферов ;

 7w 4z 0, 4  7w 4x 0 и 4  7w 4у 0- угловые скорости ЛАотносительнопопере-
чной, продольной и вертикальной осей ;

 2На самолетах МиГ-21 ранних серий демпферы колебанийустанав-
 2ливались как самостоятельные системы.На самолетах более поздних
 2серий они входятвсостававтопилота(АП-155).Насамолетах
 2МиГ-23 и на базовом самолете демпферы входят в состав САУ 0. Струк-
тура демпферов в автопилоте и в САУ практически не отличаетсяот
рассмотренной.
Полуавтоматические (директорные) и автоматические системы уп-
равления полетом ЛА рассмотрим на примере САУ-451-03, установлен-
ной на базовом самолете.


 32. _ Система автоматического управления САУ-451-03

САУ-451-03  2предназначена 0 для автоматического управлениялег-
ким фронтовым истребителем и улучшения характеристик его устойчи-
вости и управляемости при ручном и полуавтоматическом(директор-
ном) управлении.Она представляет собой трехканальную нерезерви-
руемую САУ, выполняющую следующие основные  2функции:
- демпфированиекороткопериодических колебаний самолета по
крену,тангажу и рысканию (режим ДЕМПФЕР);
- стабилизациюуглового положения самолета по крену и тан-
гажу, а также стабилизацию курса в зоне углов крена менее
+7 5o 0 и тангажа менее +40 5o 0 (режим СТАБИЛИЗАЦИЯ);
- приведение самолета к горизонтальномуполетуизлюбого
пространственного положения (режим ПРИВЕДЕНИЕ КГОРИЗОН-
ТУ);
- стабилизацию заданной барометрической высоты полета(ре-
жим СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ);
- автоматический увод самолета из зоны опасной высоты(ре-
жим УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ);
- автоматическое и директорное управление полетом при эахо-
де напосадку до высоты 50-60 м (режимы АЗП-автоматичес-
кий заход на посадку и ДЗП-директорный заход на посадку);
- индикациюсигналовположения самолета на командно-пило-
тажном приборе(КПП)инавигационно-плановом приборе
(ПНП);
- проведение предполетного тест-контроля с выдачей сигналов
для световой сигнализации при отказе САУ,а также встроен-
ный контроль работоспособности САУ в полете.


- 8 -


Масса САУ-451-03 составляет56 кг.Для своей работы система
требует электропитания постоянным током (напряжением 27В) и пере-
менным 3-х фазным током (напряжениями 200В 400Гц и 36В 400Гц).
Точность работы САУ достаточно высока: погрешности стабилиза-
ции угловых положений самолета составляют:
- по тангажу - не более 0,5 град.;
- по крену и курсу - не более 1 град.;
- по высоте: до Н = 0,5 км- 15 м.;
на Н = 0,5-12 км - 50 м.;
на Н более 12 км - 70 м.;
- точность стабилизации центра масс самолетанаэтапах
захода на посадку (на Д = 1000 м от ВПП)-5 - 6 м.
 2Состав и принцип действия САУ-451-03 рассмотримпофункцио-
 2нальной схеме, представленной на рис.3 0 (см. на след. стр.)
На схеме можно выделить несколько групп элементов, 4 0различаю-
щихся функциональным назначением. 2Левая частьсхемыобъединяет
 2датчики информации. В их состав входят:
- датчики угловых скоростей унифицированные (ДУСУ),измеряю-
щиеугловые скорости крена ( 7w 4x 0),рыскания ( 7w 4у 0) и тангажа ( 7w 4z 0) и
выдающие электрические сигналы, 4  0пропорциональные этим скоростям;
- датчикилинейныхускорений(ДЛУ),измеряющие нормальную
(n 4у 0) и поперечную (n 4z 0) перегрузки самолета;
- корректор высоты (КВ-16-3), выдающий электрические сигналы,
пропорциональные отклонению от заданной высоты полета ( 7D 0Н);
- информационные комплексы давления (ИКД), формирующие сигна-
лы, пропорциональные статическому давлению Рст. и скоростному на-
пору q;
- датчикположения ручки (ДПР),выдает сигналы,пропорцио-
нальные отклонению ручки управления самолетом РУС по крену ;
- датчик положения носков ДПН, выдающий разовые команды выпу-
щенного и убранного положения управляемых носков крыла.

 2В левой же части схемы показаны внешние системы и датчики,ко-
 2торые не входят в состав САУ-451-03, но совместно с ней работают.
 2К ним относятся:
- инерциальная курсовертикаль (ИКВ),котораявыдаетвСАУ
сигналы крена, тангажа и рыскания ( 7g 0, 7q 0, 7J 0);
- система воздушных сигналов(СВС-2-72-3),выдающаявСАУ
сигналы высоты (Н) и числа М;
- радиовысотомер малых высот(РВ),выдающийвСАУсигнал
опасной высоты (Ноп);
- датчик аэродинамических углов (ДАУ),от которого САУ полу-
чает сигналы, пропорциональные текущему углу атаки ( 7a 0);
- радиотехническаясистемаближнейнавигации и посадки
(РСБН),котораявыдаетвСАУ сигналы заданного курса ( 7J 0зад.),
азимута (А) и дальности (Д) до аэродрома посадки, а также сигналы
отклонения самолета от равносигнальных зон курсового и глиссадно-


- 9 -

-----------¬----------------¬Упр. ------¬ ДТ
¦ДАТЧИКИ ¦¦ +-------+ АРМ +-------¬
¦ИНФОРМАЦИИ+---------+ ¦ОС L--T---¦
+----------+¦ +----------- ¦
¦ ДУСУ,¦¦ ¦------¬АПУС ¦ 7Df
¦ ДЛУ ,¦¦ +-------+ АРМ +------ -----
¦ КВ,¦¦ ¦L--T---¦
¦ ИКД ,¦¦ +----------- ¦
¦ ДПР ,¦¦ВЫЧИСЛИТЕЛЬ¦------¬¦
¦ ДПН¦¦ +-------+МТ-16+--------
L-----------¦УПРАВЛЕНИЯ ¦L--T---
¦ +-----------
¦ ВУ - 222 -03¦
-----------¬¦ ¦------¬
¦ВНЕШНИЕ ¦¦ +-------+ АРМ +-------¬
¦СИСТЕМЫ +---------+ ¦L--T---¦ 7Dd 4Э
¦ИДАТЧИКИ¦¦ +----------- ----
+----------+¦ ¦------¬¦
¦ ИКВ, ¦¦ +-------+МТ-16+--------
¦ СВС, ¦¦ ¦L--T---
¦ РВ,¦¦ +-----------
¦ ДАУ, ¦¦ ¦
¦ РСБН,¦¦ ¦------¬ 7Dd 4н
¦ АРК¦¦ +-------+ АРМ +-------------
L-----------¦ ¦L--T---
¦ +-----------
-------+ +-----T------T--------¬
¦ LT-T-------------¦ ¦ ¦
¦¦ ¦----¬ ¦ ¦ ¦
¦¦ ¦ 7g 0 -+БСС+¬ ----+---¬¦ -----+----¬
¦¦ ¦ ---+L--T-¦ ¦СЕИ¦¦ ¦ВСС-1¦
¦¦ ¦ 7q 0 L---- ¦ +---T---+¦ +---T-----+
¦¦ L-------¬¦ ¦ИЛС¦ИПВ¦¦ ¦ЦСО¦ТС-5М¦
--------+---T---+-------T-+--+¬L---+----¦ L---+------
¦Пульт упр-я¦Ручка упр-я¦ КПП,¦ -------+--------¬
¦ПУ-189 ¦ самолетом ¦ ПНП ¦----+---¬ -----+----¬
+-----------+-----------+-----+¦ ЭКРАН ¦ ¦ ТЕСТЕР¦
¦Устройства индикации и упр-я ¦L-------- L----------
L------------------------------


Рис.3. Функциональная схема САУ-451-03

го радиомаяков ( 7e 4к 0 и  7e 4г 0);
- автоматическийрадиокомпас(АРК),выдающий в САУ сигнал,
пропорциональный курсовому углу радиостанции (КУР).
 2Все вышеперечисленные сигналы от датчиков,входящих в состав
 2САУ-451-03,и от внешних систем и датчиков поступают на вычисли-


- 10 -

 2тельно-преобразующие устройства САУ, которые на рис.3 представле-
 2ны в средней части схемы. К ним относятся:
- вычислитель управления (ВУ-222-03)- основной блок САУ,ко-
торый на основе входящих сигналов от датчиковивнешнихсистем
формируетуправляющиесигналыдля исполнительных сервоприводов
трех каналов САУ;
- блокиследящихсистем (БСС),преобразующие сигналы крена
( 7g 0) и тангажа ( 7q 0) от ИКВ к виду,необходимому дляиндикациина
командно-пилотажном приборе (КПП).
 2В нижней части схемы показаны устройства индикации и управле-
 2ния САУ-451-03 0. Органы управления и средства сигнализации режимов
работы САУ расположены на пульте управления ПУ-189 и на ручке уп-
равления самолетом (РУС).Лицевая панель пульта управления пока-
зана на рис.4:

---------------------------------------¬
¦---------------------------¬¦
¦¦-----T-¬ -----T-¬ -----T-¬¦¦
¦¦¦L-+ ¦L-+ ¦СТАБL-+¦¦
¦¦¦ ДЕМП ¦ ¦ УВОД ¦ ¦ВЫС.¦¦¦
¦¦L------- L------- L-------¦¦
¦¦-----T-¬ -----T-¬ -----T-¬¦¦
¦¦¦L-+ ¦ТРАЕК-+ ¦ПОВТL-+¦¦
¦¦¦ АП ¦ ¦УПР.¦ ¦ЗАХОД ¦¦¦
¦¦L------- L------- L-------¦¦
¦L---------------------------¦
L---------------------------------------

Рис.4. Лицевая панель пульта ПУ-189


 2На РУС расположены:
- кнопка-лампа "приведение к горизонту";
- кнопка выключения режимов;
- гашетка контактного устройства вмешательства летчика вуп-
равление;
- кнюппель управления механизмами триммерного эффекта.

 2Вся информация,необходимая для ручного,директорного и авто-
 2матического режимов работы САУ, индицируется на командно-пилотаж-
 2ном приборе (КПП) и плановом навигационном приборе (ПНП).
В полуавтоматическом (директорном) режиме работы САУ управляю-
щие сигналывыдаютсятакже в систему единой индикации (СЕИ) для
отображения на индикаторе лобового стекла (ИЛС) инаиндикаторе
прямого видения(ИПВ) положения самолета относительно задаваемой
траектории в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
Сигналы контролясостояния элементов САУ-451-03 и режимов ее
работы выдаются на универсальное сигнальное табло(УСТ)системы


- 11 -

ЭКРАН,в устройстворегистрацииполетных данных ТЕСТЕР-У3-Л, а
также на световое табло аварийных режимов ТС-5М и нацентральный
сигнальныйогонь (ЦСО), входящие в состав системы внутрикабинной
световой сигнализации ВСС-1.

 2В правой  0  2верхней 0 2частифункциональной схемы САУ-451-03
 2(рис.3) представлена исполнительная часть САУ, которая включает:
- автономные рулевые машины (АРМ), используемые для демпфиро-
вания угловых движений тангажа,крена и рыскания и для обеспече-
ния требуемой продольной устойчивости (АПУС - автоматпродольной
устойчивости самолета);
- механизмы триммерного эффекта (МТ),используемыевовсех
остальных режимах работы САУ.

 2Принцип работыСАУ-451-03 0 заключаетсявтом, что на основе
сигналов перегрузки (n 4у 0 и n 4z 0 ), углов крена, тангажа, курса, ата-
ки ( 7g 0, 7q 0, 7J 0, 7a 0), угловых скоростей ( 7w 4x 0, 7w 4у 0, 7w 4z 0), перемещения ручки уп-
равления (Хр),высоты полета и числа М,поступающих сдатчиков
информации и внешнихсистем,вычислительуправленияВУ-222-03
ормируетуправляющие сигналы на исполнительные механизмы (АРМ и
МТ). Последние отклоняют рулевые поверхности самолета в соответс-
твиис этими управляющими сигналами,обеспечивая автоматическое
управление заданным режимом полета.
Следует подчеркнуть,что  2вычислительуправлениянаоснове
 2сигналов скоростного напора (q), статического давления (Рст), уг-
 2ла атаки ( 7a 2) и числа М (отсоответствующихдатчиковивнешних
 2систем) формирует 0  2корректирующие функции, используемые для форми-
 2рования передаточных чисел САУ. 0 Передаточные числа (коэффициенты)
учитываютсявуправляющих сигналах,поступающих в АРМ и МТ и ,
тем самым,обеспечивается адаптация САУ к изменяющимсяусловиям
полета.

 2Директорное управление самолетом 0 реализуется совместной рабо-
той САУ с командно-пилотажным (КПП) и навигационно-плановым (ПНП)
приборами. Для этого  2КПП (см.рис.5) 0 имеет директорные (командные)
стрелкитангажа(продольного канала) и крена (бокового канала),
обозначенные, соответственно, цифрами 6 и 7, а также стрелки отк-
лоненияотзаданнойлиниипути продольного и бокового каналов
(соответственно, 12 и 2).
 2ПНП (см.рис.6) 0 имеет директорные стрелки отклонения от равно-
сигнальной зоны курсовогоиглиссадногорадиомаяков,атакже
стрелку и счетчик заданного путевого угла (соответственно,6, 5,
3 и 10).
Для управления самолетом в директорном режиме летчик отклоня-
ет ручку управления в сторону перемещения директорных (командных)
стрелок,аконтрольправильностиуправленияосуществляетпо
стрелкамотклонения от заданной линии пути КПП и стрелке и счет-
чику заданного путевого угла ПНП.


- 12 -



















































- 13 -

 2Выше (при рассмотрении функций САУ) были названы режимы рабо-
 2ты САУ-451-03. Коротко рассмотрим их:

1).  _ 2Режим ДЕМПФЕР  . 0используется от взлета до посадки для демп-
фирования колебаний самолета и,темсамым,
улучшения его характеристик устойчивости и
управляемости. Демпфирование обеспечивается путем отклонения (не-
зависимо отдействийлетчика)рулевых поверхностей во всех 3-х
каналах для парирования угловых ускорений движения самолета( 7w 4x 0,
 7w 4у 0, 7w 4z 0).Исполнительныемеханизмыв режиме ДЕМПФЕР - автономные
рулевые машины АРМ-150.
Помимо демпфированиярежимДЕМПФЕРСАУ-451-03 обеспечивает
необходимую продольную устойчивость самолета.Для этого в канале
стабилизатора имеется автомат продольной устойчивости (АПУС).Он
выполнен в виде независимого канала управления и имеетсвойис-
полнительный механизм (АРМ-150).  2Основное назначение АПУС - изме-
 2нять на определенных режимах полета угол отклонения стабилизатора
 2( 7J 6ст 2)сцелью улучшения продольной устойчивости и управляемости
 2самолета. 0Программа изменения положениястабилизаторазасчет
АПУС представлена на рис.7.

^
 7f 4ст 0¦
¦ПИКИР.
3,5 5o 0+ - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -T - -
¦
¦ ¦
-2 5o 0 0¦5 5o 08 5o 014 5o
-+---+---------+-----+------------+------------+------------+---->
¦20 5o 026 5o 7a
¦ ¦¦¦
¦
+ - + -3,5 5o 0 - + - - + - - - - - -+ - - - - - - - - - - - - - - -
¦
¦КАБРИР.


Рис. 7:Программа работы АПУС


АПУС работает лишь при включенном режиме ДЕМПФЕР и при убран-
ныхзакрылках и шасси.При этом  2в области малых и отрицательных
 2углов атаки  0( 7a 0 < 5 5o 0) он включается в работу (перемещаетстабили->
заторна кабрирование по линейному закону) независимо от положе-
ния носков крыла.При 7 a 0 меньше 5  0-2 5о 0 отклонениестабилизатораот
АРМ(АПУС) остается постоянным (3,5 5о 0 на КАБРИР.)
 2При углах атаки больше 5 5o 2 АПУС работает следующим образом 0. До
срабатываниясистемыотключения носков крыла (5 5о 0 <  7a 0 < 8 5о 0) шток>


- 14 -

АРМ(АПУС) застопорен в нейтральном положении.При выпуске носков
крыла ( 7a 0 = 5  08 5o 0) создается пикирующий момент самолета и для его па-
рирования АРМ(АПУС) отклоняет стабилизатор на 3,5 5о 0кабрирования.
При 7a 0> 14 5о 0 начинает проявляться пониженная продольная устойчи-
вость самолета (т.е.увеличение 7 a 0сопровождаетсянедостаточным
увеличением пикирующего момента), поэтому АПУС реализует в диапа-
зоне 7 a 0от14 5o 0 до 26 5o 0 искусственную отрицательную обратную связь
по углу атаки. 5  0Стабилизатор при этом отклоняется по линейному за-
кону от 3,5 5o  0на кабрирование до 3,5 5o 0 на пикирование. 5 0При 7 a 0 > 26 5o
шток АРМ(АПУС) сохраняет постоянное положение.
 2Суммарное перемещение стабилизатора в режиме ДЕМПФЕРсклады-
 2вается изперемещенияза счет демпфера тангажа и перемещения за
 2счет АПУС.

2). _ 2Режим СТАБИЛИЗАЦИЯ  . 0обеспечивает стабилизацию (автоматичес-
кое выдерживание) заданных летчиком уг-
лов крена, тангажа и курса самолета.
Режим включается вручную нажатием кнопки-табло АП на ПУ-189. 5  0Пос-
ле включения режима стабилизируется то угловое положение самоле-
та, 5  0которое он имел в момент включения режима.
Если летчик берет 5  0управление самолетом на себя(нажимаетна
гашетку контактного устройства на РУ), то режим СТАБИЛИЗАЦИЯ вре-
менно отключается - управление будет вручную. 5 0При отпускании га-
шетки режим стабилизации восстанавливается, 5  0и при этом 5  0стабилизи-
руется новое угловое положение самолета, 5 0соответствующее моменту
отпускания гашетки.
Работа САУ в этом режиме основана на сравнении текущих значе-
ний углов,поступающих с ИКВ, 5  0со значениями этих же углов, соот-
ветствующимимоменту включения режима или моменту отпускания га-
шетки, которые формируются (фиксируются) в вычислителе. По сигна-
ламрассогласования формируются управляющие сигналы для механиз-
мов триммерного эффекта (МТ), которые, в случае ухода, возвращают
самолет в стабилизируемое угловое положение.

3). 2  _Режим СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ . 0 обеспечивает стабилизацию баро-
метрической высоты полета как в
прямолинейном горизонтальном по-
лете, так и в разворотах с креном до +70 5о 0. Режим включается нажа-
тием кнопки-табло СТАБ.ВЫС. на ПУ-189при предварительно нажатой
кнопке-табло АП. Управление самолетом в этом режиме ведется меха-
низмомМТпродольного канала по сигналам отклонения от заданной
высоты ( 7D 0Н) от корректора высоты (КВ), 7 0а также по сигналам теку-
щего угла тангажа (от ИКВ) и текущего угла атаки (от ДАУ).
При вмешательстве летчика в управление (обжатии гашетки КУ на
РУ) режим временно отключается (корректор высоты переходит на ре-
жим согласования),а после окончаниявмешательства(отпускания
гашетки)режим включается вновь.При этом корректор высоты "за-
помнит" новое значение заданной высоты.


- 15 -

4). 7  _ 2Режим УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ . 0обеспечиваетавтоматический
увод самолета из зоны задан-
ной опасной высоты по коман-
де радиовысотомера малых высот (РВ),на задатчике которого пред-
варительно было выставлено значение опасной высоты в метрах.
Режим включается предварительно (при включенном любом режиме)
нажатием кнопки-табло УВОД на ПУ-189, тем самым приводя САУ в го-
товность к автоматическому уводу самолета из зоны опасной высоты.
После этого при убранных шасси и при наличии сигнала от РВ(т.е.
при снижениисамолета до Ноп) происходит автоматический увод са-
молета из зоны Ноп: самолет переводится в режим наборавысотыс
углом наклона траектории 7 Q 0=8 5о 0 и одновременно приводится к нулево-
му углу крена.
При вмешательстве летчика в управление в процессе увода с Н 4оп
автоматическое управление механизмами МТ отключается,а по окон-
чании вмешательства механизмы МТ подключаютсяирежимуводас
опасной высоты восстанавливается.

5). _  2Режим ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ . 0 обеспечиваетавтоматический
вывод самолета из любого
пространственногоположения
в режим горизонтального полета 7  0( 7 g 0 = 0 5o 0, 7Q 0 = 0 5o 0)споследующей
стабилизацией барометрической высоты и курса (стабилизация высоты
автоматически включается при ¦ 7g 0¦ < 7 5о 0 и ¦ 7Q 0¦ < 5 5о 0 с задержкой4-5>
сек., а стабилизация курса - при ¦ 7g 0¦ < 7 5о 0 и ¦ 7q 0¦ < 45 5o 0)>
Режим включается нажатием кнопки-лампы ПРИВЕД.КГОРИЗ.на
РУС.Включениережима возможно при любых углах крена и тангажа.
При этом снимаются все включенные ранее режимыСАУ, кроме режима
ДЕМПФЕР.
При вмешательстве летчика в управление автоматическоеприве-
дение самолетакгоризонтальномуполету временно прекращается.
По окончании вмешательства режимПРИВЕДЕНИЕКГОРИЗОНТУвновь
включается.

 26 0) 2. _ Режимы АЗП и ДЗП . (автоматического и директорногозаходов
 2на посадку) 0 обеспечиваются совместной
работой САУиРСБН. 5 0Заход на посадку -
- 5  0это предпосадочный полет самолета в зоне действиякурсовогои
глиссадногорадиомаяков(КРМ и ГРМ).При этом  2в горизонтальной
 2плоскости осуществляется выход самолета наосьВППпосигналу
 2отклонения от ра 0вн 2осигнальной зоны КРМ ( 7e 6к 2) от РСБН. В вертикаль-
 2ной плоскости сначала стабилизируется высота полета (обычнорав-
 2ная600м),а затем (при  7  2пересечении  7  2самолетом ра 0вн 2осигнальной
 2зоны ГРМ) начинается этап снижения по глиссаде до высоты 50 м (по
 2сигналу 5  7e 6г 2, поступающему от РСБН).
При директорном управлении управляющие сигналы,выработанные
в вычислителеСАУ,поступаютнадиректорныестрелки и планки



- 16 -

(стрелки) отклонения от заданной линии путикомандно-пилотажного
прибора (КПП),атакжена директорное кольцо СЕИ.Направление
отклонения директорных стрелок КПП и директорного кольцапоказы-
вает летчику,в какуюсторону необходимо отклонять ручку управ-
ления, чтобы самолет вошел в равносигнальную зонукурсо-глиссад-
ных маяков.Удерживая директорные стрелки в центре силуэта-само-
лета КПП,летчикзаставит самолет лететь по заданной траектории
посадки.
 2Автоматическое управление при заходе на посадку отличается от
 2директорного лишь тем,  0  2что сигналы от вычислителя САУ поступают,
 2кроме КПП и СЕИ,также на рулевые машины (АРМ) и механизмы трим-
 2мерн 0о 2го эффекта (МТ), которые воздействуют на рулевые поверхности
 2и удерживают самолет на заданной траектории.
Режим ДЗПвключаетсянажатиемкнопки-таблоТРАЕКУПРна
ПУ-189 после входа в зону КРМ на высоте 600 метров.Для перехода
в режимАЗПнеобходимодополнительно нажать кнопку-табло АП на
ПУ-189 и освободить РУС от усилий.
На высоте 50-60 метров режим АЗП необходимо выключить нажати-
ем кнопки ВЫКЛ. РЕЖИМА САУ.


 33.  _Средства объективного контроля.

 2СОК использу 0ю 2тся для :
- анализа причин и предупреждения лётных происшествий;
- технической диагностики бортового оборудования ипрогнози-
рования его технического состояния;
- оценки действий летного составапривыполненииполетного
задания.
Таким образом, СОК предназначены для регистрации и сохранения
полетной информации, характеризующей условия полёта, действия эки-
пажа и функционирование бортового оборудования.
Другие названияСОК - бортовые устройства регистрации полёт-
ных данных (БСРПД) или бортовые устройства регистрации (БУР).
 2СОК в основном классифицируется по двум признакам :
- по принципу записи информации;
- по форме записи информации.
 _ 2По принципу записи информации . СОК подразделяется на :
-механические
-оптические(осцилографические)
-магнитные
 2Механические 0 СОК представлены на ЛА бароспидографами (К2-717)
и самописцами (К3-63).К2-717 регистрирует толькоНиV 4пр 0,а
К3-63 - H, V 4пр 0 и n 4y 0. В обоих приборах запись осуществляется путем
царапания по бумаге со спецпокрытием илипоэмульсионномуслою
кинопленкиметаллическимииглами,связаннымичерез передаточ-
но-множительный механизм с датчиками высоты, скорости,перегруз-
ки.


- 17 -

 2К оптическим 0СОКотносятсясистемытипаСАРПП-12,К12-22,
САРПП-24.Онистроятсяна базе обычных шлейфовых осцилографов.
Носителем информации в таких регистраторах является фотопленка.
 2Магнитные 0 СОК - это такие системы,вкоторых в качестве но-
сителя информации используются магнитные материалы - ферромагнит-
ная лента,металлическаялента или проволока.К таким системам
относятся МСРП-12,МСРП-64,"Тестер". Запись информации в них
осуществляется магнитной головкой (головками), как в обычном маг-
нитофоне.
 2П _о форме записи информации . СОК подразделяется на:
- аналоговые;
- дискретные .
 2К аналоговым СОК относятся механические и оптическиесистемы
 2регистрации,ак дискретным - магнитные. 0В дискретных системах
запись параметровпроизводитсяв видевремя-импульсногокода,
частотного и цифрового кода. 2Существенным преимуществом дискрет-
 2ных систем перед аналоговыми является возможностьавтоматической
 2обработки информации при наземном анализе 0.Информация аналоговых
систем обрабатывается вручную,с использованием проекционной ап-
паратуры или дешифратора лент фотокопировального прибора , дающе-
го увеличение в 10 раз.
 _ 2На базовомвертолетеустановлена система автоматической ре-
 _ 2гистрации параметров полета САРПП-12ДМ. . 0 Она предназначена для за-
писисветовымлучомна фотопленке 6 непрерывных параметров и 7
разовых команд в нормальных и аварийных условиях и сохранени 2я 0 за-
писанной информации при разрушении вертолета.Ширина пленки - 2  035
мм, без перфорации. Скорость протяжки пленки - 1 2  0мм/с или 2 2  0мм/с.
Максимальныйзапас пленки - 12+0,5 м.Непрерывно регистриру 2ю 0тся
Н 4отн 0,V 4пр 0,  7g 0, 7 q 0, 7 f 4ош 0 ( шаг несущего винта ) иn 4н.в. 0(частота не-
сущеговинта). 2Недостатки САРПП-12: 0малое число регистрируемых
параметров,низкая точность (погрешность 5%),невозможность ав-
томатизации процесса обработки записанной информации.
 _ 2Этих недостатков лишена система "Тестер-У3-Л",установленная
 _ 2на базовом самолете 0. . 2Она предназначена для записи параметров по-
 2лета,служебных данных и вспомогательной информации цифровым ме-
 2тодом на магнитную ленту.Б 0лагодаря высокой плотности записи ин-
формации на МЛ (16 импульсов на 1мм) обеспечивается большое число
регистрируемыхпараметров (до 256 каналов регистрации аналоговых
параметров и до 208 каналов регистрации бинарных сигналов разовых
команд). При этом погрешность записи регистрируемых параметров не
превышает 1%.Носитель информации  2-  0холоднокатаная МЛ из железо-
никелевого сплава шириной 25.4 мм,толщиной 0.015 мм и длиной 75
м.Скорость протяжки МЛ - 16мм/с в режимезаписи,аврежиме
воспроизведения-в 8-10 раз больше.Время записанной полетной
информации - 3 часа.Вид записи информации на МЛ - 24-х дорожеч-
ная. Масса системы " Тестер-У3-Л" - 13.5 кг.
 2Принцип работысистемы"Тестер-У3-Л"рассмотрим по функцио-
 2нальной схеме, 0  2представленной на рис. 08 2.


- 18 -

























Рис.8. Функциональная схема системы "Тестер-У3-Л"

Измерение физических значений аналоговых параметровосущест-
вляетсяс помощью датчиков аналоговых параметров (ДАП1 - ДАП38),
а сигналы разовых команд выдаются датчиками разовых команд (ДРК1-
- ДРК32).В качестве датчиков используются штатные бортовые дат-
чики, а также входящие в комплект системы датчики угловых переме-
щений (МУ-615А),перегрузок (МП-95),давления (МДД-Те). Датчики
аналоговыхпараметровопрашиваются(подключаютсякоммутатором
блока 1ИМ к ПНК и ПЧК) поочередно,в соответствии с определенной
последовательностью. Частота опроса датчиков - 1,2,4,8,16 и 30 Гц
т.е. некоторые датчики опрашиваются 1 раз в секунду , некоторые 2
раза в секунду ,а некоторые 30 раз секунду.  2Один цикл регистра-
 2ции всех видов информации образует кадр записи.Частота следова-
 2ния 0кадров в системе - 2  01 2  0Гц (т.е. 2 01 кадр формируется за 1сек 2.) 0.
Значения параметров с датчиков преобразуются с помощьюсогласую-
щих устройств (модулей М) в сигналы постоянного тока с напряжени-
ем 0 2  0- 2  06.3 2  0В и поступают в блок электроники (1ИМ).
 2Блок 1ИМ 0 является основным блоком системы и обеспечиваетра-
ботувсехблоков по жестко установленной программе (для этого -
устройство управления УУ). Кроме того, он 2  0коммутирует (поочередно
опрашивает) сигналы от ДАПиДРК, преобразует их в двоичный код
(с помощью преобразователей "напряжение 2  0- код" и "частота - код"-
 2-  0ПНК и ПЧК)  2  0и  2  0через  2  0выходной регистр параллельного кода пере-


- 19 -

дает в магнитный накопитель.Этот же  2  0блок обеспечиваетсистему
электропитанием и формирует сигналы встроенного контроля.
Прежде чем попасть в магнитный накопитель блок(М2Т-3)коды
сигналованалоговыхпараметрови разовых команд проходят через
 2блок усилителей записи ,воспроизведенияисамоконтроля(блок
 25ИМ) 0,где усиливаются до величины,необходимой головкам записи.
Блок 5ИМ также управляет работой электродвигателя лентопротяжного
механизма (ЛПМ)накопителя при записи и воспроизведении информа-
ции,контролирует движение магнитной ленты иусиливаетсигналы
при воспроизведении информации с магнитного накопителя.
 2Магнитный накопитель (блок М2Т-3) 0записываетинформациюна
МЛ, воспроизводит её (для автоматизированной обработки на земле),
а также хранит МЛ с записанной информацией в случае летногопро-
исшествия. Онвключаетвсебяленто-протяжный механизм (ЛПМ),
плату управления реверсом МЛизащитныйконтейнерссистемой
амортизации.
 2Сохранность записанной информации обеспечивается приударной
 2перегрузке до 1000g, при температуре до 1000 5o 2C  0-  2в течении 15 ми-
 2нут, при воздействии морской воды  0-  2в течении 5 суток и агрессив-
 2ных жидкостей (керосина,гидравлической и огнегасящей)  0-  2в тече-
 2нии 2 суток .
ЛПМ осуществляетпротяжку ленты относительно магнитных голо-
вок в двух противоположных направлениях савтоматическимревер-
сом. Запись информации на МЛ ведется на верхней и нижней условных
половинах ленты (при движении ее вправо ивлево)двумяблоками
комбинированных головок ГК-1 и ГК-2 (рис 9):



















Рис.9. Запись информации на МЛ

В каждом блоке установленопо 12 комбинированных магнитных голо-


- 20 -

вок записи и стирания (МГ3) и по 12 магнитных головок воспроизве-
дения (МГВ).Коммутация головок МГ3 и МГВ в зависимости отнап-
равлениядвижениялентыосуществляется сигналами от аппаратуры
перезаписи информации,входящей в состав наземной системыобра-
ботки типа ЛУЧ (подключается к технологическому разъему).
 2Автоматизированная обработка полетной информации,записанной
 2системой "Тестер",осуществляется с помощью  0  2наземных систем об-
 2работки типа ЛУЧ-71 или ЛУЧ-74 0. Первая размещается в кузове авто-
мобиля ГАЗ-66, т.е. является подвижной.Система ЛУЧ-74 построена
на основе вычислительного комплекса М-6000 и являетсястационар-
ной.


 34.  _Бортовая обобщенная система встроенного контроля и
 _ 3предупреждения экипажа типа "ЭКРАН"

Прежде чем рассматривать непосредственно систему ЭКРАН ,оп-
ределим ее место в общей системе контроля и регистрациибазового
самолета, которая призвана решать  23 задачи 0:
1.  _индикация . полетных данных и параметров текущего состояния
агрегатов и систем.
2.  _сигнализация . об отказах и опасных ситуациях .
3.  _регистрация . отказов и параметров текущего состояния агрега-
тов и систем.
 2Первая задача 0 решается комплексом приборов и систем,объеди-
ненных в, так называемую, систему единой индикацииСЕИ-31. Она
включаетИЛС (индикатор на лобовом стекле) и ИПВ (индикатор пря-
мого видения на 3-х цветной ЭЛТ) и в сочетании с отдельнымитра-
диционными приборами достаточно полно отображает обзорную, такти-
ческую, пилотажно-навигационную и другую информацию.
 2Вторая задача (сигнализация) решается тремя системами:
- системой внутрикабинной световой сигнализации ВСС-1,кото-
раяспомощьюсигнальных табло ТС-5м и лампы центральной
сигнализации КСЦ (ее называют также центральнымсигнальным
огнем - ЦСО) обеспечивает различную аварийную,предупреди-
тельную и обычную сигнализацию;
- системойречевойинформации П-591,которая выдает устные
разовые сообщения об отказах и опасных ситуациях изнабора
сообщений, записанных на магнитофоне;
- системой ЭКРАН,которая выдает летчику различную текстовую
информациюнаспециальномуниверсальномсветовомтабло
(УСТ).
Системы ВСС-1, П-591 и ЭКРАН могут выдавать сообщения летчику
одновременно об одной и той же ситуации (дублироватьсообщения),
а также могут выдавать отдельные сообщения. Например, при повыше-
нии температуры газов левого двигателя загорится сигнальное табло
красного цвета системы ВСС-1 с надписью "Сбрось оборот.лев.", ре-
чевой информатор системы П-591 выдаст приятным голосомсообщение


- 21 -

"Перегрев левого двигателя.Сбрось обороты левого двигателя",а
на УСТ системы ЭКРАН высветится надпись "Перегрев лев.".
 2Третья задача (регистрация ) 0 решается совместно бортовой сис-
темой регистрации "Тестер-У3-Л"исистемой ЭКРАН.В отличие от
системы "Тестер-У3-Л" система ЭКРАН регистрирует, в основном, ра-
зовые сообщения о состоянии агрегатов и систем самолета,а также
сообщения и рекомендации летчику.
На рис.10показаноразмещение индикаторов систем контроля и
регистрации на приборной доске.Сигнальные таблоТС-5Мсистемы
ВСС-1 размещены на правых панелях и пультах кабины.





































Рис.10. Приборная доска самолета


- 22 -

 2Из вышесказанногоясно,чтосистемаЭКРАН занимает важное
 2место в системе контроля и регистрации самолета. Рассмотрим ее.

 _ 2Система ЭКРАН предназначена . для обработки сигналов встроенно-
 2гоконтроля (ВСК) и датчиков систем в полете и на земле с однов-
 2ременной печатью результатов контроля и выдачей их на универсаль-
 2ное сигнальное табло, а также документирование последних 64-х со-
 2общений, выданных системой .
Система контролирует128 аналоговых параметров и 109 разовых
команд от 22-х наиболее важных систем иагрегатовсамолета. Ре-
зультатыконтроляпечатаются в виде сообщений на лавсановой ме-
таллизированной пленкеметодомэлектроискрового выжигания части
металлического покрытия пленки. Изображение на экране УСТ появля-
ется путем просвета специальными лампами прозрачных участков кад-
ра на пленке в местах выжигания.Запас пленки - 18 метров.  2Пара-
 2метры кадра  _на экране . универсального сигнального табло следующие:
- размеры кадра - 35*24 мм;
- кадр содержит 4 строки по 8 символов в строке ;
- высота символа - 4мм.
 2Кадр  _на пленке . имеет размеры 39*24 мм, 0т.е.некоторая часть
информации пленочного кадра не индицируется на экране УСТ,а ос-
тается за пределами видимости летчика.Это - столбец цифр, пока-
зывающий время наступления события,о котором выдано сообщение. На
экране УСТ, т.о., отображается только текстовая часть информации.
Масса системы ЭКРАН - 12кг.
 2Состав и принцип действия системы ЭКРАН 0 рассмотрим по функцио-
нальной схеме представленной на рис. 11 (см. на след. стр.).
 2В состав системы входят два блока 0: блок логики и управления
(блок 1Э)и блок индикации и документирования (блок 2Э) с входя-
щим в него универсальным сигнальным табло (УСТ).
По принципу действия система ЭКРАН представляет собой сложное
специализированное логическое устройство.  2 Основным является блок
 2логики и управления (БЛУ) 1Э 0, т.к. именно в нем формируются алго-
ритмы контроля и вырабатываются команды для управления блоком ин-
дикации и документирования (2Э).
Сигналы отвстроенногоконтроля(ВСК)и датчиков бортовых
систем поступают через коммутатор в центральное устройство управ-
ления (ЦУУ). Программа сбора и обработки этих сигналов заложена в
постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) блока1Э(емкостьПЗУ
равна4К 18-ти разрядных слов).ЦУУ, пользуясь этой программой,
организует практически всю логику работы блока 1Э и всей системы,
выдавая команды и сигналы для управления блоком индикации и доку-
ментирования.Четыре ОЗУ (оперативные запоминающиеустройства),
входящиевсостав БЛУ,обеспечивают логику выдачи сообщений на
УСТ блока 2Э,которую мы рассмотрим ниже. Ввиду важности функций
блока 1Э его работоспособность постоянно контролируется собствен-
ной системой встроенного контроля.
 2Блок 2Э 0, на основе команд и сигналов от ЦУУ блока 1Э, обеспе-


- 23 -



























Рис.11. Функциональная схема системы ЭКРАН

чивает печать на пленке и индикацию на УСТ сообщений летчикуили
оператору (на земле). Сообщения печатаются на пленке, как уже го-
ворилось, методом электроискрового выжигания части металлического
покрытияпленки,аиндицируется на УСТ путем протяжки ленты до
совмещения напечатанного кадра с экраном УСТ и просветапрозрач-
ныхучастковвместах выжигания.В узле регистрации сообщений
(УРС) блока 2Э имеются головки печати с линейкой из 28-ми игл пе-
чати.Иглы размещены в одну линию по высоте кадра,и при подаче
на них серии импульсов +45В (через узел ключей, который усиливает
их по мощности) выжигают в соответствующих местах покрытия пленки
точки.Так какЛПМ обеспечивает протяжку ленты с некоторой ско-
ростью,то серия импульсов +45в на иглы обеспечит печать матрицы
точек.Для формирования одного символа используется матрица7*5
точек.То есть, после подачи 5 импульсов на пленке будут напеча-
тан столбец из 4-х символов. Для печати полного кадра сообщений
(4 строки по 8 символов в строке), очевидно, необходимо подать на
иглы 8 наборов импульсов по 5 импульсов в наборе (9-йнаборим-
пульсов - для печати времени наступления события, которое остает-
ся за экраном УСТ). Время печати и выдачи на экран сообщения - не
более 0.5мин.


- 24 -

После каждого импульса +45В узел очистки игл (УОИ)обеспечи-
вает принудительную очистку игл от нанесенных на них частичек ме-
таллического покрытия пленки.
Узел управленияииндикации(УУИ) блока 2Э совместно с БЛУ
обеспечивает управление работой блока:включаетдвигательЛПМ,
включает узел очистки игл , и т.д..
На передней панели блока 2Э расположены экран УСТ,два табло
("Память" и "Очередь") и кнопка ЭКРАН-ВЫЗОВ.Табло сигнализируют
о наличии сообщений в ОЗУ "Память" и "Очередь" (они гаснут только
при полном освобождении соответствующего ОЗУ), а кнопка ЭКРАН-ВЫ-
ЗОВ позволяет переводить сообщения с экрана УСТ в ОЗУ "Память"с
одновременнымпереводом(выводом)очередногосообщения из ОЗУ
"Очередь" на экран УСТ.
 _ 2Логика выдачисообщенийна экран УСТ такова .: 0все сообщения
системы ЭКРАН имеют свой приоритет,и индицируются на экране УСТ
не по времени поступления,а по приоритету.Так,при появлении
отказа контролируемой системы печатается и выдается на экранУСТ
соответствующее сообщение.Следующий по времени отказ (событие),
в зависимости от своего приоритета, либо приводит к замене перво-
госообщения на экране УСТ (в этом случае первое сообщение пере-
водится в ОЗУ "Память"),либо приводит к сообщению вОЗУ"Оче-
редь"(если приоритет ниже, чем у 1-го отказа). Из ОЗУ "Очередь"
сообщение может быть выведено наэкранУСТлибоавтоматически
послеснятия первого события (отказа),либо вручную при нажатии
кнопки ЭКРАН-ВЫЗОВ (тогда сообщение о первом отказе переведется в
ОЗУ "Память").
ОЗУ "Состояние" в БЛУ служит для содержания и сравнения теку-
щих параметров системы с их эталонными значениями,а в ОЗУ "РПК"
(результатов полетного контроля) регистрируется информация о пос-
ледних 64-х отказах контролируемых систем.
 _ 2Система ЭКРАН может работать в одном из следующих режимов:
- самоконтроля ("СК");
- наземного контроля ("НК");
- полетного контроля ("ПК");
- документирования ("ДК").

 _ 2Режим "СК" . 0 - это наземный режим,он включается либовручную
(нажатиемкнопки ЭКРАН-ВЫЗОВ на передней панели блока 2Э),либо
автоматически (внутри режима "НК"). Время прохождения самоконтро-
ля- около10 сек.Проверяется исправность всех основных узлов
системы ЭКРАН.Самоконтроль начинается с печати сообщения "САМО-
КОНТРОЛЬ", а заканчивается (в зависимости от исправности системы)
сообщением "ЭКРАН ГОТОВ" или "ОТКАЗ".Режим"СК"рекомендуется
включать перед каждым полетом.

 _ 2Режим "НК" . 0 - тоже наземный режим, включается вручную нажатием
кнопки ЭКРАН-КОНТРОЛЬ на правом пульте кабины.Сначала автомати-
ческивключаетсярежим"СК",а затем - собственно циклограмма


- 25 -

"НК",в процессе которой проверяется работоспособность 22-х наи-
более важных систем и агрегатов самолета. Время прохождения режи-
ма "НК" - около 15 мин. Режим заканчивается выдачей одного из со-
общений "БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ГОДЕН" или "БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТКАЗ".

 _ 2Режим "ПК" . 0включаетсяавтоматическипри отрыве самолета от
ВПП.На этапе взлета система выдает летчику сообщения об отказах
(если они есть),а также команды для установки шасси, закрылков,
стабилизатора и носков крыла во взлетное положение.Затем на УСТ
печатаетсясообщение"ПОЛЕТ"иначинается собственно полетный
контроль,в процессе которого система ЭКРАН регистрируетотказы
бортовогооборудованияивремяих появления (время печатается
только на этом этапе режима и работы системы вообще), а также пе-
чатает различные указания летчику. На этапе посадки, помимо конт-
роля отказов,летчику выдаются команды по установке шасси,зак-
рылков, стабилизатора и носков крыла в посадочное положение.

 _ 2Режим "ДК" . 0включается автоматически после окончания предыду-
щего режима (после приземления).Он начинается печатью сообщения
"ДОКУМЕНТ",затем следует пустой кадр, а затем 16 кадров с зако-
дированными сообщениями о последних 64-х отказах.Информация для
документирования выбирается из ОЗУ "РПК".Каждый кадр документи-
рования состоит из 8-ми колонок цифр и содержит 4 сообщения. Нап-
ример:
10001001
50632332
51327381
5613

Каждая нечетная колонка содержит номер сообщения (отказа)по
каталогу, а каждая четная колонка - время появления этого отказа.
Так, в примере, 155-е событие появилось на 15-й секунде полета, а
127-е - на 3 минуте 31 секунде.
Если было меньше 64-х отказов,то в кадрах,для которых нет
информации,нечетные колонки остаются пустыми, а четные - запол-
няются нулями. Если же было более 64-х отказов, то 65-е сообщение
печатается на месте 1-го, и т.д.
Отказы документируются вне зависимостиотиндикацииихна
УСТ.Если отказ происходил несколько раз в полете,то несколько
раз он отобразится и при документировании.

Тема 11 "Приборы и системы контроля работы силовых
установок и агрегатов летательных аппаратов"

Занятие 1 - 2 часа

1.  _Введение
Приборы и системы контроля работы силовых установокиагрегатов
ЛАпредназначены для измерения рабочих параметров силовых установок и
положения элементов ЛА и выдачи электрических сигналов, пропорциональ-
ных этим параметрам на приборы визуального контроля, световые табло, а
также в системы автоматического управления работой силовых установок.
Рабочими параметрами силовых установок являются:
- температура и давление рабочих жидкостей и газов;
- частота вращения роторов силовых установок;
- запаса топлива;
- угловое или линейное перемещение элементов ЛА и силовых устано-
вок.
К приборам и системам относятся:
- авиационные манометры;
- авиационные термометры;
- авиационные тахометры;
- указатели положения элементов ЛА (крыло, щитки-закрылки, конусы
и створки воздухозаборников и др.).
К ним относятся также топливоизмерительные системы:топливомеры,
расходомеры,топливомерно-расходомерные системы,системыуправления
заправкой и выработкой топлива.
Рабочими жидкостями и газами силовых установок и агрегатов ЛА яв-
ляются:
- авиационное топливо (керосин);
- масло в системах смазки и в гидросистемах;
- сжатые газы (воздух, азот, кислород);
- газы, выходящие из сопла силовой установки.
2.  _Авиационные манометры
Манометры предназначены для измерения давления жидкостей и газов.
Наряду с манометрами на ЛА нашли широкое применение сигнализаторы дав-
ления.Ихприменениепомогает разгрузить внимание летчика,так как
электрические сигналы выдаются на световое табло,которые информируют
его о выходе давлений за предельно-допустимые значения.
Величины давлений оцениваются также в наземных условиях с помощью
контрольно-измерительнойаппаратуры(КИА),которая подсоединяется к
штепсельным разъемам наземного контроля.
В настоящеевремя на ЛА нашли применение механические и электро-
механические манометры.
Механические манометры подразделяются на:
МВ - манометры воздушные;
МГ - манометры гидравлические;
МК - манометры кислородные;
МУ - манометры универсальные.
Принципиальная схемамеханическихманометровпредставлена на
рис.2.
Механические манометры широкого распространения в авиации непо-
лучили вследствии удаленности трубопроводов с установленными в них ма-
нометрами от объектов контроля,что ведет к ухудшению надежности, жи-
вучестииэксплуатационной технологичности контролируемых систем,а
также и запаздыванию показаний при измерениях.
Этого недостатка лишены электромеханические манометры,у которых
сигналы с электрических преобразователей давления (датчиков), установ-
ленных непосредственно на контролируемых объектах,с помощью электри-
ческой дистанционной передачи выдаются на показывающие приборы, распо-
ложенные в кабине.чувствительными элементами (ЧЭ) механических мано-
метров исигнализаторовслужатманометрическиемембраны,коробки,
трубки (см.рис.1).
Электромеханические манометрыпредназначеныдлядистанционного
измеренияиконтроляпараметров гидравлических и газовых систем ЛА.
Наиболее распространены Электромеханические манометры типаЭДМУ,ЭМ,
ЭДММ,ДИМ,ИКГ,МИ,атакжекомбинированныеприборытипа ЭМИ-ЗР,
ЭМИ-ЗРИ.В манометрах ЭДМУ, ЭМ, ЭДММ, ЭМИ-ЗР применяются потенциомет-
рические,востальных - индуктивные преобразователи давления.В ка-
честве указателей обычно используются логометры.
В построении электромеханических схем и устройств авиационных ма-
нометров широко используютсяпринципыунификации.Так,конструкция
указателя манометра ДИМ аналогична конструкции указателя манометра се-
рии ЭДМУ,в последних в качестве ЧЭприменяютсяпотенциометрические
датчики, которыеработаютнедостаточно надежно из-за перетирания по-
тенциометров их щетками.Это явление вызвано наличием пульсацийдав-
ления жидкостей с амплитудой до 3%от верхнего предела измерения.По
этим причинам манометры серии ЭДМУ на современных ЛА заменяютсямано-
метрами серии ДИМ.
Устройство указателя и датчика манометра ЭМтакжепринципиально
не отличается от устройства указателя и датчика манометра ЭДМУ.Отли-
чие заключается лишь в количествеирасположениикатушеклогометра
указателя.Втрехстрелочноммоторном индикаторе ЭМИ-ЗР используются
элекросхемы трех независимых приборов:электромеханического манометра
типаЭМ - для измерения давления топлива,электромеханического мано-
метра типа ЭДМУ - для измерения давления масла и электрического термо-
метра сопротивления ТЭУ - 48 - для измерения температуры масла. В ком-
бинированных гидрогазовых индикаторах ИКГ используются тежеизмери-
тельные схемы манометров ДИМ, ЭКГ.
В комплектманометра серии ДИМ входят датчик индуктивного типа и
указатель.Диапазон измерения давлений манометрами этой серии состав-
ляет0 Ў 300 кГс/см¤.Рассмотрим работу манометра по схеме на рис.3.
Указатель манометра является двухкатушечным магнитоэлектрическим лого-
метром.
Схема манометра представляет собой электрический мост плечами ко-
торогоявляютсякатушкииндуктивного датчика L1 и L2,а два других
плеча образованы резисторами R1 и R2 вуказателе.Питаниекомплекта
осуществляется ~U = 36B, f = 400 Гц. Диоды D1 и D2 служат для согласо-
вания электрической схемы датчика,работающего на постоянном токе.Ка-
тушки логометра включены в диагональ моста,а общей точкой подключены
к полудиагонали. Катушки имеют одинаковое число витков, но разные раз-
меры причем таким образом, что их оси были расположены под углом 120°,
что и определяет размах шкалы указателя.Для симметрии схемывцепь
внутреннейкатушкивключается подгоночное сопротивление (на схеме не
показано).
Для компенсациитемпературнойпогрешностиприменяется резистор
Rтк.Под воздействием избыточного давления мембрана прогибается и пе-
ремещает якорь индуктивного датчика, при этом изменяются зазоры ы маг-
нитных цепях катушек L1 и L2.
Изменение зазоровприводиткизменению индуктивности катушек и
перераспределению токов в рамкахлогометрауказателя,врезультате
подвижный магнит со стрелкой устанавливается по результирующему векто-
ру магнитного потока катушек логометра. При выключении источника пита-
нияподвижнаясистемалогометра возвращается в исходное положение и
стрелка логометра установится в крайнее левое положениезасчетци-
линдрическогопостоянного магнита,укрепленного в нижней части шкалы
указателя.
Модификацией индуктивныхдатчиков манометров является индикаторы
комбинированные гидрогазовой системы ИКГ, работающие в комплекте с ин-
дуктивнымидатчиками ИДМ.На самолете МИГ-29 установлен индикатор ком-
бинированный гидрогазовый ИКГ-1.Он предназначендлядистанционного
измеренияи контроля давления гидравлической и пневматической систем,
и измеряет давление жидкости в основнойибустернойгидросистемеи
давлениевоздухавосновнойиаварийныхпневмосистемах самолета.
Электрическая схема этого манометра аналогична принципиальной электри-
ческойсхемеманометра типа ДИМ.Датчики индуктивные малогабаритные
ИДТ по принципу действия и устройству одинаковы с датчиками ИДТ и име-
ют лишь незначительные конструктивные отличия. 2 датчика ИДМ-260 уста-
новлены в пневматических системах,а 2 датчика ИДМ-300 - вгидравли-
ческих.
Сигналы с датчиков выдаются на указателилогометрическоготипа,
характернойособенностьюкоторыхявляется вертикальное расположение
шкал.
На самолетеэлектропитание индикатора ИКГ-1 и датчиков ИДМ-260 и
МД-300 осуществляется переменным током напряжением 115В,400Гц от ге-
нераторапеременного тока через понижающий трансформатор ТР1-115/36В,
а лампы подсвета - переменным током напряжением 5,5В,400Гц(рис.4).
Основными элементами схемы являются:2У - индикатор ИКГ-1,ЗУ и ЧУ -
датчики ИДМ-300 в бустерной и общей гидросистемах;5У - трансформатор
ТР1-115/36В;45Уи 46У - датчики ИДМ-260 в аварийной и основной воз-
душных системах; 6У - автомат защиты АЗК1-2 "ИКГ, ИЮЖ".
Конструкция ИКГ показана на рис.5. Индикатор ИКГ-1 состоит из че-
тырех измерительных элементов 1,2,3,4,на каждом из которых размещены
катушки сопротивлений 5,выпрямительные диоды 6, магнитоэлектрический
логометр 7 с подвижным магнитом и неподвижными рамками, расположенными
под углом 90°.
Индикация текущих значений параметров ведетсяпошкале8,при
этом контролируется не количественные значения параметров, а диапазоны
нормальной,допустимой и критической зон параметров, которые окрашены
взеленый,желтый,икрасный цвета.Шкала закреплена на корпусе 9
подсвета,в котором имеются лампы подсвета со светофильтром11.Все
четыре измерительных элемента крепятся в корпусе 12,на лицевой части
которого против соответствующих шкал измерительныхэлементовимеются
надписи:
- в верхней части:"Гидросист." и "ГАЗ.СИСТ.";
- в нижней части"ОБЩ.БУСТЕР" и "ОСН.-АВАР".
В корпусе закреплено защитное стекло 13; соединение с датчиком и
источниками питания осуществляется посредством вилки 14.
Профильная шкала индикатора "Гидросист. Общ.-Бустер" разградуиро-
вана на диапазоны, имеющие следующую окраску снизу вверх: красную, со-
ответствующую давлению от 0 до 100 кГс/см¤,желтую - от100до150
кГс/см¤,зеленую-от150до 220 кГс/см¤,желтую - от 220 до 240
кГс/см¤ и красную - от 240 до 300 кГс/см¤ и обозначают Рак -давление
в гидроаккумуляторах, Qm - производительность насосов максимальная, Qo
- производительность насосов нулевая.
Профильная шкала индикатора "Газ.сист.Осн.-Авар." разградуирована
на диапазоны,имеющие следующую окраску снизу вверх:красную,соот-
ветствующуюдавлениюот0 до 86,5 кГс/см¤,желтую - от 86,5 до 130
кГс/см¤,зеленую - от 130 до 191 кГс/см¤,желтую -от191до208
кГс/см¤, и красную - от 208 до 260 кГс/см¤ и обозначение Р• - давление
зарядки.
Отсчет индексов на профильной шкале индикатора ИКГ-1 ведется сни-
зу вверх.Индикатор ИКГ-1 имеет диапазон измерения давления в гидрав-
лическойсистеме от 0 до 260 кГс/см¤.Погрешность измерения давления
на рабочих диапазонах обоих систем составляет ё1,5%,апогрешность
измерениядавленияна нерабочих диапазонах обоих систем составляет ё
2%.
Включение питанияиндикатора ИКГ-1 осуществляется с помощью вык-
лючателей "Аккум.борт.аэродром." и "Генер ~тока",при этом индексы на
профильнойшкале"Гидросист.общ.-Бустер."должны устанавдиваться на
отметке Рак.(давление создаваемое гидроаккумулятором, 80+5 кГс/см¤), а
индексы на профильной шкале "Газ.сист.","Осн.-Авар." должны устанав-
ливаться на отметке Рз (давление зарядки 150 ё 5кГс/см¤).Индикатор
ИКГ-1 установлен на приборной доске справа в кабине летчика.
Датчики ИДМ-300 общей системы и ИДМ-260 основной системы установ-
лены между шп. 8 и 9 справа, а датчики ИДМ-300 бустерной системы и ИМД
аварийной системы установлены между шп. 8 и 9 слева.
На самолетенашлиприменениетакженедистанционные манометры:
М-2А и НТМ-240 (они относятся к приборам контроля пневматическойсис-
темы).
Манометр М-2А предназначен для показания величины давления возду-
хавсистеме торможения колес главных ног шасси при нажатии на рычаг
торможения на ручке управления самолетом. Он имеет две шкалы, отграду-
ированные от 0 до 16 кГс/см¤ с оцифровкой через 4 кГс/см¤,цена деле-
ния - 0,5 кГс/см¤.Манометр установлен на нижнем щитке приборной дос-
ки, внизу.
Следует отметить, что для упрощения контроля показаний на ободках
корпусови шкалах некоторых приборов нанесены цветными красками зоны,
характеризующие различные режимы работы систем и агрегатов:
- голубой цвет - режим без ограничений;
- желтый цвет - внимание,но работа допускается;
- красный цвет - работанаэтомрежиме запрещена.
Ободок корпуса прибора М-2А с нанесенными цветными метками предс-
тавлен на рис.6.
Недистанционные теплостойкие манометры НТМ-240 (2шт.)предназна-
ченыдляконтроля давления зарядки систем азотом.Один НТМ-240 (для
контроля давления зарядки систем наддува гидравлическихбаков)уста-
новлен в нише правой главной ноги шасси,второй НТМ-240 (для контроля
давления зарядки основной пневмосистемы) установлен в нише левой глав-
нойногишасси.Шкалаприбора отградуирована от 0 до 240 кГс/см¤ с
оцифровкой на точках: 0, 12, 24 с ценой деления 20 кГс/см¤. Показания,
обозначенные нашкале стрелкой необходимо умножать на коэффициент 10.
На вертолете для контроля работы гидравлической системыустанов-
лены три комплекта манометров типа ДИМ-100.Они предназначены для из-
мерения давления жидкостей в основной ,дублирующей и вспомогательной
гидросистемах.ВкомплектДИМ-100 входят датчик ИДТ-100 и указатель
УИ1-100.Для контроля работы воздушной системы установлены: манометр-
ДИМ-40итринедистанционныхманометраНТМ (НТМ-4 и два манометра
НТМ-100).
Манометр ДИМ-40предназначен для дистанционного измерения давле-
ния воздуха в тормозной системе.В комплект входят указатель УИ-40и
датчик ИД-400.
Недистанционный теплостойкий манометр НТМ-4 предназначен дляне-
дистанционного измерениядавлениявоздухав магистрали герметизации
дверей.
Манометр НТМ-100предназначен для измерения давления в воздушной
системе вертолета.Другой манометр НТМ-100 предназначен для измерения
давления в системе пневмоперезарядки оружия.
  12.1.  _Сигнализаторы и датчики давления.
Сигнализаторы и датчики давления служат для выдачи сигнала откло-
нения давления в системе от заданной величины. В качестве ЧЭ в низ ис-
пользуются гофрированная мембрана.
Наиболее широкое применение получили сигнализаторы типа СД,СДУ,
МСТ, МСТВ и дистанционные датчики давления типа ДАТ. Шифр сигнализато-
ров содержит следующие буквенные обозначения:С - сигнализатор,Д-
давления, У - унифицированный, М - малогабаритный, Т - теплостойкий, В
- виброустойчивый.
Число, входящее в шифр сигнализатора,означает номинальную вели-
чину срабатывания сигнализатора. У сигнализатора с нормально разомкну-
тыми контактами к шифру добавляется буква "А".Сигнализаторы типа МСТ
или МСТВ могут быть выполнены со специальным штуцером,тогда кшифру
сигнализатора добавляется буква "С", сигнализаторы для повышенных тем-
ператур выпускаются с буквой "М", (например, МСТВ-2АСМ).
Сигнализаторы попринципу действия одинаков и выполняются с нор-
мально-замкнутыми (без давления) и нормально-разомкнутымиконтактами.
Устройство сигнализаторов МСТВ показано на рис.7. Работа сигнализатора
заключается с следующем.Измеряемое давление поступаетчерезштуцер
под мембрану 1. Прогибаясь, мембрана с закрепленными на ней изолятором
2 перемещает контакт 3. Контакты 3 и 4 замыкаются или размыкаются ,вы-
давая сигнал в цепь управления или сигнализации.Пружина 5 служит для
возвращения контактов в исходное состояние после прекращениявоздейс-
твия давления.Регулировка зазора между контактами (регулировка точки
срабатывания сигнализатора) производится путем перемещения узлов креп-
ления пружины с контактами.
На базовом самолете установлен сигнализатор давления МТСВ-0,3,ко-
торый предназначен для сигнализации о невыработки топлива из подвесно-
го бака на универсальном сигнальном табло (УСТ) системы "Экран","Выра-
бот.подвес.бака нет" и речевую информацию.
Помимо рассмотренных выше сигнализаторов на ЛАнашлиприменение
сигнализаторы,реагирующиенаразностьдавлений.Такна самолете
МИГ-29 применяется сигнализатор перепада давлений топлива СПТ-0,2, ко-
торый установленв расходной магистрали и предназначен для сигнализа-
ции отсутствия подкачки топлива в двигатели наУСТсистемы"Экран",
"Нет подкачки" и на речевую информацию.Число, входящее в шифр сигна-
лизатора означает,что сигнализатор замыкает электрическуюцепьпри
снижении перепада давлений до 0,2 кГс/см¤.
Принцип работы сигнализатора (рис 8.а) основан на способностиЧЭ
(системажесткосвязанных двух стальных сильфонов и мембраны) проги-
баться на определенную величину в зависимости от действующего перепада
да (разности) давлений Рд - Рс.Система чувствительных элементов сос-
тоит из рабочей мембраны 1,которая реагирует наперепад(разность)
давлений, действующих на нее с двух сторон, и разделительных сильфонов
2, отделяющих статическую и динамическую полости прибора от контактной
системы. Прогибаясь в сторону меньшего из действующих давлений, ЧЭ пе-
ремещает контакт 4, который размыкается с контактом 3.
Величина допустимоготока через контакты у сигнализатора СПТ та-
кая же как и у сигнализаторов типа МСТ и составляет до 1,5А с оммичес-
кой нагрузкой при напряжении постоянного тока (27 ё 3)В или 0,5А с ин-
дуктивно-оммической нагрузкой.
Дистанционные индуктивныедатчики типа ДАТ предназначены для из-
мерения избыточного давления газов,и жидкостей, в том числе топлива,
масла,воздухаи газообразного кислорода,с выдачей сигнала в схему
контроля.Датчик (рис.8,б) работает по схеме дифференциального транс-
форматора.ДеформацияЧЭ 1 передается на шток 2,жестко связанный с
якорем 3,изменяющим зазоры магнитных цепей катушек 4 и 5, что приво-
дит к изменению выходного напряжения.
Питание датчиков осуществляется от сети переменного тока напряже-
нием 36В ё 0,3%частотой (400 ё 6) Гц.Диапазон изменения давления -
от 0 до 40 мПа.Датчики на 1,5 и 25 мПа предусмотреныдляизмерения
давления кислорода. Датчик может быть выполнен со штуцером, предусмат-
ривающий подсоединение к источнику измеряемого давления путем вворачи-
вания в тело изделия.В этом случае к шифру датчика добавляется буква
"С" (например, ДАТ-40с).
Помимо индукционныхдатчиков типа ДАТ на базовом самолете приме-
няются измерительные комплексы давления типа ИКД-27 или реледавления
типа ИКДР.
2.2. _ Измерительный комплекс давления ИКД-27Дф и ИКД-27Да .

Измерительный комплекс давления ИКД-27 состоит из отдельныхпри-
боров ИКД-27Дф и ИКД-27Да, предназначенных для измерения давления (из-
быточного, абсолютного или перепада давлений) и выдачи напряжений пос-
тоянного тока, пропорционально измеряемым давлениям в систему САУ.
Эти приборы основаны напреобразованииспомощьюиндукционного
преобразователяперемещения упругого ЧЭ в электрический сигнал,про-
порциональный измеряемому давлению.
Структурная схематакого прибора представлена на рис.9 и включает
упругий чувствительный элемент (ЧЭ),индукционный преобразователь пе-
ремещения (ИП), генератор (Г), выпрямитель (В), стабилизатор (С).
Прибор питается U постоянного тока 27В,которое поступает на ста-
билизатор напряжения.Стабилизатор напряжения обеспечивает стабилиза-
цию своего выходного напряжения 8.5 Ў 9.5Вприизменениинапряжения
источника питания прибора от 20 до 30В. Генератор преобразует стабили-
зированное напряжение постоянного тока в переменное напряжение самп-
литудой12Ви частотой 28 кГц,необходимое для питания индуктивного
преобразователя.
Индуктивный преобразователь является преобразователем дифференци-
ально-трансформаторного типа.Принцип действия его основан на измене-
ниипотокосцеплениямеждусекциями двух обмоток преобразователя при
перемещении якоря,жестко связанного супругимЧЭ - манометрической
(анероидной) коробкой, воспринимающей измеряемое давление.
При изменении давления коробка,деформируясь,перемещает шток с
якорем.Перемещениеякорявызывает изменение зазоров между якорем и
магнитопроводами,вследствии чегоизменяетсяпотокосцеплениемежду
секциями первичной и вторичной обмоток,а следовательно, изменяется и
напряжение на вторичной обмотке.
Выходное напряжение индукционного преобразователя выпрямляетсяи
поступает на выходные клеммы прибора в виде напряжения постоянного то-
ка, пропорционального изменяемому давлению.
Измерительные комплексыдавленияклассифицируются по диапазонам
измерения и видам измеряемых давлений.
Шифр приборасостоитизбукв и цифр.Число 27,стоящее после
букв, означает величину напряжения питания прибора. Буквы "Дф" обозна-
чают, что прибор измеряет избыточное давлениеилиперепаддавлений.
Приборыэтой группы ИКД-27Дф измеряют избыточное давление в диапазоне
0 Ў 250 кГс/см¤ и перепад давлений от 0,1 до 0,5 кГс/см¤.Буквы "Да"в
шифре прибора обозначают, что прибор измеряет абсолютное давление. Ди-
апазоны измерения абсолютного давления для ИКД-27А изменяются от 0до
17кГс/см¤ иот30 до 3000 мм.рт.ст.Числа стоящие после букв "Дф" и
"Да" обозначают максимальное значение давления в килограммах-силах
на квадратныйсантиметрили в миллиметрах ртутного столба,а в ИКРД
еще и величину давления вточкесрабатывания.Основнаяпогрешность
приборовИКД-27 - 3 Ў 4%.На самолете МИГ-29 установлены приборы ИКД
следующих маркировок: ИКД-27Да-220-780 (2шт.); ИКД-27Дф-1,6 (2шт.).
2.3. _ Измерительныйкомплексреле давления ИКДРДф и ИКДРДа
Измерительный комплекс реле давления ИКДРД состоитизотдельных
приборовИКДРДфи ИКДРДа,предназначенных для выдачи электрического
сигнала при достижении заданных абсолютных и избыточных перепадов дав-
лений и выдачи напряжений постоянного тока,пропорциональных измеряе-
мым давлениям в блок предельных регуляторов БПР-88.
Принцип действия основан на свойстве индукционного преобразовате-
ля менять фазу выходного напряжения на 180 градусов при переходе якоря
ИП через электрический нуль.
Блок схема прибора представлена на рис.10 и включает всебяЧЭ,
пробразующий давление Ризм.в перемещение,индукционный преобразова-
тель перемещения ИП,компенсатор температурных погрешностей К, позво-
ляющий также производить подстройку точки выдачи сигнала,генератор Г
сусилителемв цепи обратной связи УОС;транзисторный переключатель
ТП,преобразующий импульсы генератора в релейный электрический сигнал
постоянноготока и фильтр Ф в цепи питания усилителя УОС и генератора
Г. Работа прибора заключается в следующем.
Контролируемое давлениевоспринимается ЧЭ,перемещение которого
преобразуется индуктивным преобразователем в напряжение обратной связи.
При достиженииякоремИП положения,при котором соблюдается условие
самовозбуждения, генератор Г возбуждается. Усилитель УОС в цепи обрат-
ной связиобеспечивает возбуждение генератора.Генерируемые импульсы
поступают на транзисторный переключатель ТП,который преобразует их в
релейный электрический сигнал постоянного тока, обеспечивая в нагрузке
ток до 200 мА при U = 27В.
ИКДРДа чувствительным элементом является анероидная коробка,а в
приборах ИКДРДф - манометрическаякоробка.Вшифреприборачисло,
стоящее послебукв Дф и Да,означает максимальную величину диапазона
давления точек срабатывания,на которую настроен прибор. Следующее за
ним через "-" число означает величину давления,соответствующую точке
срабатывания прибора.Буква в конце шифра означает состояние выходной
цепи при изменении давления от 0 до точки срабатывания:
0 - открытое ( ток поступает в нагрузку);
З - закрытое ( ток не поступает в нагрузку).
Основная погрешность прибора составляет 4-5%.
На самолете МИГ-29 установлены приборы ИКДР следующих маркировок:
ИКДРДа - 830-510-0 (2шт.);ИКДРДа - 400-460-0; ИКДРДф - 0,125-0,022-3
и ряд других.

3. _Авиационные термометры
Термометры предназначены для измерениятемпературыжидкостейи
газов.По принципу действия термометры подразделяются на элекрические
термометры сопротивления и термоэлектрические термометры.
3.1. _Термометры сопротивления .
Термометры сопротивления предназначены для измерениятемпературы
окружающей среды:масла в системе двигателя, воздуха в системе двига-
теля воздуха в кабине и герметических отсеках ЛА.
Принцип их действия основан на зависимости проводников и полупро-
водников от температуры.Сопротивление проводников являетсялинейной
функцией температуры:



где: Rт - сопротивление проводника при измеряемой температуре Т;
Rо - сопротивление проводника при начальной температуре Т;
- температурный коэффициент сопротивления проводника, К .
Из формулы видно, что измеряя электрическое сопротивление провод-
ника,можно определять температуру. Теплочувствительные элементы тер-
мометровсопротивленияобычноизготавливают из никелевой проволоки,
т.к. никель в сравнении с другими металлами, отличается большей корро-
зионнойустойчивостью и постоянством характеристик при высоких темпе-
ратурах. Кроме того, никель имеет большой температурный коэффициент. В
авиациидляизмерения температуры масла и воздуха в кабине и отсеках
широкое применение нашел электрический термометр ТУЭ-48 (см.рис.11). В
его состав входят приемник температуры П-1 (терморезистор Rп) и указа-
тель - магнитоэлектрический логометр,который попринципуработыи
устройству подобен указателю манометра ДИМ.
Терморезистор Rп является одним из плеч измерительного моста, об-
разованного резисторами R1,R2,R3,R4.Катушки логометра К1 иК2
включены в диагональ моста.Токи,протекающие по катушкам логометра,
зависят от температуры (сопротивления)терморезистораRп.Подвижный
магнит сострелкой устанавливается по результирующему вектору магнит-
ного потока катушек. Стрелка по шкале покажет температуру в °С.
Неподвижный магнитвозвращает подвижную систему в исходное поло-
жение после выключения источника питания.Диапазон измерения темпера-
турыТУЭ-48от-70до +150°С.Основная погрешность не превышает ё
1,5%.Теплочувствительный элемент П-1 состоит из никелевой неизолиро-
ванной проволоки,намотанной на слюдяные пластины.Собранный элемент
вставляется в трубку из нержавеющей стали и закрепляется гайкой.
На базовомсамолете термометры сопротивления не применяются.На
вертолете применяются два типатермометровсопротивления:ТНВ-45и
ТУЭ-48.
Термометр наружного воздухаТНВ-45предназначендляизмерения
температуры воздуха, окружающего вертолет (рис.12).
Основными элементами термометра являются:1 - корпус; 2 - стрел-
ка;3 - направляющая пружина;4 - неподвижная втулка; 5 - биметалли-
ческая пружина; 6 - трубка; 7 - ось; 8 - упорная втулка.
Данный прибор является биметаллическим термометром,егопринцип
действияоснован на свойстве биметаллической спиральной пружины раск-
ручиваться или закручиваться при изменении температуры окружающей сре-
ды.Чувствительным элементом термометра служит биметаллическая пружи-
на,одним концом закрепленная неподвижно,а другим подсоединеннаяк
стрелке. При изменении температуры окружающего воздуха свободный конец
биметаллической пружины перемещается,а вместе с нимперемещаетсяи
стрелка.
Биметаллическая пружина конструктивно закреплена в трубкетепло-
обменника,для его крепления к борту самолета на кожухе имеется резь-
ба.Шкала термометра имеет диапазон измерения от-60°Сдо+50°С,
оцифровку через 10°С и цену деления -2°С.
ТНВ-45 относится к недистанционным термометрамсопротивления.К
дистанционнымтермометрамсопротивленияотносятсяТУЭ-48,принцип
действия которого мы рассмотрели с вами ранее.На вертолете термометр
ТУЭ-48 предназначен для контроля температуры воздуха,поступающего от
системы кондиционирования для обогрева кабины экипажа и обогревасте-
колкабины экипажа,а также для индивидуального обдувания вентиляции
грузовой кабины.Помимо отдельных комплектов дистанционных манометров
итермометровна ЛА нашли широкое применение комбинированные приборы
типа ЭМИ-ЗРИ и ЭМИ-ЗРВИ (так называемые трехстрелочные моторныеинди-
каторы). Навертолетеэтикомбинированныеприборыприменяются для
контроля работы силовой установки и трансмиссии (см.рис.13). На верто-
лете установлены два трехстрелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРИ, кото-
рые предназначены для контроля давления масла,топлива итемпературы
маслалевогои правого двигателей.В комплект ЭМИ-ЗРИ входит датчик
температуры П-2Т (модернизированная конструкция П-1),датчик давления
топливаИДТ-100идатчикдавлениямасла ИДТ-8,а также указатель
УИЗ-ЗК. Таким образом ЭМИ-ЗРИ объединяет три измерительных электричес-
кихприбора,работающихнезависимодруг от друга.Указатель УИЗ-ЗК
имеет три шкалы:
- верхняяшкала- манометр топлива,диапазон измерения от 0 до
100 кГс/м¤;
- леваяшкала-манометрмасла,диапазон измерения от 0 до 8
кГс/м¤;
- праваяшкала- термометр масла,диапазон измерения от -50 до
+100°С.
По принципу действия термометрмаслааналогичентермометру
ТУЭ-48,а манометры топлива и масла относятся к дистанционныминдук-
тивным манометрам типа ДИМ.Объединение трех указателей в один трехс-
трелочный указатель УИЗ-ЗК облегчает чтение показаний,так какшкалы
приборовподобранытак,что при нормальной работе двигателя стрелки
занимают симметричное положение, близкое к перевернутой букве "Т".
На вертолететакже установлены два комплекта электрических трех-
стелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРВИ.
Один комплектпредназначен для дистанционного измерения давления
масла главного редуктора,а также температуры масла главного и проме-
жуточного редукторов.
Второй комплект служит для измерениядавлениямаславкоробке
приводов,атакже температуры масла в коробке приводов и в хвостовом
редукторе,для определения давления масла использован датчик ИДТ-8, а
температуры масла - приемники температуры П-1. В качестве показывающе-
го прибора применяется трехстрелочный указатель УИЗ-6К.Пределы изме-
рения давления масла:0 - 8 кГс/см¤, температурный интервал работы от
- 70 до +150°С.
3.2.  _Термоэлектрические термометры
Термоэлектрические термометры предназначены для измерениятемпе-
ратуры выходящих газов силовых установок.К ним предъявляются высокие
требования по точности измерения,т.к. повышение температуры газов на
1%снижаетпределпрочности на 3-10%,а снижение температуры на 1%
увеличивает прочность лопаток,но уменьшает тягу силовой установки на
2-3%.
Принцип действия термоэлектрического термометра основан наизме-
ренииспомощьюмилливольтметра термо-ЭДС,возникающей при нагреве
спая двух разнородных металлов (термоэлектродов).Спай получил назва-
ние термопары.
Термо-ЭДС возникает и на свободных концахтермопарысоединенных
через милливольтметр (холодный спай), шкала которого проградуирована в
°С. Ее величина определяется температурой окружающей среды.В резуль-
тате милливольтметрбудет измерять разность термо-ЭДС Ет между "горя-
чим" Е1 и "холодным" Е2 спаями:
Ет = Е1 - Е2
Изменение температуры окружающей среды приводит к изменению Е2и
появлениюметодической температурной погрешности термометра.С целью
ее уменьшения в термометрах применяют термопары с термоэлектродамииз
специальныхсплавовтипа "НК-СА" (никель-кобальт-спецалюмель),"ХА" -
(хромель- алюмель),термо-ЭДС которых возникает при температуре более
300°С("НК-СА")и при t°С>0 ("ХА").Тем самым колебания температуры
окружающей среды в пределах ё60°С практически не влияютнапоказания
прибора.Набазовом самолете установлены два комплекта термоэлектри-
ческих термометров ИТГ-1.
Термометр ИТГ-1предназначендля измерения температуры "Т4" за-
торможенного потока газов за турбиной двигателя и выдачисигналовна
регулятортемпературыблока предельных регуляторов БРП-88 при работе
двигателя на зеркало и в полете.
В комплект термометра ИТГ-1 входят:
- измеритель ИТГ-1;
- термопары Т-99 или Т-38-3;
- соединительная колодка и соединительные провода.
Особенностью термометраявляетсяприменение сдвоенных термопар,
соединенных параллельно и образующих две самостоятельныецепипо12
термопар Т-99 или по 7 термопар Т-38 в каждой цепи.Одна цепь подклю-
чается к указателю термометра, а другая к регулятору температуры.
Принцип действияИТГ-1рассмотримпопринципиальнойсхеме на
рис.14.
Основными элементамиэлектрической схемыявляются термопреобра-
зователь, соединительные провода и измерительный прибор. Термопреобра-
зовательТП представляет собой блок параллельно соединенных термопар.
Термо-ЭДС преобразователя измеряетсямагнитоэлектрическим милливольт-
метром.Элементамиэлектрической схемы ИТГ-1 такжеявляются: Rпр1 и
Rпр2 -электрическиесопротивленияпротиводействующихпружин; Rб
- электрическое сопротивление биметаллического корректора;Rд - доба-
вочное сопротивление измерителя, обеспечивающее постоянство внутренне-
го сопротивления милливольтметра; Rтк - термокомпенсационное сопротив-
ление,предназначенное для уменьшения погрешности прибора из-за изме-
нения сопротивлениярамкиуказателя;Rп - подгоночное сопротивление
соединительных проводов;Rсп - соответственно сопротивления термопары
и содинительных проводов.
Биметаллический корректор (Rб) предназначендляавтоматического
ввода поправки в показания термометра при изменении температуры холод-
ного спая.При изменении t° биметаллическая спираль поворачивает под-
вижную систему прибора на дополнительный угол, компенсируя температур-
ные погрешности.Для регулировки биметаллического компенсатора в ниж-
ней части шкалы указателя имеется винт.
Измерители ИТГ-1установленывкабине на центральной приборной
доске справа. Рассмотрим более подробно устройство термопреобразовате-
ля и указателя.
Термопреобразователь ТП представляетсобойцельнуюнеразборную
конструкцию кольцевого типа, состоящую из 12 сдвоенных термопар Т-99 и
соединительного кабеля в стальной оболочке.
Термопары Т-99расположеныравномерно по окружности сечения вы-
ходного сопла АД из соображения наиболее точного замерасреднемассвой
температуры"Т4".Термопары соединены в две независимые группы по 12
параллельно соединенных термоэлектродов,одна группа выдает донные на
указатель, а другая в регулятор температуры.
Каждая термопарапредставляетсобойнеразъемнуюконструкцию и
состоит из трубки сваренной с камерой торможения и с заарминированными
в нее сдвоенными термоэлектродами выполненными из сплавов хромеля ("+"
- положительный) и алюмеля ("-" отрицательный).Камераторможенияи
крышкас контактными винтами из термоэлектродного материала приварены
к корпусу.Стенки камеры торможения (рис.14) выполнены из жаропрочной
стали.Камераимеет 2 входных отверстия диаметром 3 мм и одно выход-
ное,диаметром 4мм, что позволяет получить осредненную температуру по
высоте термопары. Термопары подсоединяются к указателю соединительными
проводами из термоэлектродного материала группы "ХА".
Для подгонкисопротивления внешней цепи термометра (включая тер-
мопары) до величины (7,5 ё 0,1) Ом при температуре +20°С в штепсельный
разъем, подходящий к указателю, впаяно дополнительное сопротивление.
Измеритель ИТГ-1 имеет шкалу с углом размаха 230°, диапазоном из-
мерения от 200 до 1100°С,оцифрованную на точках 2,4,8, 10, соот-
ветствующих сотням градусам Цельсия ("* 100°С").
Нулевое положение стрелки обозначено точкой.Цена деления от 200
до 300°С и от 1000 до 1100°С -- 50°С. Цена деления на остальном участ-
ке шкалы - 20°С.На шкале указаны шифр прибора"ИТГ-1",градуировка
"Гр.ХА", градуировочная величина сопротивления внешней цепи "Rвн - 7,5
Ом"и номер измерителя.Погрешность показаний комплекта при t = 20 ё
5°С составляет ё 12°С в диапазоне от 450 до 750°С;ё30°С вдиапазоне
от 1000 до 1100°С. Ободок шкалы имеет метки желтого и красного цвета.
Начало (левая граница)желтогосекторадолжносоответствовать
температуре700°С(750°С)-это максимально допустимая температура
"Т4" при запусках на земле и в полете.Начало красного секторасоот-
ветствует максимально допустимому значению температуры "Т4" при работе
на режиме РПТ и определяется из формулы:
"Т4" + 20°С + (ёt4)
где:
"Т4" -соответствуетнастройке канала "Т4" БПР-88 на режиме РПТ
при tвх=80°С или 900°С в зависимости от значений суммы "Т4"+20°С,ко-
торая округляется до величины 800°С или 900°С.
При установке нового двигателя или при замене его в процессэкс-
плуатации, цветные метки наносятся вновь.Величину "Т4" брать из фор-
муляра двигателя, а ёt4 из паспорта измерителя.
На базовомвертолете для определения температуры газов за турби-
ной газотурбинного двигателя АИ-9В применяется термометр выходящих га-
зовТСТ-282С.Этотермоэлектрический термометр по принципу действия
аналогичен ИТГ-1.Отличается он некоторым конструктивным исполнением.
В комплект ТСТ-282С входят:
- указатель ТСТ-2 (расположен на центральном пульте летчика N1);
- термопара Т-82С - расположена в отсеке АИ-9В;
- соединительные провода.
Диапазон измеряемых температур от 0°С до 900°С,а диапазон рабо-
чих температур от 600 до 800°С.Термоэлектрическиий материал термопар
- "ХА".
3.3.  _Аппаратура измерения выходящих газов .
Повышение требованийкточности измерения температуры выходящих
газов привели к созданию термометров серии ИА (измерительная аппарату-
ра).Вэтих термометрах используется компенсационный метод измерения
температуры выходящих газов. Он исключает методическую погрешность из-
мерения аппаратуры. Аппаратура работает с хромель-алюмелевыми термопа-
рами ("ХА"),имеющими более высокую чувствительность,чемтермопары
(НК-СА).
На летательных аппаратах нашли применениятермометрысерииИА:
2ИА6; 2ИА7 и др.
На базовом вертолете установлена сдвоенная измерительнаяаппара-
тура2ИА6,которая предназначена для измерения температуры выходящих
газов двигателей;в ее комплект входят:сдвоенный указатель2УТ-6К;
двухканальный усилитель 2УЭ-6Б; две переходные колодки ПК-6; два табло
сигнализации "Лев.двиг. t°газов высока" и "Прав.двиг. t°газов высока";
кнопки контроля работоспособности аппаратуры при неработающих двигате-
лях с трафаретом "Контроль двиг.хол.=гор.". На рис.15 показана принци-
пиальная схема одного из каналов сдвоенной аппаратуры 2ИА6.
Термо-ЭДС блока параллельно соединенных термопар в сумме с напря-
жениемкомпенсациитермо-ЭДСхолодногоспая,которое вырабатывается
мостовой схемой,уравновешивается напряжением потенциометраобратной
связи R3.Щетка этого потенциометра автоматически перемещается элект-
родвигателем М следящей системы указателя при разбалансе моста. Однов-
ременнодвигатель через редукторы Р1 и Р2 вращает стрелки "грубого" и
"точного" отсчета температуры по шкалам с ценой делений 50 и 5°С соот-
ветственно. Мосткомпенсациитермо-ЭДС холодного спая и потенциометр
питаются от стабилизатора напряжения (Uст.).Для фильтрации пульсаций
Uст применяется резистор R6 и конденсатор C1.
Терморезистор R2 учитывает изменение температура холодногоспая.
Онразмещенвпереходной колодке ПК-6,к клеммам которой подключен
блок термопар.При изменении температурыхолодногоспаяизменяется
сопротивление R2 и мост разбалансируется, вырабатывая сигнал компенса-
ции термо-ЭДС холодного спая.
Сигнал опревышении предельной температуры Тпред.выдается кон-
тактным устройством.Указатель имеет дверавномерныешкалыгрубого
отсчета от 0 до 1200°С и две шкалы точного отсчета от 0 до 100°С.
Для контроля работоспособности аппаратуры при работающем двигате-
ле применяется кнопка КН1,при нажатии на которую закорачиваются тер-
мопары, при этом указатель дает показания в пределах0-150°С.КН2-
для контроля ИА при Тг=0.
ОТД:
- пределы измерения температуры от 300°С до 1000°С;
- погрешность показаний ИА в рабочем диапазоне ё 6°С, в остальном
диапазоне ё 8°С.
Термометр 2ИА-6 получает питание ~115В,400Гц через предохранит-
тельПМ-2вцепи усилителя 2УЭ-6Б (место установки предохранителя -
левое РУ).По постоянному току 2ИА-6 получает питание через предохра-
нитель ПМ-2, установленный за пультом АЗС.
Указатель, два табло сигнализации и кнопки контроля работоспособ-
ности аппаратуры размещаются на приборной доске летчика.
4.  _Авиационные тахометры
Тахометры предназначеныдляизмерениячастоты вращения роторов
силовых установок. Частота вращения ротора оказывает влияния на тягу и
надежность работы силовой установки. Например, уменьшение частоты вра-
щения ротора на 1% приводит к снижению тяги СУ на 3-7%. Поэтому требу-
емаяточностьизмерениячастоты вращения ротора СУ лежит в пределах
0,5-1% от максимального значения частоты вращения.
В настоящее время на ЛА широкое применение нашли магнитоииндукци-
онные и частотно-импульсные тахометры,последние применяются в указа-
телях с ленточными шкалами.Более подробно мы остановимся на магнито-
индукционных тахометрах,которые установлены на базовой АТ. В настоя-
щеевремяна ЛА применяются магнитоиндукционные тахометры серии ТЭ -
тахометры электрические (ТЭ - 15 и др.) со шкалой проградуированнойв
об/мин;тахометрысерииИТЭ- индукционные тахометры электрические
(ИТЭ-1, ИТЭ-2 и др.) со шкалой, проградуированной в %.
На рис.16показанапринципиальная схема тахометра ИТЭ-1.В его
состав входят: датчик тахометра электрический ДТЭ-1 и измеритель тахо-
метра электрический ИТЭ-1.
Датчик тахометра- синхронный трехфазный генератор свозбуждениям
от постоянного магнита. Он приводится во вращение через понижающую пе-
редачу от ротора СУ,частота которого измеряется.С помощью трехпри-
водной линии статорные обмотки датчика, соединенные на звезду, связаны
со статорными обмотками синхронного двигателя,размещенного в корпусе
указателя тахометра.
Ротор синхронного двигателя состоит изпостоянныхмагнитов(на
рисунке показанодин) и гистерезисного диска,обеспечивающего асинх-
ронный запуск двигателя. Постоянные магниты насажены на ось свободно и
передают вращающий момент валу через пружину.Это облегчает вхождение
их в синхронный режим работы и предотвращает выпадение ихизсинхро-
низма при колебаниях частоты вращения ротора СУ. На оси двигателя раз-
мещен измерительный узел,состоящий из двух дисков - магнитопроводов,
накоторыхукреплены постоянные магниты.Между магнитами расположен
алюминиевый диск, имеющей отдельную ось вращения. С осью диска связаны
стрелка и пружина. При вращении магнитного узла в диске наводятся вих-
ревые токи, которые взаимодействуя с магнитным потоком полюсов, созда-
ют вращающий момент Мвр диска:
Мвр = К1*n.
где:
n - частота вращения ротора СУ;
К1 - коэффициент пропорциональности, зависящий от конструкционных
параметров диска.
Повороту дискапрепятствуетмоментпружины,величина которого
пропорциональна углу закручивания пружины:
Мпр = К2*
где:
К2 - коэффициент жесткости пружины.
В установившемся режиме:
Мвр = Мпр
Или К1* n = К2* , отсюда
Из формулы видно,что угол поворота диска измерительного узла, а
следовательно и стрелки указателя, пропорционален частоте вращения ро-
тора силовой установки.
Для устранения колебаний стрелки в указателе имеется демпфер, ко-
торый по принципу работы и устройству аналогичен магнитному узлу изме-
рителя.При колебаниях диска демпфера возникающие в нем вихревые токи
взаимодействуютсмагнитным полем постоянных магнитов и создают тор-
мозной момент на оси стрелки.
На базовом самолете установлен тахометр ИТЭ-2,который имеет два
датчика Д-3 и сдвоенный измеритель ИТЭ-2.Измеритель ИТЭ-2 вотличии
отИТЭ-1 не имеет магнитного демпфера,т.к.роль демпфера выполняет
зубчатая передача на стрелку. При этом демпфирование осуществляется за
счет момента трения зубчатых колес. Принципиальная электрокинематичес-
кая схема тахометра ИТЭ-2 представленанарис.17.ИзмерительИТЭ-2
имеет шкалу и две стрелки, показывающие частоту вращения роторов комп-
рессоров высокого давления (КВД) левого и правого двигателя в пределах
от0 до 105%.Шкала измерителя равномерная,имеет оцифровку от 0 до
100%, через 20%, цена деления - 1%.
Измеритель ИТЭ-2установленвкабинена центральной приборной
доске справа.Датчики установлены на левом и правом двигателяхсоот-
ветственно.
На базовом вертолете установлены три тахометраИТЭ-2Т.Тахометр
ИТЭ-2Т двигателей предназначен для непрерывного дистанционного измере-
ния частоты вращения главного вала двигателя,выраженной впроцентах
от его максимальной частоты вращения.Указателя ИТЭ-2Т размещается на
приборной доске датчика,а два датчика Д-1Т, входящие в комплект сое-
диняются с валами двигателей (правого и левого соответственно).
Шкала имеет оцифровку от 0 до 100%,размах шкалы от 0до110%.
Рабочий диапазон от 60 до 100%.2500 об/мин ротора датчика Д-1Т соот-
ветствуют 100% по шкале указателя.
Кроме тахометрадвигателей,навертолетеустановленкомплект
двухстрелочных тахометров ИТЭ-2Т несущего винта. В комплект этих тахо-
метров входят два указателя ИТЭ-2Т и два датчика типа Д-2.
Тахометр ИТЭ-2Т несущего винта предназначен для непрерывного дис-
танционного измерения частоты вращения несущего винта, выраженного в %
от его максимальной частоты вращения. Датчики Д-2 установлены на глав-
номредукторе,одинуказательИТЭ-2Т установлен на приборной доске
летчика, а другой - на левом пульте оператора.
Конструкция иосновные технические данные этого тахометра анало-
гичны тахометру ИТЭ-2Т двигателей. Погрешности магнитоиндукционных та-
хометров в рабочем диапазоне шкалы не превышают ё0,5%.
5.  _Измерители вибрации элементов самолета и силовых установок
Для измерения уровня вибрации элементов конструкции ЛА и авиадви-
гателей применяются бортовые виброизмерительные приборы серии ИВ. Дат-
чиквибрацийДВ представляет собой постоянный магнит ПМ,помещенный
внутри катушки К,закрепленной на корпусе прибора (см.рис.18). Магнит
с помощью пружин ПР1 и ПР2 центрируется на оси измерения датчика.При
наличии вибраций элемента конструкции ЛА или авиадвигателя корпус дат-
чикас катушкой колеблется относительно постоянного магнита,практи-
чески остающегося в покое.При этом в катушке индуцируется ЭДС, вели-
чина которой пропорциональна скорости перемещения магнита относительно
катушки.Полученное на выходе катушки напряжение усиливаетсявэлект-
ронном блоке БЭ и поступает на указатель измерителя вибраций (или лам-
почки сигнализации).
В блоке БЭ формируется также сигнал о достижении предельно допус-
тимого уровня вибраций,обеспечивающий включение сигнализации.Шкала
указателя градуируется в единицах скорости вибраций мм/с. На указателе
имеется механический индекс,позволяющий определить уровень вибраций,
при котором загорается сигнальная лампа "опасная вибрация".
Измерители вибраций серии ИВ имеют различные модификации, отлича-
ющиеся составомдатчиков,пределамии точностью измерений.Приборы
обеспечивают контроль скорости вибраций в пределах 0-200мм/с вдиапа-
зоне частот 50-200Гц.
На базовом самолете регистритуется вибрация корпусадвигателяи
вибрация коробкисамолетныхагрегатов.Этаинформация поступает на
сигнальные табло.
На базовомвертолетеустановленааппаратураконтроля вибраций
ИВ-500Е.Бортовая аппаратура ИВ-500Е предназначеныдлянепрерывного
контроля виброскорости корпуса двигателя и для световой сигнализации о
возникновении вибрации с уровнем виброскорости, превышающим допустимый
для данного типа двигателя.
В состав аппаратуры ИВ-500Е входят:
- два датчика МВ-0,3;
- два согласующих устройства УсС-6;
- электронныйблок БЭ-9Е;- монтажное основание.
Каждый датчик установлен справойстороныдвигателейТВЗ-117.
Согласующие устройства крепятся на потолке кабины экипажа, между шпан-
гоутами 5 и 6.
Электронный блок БЭ-9Е с монтажным основанием установлен в грузо-
вой кабине между шпангоутами 1 и 2.
Кнопка "КонтрольИВ-500"и четыре табло сигнализации "Лев.двиг.
вибрац.повыш.", "Прав.двиг.вибрац.повыш.","Выключи.лев.двигат.",
"Выключи.прав.двиг."размещаютсянаприборной доске летчика.Схема
электрических соединений представлена на рис.18 (ЛК - табло сигнализа-
ции Выключи лев. (прав.) двигатель вибрация повышена").
Питание электронного блока аппаратуры осуществляется от сети ~то-
ка U = 115В,f = 400Гц через предохранитель ПМ-2,питание сигнальных
ламп осуществляется от аккумуляторной шины (27В) черезпредохранитель
ПМ-2. Продолжительность непрерывной работы - 10 часов.
К числу систем контроля работы силовых установок относитсяуста-
новленный на базовом вертолете измеритель режимов ИР-177.Он предназ-
начен длядистанционногоконтролярежимовработыдвухдвигателей
ТВЗ-117.
В комплект измерителя входят:
- трехстрелочный указатель УР-177 установленный на приборной дос-
ке летчика;
- датчикиПМ-10Мизбыточногодавлениявоздуха за компрессором
двигателя,установленные на правом борту грузовой кабаны в районе шпан-
гоута 2;
- датчик барометрической высоты ДВК, установленный в кабинаэки-
пажа, на рабочем месте летчика;
- датчик температуры воздуха П-1 - в отсеке вентилятора.
Питание ИР-117 осуществляется от сети постоянного тока напряжени-
ем 27В через предохранитель ПМ-2,установленный за пультом АЗС.Макси-
мальная погрешность указателя режимов ё 1,5%.На вертолете также име-
ется система ограничения температуры газов двигателей.Она предназна-
чена для автоматического ограничения подачи газов перед турбиной комп-
рессора посредством уменьшения подачи топлива к форсункам двигателя.
В состав системы входят:
- регуляторы температуры РТ-12-6 2 сер. - 2 шт.
- термопары Т-102 - 2 шт.;
Два регулятора температуры РТ-12-6 2 сер.установленынапотолке
грузовой кабинымежду шпангоутами 2 и 3.Термопары Т-1011 и исполни-
тельные механизмы ИМ-47 поступают вкомплектедвигателейТВЗ-117и
размещаются на них.
Кнопки контроля регуляторов температуры двигателей и табло сигна-
лизации"РТ левого двигателя работает", "РТ правого двигателя работает"
размещены на левой панели верхнего электропульта. Реле ТКЕ26П1Г (2шт.)
проверки сигнальных ламп размещаются на левой панели верхнего электро-
пульта.
Регулятор температуры РТ-12-6 2 сер. воспринимает сигналы от тер-
мопары и преобразует их в импульсы,управляющие исполнительныммеха-
низмом топливо - дозирующей аппаратуры двигателей, тем самым ограничи-
вая температуру газов перед турбиной компрессора двигателя.
Термопара Т-102служит для измерения газов перед турбиной двига-
теля ТВЗ-117 в условиях полета и на землю и одновременной выдачисиг-
налов,пропорциональных измеряемой температуре газов, регулятору тем-
пературы. Диапазон рабочих температур от 0 до 1125°С. Диапазон рабочих
температур от 450°С до 950°С;погрешность в измеряемом диапазоне тем-
ператур не более 4°С. Исполнительный механизм ИМ-47 преобразует элект-
рические импульсы, поступающие от регулятора температуры в угловое пе-
ремещение якоря - заслонки, воздействующей на сопло топливо-дозирующей
аппаратуры. Напряжение питания - U = 27В.



Т Е М А 12.А Э Р О М Е Т Р И Ч Е С К И Е
П Р И Б О Р ЫИС И С Т Е М Ы.

Занятие 4 (2 часа).

Цифровые системы воздушных сигналов СВС-2Ц

1. Назначение, основные технические данные.

Цифровые СВС типа СВС-2Ц выпускаются восновномвтрех
вариантах:"СВС-2Ц-1М", включающей в свой состав электроме-
ханические индикаторы и "СВС-2Ц","СВС-2Ц-2", предназначен-
ныедля работы с электронными системами индикации (на лобо-
вом стекле, специальных табло, экранах и т.п.). В данной те-
ме будет рассмотрен в основном вариант "СВС-2Ц-1М".
Вне зависимости от модификации "СВС-2Ц" вычисляют следую-
щие параметры:
- абсолютную и относительную барометрические высоты (Набс.
и Нотн.);
- число М;
- истинную воздушную скорость (Vист.);
- приборную скорость (Vпр.);
- отклонениеабсолютной барометрической высоты от задан-
ного (стабилизируемого) значения ( Н);
- отклонение числа М от заданного (стабилизируемого) зна-
чения ( М).

Параметры потребителям СВС-2Ц-1Мвыдаютсявдискретном
виде(виполярнымпоследовательнымдвоичным кодом-ПДК),в
аналоговом виде (напряжением постоянного тока и ввидеот-
носительногосопротивления)ивизуально на электромехани-
ческие указатели.
Тактическое использованиеосновных параметров и основные
технические данные СВС-2Ц-1М представлены в табл.1:



Таблица 1.
---------T-------T-----------------T-------------T--------------¬
¦Наимено-¦Вид¦Назначение ¦Диапазон ¦Погрешность ¦


- 2 -

¦ вание¦ выхода¦ выхода¦измерения¦выдачи¦
¦ выхода ¦¦ ¦¦ параметра¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Набс.¦ПДК,=V ¦ СТР-6, система¦ -500:32000м ¦ + (15:415)м¦
¦ ¦¦ вооружения,САУ, ¦¦ - ¦
¦ ¦¦БЦВМ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Нотн.¦ПДК,=V ¦ СТР-6, система¦0:32000м ¦ + (15:415)м¦
¦ ¦ визу- ¦ вооружения,САУ, ¦¦ - ¦
¦ ¦ ально ¦ БЦВМ,СО-69,ПЛИ, ¦¦¦
¦ ¦ относ.¦Тесте𦦦
¦ ¦ соспр.¦ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ М¦--||---¦ СТР-6, система¦0,2:3,24 ¦ +(0,02:0,113)¦
¦ ¦¦ вооружения,САУ, ¦¦ - ¦
¦ ¦¦ БЦВМ,СО-69,ПЛИ, ¦¦¦
¦ ¦¦Тестер,АРВ-29¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Vист.¦--||---¦ СТР-6, система¦ 200:3500км/ч¦ +(20:155)км/ч¦
¦ ¦¦ вооружения,САУ, ¦¦ - ¦
¦ ¦¦ БЦВМ,СО-69,ПЛИ, ¦¦¦
¦ ¦¦Тесте𦦦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Vпр. ¦=V ¦ САУ,ППИ¦ 100:1600км/ч¦------- ¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Vу.¦+300м/с¦ СТР-6, система¦ до + 300м/с ¦¦
¦ ¦- ПДК, ¦ вооружения,САУ, ¦- ¦¦
¦ ¦=V,¦ ППИ ¦ ------- ¦------- ¦
¦ ¦+150м/с¦ ¦¦¦
¦ ¦- =V ¦ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦Н¦=V ¦САУ¦ до + 1024м¦------- ¦
¦ ¦¦ ¦- ¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦М¦=V ¦САУ¦ до + 0,128¦¦
¦ ¦¦ ¦- ¦------- ¦
¦ ¦¦ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+


- 3 -

¦ Разовый¦ +27В¦САУ¦¦¦
¦ Набс=¦¦ ¦ ------- ¦------- ¦
¦ =10км, ¦¦ ¦¦¦
¦14к즦 ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Разовое¦ +27В¦САУ¦¦¦
¦ М:0,65;¦¦ ¦¦¦
¦ 0,95;¦¦ ¦ ------- ¦------- ¦
¦ 1,1; ¦¦ ¦¦¦
¦ 1,5; ¦¦ ¦¦¦
¦ 2,5. ¦¦ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Разовый¦ +27В¦ СО-69,БЦВМ¦¦¦
¦ Рст.=¦ -¦ ¦ ------- ¦------- ¦
¦ =760мм.¦¦ ¦¦¦
¦рт.ст.¦¦ ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Разовый¦ +27В¦ Световое ¦¦¦
¦ Тт=290С¦ -¦сигнальное¦ ------- ¦------- ¦
¦ ¦¦табло ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ задан. ¦ визу- ¦указатель¦ 500:30000м¦------- ¦
¦Набс. ¦ ально ¦высоты СВС ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Мзадан.¦ визуа-¦указатель ско- ¦0,2:3,24 ¦¦
¦ ¦ ально ¦рости и числа М¦¦------- ¦
¦ ¦¦ СВС ¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Сигнал ¦ +27В¦ СО-69,БЦВМ,САУ, ¦¦¦
¦ исправ-¦ -¦СТР-6,система¦ ------- ¦------- ¦
¦ ност覦 вооружения¦¦¦
+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+
¦ Опорное¦ +15В¦ ППИ,БЦВМ ¦¦¦
¦ напря- ¦ -¦ ¦ ------- ¦------- ¦
¦ жение¦ +9В ¦ ¦¦¦
L--------+-------+-----------------+-------------+---------------

Масса системы: около 28,5кг;


- 4 -

Эл. питание:115В, 400Гц, 250ВА.


2. Алгоритм вычисления воздушных параметров.

Воздушные параметры в СВС-2Ц вычисляются, как и в СВС-72,
сиспользованиемизвестных градуировочных зависимостей для
СА-81 ((1):(5) занятия N3).Основное отличие от СВС-72 -в
преобразованияхалгоритмоввычисленийиналичии в СВС-2Ц
специального алгоритма вычисления вертикальнойскорости,а
также оптимальной фильтрации сигналов при вычислениях выход-
ных параметров.

В СВС-2Ц для вычисления основных параметровиспольэуется
метод кусочно-линейной аппроксимации зависимостей вида:

1. Набс.=F набс.(lg b) - аналог (2) занятия 3;
2. М=Fm(lg b), lg b=lg f(M)=lg Pд.-lg Pст.- аналог (3) заня-
тия 3;
3.Тт =Fт(Тт );
4. А=Fа(М) - аналог (4) занятия 3;
5. Vпр.=F vпр.(lg Pд.) - аналог (5) занятия 3;
6. lg Рст.=F рст.(Рст.);
7. lg Рд.=F рд.(Рд.).
В перечисленных зависимостях F набс.,Fm.,f (M) , Fт.,
Fа., F vпр., F pст., F pд. - специальные преобразующие и ап-
проксимирующие функции, а Тт - температура торможения, изме-
ренная приёмником температуры (символ "*" - вобщемслучае
признак измеренного или рассчитанного параметра,отличающе-
гося от истинного значения на величинуошибки).Функциив
СВС-2Ц разбиваются на 16 интервалов, в каждом из которых ис-
комая функция аппроксимируется полиномом (от 2-й до 5-й сте-
пени). Значения функции внутри интервала определяются по так
называемой схеме Горнера.Схема, напримердля полинома 5-й
степени, выглядит следующим образом:

F(X)=((((K5*X+K4)*X+K3)*X+K2)*X+K1)*X+K0 ,где:



- 5 -

К0, К1:5-коэффициентыаппроксимации функции на заданном
интервале (хранятся в памяти вычислителя СВС-2Ц).
Помимо зависимостей1:7 в СВС-2Ц вычисляется и использу-
ется ещё одна: Рст.=f(М,Набс.).
Рст. -это аэродинамическая ошибка восприятия статического
давления приёмником ПВД-18.Функция f(М,Набс.) определяется
экспериментально и содержится в памяти СВС-2Ц. ВеличинаРст.
не превышает 500м.
Изложенный вышеподход к вычислениям основных параметров
позволяет:
1. Получитьхорошуюточностьвычисления параметров при
использовании относительно простых полиномоваппроксимации,
таккакFн абс.,Fм.и Fv пр.имеют меньшую кривизну по
сравнению с исходными (2), (3) и (5) занятия 3:

Набс.,мНабс.,м
¦ ¦
20 +30 +
¦ ¦
¦20 +
10 + ¦
¦10 +
¦ мм.рт.ст. ¦lg Рст.
0 L---+---------+--0 L-----+-----+-----+--
2 123
210

мм
¦¦
¦¦
2 +2 +
¦¦
¦¦
1 +1 +
¦¦
¦ f(М)=Рд./Рст.¦lg b
0 L-+--+--+--+--+-- ---+------+--------+--
12345-0,55 0,65


- 6 -


2
Vпр.,км/ч *10
¦ ¦
¦ ¦
12 +14 +
¦ ¦
8 + ¦
¦ ¦
6 + 7 +
¦ ¦
4 + ¦
¦ f(Vпр.)=Рд./Ро.¦ lg Рд.
0 L-------+--------0 L-----+------+------+-
0,81 2 3

Рис. 1. Функциональные зависимости СВС-72 и СВС-2Ц.

2. Засчётлогарифмированияисключить операции деления
при вычислении М,выполнение которых в ЦВМ занимает относи-
тельно большое время;
3. Использовать единый метод вычисления и засчётэтого
упростить систему операций и программу вычислителя;
4. Вычислять М и Vпр. во всём диапазоне их изменения, хо-
тя при М,большем 1 и Vпр., большей скорости звука, эти ве-
личины явно в функциях давлений не выражаются.

Особенности вычисления вертикальной скоростии оптималь-
ной фильтрации будут изложены ниже, после рассмотрения блок-
схемы алгоритма вычисления СВС-2Ц.Блок-схема алгоритма вы-
числения СВС-2Ц представлена на рис.2.



-----------¬ -----------¬ -----------¬ ----------¬
--T--+ +-T-+ +---+ +---++----
¦L----T------ ¦ L----T------ L----------- --+¦
¦¦¦ ¦ ¦ L----------


- 7 -

¦¦¦ ¦ ¦
¦¦¦ +----------------------+----------------
¦-----+-----¬ ¦ ¦ ------------¬
¦¦ +-+------+----------------------++----
¦¦ +-+------------------------¬ ---+¦
¦L----------- ¦ ¦L------------
L-------------¬ ¦ L-------------------------¬
¦ L------------------------¬¦
¦ ¦¦
-----+-----¬ -----------¬ --+--------¬ -----------¬ ¦
----+ +---+ +-T-+ +---+ +-+--
L----------- L----------- ¦ L----------- L----T------
--------+---------------------+
¦¦¦
-----+-----¬ ¦ -----------¬ ¦
¦ ¦ L-+ +--------+----------
L----T------ L----------- ¦
¦ ¦
¦ ¦
-----------¬ -----+-----¬-----+-----¬
----+ +---+ +------------------+ +----
L----------- L-----------L-----------

Рис.2.


В "блоке" вычисления "Vист." :

"С" = const =kR(см. (11),(12) занятия 2);
"y" - вертикальное ускорение от комплекса ИК-ВК.

Рассмотрим особенности вычислениявертикальнойскорости
(Vy).В "СВС-2Ц-1М" для определения Vу производится численное
дифференцирование текущихзначенийабсолютной барометри-
ческой высоты,а в "СВС-2Ц-2" и "СВС-2Ц" - совместная обра-
ботка значений Набс.и сигналов вертикального акселерометра
комплекса ИК-ВК. Вычислитель "СВС-2Ц-1М" реализует следующий
алгоритм численного дифференцирования:


- 8 -




где - вычисленное значение Vу в i момент времени;
- i значение абсолютной баромнтрической высоты, вы-
численное СВС;
- длительность цикла вычислений СВС-2Ц ( = 0,125с).

Из алгоритма видно, что вертикальная скорость вычис-
ляется каждый раз на участке 2- необходимость этого объяс-
няется высокой чувствительностью численногодифференцирова-
ния к ошибкам в исходных данных. В результате фактически
в "СВС-2Ц"определяется как среднее двух значений на интер-
вале . Несмотря на удвоение интервалавычисления,ошибки
рассмотренного методавсё же высоки,т.к.исходные ошибки
определения hмогутбытьзначительными(напримертолько
из-за запаздывания системы ПВД до 50-100м на отдельных режи-
мах полёта).Существенно уменьшается ошибкавычисленияVу
при использовании вместодифференцированияhоптимального
фильтра совместной обработки h и сигнала вертикального аксе-
лерометра комплекса ИК-ВК.Такой метод вычисления Vу приме-
нён в "СВС-2Ц" и "СВС-2Ц-2", использующих оптимальный фильтр
Калмана третьего порядка.
Уравнения этого фильтра имеют вид:





где: h(t),Vy(t) - оптимальные оценки для h(t) и Vy(t);
- оптимальная оценка длямедленноизменяющейся
составляющей погрешностиизмеренияабсолютного
вертикального ускорения
- кажущееся, "земное" ускорение,
- интенсивность гравитационного поля земли;
- коэффициенты оптимального фильтра.




- 9 -

Структурная схема фильтра выглядит следующим образом:

-------------------------------
¦ ¦
¦ -----¬ ¦-----¬
¦¦ ¦¦¦
---------------++---+--------++----T------
¦¦ ¦¦¦
¦L-----¦L-----¦
¦ ¦ ¦
¦ ¦ -------¬
¦ L---+ +-T------
¦ L------- ¦
¦¦
¦----------¬ ¦
L---------++----------------
L----------


Рис. 3.


Анализ уравненийфильтра и учёт реальных значений высот,
скоростей, ускорений ЛА, погрешностей датчика высоты и аксе-
лерометра позволяют сделать утверждения:

1. фильтр не вносит собственного динамического искажения Vу;
2. в установившемся режиме Vу астатична по отношению кмед-
ленно изменяющейся погрешности ;
3. медленно изменяющаяся погрешность hнеподавляетсяи
водит к ошибкам Vу, достигающим в отдельных случах зна-
чений 0,1h(t);
4. приправильновыбранныхкоэффициентахК1-К3 случайные
составляющие погршностей датчика высотыиакселерометра
практически полностью подавляются.

Следует заметить,что для реальных значений всех входных
параметров уравнений фильтра и моделей погрешностейизмери-


- 10 -

телей можновыбирать значения К1-К3,отличающиеся от опти-
мальных на 60-70%, - и это не приведёт к заметному ухудшению
свойств фильтра!Напрактике К1-К3 переключают лишь 1 раз,
при выполнении одного из условий:
- Набс. >50м/с;
- >0,5g;
-М=0,98-1,02.


3. Структурная схема СВС-2Ц-1М.

Рассмотрим структурную схему системы в варианте для учеб-
но-боевого самолёта(сдвумя кабинами).Структурная схема
этого варианта представлена на рис. 4:


























- 11 -









































- 12 -



Рис. 4. Структурная схема СВС-2Ц-1М.




В состав системы входят:
1. В-2Ц-1М - вычислитель;
2. УВ-2Ц-1 - указатель высоты;
3. УСО-М1-Ц - указатели истинной скорости и числа М;
4. БП-2Ц-1М - блок питания вычислителя;
5. БПУ-2Ц-1 - блок питания указателей;
6. РМ - рама монтажная (одна, на схеме не показана).

Основными входными сигналами системы являютсятрипара-
метра: полное,статическое давление (от приёмника ПВД-18) и
температура заторможенного потока воздуха (от приёмника тем-
пературы П104).
Кроме этого в СВС поступают сигналы:

- Мзадан.и Нзадан. - от бортовой системы наземного наведе-
ния;
- "+27В" включения режима стабилизации М и Н - от САУ;
- "+27В" включениярежимавстроенного контроля СВС-2Ц - от
пульта встроенного контроля навигационного комплекса ПКН-2;
- "Рст. " - вводится вручную, крешальерой на УВ-2Ц-1.

Основные входные сигналы и Рст. преобразуются в устройст-
ве ввода вычислителя в коды чисел,которыезатемвсоот-
ветствии салгоритмомвычисления (рис.2.) обрабатываются
процессором. Вычисленные параметры выдаютсяпотребителями
для индикации через устройство вывода (в виде кодов,анало-
говых и разовых сигналов).Индикация высотыосущнствляется
УВ-2Ц-1, являющимсяиндикатором цифровой следящей системы в
составе: В-2Ц-1М, УВ-2Ц-1. Указание Нзадан. осуществляется с
помощью отдельной электромеханической системы УВ-2Ц-1. Инди-
кация истинной скорости и числа М производится наУСО-М1-Ц,


- 13 -

также включенномв состав следящей системы (в данном случае
анологовой) из В-2Ц-1М, БПУ-2Ц-1, УСО-М1-Ц. Отработка Мзадан.
выполняется, как и в УВ-2Ц-1,отдельной электромеханической
системоц. Помимоиндикации,указателивыдаютвбортовые
системы сигналы Нотн., Vист., и М (в виде относительных соп-
ротивлений Rотн.).
Вычисление и выдача значенийН иМпроизводится только
в режимах САУ "Стабилизация М" и "Стабилизация Н" - как раз-
ница между текущими и заданными значениями Н и М (за послед-
ние принимаются текущие значения Н и М в момент приходако-
манды стабилизации).
Блок питания БП-3Ц-1М вырабатывает стабилизируемые напря-
жения постоянноготока для вычислителя и некоторых бортовых
систем ЛА.
Рассмотрим более подробно основные блоки и функциональные
узлы СВС-2Ц-1М:датчик давления (ДДГ),собственно вычисли-
тель и указатели.

4. Датчики полного и статического давления типа "ДДГ".

В рассматриваемой СВС для измерения давлений используются
так называемые генераторныедатчикидавлениятипа"ДДГ".
Конструкция, принципыдействияобоихдатчиков одинаковы и
поясняются Рис. 5.
















- 14 -









































- 15 -











Рис. 5. Датчик давления ДДГ.





Чувсвительным элементом датчикаявляетсятонкостенный
стальной цилиндр 1,помещенный в корпус, заполненный гелием
или водородом под небольшим давлением (порядка 10мм.рт.ст.)
Измеряемое давление подаётся внутрь цилиндра.Очевидно, что
от величиныэтого давления будет зависить частота собствен-
ных колебаний цилиндра,как упругой системы.Колебания ци-
линдра возбуждаются и поддерживаются с помощью двух взаимно-
-перпендикулярных катушек (2 и 3) с сердечниками из постоян-
ных магнитов.Приподаче питания к датчику в первый момент
времени в катушкевозбуждения2всегдабываетнебольшой
бросок тока, достаточный для начала возбуждения системы. На-
чальные колебания цилиндра вызывает подавление в катушке об-
ратной связи ЭДС, которая после усиления и ограничения пере-
даётся на катушку 2.Система самовозбуждения на частоте ко-
лебаний цилиндрическогорезонатора,которая принимается за
входной информационныйсигнал.Формыколебаний цилиндра
изображены на Рис. 5.б)., Рис. 5.в). и Рис. 5.г). Всю систе-
му (резонатор - автогенератор) можно представить в видеко-
лебательного звена:


- Т - постоянная времени (для реальных ДДГ Т=0,035*10 с);


- 16 -

- декремент затухания (обычно=10 );
-Х(t) - изменение координаты стенки цилиндравпоперечном
сечении;
-, с(р) - жёсткость цилиндра, зависящая от измеряемого
давления Р;
- Fв(t) - возбуждающая сила катушки 2.

Сила Fв(t) - периодическая и зависит только от времени (т.к.
магнитные потокикатушек2и3вкаждый момент времени
постоянны, т.е.=const). Необходимый фазовый сдвиг Fв(t)
по отношению к равный(это следует из фазочастотных
характеристик колебательного звена), обеспечивается фильтра-
ми в тракте усиления и преобразования сигнала от катушки 3 к
катушке 2 (на рис. 5. не показано ).
Передаточная функция ДДГ для линейной зоны имеет вид:


, где

-
- число витков катушки 3,
и- коэффициенты усиления соответственно усилителя А1
и ограничителя;
-- коэффициент, характеризующийэлектромагнитнуюсилу
катушки 2 ( ).

Для возникновенияколебаний систему делают неустойчивой,
что достигается при . Рост амплитуды колебаний
ограничивается ограничителем.
Зависимость между измеряемым давлениемРичастотойf
имеет вид:



-

-



- 17 -

- f - частота колебаний резонатора при Р=0;

R,L,h - средний радиус, длина и ширина стенки резонатора;
Е, ,- модульупругости,плотность и коэффициент Пуассона
цилиндра;
- число волн, укладывающихся по окружности цилиндра;
n - число продольных полуволн;
- безразмерные величины,являющиесяфункциямипере-
численных параметров.

Для большинства датчиков ДДГ=4500Гц, а.
Сигналы частоты представляютсобойпрямоугольныеимпульсы
положительной полярности,выдаваемые в устройство ввода вы-
числителя через согласующее устройство (на рис.5.- блок,
следующий за ограничителем).
Особенностью ДДГ является отсутствие в нихтермостатиро-
вания. Температурная коррекция сигналов осуществляется самим
вычислителем по информации о текущей температуре в ДДГ. Дат-
чик температурыДДГ-обычный термодиод (VI на рис.5.),
включённый вмостовуюсхему.Графиксигналатемпературы
изображен на рис. 5. рядом с обозначением усилителя А2.
Следует отметить, что зависимость Р(f) в приведённом выше
приближённом виде в вычислителе не используется.Вместо неё
расчёт давления производится по более сложной точной зависи-
мости, саппроксимированнойна16-тиинтервалах полиномами
пятой степени:


Коэффициенты "К" определяются индивидуально для каждого дат-
чика при калибровке.
Точность ДДГ достаточно велика и характеризуется значени-
ями:
- для ДДГ Рст. погрешность составляет (1-2)*10 мм.рт.ст.;
- для ДДГ Рп. погрешность при Рп.> 10 мм.рт.ст. достигает
10 мм.рт.ст.

5. Вычислитель В-2Ц-1М.



- 18 -

Вычислитель В-2Ц-1М представляет собой сисциализированную
ЦВМ. Программа вычислений - этопоследовательностькоманд,
каждая изкоторыхслужитдлявыполнения одной конкретной
операции. В вычислителеиспользуетсяодноадреснаясистема
команд. Формат команды имеет 15-разрядную длину (общее число
разрядов вычислителя 16): первые 10 разрядов заняты адресной
частью (АЧ),а в последних 5-разрядах содержится код опера-
ции (КОП).
Программа вычислителяжёсткаяисодержит 1024 команды.
Цикл выполнениявсехкоманддлится0,125с.Особенностью
построения вычислителяявляетсято,чтопараметры Набс.,
Нотн. и Vу=Набс.(последнее только для СВС-2Ц-1М)вычисля-
ются дваждыза цикл и поэтому часть программы по вычислению
указанных параметров записывается в ПЗУ тоже дважды.
Последовательность выборкикоманд из ПЗУ передаётся спе-
циальным счётчиком команд (СЧ).Содержание СЧ являетсяад-
ресом ячейки ПЗУ,в которой находится код команды, подлежа-
щей исполнению.
Система операций вычислителя включает:
- 9 арафметических операций;
- 4 логических операций;
- 14 операций управления (пересылка,индификация,ввод,вывод).

Основные технические данные вычислителя :
1. быстродействие, операции в секунду - 20 * 10;
2. система представления чисел -двоичноесфиксированной
запятой;
3. число разрядов - 16 (первый разряд - знаковый);
4. системакоманд - однооадресная последовательная (10 раз-
рядов на АЧ и 5 разрядов на КОП);
5. объём запоминающих устройств:
- ПЗУ команд - 1024 16-разрядных слова;
- ПЗУ чисел - 992 16-разрядных слова;
- ОЗУ - 3216 16-разрядных слова;
- ПЗУ коэффициентов датчиков - 40 16-разрядных слова;
6. длительность одного полного цикла вычисления - 0,125с.

Структурная схема вычислителя изображена на рис.6:


- 19 -



-------¬
-----+ЗУ¦
¦L-T--T--
-----------¬¦ ¦¦-----------¬
¦Устройств--+--+-¬¦Устройство¦
-----+ввода +-----+----+АУ+---------+вывода+--------
L----T------¦L-------L-----T-----
¦¦¦
¦¦¦
¦¦-------¬ ¦
L-----------*----+УУ+----------------
L-------

Устройство ввода - служит для преобразования вхдныхсиг-
налов в двоичные числа и содержит:
- ПЧК (прелбразователи частота - код) -дляпреобразования
сигналов ДДГифазовыхсдвигов следящей системы отработки
указателей высоты УВ-2К-1;
- ПНК(преобразователи напряжение - код) - для преобразова-
ния аналоговых сигналов датчиковтемпературыДДГ,датчика
температуры заторможенногопотокавоздухаП104и сигнала
вертикального акселерометра ИК-ВК;
- ФРК - формирователь разовых команд (от САУ и ПКН-4).

Устройство вывода-служит для передачи результатов вы-
числения к индикаторам СВС и в бортовые системы ЛА. Основны-
ми элементами устройства являются преобразователи код - нап-
ряжение (ПКН), ФРК и формирователь биполярного кода (ПДК).

Арифметическое устройство (АУ) -процессорвычислителя.
Состоит из сдвиговых регистров, сумматора и коммутаторов.

Устройство управления(УУ)- осуществляет синхронизацию
работы всех устройств вычислителя и последователиноевыпол-
нение команд в соответствии с программой.Основными элемен-
тами устройства являются распределительглавныхимпульсов,


- 20 -

счётчик команд(наиболее важный элемент УУ),дешифраторы и
коммутатор.

Запоминающее устройство (ЗУ) - содержит постоянные и про-
межуточные данные вычислений и состоит из трёх частей:
- ПЗУ - хранит программу вычислений и необходимые константы;
- ОЗУ - хранит результаты промежуточных вычислений;
- КД - ПЗУ коэффициентов полиномов аппроксимациитарировоч-
ных характеристикдатчиков (определяется экспериментально
для каждого датчика ДДГ).

Вычислитель охваченавтоматическивстроеннымконтролем
работоспособности. Схемаконтроляподсчитывает сбои и если
за 1 секунду в 4-х циклах были сбои в вычислениях, то сигнал
исправности СВС (выдаваемый в бортовые системы ЛА) снимается.
Особенностью контроля является то,что числосбоеввнутри
одного цикла не регистрируется,т.е.схема контроля факти-
чески подсчитывает не сами по себе сбои, а сбойные циклы вы-
числений.

6. Указатели УСО-1М и УВ-2Ц-1.

Следует напомнить,чтоуказатели входят в состав только
одного варианта СВС - "СВС-2Ц-1М". Остальные СВС имеют выхо-
ды наэлектронные индикаторы,не входящие в комплект самой
системы.

Указатель истинной скорости и числа М УСО-М1-Ц.
-------------------------------------------------
Указатель входит в состав двух идентичныхэлектромехани-
ческих систем отработка (Vист.и М). Причём непосредственно
в указателе размещены отрабатывающие двигателиипотенцио-
метры обратной связи, а усилительные и сравнивающие элементы
находятся в блоке БПУ-2Ц-1.Электрокинематическая схема од-
ного канала отработки представлена на рис.7.





- 21 -

- - - - - - ¬- - - - - - - - - - - - - - - ¬-- - - - - -¬
УСО-М1-Ц
¦В-2Ц-1М¦¦ БПУ-2Ц-1 ¦¦ ¦
СУна
¦ ------¬ ¦V ¦ -----¬------¬¦¦ стрелки¦
---+ ПКН +----------+ МД +----+А+-------М- -T- -
¦ L------ ¦¦¦L-----L------¦¦¦¦
¦¦
¦¦¦¦Vос¦¦ ------¬ ¦¦
L-------------------------------+П+--
¦¦¦ ¦¦ L------¦

L - - - - - -L - - - - - - - - - - - - - - -L - - - - - - - -




СУ - сравнивающее устройство;
МД - модулятор;
А - усилитель;
М - электродвигатель;
П - потенциометр обратной связи.

Точность отработкиопределянтсявосновномэлектроме-
ханической частью каналов указателя,т.е. дискретность пре-
образования Vист.иМвПКНоченьмала (соответственно
0,85 км/ч и 0,8*10 М) и на погрешность индикации практически
не влияет. Цена деления шкал указателя соответственно 10км/ч
и 0,01 М.
В составУСОвходиттакжеэлектромеханическая система
Мзадан. (на рис.7 не показана),работая по командам системы
подземного наведения.

Указатель относительной высоты УВ-2Ц-1.
----------------------------------------
Схема индикациивысоты гораздо сложнее,чем схема индика-
ции Vист.и М. Невозможность использования простой электро-
механической схемы объясняется тем,что стандартный ПКН дал


- 22 -

бы ошибку из-за дискретности представления Н, равную 8М. По-
этому схемаиндикации высоты представляет собой точную циф-
ровую следящую систему, в которой функции сравнивающего уст-
ройства выполняет процессор вычислителя СВС. Цифровая следя-
щая система указателя УВ-2Ц-1 представлена на рис.8:



































- 23 -







МД - модулятор;
А - усилитель;
М - электродвигатель;
Ф - фазовращатель;
ФИ - формирователь импульсов.

Для повышения динамическихистатическиххарактеристик
цифровой следящейсистемывпоследней используется факти-
чески два сравнивающих устройства (СУ):

1. СУ выработки разностиН между значениями текущей и инди-
цируемой ветви - на основе процессора вычислителя;
2. СУ выработки сдвига фаз между опорным сигналом и сигналом
значения индицируемой высоты (Нук.) на основе фазовращателей
Ф и ПЧК.
Удобство индикацииидополнительноеповышение точности
обеспечиваются благодаря наличию двухканаловиндикации-
точного и грубого. Причём схема ввода значения Рзадан. также
состоит из точного и грубого каналов.Перечисленные особен-
ности позволилиснизитьпогрешностьиндикациив следящей
системе высоты до 1м.(цена деления точной шкалыуказателя
10 м).
Рассмотрим работу следящей системы.НаПЧКвычислителя
поступают сигналы от ДДГ, ФИ обоих каналов ввода Рзадан., от
ФИ опорного сигналаиФИканаловиндикации(отработки).
Опорный сигналвырабатывается в БПУ-2Ц-1М в виде последова-
тельности импульсов частотой 488Гц.В ПЧК сдвигфазмежду
импульсами отработкииопорными импульсами преобразуется в
код числа,соответствующего текущему значениюиндицируемой
высоты. Этот же ПЧК преобразует сигналы Рзадан.и Рст.(от
ДДГ). Далее в процессоре вычислителяопределяетсявеличина
текущей и относительной высоты (алгоритмы обработки рассмот-


- 24 -

рены во втором вопросе занятия),а также вычисляется сигнал
разности НН (Нотн.-Нуказателя). Разностный сигнал после пре-
образования в ПКН затем модулируется в МД и после усиления в
усилителе Аподаётсяна двигатель М,перемещаюший стрелки
УВ-2Ц-1М и роторы фазовращателейобоихканаловобработки.
Статорные обмотки Ф соединены с ФИ,на выходах которых фор-
мируется последовательность импульсов, сдвинутых по фазе от-
носительно импульсовФИ опорного сигнала на величину,про-
порциональную значению индицируемой высоты.Выходы всехФИ
указателя подключеныко входу ПЧК и таким образом схема об-
работки оказывается замкнутой.
Как и УСО-М1-Ц, УВ-2Ц-1 по командам системы наземеого на-
ведения индицирует один из каналов наведения, - в частности,
значение .Дляотработки данной команды указатель
оснащён электромеханической следящей системой (нарис.8не
показано).

7. Эксплуатация СВС-2Ц.Особенностиэксплуатацииаэрометри-
ческих приборов .

Техническая эксплуатацияСВС-2Цзаключаетсяв периоди-
ческих и разовых проверках работоспособности,а также в ре-
гулировках системысогласно инструкциям при заменах отдель-
ных блоков из состава СВС.

Работоспособность СВС-2Ц проверяется:
- автоматически встроенным контролем (только В-2Ц-1М);
- полуавтоматическим тестовым встроенным контролем (вся СВС);
- инструментальным контролем с помощью штатной КПА (вся СВС).

Автоматический контроль вычислителя осуществляется непре-
рывно. При положительных результатах в бортовыесистемыЛА
выдаётся сигнал исправности СВС (в виде напряжения +27 В).
Полуавтоматический контроль выполняется как правило перед
полётом и включается нажатием кнопки "КОНТРОЛЬ СВС" на пуль-
те ПКН-2 встроенного контроля навигационногокомплекса.По
этой командеи при предварительном вводе на УВ-2Ц-1М значе-
ния Рзадан.= 760мм.рт.ст.указателиситемыдолжнывыдать


- 25 -

следующие значения:
Нотн.= 25000 + 100м;
Vист.= 3200 + 30км/ч;
М = 3,0 + 0,02.

Инструментальный контроль СВС-2Ц проводится припериоди-
ческих работахнаЛА(в соответствии с регламентом) и при
регулировках. Для контроля используетсятиповаяКПАболь-
шинства систем воздушных сигналов "АП-СВС-2" в составе:
- БИ-М - блок насосов;
- ИВД - измеритель воздушных давлений;
- ИВП - измеритель выходных параметров;
- ИЦВ - индикатор цифровых выходов;
- В7-16 - цифровой вольтметр;
- монтажный комплект.

АП-СВС-2 позволяетвыполнять проверки СВС-2Ц не-
посредственно на ЛА и в лаборатории. Как правило СВС-2Ц про-
веряется в лабораторных условиях,после демонтажа с ЛА. Не-
посредственно на ЛА СВС-2Ц чаще всего проверяетсяприпро-
верках ЛАсовместносо специалистами других профилей (про-
верки навигационного комплекса и т. д.).
Для обеспечения работы аэрометрических приборов и систем
воздушных сигналов необходимо проверять их в объеме и в сро-
ки , установленные Регламентом технического обслуживания для
данного типа ЛА .Основными видами таких проверок являются :
- проверка внешнего состояния ;
- проверка герметичности систем ПВД,работоспособностии
точности показанийприборовспомощьюКПУ-3, КПА-ПВД ,
ППУ-АРУ ;
- проверкаработоспособностисистемСВСс помощью систем
встроенного контроля;
- проверка перед полетом шкалы барометрического давления вы-
сотомера :
высотомер считается исправным , если разница в показаниях
барометрической шкалы и давлением дня не превышает 2мм.
рт.ст. В противном случае высотомер с ЛА снимается и под-
вергается полной проверке ;


- 26 -

- проверкапогрешностейприборови систем на соответствие
техническим условиям с помощью установок УМАП ,УКАМП и для
СВС - АП-СВС-72 .
Важным требованием проверок являетсясоблюдениеправила
скорости создания давления и разряжения : не выше 50 км/ч за
1 секунду по давлению и не выше 300 м/с по разряжению .





 Л(L)[+]
Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 02 - 2 часа

 21.  _ИНС - общие сведения, принципы построения . 0.

Из всехнавигационныхсистем инерциальные навигационные системы
(ИНС) являются единственными,которые удовлетворяют таким важным тре-
бованиям, как универсальность, полная автономность, помехозащищенность
и помехоустойчивость. Существующие ИНС обеспечивают более высокую точ-
ность навигации по сравнению с воздушно-доплеровскими системами. Еще в
1966 году были определены требования к ИНС гражданской авиации:после
10 часовполета погрешности ИНС не должны превышать  246 0 км вдоль линии
заданного пути и  237 0 км по боковому отклонению от нее с гарантийной ве-
роятностью, равной 20,95 0.В современных ИНС эти требования к точности
обеспечиваются. Требованиякточностиистребителей-бомбардировщиков
(имеющих относительно небольшой боевой радиус действия), исходя из ус-
ловия возможности атаки "сходу",характеризуются значением максималь-
ных боковых отклонений  2300  7_ 0  2500 0 м.
Помимо вычисления продольной и поперечной координат,ИНС опреде-
ляют также угловое положение ЛА в выбранной системе координат, то есть
курс, крен,тангаж.Угловое положение определяетсяпутемизмерения
отклонений ЛА от запомненной в ИНС выбранной системы координат.В за-
висимости от способа моделирования (запоминания),ИНСподразделяются
на  _платформенные . и  _бесплатформенные .. В платформенных ИНС навигационная
система координат моделируется физически - в виде ориентациипотрем
осям специальной гиростабилизированной платформы (ГСП).ГСП в течение
всего рабочего времени сохраняетнеизменнойориентацию,заданнуюв
процессе подготовки (выставки) ИНС. Датчики основной информации (аксе-
лерометры) устанавливаются на ГСП.Очевидно, что акселерометры должны
ориентироваться по осям выбранной системы координат.
В бесплатформенных ИНС акселерометрыустанавливаютсянепосредс-
твенно на ЛА,а опорная система координат моделируется математически.
Так как акселерометры вращаются вместе с ЛА,то необходим непрерывный
пересчет значенийускорений из связанной с ЛА вращающейся системы ко-
ординат в опорную неподвижную систему координат.Алгоритмыпересчета
требуют, помимо значений ускорений, дополнительную информацию - значе-
ния угловых скоростей вращения ЛА.Последние определяютсяспомощью
двухстепенных гироскопов с внутренним кардановым подвесом (так называ-


- 2 -

емых ДНГ,которые были кратко рассмотрены в  2теме 13 0). Сложность алго-
ритмов и большой объем вычислений требуют наличия мощной,быстродейс-
твующей и имеющей большой объем памяти БЦВМ.Так кактакиеБЦВМпо
массово-габаритным показателямпока не могут быть установлены на лег-
ких ЛА, то бесплатформенные ИНС в настоящее время используются преиму-
щественно на тяжелых маломаневренных ЛА.
Среди платформенных ИНС следует выделить наиболеепростейшийих
тип - так называемые инерциальные курсовертикали (ИКВ).В ИКВ-системе
применяются упрощенные алгоритмы вычисления и управления и более прос-
тые датчики и элементы, вследствие чего приемлемая точность достигает-
ся лишь в определении курса, крена и тангажа. Примером такой ИКВ может
служить системаИКВ-1,установленная на МИГ-27 и по решаемым задачам
являющаяся аналогом СКВ-2Н,установленной на МИГ-23.В ИНС, решающих
навигационные задачи, ИКВ также присутствует. Но в этом случае ИКВ яв-
ляется не отдельной системой,а основной составной частьювсейИНС,
содержащей ГСП.Естественно,что элементная база ИКВ-составной части
должна быть более совершенной, а алгоритмы вычисления - более полными.
Ниже будем рассматривать только платформенные ИНС.
Принцип построения элементарной ИНС,определяющей линейные и ге-
ографические координаты рассмотрим по  2рис. 15.4а 0.

















 2Рис. 15.4а Принцип построения ИНС


- 3 -


Из рисунка видно, что ГСП имеет 3 степени свободы. В узлах подвеса ГСП
размещены датчики курса,крена, тангажа (на рис. 15.4а изображен лишь
один из них).Продольная ось ГСП чаще всего ориентируетсянасевер.
Линейные координатыЛА формируются путем двойного интегрирования сиг-
налов акселерометров, а географические - интегрированием сигнала угло-
вой скоростидвиженияЛАвокругЗемли (в данном случае имеет место
движение по меридиану и поэтому отношение линейной скорости крадиусу
Земли есть производная широты). Сигнал углового смещения ЛА появляется
на выходе датчика угла при любом вращении ЛА и связанного с ним датчи-
ка вокруг неподвижной оси подвеса ГСП.
Как уже было сказано, датчиком первичной информации в ИНС являет-
ся акселерометр, сигналы которого используются в качестве основных при
инерциальном счислении координат.Собственно _сущностьинерциального
 _счисления . заключается в измерении с помощью акселерометровсоставляю-
щих вектора ускорения центра масс ЛА, обусловленного негравитационными
силами (тяги,лобового сопротивления, подъемной силой), и в последую-
щем двухкратноминтегрированииэтихсоставляющих с учетом начальных
условий и ускорений, вызванных гравитацией, силами инерции Кориолиса и
центробежными силами.
Ниже рассмотрим принцип действия и погрешности акселерометра.

 22. _ Принцип действия и методические погрешности акселерометров.

Датчиками первичной инерциальной информацииявляютсяизмерители
ускорений -акселерометры,основанныезаконах классической механики
Ньютона.
Простейший осевой акселерометр (рис. 15.5) состоит из инерционной
массы m, с помощью пружины прикрепленной к основанию. При движении ос-
нования в направлении оси X, называемой осью чувствительности акселле-
рометра, с ускорением a 5к 0кмассеmбудетприложенасилаинерции
F=m 77 0a 5к 0, врезультатечего масса станет перемещаться относительно
шкалы в направлении,противоположном векторуускорения.Состороны
пружины на массу будет действовать обратная по знаку силе F сила

F 4пр 0 = K 4пр 7 7 D 0X,




- 5 -

где K 4пр 0 - коэффициент жесткости пружины;
 7D 0X- линейная величина перемещения массы.
По окончаниипереходногопроцессасила F 4пр 0 уравновесит силу F,
при этом величина  7D 0X оказывается пропорциональной измеряемомуускоре-
нию:
m
 7D 0X = ----- 7 7 0 a 5к 0.
K 4пр

С помощью потенциометра значение  7D 0X можетбытьпреобразованов
электрический сигнал, пропорциональный a 5к 0.
Акселерометры измеряют только ускорения,обусловленные действием
негравитационных сил,и не измеряют ускорений, вызванных гравитацией.
Действительно, если основание,накоторомустановленакселерометр,
движется кземле с ускорением силы тяжести g (полагаем,что a 5к 0 = 0),
то, поскольку сила тяжести одинаково действует инаоснование, ина
массу m акселерометра,перемещения массы относительно нулевой отметки
шкалы не будет.
Если a 5к 0-ускорение,создаваемое разностью сил тяги и лобового
сопротивления, тополное абсолютное ускорение основания будет
a=a 5к 0-(-g). Знак"-"передg учитывает отрицательное направление
вектора g по оси Х.Акселерометр же измерит только ускорениеa 5к 0,то
есть будетиметьместометодическая погрешность в измерении полного
абсолютного ускорения,равная ускорению силы тяжести. Поэтому в общем
случае использованиеинерциальныхсистем возможно только в известном
поле гравитации.Ускорение a 5к 0, измеряемое акселерометром, часто назы-
вают "кажущимся", при этом:

a 5к 0 = a - g.

В случаегоризонтального полета (на постоянной высоте) подъемная
сила ЛА уравновешивает силу тяжести. За счет подъемной силы Y в верти-
кальном направлениисоздается ускорение a 5к 4y 0.В горизонтальном полете
вертикальной составляющей ускорения нет,поэтому a = a 5к 4y 0 + g = 0, от-
куда a 5к 4y 0=-g,т.е.в этом случае акселерометр с вертикальной осью
чувствительности будет измерять ускорение,создаваемое подъемнойси-
лой, численноравное,но противоположное по знаку ускорению силы тя-
жести. Именно в этом смысле следует пониматьвстречающеесяутвержде-


- 6 -

ние, что "акселерометр реагирует на ускорение силы тяжести".
Кроме осевых акселерометров в инерциальныхсистемахприменяются
маятниковые акселерометры,причем у тех и у других для повышения точ-
ности работы и диапазона измерений, ограниченных гистерезисом пружины,
вместо механической пружины используется электрическая пружина.
Маятниковый акселерометр с электрической пружиной (рис. 15.6) ра-
ботает следующим образом. При движении ЛА в направлении оси X чувстви-
тельности прибора с ускорением a 5к 0 к массе маятника m,укрепленнойна
плече l,будет приложена сила инерции F, создающая относительно оси Z
момент силы инерции M = m 77 0l 77 0a 5к 0, в результате чего маятник станет пово-
рачиваться вокругосиZ.Угол 7 b 0 поворота маятника с помощью датчика
угла ДУ (потенциометрического,индукционного или другого типа) преоб-
разуется внапряжениеU 7и 0=К 4ду 7 7 b  0( 7б 0К 4ду 0 - крутизна характеристики
датчика угла),котороепослеусилениявусилителе до величины
U 4у 0=К 4у 77 0U 7и 0 (К 4у 0-коэффициентусиления усилителя) подается на датчик
момента ДМ. Последний прикладывает к оси Z подвеса маятника момент об-
ратной связи

M 4ос 0 = К 4дм 77 0U 4у 0 = K 4эп 77b 0,

где К 4дм 0 - крутизна характеристики датчика момента;
K 4эп 0 = К 4ду 77 0К 4у 77 0К 4дм 0 - коэффициент передачи электрической пружины.
Таким образом,элементами электрической пружины являются датчик угла,
усилитель и датчик момента.
В установившемсярежиме момент обратной связи уравновесит момент
сил инерции,так что угол поворота маятника инапряжениенавыходе
усилителя оказываются пропорциональны ускорению:
m 77 0lm 77 0l
 7b 0 = ------- 7 7 0 a 5к 0 и U 4у 0 = ------- 7 7 0 a 5к 0.
K 4эп 0K 4дм

При повороте маятника вместе с ним на угол 7b 0повернетсяиось
чувствительности. Приэтом акселерометр будет измерять не все ускоре-
ние a 5к 0, а его составляющую a 5к 0' = a 5к 77 0cos 7 b 0.
Кроме того, акселерометр станет реагировать и на поперечные уско-
рения, направленные вдоль оси Y. Это обстоятельство приводит к методи-
ческой погрешности,уменьшениекоторойвозможноза счет уменьшения
угла  7b 0, что достигается увеличением коэффициента усиления усилителя.


- 7 -

Рассмотренные акселерометрыимеютотрицательную обратную связь,
обусловленную наличием пружины (механической или электрической).Поэ-
тому такие приборы называют  _компенсационными ..
Ввиду того, что опору с меньшим трением легче изготовить в случае
вращательного движения массы m, чем в случае ее поступательного движе-
ния, то в инерциальных системах навигации наибольшее применениенашли
маятниковые акселерометры.
Пороговая чувствительность современных акселерометров сэлектри-
ческой пружиной составляет порядка 10 5-4 7 _ 0 10 5-5 0 g.
Акселерометры имеют также методические погрешности, обусловленные
собственным вращением Земли и перемещением ЛА относительно Земли.Эти
погрешности удобно анализировать по уравнениямакселерометровв1-й
или 2-й форме.
Первая форма связывает измеряемые ускорения с  _абсолютными .линей-
ными скоростямиЛА, _абсолютными .угловымискоростями вращения ГСП в
инерциальной системе отсчета и составляющимиудельнойгравитационной
_
силы g 4o 0.
Вторая форма измеряемые ускорения связывает с составляющими  _путе .-
 _вой . скорости, _относительными . угловыми скоростями вращения ГСП исос-
_
тавляющими удельной силы тяжести g 4т 0.
Более просто выводятся и выглядят уравнения акселерометров в пер-
вой форме.Выше было показано,что акселерометр измеряет не абсолют-
ное, а кажущееся ускорение:
__ _ _ __
a 5к  0= a - g, откудаa = a 5к 0 + g.

Приведенные зависимости записаны в общем виде,в инерциальной же сис-
_ __
теме отсчета же a = a 5к 0 + g 4o 0.
Определим вначале значение абсолютного ускорения.В соответствии
с теоремой о производной от вектора во вращающейся системе координат:
_ 7` 0_
_dVdV__
a = ---- = ---- + 7 w 4а 5п 7 & 0 V,
dtdt



- 8 -




где:
_
dV
---- - производная абсолютной скорости в инерциальном пространстве;
dt

 7` 0_
dV
---- - производная абсолютной скорости в относительной (связанной с
dtЗемлей) системе координат;

_
 7w 4а 5п 0 - абсолютная угловая скорость вращения ГСП;
__
 7w 4а 5п 7 & 0 V - векторное произведение скоростей.
_
Далее разложим а по осям с учетом правила для произведения двух векто-
ров:
 7( 0  77
¦ a 4x 0 = V 4x 0 +  7w 5п 4ay 77 0V 4z 0 -  7w 5п 4az 77 0V 4y 0,
¦  77
 7* 0 a 4y 0 = V 4y 0 -  7w 5п 4ax 77 0V 4z 0 +  7w 5п 4az 77 0V 4x 0,
¦  77
¦ a 4z 0 = V 4z 0 +  7w 5п 4ax 77 0V 4y 0 -  7w 5п 4ay 77 0V 4x 0.
 79 0_ __ _
Теперь, помня,чтоинерциальнойсистемыкоординатa=a 5к 0+g 4o
(g 4o 0-вектор удельной гравитационной силы), определим окончательно сос-
тавляющие абсолютной скорости, значения которых и есть _ уравнения аксе-
 _лерометра в 1-й форме .:








- 9 -




 7( 0 t
¦  7!
¦ V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) +  72 0( a 5к 4x 0 + g 4ox 0 -  7w 5п 4ay 77 0V 4z 0 +  7w 5п 4az 77 0V 4y 0 ) 77 0dt,
¦  71
¦ t 4o
¦ t
¦  7!
 7* 0 V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) +  72 0( a 5к 4y 0 + g 4oy 0 +  7w 5п 4ax 77 0V 4z 0 -  7w 5п 4az 77 0V 4x 0 ) 77 0dt,
¦  71
¦ t 4o
¦ t
¦  7!
¦ V 4z 0 = V 4z 0(t 4o 0) +  72 0( a 5к 4z 0 + g 4oz 0 -  7w 5п 4ax 77 0V 4y 0 -  7w 5п 4ay 77 0V 4x 0 ) 77 0dt,
¦  71
 79 0 t 4o

где V 4x 0(t 4o 0), V 4y 0(t 4o 0), V 4z 0(t 4o 0) - начальные значения абсолютной скорости;
g 4ox 0, g 4oy 0, g 4oz 0 - составляющие вектора удельной гравитационной силы;
a 5к 4x 0, a 5к 4y 0, a 5к 4z 0 - сигналы акселерометров.

Из уравнений видно, что для определения скорости (а в последующем
и линейных координат) интегрирования одних толькосигналовакселеро-
метров недостаточно,необходимо учитывать остальные члены в подынтег-
ральном выражении.Эти члены носят название  _компенсационных . инеучет
ихприводитк появлению основных методических погрешностей акселеро-
метров.Компенсационные члены имеют первый или второй порядок малости
инеучитываются только в ИКВ-системах.Такое упрощение объясняется
следующими рассуждениями:

1) g 5max 4ox 5  7~ 0 g 5max 4oy 7 ~ 0 1,577 7 7 0 10 5-2 0 м/с 52 0 - второй порядок малости;
2) среднее значение вертикальной скорости Vz за весь полет близко
к нулю и в любой момент времени обычно меньше Vx и Vy, - следовательно
членами с Vz также можно пренебречь;
3) при компенсации кажущегося ухода ГСПвазимутедажетолько
из-за суточного вращения Земли (по закону  7W 4з 77 0sin  7f 0),члены с  7w 5п 4az 0 для


- 10 -

максимальных значений скоростей не превышают 3,5  77 0 10 5-2 0 м/с 52 0;если же
компенсируется и уход ГСП из-за движения ЛА, то члены с  7w 5п 4az 0 имеют еще
меньший порядок малости;
4) Vz и в особенности вертикальная координата z в ИКВ-системах не
вычисляются вследствие вычислительной неустойчивости вертикального ка-
нала; в остальных ИНС также из-за вычислительной неустойчивости канала
вычисляется только значение Vz.
Таким образом для ИКВ-систем алгоритм вычисления скоростей выгля-
дит так:

 7( 0 t
¦  7!
¦ V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) +  72 0 a 5к 4x 0  77 0 dt,
¦  71
¦ t 4o
 7* 0 t
¦  7!
¦ V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) +  72 0 a 5к 4y 0  77 0 dt,
¦  71
 79 0 t 4o

Полные  _уравнения акселерометров во 2-й форме . имеют вид:

 7( 0t
¦ 7!
¦ W 4x 0 = W 4xo 0 +  72 0[ a 5к 4x 0 - ( 7w 5п 4y 0+ 2 7W 4y 0) 77 0W 4z 0 + ( 7w 4z 0 + 2 7W 4z 0) 77 0W 4y 0 + g 4тx 0] 77 0dt,
¦ 71
¦t 4o
¦t
¦ 7!
 7* 0 W 4y 0 = W 4yo 0 +  72 0[ a 5к 4y 0 + ( 7w 5п 4x 0+ 2 7W 4x 0) 77 0W 4z 0 - ( 7w 5п 4z 0 + 2 7W 4z 0) 77 0W 4x 0 + g 4тy 0] 77 0dt,
¦ 71
¦t 4o
¦t
¦ 7!
¦ W 4z 0 = W 4zo 0 +  72 0[ a 5к 4z 0 - ( 7w 5п 4z 0+ 2 7W 4x 0) 77 0W 4y 0 + ( 7w 4y 0 +  4  7W 4y 0) 77 0W 4z 0 + g 4тz 0] 77 0dt,
¦ 71
 79 0t 4o


- 11 -


где: W - путевые скорости;
 7w 5п 4x,y,z 0 - угловые скорости вращения ГСП относительно Земли;
 7W 4x,y,z 0- угловые скорости вращения Земли;
g 4тx,y,z 0 - составляющие удельной силы тяжести.

В ИНС используется как 1-я, так и 2-я формы уравнений.
Основой любойИНСявляетсяИКВ.Все ИКВ - это фактически ГСП,
удерживаемые в заданном положении специальными гиростабилизаторами.

 23. _ Классификация, принципы построения и работы 0  2гиростабилизаторов

Гиростабилизаторы (ГС) применяются на ЛА достаточно давно. Первые
ГС обеспечивали стабилизацию некоторой площадки,относительно которой
измерялись углы курса,крена и тангажа.Далее ГС сталииспользовать
для стабилизации положения оружия, фотоаппаратов и других устройств, в
том числе ГСП в ИНС. По способу удержания платформ и других элементов,
 _ГС подразделяются на 2 типа .: индикаторные и силовые.
Принципиальная схема одноосного _ индикаторногоГС .изображенана
 2рис. 15.7а 0:




















- 12 -

При появлении внешнего момента M 4вн 0,например, из-за трения в уз-
лахподвесаприэволюциях ЛА) ГСП вместе с наружной рамой гироскопа
смещается от заданного положения и так как гироскоп Гсохраняетсвою
ориентациюнеизменной,навыходе датчика угла ДУ1 появляется сигнал
отклонения ГСП.Этот сигнал после усиления подается на двигатель ста-
билизации ДС. ДС вступает в работу и возвращает ГСП и НР в прежнее по-
ложение.Динамические параметры работы ГС таковы, что даже при макси-
мальныхвозмущенияхГСПвозвращается к прежней ориентации не более,
чем за десятые доли секунды. На  2рис. 15.7а 0 изображены также:
- ДУ2 - служит для измерения тангажа (в данном случае);
- ДМ1-служитдляначальной ориентировки НР относительно ГСП
(при подаче на ДМ1 управляющего сигнала,гироскоп вместе с НР прецес-
сирует в азимуте);
- ДМ2 - необходим для выставки ГСП в начальное положение(подача
сигнала на ДМ2 вызовет,очевидно, прецессию гироскопа и вращение пос-
редством ДС всей ГСП вслед за гироскопом).
В практическихсхемах ИНС применяется трехосный индикаторный ГС,
включающий два трехстепенныхгироскопа.Такимобразом,характерным
признаком индикаторногоГСявляетсяналичие 3-степенных гироскопов.
 2Достоинством 0 индикаторного ГС является отсутствие силовой загрузки ги-
роскопа (основное усилие стабилизации развивает ДС).  2Недостаток 0 - при-
менение более сложных 3-степенных гироскопов и  _незначительные смещения
 _ГСП . на начальном этапе стабилизации.
Принцип действия  _силового ГС . рассмотрим по рис. 15.7б:










 2Рис. 15.7б. Принципиальная схема 1-осного силового ГС



- 13 -

При появлении М 4вн 0 (например, из-за трения в опорах ГСП), ГСП сох-
раняет неизменной свою ориентацию.Это объясняется тем, что платформа
вместе с установленным на ней 2-степенным гироскопом проявляетсвойс-
тва 3-степенного гироскопа. Наличие М 4вн 0 вызывает лишь прецессию гирос-
копа Г,платформа же за счет действия гироскопического моментаоста-
нется неподвижной.Прецессия Г регистрируется датчиком угла ДУ1, сиг-
нал от которого после усиления подается на разгрузочный двигательРД.
Когда момент,создаваемыйРД,станетравным и противоположным М 4вн 0,
прецессия Г прекратится. В случае исчезновения М 4вн 0 (прекращение эволю-
ций ЛАи т.д.) М 4рд 0 вызовет прецессию Г  _в обратную . сторону.Когда ги-
роскоп вернется к начальному положению, сигнал на выходе ДУ1 пропадает
и М 4рд 0 также становится равным нулю.На практике смещение гироскопа не
превышает нескольких градусов,а длительность прецессии -сотыхили
десятых долей секунды. Для начальной выставки ГСП на датчик момента ДМ
подается управляющий сигнал.В результате происходит прецессия гирос-
копа Г вместе с ГСП.
В схемах ИНС силовые ГС,также как и индикаторные,- трехосные.
Однако, вотличиеотиндикаторных,всиловыхГС используются три
2-степенных гироскопа. 2Достоинством 0 силовых ГС является _неизменность
 _ориентации ГСП .при появлении М 4вн 0 и применение более простых 2-степен-
ных гироскопов. 2Недостаток 0 - значительная силовая загрузка гироскопов
на начальном этапе стабилизации.
На современных ЛА нашли применение оба типа ГС.В системе ИКВ-1,
например, используется силовой ГС, а в ИНС самолетов МИГ-29 и СУ-27, -
индикаторный, на основе гироскопов свнутреннимкардановымподвесом
(ДНГ).

Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 03 - 2 часа

 21.  _Система "ИКВ-1":назначение, алгоритмы функционирования,
 _ 2состав и режимы работы

ИКВ-1 устанавливается на самолетах МИГ-27 и предназначена для оп-
ределения и выдачи потребителям сигналов курса,крена, тангажа и сос-
тавляющих ускорения ЛА. В ИКВ-1 также определяются горизонтальные сос-
тавляющие путевой скорости. Однако, вследствие низкой точности опреде-
ления значений скоростей, сигналы последних используются главным обра-
зом всамой ИКВ-1 (для горизонтирования ГСП) и лишь при отказе других
систем определения скорости,данная информация передается в навигаци-
онный комплекс для вычисления координат места самолета.
ИКВ-1 входит в состав комплекса навигации КН-23, элементами кото-
рого, помимо ИКВ-1, являются:
- ДИСС-7 - доплеровский измеритель скорости и сноса;
- РСБИ-6С- радиотехническая система ближней навигации и посадки;
- САУ-23АМ - САУ полетом ЛА;
- СВС-72-3 - система воздушных сигналов.
Основной режим работы комплекса - доплеровское счисление с радио-
коррекцией отРСБН.Приэтом погрешность определения горизонтальных
координат обычно не превышает 1  7_ 0 3 км.В случае отключения ДИСС (как
правило кратковременно - при больших кренах и тангажах), сигналы путе-
вой скорости в вычислители КН-23 выдаются от ИКВ-1.Естественно,что
погрешности определениякоординат в последнем случае многократно воз-
растают.
ИКВ-1 работаетвусловной прямоугольной ортодромической системе
координат. ОсьО 7z 0(OZ)направленапогеодезическойвертикали,ось
O 7h 0(OY) -нагеографическийсевер,а ось O 7x 0(OX) - на географический
восток. Направление оси O 7h 0(OY) на север обеспечивается начальнойвыс-
тавкой и последующей компенсацией кажущегося ухода ГСП из-за суточного
вращения Земли (по сигналу  7W 0з  77 0 Sin  7f 0).







- 2 -

Алгоритмы счисления ИКВ-1:

 7( 0t
¦ 7!
¦V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) +  72 0 a 4x 5к 7 7 0 dt,
¦ 71
¦t 4o
 7*
¦t
¦ 7!
¦V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) +  72 0 a 4y 5к 7 7 0 dt,
¦ 71
 79 0t 4o

причем вследствие ориентации оси OY(O 7h 0) ГСП на север и за счет компен-
сации кажущегося азимутального ухода, с момента включения рабочего ре-
жима ИКВ алгоритмы счисления приобретают вид:

 7( 0 t
¦  7!W
¦V 4x 0 = W 4x  0=  72 0 a 4x 5к 7 7 0 dt - V 4x 0,
¦  71
¦  5o
 7*
¦ t
¦  7!
¦V 4y 0 = W 4y  0=  72 0 a 4y 5к 7 7 0 dt,
¦  71
 79 0  5o
где W 4x,y 0 - путевые скорости (соответственно восточная и северная);
 7W
V 4x 0 - линейная скорость вращения Земли на широте расположенияЛА
 7 W
(V 4x 0 =  7W 0з  77 0 Rз  77 0 Cos  7f 0).Эта скорость направлена на востокипоэтому
участвует в формировании только восточной компоненты путевой скорости.
ИКВ-1 состоит из следующих элементов:
1) КВ-1 - инерциальная курсовертикаль, основная компонента ИКВ-1;
2) БУГ-14 - блок усилителей гиродатчика;


- 3 -

3) БК-20- блок коррекции,содержит блоки интегрирования,магнитной
коррекции и другие узлы;
4) ПНД-1 - пульт ввода начальных данных (вместо ПНД-1 может устанавли-
ваться пульт ПУ-38, как в системе Гребень-1);
5) КМ-2 - коррекционный механизм;
6) ИД-6 - индукционный датчик магнитного курса.
Основным элементом ИКВ является курсовертикаль КВ-1 (рис. 15.10).
Курсовертикаль КВ-1 представляет собой трехосный гиростабилизаторси-
лового типа.На стабилизированной платформе СП (рис. 15.10) укреплены
три двухстепенных гироскопа 1Г, 2Г, 3Г (гироблоки типа ГБ-6) и три ма-
ятниковых акселерометра 1А, 2А, 3А (датчики акселерометра типа ДА-3).
Гиромоторы гироскоповпредставляютсобойсинхронныедвигатели
гистерезисного типа.Каждыйгироскопимеет индукционный датчик угла
прецессии ДУ (1ДУ,2ДУ, 3ДУ) и магнитоэлектрический датчик момента ДМ
постоянного тока(1ДМ,2ДМ,3ДМ).СП с помощью цапф установлена во
внутренней раме крена ВРК,которая крепится в раме тангажа РТ, а пос-
ледняя - в наружной раме (внешней) крена НРК,что обеспечивает "невы-
биваемость" курсовертикали при эволюциях ЛА.Ось НРК совпадает с про-
дольной осью самолета X1, то есть с направлением полета. В рабочем по-
ложении оси РТ и ВРК - горизонтальны, а ось СП - вертикальна (геодези-
ческая вертикаль).
Гироскопы 1Г,2Г совместно с акселерометрами 1А, 2А, усилителями
и блокамиинтеграторов,атакжес разгрузочными (стабилизирующими)
двигателями РД1, РД2 обеспечивают стабилизацию платформы СП в горизон-
тальной плоскости.
Гироскоп Г3 совместно с разгрузочным двигателем РД3 стабилизирует
положение СП в азимуте.В качестве двигателей РД1, РД2, РД3 использу-
ются безредукторные датчики момента типа ДМ-10, ДМ-3.
Сигналы крена,тангажа и курса снимаются соответственно с синус-
но-косинусных вращающихся трансформаторов СКТ- 7g 0, СКТ- 7q 0, СКТ- 7j 0.
Режимы работыИКВ-1подразделяютсяна  _настроечные . (выставка) и
 _рабочие ..
1.  _Режимывыставки . - включают этап ускоренной (УВ) и точной (ТВ)
выставки. По окончании выставки ГСП устанавливается в плоскость истин-
ного горизонтасазимутальной ориентировкой на географический север.
Кроме этого,по окончании ТВпроисходитзапоминаниеикомпенсация
дрейфов ГСП по всем осям.
2.  _Рабочие режимы . - определяются применяемым видом коррекции (го-


- 4 -

ризонтирования) ГСП и подразделяются на:
- режим интегральной коррекции (ИК) - основной;
- режим радиальной коррекции (РК) - вспомогательный.
При РК горизонтальность ГСП обеспечивается работой системы управ-
ления сиспользованием сигналов компонент путевой скорости,а при РК
датчиками горизонтальности являются сами горизонтальные акселерометры.
Механизм ИКзаключается в следующем.С помощью гироскопов к ГСП
прикладывается момент,заставляющийеепрецессироватьвдогонкуза
местным горизонтом.То есть ИК фактически компенсирует кажущийся уход
ГСП из-за движения ЛА. Величина кажущегося ухода определяется как W/R,
М 4корр
а угловая скорость прецессии как----------. Полагая, что cos 7 b ~ 0 1 и
Н 7 7 0 cos 7 b
приравнивая кажущееся и принудительное вращение ГСП, получим выражение
для потребного корректирующего момента:
H
М 4корр 0 = --- 7 7 0 W.
R
Множитель H/Rестьфактическикоэффициентусиления сигнала путевой
скорости в тракте коррекции.Численное равенствоэтогокоэффициента
отношению H/Rявляется так называемым  _условием балистической невозму-
 _щаемости . платформы. То есть ГСП при горизонтировании ее по сигналу пу-
тевой скорости оказывается невозмущаемой ускорениями. При РК и наличии
ускорений ГСП устанавливается по кажущемуся, а не по местному истинно-
му горизонту.Термин"ИК" объясняется тем,что для горизонтирования
применяется интеграл от сигнала акселерометра.
Вне зависимости от вида рабочего режима, курсовой канал ИКВ функ-
ционирует в одном из своих режимов:
- "ГПК";
- "МК".
В "ГПК" потребителям выдается ортодромический (при горизонтирова-
нии от ИК) или магнитный (при горизонтировании ГСП от РК) курс.
В режиме"МК" потребители получают магнитный или (при учете маг-
нитного склонения) географический курс.






- 5 -

 22 0. _ 2 Режимы начальной выставки ИКВ - УВ иТВ
(Рис. 15.10, 15.11)

Задачей начальной выставки является азимутальная и горизонтальная
выставка гироплатформы.В азимуте платформа (акселерометр 2А нарис.
15.10) ориентируется в направлении "географический север-юг",а в го-
ризонтальной плоскости, - так, чтобы вертикальная ось платформы (аксе-
лерометр 3А на рис. 15.10) установилась по геодезической вертикали.
Начальная выставка системы производится в режиме настройки, зада-
ваемом установкойпереключателя "Работа-настройка" на ПНД в положение
"Настройка" (на рис. 15.10 не показано). Выставка, как уже ранее отме-
чалось, проходит в два этапа:
- этап УВ платформы в горизонт и в азимуте;
- этап ТВ платформы в горизонт, в азимуте и запоминание собствен-
ных дрейфов гироплатформы.
Переход от УВ к ТВ происходит автоматически.Момент переключения
к ТВ определяется по вхождению в синхронизмгистерезисныхдвигателей
гиромоторов курсовертикали(неболее трех минут с начала включения).
Настройка ИКВ производится в зависимости от условий подготовки самоле-
та в варианте 15-минутной или 5-минутной выставки. 15-минутная выстав-
ка предпочтительнее,так как позволяетболееточногоризонтировать
платформу и,главное, определить и запомнить собственные дрейфы плат-
формы. Ниже будет рассмотрена полная 15-минутная выставка.
 _Этап УВ .(рис.15.10).При УВ для  _быстрого . приведения платформы
 _вгоризонт . используется принцип ее электрического арретированияотно-
сительно корпусакурсовертикали КВ-1.Очевидно,что чувствительными
элементами здесь являются СКТ - датчики тангажа и крена, сигналы кото-
рых пропорциональныугламотклонения платформы от нулевого положения
относительно корпуса КВ-1.Эти сигналы поступают через фильтры стаби-
лизации и усилители на двигатели разгрузки РД1,РД4. Двигатели разво-
рачивают платформу относительно тангажной и креновой осей до обнуления
сигналов соответствующих СКТ - датчиков. Гироскопы платформы (1Г  7_ 0 3Г)
в данном случае процессу арретированияпрактическинепрепятствуют,
так как их кинетические моменты еще не достигли номинального значения.
Внутренняя рама крена на этапе УВ работает в режимеслеженияза
РТ. Поокончанииарретирования платформа устанавливается в плоскости
крыльев самолета,что достаточно близко к плоскости местного горизон-
та, так как самолет обычно находится на ровной, горизонтальной площад-


- 6 -

ке. Сложнее обстоит дело с азимутальной ориентировкойплатформы.Так
как самолет занимает на стоянке произвольное положение,то перед ази-
мутальной выставкой платформы необходимо сначала узнать его стояночный
курс (азимут) и только затем разворачивать платформу относительно кор-
пуса КВ-1.
Стояночный курсможет быть определен одним из из следующих мето-
дов:
1) неавтономные:
- визированием с помощью теодолита ( 7j  0географический);
- визированием теодолитом с буссолью ( 7j 0 магнитный);
- установка самолета по наземной разведке с известным курсом;
2) полуавтономные:визированием с помощью бортового прицела угла
между направлением на ориентир и линией наземной разметки сизвестным
азимутом, точно направленной на ориентир;
3) автономные:использованием информации от бортового индукцион-
ного датчика магнитного поля Земли ИД.
Наиболее точно азимут самолета определяется при визировании и на-
именее точно-сиспользованием ИД,однако выставка от ИД наиболее
проста, нетрудоемка и является единственно возможной на неподготовлен-
ных аэродромах.
Если азимутальная выставка выполняется от ИД, то для ориентировки
платформы нагеографическийсевер необходимо в КМ-2 ввести магнитное
склонение. Суммирование значений магнитного курса и склонения при этом
выполнится в коррекционном механизме КМ-2 (на СКТ М3). Основным недос-
татком выставки от ИД является пониженная точность выставки из-за име-
ющейся "несписанной"девиациии воздействия на ИД полей значительных
ферромагнитных масс в районе стоянки самолета.
Вид азимутальной выставки выбираетсяпереключателемнаПНД
"ЗК-ГПК - МК". При установке переключателя в положение "ЗК" значение
 7j 4зк 0 вводится в КМ-2 кремальерой магнитного склонения (на СКТ М2). Если
переключатель в положении "МК",то стояночный курс ЛА определяетсяс
использованием ИД,нов этом случае для формирования географического
курса необходимо ввести в КМ-2 кремальерой значение магнитного склоне-
ния.
После ввода стояночного курса ЛА одним из перечисленныхспособов
статорные обмоткиСКТ - датчика курса курсовертикали КВ-1 подсоединя-
ются к статорным обмоткам СКТ - приемника механизма КМ-2 (СКТМ2или
СКТ М3). В результате на роторных обмотках СКТ КМ-2 формируется сигнал


- 7 -

рассогласования текущего азимутального положения платформы истояноч-
ного курса ЛА.Этот сигнал поступает на соответствующий фильтр и уси-
литель стабилизации третьего разгрузочного двигателя. Двигатель разво-
рачивает гироплатформувместесротором СКТ-датчика курса в сторону
согласования. По окончании согласования ось чувствительности акселеро-
метра 2Аориентированапо линии "Север-Юг".Очевидно,что точность
ориентировки существенно зависит (помимо другихпричин)отточности
ввода стояночного курса 7 j 4зк 0 или магнитного склонения 7 D 0М.
Дополнительные ошибки в работе системы выставки могутвызываться
продольными колебаниями оси ЛА.Поэтому во время выставки на самолете
не рекомендуется выполнять работы по заправке топливом и подвескебо-
еприпасов.
 _Этап ТВ . (рис.15.11) - начинается не позднее 3-х минут от начала
включения ИКВ.Сигналыгоризонтальных акселерометров поступают через
усилители на датчики моментов 1ДМ и 2ДМ.Приложенные к гироскопам мо-
менты вызываютпрецессию гироскопов  _вместе с платформой . и установлен-
ными на ней акселерометрами в сторону уменьшениясигналовпоследних.
При этом для устранения статической ошибки установки платформы в гори-
зонт, сигналы акселерометров дополнительно интегрируются и потом также
подаются насоответствующиеусилители датчиков моментов гироскопов и
далее на сами датчики моментов 1ДМ и 2ДМ.В установившемся режиме ра-
боты сигналы,поступающиенаусилители1УДМ и 2УДМ пропорциональны
сумме прямых сигналов от акселерометров,соответствующих проекций уг-
ловой скоростисуточного вращения Земли на оси акселерометров ( 7Wx 0=0
и  7Wh 0 =  7W7 0cos  7f 0) и сигналов от интеграторов 1БИ и2БИсоответственно.
Интеграторы вустановившемсярежиме (в последней стадии ТВ) выставки
будут выдавать сигналы,пропорциональныесреднимзначениямтекущих
дрейфов платформы по соответствующим осям.Только в этом случае обес-
печивается численное равенство вредных моментов противодействующим мо-
ментам 1ДМ 7 _ 0 3ДМ и таким образом горизонтальность ГСП. Процесс выявле-
ния и осреднения значений дрейфов достаточно длительный и поэтому вре-
мени на ТВ требуется гораздо больше,чем для УВ (до 10 7 _ 0 12 минут).
В канале курса при ТВ на вход усилителя коррекции поступаетсиг-
нал рассогласования 7Dj 0 между СКТ-датчиком курса курсовертикали КВ-1 и
СКТ-приемником коррекционного механизма КМ-2. Этот сигнал после усиле-
ния в усилителе коррекции УК поступает на 3ДМ азимутального гироскопа.
Кроме того,усиленный в УК сигнал  7Dj 0,подается такженаинтегратор
3БИ, а после интегратора, - в сумме с сигналом вертикальной составляю-


- 8 -

щей суточного вращения Земли (от ПНД),- на усилитель 3УДМ.От3УДМ
 7z
усиленные сигналы 7 W 4зв  0=  7W7 0sin  7f 0 и интеграла от  7Dj 0( 7w 4др 0) также как и по-
зиционный сигнал 7Dj 0 поступают на 3ДМ гироскопа 3Г.Учет интеграла от
 7Dj 0 уменьшает статическую ошибку азимутальной выставки.
По окончаниипереходногопроцесса на выходном потенциометре 3БИ
запоминается среднее значение дрейфа платформыповертикальнойоси.
 7z
Сигнал запомненного дрейфа  7w 4др 0 в дальнейшем ( _в рабочемрежиме .)будет
постоянно поступатьна3УДМидалее на 3ДМ,компенсируя тем самым
собственный азимутальный дрейф платформы. Причем значение этого сигна-
 7z
ла ( 7w 4др 0) на выходе 3БИ до следующей настройки меняться небудет,так
как входинтегратора 3БИ в рабочем режиме отключается.Наружная рама
крена в режиме ТВ работает в режиме слежения за внутренней рамойкре-
на. Завершение этапа ТВ сигнализируется лампочкой "Готов" на ПНД.
Рассмотренная настройка ИКВ (15-минутная) выполняется с подключе-
нием к самолету пульта настройки и контроля ИКВ, - ПНК-3. Пульт позво-
ляет контролировать прохождение этапов УВ и ТВ,а также определятьи
запоминать значения собственных дрейфов ГСП (отображаются на счетчиках
ПНК-3). Запомненные в пульте дрейфы ГСП могут быть введены вИКВпри
последующих включениях.В этом случае отпадает необходимость в полной
15-минутной выставке. Следует, однако, помнить, что дрейф - случайная,
медленно изменяющаясявеличинаболееили менее постоянная в течение
7 7_ 010 дней или 3 7 _ 0 4 летных смен. По истечении указанного срока необ-
ходимо вновь выполнять полную 15-минутную выставку. На практике в про-
межутках между полными выставками проводят 5-минутныесподключением
для вводазначений дрейфов пульта ПНК-3.Для ускорения процессов при
5-минутной выставке последняяпроводитсяпривключеннойрадиальной
коррекции. Послевыставки переключатель РК на ПНД вновь устанавливают
в положение "Откл".Следует отметить, что качество азимутальной и го-
ризонтальной выставкиплатформысущественновлияет на точность ИКВ.
Наибольшее влияние на точность оказывают нескомпенсированныегоризон-
тальные дрейфы,погрешности азимутальной выставки и горизонтирования.
Погрешности из-за нескомпенсированного азимутального дрейфа значитель-
но меньше.




- 9 -

 23.  _Рабочие режимы ИКВ
(рис. 15.12)

Выше было указано, что рабочие режимы ИКВ определяются видом кор-
рекции платформы - интегральной (ИК) или радиальной (РК). При установ-
ке переключателя на ПНД "РК - откл." в положение "откл." ИКВработает
в режиме ИК,а в положении "РК" включается режим "РК". Режим ИК явля-
ется основным,а РК - вспомогательным,включаемым автоматическипри
загораниилампочки"Отказ" на ПНД.Возможно и ручное включение РК -
при появлении больших погрешностей выдаче сигналов 7 g  0и  7q 0.Необходимое
условие использования РК - прямолинейный равномерный полет.Это усло-
вие объясняется тем, что акселерометры при Рк являются датчиками гори-
зонтальности платформы и,следовательно, не должны испытывать ускоре-
ния от негравитационных сил.Выдача ИКВ сигналов W 4x,y 0 при переходек
РКпрекращается.Во всех случаях включения РК (ручного или автомати-
ческого) ИКВ независимо от выбранного режима курсовогоканала("ГПК"
или"МК")выдаетмагнитный или географический (при введении на КМ-2
магнитного склонения) курс. Функционирование ИКВ в рабочих режимах оп-
ределяется совместным действием трех систем:
1) системы измерения  7j 0, 7 g 0, 7 q 0;
2) системы силовой гиростабилизации платформы;
3) системы управления платформой (коррекции).
Первые двесистемы и в ИК и в РК работают одинаково,управление
же платформой при переходе от ИК к РК несколько видоизменяется.Расс-
мотрим работу указанных систем.

1.  _Система измерения  7j 0, 7 g 0, 7 q 0.
а)  _Измерение 7 j . 0 - при рысканиях самолета вместе с последнимпово-
рачиваются в горизонтальной плоскости НРК,рама тангажа и ВРК.Закреп-
ленный на ВРК статор СКТ-курса повернется относительно ротора,жестко
связанногосвертикальной осью платформы.В результате СКТ- 7j 0 выдает
сигнал ортодромического (так как платформа корректируется в азимуте на
 7W 4з 77 0sin 7f 0 (курса,который через блок гиромагнитной коррекции БГМК блока
БК-20 поступает потребителям. Так работает канал в режиме "ГПК" (зада-
ется на ПНД).При радиальной коррекции платформы или работе курсового
канала в режиме "МК" (задается на ПНД переключателем "ЗК-ГПК-МК") БГМК
отключаетсяот курсовертикали КВ-1 и потребителям начинает выдаваться
значение магнитного (или географического) курса.Источникомкурсовой


- 10 -

информации в данном случае является датчик ИД-6.Для ускорения согла-
сования при переходе в режим "МК" дополнительно на 5 секунд нажимается
кнопка "Согласование" (установлена на ПНД).
б)  _Измерение 7 q . 0 - при отклонениях самолета по тангажу вместе с са-
молетом перемещается НРК с закрепленным на ней статоромСКТ- 7q 0.Ротор
СКТ- 7q 0 вместе с рамой тангажа (и платформой) остается в прежнем положе-
нии, поэтому СКТ- 7q 0 сразу выдает сигналы текущего 7 q 0, которые далее пос-
тупают потребителям.
в)  _Измерение 7 g . 0 - осуществляется в процессе управления НРК. Источ-
ником сигнала по 7 g 0 служит СКТ- 7g 0, размещенный на НРК. НРК, как уже было
отмечено ранее, обеспечивает невыбиваемость КВ-1 при маневрах самолета
(аналогично раме крена курсовертикали КВ-2Н системы СКВ-2Н).Управле-
ние НРК осуществляется в нормальном режиме и режиме вертикальногопо-
лета.
 _В нормальном режиме . (вне зоны вертикального маневра) при накрене-
ниисамолетазасчеттрения в подшипниках СКТ- 7g 0 вслед за самолетом
частично увлекается и сама НРК.НРК,в свою очередь, переместит раму
тангажа с закрепленным на последней статором СКТ- 7g 0 внутрен.В резуль-
тате на выходе СКТ- 7g 0 внутрен.появится сигнал,соответствующийуглу
"увлечения" НРК самолетом.Этот сигнал после усиления в усилителе УВР
подается через контакты К3 на разгрузочный двигатель РД4.РД4 возвра-
щает НРКвпрежнеегоризонтальноеположениеи только теперь ротор
СКТ- 7g 0 НРК (жестко связанный с самолетом) оказывается повернутымотно-
сительно статора точно на угол текущего крена. Процесс управления идет
достаточно быстро (особенно при малых углах тангажа) и поэтомупотре-
бители практически сразу получают сигналы истинного текущего крена.
 _В режиме вертикального маневра .чувствительностьСКТ- 7g 0внутрен.
снижается (см. аналогичный режим для СКВ-2Н), управление НРК становит-
ся вялым и поэтому в зоне углов тангажа ¦ 7q 0¦ = 90  7+ 0 5 5о 0управлениеНРК
производится через контакты К3 непосредственно от сигналов СКТ- 7g 0 самой
НРК. Переключению контактов К3 в момент входа в зону вертикального ма-
невра предшествует искусственный переворот НРК на 180 5о 0, что необходимо
для изменения показаний курса на 180 5о 0 (полетвобратнуюсторону)и
сохранения правильнойполярности отсчета угла тангажа.При выходе из
зоны ¦ 7q 0¦ = 90  7+ 0 5 5о 0 снимается команда "переворот рамы" и К3устанавли-
ваются в прежнее положение.
Измерение углов  7j 0, 7 g 0, 7  0и  7q 0 будет правильным лишь в случае постоян-
ной ориентированности платформы по осям 7 xhz 0,что обеспечивают системы


- 11 -

силовой гиростабилизации и управления платформой.

2)  _Системасиловойгиростабилизации .-разгружает платформу от
всех внешних возмущений (моментов) по каждой из осей стабилизации -  7x 0,
 7h 0 и  7z 0.Каждый канал стабилизации включает гироскоп,его датчик угла,
усилитель и разгрузочный двигатель.Системы каналов курса и крена до-
полнительно имеют общий преобразователь координат ПК.ПК обеспечивает
правильную коммутацию и изменение сигналов датчиков угла каналов крена
и тангажа при разворотах самолета по курсу. Делать это необходимо, так
как при разворотах изменяется взаимное расположение осейразгрузочных
двигателей и осей датчиков угла. Работу гиростабилизации рассмотрим на
примере канала тангажа (функционирование другихканалованалогично).
Пустьприотклоненияхсамолетапо тангажу за счет трения в СКТ- 7g 0 к
платформе прикладывается момент, стремящийся повернуть ее вслед за са-
молетом (вокруг оси 7 h 0).Однако смещения платформы не произойдет,так
как возмущающему моменту (трения в данном случае)сразужепротиво-
действует момент гироскопа 1Г. При этом "сопротивление" гироскопа, ес-
тественно,сопровождается прецессией его главной оси.Этапрецессия
регистрируется датчиком угла 1ДУ,сигнал с которого затем усиливается
предварительным усилителем в КВ-1 и через преобразователь ПК поступает
на основной усилитель стабилизации 1УС. Усилитель 1УС включает в рабо-
ту двигатель разгрузки РД1, который развивает момент, встречный возму-
щающему.При равенстве этих моментов прецессия гироскопа 1Г прекраща-
ется и далее его ротор остается повернутым нанекоторыйугол.После
исчезновения внешнего возмущающего момента разгрузочного двигателя РД1
вызовет обратную прецессию гироскопа 1Г, которая будет продолжаться до
возвращенияротора1Гв исходное положение.Рассмотренные процессы
достаточно быстрые,поэтому роторы гироскопов поворачиваются лишьна
незначительные углы (доли и единицы градуса).

3)  _Система управления платформой . - как ипредыдущаясистема,-
трехканальная и обеспечивает ориентацию платформы по осям  7x 0,  7h 0,  7z 0.
 _Управление платформой в азимуте . в режимеИКиРКпроизводится
одинаково. Исполнительныйэлемент азимутального управления - гироскоп
3Г (в других каналах соответственно 1Г и 2Г). При появлении напряжения
на датчике момента 3ДМ этого гироскопа,последний прецессирует в ази-
муте вместе с гироплатформой. В обоих рабочих режимах на 3ДМ  _постоянно
подается от усилителя 3УДМ сигнал, пропорциональный сумме вертикальной


- 12 -

составляющей суточного вращения Земли (от ПНД) исобственногоазиму-
тального дрейфа платформы 7 wz 0 (от 3БИ).Таким образом, платформа в те-
чение всего полета как бы "следит" за направлениемнагеографический
север. Следует подчеркнуть,что вход интегратора вертикального канала
3БИ в рабочих режимах отключен и поэтому на его выходе постоянноиме-
ется одинитотже сигнал  7wz 0 собственного азимутального дрейфа (см.
режим ТВ). То есть система ИКВ не определяет вертикальную составляющую
скорости.Акселерометр вертикального канала 3А используетсявовсех
режимахтолько для оценки вертикальной перегрузки (по значению верти-
кального ускорения, измеряемого 3А).
 _Управление платформой в горизонтальных каналах . определяет вид ос-
новного режимаработы ИКВ - ИК или РК.Для  _ИК . на усилители УДМ гори-
зонтального канала подаются сигналы от интеграторов БИ, пропорциональ-
ные составляющимпутевой скорости W 4x 0(W 7x 0) и W 4y 0(W 7h 0).На усилитель 1УДМ
дополнительно поступает сигнал  7W 0з 77 0сos  7f 0 длякомпенсациикажущегося
ухода платформывгоризонте из-за вращения Земли (восточная горизон-
тальная составляющая  7W 0з равна нулю).Датчики моментов 1ДМ и 2ДМ прик-
ладывают к своим гироскопам моменты,вызывающие прецессию платформы к
плоскости местного горизонта с угловыми скоростями:
W 7h
 7w 5п 7x 0 = - -----;
R

W 7x
 7w 5п 7h  0= ----- +  7W7 0cos  7f 0.
R

Здесь следует заметить, что на выходах интеграторов 1БИ и 2БИ по-
мимо значений путевой скорости постоянно присутствуют сигналыдрейфов
 7wx 0 и  7wh 0,запомненные в ИКВ при 15-минутной выставке. Эти сигналы, по-
падая в конечном счете на 1ДМ и 2ДМ, компенсируют моменты от собствен-
ных горизонтальных дрейфов платформы.
То есть сигналы дрейфа  7wx 0 и  7wh 0 на датчиках 1ДМ и 2ДМ вызываютне
прецессию платформы,а лишь компенсируют моменты собственных горизон-
 7z
тальных дрейфов(в азимутальном канале компенсация  7w 4др 0 при управлении
платформой аналогична).Одновременно с формированием сигналов коррек-
ции 1БИ и 2БИ выдают сигналы W 7x 0 и W 7h 0.  _При включении режима РК . перебра-


- 13 -

сываются контакты К1 и К2 и усилители 1УДМ и 2УДМ отключаютсяотин-
теграторов 1БИи2БИ.Вместо сигналов от БИ на 1УДМ и 2УДМ подаются
соответственно усиленные сигналы акселерометров1Аи2А.Вданном
случае акселерометры выполняют роль датчиков горизонтального положения
платформы и поэтому,естественно, РК можно включать только в прямоли-
нейном равномерномполете.Выдачапотребителям сигналов W 7x 0 и W 7h 0 при
переходе к РК прекращается, что, однако, практически не вызывает нару-
шений вработенавигационного комплекса.Последнее объясняется тем,
что из-за очень низкой точности измерения составляющих скорости,сис-
тема ИКВкакдатчик скорости в составе комплекса используется только
при крайнем аварийном состоянии комплекса - отказе (по степени важнос-
ти) РСБН,СВС и ДИСС. Таким образом, основное назначение ИКВ на само-
лете - работа в качестве точной курсовертикали.
 3ТЕМА N 15НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

 3ЗАНЯТИЕ N 4 0 (2 часа)

 31.  _Общие сведения о навигационном комплексе типа СН-29

 2СН-29 0 устанавливается на базовом самолете, является чисто навига-
ционным комплексом и  _ 2обеспечивает . 0:
1. счисление геодезических координат ЛА вавтономныхрежимахс
коррекцией по наземным радиоориентирам;
2. выдачу в пилотажные и прицельные системы значений трех состав-
ляющих абсолютнойлинейнойскорости(поосям гиростабилизированной
платформы);
3. выдачу потребителям и на индикацию:
- углов крена и тангажа;
- курса - гироскопического 7 j 4г 0, приведенного  7j 4пр 0 ( 7j 4пр 0 - это факти-
чески  7j 4орт 0. Более подробно формирование  7j 4пр 0 будет рассмотрено в 6 воп-
росе), заданного  7j 4задан 0 и истинного  7j 4ист 0;
- абсолютной барометрической H 4абс  0 и относительной высоты Н 4отн 0,
- истинной V 4ист 0, приборной скорости V 4пр 0 и числа М;
- азимута А 4р 0, дальности Д 4р 0 до радиомаяка, путевого угла П и даль-
ности Д до промежуточного пункта маршрута ППМ;
- отклонения от заданной высоты  7D 0H=(H-H 4абс.зад 0) и от равносигналь-
ных зон посадочных маяков  7e 4к 0,  7e 4г 0.

 _ 2В состав комплекса СН-29 входят . 4  0(рис.1):
1. информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК-80,
2. система СВС-II-72-3,
3. блок коммутации БК-55,
4. цифровая радиотехническая система ближней навигации ипосадки
А-323 (с вычислителем, щитком управления и пультом ввода прог-
рамм) изсоставабортовогорадионавигационного оборудования
(БРНО).

Возможности комплекса СН-29характеризуютсяследующимиданными
(табл.1 и табл.2):

Таблица 1
---------------T-------------------------------T------------T--------¬
¦Подготовка¦ Способ начальной выставки ¦Погрешность,¦ Время, ¦
¦ к полету ¦ в азимуте ¦ град¦мин ¦
+--------------+-------------------------------+------------+--------+
¦1) ускоренная ¦ по индукционному датчику¦1.2¦ 3¦
+--------------+-------------------------------+------------+--------+
¦2) нормальная ¦по известному стояночному курсу¦0.3¦ 10-15¦
L--------------+-------------------------------+------------+---------






- 2 -

Таблица 2
---------------------T-----------------------T-----------------------¬
¦ Погрешность ¦ Ускоренная подготовка ¦ Нормальная подготовка ¦
+--------------------+-----------------------+-----------------------+
¦1)  _определение координат самолета ., к즦
¦а) автономный режим0.045 S8 (за 1 час)¦
¦б) радиокоррекция ¦0.004D+0.3¦
¦ ¦¦
¦2)  _определение углов ., град. за 1 час ¦¦
¦а) крена и тангажа 1.0¦0.5¦
¦б) курса ¦1.2¦0.3¦
¦ ¦¦¦
¦3)  _уход в канале курса ., град. за 1 час ¦¦
¦а) истинного1.1¦0.5¦
¦б) приведенного¦1.5¦1.2¦
L--------------------+-----------------------+------------------------































Рис.1 Структурная схема комплекса навигации СН-29


- 3 -

 _ 2Комплекс СН-29 используется в трех режимах:
1. в режиме автономного инерционного счисления координат,
2. в режиме автономного воздушного счисления координат,
3. в режиме радиокоррекции координат,счисленныхвпервомили
втором режимах.
 2Во всех режимах непосредственное счисление выполняется в условной
 2геодезической системекоординат 0(сначалом в точке вылета и в левом
нижнем углу квадрата со сторонами около 4000 км). 2Счисленные геодези-
 2ческие координатывдальнейшем пересчитываются в линейные (в прямоу-
 2гольной системе координат) и затем в полярные (в полярной системеко-
 2ординат). Счисление,радиокоррекция и пересчеты координат выполняются
 2в вычислителе "А-323" 0. Упрощенные алгоритмы счисления и пересчета ана-
логичны рассмотренным в табл.1занятия 1.Дополнительные обозначения
при этом выглядят следующим образом:
1.  _в геодезической системе координат .:

 7D 0В 4n 0 = В 4n 0-В 4o 0; 7  0  7D 0L 4n 0 = L 4n 0-L 4o 0;
 7D 0В = В - В 4o 0; 7D 0L = L - L 4o 0;  7D 0В = В;  7D 0L = L,

где: "n" - номер соответствующего ППМ, аэродрома или радиомаяка;
B 4o 0 и 4  0L 4о 0 - соответственно широта и долгота начала сиcтемыкоорди-
нат.
2.  _в прямоугольной системе координат .:

У = R ( 7D 0В 4n 0- 7D 0В); Х 7  0= 7  0R ( 7D 0L 4n 7  0cosВ 4n 7  0- 7 D 0L 4n 7  0cosВ),

где: У и Х - соответственно "северная" и "восточная" линейные коорди-
наты;
R-радиус Земли в сумме с усредненной высотой полета.
3.  _в полярной системе координат .:

Д = Х 52 0 + У 52 0; П = Arctg Х/У,

где: Д - дальность до ППМ, аэродрома или радиомаяка;
П - путевой угол (равный в полете 4 7j 4задан 0).
 2Из всех перечисленных параметров летчику для самолетовождения вы-
 2даются только значения Д и П 0. Д и П отображаются на плановом навигаци-
онном приборе ПНП-72-12,трехцветном индикаторе прямого видения (ИПВ)
и индикаторе на лобовом стекле кабины (ИЛС).Координаты В,L,У и Х
находятся и обрабатываются только в вычислителе "А-323".
 2В боевых условиях основным режимом работы является режим автоном-
 2ного инерциального счисления с использованием комплекса ИК-ВК-80,а в
 2мирных - инерциальное счисление при включенной радиокоррекции.  0При от-
казе инерциальной части комплекса летчик переводит СН-29 в режим авто-
номного воздушногосчисления(с использованием системы СВС-II-72-3).
Таким образом можно сделать вывод, что основной составной частью СН-29
является комплекс ИК-ВК-80.



- 4 -

 32.  _Информационныйкомплекс вертикали и курса ИК-ВК-80 - назначе-
 _ 3ние, состав, основные технические данные, режимы работы ..

 _ИК-ВК-80 предназначен . для определения и выдачи потребителямзна-
чений:
- курса, крена, тангажа;
- 3-х составляющих абсолютной скорости ЛА.
 _Блок-схема комплекса изображена на рис.2.

























Рис.2Блок-схема комплекса ИК-ВК-80

 2Основными компонентамикомплекса являются инерциальные курсовер-
 2тикали - основная типа ИКВ-80-6 и резервная типа ИКВ-80-4 0.Инерциаль-
ные курсовертикали измеряют углы крена, тангажа, гироскопического кур-
са, а также 3 компоненты вектора абсолютногоускоренияЛА.Сходство
конструкций обеих ИКВ позволяет при необходимости устанавливать на са-
молет "основную" ИКВ-80-6 вместо "резервной" ИКВ-80-4.
Основу ИКВ составляет гиростабилизированная платформа с индикатор-
ной системой стабилизации и двумя 3-х степенными динамически настроен-
нымигироскопамисвнутреннимкардановымподвесом- гирофлексами
(ГВК).Каждый гироскоп работает с двумя датчиками угла и двумя датчи-
ками момента. При этом ось одного гироскопа горизонтальна, а другого -
вертикальна.Более подробно устройство и работа ИКВ будут рассмотрены
ниже, при изложении режимов работы ИК-ВК.


- 5 -

Большая часть элементов схем вычисления,усиления и преобразова-
ния расположена в блоке управления и связи типа БУС-3.
 _Помимо перечисленного, в состав ИК-ВК-80 входят .:
- БК-57 - блок контроля,- обеспечивает коммутацию сигналов ИКВ, а
также выдает потребителям разовые команды исправности ИКВ,
- ПШК-7 - пульт широтной коррекции,- формирует сигналы вертикаль-
ной составляющей угловой скорости вращения Земли,
- ИД-6 - индукционный датчик магнитного курса,
- ЗМС-3 - задатчик магнитного склонения,- служит для ввода в кур-
совой тракт ИК-ВК значений магнитного склонения и стояночного курса.
 _ 2Основные технические данные ИК-ВК-80:
1. время готовности:
- при ускоренной подготовке ___________________________ 3 мин;
- при нормальной подготовке _______________________ 10-15 мин.
2. погрешности выдачи углов (в зависимости от вида подготовки):
- курса ________________________________________ 0.3-1.2 град;,
- крена и тангажа ______________________________ 0.5-1.0 град.
3. уход истинного курса (в зависимости от вида подготовки):
____________________________________________ 0.5-1.1 град/час.
4. диапазон измерения ускорений 7  0___________________________  7+ 025g.
5. чувствительность акселерометров _____________________ 1 10 5-4 0g.
6. величина собственного дрейфа гироскопа (ГВК-6) - 0.5 град/час.
7. величинаостаточного(некомпенсируемого в полете и на земле)
собственного дрейфа __________________________ 0.011 град/час.
8. кинетический момент гироскопа (ГВК-6) ____________ 180 н см с.
9. тип системы стабилизации платформы _____________ индикаторная.
10. управление платформой в азимуте:
- при выставке ______________________________ корректируемая;
- в рабочих режимах ______________________________ свободная.
11. предельно допустимые угловые скорости перемещения:
- по оси X ____________________________________ 170 град/сек;
- по оси Y,Z __________________________________ 140 град/сек.
12. напряжения питания, потребляемые мощности:
- постоянное 27 В ___________________________________ 800 Вт;
- переменное 1-фазное 115 В и 3-фазное 36 В- _ 1500 В*А.
13. масса _____________________________________________.

 2Режимы работы ИК-ВК подразделяются на подготовительные (выставоч-
 2ные) и рабочие.
 _ 2Выставочные режимы . 0 представляют собой:
1. ускоренную выставку (УВ) в течение 3 мин;
2. нормальную выставку (НВ) в течение 10-12 мин;
3. режим повторного запуска (РПЗ) в течение 3 мин.
 _Каждый из перечисленных выставочных режимов включает 3 этапа выс-
 _тавки:
- ускоренной (ЭУВ),
- грубой (ЭГВ),
- точной (ЭТВ).


- 6 -

ЭТВ, в свою очередь,состоит из этапа точной аналоговой (ЭТАВ) и
этапа точной цифровой выставки (ЭТЦВ).
В зависимостиотвида выставки этапы отличаются временем и объ-
емом решаемых задач.
 _ 2Рабочие режимы . 0взависимости от канала комплекса подразделяются
на следующие:
1. для горизонтальных каналов (крен, тангаж):
- интегральная коррекция платформы (ИК);
- радиальная коррекция платформы (РК).
2. для курсового канала:
- гирополукомпаса (ГПК);
- магнитная коррекция (МК);
- коррекция от задатчика стояночного курса (его роль выполняет
ЗМС-3);
- коррекция от внешнего источника курсовой стояночной информа-
ции (от БЦВМ).
 2При подачепитанияв ИК-ВК автоматически включаются выставочные
 2режимы. По окончании выставки комплекс также автоматически переводится
 2в рабочийрежим.Приэтом горизонтальные каналы начинают работать в
 2режиме интегральной коррекции,а курсовой канал - в режимегирополу-
 2компаса. Переход к радиальной и магнитной коррекции происходит автома-
 2тически - при отказе трактаинтегрированиясигналовакселерометров.
 2"МК" помимо этого можно выключить и вручную.
Работу ИК-ВК-80 рассмотрим по функциональной схеме (рис.3).



 33.  _Режимы подготовки (выставки). Ускоренная выставка ..

Выставка ИК-ВК выполняется одновременно сподготовкойкомплекса
СН-29 к полету и фактически определяет время готовности СН-29. Начина-
ется выставка при установке переключателя ИК-ВК"Работа-Подготовка" в
положение "Подготовка".Приускореннойвыставке платформы обеих ИКВ
устанавливаются:
1. в горизонте - в плоскостьистинногогоризонта;
2. в азимуте:
- у основной ИКВ - по продольной оси самолета;
- у запасной ИКВ - на 315 5о 0 от продольной оси самолета.
Таким образом, 7  0у основной ИКВ продольная ось О 7  0 и ориентированный
по ней акселерометр "1А" будут направлены по продольной оси самолета,а
поперечная ось О 7h  0вместе с акселерометром "2А" - в сторону левого полу-
крыла. Вертикальная ось О 7z  0устанавливается на геодезической вертикали.
В режиме нормальной выставки,кроме того, происходит запоминание
и компенсация собственных дрейфов платформ по всем трем осям.

 _ 2Ускоренная выставка . 0 (рис.3)  2включает 0,как отмечалось ранее, 2три
 2этапа. Выставкадлится не более 3 мин.По окончании выставки ИК-ВК в
 2составе СН-29 может использоваться толькокакизмерительпространс-


- 7 -
















































Рис.3Функциональная схема ИК-ВК-80


- 8 -

 2твенных углов (курса,крена,тангажа) и ускорений самолета.  0То есть,
СН-29 в данном случае сможет выполнять лишь воздушное счисление коорди-
нат поинформации от СВС-II-72-3 (возможность радиокоррекции сохраня-
ется). Рассмотрим этапы выставки.

 _Этап ускоренной выставки (ЭУВ) . - длится 30 сек и предназначен для
установки платформы по горизонтальным строительным осям самолета, ког-
да крен и тангаж принимают нулевые значения.
При подачепитания в схеме ИК-ВК происходят необходимые для выс-
тавки переключения (на рис.3 не показано),в результатекоторыхСКТ
кренаподключаетсячерезусилитель"УВР"к двигателю стабилизации
"4ДС",а СКТ тангажа - через усилитель "1УС" - к двигателю стабилиза-
ции"1ДС".Двигатели вступают в работу и устанавливают наружную раму
крена (НРК) и раму тангажа (РТ) в плоскость крыльев самолета.
Одновременно сотработкойНРКиРТтакже происходит вращение
внутренней рамы крена (ВРК) вместе с гироплатформой. Для этого по сиг-
налу СКТ 7g 4внутр 0, усиленному в "2УС", двигатель "2ДС" устанавливаетВРК
перпендикулярно плоскости НРК и РТ. Гироплатформа при этом оказывается
в плоскости НРК и РТ.
В канале курса во время ЭУВ осуществляется разворот платформыдо
установкипродольнойоси платформы О по продольной оси самолета ОХ1.
Для этого сигнал для разворота снимается с СКТкурса,усиливаетсяв
"3УС" и подается на двигатель "3ДС".По окончании поворота сигнал ги-
роскопического курса с СКТ курса равен нулю.
Через 3-5 секунд после включения ИК-ВК на гиромоторы подается по-
вышенное напряжения и начинается основной разгон гиромоторов,который
заканчивается через 60 секунд,уже на этапе грубой выставки.

 _Этап грубойвыставки(ЭГВ) . включается автоматически спустя при-
мерно 30 секунд от начала подачи питания в ИК-ВК идлитсяоколо1.5
минут,- дотехпор,покаГП не выставится в горизонт и в азимуте с
точностью порядка 10 угловых минут.ЭГВ характеризуется одновременным
включением вгоризонтальныхканалахсистем коррекции и индикаторной
гиростабилизации ГП,а в канале курса - систем горизонтальной коррек-
ции гироскопа"2Г"идальнейшегообнуления гироскопического курса.
Рассмотрим ЭГВ подробнее.  _В горизонтальных каналах . "основное" го-
ризонтирование осуществляется системой позиционной коррекции:сигналы
отакселерометра2А (1А) подаются в аналоговый интегратор 1АИ (2АИ),
работающий на ЭГВ как усилитель,и затем на импульсный усилитель дат-
чика момента 1ИУДМ (2ИУДМ). После усилителя сигнал поступает на датчик
момента 1ДМ (2ДМ), который развивает корректирующий момент.Появление
момента приводит к прецессии 1Г.Прецессионное движение кольца 1Г ре-
гистрируется датчиком угла 1ДУ (2ДУ) и, начиная с этого момента, всту-
пает вработу система индикаторной стабилизации ГП:сигнал 1ДУ (2ДУ)
после прохождения черезпреобразователькоординат"ПК"усиливается
усилителем 2УС(1УС)иподается далее на двигатель стабилизации 2ДС
(1ДС). Двигатель вступает в работу и начинаетВРКвместесГП(РТ
вместе сВРК и ГП) до исчезновения сигнала на выходе 1ДУ (2ДУ).Оче-


- 9 -

видно, что обнуление сигнала от 1ДУ (2ДУ) сопровождается также обнуле-
нием сигнала на выходе 2А (1А).
Следует отметить,что система индикаторной стабилизации врасс-
матриваемом и во всех остальных случаях может работать и самостоятель-
но. Последнее происходит при воздействии на ГП моментов,отличныхот
моментов 2ДС или 1ДС.В случае появления таких моментов ГП смещается,
и это сразу регистрируется датчиками 1Г 1ДУ или 2ДУ.По сигналам дат-
чиков углов включаются двигатели 2ДС или 1ДС, которые вновь возвращают
ГП в положение,при котором векторНгироскопа1Гперпендикулярен
плоскости ГП.
 _В курсовом канале . включается система "слежения" (коррекции) глав-
ной оси 2Г за плоскостью ГП.При нарушении параллельности оси 2Г и ГП
на выходе 2ДУ гироскопа 2Г появляется сигнал, который после усиления в
усилителе заданного положения УЗП поступает на 2ДМ.Датчикразвивает
момент,вызывающийпрецессию 2Г до установки главной оси в плоскость
ГП. Помимо коррекции, в канале курса продолжается разворот ГП в азиму-
те по продольной оси ЛА (т.е. обнуление гироскопического курса).
В отличиеот ЭУВ схема прохождения сигнала от СКТ курса изменена
и характеризуется большим коэффициентом усиления и вступлением в рабо-
ту схемы индикаторной стабилизации платформы в азимуте, что и позволя-
ет более точно установить ГП по продольной оси ЛА: 7  0СКТ 7j 6  03АИ 7  0(работа-
ет в данном случае как усилитель) 7 6  03УДМ 7 6  01ДМ 7 6 0 прецессия 2Г. Прецес-
сионное движение кольца 2Г регистрирунтсядатчикомугла1ДУ.Далее
сигнал этогодатчика усиливается в усилителе 3УС и подается на двига-
тель 3ДС.3ДС разворачивает ГП до обнуления сигнала на выходе 1ДУ ги-
роскопа 2Г.
Аналогично управлению в горизонтальных каналах,цепочка"1ДУ-
3УС -3ДС"системы азимутальной индикаторной стабилизации может быть
задействована и при смещении ГП в азимуте под действием внешнихвред-
ных моментов.
Характерной особенностьюЭГВявляется то,что ,начиная с этого
этапа вступает в работу основнаясистемауправлениянаружнойрамой
крена НРК.
Схема отработки НРК на ЭГВ и на всех последующих этапах и режимах
следующая:принарушении перпендикулярности между РТ и ВРК на выходе
СКТ внутреннего крена появляется сигнал.Данный сигнал усиливаетсяв
УВР и подается на 4ДС. Двигатель вступает в работу и перемещает НРК, а
вместе с ней и РТ до обнуления сигнала внутреннего крена.Так какРТ
через узлы подвеса ВРК связана с ГП и, следовательно, всегда находится
в плоскости ГП (а ВРК - перпендикулярна ГП), то и _ поперечная ось НРК .  7h
(ось СКТ тангажа - 1ДС) всегда должна находиться также в плоскости ГП.

Заключительной частьювсейУВявляется _этап точной аналоговой
 _выставки - ЭТАВ .,длящийся 60 секунд.На этом этапе продолжаетсябез
изменений работа всех систем,за исключением систем коррекции в гори-
зонтальных каналах,в которых возрастает коэффициент усиления прохож-
дения сигналов от горизонтальных акселерометров (увеличиваются коэффи-
циенты усиления сигнала 1АИ и 2АИ). Большее усиление сигнала приводит


- 10 -

к более точному горизонтированию ГП.ЭТАВ заканчивается автоматически
через 60 секунд,вслед за этим такжеавтоматическивключаетсяэтап
точной цифровой выставки - ЭТЦВ.

По окончанииУВ на правом горизонтальном щитке загорается транс-
порант "Ускор.готов".По этой команде ИК-ВК-80 можно переводить в ра-
бочийрежим,однако точностные характеристики комплекса в автономном
режиме инерциального счисления при такой3-х минутнойвыставкебудут
существенно хуже.



 Л(L)[+]
Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 05 - 2 часа

 _ 21. Нормальная выставка (НВ). Режим повторного запуска (РПЗ).

НВ - режим, состоящий из УВ и ЭТЦВ. Практически, если при загора-
нии транспаранта "Ускор.готов" переключатель ИК-ВК "Работа-Подготов-
ка" не был переведен в положение "Работа",то по окончании ЭТАВ авто-
матически начинаетсяЭТЦВ,продолжающийся10-12мин(до загорания
транспаранта "Готов навигация").Весь подготовительный режим в данном
случае будет являться режимом НВ.
 _Рассмотрим ЭТЦВ .. 5  0Характерными особенностями этапа являются:
- включениевовсех 3-х каналах интегропозиционной коррекции (с
использованием цифрового интегратора "ИЦ");
- определениеизапоминание дрейфа ГП по всем осям.В горизон-
тальных каналах дрейф фиксируется в виде сформировавшегося постоянного
сигнала на выходах соответствующих ИЦ, а в курсовом канале - на выходе
ИЦ основной ИКВ и на выходе специального запоминающего устройства "ЗУ"
(ЗУ фактически это тоже ИЦ).
Основной функциональный элемент схем ЭТЦВ -цифровойинтегратор
"ИЦ". Всвоюочередь,основой ИЦ является РСИ - реверсивный счетчик
импульсов, суммирующий приходящую на него последовательность импульсов
и выполняющий функцию собственно интегратора.
Схема интегральной коррекции каналов,напримердляпродольного
канала (ось О 7x 0) выглядит так: 2A 7 6 0 УA 7 6 0 ПНЧ2 (преобразователь напряже-
ние - частота) 7 6 0 РСИ 7 6 0 ПКЧ (преобразователь код - частота) 7 6 0 ФИ(фор-
мирователь импульсов)  76 0 ИУДМ  76 0 1ДМ гироскопа 1Г. Видно, что аналоговый
интегратор "АИ" из схемы коррекции исключен.
Позиционная частькоррекцииобеспечивается подключением в гори-
зонтальных каналах параллельно цепочке "РСИ-ПКЧ" специального усилите-
ля "МК" (модуль коррекции). Совместная интегральная и позиционная кор-
рекции обеспечивают хорошее качество переходных процессовиточность
горизонтирования ГП.При этом интегральная часть повышает точность, а
позиционная снижает время регулирования.Индикаторная стабилизация ГП
в горизонтальныхканалах и горизонтальная коррекция 2Г в канале курса
на этапе ТЦВ сохраняются без изменений.Схема интегропозиционной кор-
рекции вкурсовом канале похожа на одноименные схемы в горизонтальных
каналах: СКТ курса 7 6 0 3АИ (работает в режиме усиления)  76 0 3ПНЧ  76 0РСИ 76
ПКЧ  76 0ФИ  76 0 3ИУДМ  76 0 1ДМ гироскопа 2Г  76 0 прецессия 2Г и вступление в ра-


- 2 -

боту системы индикаторной стабилизации курса.Позиционная частькор-
рекции реализуетсяподключением параллельно цепочке "3ПНЧ  76 0 РСИ  76 0 ПКЧ
 76 0 ФИ  76 0 3ИУДМ" специального операционногоусилителя.Крометого,на
этапеТЦВосуществляетсякомпенсациякажущегося ухода гироскопа по
сигналу " 7W 0з 77 0sin( 7f 0)".Этот сигнал подается непосредственно на операци-
онный усилитель позиционной части коррекции.
ЭТЦВ (а, следовательно и вся "НВ") заканчивается, когда на входах
ИУДМ (или выходах интеграторов) каналов сформируется некоторый устано-
вившийся сигнал:
- 1ИУДМ: V 7h 5* 0 = - 7W 0з  77 0 Rз  77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Cos(Ao) + V 7h 4др;
- 2ИУДМ: V 7x 5* 0 =  7 W 0з  77 0 Rз  77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Sin(Ao) + V 7x 4др;
- 3ИУДМ: 7 wx 5* 0 =  7 W 0з  77 0 Sin( 7f 0) 7  0+  7wx 4др 0;

где: - V 7h 5* 0, V 7x 5* 0,  7wx 5* 0 - оценки скоростей ГП по соответствующим осям;
-  7W 0з 77 0Rз 77 0Cos( 7f 0) 77 0Cos(Ao),  7W 0з 77 0Cos( 7f 0) 77 0Sin(Ao)+V 4др 0 - скорости ГП отно-
сительно земли на каждой из осей;
- 7 f 0, Ao - широта и стояночный курс (азимут) в точке вылета;
- V 7h 4др 0, V 7x 4др 0,  7wx 4др 0 - составляющие дрейфа ГП по осям.

Составляющие дрейфа в дальнейшем, в рабочих режимах, используются
для гироскопической интегральной коррекции ГП.
Об окончании НВ свидетельствует загорание транспаранта "Навигация
готов", после чего переключатель ИК-ВК переводится в положение"Рабо-
та".

 _Режим повторного запуска (РПЗ)

Включается повторнымпереводомпереключателяИК-ВК в положение
"Подготовка". РПЗ возможен как на земле,так и в воздухе (последнее -
при горизонтальных ускорениях не более 0,1g).
Режим практически аналогичен УВ.Отличие в том, что по окончании
всех этаповвыставкиипереводе ИК-ВК в рабочий режим вместо интег-
ральной работает радиальная (позиционная) коррекция.Естественно, что
абсолютные скоростиЛА в данном случае комплексом ИК-ВК не измеряются
и потребителям не выдаются.





- 3 -

 _ 22. Рабочие режимы горизонтальных каналов

В рабочих режимах горизонтальных каналов функционируют системы:
- индикаторной гиростабилизации (ИГС);
- интегральной или радиальной коррекции (ИК или РК);
- измерения крена и тангажа.

Схемы ИГС сохраняются теми же, что и при выставке и поэтому расс-
матриваться не будут. Схемы коррекции по сравнению со схемами выставки
отличаются только отсутствием позиционной части при ИК.Переход от ИК
к РК производится автоматически при отказевтрактахинтегрирования
сигналовускорений и,следовательно,невозможности функционирования
ИК.Обязательным условием для РК является,естественно,равномерный
полет без ускорений (для ИК-ВК-80 ускорения не должны превышать 0,1g).
 _ 2ИК .. 0 В ИК-ВК для управления платформой (коррекции) в рассматривае-
мом режиме используются сигналы,пропорциональные горизонтальным сос-
тавляющим абсолютной линейной скорости:

t
 7!
V 7x 0 = V 7x 4o  0+  72 0 a 7x 0( 7t 0) 77 0d 7t 0 + V 7x 4др
 71
t 4o

t
 7!
V 7h 0 = V 7h 4o  0+  72 0 a 7h 0( 7t 0) 77 0d 7t 0 + V 7h 4др 0,
 71
t 4o

где V 7x 4o 0,V 7h 4o 0 - начальные значения скоростей в точке вылета (фак-
тически это относительные скорости ГП, рассмотренные выше).
Например, V 7x 0 =  7W 0з  77 0 Rз  77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Sin(Ao).
a 7x 0, a 7h 0 - сигналы ускорений от акселерометров;
V 7h 4др 0, V 7x 4др 0 - составляющие дрейфа.

Видно, что в уравнениях отсутствуют компенсационные члены,опре-
деляющие во многом погрешности акселерометра (см. занятие No 2).


- 4 -

Управление платформой с использованием приведенных упрощенных за-
висимостей приводит к ошибкам.Эти ошибки малосущественны для измере-
ния углов крена и тангажа, но имеют большое значение для решения задач
навигации. ВСН-29 большая часть погрешностей при определении коорди-
нат компенсируется ввычислителе"А-323".Поправки,вырабатываемые
вычислителем, учитываютнесферичностьЗемли,компенсационныечлены
уравнений акселерометров и среднюю высоту полета.В результате дости-
гается достаточно хорошая точность определения координат (см.табл. 2
4-го занятия).
ИК имеет отличия для основной и резервной ИКВ. В основной ИКВ для
управления платформой используетсяцифровоеинтегрированиесигналов
акселерометров, а для резервной ИКВ - аналоговое интегрирование.
Рассмотрим особенности управления (коррекции) для каждой ИКВ.
ОСНОВНАЯ ИКВ: сигналы акселерометров поступают на усилители аксе-
лерометров "УА" и далее черезпреобразовательнапряжение-частота
"ПНЧ" наосновной элемент цифрового интегратора - реверсивный счетчик
импульсов РСИ.С выхода РСИ сигнал в виде кода подается на преобразо-
ватель код- частота ПКЧ и далее,через формирователь импульсов ФИ и
УИДМ,- на соответствующий датчик момента гироскопа "1Г".
РЕЗЕРВНАЯ ИКВ:сигнал акселерометра усиливается УА, затем интег-
рируется в аналоговом интеграторе АИ и через ИУДМподаетсянасоот-
ветствующий ДМ гироскопа "1Г".
В курсовых каналах обеих ИКВ управление платформой осуществляется
только по сигналам дрейфа, сформированным во время выставки. Таким об-
разом, в азимуте платформы ИКВ можно считать свободными.
 _ 2РК . - 0используетсяв основном при отказах в трактах интегрирова-
ния.ИК-ВК в данном режиме выполняет функции только ИКВ ипрекращает
выдачу сигналов составляющих скорости. Комплекс СН-29 при этом перехо-
дит на воздушное счисление координат (поинформацииотСВС-2-72-3).
Управление платформами ИКВ при РК осуществляется по позиционным сигна-
лам позиционных акселерометров.Причем цепи прохождения сигналовдля
обеих ИКВ одинаковы:акселерометр 7 6 0 УА  76 0 АИ, работающий в режиме уси-
ления  76 0 ИУДМ  76 0 ДМ гироскопа "1Г".Необходимым условиемсуществования
РК является равномерный полет с горизонтальными ускорениями, не превы-
шающими 0,1g.

 _ 2Схема измерения тангажа и крена 0: .аналогична схеме системы ИКВ-1.
КАНАЛ ТАНГАЖА: при кабрированиях или пикированиях вместе с ЛА отклоня-


- 5 -

ется НРК, в то же время РТ остается в прежнем положении. Угол взаимно-
го смещения рам равен углу тангажа и регистрируется СКТ тангажа (явля-
ющимся одновременно одним из узлов подвеса РТ внутри НРК).
КАНАЛ КРЕНА:при кренах ЛА вместе с ним поворачивается ротор СКТ
крена в узле подвеса НРК. Если статор этого СКТ вместе с НРК оставался
а прежнем положении, то потребителям сразу же был бы выдан сигнал кре-
на. Однако из-за наличия трения в узлах подвеса НРК последняя частично
"увлекается" вследзаЛАна угол так называемого внутреннего крена.
Этот угол регистрируется СКТ,сигнал с которого подается на УВР и да-
лее на двигатель 4ДС. 4ДС возвращает НРК в прежнее положение и начиная
с этого момента потребителям выдается точное значение крена.Таккак
величины внутреннегокренамалы,торассмотренный процесс проходит
очень быстро (доли секунды).
И врежиме"ИК"и в режиме "РК" потребителям ( в том числе и в
вычислитель А-323) выдается следующая ( за исключением курса) информа-
ция:
1) a 7x 0 - в аналоговом виде от вертикального акселерометра;
2) 7 g 0, 7q 0 - в аналоговом виде от усилителей разгрузки датчиков УРД
непосредственно, через блок контроля БК-57, а также в двоичном коде по
цепи: 7  0УРД  76 0 БК-57  76 0 преобразователь аналог - код ПАК-4  76 0 мультиплексор
ИЦ  76 0 выходной преобразователь кодов ПК-8  76 0 потребителям.

 2Замечание: 0 цепочка выдачи сигналов курса будет рассмотрена ниже.

В режиме ИК, помимо перечисленных сигналов, в вычислитель "А-323"
выдаются также в двоичном коде сигналы всех трех составляющих абсолют-
ной линейной скорости. Цепь выдачи: 7  0РСИ  76 0 мультиплексор выходного пре-
образователя кодов ПК-8  76 0 потребителям.

 _ 23. Рабочие режимы каналов курса

Напомним, чтокурсовыеканалы могут работать в одном из четырех
режимов:
1) "ГПК";
2) "МК";
3) коррекция от задатчика стояночного курса (ЗМС-4);
4) коррекция от БЦВМ,как источника информации о стояночном кур-
се.


- 6 -


 _В первом случае ("ГПК") . ИК-ВК выдает такназываемыйприведенный
курс:
t
 7!
 7f 4пр 0 = 7 f 4г 0 + Ao + 7 2 0  7W 4з 0 sin( 7f 0) d 7t 0,
 71
t 4o
где Ao - стояночный курс.
Ao определяется и сохраняется в вычислителе курсового канала УВ-4
в процессеподготовки ИК-ВК как разница начального гироскопического и
стояночного курсов (последний вводится от ЗМС-3,БЦВМ илиизмеряется
автономно в режиме магнитной коррекции).
Очевидно, чтополетс выдерживанием 7 J 4пр 0 - это полет по ортодро-
мии.
 _Во втором случае ("МК") . ИК-ВК формирует гиромагнитный курс:

t
 7!
 7f 4гмк = 7 j 0' 4мк +  7Dj 4А 0+  7D 0М +  7j 4г  0+  72 0  7W 4з 77 0sin( 7f 0) 77 0d 7t 0,
 71
t 4o
где 7j 0' 4мк 0 - магнитный курс с компенсированной круговой, полукруговой и
четвертной девиацией;
 7Dj 4А 0- инструментальная погрешность датчика ИД-6;
 7D 0М - магнитное склонение.

Вычисление  7j 4гмк 0 осуществляется с постоянной времени Т=43 секунды.
Предусмотрен также подрежим быстрогосогласованияМК(спостоянной
времени Т=0,3 с).
 _Третий и четвертый случаи . используются во времяназемнойподго-
товки ИК-ВКи поэтому в дальнейшем вид курса,выдаваемого потребите-
лям, будет зависеть от вида рабочего режима канала ("ГПК" или "МК").
Во всех случаях инерциальная курсовертикаль комплекса ИК-ВК изме-
ряет гироскопический курс по схеме: перемещения (рыскания) ЛА -> вмес-
те с ЛА в азимуте разворачивается НРК, РТ и ВРК. Так как в один из уз-
лов крепления гироплатформы во внутренней рамекренавпрессованСКТ
курса и так как ориентация ГП неизменна,то на выходе СКТ курса сразу


- 7 -

появляется сигнал текущего гироскопического курса.
Структурная схема курсового канала представлена на рис.4.Обоз-
начения на схеме:
- УМК-1 - усилитель магнитного канала;
- ПК-4- входной преобразователь кодов;
- ПАК-4 - преобразователь "аналог-код";
- УВ-4- вычислитель приведенного курса;
- ПКА-1 - преобразователь "код-аналог";
- F+,F- - частота следования импульсов сигнала суточного вращения
Земли (для северного и южного полушарий соответственно);
- Uоп - опорное напряжение подмагничивания ИД-6;
-  7j 0'' 4мк 0 - сигнал магнитного курса без учета девиации;
- A, B, C, D, E - коэффициенты компенсации круговой, полукруговой
и четвертной девиации;
-  7j 4зк 0 - значение стояночного курса, вводимого от ЗМС-3,  7j 4зк 0 также
обозначается как  7j 4вка 0 (внешний "аналоговый" курс);
-  7Dj 4А 0- сигнал компенсации инструментальной погрешности ИД-6;
-  7j 4вкк 0 - 4  0 значение внешнего курса (равного обычно стояночному) от
БЦВМ.  7j 4вк 0 вводится в кодовом ( 7j 4вкк 0) виде.

Рассмотрим работу курсовых каналов,точнее канала курса, так как
курсоваячастьИК-ВКпредставленавосновномоднойобщей частью
(рис.4). Эта общая часть в зависимости от исправности курсовертикалей
получает значения  7j 4г 0 от основной или резервной ИКВ (через блок контро-
ля БК-57).

" _ 2ГПК . 0" - основной режим. В ГПК  7j 4г 0 от ИКВ через БК-57, ПК-9 и ПАК-4
поступаетввычислитель УВ-4.Одновременно в УВ-4 поступает по цепи
"ПШК-7 -> УШК-5" сигнал 4  7W 4з 77 0sin( 7f 0) (в виде F+ или F-). В УВ-4 сигнал F+
(F-) интегрируетсяисуммируется с уже имеющимся там значением стоя-
ночного курса в виде (Ao =  7j 4зк  0-  7j 4г 5нач 0  7~ 0  7j 4зк 0) и значением текущего  7j 4г 0.
Таким образом, формируется  7j 4пр 0.  7j 4пр 0 выдается потребителям в дискретном
виде через выходной преобразователь кодов ПК-8 и в аналоговомвидев
формемеандрасчастотой400 Гц (амплитуда меандра пропорциональна
Sin( 7j 4пр 0) и Cos( 7j 4пр 0) через ПКА-1.
 _ 2"МК" . 0 - включается при отказах интеграторов горизонтальных каналов
"ГПК", а также для ввода стояночного курса.
"МК" является наиболее часто используемым способом ввода стояноч-


- 8 -

ного курса (на земле  7j 4ст 0 = Ao =  7j 4гмк 0,так как  7j 4г 0 после выставки имеет
нулевое значение).ВполетережимМК может быть включен только при
очень незначительных горизонтальных ускорениях,непревышащих0,14g
(узел контроля расположен в вычислителе УВ-4).
В рассматриваемом режиме, как и в "ГПК", значение курса, выдавае-
мого потребителям, формируется в вычислителе УВ-4. Выходные цепи пере-
дачи курса также не изменяются (ПКА-1 и ПК-8). Цепь прохождения сигна-
ла до УВ-4 выглядит следующим образом:
ИД-6  76 0 УМК-1  76 0 ПК-9  76 0 ПАК-4  76 0 УВ-4.
УМК совместнос КМД-1 обеспечивает устранение девиации и инстру-
ментальной погрешности ИД-6.КМД-1 представляет собой узел снабором
потенциометров (устранение круговой,полукруговой и четвертной девиа-
ции с коэффициентами A,B, C, D, E) и блоком микровыключателей с про-
филированнымобщимвалом (для выработки поправки на инструментальную
погрешность,которая может достигать 0,75 5o 0).УМК-1 служит для усиле-
ния,преобразованиясигналаИД-6,а также для компенсации девиации
ИД-6 путем подачи соответствующих напряжений в тракт сигнала от датчи-
ка ИД-6.Окончательно формирование значения магнитного курса выполня-
ется в УВ-4 в результате сложения  7j 0` 4мк 0 и  7Dj 4А 0. Там же к полученной сум-
медобавляется сигнал магнитного склонения  7D 0М.Итоговая сумма предс-
тавляет собой значение текущего истинного курса  7j 4ист 0. 7j 4ист 0 далее сум-
t
 7!
мируется с  7j 4г 0 и  72 0  7W 4з 77 0sin( 7f 0) 77 0d 7t 0 для получения гиромагнитного ортодроми-
 71
t 4o
ческого курса  7j 4гмк 0.
Вне зависимости от режима работы курсовых каналов ИК-ВК, потреби-
телям выдается дополнительно к "основному" выходномукурсу( 7j 4пр 0или
 7j 4гмк 0) сигнал гироскопического курса от основной или резервной (при от-
казе основной) ИКВ.Коммутация сигнала осуществляется в БК-57. В этом
жеблокевыполняетсяприведение  7j 4г 0 резервной ИКВ к виду  7j 4г 0 основной
ИКВ, что необходимо ввиду изначального разворота резервной ИКВ относи-
тельно основной на 315 5o 0.

 _ 24. Особенности эксплуатации ИК-ВК-80

Особенности эксплуатации ИК-ВК-80 в основном заключаются в оценке


- 9 -

технического состояния комплекса и в предполетной подготовкекомплек-
са. Оценка технического состояния проводится с помощью системы встрое-
нного контроля и спомощьюназемнойаппаратурытипа"КПАИК-ВК".
ВСТРОЕННЫЙ КОНТРОЛЬохватывает обе ИКВ и блок БУС-3,то есть большую
часть ИК-ВК-80. Контроль включается автоматически при подаче питания в
комплекс. Если все цепи исправны, в ИК-ВК формируется команда "исправ-
ность ИК-ВК". При наличии соответствующих сигналов исправности от дру-
гих компонентовСН-29 по окончании "УВ" или "НВ" в сигнальном табло в
кабине летчика загорается транспарант "Ускор.готов" или "Готов нави-
гация". При отказах на ИЛС кабины и УСТ системы ЭКРАН индицируются со-
ответствующие сообщения.Особенностьюсистемывстроенногоконтроля
ИК-ВК является то,что цепи контроля функционируют постоянно, в тече-
ние всего времени работы комплекса.

 _Контроль ИК-ВК-80 с помощью наземной аппаратуры "КПА ИК-ВК".
Проводится в сроки и в объеме,определяемые регламентомиинс-
трукциями по технической эксплуатации.
 _Предполетная подготовка ИК-ВК-80 . выполняется в составекомплекса
СН-29 и включает:
1. ввод исходных данных в вычислитель "А-323", ИК-ВК и СВС;
2. собственно подготовку ИК-ВК;
3. контроль работоспособности СН-29.
В вычислитель "А-323" вводятся:
- координаты 3-х аэродромов,3-х ППМ и 3-х радиомаяков(ввиде
геодезических координат);
- пеленги 3-4-х ориентиров на аэродроме вылета;
- курсы ВПП запрограммированных аэродромов;
- номера и коды каналов радиомаяков;
- широтаBo начала условной системы координат (долгота Lo начала
системы координат равна истинной долготе аэродромавылетаивведена
ранее при вводе координат аэродрома вылета);
- стояночный курс самолета (при необходимости).
Ввод всехданных в вычислитель выполняется с помощью установленных на
самолете пульта ввода программ "ПВП" и щита управления "ЩУ А-323".
В ИК-ВК вводят значение географической широты и магнитное склоне-
ние места выставки (широта - на пульте ПШК-7, а склонение - на ЗМС-3).
После вводаширотыи склонения выполняется ускоренная или нормальная
выставка ИК-ВК (чаще всего ускоренная,с использованиемрежима"МК"


- 10 -

для вводастояночного курса).В случае использования нормальной выс-
тавки стояночный курс вводят от ЗМС-3,а определяют его значение, как
правило, с помощью оптического визира прицельной системы. Для этого на
удалении не менее 500 м от самолета выбирают один из запрограммирован-
ных ориентировсизвестным азимутом (с точностью не хуже 1-й угловой
минуты), набирают номер ориентира на щитке управления системой,кнюп-
пелем оптическогоприцела совмещают прицельную метку с выбранным ори-
ентиром и нажимают кнопку захвата на рукоятке управления двигателем-
РУД. Значение стояночного курса вычисляется по формуле:
 7j 4ст 0 = А 4ор 0 +  7b 0,
где Аор - азимут ориентира;
 7b 0 - угол визирования ориентира (по оптическому визиру).Необхо-
димым условиемвизирования является выполнение условия ¦ 7b 0¦ < 12 град.>
Условие это легко выполнимо,так как ориентиров обычно не менее 3-х и
удалены они на расстояние свыше 500 м. Полученное значение стояночного
курса вводится в ИК-ВК через ЗМС-3,после чего выполняется нормальная
выставка ИК-ВК-80.
Контроль работоспособности всего комплексаСН-29осуществляется
непрерывно с помощью обобщенной системы контроля оборудования самолета
"ЭКРАН" и единовременно с пульта контроля ПК-31,размещенного в каби-
не. В последнем случае помимо вышеописанных работ необходимо ввести на
указателе высоты СВС-2-72-3 давление 760 мм рт. ст. Результат контроля
определяют по соответствию параметров,выдаваемых СН-29, их контроль-
ным значениям:
¦Н - 5000 м¦ < 140 м;>

¦Vист - 224 м/с¦ < 53 м/с;>

¦Д - 250 км¦ < 1 км;>

¦А - 180 град¦ < 11,25 град;>

¦ 7j 4гмк 0 - 315 град¦ < 1,42 град;>

¦ 7j 4г 0¦ < 1,4 град;>

¦ 7q 0¦ < 6,4 град.>
При невыполнении какого-либо изусловийввычислителе"А-323"


- 11 -

сформируется соответствующий признак неисправности,по которому можно
выявить отказавший канал.
После подготовки комплекса,в рабочем режиме,прибор КПП должен
показать стояночные углы  7g 0 и  7q 0 с точностью до 2,5 град, а ПНП - истин-
ный курссэтойжеточностью.Дальность до ППМ1 и  7j 4зад 0 на него не
должны превышать значений, указанных в табл. 3.

Таблица 3
-------------------------T-----T-----T-----T------¬
¦ Дальность до ППМ1, км¦ 200 ¦ 400 ¦ 500 ¦ 1000 ¦
+------------------------+-----+-----+-----+------+
¦ Погрешность Д, км ¦ 5 ¦10 ¦30 ¦ 60 ¦
+------------------------+-----+-----+-----+------+
¦ Погрешность  7j 4зад 0, град ¦ 5 ¦ 5 ¦10 ¦ 12 ¦
L------------------------+-----+-----+-----+-------

После выполнениявсехрассмотренныхвышеработпри исправном
комплексе СН-29 разрешается начинатьвыруливаниесамолетаотместа
стоянки.

 Л(L)[+]
ТЕМА N 5о 016  5  2СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
 2ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ЗАНЯТИЕ N 5о 01 - 2 часа

 _ 21.1. ЛА как объект управления

Предметом изучения данной темы являются средстваавтоматического
управления полетом и средства автоматизации управления полетом ЛА вер-
толетов и самолетов.Однако, ввиду существенного различия аэродинами-
ческих характеристик и способов управления самолетов и вертолетов,их
системы автоматического управления рассматриваются отдельно.
Потребность в автоматизации управления полетом самолета появилась
вместе с появлением самого самолета.Это объясняетсянесовершенством
конструкции первых самолетов,которые обладали недостаточной устойчи-
востью и управляемостью (речь идет о первых самолетах).
 _Под устойчивостьюЛАпонимается .его способность самостоятельно
возвращаться в первоначальное положение,из которого онбылвыведен
внешними возмущающими факторами.
 _Управляемость . - это способностьЛАизменятьсвоеположениев
пространстве под действием управляющих поверхностей (рулей).
Улучшение летных характеристик самолета и вертолета возможно осу-
ществитьилиза счет совершенствования его аэродинамических свойств,
или путем использования дополнительных устройств - САУ полетомЛА,-
которые улучшают естественные параметры ЛА.
Материал данной темы предназначен для специалистов по АО и содер-
жит сведения только по системам автоматического управления.
Ручное управление первыми несовершенными самолетами былозатруд-
нительными для его облегчения,а также для обеспечения безопасности
полетов летчики и конструкторы создавали большое количестворазличных
приспособлений от примитивных до весьма сложных.
Прообразом современных САУ можно считать устройство,разработан-
ное американским инженером Сперри. Оно представляло собой гиростабили-
зированную платформу,а сигналы отклонения самолета относительно этой
платформы подавались на электромагнитные муфты,которые сочленяли со-
ответствующие рулевые поверхности с приводом от ветрянок, устанавлива-
емыхвпотоке встречного воздуха.Автоматическое управление полетом
самолета, оборудованного указанной системой, было продемонстрировано в
1914 году. В России автоматическое управление полетом ЛА было осущест-
влено позже,однако глубокие теоретические проработки автоматического


- 2 -

управления ЛАивообще поведения ЛА в воздухе имелись,а в 1912 году
профессором Н.Е.Жуковским были прочитаны лекции о приспособленияхдля
придания аэроплану автоматической устойчивости. Н.Е.Жуковский разделил
все устройства на три группы:маятниковые,флюгерные и гироскопичес-
кие. ВМосковскомуниверситете под руководством Н.Е.Жуковского был в
это время построен макет простейшего стабилизатора,соединявшегоэф-
фект флюгера и гироскопа.
Развитие авиации шло в направленииувеличенияскоростиполета,
повышения характеристиксобственнойустойчивости и управляемости ЛА,
появились самолеты с вполне приемлемыми собственными летными качества-
ми и интерес к автоматизации управления полетом ослаб,разработки со-
ответствующих автоматов прекратились.Внимание к автоматизации управ-
ления полетом ЛА вновь возросло в конце 20-х годов,когда увеличились
дальности полета ЛА и потребовалось разгрузитьэкипажотдлительных
статических нагрузок,связанных со стабилизацией самолетов на маршру-
те. Появились стабилизаторы курса, автоштурманы и, наконец, автопилоты.
Первый отечественныйавтопилот был создан в 1932 году.Он имел
марку АВП-1. Управление самолетом осуществлялось тремя самостоятельны-
ми автоматамистабилизации с пневматическим приводом рулей.Курсовой
стабилизатор выдерживал заданный курс, поперечный стабилизатор - крен,
а продольныйстабилизировалскоростьполетаза счет изменения угла
тангажа. АВП-1 имел массу около 200 кг.ПередВеликойОтечественной
войной появилисьусовершенствованныеего модификации АВП-3,АВП-10,
АП-42. Использовались и другие автопилоты.
Современные реактивныесверхзвуковыесамолетыимеютнастолько
большой диапазон изменения скорости и высоты полета,что чистоконс-
труктивными (аэродинамическими) способами не удается обеспечить требу-
емые устойчивость и управляемость для всех режимов полета. Поэтому ус-
тановка на самолете (вертолете) средств автоматизации управления поле-
том вновь стала настоятельной необходимостью.
В этомфакте наглядно просматривается закон диалектического раз-
вития техники,когда на значительно более высокой ступени ее развития
возникли требования, аналогичные с требованиями для первых несовершен-
ных самолетов.






- 3 -

 _ 21.2. Движение ЛА в пространстве

Самолет в полете и при движении по земле подвержен упругим дефор-
мациям, вызванным медленно и быстроменяющимися нагрузками. Поэтому при
рассмотрении полной математической модели движения ЛА указанные дефор-
мации необходимо учитывать,а это значительно усложняет анализ движе-
ния ЛА.Полная математическая модель движения ЛА из-заеесложности
используетсялишь в задачах,требующих весьма точного анализа движе-
ния.Основой же для рассмотрения движения ЛА является упрощеннаямо-
дель, в которой ЛА представляется абсолютно твердым телом с неизменной
массой.Наиболее точно данная модель описывает движение легких манев-
_
ренныхЛА.Еслисчитатькомпонентыскорости ветра U по продольной
(OX),поперечной (OZ) и вертикальной (OY) осям ЛА, отклонения органов
управления и тягу силовой установки заданными, то в рамках стандартной
модели атмосферы вектором динамического и статического состояния ЛАв
пространстве X будет являться совокупность величин:

X = ( 7w 4x 0,  7w 4y 0,  7w 4z 0, W 4x 0, W 4y 0, W 4z 0,  7j 0,  7q 0,  7g 0, H),(16.1)

где  7w 4x,y,z 0 -  7 0составляющие угловой скорости ЛА относительно осей
OX, OY и OZ;
W 4x,y,z 0 -  7 0составляющиепутевойскорости ЛА по строительным
осям ЛА (OX, OY, OZ);
 7j 0,  7q 0,  7g 0, H -  7 0соответственно угол курса, тангажа, крена и высоты
полета ЛА.
Движение ЛАвпространствеможно в зависимости от поставленных
задач рассматривать в различных системах координат. ГОСТ 20058-80 пре-
дусматривает 12 таких систем координат.
Наиболее часто используют следующие из них (рис. 1):
1. нормальную земную O 4o 0X 4o 0Y 4o 0Z 4o 0 (неподвижная);
2. нормальную OX 4o 0Y 4o 0Z 4o 0; 7)
3. связанную OX 41 0Y 41 0Z 41 0; ¦
4. скоростную OXYZ; 78 0подвижные
5. траекторную OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0.  70

1.  _Нормальная земная система координат . O 4о 0X 4о 0Y 4о 0Z 4о 0 (рис. 2).
В этойсистеме определяется положение центра масс ЛА.За начало


- 5 -

координат выбирают место,относительно которого требуется знать поло-
жениеЛА(аэродром взлета или посадки,пункт наведения и др.).Ось
O 4о 0Y 4о 0 направлена вверх по местной вертикали, а оси O 4о 0X 4о 0 и O 4о 0Z 4о 0 располо-
жены в плоскости горизонта и направлены в соответствии с задачей (O 4о 0X 4о
часто направляют на Север):







Рис. 1
2.  _Нормальнаясистемакоординат . OX 4о 0Y 4о 0Z 4о 0 (рис.2) - подвижная с
началом "O" в центре масс ЛА. Ось OY 4о 0 направлена вверх по местной вер-
тикали, направлениеосейOX 4о 0 и OZ 4о 0 выбирается в соответствии с зада-
чей. Как правило ось OX 4о 0 направляют на Север, а ось OZ 4о 0 - на Восток.
3.  _Связанная система координат . OX 41 0Y 41 0Z 41 0 (рис. 3) - подвижная с на-
чалом "O" в центре масс ЛА.Ось OY 41 0 направлена вверхперпендикулярно
поперечнойплоскостисимметрии ЛА.Ось OX 41 0 направлена по продольной
оси ЛА, а OZ 41 0 - в сторону правого крыла. Взаимное расположение связан-
ной инормальнойсистемкоординатопределяется углами тангажа -  7q 0,
крена -  7g 0 и рыскания -  7j 0.
Переход от ориентации нормальной системы кориентациисвязанной
осуществляется последовательными поворотами:
- на угол  7j 0 вокруг оси OY 4о 0;
- на угол  7q 0 вокруг оси OZ 41 0;
- на угол  7g 0 вокруг оси OX 41 0.
С учетомвведенных обозначений  _кинематические уравнения вращения
 _самолета относительно центра масс . в связанной системе координат:
 7( 0. .
 7T 0¦  7w 4x1 0 =  7g 0 +  7j7 0sin  7q
¦. .
 7* 0  7w 4y1 0 =  7j7 0cos  7q7 0cos  7g 0 +  7q7 0cos  7g 0 (16.2)
¦ ..
¦  7w 4z1 0 = - 7j7 0cos  7q 0  77 0 cos  7g 0 +  7q7 0cos  7g
 79
Проекции  7w 4x1 0,  7w 4y1 0, 7w 4z1 0 измеряются датчиками ДУС.


- 6 -

4.  _Скоростная система координат . OXYZ (рис. 4) - подвижная с нача-
лом "O" в центре масс ЛА.Ось OX совпадает по направлению свектором
 4_
воздушной скорости V,ось OY лежит в вертикальной плоскости симметрии
ЛА и направлена вверх,ось OZ образует с OX и OY правую систему коор-
динат. Взаимное расположение скоростной системы координат относительно
связанной характеризуется аэродинамическими углами  7a 0 и  7b 0 (угломатаки
и углом скольжения соответственно). 7a 0 - угол между продольной осью ЛА
_
и проекцией вектора воздушной скорости V на продольную плоскостьсим-
_
метрии ЛА, 7a 0 вызывает появление подъемной аэродинамической силы ЛА Y.
_
 7b 0 - угол между вектором VивертикальнойплоскостьюсимметрииЛА,
 7b 0вызывает появление боковой аэродинамической силы 7  0Z.
5.  _Траекторная система координат . OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 (рис. 5) - подвижная 4  0с
началом "O" в центре масс ЛА.Ось OX 4т 0 совпадает по направлению с век-
 4_ _ _
тором путевой скорости W = V + U,ось OY 4т 0 лежит в вертикальнойплос-
кости симметрии ЛА и направлена вверх,а ось OZ 4т 0 образует с OX 4т 0 и OY 4т
правую систему координат. Взаимное расположение нормальной системы ко-
ординатOX 4о 0Y 4о 0Z 4о 0итраекторной OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 характеризуется углом наклона
траектории  7Q 0 и путевым углом  7j 0.
Таким образом,  7Q 0 - угол между плоскостью горизонта и вектором пу-
__
тевой скорости W; 7j 0 - угол между проекцией вектора путевой скорости W
на плоскостьгоризонта и направлением OX 4о 0 (как правило OX 4о 0 направлена
на север).
При отсутствии ветра траекторная система координат OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 совпа-
дает со скоростной OXYZ.В этом случае угол наклона траектории  7Q 0 мож-
но еще определить как  7Q 0 = V -  7a 0. Последним выражением часто пользуются
_
и при небольших значениях V ветраилипризначительныхпревышениях
_ _
воздушной скорости V над значением U ветра.
С учетом рассмотренных систем координат можно отметить, что поло-
жение ЛА относительно Земли  7  0характеризуется  7  0углами  7q 0,  7g 0,  7j 0,относи-


- 7 -

_
тельно воздушной скорости V - углами  7a 0 и  7b 0, а путевая скорость связана
со значениями  7Q 0 и  7j 0.

 _ 21.3. Управляющие поверхности ЛА

Угловые координатыЛА в пространстве определяют в конечном счете
и траекторию движения центра масс.Координаты могут меняться какпод
действием внешних возмущений,так и в результате преднамеренных дейс-
твий летчика в процессе управления ЛА. _В продольном движении .самолет
управляется рулемвысотыилиподвижным стабилизатором или элевонами
(рис. 6). _В боковом движении . - элеронами,элевонами и стабилизатором
при отклонении их правой и левой частей в противоположном направлении,
а также рулем направления. Элевонами называют управляющие поверхности,
подобные элеронам,но значительно большие и отклоняющиеся как в одном
направлении одновременно, так и в противоположных направлениях.
Обычно элевоны устанавливаются на самолетах с треугольным крылом,
неимеющих стабилизатора.Кроме того на самолетах с изменяемой геомет-
рией крыла вместо элеронов могут применяться интерцепторы (прерыватели
потока), которые устанавливаютсянаверхнейповерхностиплоскостей
крыла примерно в средней их части. При выпуске интерцепторов нарушает-
ся характер обтекания крыла потоком воздуха и происходит изменения его
_
подъемной силыY.Если,например,выпуститьинтерцепторы на левой
плоскости крыла,то подъемная сила левой плоскости за счет торможения
воздуха уменьшится,в то время как подъемная сила правой плоскости не
меняется.
В результате возникает момент относительно продольной оси самоле-
та влево и появится левый крен ( 7g 0 < 0).>

 _ 22. Законы управления

Поведение ЛА в воздухе характеризуется его устойчивостью и управ-
ляемостью. Управление же ЛА подразделяется на управление "в большом" и
управление "в малом".При "большом" управлении программа движенияЛА
задается восновном относительно медленными перемещениями рычагов уп-
равления в широких пределах.После задания программы производитсяее
выдерживание посредством контроля движения ЛА и малых перестановок ор-


- 9 -

ганов управления - это управление "в малом".
Исторически автоматизацияуправления ЛА сначала развивалась при-
менительно к управлению "в малом" и до настоящего временибольшинство
системосуществляетотработку задающих воздействий именно в "малом".
Это объясняется чрезвычайно высоким требуемым уровнем надежности авто-
матики пилотирования, которому техника не всегда удовлетворяет.
Управление полетом ЛА осуществляется по определенным законам управ-
ления.  _Под законом управления . понимается математическое выражение, оп-
ределяющее связь между отклонением управляющего органа ЛА иуправляю-
щими сигналами.Рассмотрим наиболее простой случай управление полетом
самолета - стабилизацию его положения по углу тангажа  7q 0.Пусть по ка-
ким-либо причинам началось самопроизвольное отклонение самолета по уг-
лу тангажа от заданного значения 7 q 0 = 0.
Допустим, чтосистемауправлениясамолетом реагирует только на
величину угла отклонения:
 7q
 7d 4в  0= К 4в 7 7 0  7q- 0,

где  7d 4в 0 - отклонение руля высоты;
 7q 0 - угол тангажа;
 7q
К 4в 0- коэффициент пропорциональности (передаточное число) меж-
ду отклонением руля и углом  7q 0.
 7q
Выражение  7d 4в  0= К 4в 7 7 0  7q 0 является законом управления поотклонению.
В соответствиисэтим законом пропорционально изменению угла тангажа
будет отклоняться руль высоты в направлении создания момента,стремя-
щегося вернуть ЛА в первоначальное положение (рис.7).
Из-за наличия сил инерции самолет "проскакивает" исходное положе-
ние идалее процесс повторяется с затуханием (для устойчивого самоле-
та). 7q
Величина К 4в 0,очевидно,может изменить характер переходного про-
цесса.
Для улучшения качество переходного процесса в закон вводят сигнал
по угловой скорости - в данном случае вокруг поперечной оси OZ 41 0:
 7q w 4z 7ц
 7d 4в  0= К 4в 77q 0 + К 4в 0  77w 4z 0,



- 10 -

 7w 4z
гдеК 4в 0- передаточное число по  7w 4z 0. .
Если начальное 7 q  0=  7g 0 = 0,то для малых отклонений  7w 4z 0 =  7q 0 (смотри
16.2) и т.к. 7q 0 изменяется по синусоидальному закону,то изменения  7w 4z
будут запаздывать за изменениями  7q 0 на 90 5О 0 (sin t / dt = cos t),обес-
печивая тем самым введение в законуправлениядемпфирующегосигнала
- 7w 4z 0 (рис.8).Из графика видно, что при максимальных скоростях измене-
 7w 4z
ния  7q 0(в точках  7q 0 = 0) величина К 4в 0  77w 4z 0 максимальна и наоборот,что и
обеспечивает снижение перерегулирования, т.е. демпфирование.
Подбирая соотношение сигналов по углу  7q 0 и 7 w 4z 0,можно получить же-
лаемое качество переходного процесса,включая и апериодический подход
самолета к заданному положению.Закон управления,включающий сигналы
по углу и по скорости изменения угла, можно считать минимально необхо-
димым дляполучения качественного переходного процесса при управлении
самолетом.
Однако при управлении самолетом каналы автопилота (соответственно
по трем осям ЛА) не являются автономными,т.к. между ними имеются пе-
рекрестные связи, точнее для большего эффекта управления эти связи не-
обходимо создавать.
Так, например, при крене самолета вертикальная составляющая подъ-
_
емной силыY не будет уравновешивать массу самолета и начнется потеря
высоты. Чтобы этого не произошло,необходимоотклонитьрульвысоты
вверх, т.е. в канал автопилота, управляющий углом  7q 0, необходимо подать
сигнал по углу крена. Следует отметить, что снижение высоты происходит
как при правых кренах ( 7g 0 > 0),так и при левых ( 7g  0< 0), а это значит,>
 7п
что сигнал крена нужно подавать всегда положительным - К 4в 77 0¦ 7g2 0.
Кроме того, при крене самолет стремится в сторону опущенного кры-
ла. Устранитьскольжениеможно подачей сигнала по углу крена в канал
 7п
руля направления : К 4н 77 0¦ 7g2 0.
При отклонении руля поворота в плоском разворотесамолетаиз-за
большей скорости внешнего крыла на нем появляется приращение подъемной
силы, вызывающее кренящий момент.Данный моментпарируетсязасчет
 7jоро
сигнала, подаваемого из канала направления в канал крена: К 4э 77j 0.


- 11 -

Если автопилотвыполняетфункцию стабилизации высоты полета,а
это реализуется всеми современными автопилотами,то вканалтангажа
 7D 4H
подается сигнал отклонения от заданной высоты: К 4в 77DH 0.
Кроме указанныхсигналовв каждый канал летчиком или какой-либо
системой (навигационной,прицельной и др.) могут быть введены сигналы
заданных параметров полета: 7 q 4з 0, 7 g 4з 0, 7 j 4з 0, H 4з 0.
С учетом сделанных замечаний законы управления длятрехканалов
имеют вид:

 7( 0 7q w 4z 7ц 0  7D 4H 0  7q 4з
¦  7d 4в 0 = К 4в 77q 0 + К 4в 0  77w 4z 0 + К 4в 77DH 0 - К 4в 77 0  7q 4з 0 - канал тангажа;
¦
¦ 7g w 4x 7ц 0  7j  0  7g 4з
 7* 0  7d 4э 0 = К 4э 77g 0 + К 4э 0  77w 4x 0 + К 4э 77j  0 - К 4э 77 0  7g 4з 0 - канал крена;
¦
¦ 7j w 4y 7ц 0  7g  0  7j 4з
¦  7d 4н 0 = К 4н 77j 0 + К 4н 0  77w 4y 0 + К 4н 77g  0 - К 4н 77 0  7j 4з 0 - канал направления.
 79

Приведенные законыуправления не являются обязательными для всех
автопилотов и режимов полета. В законах управления могут отсутствовать
некоторые члены,а могут быть введены и неуказанные выше сигналы:по
интегралу от отклонения какого-либо углового или линейногопараметра,
по перегрузке и другим параметрам.
Если не требуется стабилизировать угловое положениесамолета,а
стоит задача ликвидации его колебаний,то законы управления могут со-
держать только сигналы по угловым скоростям вращения самолетаотноси-
 7w 4z 0 7w 4x 0 7w 4y
тельно его осей:К 4в 0  77w 4z 0,К 4э 0  77w 4x 0,К 4н 0  77w 4y 0. Подобные законы управления
имеют специальныеустройстваавтоматического демпфирования колебаний
ЛА, называемые демпферами.В режиме только демпфирования могутрабо-
тать и автопилоты.







- 12 -

 _ 23. Классификация систем управления полетом ЛА

В зависимостиотстепени автоматизации можно выделить следующие
системы управления.
 _Ручные ., когда летчик управляет ЛА с помощью рулей,имеющих жест-
кую связь с ручкой управления. При этом летчик руководствуется показа-
ниями обычных приборов и личными ощущениями.
 _Автоматизированные .. Эти системы не освобождают летчика отнепос-
редственного ручного воздействия на рулевые органы ЛА,но они обеспе-
чивают единообразное управление на всех режимах полета (автоматы регу-
лирования управленияАРУи автоматы регулирования загрузки ручки уп-
равления самолетом АРЗ) или без участия летчикаустраняютсамопроиз-
вольные колебания ЛА, улучшая его характеристики устойчивости и управ-
ляемости (демпферы и автоматы устойчивости).
 _Полуавтоматические (командные или директорные) ..В случае исполь-
зования директорного управления летчик освобождаетсяотнеобходимос-
ти производить расчеты траектории полета,т.к. на специальные приборы
автоматически выдаются команды, выполняя которые летчик будет вести ЛА
по заданной траектории, т.е., в данном случае летчик является звеном в
контуре системы управления, но управляет ЛА по-прежнему вручную.
 _Автоматические .. Эти системы выполняют функции управления угловыми
координатами и стабилизации траектории движения центра масс ЛА,осво-
бождая летчикаот необходимости непосредственногот воздействия на ру-
ли. Такие системы получили название автопилотов.При включенном авто-
пилота рольлетчикасводитсяк заданию необходимых режимов полета и
контролю за их реализацией.
В последнее время самолетные автопилоты перестали быть автономны-
ми системами управления полетом.Они стали входить составной частью в
системы автоматическогоуправления(САУ)ипилотажно-навигационные
комплексы (ПНК),которые объединяют все курсовое,навигационное, ко-
мандное ипилотажное оборудование ЛА.САУ и ПНК обеспечивают практи-
чески полную автоматизацию полета ЛА и его боевого применения. Однако,
наряду свысокойстепеньюавтоматизацииуправления современными ЛА
возможность перехода на ручное управление является обязательнымусло-
вием при создании всех типов ЛА, имеющих летные экипажи. Причины этому
следующие:
- во-первых,ручное управление играет роль основного в аварийной
обстановке, т.е.является резервным при отказах автоматических систем


- 14 -

управления;
- во-вторых,ручное управление используется на критических режи-
мах (например,на взлете и посадке) и в таких ситуациях, где примене-
ние существующих автоматических систем не рекомендуется или запрещено.


 _3.1. Системы ручного управления ЛА

В явном виде системы ручного управления применяются напоршневых
легких самолетах, где шарнирные моменты M 4ш 0, возникающие при отклонении
рулей от действия скоростного напора,могут преодолеваться мускульным
усилием летчика (рис. 9).
В этом случае ручка управления самолетом связана с рулем тягами -
жесткой и тросовой. Угол отклонения рулевой поверхности пропорционален
отклонению ручки управления 7 d 4р 0. Каждому отклонению руля высоты (в дан-
ном случае) будет соответствовать перегрузка,возникающая при маневре
самолета. При ручном управлении пропорциональность между перегрузкой и
отклонением ручки управления самолетом достигается за счет возрастания
шарнирного момента M 4ш 0 при увеличении  7d 4в 0.То есть для создания большей
перегрузки при маневре летчик должен увеличить усилие,прикладываемое
к ручке управления.
Если в полете на самолет действует постоянный момент, отклоняющий
самолет от прямолинейной траектории,то летчик должен для парирования
этого моментадержатьруль(РВ) постоянно отклоненным,прикладывая
усилие к ручке. Это утомительно и усложняет пилотирование.
Для снятия нагрузки с ручки управления при чисто ручном управлении
используется аэродинамический триммер,представляющий собойдополни-
тельную рулевую поверхность на задней части руля.При отклоненном по-
ложении руля (и ручки управления самолетом) летчик отклоняет триммер в
соответствующем направлениидотехпор,пока шарнирный момент руля
M 4ш 0= Y 4в 77 0l 4в 0неуравновеситсямоментомтриммераM 4т 0=Y 4т 77 0l 4т 0(здесь
Y 4в 0иY 4т  0- 4  0равнодействующие аэродинамических сил руля высоты РВ и трим-
мера Т,а l 4в 0 и l 4т 0 - плечи приложения этих сил относительно оси враще-
ния триммера и руля высоты). Момент наступления равенства M 4ш 0 = M 4т 0 лет-
чик почувствует по отсутствию сопротивления ручки управления,находя-
щейся по-прежнему в отклоненном положении.
Привод триммера осуществляется дистанционным механизмом (электро-
механизмом), который управляется от кнопки "триммер" на ручке управле-


- 15 -

ния самолетом.
Современные ЛА имеют относительно большую массу и большие скорос-
ти полета и поэтому для управления ЛА требуется создавать моменты, не-
посильные длячеловека(усилияна привод рулей достигают нескольких
тонн).
В связи с указанным под ручным управлением в современной трактов-
ке понимается следующая схема: летчик непосредственно отклоняет не ру-
левые поверхности, а управляющий золотник гидроусилителя, который отк-
рывает доступгидросмеси,находящейсяподвысокимдавлением (до
240кгс/см 52 0), в рабочий цилиндр (рис.10).Поршень рабочего цилиндра
через шток отклоняет руль (в данном случае стабилизаторС).Помере
движения рабочегоштока происходит перемещение точки "О" и при непод-
вижной точке "О`" шток управляющего золотника перемещается, перекрывая
канал поступления гидросмеси в рабочий цилиндр. Этим реализуется жест-
кая отрицательная обратная связь иобеспечиваетсяпропорциональность
между отклонением ручки управления и отклонением рулевой поверхности.
Недостаток рассмотренной системы -ееобратимость, -летчик не
чувствует шарнирного момента на руле,а при освобождении ручки управ-
ления от усилия она не возвращается самостоятельно в исходноеположе-
ние. Такая схема управления может привести к созданию недопустимых пе-
регрузок ЛА и делает пилотирование неестественным.
С цельюликвидацииуказанныхнедостатковв систему управления
включается загрузочный механизм ЗМ (пружина),связанный смеханизмом
триммерного эффекта МТЭ.Летчик, отклоняя ручку управления, преодоле-
вает сопротивление пружины ЗМ, имитирующего шарнирный момент.
При необходимости снятия нагрузки с ручки управления, когда, нап-
ример, на самолет действует постоянный момент,летчик кнопкой"трим-
мер" включает МТЭ, смещая тем самым нейтраль загрузочной пружины. Этим
достигается идентичность чисто ручного управления с использованием не-
обратимых гидроусилителей (бустеров).


 2ТЕМА N 1 06 2"СИСТЕМЫ  0АВЕОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ."


 2ЗАНЯТИЕ N  010  2(Гр.,2часа):
Системы автоматического управления
базового вертолета: назначение и
выполняемые функции,состав и режимы
работы.Перспективы развития САУ и АПК.


 21.  0Общие сведения об управлении вертолетом.

Классификация конструктивныхсхем вертолетов производится по
числу применяемых несущих винтов ипоихвзаимномурасположе-
нию.Практическое применениенашли одновинтовые вертолеты с руле-
вым винтом /РВ/,двухвинтовые соосной схемы,двухвинтовыепродоль-
ной схемы /винты в передней и задней части фюзеляжа/ и двухвинто-
вые поперечной схемы /винты на концах специальной поперечной бал-
ки вертолета/.Большаячасть вертолетов от общего парка построены
по одновинтовой схемесРВ.Далеерассматриваетсяименноэтот
класс вертолетов.
Вертолет /любого класса/,в отличии от самолета,управляется не
с помощью аэродинамических моментов,вызванных отклонением рулевых
поверхностей,а посредством изменения модуля и направления вектора
тяги /Т/несущего винта /НВ/ и изменения модуля вектора тяги ру-
левого винта /РВ/.Тяга винтавертолетапропорциональначастоте
вращения винта,углуатаки,подкоторым установлены лопасти винта
/шаг винта/,скорости вертолета в направлении оси винта инекото-
рым другим (в меньшей степени) параметрам:

Т = f ( 7 F 0нв, 7W 0нв,Vy,...),где:

Т - тяга;
 7F 0нв - общий шаг НВ;
 7W 0нв - частота вращения НВ;
Vy- вертикальная скорость вертолета.

Зависимость Т от горизонтальной скорости /Vx/ обычно неучи-
тывается ввидуотносительномалыхзначений Vx.Лопасти несущего
винта описывают в полете коническую поверхность,называемуютюль-
паном иликонусом.Угол "подъема" конуса в каждой его точке обоз-
начается 7 e 0 и называется углом взмаха. 7e 0 у МИ-24 непревышает25 50
на максимальной тяге и 5 50 0 на номинальной.
Движение центра масс вертолета в горизонтальной плоскости,уп-
равление этим движением,а также управление креном и тангажом осу-
ществляется за счет наклона вектора тяги НВ,т.е.за счет наклона
оси конуса.Указанноеотклонениевыполняетсяс помощью автомата
перекоса /АПК/ (предложен академикомБ.Н.Юрьевымв1909году)
см.рис. 16.65.
Каждая из лопастей винта подвешена на двух,а с учетом осевого
поворота,задаваемого автоматом перекоса-трехшарнирах.верти-
кальный шарнир ВШ обеспечивает небольшую свободу колебаний лопас-
ти в плоскости вращения и разгружаетвтулкунесущеговинтаот


- 2 -

знакопеременного момента,связанногоспериодическимизменением
кинетической энергии лопасти при отклоненииТотосивращения
винта.Горизонтальный шарнирГШпредотвращаетработу лопасти на
изгиб при образовании тюльпана /конусностьвозрастаетсростом
модуля тяги/.Благодаря ГШ лопасть в полете работает в основном на
растяжение /оно вызвано мощной центробежнойсилой,которая,вообще
говоря,обеспечивает и значительную жесткость лопасти/.
Осевой шарнир ОШ необходим для изменения шага винта.Изсхемы
автомата перекосавидно,чтомодульТможно изменять смещением
всего автомата перекоса вверх и вниз по валу винта.Приэтомод-
новременно изменяется угол установки 7 F 4o 0 /шаг/ каждой лопасти,т.е.
изменяется _ общий шаг . НВ.При поперечных или продольных отклонениях
подшипника автомата перекоса угол установки каждой лопасти совер-
шает в течении полного оборота циклическое колебание 7F 4ц 0относи-
тельно общегошага винта НВ:











В результатевкакой-тоточкеокружности,описываемойло-
пастью,угол установки лопасти оказывается максимальным,а в проти-
воположной точке-минимальным,что приводит котклонениютюльпана
/и вектораТ/ в продольном или поперечном направлении /см.рис.
/.Таким образом система управления вертолетом,в отличииот
самолета,содержит 4 канала - направления,крена,тангажа и высоты.
Центр масс вертолета располагается ниже втулки НВ,поэтому при
движении впередвертолетнаклоняется носом вперед /пикирует /.
Центр масс МИ-24,кроме нижнего расположения,ещеисмещен,обычно
назад отвектора Т.Величина смещения называется продольной цент-
ровкой и лежит в пределах от -10 см (центрмассвпередиТ)до
+40см (центрмасссзади Т).Поэтому окончательно знак и величина
тангажа определяются режимом полета и продольной центровкой.
Движение вправо или влево сопровождается кренением.
Величина и направление вектора истинной скорости Vи определя-
ется величинами Tx,Tz и соотношением Ty и G /силы тяжестиверто-
лета/.Вертикальная скоростьвертолетаVyзависит в основном от
соотношения вертикальной составляющей тяги НВ Ту ивекторасилы
тяжести G.
Во время вращения НВ на корпус вертолета действует разворачи-
вающий реактивныймоментреакции,направленный встречно вращению
НВ.Момент этот компенсируется рулевым винтом РВ.ШагРВизменяется
посредством устройства,аналогичногоАПК - специального подшипни-
ка,перемещающегося по оси РВ.
Для управлениявертолетом используются следующие органы упр-
вления:


- 3 -

1. рукоятка "шаг-газ",позволяющая изменять общий шаг всех пя-
ти лопастей НВ МИ-24;
2. ручка продольного и поперечного управления (ручка управле-
ния циклического шага),отклоняющая автомат перекоса НВ в продоль-
ном и поперечном направлении;





































Рис.Упрощенная схема автомата перекоса вертолета.











- 4 -

















Рис.Схема управляющих сил одновинтового вертолета.

3. педали,позволяющие формировать момент для управления углом
рыскания,-устанавливают общий шаг всех трех лопастей РВ.
На МИ-24имеютсядополнительноеще 3 системы,участвующие в
управлении вертолетом:
1. механическаясистема связи рукоятки "шаг-газ" с отклоняе-
мым стабилизатором (обеспечивает компенсацию кабрирующего или пи-
кирующего моментапри изменении модуля Т).Передаточное отношение
"рукоятка-стабилизатор" устанавливаетсянеизменным,соответствую-
щим крейсерскомурежимуполета и с номинальной продольной цент-
ровкой;
2. система подвижных упоров /СПУУ/,выполняющая автоматическое
ограничение максимального шага РВ - взависимостиотплотности
воздуха (входнымисигналами СПУУ являются сигналы датчика стати-
ческого давления и датчика температуры);
3. демпфер гидравлический путевого управления /ДГПУ/-гидроме-
ханическое устройство,ограничивающее скорость перемещения педалей.
Помимо всего перечисленного в каналах крена и тангажа имеются
механизмы триммерного эффекта (МТЭ).МТЭ включаются только вручную
- кнопками на РУ циклического шага.
Динамические характеристики вертолета в значительной мере от-
личаются отсамолетных,в особенности по качеству переходных про-
цессов,которое у вертолетов гораздо хуже.В особенности это прояв-
ляется при малых скоростях полета и в режиме висения,когда движе-
ние вертолетаприручномуправлениипринципиальнонеустойчи-
во.Сказанное объясняетсявомногом характером реакции изменения
вектора Т при отклонении АПК и реакцией самого вертолета на изме-
нение Т.ЗависимостьТнвототклонений АПК и Трв от перемещений
подшипника РВ на установившихся режимах имеет вид:
 4пед
К 4 тп
1.канала направления  7D 0Трв=----------* 7d 4н 0 ,
Т 7d 4н 0Р+1

 4т  0К 7d 4х 0 4апк


- 5 -

2.канал крена 7 d 4х 0=---------* 7d 4х 0 ,
Т 7d 0Р+1

 4т  0К 7d 4z 0 4апк
3.канал тангажа  7d 4z 0=---------* 7d 4z  0,
Т 7d 0Р+1
 4шаг
К 4 тапк
4.канал высоты 7D 0Тнв=------------------* 7d 4в  0 ,где:
Р 52 0+2* 7e 4л 0* 7W 4л 0*Р+ 7W 52 4л

 4тт
 7D 0Трв, 7D 0Тнв, 7d 4х 0, 7d 4z 0 - соответственно изменения модулей тяги РВ,НВ и
углы отклонения Тнв по крену и тангажу.
 4п  0  4апк апк апк
 7d 4н 0, 7d 4в 0,  7d 4х 0,  7d 4z 0- соответственноперемещения подшипников уста-
новки общего шага РВ,НВ и углы наклона АПК по
крену и тангажу.
 4педшаг-газ
К 4 т 0,К 7d 4х 0,К 7d 4z 0,К  4т 0 - коэффициентыпередачи перемещений подшипника
РВ и АПК.

Т 7d 0,Т 7d 4н 0 - постоянныевремени махового движения,прибли-
женно Т 7d 0=( 7e 4л 0* 7W 4л 0) 5-1 0, 7W 4л 0здесь-частота
вращения лопастей.

 7e 4л 0- угол взмаха лопасти.

Очевидно,что из-забольшойразницы в  7W 4л  0НВ и РВ (240 и 2575
об/мин соответственно) Т 7d 4н  0мала и запаздыванием перестройки махо-
вого движенияРВможнопринебречь.Для НВ запаздывание довольно
заметно и летчику,чтобы получить нужный эффект управлениятребу-
ется отклонитьРУна величину,большую по сравнению с балансиро-
вочным значением,а затем,по мере движения вертолетакзаданному
положению,возвращать РУназад,кбалансировочному положению.Опи-
санный эффект может быть устранен только при совместном автомати-
ческом и ручном управлении,действующими в одном направлении (пос-
леднее достигается использованием так называемыхкомпенсационных
датчиков).
Приведенные зависимости отражают осевое ( 7f 0)изапаздывающее
за ниммаховое( 7e 0)движение лопасти.Угол взмаха  7e  0определяется
вектором тяги лопасти,следовательно реакция  7e  0наизменениешага
НВ тожеколебательная.А так как величина фазового запаздывания
звена 2-ого порядка на собственной частотесоставляет90 5о 0,тои
изменение  7e 0отстает от изменения  7f  0на 90 5о 0.Такое запаздывание вы-
зывает завал конуса НВ в направлении,отличающимсяоттребуемого
на уголвобщем случае до 90 5о 0,что ,конечно,усложняет управление
вертолетом.Для исключения рассмотренногоявлениянавертолетах
всех типовосуществляется так называемая компенсация взмаха,уст-
раняющая нежелательные перекосы конуса НВ.Техническиреализовать
компенсацию достаточнопросто- необходимо лишь сдвинуть по ок-
ружности точки крепления тяг управления АПК.


- 6 -

В переходных режимах на устойчивость и управляемость вертоле-
та дополнительно оказывает влияние отставание оси вращения втулки
НВ от геометрической оси корпуса.Угол между осями для МИ-24 может
достигать,например "по тангажу" 13-17 5о 0.
Помимо особенностей в движении лопастей реакция вертолета ус-
ложняется также перекрестными связями между каналами :управляю-
щее воздействие по одному каналу является возмущающим воздействи-
ем по другому.Среди этих связей наиболее существенны:
1. связь канала оборотов НВ со всеми каналами управления,т.к.
тяга НВпрямо пропорциональна квадрату угловой скорости его вра-
щения /связь в значительной степени устраняется регуляторомобо-
ротов НВ/.
2.асвязь канала тангажа и крена вследствии естественного "за-
вала" конусаНВотносительноплоскости симметрии вертолета при
появлении угла скольжения.
3. связьканала высоты и тангажа,особенно на больших скорос-
тях /нарушает продольную балансировку вертолета/.
4. связь канала высоты и направления,обусловленная изменением
реактивного момента НВ.
Последняя связь требует послелюбыхперемещенийрычага
"шаг-газ" немедленно отклонять педали.Указанные взаимосвязи кана-
лов управленияидругиеособенностидинамики полета вертолета
приводят к неустойчивости вертолета.Поэтому при зажатой ручке уп-
равления полетчерез какое-то время становится невозможным - уже
через 20-40 секунд появляются большие расходящиеся колебания  7g 0,Vz
и особенно  7q 0 и Vx.
Сложности в реакциях лопасти и вертолета на управляющиевоз-
действия,перекрестные связи между каналами,приводят к его малоус-
тойчивому и неустойчивому (на отдельных режимах) движению.Вданной
ситуацииособенновозрастаетроль САУ вертолета,которая,помимо
остальных задач,существенно улучшает его устойчивость и управляе-
мость.ВертолетнаяСАУ,вотличии от самолетной,имеет возможность
воздействовать на управляющий орган (АПК)вдостаточнобольшом
диапазоне - до 20% от полного отклонения,-это необходимо для дос-
тижениия требуемых динамических и статических характеристиквер-
толета.Однако в ряде случаев САУ все же не справляется с решаемы-
ми задачами и тогда летчик вмешивается и управление.Такоевмеша-
тельствоввертолетныхСАУ носит название режима "совмещенного
управления".Причем,в данном случае ручное и автоматическое управ-
ление не препятствуют друг другу - это достигается использованием
в законах управленияСАУсигналовспециальныхкомпенсационных
датчиков"КД" (датчиков отклонений ручки управления).КД на боль-
шинстве вертолетов установлены в каналах крена и тангажа.
Совмещенное управлениеивообще управление положением АПК в
каждом из канклов осуществляется с помощью КАУ-110-комбиниро-
ванного агрегата управления.КАУ объединяет в себе золотник руч-
ного управления ,электрогидроусилитель автоматического управле-
ния и оконечный общий гидроусилитель (гидродвигатель).
Конструтивная и функциональная схемы КАУ изображенны на рис.
Основными узламиконструкцииКАУ являются :гидродвигатель
бустера "9" (ГДБ),головка рулевого агрегата "10" идифференци-
альная входная качалка "5" (ДВК).


- 7 -

Головка рулевого агрегата жестко связана со штоком ГДБ исо-
держит золотникиручногоуправления"7" и сервопривода "2" САУ
(ЗРУ и ЗСП), гидродвигатель сервопривода "6" (ГДСП) и гидрозатвор
"3" (ГЗ). На головке установленны также электромеханческий преоб-
разователь "1" (ЭМП) системы "фило-заслонка"идатчикобратной
связи "8" (ДОС) сервопривода.
ГДБ и ГДСП включают в себя большой ималыйгидроцилиндры,
поршни которых перемещают соответственно выходной шток КАУ и шток
сервопривода.
ДАК однимконцомчерезшарнир 0 42 0 соединена с тягой ручного
управления ,а другим концом через 0 43 0 с ЗРУ. Ось вращения ДВК 0 41
может перемещатьсяотносительнокорпуса головки при перемещении
штока КДСП.
ВКАУ каналанаправления на ДВК закреплен так называемый меха-
низм "перегонки" (МП) "4",которыйпредставляетсобойобычный
двухсторонний подпружиненный упор. Назначение МП состоит в расши-
рении диапозона перемещения управляющих органов вертолета при ав-
томатическом управлении.Действии МП в конечном счете аналогично
работе МТЭ,т.к.при "включении" МП помимо выходного штокаКАУ
перемещается также и входная тяга ручного управления.Более под-
робно работа КАУ с "перегонкой" здесь рассматриваться не будет.
ЭМП управляетзаслонкой в системе "сопло-заслонка",которая
работает по принципу гидровлического моста ,меняядавлениена
торцах ЗСП ,удерживаемого в нейтральном положении центритующими
пружинами.
ДОС представляет собой линейный индукционный датчик положения
штока ГДСП относительно корпуса головки.Корпус (статор) ДОС ус-
тановлен на головке, а ротор соединен рычагом со штоком.
ГЗ перпекрывает подачу давления из магистрали к ЗСП. Открытие
ГЗ происходит путем подачи на него импульса давления через специ-
альный электрогидтавлический кран при включениисоответствующего
канала САУ.






















- 8 -













































КАУ может обеспечить три основных режима управлениявертоле-
том:
1. ручное управление (режим бустера);
2. автоматическое управление (режим сервопривода);
3. совмещенное управление.
При ручномуправлении КАУ работает как однокаскадный гидроу-
силитель (бустер) . При автоматическом управлении - трехкаскадный
электрогидровличечский сервопривод.И,наконец, при совмещенном


- 9 -

управлении КАУ работает по дифференциальнойсхеме,суммируяна
выходном штоке перемещения от летчика и САУ.
 _При ручном управлении . шток ГДСП фиксируется в нейтральном по-
ложении . Теперь в случае смещения тяги ручного управления на ве-
личину Х ,например ,в право,ДВК повапачивется вокругшарнира
О 41 0, вызывая тем самым перемещение ЗРУ на величину Х 4р 0 влево. Приэ-
том гидросмесь поступает под давлением из магистрали в левоюпо-
лость ГДБ.Выходной шток вместе с головкой перемещается на вели-
чину Х 4р 0 вправо до тех пор , пока окна ЗРУ не будут снова перекры-
ты. ПерекрытиеоконЗРУ наступает благодаря повороту ДВК вокруг
шарнира О 42 0 и соответствующему перемещению ЗРУ вправо навеличину
Х 4Б 0 (механическая отрицательная обратная связь).В результате вы-
полняется условие Х 4р 0=Х 4Б 0.Во время ручного управления справедливы
соотношения:

 4ЗРУ 0 l 42 0  4 ВХ 0  4ОС 0l 41 0+l 42 0 4ВЫХ 0  4ВЫХ 0 4  0 l 42ВХ
Х 4р 0= 4  0--- 4  0Х 4р 0,Х 4Б  0= 4  0--- 4--  0Х 4р, 0Х 4р = -----  0Х 4р 0 , где
l 41 0 l 41 0  4  0 4 0 l 41 0+l 42


l 41 0 и l 42 0 - величины плечей ДВК .Из соотношенийследует,
что при ручном управлении ДВК выполняет роль понижающего редукто-
рас коэфф. редукцииl 42 0 /(l 41 0+l 42 0).

 _При автоматическом управлении . по команде САУ открываетсяГЗ.
Электрический сигнал 7 D 0i 4АП 0 усилителя сервопривода САУ (УСП),про-
порциональный разности сигнала управления и сигнала ДОС, поступа-
ет на ЭМП. Заслонка, связанная с якорем ЭМП, отклоняется на вели-
чину 7 D 0Х 4АП 0,пропорционально сигналу  7D 0i 4АП 0 .Пусть этоотклонение
происходит направо, как показано на рис.Тогда ЗСП переместит-
ся пропорционально величине  7D 0Х 4АП 0 налево навеличину Х 4АП 0.Давление
гидросмеси измагистраличерезоткрытый ЗСП поступает в правою
полость цилиндра ГДСП.Шток ГДСП перемещается относительно голо-
вок налево вместе с шарниром О 41 0 ДВК.Так как тяга ручного непод-
вижна и зафиксирована загрузочным механизмом проводки управления,
то ДВК поворачивается вокруг шарнира О 42 0, перемещая ЗРУ на величи-
ну Х 4АП 0 влево . Пропорциональность между стгналом управления и пе-
ремещением Х 4АП 0 достигается за счет сигнала ДОС, который возвраща-
ет ЭМП и,следовательно,ЗСП в нейтральное положение. Перемещение
Х 4АП 0 приводит к подаче давления в левою полость цилиндра ГДБ. Шток
ГДБ перемещается вместе с головкой и ГДСП вправо на величину Х 4АП 0,
ликвидируя темсамымповоротДВКвокруг шарнира О 42 0 ,то есть
возвращая ЗРУ в нейтраль.Таким образом,обеспечивается механи-
ческая обратная связь и равенство Х 4АП 0 = Х 4АП 0.
 _При сомещенном управлении . выполняютсяобаизрассмотренных
видов управления одновременно. При этом суммирование ручных и ав-
томатических перемещений осуществляется на ЗРУ благодаря ДВК.

 _ОТД КАУ-110
1. полный ход выходного штока.........................74 мм;
2. ход штока, соответствующий полному ходу штока
сервопривода (без "перегонки").....................13 мм;


- 10 -

3. скорость движения выходного штока без нагрузки
в атоматическом режиме, в зависимости от величины
входного сигнала ЭМП...........................20-40 мм/с;
4. масса...............................................11 кг;
Перейдем крассмотрениюсистемыавтоматического управления
полетом вертолета МИ-24

 _2. САУ-В24-1 назначение, состав, основвные технические данные
 _и характеристика режимов работы.

Система САУ-В24-1предназначенна для улучшения характеристик
устойчивости , управляемости , а также для автоматического управ-
ления центром масс вертолета.
Система обеспечивает решение следующих задач:
- демпфирование угловых колебаний вертолета и линейных движе-
ний в связанной системе координат;
- стабилизация курса , крена, тангажа;
- улучшение характеристик устойчивости и управляемости верто-
лета присовмещенном (одновременно ручном и автоматическом ) уп-
равлении;
- стабилизация приборной скорости полета ;
- стабилизация барометрической высоты;
- стабилизациягеометрическойвысоты на этапе висения и при
облете рельефа местности ( последнее эффективно только при верти-
кальных скоростях до 3 м/с);
- стабилизация положения центра масс вертолета в горизонталь-
ной плоскости на этапе висения;
- стабилизация заданного путевого угла и линии заданного пути.
- доворот по путевому углу по команде оператора.
Так особенностью вертолетной САУ является ввозможностьнеза-
висимого функционированиякаждогоизканалов управления (крен,
тангаж, направление высоты) ,то перечисленные задачи могутре-
шеться как по отдельности , так и в различных комбинациях.
Внешний вид агрегатов САУ-В24-1 представлен на рис.Взаи-
модействие агрегатов компента друг с другом и их связи с внешними
системами показаны на рис.

В комплект САУ-В24-1 входят:

1. "ПУ" - пульт управления по 1-му в каждом канале;
2. "ДУСУ" - датчик угловой скорости по 1-му в каналах направ-
ленияи крена;
3. "КД" - компенсационный датчик (датчик отключения РУ) -по
1-му в каналах крена и тангажа;
4. "ЗПУ" - задатчик путевого угла - по 1 шт.;
5. "ЗК" - задатчик курса - 1 шт.;
6. "ПВМ" - пульт "висение-маршрут" - 1 шт.;
7. "ПВП" - пульт "высота- посадка" - 1 шт;
8. "БСВ" - блок связи с радиовысотомером - 1 шт.;
9. "БВ" - блок вычислительный - 1 шт.;
10. "РМ" - рама монтажная - 1 шт.
Рассматриваемая САУ,как и предыдущие (самолетные),состоит


- 11 -

из автономного и траекторного контура . К автономному контору от-
носятся агрегаты первых трех позиций комплекта,а к траекторному
- все остальные.В САУ В-24-1 автономный контур - это фактически
типовой вертолетный универсальный автопилот "ВУАП-1", который как
самостоятельная система устанавливается и на другиходновинтовых
вертолетах.
Совместно с САУ работают следующие агрегаты и системы -датчи-
ки первичной информации :
1. КС - курсовая система типа "Гребень"(датчикортодромичес-
кого курса;
2. МГВ -малогаборитная гировертикаль (датчик кренаитанго-
жа);
3. КЗСП - корректор- задатчик приборной скорости;
4. КЗВ - корректор-задатчик барометрической высоты;
5. БСГ - блоки сигнала готовности КЗСП и КЗВ;
6. НВ- навигационный вычислитель системы стабилизации линии
заданного пути типа ВСБ-24;
7. ПКП - пилотажно-командный прибор (аналог КПП);
8. ФИСС - доплеровский измерительпутевойскоростииугла
сноса типа "Винт";
9. РВ - радиовысотомер малых высот типа "Челнок";
10. КАУ - комбинированный агрегат управления типа КАУ-110;
11. Различные выключатели,переключатели и кнопки, к которым
относятся:
- АЗС "САУ" питания САУ по постоянному току-наприборной
доске летчика;
- кнопка и индикаторнаялампочка"ВКЛ.СТАБ.СКОРОСТИ"-на
приборной доске летчика;
- кнопка отключения стабилизации скорости"ОТКЛ.СТАБ.СКОРОС-
ТИ" - на приборной доске летчика;
- кнопка аварийного отключения всей САУ "ОТКЛ АП" - наручке
циклического шага;
- концевой выключатель- задатчик усилий летчика "по крену"-
на ручке циклического шага;
- кнопки-датчики усилий летчика "по направлению" - наподпе-
дальниках летчика;
- гашетка - датчик усилий летчика"повысоте"-наручке
"ШАГ-ГАЗ";
- тумблер "ДОВОРОТ" с двумя рабочимиположениями"Левый"и
"Правый" - на пульте управления оператора.
Из перечисленного видно, что в системах управления отсутству-
етдатчикусилий летчика "по тангажу" - это объясняется особен-
ностями совмещенного управления по тангажу, которые подробнее бу-
дут рассмотренны ниже.


ОТД САУ-В24-1

1.Точность стабилизации (в установившимся режиме):
- курса + 1 ;
- крена и тангажа+ 0.5 ;
- барометрической высоты+ 6 м до 1000 м


- 12 -

+ 12 м свыше 1000 м;
- геометрической высоты (в диапозоне от 5 до 100 м)+ 4 м;
- приборной скорости (более 150 км/ч)+ 15 км/ч;
- путевогоугла (при путевой скорости более 50 км/ч
и кренах не более 15 ) + 5;
- скорости ухода от координат точки висения
(при кренах и тангажах до 5)до 15 мин;
2. Время готовности до 2 мин;
3. Потребление от источниковэлектропитания:
- по постоянному току напряжением 27В2А;
- по неременному трехфазному току 36В2А в фазе;
4. Масса :
- автомата ВУАП-17 кг;
- всей системы без монтажных деталей 25 кг;

САУ-В24-1 работает в следующих режимах:
а) автономные (режим ВУАП-1).
1. "Согласование";
2. "Стабилизация";
3. "Совиещенное управление";
б) траекторные (внешние):
1. "Висение";
2. "Высота";
3. "Маршрут";
4. "Доворот".
Рассмотрим перечисленныережимы с точки зрения их физического
смысла.

 _3. Общая характеристика режимов САУ-В24-1

Будем рассматривать режимы в том порядке, в каком ониперечис-
ленны выше .
1)  _"Согласование"  . - это,как и у самолетных САУ,пссивный,
подготовительный режим , во время согласования (МС) отслеживают и
непрерывно запоминают (главным образом в виде углов поворотов ро-
торов вращающихся трансформаторов и роторв индукционных датчиков)
текущие параметры полета . МС расиоложенны в ПУ-Н,К,Т, КЗВ, КЗСП,
БСВ и отслеживают соответственно текущие курс , крен, тангаж, ба-
рометрическую высоту,скорость и геометрическую высоту. МС вклю-
чении АЗС "САУ" ,а также при переходах на другие режимы, - тог-
да, когда предыдущий режим мешает выполнению новой задачи .
2)  _"Стабилизация" . - основной режим автономного контураВУАП-
предполагает выдерживаниеимевшихся перед включением режима зна-
чений курса ,крена, тангажа, барометрической высоты и приборной
скорости. Стабилизация углов и высоты включается соответствующими
кнопками на ПУ,а скорости - кнопкой на прборной доскелетчика.
Отмеченные параметры могут выдерживаться в любых комбинациях , за
исключением невозможностиодновременной стабилизации тангажа
и скорости. Последние объесняется тем , что изменение тангажа из-
за особенностей управления вертолетомсопровождаетсяизменением
скорости. Этидве величины в первом приближении связанны соотно-
шением:


- 13 -

К 4v
Vпр = ---- 7 q
T 4v 0р+1, где


К 4v 0 и T 4v 0 - коэфф.усиления и постоянная времени звеназа-
паздывания.
Стабилизация в каждом из 4-х каналов сопровождается демпфиро-
ванием (поугловойскоростиискорости отклонения от заданной
высоты ). Отключается стабилизация общей кнопкой отключения САУ ,
кнопками на ПУ и кнопкой отключения приборной скорости на прибор-
ной доске летчика соответственно.Некоторые вариантыотключения
возможны также при включении траекторных режимов.Особенностью
технической реализации схемстабилизацииугловбарометрической
высотыявляетсявозможностьнепрерывногоконтроля исправности
ВУАП. Для контроля используется индикатор нуля "ИН",размещенный
на переднейпанеликаждогоПУ.КонстуктивноИН- это планка
-стрелка магнитоэлектрической системы , обмотка которой включенна
последовательно в цепь обратной связи усилителя сервопривода КАУ.
При нормальной работе сигналы обратной связи всегда уравновешива-
ют суммууправляющих сигналов и планка ИН колеблется около нейт-
рального положения.В случае отакза ВУАП (нарушение правильности
формирования законовуправления)или неспособности автопилота
парировать внешние возмушения наблюдается "отскок"планкиИНв
крайнее положение. В этом случае необходимо (в зависимости от си-
туации) или отключить режим или перейти к совмещенному управлению.
3)  _"Совмещенноеуправление" .(совместная работалетчика и
ВУАП) - оно в общем случае , как уже отмечалось выше , необходимо
для заданияновыхпарамнтров стабилизации и более энергичного и
эффективного возвращения вертолетактребуемомурежимуполета
тогда, когдаСАУ по какам-либо причинам не может обеспечить дос-
таточное качество переходных процессов регулирования. Сказанное в
полной мере относится только к каналу высоты , которой при вмеша-
тельстве летчика в упрвлении полностью переводиться(покоманде
датчика усилий - гашетки на ручке " Шаг - газ") в режиме согласо-
вания. В остальных каналах режим имеет следующиеследующиеосо-
бенности:
 _канал направления . - режим стабилизации курса такжезаменя-
еться согласованием ,но автоматическое демпфирование сохраняет-
ся. Причем эффиктивность демпфирования искусственноснижаетсяв
два раза ,что необходимо для повышения эффективности управления
вертолетом от педалей .Датчик усилий канала- кнопкинаподпе-
дальниках;
к _анал крена . - режим стабилизации крена заменяетсясогласова-
нием ( по команде датчиков усилий на ручке циклического шага),а
эффект автоматического демпфирования, анологично каналу напровле-
ния ,снижается в 2 раза и, кроме этого , в автоматическую часть
канала вводитсясигналоткомпенсационногодатчикаКД-К.КД
предстовляет собойвращающийсятрансформатор,ротор которого
связан с ручкой циклического шага . Сигнал КД-К, пропорциональный
смещению ручкиуправленияпокрену ,пропускается далее через
дифференцирующий фильтр спередаточнойфункцией(0.5)/(0.5р+1)


- 14 -

Полярность сигналатакова,чтовызываемое смещение выходного
штока КАУ обратно движению штока от ручки управления. В результа-
те суммарный поворот АПК будет равен (без учета демпфирования):

 4АПК 0 4Л 7  0  7  4ЛД  7  4  7 ( 4  0  4 0.5*P 7  4  7) 4  0 4 Л1 7  4Л
 7d 4х 7 0  1=  7d 4х 7  0- 7 d 4х 7 0= 7 2 01 7  0- 7 \ 4  72 0 * 7 d 4х 1= 7 \ 4  1* 7 d 4х
 79  0  40.5*P+1 7 0 4  0  4 0.5*P+1 0 , где

 4АПК 0 4Л 0 4ЛД
 7d 4х 0 , 7d 4х 0 и  7d 4х 0 - отклонение АПК (суммарное "от летчика" и"от
КД-К"). ТоестьиспользованиеКД-Квызывает эффект введения в
"ручное" перемещение АПК инерционнго фильтра (с постоянной време-
ни 0.5 сек.).Такой фильтр необходим для предотвращения раскачки
вертолета летчиком по крену из-за малого момента инерции вертоле-
та относительпродольнойоси.Без фильтра раскачка тем более
возможна ,что имеет место запаздывание наклонов вектора тяги НВ
вслед за отклонением АПК;
к _анал тангажа . - характерен тем, что в нем при совмещенном уп-
равлении режим стабилизации тангажа должно выполнятся таким обра-
зом, чтобы ВУАП не препятствовал действиям летчика . А это в свою
очередь воможно только тогда, когда заданный (подлежащий стабили-
зации) угол тангожа будет определяться в любой момент времени как
сумма :

 7q 4зад 0  4= 7q 4вкл + 7 q 4ру 1 , 0 где
-  7q 4вкл 0 - значение тангажа в момент включения режима "Стабили-
зация";
-  7q 4ру 0 - некоторое условное (расчетное) значение тангажавер-
толета, соответствующее текущему отклонению ручки упрвления. 7q 4ру
измеряется КД-Т и зависит (помимо отклонения РУ) от режимаполе-
та, поэтомунарежимахполета ,отлечающихся от номинальных ,
крейсерских точное формирование  7q 4зад 0 невозможно. Врезультате име-
ет местонезначительная несогласованность ручного и автоматичес-
кого управления .Окончательно суммарный поворот АПК (безучета
демпфирования) будет равен :
 4АПК 0  4Л 0 4 АП 0  4Л 0 7q
 7d 4z 7 0= 7 d 4z 0 + 7d 4z 7  0 =  7 d 4z 0 + К 4Z 0*[ 7q 0 - (  7q 4вкл 0 +  7q 4кд 0 )] , где

 7q 4вкл 0 +  7q 4кд 0 =  7q 4зад
 4АПК 0 4Л 0  4 АП
-  7d 4z 0 , 7d 4z 0 , 7d 4z 0 - отклонения АПК (суммарное, "от летчика" и от
ВУАП);  7q
- К 4Z 0- коэфф.усиления (передаточное число) рассогласования
по тангажу;
-  7q 4кд 0 =  7q 4ру 0 - сигнал условного (расчетного) тангажа, "измеря-
емого" КД-К.
Из рассмотренного видно , что особенностью канала тангажа яв-
ляется также и то , что по окончании совмещенного управления вер-
толет долженбыть возвращен к прежнему значению стабилизируемого
тангажа или же режим стабилизации перед освобождениемРУдолжен
быть выключен. В противном случае возникнут большие рассогласова-
ния 7 Dq 0= 7  0( 7q 0-  7q 4зад 0) и,как следствие, значительные рывки по танга-


- 15 -

жу. Ещеодноотличиеканала состоит в том,что автоматическое
демпфирование в нем,в рассматриваемом режиме,сохраняется пол-
ностью, без занижения эффективности.
4)  _"Висение" . - включается и отключается кнопками на ПВМ. Отк-
лючение также происходит при переходе на режим "Маршрут" и от об-
щей кнопки "отк. АП" В данном режиме САУ осуществвляет стабилиза-
цию продольнойи поперечной координат вертолета над точкой зави-
сания . Так как висение - это самый неустойчивый этап полета вер-
толета ,то режим может быть включен только из режима стабилиза-
ции угового положения . Стабилизация висения осуществляется через
каналы кренаи тангажа и сопровождается демпфированием угловых и
линейных движений.Фактически в этих каналах начинается выдержи-
ваться такжезначениеизменяющихся"заданных углов",чтобы не
происходили горизонтальные смещения вертолета , при этом величины
заданных угловограничены 5-ю градусами.Основной источник пер-
вичной информации при висении - ДИСС "Винт", который выдает в САУ
сигналы продольной и поперечной , путевой скорости. Следует отме-
тить, что режим "висение" не включится до тех пор , пока продоль-
ная путевая скорость не станет меньше 50 км/ч. О сложности стаби-
лизации координат говорит тот факт ,что вертолет все жеуводит
от заданной точки с достаточно заметными скоростями - до 15 м/мин
По этой причине при появлении установившейся скорости увода реко-
мендуется спомощьюмеханизмовтримерногоэффекта переместить
ручку упраления в новое балансировочное положение . Рекомендуется
также режимом на высотах 5-10 м, и ветре не более 5 м/с .
5)  _"Высота" . - как и "Висение", тоже траекторный (внешний) ре-
жим . Датчиками основной первичной информации в этом случае явля-
ются ДИСС (выдает вертикальную скорость) ирадиовысотомер"Чел-
нок" (выдаетсигнал геометрическоы высоты).Назначение режима -
выдерживание заданной геометрической высоты в диапозоне5-100м
при облетерельефаместности с вертикаьными скоростями не более
3 м/с (последнее возможно,очевидно, лишь при небольших продоль-
ных скоростях полета , обычно до 50 км/ч). Включается режим кноп-
кой на ПВП, отключается - кнопкой на этом же пульте , общей кноп-
кой "Отк.АП"и при переходе к режиму "Маршрут" (так как "Марш-
рут" требует скорости полета не менее 50 км/ч).Высота поддержи-
вается САУ только через канал высоты.Точность стабилизации - до
4 м.Особенность режима - отсутствие демпфирования отклонений от
заданной высоты.
6)  _"Маршрут" . - основной траекторный режим . Полет по маршруту
с САУ может выполняться с целью решения как навигационных,так и
боевых задач .В первом случае стабилизируется заданный операто-
ром на ЗПУ путевой угол ,а во втором - линия заданного пути.Со-
ответственно при стабилизации путевого угла полетпроисходитпо
прямой линии,а при выдерживании линии заданного пути возможны
отклонения от прямой,если того требует боевое поведение .Датчи-
ками основнойпервичнойинформации для "Маршрута" являются ЗПУ,
ДИСС и навигационный вычислитель НВ системы наведения (стабилиза-
ции заданного пути ).Включается режим кнопкой на ПВМ , а отклю-
чается - кнопкой "Отк" наПВМ,общейкнопкойотключения,при
включении режима "Висение" и скорости менее 50 км/ч."Висение" и
"Маршрут" исключают друг друга,т.к.основной каналуправления


- 16 -

при "Маршруте"- это канал крена ,который используется также и
при "Висении".
Ограничение по скорости объясняется тем ,что в формировании
путевого угла участвует скольжение вертолета ,которое ,в свою
очередь,вычисляетсявДИСС как отношение боковой скорости к
продольной.При этом предполагается , что скольжения обычно малы
ипоэтому тангенс отношения равен самому отношению.Ясно ,что
при малых продольных скоростях частное от деления велико инару-
шаетсяпримерное равенство тангенса угла скольжения самому углу.
Основной канал управления в рассматриваемом режиме , как выше бы-
лосказано ,- канал крена .Через этот канал осуществляется все
необходимые координированые довороты до линии заданногопути(в
обоих случаях). Канал , кроме основного управления , обеспечивает
дополнительно демпфирование по крену иограничениемаксимальных
заданныхкреновдо15 .Помимоосновного канала управления в
"Маршруте" задействован еще один,- канал направления ,который
осуществляет депмфироаниерысканийвертолетаиявляется таким
образом вспомогательным .
7).  _"Доворот" . - это режим ,по своей сути аналогичный совме-
щенному управлению ,но отличии от него,реализующий"ручную
помощь" в режиме "Маршрут"."Доворот" обеспечивает быстрый вывод
вертолета на линию заданного пути и используетсятогда,когда
при автоматическомнавигационном или боевом маневрировании необ-
ходимо быстро вывести вертолет на заданное направление .Включа-
ется режимтумблером"Доворт"на пуьте оператора.При нажатии
тумблера канал направления переводится в режим демпфирования ,а
в канале крена к сигналам формирования заданного крена добавляют-
ся фиксированные опорные сигналы ,соответствующие кренам10.
Вообще говоря , нажатие тумблера "Доворот" приведет к аналогично-
му эффекту и в режиме "Стабилизация" ,но так как тумблер распо-
ложен напультеоператора,тои режим "Доворот" применяется
только одновременно с режимом "Маршрут",- при наигационномили
боевом маневрировании.
Рассмотренные режимы работы САУ-В24-1 могут включаться в раз-
личных комбинациях друг с другом и в различных вариантах совмест-
ной работы каналов управлления. Наиболее типовыми являются следу-
ющие комбинации совместного включения режимов и каналов:
1). стабилизация углового положения по курсу , крену и тангажу
может сочетатьсясостабилизацией барометрической или геометри-
ческой высоты.Вместо стабиизации тангажа может происходить ста-
биллизация приборной скорости полета;
2). при стабилизации координат висения одновременноработают
каналы кренаитангажа .По каналу высоты может осуществляться
стабилизация барометрической или геометрической высоты.В канале
направления может включаться стабилизация курса;
3). при стабилизации путевого угла или линии заданного пути в
канале тангажа может выполняться стабиизация приборной скорости ,
а в канале высоты - стабилизация барометрической высоты. Стабили-
зация геометрическойвысотыотключается .В канале направления
стабилизация курса отключается и осуществляется толькодемпфиро-
вание рысканий вертолета;
4). при управлении от тумблера "Доворот"поканалутангажа


- 17 -

может стабилизироваться приборная скорость,а по каналу высоты -
барометрическая или геометрическая высота . Канал направления ра-
ботает как демпфер рыскания.
Нижерассмотримвсезаконыуправления"активных" режимов
САУ-В24-1. Таккак особенностью вертолетных САУ является практи-
ческая независимость функционирования каналовуправления,тои
законы управлениябудем рассматривать тоже поканально,хотя и с
разделением на автономный (ВУАП) и траекторный контуры.

4.1  _Законы управления автономного контура САУ (ВУАП-1)
4.1 Канал направления (рис. )
ВУАП-1 в данном каналеобеспечиваетстабилизациюзаданного
курса и демпфирование,т.е. работает только в режиме "Стабилиза-
ция углов". Законы управления:




- - отклонение АПК по команде автопилота;
- -передаточные числа по курсу и угловой скорости;
-- сигнал курса от курсовой системы "Гребень";
- - курс, подлежащий стабилизации.
состоит из:
1.- курса вертолета в момент включениярежима(запоми-
нается механизмом согласования );
2.- поправки по курсу , от ручки центрирования на ПУ-Н
(поправка возможна в диапозоне + 5 );
3.- поправка по курсу, вводимой от задатчикакурсаЗК.
Обычнои;
-- угловая скорость рысканий вертолета;
- Т1=3 с.- постаянная времени дифференцирующего и звена за-
паздывания. Пропускание сигналачерез обазвенанеобходимо
для фильтрации постоянной составяющей , имеющейся привыпол-
нении разворотов (через канал крена - вручную или автоматически).
Фактически демпфированиевканале направления выполняются не по
угловой скорости , а по угловому ускорению .
4.2  _Канал крена (рис.)
Канал участвует в реализациизаконовдвухрежимовВУАП-
"Стабилизация угла" и "Совмещенное управление". Законы управления
"Стабилизации":
-- отклонение АПК по команде ВУАПП;
- - передаточные числа по крену и углловойскорости ;
-- сигнал крена от МГВ;
-- стабилизируемый крен;
-- крен вертолетав момент включения режима ;
- - поправка по крену от ручки центрирования ПУ-К (диапо-
зон поправки также + 5).
При вмешательстве летчика в управление закон видоизменяется:


- Т2=0.5 с. - постоянная времени дифференцирующего фильтра;
--коэфф.передачи компенсационного датчика.Таккак


- 18 -

Кх=1, то произведение .Выше было показано , что
исподьзование КД-К и соответствующей схемы фильтрации его сигнала
создает эффект задержки резких перемещений РУ. Тем самым предотв-
ращается "ручная" раскачка вертолета.

4.3  _Канал генерирования

В составе ВУАП канал выполняет стабилизацию угла ,приборной
скорости и совмещенное управление . Законы для стабилизации угла:



- обозначенияи назначение первой половины закона аналогичны
каналу крена ( также имеет диапозон + 5 );
- вторая компонента закона - демпфирующая, где вместо сигнала
используется сигналпроизводнойтенгажа.Этообъясняется
тем, чтоиспользованиевканалеклассического датчика угловой
скорости нецелесоброзно из-за совпадения собственной частотыко-
лебаний типовогоДУСасчастотой аэроцирзных колебаний корпуса
вертолета именно в управлении демпфирующая часть закона неизме-
няется ,ав формированиидополнительно участвует прямой
сигнал от КД-Т. Особенности этого случая рассмотренны выше .
При стабилизацииприборнойскоростизакон управления также
аналогичен рассмотренному , за исключением формирования:




- К- кэфф. передачи сигнала скорости от КЗСП;
- V и V - соответственно текущая и имевшаяся в момент включе-
ния скорости по оси Х.Очевидно , чтов этом режиме стаби-
лизироваться не будет и в тоже время текущиене намногобу-
дут отличатсяот стабилизации скорости вновь к стабилизации тан-
гажа ( в большинстве случаев того же самого).

4.4  _Канал высоты ( рис. )

Законы автоматического контура в этом канале обеспечи-
вает только стабилизацию заданной барометрической высоты с депфи-
рованием вертикальных движений .При вмешательстве летчика в уп-
равление канал полностью переводится в режим саглосавания . Закон
"Стабилизации":


- - перемещение АПК по команде ВУАП-1;
- Т3=0.45 с.и Т4=0.0075 - постоянные времени апереодических
звеньев ;
- К , К -коэфф. передачи сигналов отключения высоты ( Н) и
и скорости этого отклонения (р* Н).Т3 и Т4 выбраны такой вели-
чины ,чтобы подавлялись низкоивысокочастотныесоставляющие
сигналов соответственноосновного отклонения ( Н) и демпфирующие
сигналы (скорости отклонеия р*Н).Фильтрация сигналов необходима


- 19 -

из-за особенностей работы КЗВ , на выходе которого возможны флук-
туационные выбросы в области низких и высоких частот . КЗВ - дос-
таточно точныйприбор,поэтому точность стабилизации высоты с
учетом фильтрации сигналов достигает значений + 6 до 1 км. и + 12
свыше 1 км. Следует напомнить , что КАУ высоты , помимо перемеще-
ния АПК,через тросовую передачу отклоняет также истабилизатор
вертолета -длякомпенсациипикирующихи кабрирующих моментов
возникающих из-за изменения модуля вектора тяги НВ). Такие момен-
ты появляютсявсегдавследствиенесовмадения оси вращения НВ и
центра масс вертолета.
Рассмотренные законы управления ВУАП-1, характерны практичес-
ки для всех типов вертолетов,оснащенных этим автопилотом. Отли-
чия главным образом могут быть лишь в использовании сигналов ком-
пенсационных датчиков и в отсутствии связи "КАУ-В" -"стабилиза-
тор" - там, естественно, где управляемый стабилизатор как таковой
не применяется.

5.  _Законы управления внешнего (траекторного) контура САУ.

Траекторный контур - это та часть САУ , которая дает основные
отличительные признакиСАУданноготипаотлюбой другой САУ,
так-как автономные контуры большинства САУ схожи позаконамуп-
равления идаже эллементной базе .Траекторный контур САУ-В24-1
не является совершенным с точки зрения выполняемых функций, одна-
ко всеже обеспечивает решение наиболее важных задач навигацион-
ного и боевого маневрирования. Некоторым недостатком контура мож-
но считать отсутствие автоматического управления положением цент-
ра масс в вертикальной плоскости при боевом наведении нацель.
Следует, правда ,сказать, что это объясняется в большей степени
недостатком применяемого датчикаосновнойпервичнойинформации
вертикальных игоризонтальных движений вертолета - ДИСС (ограни-
чения по крену ,тангажу, в определении угла , невозможность ра-
боты над водной поверхностью и др.). Рассмотрим законы управления
во внешних режимах - "Висение", "Высота", "Маршрут","Доворот".

5.1  _Канал направления ( рис.)

Этот канал активно во внешних режимах не используетсяиего
основные назначениятаким образом - работа в режиме стабилизации
заданного курса.При включении "Маршрут"илинажатиитумблера
"Доворот" канализ режима "Стабилизация" переходит в режим "Сог-
ласование", но с сохранением ослабленных вдвое демпфирующих функ-
ций .

5.2  _Каналы крена (рис. ) и тангажа ( рис. )

В режиме "Висение" выполняется закон:
1. по крену:



К ,К ,К - передаточные числа по крену,боковойкоординате


- 20 -

(Z) ибоковой путевой скорости (W ).Сигнал боковой (поперечной)
координаты получается в БВ САУ в результате прохождение сигнала W
(от ДИСС) через звено запаздывания Т5(Т5*р+1).
Так как постоянная времени Т5=120 с.,то звенофактически
выполняетинтегрирующие функции и на его выходе формируется сиг-
нал бокового координаты Z - основного параметрарегулированияв
данном режиме .Учет сигнала Wz обеспечивает демпфирование боко-
вого движения внртолета .Напомним , что условием включения "Ви-
сения" является наличие сигнала от ДИСС типа "Wx< 50 км/ч".>

2. _ по тангажу



продольная координата Х получается также пропусканием сигнала
, в данном случаепродольнойпутевойскорости,череззвено
120(120*р+1).
С цельюувеличениябезопастностиполетавеличины и
ограничиваются в САУ значением + 5.Такое жесткое ограни-
чение необходимо из-за того, что висение - это самый неустойчивый
для вертолета режим.
В режиме "Высота" каналынезадействованы,аврежимах
"Маршрут" и "Доворот" не задействован один канал тангажа. А в ка-
нале крена реализуются законы управления :
а) навигационный:



-- изодромное звено с постоянной времени Тп = 6 с.
Благодаря изодрому заданный путевой угол выдерживается без стати-
ческой ошибки;
-- коэфф. передачи ;
-- соответственно крен текущий ,имевшийся в мо-
мент включения и от ручки центрирования на ПУ-К ;
- -соответственнопутевой угол от ЗПУ,текущий
курс и угол скольжения .Алгебраическая суммаэтихугловесть
отклонение отзаданногопутевогоугла ,а после усиления этой
суммы с коэфф. формируется сигнал , пропорциональный задан-
ному крену. Причем одновременно с усилением выполняется ограниче-
ние этого сигнала до величины , соответствующей + 15. ;
- - сигнал фиксированого крена от тумблера "Доворот",
= + 10.
б)  _боевой .: закон аналогичен предыдущему , за исключением пра-
вила формирования заданного крена :, где
К - сигнал доворота от бортовой системы наведения . К также по-
дается на пилотажный командный прибор ПКП,что даетвозможность
директорного управления вертолетом в боевом режиме .
Особенностью режима "Маршрут" является необходимость одновре-
менного включения"Стабилизации".Впротивном случае в каналах
крена и курса может возникнуть раскачка.
Режим боевого маневрирования включается автоматически при ра-
боте системы наведения ,но тоже только при условии уже включен-


- 21 -

ных "Стабилизации" и "Маршрута".

5.3  _Кнал высоты . (рис. )
Из всех внешних режимов канал задействован только пристаби-
лизации геоиетрической высоты .Условием включением режима , по-
мимо наличия сигналов готовности ДИСС и радиовысотомера , являет-
ся наличиесигналаотключения "Маршрут".Последнее объясняется
тем ,что "Маршрут" может быть реализован только припродольных
скоростях более 50 км/ч ,а режим "Высота" рекомендуется исполь-
зовать на скоростяхменее 50 км/ч . Законы управления режима:




- Т5= 0.7 с -постоянная фильтра сглаживания .Фильтр сигнала
для сглаживанмя возможных резких изменений сигнала отклоненийот
заданной геометрическойвысоты при полетах над сильно пересечен-
ной местностью;
- W ,- сигнал вертикальной скорости . Для обеспечения безо-
пастности полета W ограниченно величиной + 3 м/с.;
- Ни Н - сигналы геометрической высоты в момент вклю-
чения и текущей.
Нобразутся на выходе электронного механизма согласования
блока "БСВ" . На вход МС , естественно, поступает сигнал Нр. При-
чем этот сигнал имеет довольно высокую точность ,которая дости-
гается применением комплексированного фильтра "Ф"-схемысов-
местной обработки сигналов Wy от ДИСС и Н от радиовысотомера. Де-
ло в том ,что из-за особенностей работы радиовысотомеравего
сигнале присутствуют помехи - случайные выбросы- в пересче-
те на выход до 30 м и длительностью до одной секунды .Структур-
ная схема компенсированного фильтра "Ф" представлена на рис . :







В обозначенияхфильтраТф= 0.6 С.- постоянная времени .
Так- как Wy с большой степенью точности рпоизводной ,
то навыходефильтраобразуетсясигналгеометрической высоты
практически без ошибки .Ошибкаотфильтровываетсязвеном
запаздывания.
Режим чаще всего используется летчиком для стабилизации коор-
динат висения и реже - дляогибания рельефа местности.

6)  _Перспективы развития САУ и ПНК

ЛА четвертогои пятого поколения характеризуются широким ис-
пользованием ЦВМ и микропроцессоров ,что позволяетсущественно
повысить объем и точность решения задач пилотирования и навигации
(главном образом за счет применения сложных ,но точностых алго-


- 22 -

ритмов управления ЛА) . Значительно повышается надежность ответс-
твенного оборудования ЛА - за счет приминенияболеесовершенной
технологии изготовления , многократного резервирования и широкого
использования в САУ и ПНК аппаратуры встроенного контроля . Перс-
пективные ПНК отличаются еще большим комплексированием самых раз-
личных видов оборудования и еще большимкругомрешаемыхзадач.
Для перспективныхСАУхарактерна реализация концепции активного
управления , включая совмещенное управление ЛА и силовой установ-
кой. Концепция активного управления предполагает , как отмечалось
ранее ,одновременное ,взаимосвязанное проектирование и разра-
ботку САУ и компоновки ЛА,его аэродинамических форм и конструк-
тивных параметров. Такой подход позволяет реализовать:
1. системы улучшенияустойчивостиуправляемостинабазе
электрических систем дистанционного управления (ЭСДУ);
2. управление самолетом с уменьшенными запасами устойчивости;
3. непосредственное управление аэродинамическими силами;
4. парирование воздействия ветра и подавления аэроупругих ко-
лебаний.

1) ЭСДУ - представляетсобойэлектрическуюсистемуканала
"ручка управления- рулевая поверхность" и является аналогом ме-
ханической проводки управления.В ЭСДУ широко применяется резер-
вирование и встроенный контроль. Главное преимущество ЭСДУ заклю-
чается в возможности реализации более совершенных принципов авто-
матического и автоматизированного управления в сравнении с тради-
ционными механическими системами. Это объясняется большей приспо-
собленностью "электрического управления" к совершенным алгоритмам
регулирования загрузки,управления и других систем . Кроме того,
за счетмрогократного резервирования (трехкратного и более) бое-
вая живучесть ЭСДУ выше живучести механических систем. На тяжелых
ЛА проявлятсяеще одно преимущество ЭСДУ-снижение массы и объема
всей системы управления.


2)  _Управление самолетом с уменьшеннымизапасами устойчивости.

Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости обычно
обеспечиваются компоновкой самолета ,в основном величиной и со-
отношением площадей крыла и хвостового оперения. Рразвитое опере-
ние имеет большую массу и создает значительное лобовоесопротив-
ление, чтоприводит к повышенному расходу топлива,снижению ма-
невренности и т.п. Уменьшение оперения дает обратный , полезный
эффект ,однакополетна неустойчивом самолете возможен только
при непрерывном отклонении рулей для указанныхавтоматовобычно
является перегрузка ,учет которой обеспечивает как бы демпфиро-
вание самолета .Необходимые условия реализации автоматов устой-
чивости - высокий уровень надежности ,малая зона нечувствитель-
ности , ограниченное запаздывание . Кроме того система эта должна
быть адаптивной ,поскольку передаточные числа ее зависят от ре-
жима полета. Перечисленным требованиям в настоящее время отвечают
только автоматыустойчивостина базе ЭСДУ с цифровым вычислите-
лем. Имеющее место в некоторых случаях увеличение массыцифровой


- 23 -

ЭСДУ компенсируется снижением общей массы самолета. Для получения
таких же маневренных характеристик при традиционном уровнеаэро-
динамической устойчивости необходимо увелеченние прочности и пло-
щади оперения и,как следствие ,запасатоплива.Увеличение
взлетного весаприэтомпо некоторым расчетам примерно в 7 раз
превысит разность весов ЭСДУ и обычной системы управления.В це-
лом взлетныйвесЛА при использование цифровых ЭСДУ и автоматов
устойчивости снижается на 10 - 15 %.

3) _ Непосредственное управление аеродинамическими силами . - вы-
полняется с помощью специальных органов управления ( г. о. флапе-
ронов, интерцепторов ,спойлеров,передних дополнительных гори-
зонтоального ивертикальногооперения)иявляется эффективным
средством улучшения пилотажных свойств.САУ специальныхорганов
управления обеспечивает :
- почти двухкратное снижение среднеквадратического отклонения
(СКО) вертикальной скорости приземления;
- маневрирование с постоянными углами тангажа ;
- повышение точности стабилизации центра масс при сравнитель-
но небольших приращениях перегрузки ;
- значительноеувелечениезначенийкритических углов атаки
и,тем самым, существенное снижение посадочной скорости и т. д.
Вариантом непосредственногоуправленияявляетсяуправление
адаптивным крылом - крылом с изменяемым в зависимости от числаМ
и угла атаки профилем. Адаптивное крыло позволяет увеличить угло-
вую скорость установившегося разворота на 50 - 60 % и примерно на
10 %-экономичностьполета (на крейсерских режимах).За счет
смещения вектора подъемной силы крыла в сторону фюзеляжа снижает-
ся изгибкрылана 8 - 10 %,благодаря чему можно снизить запас
прочности и массу конструкции или увеличить удлинение крыла.

4)  _Парирование воздействий ветра и подавление аэроупругих ко-
 _лебаний . - необходимы из-за нежесткости конструкций ЛА и, следова-
тельно , появление пи наличии турбулентности упругих конструкций.
Укацанные деформациивызывают ускоренный рост усталостных разру-
шений элементов конструкции и снижают комфорт экипажа. Кроме того
при большихскоростяхполетааэроупругие колебания конструкции
перерастают в особо опасный вид - флаттер (длясамолетовкрити-
ческая скорость флаттера определяется в основном изгибно-крутиль-
ными колебаниями крыльев).Системы парирования порывовветраи
аэроупругих колебаний представляют собой быстродействующую (демп-
фируюую колебаният 3 - 15 Гц) цифтовую САУ с воздействием наор-
ганы непосредственногоуправления аэродинамическими силами (сис-
тема парирования ветра и повышения комфорта экипажа) испециаль-
ные небольшие рули крыльев и стабилизатора (противофлатерные сис-
темы). Особенности таких систем заключаются в необходимости изме-
рения деформаций в 5 - 15 точках ЛА в моделировании движения ЛА с
учетом нежесткости его конструкции. Первая особенность обуславли-
вает наличиенаборту5 - 15 акселерометров и датчиков угловых
скорстей, а вторая - применение быстродействующихЦВМ(до10
миллионов операцийв секунду) с достаточно большим объемом памя-
ти. Системы парирования ветра позволяет снизить внезаптные перег-


- 24 -

рузки отпорывовветра примерно в 2 раза и повысить критмческую
скорость флаттера на 30 % (цифры соответствуют самолету В-52).
Многофункциональные комплексныесистемы активного управления
оакзывают существенное влияние на летно-технические характеристи-
ки самолетов.Помимоуказанноговыше они позволяют,по оценке
специалистов на 20 - 25 %. Вклад различных систем при этом выгля-
дит следующим образом:
- система полета со сниженным запасом устойчивости - 10 - 15%;
- системы снижения маневренных нагрузок и повышения критичес-
кой скорости флаттера - по 2 - 5%;
- система снижения нагрузок от ветровых возмущений - 1%.
Возможность технической реализации активных систем управления
подтвержденна рядомлетных испытаний,а отдельные функции таких
систем уже выполняются САУ ЛА четвертого и пятого поколения.



 3ТЕМА N 16"СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
 3ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ"

 3ЗАНЯТИЕ N 6 0 (Гр.,2часа):
Системы повышения безопасности полета.
"СОС-3":назначение, основные технические
данные, состав и принцип работы.



 31.  _Необходимостьизмеренияиучета аэродинамических
 _ 3углов

Аэродинамические углы - угол атаки ()иугол скольжения
() - определяют летные характеристики самолета. Их знание необ-
ходимо для пилотирования самолета, особенно на предельных (крити-
ческих) режимах полета.Например, при больших углах атаки возни-
кает явление срыва воздушного потока на крыле,вызывающее резкое
уменьшение подьемной силы.В результате происходит потеря устой-
чивости самолета, сваливание в штопор. При наличии скольжения са-
молета плоскости крыла обтекаются "косым" потоком воздуха, а поэ-
тому срыв потока и сваливание в штопор может произойти на меньшем
угле атаки.
Таким образом,управление самолетом на предельныxрежимаx
полета требуетот летчика повышенного внимания.Самым сложным и
опасным из критических режимов является режим по углу атаки - так
называемый режим сваливания.
Для определения угловина самолетах устанавливаются
датчики углов атаки (ДУА), датчики углов скольжения (ДУС), комби-
нированные датчики углов атаки и скольжения (ДУАС) иуниверсаль-
ные датчики аэродинамических углов (ДАУ).
Чувствительными элементами всех датчиков являютсяфлюгеры,
которые всегда устанавливаются по потоку воздуха. С осью флюгеров
связаны движки потенциометров ( см. рис. 1):

























Рис.1: Датчик аэродинамических углов


- 2 -

Электрические сигналы, снимаемые с потенциометров, подаются
в системы-потребителиаэродинамическихуглов(например,в
систему автоматического управления,системы вооружения), а также
на указатели и сигнализаторы для визуального контроля летчиком.
Так как выход самолета на режимсваливаниясвязанкакс
ошибками пилотирования на больших углах атаки,так и с действием
возмущений, то необходимо автоматическое выдерживание ограничений
по углу атаки.
Существует (вообще)  3три уровня автоматизации ограничений:
1. Сигнализация о нарушении ограничений;
2. Формирование "подсказок", направленных напредотв-
ращение опасных последствий;
3. Вмешательство в процесс ручного управления ипари-
рование действий, ведущих к нарушению ограничений.
 3Ввиду очень большой опасности превышениядопустимыхуглов
 3атаки на современных самолетах устанавливаются системы, использу-
 3ющие все три уровня автоматизации ограничений поуглуатаки. 0К
таким системам, например, относится система ограничения угла ата-
ки (СОУА), которая устанавливалась на самолете МИГ-23. 2  3На самоле-
 3те МИГ-29, являющимся базовым для нас, установлена система огра-
 3ничительныхсигналовСОС-3,такжереализующаявсе три уровня
 3автоматизации ограничений по углу атаки.
Рассмотрим более подробно систему СОС-3.


 32.  _Назначение, состав и основные технические данные
 _ 3системы СОС-3

Система ограничительныхсигналовСОС-3 предназначенадля
автоматизации управления самолетом на критических поуглуатаки
режимах полетасцельюболее полного использования маневренных
возможностей самолета.Это улучшаетлетно-техническиехаракте-
ристики самолета.
Состав системыСОС-3расмотрим напримере функциональной
схемы (рис.2):
 3В состав системы СОС-3 входят:
1. БВК-1 - блок вычисления и коммутации;
2. ДАУ-72-1 - датчик углов атаки;
3. ДАУ-72-2 - датчик углов атаки;
4. ДП1-3М- датчик перегрузок;
5. СЧМ-1-0.45 - сигнализатор числа М - 2 шт.;
6. СЧМ-1-0.8- сигнализатор числа М;
7. ВК2-200Р - концевой выключатель - 2 шт.;
8. УАП-6 - указатель углов атаки и перегрузки;
9. КНР - кнопка "КОНТРОЛЬСОС";
10.ТС-5М - табло светосингнальное - 2 шт.;
11.773700- электрогидравлический распределитель (ЭГР1-ЭГР4) -4 шт;
12.773900- электрогидравлический распределитель (ЭГР5);
13.Гидроцилиндр со штоком ограничения хода ручки управления.
 3Основные технические данные системы СОС-3:
1. Электропитание: - постоянным током напряжением 27В;
- переменным током напряжением 36В 400Гц;
- переменным током напряжением 115В 400Гц;
2. Гидропитание - от общей и бустерной гидросистем
3. Диапазон измерения:
- текущих углов атаки - от -1,5 до +29 ;
- текущих значений вертикальной перегрузки - от -2 до +10 g.


- 3 -

4. Погрешность индикации:
- текущих углов атаки - не более + 1 ;
- текущих значений вертикальной перегрузки - не более + 0,3 g
(при климатических условиях, отличных от нормальных - соответ-
ственно +1,5и+0,4 g).
5. Погрешность выдачи и снятия управляющих сигналов по углу атаки
не превышает: - в нормальных климатических условиях - +1;
- в отличных от нормальных условиях - +1,5 .
6. Система имеет встроенный контроль.
7. Масса системы - не более 10,5 кг.


 33.  _Принцип действия системы СОС-3

СОС-3 относитсякчислу автоматических систем ограничения
угла атаки с активным вмешательством в управление за счетприну-
дительного отталкивания с усилием 17 кг. ручки управления самоле-
том "от себя" (иодновременногоотклонениястабилизатора)при
достиженнии допустимыхдляданногорежимаполета углов атаки.
Благодаря этому,во-первых,обеспечивается наибольшая оператив-
ность принимаемыхмерпо предупреждению опасных последствий,и
во-вторых, летчикпредупреждаетсяовозможностивозникновения
опасной ситуации без дополнительной информационной нагрузки.
Работа системы ограничения угла атаки улучшаетсятакжеза
счет отклоненияносковкрыла(предкрылков) при увеличении угла
атаки. Отклонение носков препятствует развитию процесса срыва по-
тока скрыла,аследовательнопри этом "отодвигается" граница
сваливания и более полно используются маневренные возможности са-
молета.
Информация о работоспособностиирежимах функционирования
системы СОС-3высвечиваетсянасветосигнальных табло и на уни-
версальном сигнальном табло (УСТ) системы ЭКРАН. Текущее значение
угла атаки выдается на стрелочный указатель УАП-6,установленный
на приборной доске.На этот же указатель выдается текущее значе-
ние нормальной перегрузки.
Сигнал ограничения формируется по упрежденномууглуатаки
(), который определяется по текущему углу атаки () и его
производной () с учетом допустимого угла атаки ( ),за-
сящего от числа М полета. При этом для упрощения вычесления
весь диапозон эксплуатационных чисел М разбит на три интервала:
а)
б)
в)
Условие срабатывания системы по ограничению угла атакисле-
дующее:

где:



Сигналвзависимости от режима полета пропускается
через фильтры 4и 2порядка (соответственноW1, W2)



Если ,то



- 4 -

Снимается сигнал ограничения угла атаки при выполнении условия:


где

Особенностью системы СОС-3 является то, что управляемые нос-
ки (предкрылки) отклоняются уже при . А именно,
сигнал на отклонение носков выдается прииусловии



где- заданный угол атаки.

Снимается сигнал отклонения носков (т.е. носки автоматически
убираются) приМ(независимо от угла атаки) или при условии:


Информация о текущих значениях параметров полета ( )
и оположении отклоняемых носков крыла в виде электрических сиг-
налов поступает в вычислитель системы.При нарушениидопустимых
условий полета вычислитель формирует в соответствии с приведенны-
ми соотношениями сигналы,которыевызываютрезкоеограничение
(перемещение) ручки управлениясамолетом.Это создает требуемое
отклонение стабилизатора и, одновременно, предупреждает летчика о
приближении к опасному режиму полета.


 34.  _Работа системы СОС-3

Работу системы СОС-3 рассмотрим по функциональной схеме (см.
рис.2) и поясняющей диаграмме (см. рис.3).
С целью повышения надежности системы ибезопасности полета
система СОС-3резервирована(дублирована)повыполнению своей
основной функции. Она имеет два канала выработки управляющих сиг-
налов в вычислителе (см. схемы управления штоком в БВК на рис.2).
Задублирована также и исполнительная часть СОС-3 за счетвключе-
ния в каждый канал ограничения угла атаки по два электрогидравли-
ческих распределителя (ЭГР),рабочая живкость ккоторымподво-
дится от двух гидросистем: общей и бустерной.
Канал управления носками крыла не резервирован.
В полете системаСОС-3работает следующим образом.После
взлета самолета и уборки шасси включаются два концевых выключате-
ля (ВК шасси) и напряжение от бортсети постоянного тока поступает
в блок БВК и через него к датчикам угла атаки (ДАУ-72) и указате-
лю угла атаки и перегрузки (УАП-6).
В процессе полета от датчиков угла атаки,установленных по
левому иправому бортам самолета,в блок БВК поступают электри-
ческие сигналы,соответствующие местным углам атаки (и),
а от сигнализаторов числа М (СЧМ) - сигналы, соответствующие ука-
занным выше трем фиксированным диапазонам изменения числа М.Так
как впроцессеманеврированияобтекание корпуса самолета может
быть несимметричным, то сигналыи могут быть различными.
Поэтому онипоступают сначала в блок селекции,где сравниваются
между собой,и больший из нихв качестве текущего значения угла
атаки () поступает в блок (схему) управления носками и в ука-
затель УАП-6.На указатель поступает,кроме того,информация о
величине нормальной перегрузки ( ).


- 5 -

Датчики¦Вычисл.-коммутац. устр-ва ¦Исполнит. устр-ва
-----------------------¬ -----------¬
-------¬ ¦¦ ----¬ -----------¬ ¦ ¦-----¬¦Толкатель ¦
¦ ДАУ+---------+-+ +---+Схема +-+----+ЭГР1+--¦ГЦ¦
L------- ¦¦ ¦ С ¦ ¦управления¦ ¦ ¦L-----¦(выход I) +---
-------¬¦ ¦ Е ¦ ¦ штоком ¦ ¦-----¬¦ ¦
¦ ДАУ+-+-------+-+ Л ¦ ¦(канал I) +-+¬¦--+ЭГР2+--¦ ¦
L-------¦ ¦ Е ¦ L----------- ¦¦ ¦ L-----+----------+
-------¬ ¦¦ ¦ К ¦ -----------¬ ¦¦¦¦ -----¬¦Толкатель ¦
¦ДП+---------+ ¦ Т ¦ ¦Схема ¦ ¦L-+-+ЭГР3¦¦ ГЦ¦
L------- ¦¦ ¦ О ¦ ¦управления+-+-+- L-----¦(выход II)+---
-------¬M
¦ СЧМ+-+-------+ ¦ +---+(канал II)+-+-+--+ЭГР4¦¦ ¦
L-------¦ L--T- L----------- ¦L-----L-----------
-------¬ ¦M>0,45 ¦¦ ¦ ¦
¦ СЧМ+---------+¦ ¦
L------- ¦¦¦ ¦ ¦
-------¬M>0,8¦¦ ¦
¦ СЧМ+-+-------+--¬ ¦ ¦ ¦
L-------¦¦ ¦ ¦
-------¬ ¦РК¦ -+-+-------¬¦ ¦
¦ВК+---------+ ¦Схема ¦¦-----¬----------¬
¦шасси ¦ ¦¦ ¦управления+---------+-+--+ЭГР5+--+ГЦ носков+----
L-------¦ ¦ носкам覦L-----L----------
-------¬ ¦¦ LT----------¦ ¦
¦ВК¦РК¦¦Б л о к +---------------¬
¦носков+-+-------+---БВК +-+--¬ ¦
L-------LT---T------T--------T--¦ ¦
- - - - -¦- - - - + - + - - -¦- - - - + - + -¦- - - - - + - - - - -
¦ ¦ -----+----¬---+--¬---+---¬------+------¬
Устройства-+---+¬¦Кнопка ¦¦ УСТ ¦¦ ТС-5М¦¦ТС-5М¦
индикации и ¦УАП-6¦¦"Контроль¦¦"УПОР¦¦"Отка禦"Нет резерва¦
управленияL------¦СОС-3" ¦¦ СОС"¦¦ СОС" ¦¦СОС"¦
L----------L------L-------L-------------


Рис.2: Функциональная схема системы СОС-3


M^
¦ г=================================
¦ ¦
¦ ¦ ¦
0,8+ - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
¦ ¦ г========
¦ ---------------------------------------¦--------
¦ ¦¦ ¦
0,45+ - - - - - - - + - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
¦ ¦ г========
¦ ---------------------------------------¦--------
¦ ¦¦ ¦
0+---------------+-------------+------------------------+-------->
¦ 81526
¦

Рис.3: Диаграмма работы системы СОС-3



- 6 -

Схема управления носками в зависимости от текущего угла ата-
ки и числа М вырабатывает сигналы,которые подаются на ЭГР,уп-
равляющий положением носков: приМ 0,8 носки выпускаются (если
8,7 ) или убираются (если7,7 ); а приМ 0,8 носки
убираются независимо от величины угла атаки.
При полете со скоростью, соответствующей числуМ 0,45, в
блоке БВК формируется функция f(,), величина которой
сравнивается с 26 .Если,то из БВК подается
питание на электромагниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2. Срабатыва-
ние электромагнитовприводит к перемещению золотников этих расп-
ределителей и подаче,тем самым,рабочей жидкостиотобщейи
бустерной гидросистем в полость толкателя гидроцилиндра (выход I).
Толкатель воздействует на шток,штокчерезповоротнуюкачалку
системы управления самолетом отталкивает ручку управления ОТ СЕБЯ
и одновременно отклоняет стабилизатор в положение-2 . Откло-
нение стабилизатора приводит к уменьшению текущего угла атаки,а
следовательно и к уменьшению величины . При выполнении усло-
вия 24электромагниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2 обесто-
чиваются, и шток гидроцилиндра под воздействием пружины возвраща-
етсяв исходное положение (ручка управления самолетом и стабили-
затор, естественно, тоже). Если при этом летчик продолжает увели-
чивать угол атаки (ручку НА СЕБЯ), то при 26произойдет
повторное автоматическое срабатывание системы и ограничениеугла
атаки.Темсамымсамолетбудет пилотироваться на углах атаки,
близких к, что в итоге обеспечивает максимальное использо-
вание маневренныхвозможностей самолета на докритических режимах
полета.
Приполетесоскоростью, соответствующейчислу М в диа-
пазоне от 0.45 до 0.8, и при достижении самолетом угла атаки, при
котором26 , сигналот блока вычисления и коммутации (БВК)
поступает на электромагниты распределителей ЭГР3иЭГР4.Соот-
ветствующий толкательгидроцилиндраприэтом перемещает шток в
положение ВЫХОД II, которому соответствует положение ручки управ-
ления ОТ СЕБЯ, а стабилизатора - в положение=-15 . Золотники
распределителей ЭГР1 и ЭГР2 при этом обесточены. Таким образом, в
этом диапазоне чисел М ограничение угла атаки будет производиться
как бы более "интенсивно".
При полетесо скоростью,соответствующей числу М 0.8 нос-
ки автоматически убираются, допустимый угол атаки () ограни-
чивается величиной15 ,и при срабатывании системы стабилизатор
устанавливается в положение =-2 (то есть работаютраспределители
ЭГР1 и ЭГР2).
Помимо указанноговышерезервирования (дублирования) в
системе СОС-3 приняты еще 1  3следующие меры, повышающие безопасность
 3полета при отказах системы:
а) приотказеканалауправленияносками(когдасамолет
достиг угла атаки,при котором выполняется условие на отклонение
носков - 8.7,а разовой команды с концевых выключателей
носков, сигнализирующей об их выпущеном положении, нет) ввычис-
лителе формируется сигнал, снижающий допустимый угол атаки до 15 .
Управляющий сигнал на ограничение угла атаки при этом вырабатыва-
етсяв первом канале и подается на ЭГР1 и ЭГР2 (срабатывание ко-
торых вызывает отклонение стабилизатора в положение=-2 ) при
любом числе М;
б) если из-за неисправности системы шток после снятия сигна-
ла с ЭГР не возвращается в нужное положение, то в вычислителе (на
основе разовой команды от поворотногодатчикаположенияштока)


- 7 -

формируется разовая команда "УПОР СОС".При наличии этой команды
после выпуска шасси на УСТ системыЭКРАНвысвечиваетсянадпись
"УПОР СОС".Это предупреждает летчика о том, что при посадке мо-
гут ступенчато возрасти до 17кг усилия,необходимые для отклоне-
ния ручки управления НА СЕБЯ;
в) при отказе одного изканаловсистемынатаблоТС-5М,
расположенном на правом горизонтальном пульте, высвечивается над-
пись "НЕТ РЕЗЕРВА СОС". При отказе обоих каналов системы на соот-
ветствующий сигнализаторсистемыТС-5Мвыдаетсясигнал "ОТКАЗ
СОС".

 35.  _Особенности эксплуатации системы СОС-3

Техническая эксплуатация СОС-3 производится в соответствии с
"Регламентом технического обслуживания" самолета, а также "Техно-
логическимикартами(ТК)итехнологиямивыполнения работ" по
системе (они представлены в "Руководстве по техническойэксплуа-
тации СОС-3"), имеющимися 3 на следующие виды работ:
- монтаж (ТК N1);
- демонтаж (ТК N2);
- внешний осмотр (ТК N3);
- проверка работоспособности с помощью встроенного контроля
на самолете (ТК N4);
- проверка работоспособности встроенного освещения (ТК N5);
- проверка работоспособности со снятием с самолета (ТК N6);
- проверка блока вычисления и коммутации (ТК N7);
- регулировка блока вычисления и коммутации со снятием с са-
молета (ТК N8);
- регулировка при замене блоков (ТК N9).
Рассмотрим лишь порядок проверки работоспособности системы
встроенным контролем на самолете.
Встроенный контроль, реализованный в системе,обеспечивает
контроль исправности СОС-3 на земле припериодическихосмотрах.
Проверка встроеннымконтролем производится при включенных выклю-
чателях АККУМ. БОРТ-АЭРОДРОМ, ГЕНЕР.ТОКА, АЗК СОС, СОС-1, СОС-2,
ЗАКРЫЛКИ-НОСКИ иприналичиидавления в основной гидросистеме.
После включения питания по постоянному и переменному току необхо-
димо выставитьфлюгера датчиков аэродинамических углов на нижний
упор (ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:После подачи команды "КонтрольСОС-3"не
допускается прикасаться к флюгерам ДАУ во избежание ожога).
По команде "Контроль СОС-3" (выдается при нажатии соответст-
вующей кнопкинаправом горизонтальном пульте) флюгеры датчиков
ДАУ начинают автоматически (под действием стимулирующих сигналов)
перемещаться:
- при достижении угла атаки (10+1) ,контролируемого визу-
альнопоуказателю УАП-6,флюгеры останавливаются,и при этом
должны полностью выпуститься носки крыла;
- послевыдержкивремени(апосле включения встроенного
контроля через 10 сек.) флюгеры датчиков продолжаютперемещение,
носки убираются,загорается табло "Отказ носков", и при достиже-
нии угла атаки (16+1) флюгеры вновь останавливаются. В этом поло-
жении проверяется работа канала ограничения угла атаки при отказе
канала управления носками.О исправности системы судят по убран-
ному положению носков, отсутствию сигналов "Отказ СОС" и "Нет ре-
зерва СОС", наличию на УСТ системы ЭКРАН кадра УПОР СОС и наличию
на ручке управления самолетом усилия,ограничивающего ее переме-
щение до определенного положения;


- 8 -

- после выдержки времени флюгеры ДАУ вновь продолжают пере-
мещение, ограничивающее усилиенаручкеуправленияснимается,
табло "Отказносков"гаснет.Придостижении угла атаки (27+1)
флюгеры останавливаются,на РУС вновьпоявляетсяусилие,пре-
пятствующее ее перемещению "на себя",стрелка текущей перегрузки
указателя УАП-6 должна показывать 4g и вновьнаУСТпоявляется
кадр УПОР СОС.Таким образом проверяется работа канала ограниче-
ния угла атаки при исправности канала управления носками.
Погрешность показаний указателя УАП-6 определяется как раз-
ность между его показаниями и значениями 27градусов(дляугла
атаки) и4g (для канала вертикальной перегрузки).Она не должна
превышать значений, указанных в ОТД системы (см. 2 вопрос данного
занятия).

При снятиисигнала"Контроль СОС-3" (отжимается кнопка на
правом горизонтальном пульте) шток гидроцилиндравозвращаетсяв
убранное положение и снимается дополнительное усилие с РУС.
Система дублированияпроверяетсяпутемпоследовательного
отключенияканалов ограничения угла атаки автоматами (АЗК) СОС-1
и СОС-2.Например,при выключении АЗК СОС-1 (имитируетсяотказ
первого канала) система продолжает работать так, как описано выше,
но на табло ТС-5М должна светиться надпись "НЕТ РЕЗЕРВА СОС". При
отказе цепейпитания обоих каналов (выключены АЗК СОС-1 и СОС-2)
на ТС-5М высветится надпись "ОТКАЗ СОС".
Проверки системы СОС-3 и ее элементов в соответствии с тех-
нологическими картами N 5-9 выполняются с помощью комплекта конт-
рольно-проверочной аппаратуры КПА-СОС-3.




 3ТЕМА N 16"СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
 3ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ"

 3ЗАНЯТИЕ N 9 0 (Гр.,2часа):
Работа САУ-451-03 в режимах "ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИ-
ЗОНТУ" ("ПГ"), "УВОД ИЗ ЗОНЫ ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ" и
"ЗАХОД НА ПОСАДКУ". Особенности эксплуатации
САУ-451-03.

 31.  _Работа САУ-451-03 в режиме ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ (ПГ)

Режим ПГ позволяет автоматически перевести самолетв режим
горизонтального полета из любого пространственного положения. При-
ведение осуществляется контурами автоматического управления неза-
висимо от контуров демпфирования. При вмешательстве летчика в уп-
равление впроцессеприведения(нажатиемкнюппеляуправления
электромеханизмами МТ или приложением усилийкРУС)управление
приводами контуров автоматического управления отключается, а кон-
туры демпфирования продолжают работать.Припрекращениивмеша-
тельства летчика режим восстанавливается.

 3Канал стабилизатора: 0Закон управления стабилизатором в ре-
------------------- жиме ПГ такой же, как в режимах стаби-
лизации углового положения и стабили-
зации высоты, но при этом проще формируется сигнал заданной перег-
рузки ():




где:


Отсутствие изодромного фильтра в цепи прохождения сигнала
обусловлено тем,что для приведения к горизонту требуется значе-
ние угланаклона траектории в низкочастотной области спектра его
изменения.
При достижении5и 7 с задержкой 4-5 секунд
включается режим стабилизации высоты, то естьбудет формиро-
ваться так, как в режиме стабилизации высоты (см. выше).


 3Каналы элеронов и руля направления: 0Законы управления этих
---------------------------------- каналовсоответствуют
стабилизациинулевого
угла крена при7 .В диапазоне углов7и45
осуществляется стабилизация курса.



 32.  _Работа САУ-451-03 в режиме УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ

Этот режим обеспечивает увод самолетас недопустимомалых
высот полета.Уровеньопасной высоты предварительно задается на
задатчике указателя радиовысотомера (РВ).

 3Канал стабилизатора: 0Для увода самолета сопаснойвысоты
------------------- используются оба типа приводов:МТ и
АРМ. В этом случаеконтуравтомати-


- 2 -

ческого управлениясэлектромеханизмом МТ работает по такому же
закону управления,как и во всех предыдущих автоматических режи-
мах, но при этом сигнал заданной перегрузки () формируется с
учетом сигнала заданного угла наклона траектории ():




где:


Сигнал заданного угла наклона траектории () обеспечива-
ет выходсамолета из зоны опасной высоты с постоянным углом нак-
лона траектории. Таким образом, контур автоматического управления
включается какбыврежим "ПГ",только горизонт "поднят" на 8
градусов кабрирования. В результате происходит набор высоты с уг-
лом = 8.
Так как скорость отработки задающего воздействия электроме-
ханизмом МТ невелика, то наблюдается замедленная реакция самолета
на увод с опасной высоты. Поэтому, для ускорения увода самолета в
начальной фазе увода (первые 3-4 секунды) используется АРМ конту-
ра демпфирования, на вход которой подается сигнал отклонения ста-
билизатора на кабрирование,предварительнопропущенныйчерез
изодромный фильтр.Через 3-4 секунды этот сигнал полностью исче-
зает и шток АРМ возвращается в исходное положение.
В результате воздействия обеих приводов переходныйпроцесс
отклонения стабилизатораприуводесопасной высоты имеет вид
(характер), показанный на рис.1:

^
¦
¦
¦
¦
¦
¦
¦ ¦
¦ ¦
¦
¦
L-----+-----+-----+-----+------->


Рис.1: Переходный процесс отклонения стабилизатора
при уводе с опасной высоты

САУ-451-03 обеспечиваетудовлетворительное качество управ-
ления при выводе из зоны опасной высоты лишь при начальной верти-
кальнойскоростисамолета не более 40 м/с и угле крена не более
30 градусов. Иначе возможна значительная "просадка" самолета.

 3Каналы элеронов и руля направления: 0 Они работают в режиме
 2----------------------------------  0 УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ
аналогично режиму ПГ,
т.е. при производят стабилизацию нулевого угла крена, а при
и- стабилизацию курса (см. канал элеронов в ре-
жиме стабилизации углового положения).


- 3 -

 33.  _Работа САУ-451-03 в режиме ЗАХОД НА ПОСАДКУ

Как уже говорилось,режимы автоматического идиректорного
заходов на посадку (АЗП и ДЗП) реализуются САУ-451-03 совместно с
радиотехнической системой ближней навигации и посадки (РСБН). Ав-
томатическое управление отличается от директорного лишь тем,что
управляющие сигналы с вычислителя используются не только дляин-
дикации,нои для воздействия на рулевые поверхности самолета с
целью удержания его на заданной траектории.
Режим начинается после поступлениякомандыГОТОВНОСТЬ
КУРСОВОГО РАДИОМАЯКА ("Гот.К"),о чем свидетельствует уборка с
лицевой панели ПНП курсового бленкера.При этом  2в горизонтальной
 2плоскости начинается стабилизация центрамасссамолетаврав-
 2носигнальной зоне (плоскости) курсового радиомаяка (КРМ).В вер-
 2тикальной же плоскости режим имеет два этапа:
 21. Стабилизация барометрической высоты полета;
 22. Стабилизация положения центра масс самолета на глиссаде.

 3Канал стабилизатора: 0На первом этапе управление стабилиза-
------------------- тором осуществляется также, как в ре-
жиме СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ (см. занятие
16-8). При этом сигнал отклонения от равносигнальной зоны глиссад-
ного радиомаяка ГРМ ( ) мал. По мере приближения к ВПП сигнал
растет (наПНПнаблюдаетсясмещениегоризонтальнойпланки из
крайнего верхнего положения к центру прибора),ипринекотором
его определенномзначении формируется команда ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ (в
субблоке ВПТ - вычислитель посадки тангажа - вычислителя управле-
ния ВУ-222-03).Поэтой команде отключается стабилизация высоты
полета и включается стабилизация самолета на глиссаде снижения.
 2Закон управления 0 для канала стабилизатора в режиме захода на
посадку имеет вид:




где:

- коэффициент системы самонастройки. Изменение его в про-
цессе захода на посадку обеспечивает приемлемое качест-
во управления как на больших, так и на малых дальностях
до ВПП. Вычисляется в субблоке ВКТ (вычислитель коррек-
ции тангажа) вычислителя управления ВУ-222-03 в зависи-
мости от глиссадной дальности;
- сигнал отклонения от равносигнальной зоны ГРМ;

- фильтр 2-го порядка, обеспечивает фильтрацию вы-
сокочастотных помех, связанных с сигналом откло-
нения от равносигнальной зоны ГРМ ();
- сигналпринудительного отклонения стабилизатора на 4
пикирования. Этот сигнал формируется в субблоке ВПТ (вы-
числитель посадки тангажа) по команде ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ и
обеспечивает более интенсивный переход от горизонтально-
го полета к полету по глиссаде. Поэтому в момент захва-
та глиссады директорная стрелка тангажа резко отклоняет-
ся вниз, указывая на необходимость создания дополнитель-
ного пикирующего момента для вывода самолета на глиссаду
снижения.


- 4 -

Изодромный фильтр с постоянной времениобеспечивает пос-
тепенное снижение с течениемвремениидальнейшееисчезновение
влияния сигналана движение самолета.

 3Канал элеронов: 0В канале элеронов в течение всего процесса
-------------- захода на посадку осуществляется стабилиза-
ция самолета по сигналам отклонения его от
равносигнальной зоны КРМ ( ).
 2Закон управления 0 для канала элеронов в режиме ЗАХОД НА ПО-
САДКУ имеет вид:



где:


- коэффициент самонастройки канала. Его назначение ана-
логично назначению коэффициента самонастройки в кана-
ле тангажа;
- передаточная функция, обеспечивает изодромную обрат-
ную связь по отклонению курса при малых ошибкахвы-
держивания курса ВПП ()иучет курса ВППпри
больших ошибках. Изодром позволяет устранить влияние
постоянного бокового ветра и медленных ошибок курсо-
вой системы на точность стабилизации самолета по оси
ВПП.
Процесс снижения самолета по глиссаде заключается в удержа-
нии летчиком директорных стрелок и стрелок положения КПП и ПНПв
центре кружков(в режиме ДЗП) или в отработке сервоприводами САУ
(рулевыми машинами АРМ и механизмами триммерного эффекта МТ) пос-
тупающих сигналов, управляющих элеронами и стабилизатором.
Снижение по глиссаде в режимахАЗПиДЗПобеспечивается
только до высоты 50 метров (из условий безопасности в связи с ис-
кривлением равносигнальной зоны).
В случае пропадания сигнала готовностикурсового ("Гот.К")
или глиссадного ("Гот.Г") каналовРСБНпослезахватаглиссады
происходит автоматическоеотключение режимов АЗП и ДЗП и включе-
ние режима ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ.


 34.  _Особенности эксплуатации САУ-451-03

Одной из особенностей эксплуатации САУ-451-03 являетсяот-
сутствие обязательных периодических проверок параметров системы.
В процессеэксплуатации проверка отдельных параметров САУ произ-
водится при поиске и устранении неисправностей.Отыскание же не-
исправностей производится в случаях:
- обнаружения отказа при проверке работоспособности САУ
тест-контролем;
- замечаний летного состава, не подтверждающихся тест-конт-
ролем.
 2САУ-451-03имеетдостаточноразвитую систему встроенного
 2контроля ,охватывающую контролем около 75%ее элементов как на
 2земле, так и в полете.
 _В полете контролируются:
1. Включение режимов работы САУ;
2. РаботоспособностьАРМ-150по уровню рабочей жидкости в


- 5 -

нихи по наличию питания.Для контроля уровня жидкости
в замкнутой полости АРМ-150 установлено устройство сигна-
лизации - геркон,сигнал с которогопри падении уровня
рабочей жидкости ниже допустимого подается в ВУ-222-03 и
воспринимается каксигнал отказа режима демпфирования в
соответствующем канале.
Сигналы отказа вызывают соответствующую световую сигнализа-
цию, а также фиксируются системой ЭКРАН. Кроме того,в течение
всего полета с включенной САУ  2система ТЕСТЕР регистрирует:
- сигналы положения штоков АРМ-150 всех каналов;
- сигналы положения штоков электромеханизмов МТ крена и тан-
гажа;
- сигналы отклонения командных стрелок КПП ( и ) в режи-
мах директорного управления;
- разовые командывключенияавтоматических режимов работы
САУ, команды ручного включения механизмов МТ, обжатия га-
шетки и отключения режимов САУ.

При наземном техническом обслуживании с помощью встроенного
тест-контроля проверяется работоспособность САУ,и вслучаеее
нарушения выдается информация об отказе. Причем,  2каждое автомати-
 2ческое включение САУ-451 в работу происходит только после прохож-
 2дения тест-контроля 0. Информация тест-контроля об отказе использу-
ется специалистами при поискеконкретногоотказавшегосменного
блока системы или субблока вычислителя.
 2Система встроенного тест-контроля содержит 0два вычислителя
(вычислитель контроля стимулов ВКСи вычислитель контроля оценки
ВКО)и ряд дополнительных элементов, размещенных в ВУ-222-03.В
ВКС формируется программа контроля, а ВКО управляет работой систе-
мы тест-контроля, выдает результаты контроля на индикацию и управ-
ляет работой вычислителя ВКС.
 2Система тест-контроля построена на основе 0 оценки реакции от-
дельных устройств (вычислителей) САУ на стимулирующие сигналы.В
соответствии с так называемойпрограммойстимуловпроизводится
выдача стимулирующихсигналов (т.е.возмущающих воздействий) на
датчики ДУСУ,ДЛУ,КВ-16,на включение и переключениережимов
системы, атакже непосредственно в субблоки вычислителя управле-
ния. Датчики в соответствии с этими стимулирующими сигналамивы-
дают сигналы в ВУ-222-03.На основе этих сигналов (стимулирующих
и от датчиков) субблоки вычислителя управления формируют и выдают
управляющие сигналы на рулевые машины и механизмы триммерного эф-
фекта в соответствии с законами управления,- это так называемые
оцениваемые сигналы (параметры).
Оцениваемые сигналы (параметры) поочередноподключаютсяк
сравнивающему устройству- компаратору оценки в субблоке ВКО - в
соответствии с так называемойпрограммойканаловконтроля.На
компараторе происходитсравнение величины оцениваемого сигнала с
программным (требуемым) значением. При их совпадении контроль пе-
реходит к оценке следующего сигнала,а при несовпадении происхо-
дит остановка контроля и вырабатывается командаотказа,которая
индицируется на лицевой панели вычислителя управления ВУ-222-03.
 2Собственно тест-контроль системывключает в себя74 шага.
 2Однако, собственнотест-контроль (эти 74 шага) начинается только
 2после прохождения самоконтроля схемы тест-контроля.Самоконтроль
 2схемы тест-контроля включается автоматически, реализуется в тече-
 2ние 4-7 секунд и охватывает вычислительуправленияВУ-222-03и
 2проверяемые каналы и цепи. 0 В случае нормального прохождения само-


- 6 -

контроля начинает мигать лампа индикации ДЕМП на пультеуправле-
ния ПУ-189вкабине,чтосигнализируетоначалесобственно
тест-контроля САУ. В дальнейшем мигание лампы ДЕМП является инди-
кацией (единственной в кабине) прохождения тест-контроля.
 2Встроенный тест-контроль включается автоматически при :
- включенных АЗК "ТРИММ. ЭФФ." (кабинный энергоузел) и вык-
лючателе "САУ" (правый горизонтальный пульт);
- исправности первичного ивторичногоэлектропитанияСАУ
(контролируется свечением светодиодов 200,+27,+15,-15, +12,
-12, +5, +25 в секторе "Питание" на лицевой панели ВУ-222-03);
- нормальной заправке всех АРМ рабочей жидкостью (контроли-
руется свечением светодиодов А,Т, К, Н в секторе "АРМ" на лице-
вой панели ВУ-222-03);
- наличиив САУ сигнала "Готовность ИКВ" (должен светиться
светодиод "ИКВ" на лицевой панели ВУ);
- обжатой стойке шасси (если сигнал "Стойка обжата" отсутст-
вует,тона лицевой панели ВУ не будет светиться ни один свето-
диод).
 2Особенностью проверки САУ тест-контролем является необходи-
 2мость обязательнойустановкипередпроверкой штоков механизмов
 2триммерного эффекта крена (МТк) и тангажа (МТт),а также датчика
 2положения ручки по крену ДПР-23 в нулевое положение. Несоблюдение
 2этого условия может приводить к остановке тест-контроля,т.е.к
 2выдаче ложного отказа САУ.
При исправности САУ тест-контроль (все 74 шага) проходит без
остановки, ипо окончании его включается режим ДЕМПФЕР (при этом
устойчиво, т.е.без мигания начинает гореть лампа ДЕМП на пульте
ПУ-189, атакжегаснеттабло аварийных режимов ДЕМП.ВЫКЛ.и
прекращается мигание кнопки-лампы ЦСО системы ВСС-1). После окон-
чания тест-контроля ручка управления остается отклоненной по кре-
ну и тангажу механизмами МТк и МТт, поэтому необходимо произвести
ручное триммированиеручкидозагораниясоответствующих табло
нейтрального положения триммеров ("ТРИММЕР СТАБИЛИЗ."иТРИММЕР
ЭЛЕРОН.").
В случае обнаружения неисправности в САУ прохождение прог-
раммы тест-контроляостанавливается.Приэтом мигают все лампы
индикации (кроме лампы ПОВТ.ЗАХОД) на пульте ПУ-189 (в кабине)и
мигает светодиод "ОТКАЗ" на лицевой панели вычислителя управления
ВУ-222-03. Кроме того,группа светодиодов на лицевойпанелиВУ
фиксирует номер шага и номер опроса, на которых произошел останов
(на каждом шаге производится 8 опросов с номерами от 0 до 7). Ана-
лиз этойинформациис привлечением специальных таблиц позволяет
определить место отказа с точностью до канала и цепи.
 2Для поиска и устранения неисправностей,обнаруженных тест-
 2-контролем, необходимо:
1. Произвестиперезапуск тест-контроля,чтобы убедиться в
наличии неисправности САУ.
2. Подключить к ВУ-222-03 пульт проверки ПП-212из состава
контрольно-проверочной аппаратуры КПА-САУ-451-02 сер.2.
3. С помощью кнопки "ПРОДОЛЖ.КОНТР." на ПП-212,"проталки-
вая" на один шаг тест контроль при каждой его остановке, выполнить
всю программу тест-контроля (74 шага). Записать весь набор шагов,
на которых происходили остановки тест-контроля.
4. По полученным сочетаниям шагов программы, используя таб-
лицу 104 в "Руководстве по технической эксплуатации САУ", опреде-
лить предполагаемыеотказавшиеконструктивно-сменныеблоки САУ
или субблоки вычислителя (в соответствии стабл.104ихможет


- 7 -

быть одновременно не более двух).
5. Если такими субблоками оказались ВПУ(вычислительпро-
дольной устойчивости),ВКО(вычислительконтроля оценки),ВКС
(вычислитель контроля стимулов), КФ (коммутатор функций), К (ком-
мутатор) илиблок питания БП-63,то произвести в вычислителе их
поочередную замену с последующей проверкой работоспособностиСАУ
тест-контролем послекаждой замены.Если тест-контроль проходит
нормально, то устранение неисправности считать законченным, - ни-
каких дополнительных проверок и регулировок производить не требу-
ется.
6. Для всех остальных субблоков вычислителя управления ВУ и
блоков САУ,после замены которых требуется помимотест-контроля
дополнительные проверкиипри необходимости регулировки,необ-
ходимо пользоваться алгоритмами поисканеисправностей,разрабо-
танными длякаждогошагатест-контроля и приведенными в "Руко-
водстве по технической эксплуатации САУ".
Алгоритм поиска неисправности позволяет путем замера указан-
ных в алгоритме параметров (напряжений) с помощью ПП-212 и цифро-
вого вольтметраконкретноопределитьотказавшийблокСАУ или
субблок вычислттеля. При этом в каждом алгоритме требуется произ-
вести не более трех замеров.
Из имеющегося набора шагов, на которых происходила остановка
тест-контроля, достаточно выполнить работу с использованием алго-
ритма поиска только для одного шага.
После замены найденного отказавшего блока САУили субблока
ВУ необходимо проверить систему тест-контролем и, убедившись, что
замена призведена правильно, произвести проверку, а при необходи-
мости и регулировку по технологическим картам, указанным в "Руко-
водстве по технической эксплуатации САУ".
 2Проверка и регулировка отдельных параметров САУ обеспечива-
 2ются спомощьюКПА-САУ-451-02 сер.2 на борту самолета или с по-
 2мощью стендового комплекта СК-САУ-451 в условиях ТЭЧ.




1.ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКАИ ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ
ДАННЫЕ СИСТЕМЫ ЭКРАН.

Большое разнообразие исложностьоборудованиясовременного
самолета-истребителя,с одной стороны,позволяет решать самый широ-
кий круг задач,но,с другой стороны ,приводит к необходимости тща-
тельного контроляоборудования.Причемвремяна контроль жестко
ограничено (главным образом условиями и особенностямиподготовки
самолета кполету).Крометого,существенновозрастаетактуаль-
ность решения задачи непрерывного контроля оборудования.Оценка сос-
тояния оборудованияспомощью штатной КПА,очевидно,не может ре-
шить поставленные проблемы,поэтому значительнаячасть,оборудова-
ния и подсистем современного самолета охвачены встроенным контро-
лем (ВСК).А так как элементов ВСК в целом на самолете оказывается
достаточно много,тоодновременно с ВСК оборудования и подсистем
на борту самолета устанавливается системацентрализованногоуп-
равления алгоритмамивстроенного контроля и документирования ре-
зультатов контроля.Рассматриваемая система ЭКРАН относится к ап-
паратуре такого класса.На типовом современном самолете-истребите-
ле ЭКРАН предназначен для обработки сигналов ВСК и датчиковсис-
тем в полете и на земле с одновременной печатью результатов конт-
роля и выдачей их на УСТ.При этом ЭКРАН решает следующие задачи:
1) в процессе наземного контроля (НК) осуществляется реализа-
ция алгоритмов ВСК как в автоматическом режиме,так исучастием
оператора;результаты контроля документируются;
2) в процессе полетного контроля (ПК)осуществляется обработка
сигналов ВСК и формируется формализованные сообщения,характеризу-
ющие состояние оборудования и превышение летныхограничений;фор-
мируемыесообщенияи время их поступления документируются в по-
рядке приоритета;
3) впроцессеитогового,"обобщенного"документирования (ДК)
осуществляется печать последних 64-х сообщений ввидецифрового
кода;если жесообщенийза время полета не было,на пленке ЭКРАНа
печатаются нули (в последних вариантах ЭКРАНасцельюэкономии
пленки печать нулей не проводится).

Основные технические данные ЭКРАНа:
1. Количество контролируемых параметров от ВСК бортовыхсис-
тем:
- бинарных сигналов....................................109
- аналоговых сигналов..................................128
2. Количество систем и агрегатов,контролируемых ЭКРАНом....22
3. Время выдачи сообщения с момента появления отказа,с....0,5
4Количество выдаваемых в бортовые системы сигналовуправле-
ния.....................................................22
5. Количество комманд оператору при НК.....................10
6. Количество сообщений-команд летчику..................до 70
7. Количество "итоговых" документируемых сообщений......до 64
8. Параметры кадра на УСТ:
- размеры,мм.........................................39х24
- количество строк в кадре...............................4
- количество символов в строке...........................8
- высота символа,мм......................................4
9. Запас пленки в катушке,м................................18
10. Время непрерывной работы,ч...............................5
11. Тип пленки - лавсановая металлизированная ЛМ-35П.
12. Напряжение питания,В.................................18-31
13. Потребляемая мощность,Вт...............................100
14. Масса,кг................................................12

По принципудействияипостроения ЭКРАН представляет собой
сложное логическое программируемое устройство,ихотявсистеме
используются функциональныеэлементыиузлы микропроцессоров и
ЦВМ,ЭКРАН к последним отнести нельзя,т.к.при его работе цифровая
обработка сигналов не производится.
Система ЭКРАН конструктивно состоит из 2-х блоков:блока логи-
ки и управления "1Э" в различных модификациях и блока индикации и
документирования (с УСТ) типа "2Э",соответствующих блоку "1Э" мо-
дификацией.Схема связейЭКРАНас другими системами представлена
на рис.2.




















2.КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ БЛОКОВ СИСТЕМЫ ЭКРАН.

2.1. _ Блок логики и управления "1Э".

Блок "1Э"всоставе ЭКРАНА является основным,т.к.именно в
этом блоке осуществляется формирование и реализация всех алгорит-
мов контроля и выработка команд для управления блоком индикации и
документирования.Функциональная схема блока "1Э" представленана
рис.3.
















Сбор и обработка сигналов от датчиков и ВСКбортовыхсистем
осуществляется попрограмме,заложеннойв ПЗУ (емкость ПЗУ - 4к
18-разрядных слова).Сигналы эти поступают через ключи коммутатора
в ЦУУ,котороеопределяетпрактическивсюлогикуработы блока
"1Э".Команды для управления блоком индикацииидокументирования
выдаются через выходной регистр.В составе блока "1Э",помимо расс-
мотренных узлов,входят также 4 ОЗУ.Их основное назначение обеспе-
чивать логикувыдачисообщенийна УСТ блока "2Э".При появлении
отказа контролируемой системы в блоке "2Э" печатается и индициру-
ется наУСТ соответствующее сообщение.Следующий по времени отказ
в зависимости от его приоритета либо заменяет первое сообщение на
УСТ (котороевданномслучаепереводится в ОЗУ "память"),либо
фиксируется в ОЗУ "Очередь".Из "Очереди" сообщение может быть вы-
ведено на УСТ нажатием кнопки "ЭКРАН-ВЫЗОВ" (предыдущее сообщение
на УСТ в этом случае также переведется в ОЗУ "Память").В процессе
всего полетногоконтроля в ОЗУ "РПК" (результаты полетного конт-
роля) постоянно регистрируется информация о последних 64отказах
контролируемых систем.ОЗУ"Состояние"служит в основном для со-
держания и сравнения информации о текущих параметрах систем сих
эталонными значениями.
По принципу построения блок "1Э" является одноадреснымпрог-
раммируемым устройствомспрямой последовательностью выполнения
команд,записанных в ПЗУ.При этом информация по разрядам словако-
дируется следующим образом:






Каждая команда управления имеет большое количествомодифика-
ций,что позволяет достаточно полно решать весь круг задач контро-
ля.
Работа блока "1Э" синхронизируется специальным задающим гене-
ратором и сигналами об исполнении команд исполнительнымиэлемен-
тами 1Э.Исправность блока постоянно контролируется алгоритмически
системой ВСК блока.

2.2. _ Блок индикации и документации "2Э".

Блок "2Э" обеспечивает печать и индикацию сообщений оператору
при наземнойпроверкеоборудованиясамолета и летчику во время
руления и полета.Сообщенияпечатаютсяметодомэлектроискрового
выжигания части металлического покрытия пленки.Изображение на эк-
ране УСТ получается путем просвета специальными лампами прозрач-
ных участков пленки в местах выжигания.Особенностью индикации яв-
ляется то,что кадр на пленке имеет размеры 35х24 мм.Поэтому часть
информации кадрадляиндикации не предназначена и на экране УСТ
таким образом отображается только текстовая часть сообщения.Сооб-
щение о времени появления события остается за пределами видимого
поля пленки.
Информация напленке отображается в виде наборов букв,цифр и
знаков.Весь используемый набор символов изображен на рис.4.




















Функциональная схемаблока"2Э"и схема связи его с блоком
"1Э" представлена на рис.5.















Основными узлами блока "2Э" являются:узел управления иинди-
кации (УУИ),узелочистки игл (УОИ),узел ключей (УК),узел регист-
рации сообщений(УРС)исобственно лентопротяжный механизм
(ЛМП).Их назначение:
УУИ-включает ЛМП по команде от "1Э" ("1Э" выдает нулевойпо-
тенциал включениядвигателя "ОПВкл.дв."),обеспечивает формирова-
ние нулевых импульсов печати "ОИПч" для синхронизации работы "1Э"
и "2Э"(схема формирования ОИП,в свою очередь,запускается сигна-
лами таходатчика ЛМП),а также включаетузелочисткииглпосле
каждого импульса записи (выжигания);
УОИ-обеспечивает принудительную очистку игл головку печати от
нанесенных на них частичек металлического покрытия пленки;
УК-обеспечивает усиление по мощности импульсов,поступающих от
"1Э" на иглы головки печати;
УРС-состоит из головки печати с линейкойиз28иглпечати
(иглы размещеныв одну линию по высоте кадра),устройства очистки
игл и токосъемника.УРС обеспечивает собственнопечатьсообщений
на пленкепри подаче на соответствующие иглы линейки серии поло-
жительных импульсов +45В;
ЛМП-обеспечивает протяжкупленкисо скоростью 1 м/с (только
во время формирования кадра и межкадрового пространства),атакже
хранения пленки в специальной кассете.
При реализации алгоритма выдачи сообщенияблок"1Э"выдает
сигнал включениядвигателя ЛМП ("ОПВкл.дв.").Начинается протяжка
пленки со скоростью 1 м/с и через некоторое время (около5сек)
на соответствующие иглы головки печати от УК поступают первые им-
пульсы (+45В) длительностью 0,1 сек.По окончании импульсов также в
течении 0,1 сек происходит очистка игл.Далее 0,5 сек продолжается
протяжка пленки безпечати.Затемрассмотренныйпорядокзаписи
(такт) повторяетсяеще3раза до окончания формирования первой
колонки символов.Для формирования 1 символа используютсявозмож-
ности матрицыиз7х5=35точек,а столбца символов - возможности
столбца из 4-х таких матриц.Таким образом,за 4тактазаписипо
высоте кадра пленки (24 мм) линейка из 28 игл сформирует точечным
выжиганием столбец из 4-х символов.
Полный кадрзаписивмещает 4 строки.В самой строке по длине
кадра располагается 8символовдлятекстовогосообщения(см.
основные техническиеданные)и один символ - цифра,для указания
времени появления события.Для полного заполнениявсегокадра за-
писи сообщениятребуется,очевидно,8 наборов групп импульсов по 5
наборов импульсов в группе (набор в данном случае - этоодновре-
менная подачанапряжения+45В на все 28 игл).Примеры записи ин-
формации представлены на рис.6 (видматрицыдлябуквы"о")и
рис.7 (упрощенныйвидсообщения,точноздесьизображена только
первая буква "О" и единица).
После обработкицикла программы печати снимается разрешающий
потенциал печати "ОИПч",иглы обесточиваются и далеепродолжается
только протяжкапленкидляобразованиямежкадрового промежут-
ка.Затем снимается потенциал "ОПВкл.дв." и ЛМП останавливается.
Из переднейпанелиблока "2Э" помимо экрана УСТ расположены
два табло ("память" и"очередь")икнопка"экран-вызов".Табло
сигнализирует оналичиисообщенийв ОЗУ "память" и "очередь",а
кнопка позволяет переводить сообщения с экрана УСТ в ОЗУ "память"
при одновременном выводе очередного сообщения из ОЗУ "очередь" на
УСТ.Причем логика индикации загруженностиОЗУтакова,чтотабло
гаснет только тогда,когда полностью освобождается соответствующее
ОЗУ.Например при переводе последнегосообщенияиз"очереди"в
"память" табло"очередь" гаснет.При исчезновении отказа информа-
ция о нем из обоих ОЗУ стирается.Сообщение об этом отказетеперь
будет выдано (из ОЗУ "РПК") только в режиме документирования.





















 .3. _Режимы работы системы ЭКРАН

Система ЭКРАН имеет следующие режимы работы:
-режим самоконтроля "СК";
-режим наземного контроля "НК";
-режим полетного контроля "ПК";
-режим документирования "ДК".

Порядок включениярежимов и перехода с режима на режим опре-
деляется соответствующим набором признаков состояния систем само-
лета иоргановуправленияЭКРАНом."НК"включается только вру-
чную,"СК"-вручную или автоматически,а "ПК" и "ДК"-только автомати-
чески.
Режим "СК" -наземный режим,включается вручную нажатием кнопки
"ЭКРАН-ВЫЗОВ" напередней панеле блока "2Э".Автоматическое вклю-
чение режима выполняется во время прохождения цикла"НК".Следует
отметить,что указанная логика включения "СК" относится к самокон-
тролю всей системы ЭКРАН в целом.В то жевремяблок"1Э"имеет
собственные элементыконтроля,непрерывно функционирующие во время
работы системы в режимах "НК" и "ПК".
Самоконтроль ЭКРАНАпредусматривает проверку исправности всех
его основныхузлов(кромеячееккоммутаторавходных сигна-
лов).Большая частьэлементов "общего" самоконтроля и центральный
узел контроля блоков (УКБ) размещены в блоке "1Э".Во времяконт-
роля проверяются:
-исправность ячеек признаков и таймера блока "1Э";
-прохождение команд;
-исправность узла печати блока "2Э".

Цикл контроля начинается с печати сообщения "САМОКОНТРОЛЬ"и
заканчивается в зависимости от результатов самоконтроля сообщени-
ями "ЭКРАН ГОТОВ" или "ОТКАЗ".Сообщение "ОТКАЗ" крометого,может
появиться и в режимах "НК" или "ПК" - как свидетельство выхода из
строя блока "1Э".В обоих случаях дальнейшее функционированиеЭК-
РАНа прекращаетсяи его нужно выключить соответствующим выключа-
телем.
Время прохождения всего цикла самоконтроля невелико,определя-
ется главным образом временем печати сообщений и составляет около
10 сек.Режим рекомендуется включать перед каждым полетом.
Режим "НК"-наземный режим,включается вручную нажатиемкнопки
"ЭКРАН-КОНТРОЛЬ",расположенной направом пульте кабины.Периодич-
ность проверки оборудования самолета в "НК" определяется указани-
ями ГИ ВВС (см.последний вопрос данного пособия).
Цикл "НК"начинаетсясавтоматическоговключениярежима
"СК",после которого в автоматическом режиме выполняется собствен-
но циклограмма "НК".Вид части циклограммы представлен на рис.3.
Всего контролюподвергается 22 наиболее важных системы и аг-
регата.Причем каждые из этих систем иагрегатовоцениваютсяпо
соответствующему наборуихконтрольныхпараметров (выдаются от
ВСК этих систем и агрегатов).Оценка каждого параметра выполняется
автоматически илис участием оператора.В последнем случае на УСТ
индицируются команды операторуповыполнениюручных,визуальных
операций контроля,атакжевыполнению других необходимых
действий.Результаты ручных и визуальных операций контроляфикси-
руются кнопками"ЭКРАН-ВЫЗОВ" и "ЭКРАН-КОНТРОЛЬ" (первая при на-
хождении параметра в поле допуска,а вторая привыходепараметра
за поледопуска).На нажатие кнопок отводится вполне определенное
время (в соответствии с циклограммой) ипоэтомуприотсутствии
фиксации результата контроля кнопками на УСТ печатается сообщение
"ОТКАЗ УСЛОВИЙ",а программа контроля продолжается дальше.
Заканчивается "НК" выдачейодногоизсообщений:"БОРТОВЫЕ
СИСТЕМЫ ГОДЕН" или "БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТКАЗ".
Время прохождения режима "НК" составляет около 15 мин.
Режим "ПК" включается автоматически и условно разделяется на эта-
пы:
-режима взлета (РВ);
-режима собственно полетного контроля (ПК);
-режима посадки (РП).

На всех этапах режима "ПК" осуществляется контроль оборудова-
ния самолетас печатью результатов контроля,однако время появле-
ния отказа печатается только в полете,наэтапе"ПК".Регистрация
каждого отказасопровождаетсязагораниемлампочкиЦСО системы
ВСС-1.
Этап РВ-начинаетсясразу после нажатия кнопки запуска двига-
теля самолета "запуск на земле" или после снятия сигналаотжатия
основных стоекшасси(шасси выпущены и не загружены).Назначение
РВ-сообщения об отказах контролируемого оборудования,а также выда-
ча летчику команд для установки летчиком шасси,закрылков,стабили-
затора и носков крыла вовзлетноеположение(приоритеткоманд
соответствует порядкуприведенногоперечисления).Послезапуска
двигателя или снятия обжатия шасси (отрыва самолета от ВПП) начи-
нается подготовка к переходу с РВ на режим собственно ПК.Происхо-
дит это следующим образом.Запускается на 2 сек. таймер блока "1Э"
(для определенияустойчивогосигналаснятия обжатия шасси,т.е.
учета вибрации шасси во время разбега).Затем еще на 60сек.за-
пускается ещеодин таймер "1Э",что необходимо для предотвращения
перехода РВ сразу в РП.По истечении последних 60 сек.на УСТ пе-
чатается сообщение"ПОЛЕТ" (или "РЕЙС") и начинается этап ПК.Для
облегчения дешифрирования за кадром "полет" всегдаследуетодин
пустой кадр.
Этап ПК - начинается печатью сообщения "ПОЛЕТ".На втором эта-
пе ЭКРАНрегистрирует отказы бортового оборудования,время их по-
явления,а также печатает различные указания летчику.Информация об
отказах хранитсявОЗУ "РПК","ОЧЕРЕДЬ","ПАМЯТЬ".В ОЗУ "РПК" ин-
формация сохраняется до выключения системы(последние64отка-
за),а содержаниеОЧЕРЕДИ и ПАМЯТИ определяется количеством имею-
щихся на данный момент отказовидействиямилетчика(см.пункт
3.1).
Этап РП -начинаетсяпосигналу становкистабилизаторав
посадочное положение или по сигналу выпуска шасси.На этапе РП,как
и при РВ,помимо контроля отказов летчику выдаются команды по уста-
новке элементов самолета впосадочноеположение:"ШАССИВЫ-
ПУСТИ","ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ","СТАБ.УСТ.НАПОСАДКУ","НОСКИВЫ-
ПУСТИ".После выполнения перечисленных команд печатается сообщение
"ПОСАДКА".После приземления самолета шасси обжимаются и на 2 сек.
запускается таймерблока"1Э"(учетвибрации шасси при пробе-
ге).Затем на 20 сек. запускается другой таймер,что необходимо для
определения фактапробега по ВПП.По истечении этих 20 сек.этап
РП заканчивается и автоматически начинаетсяновыйрежимЭКРАНА
"ДК".
Режим "ДК" начинается печатью сообщения "ДОКУМЕНТ",за которым
следует пустойкадри 16 кадров с закодированными сообщениями о
последних 64 отказах.После печати последнего из 16кадровдоку-
ментирования режим "ДК" заканчивается и вновь включается взлетный
этап режима "ПК".Этап РВ прекращается при выключении общего пита-
ния самолета.

4.ДЕШИФРИРОВАНИЕ ЗАРЕГИСТРИРОВАННОЙ ИНФОРМАЦИИ
И ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
СИСТЕМЫ ЭКРАН.

Информация об отказах оборудования печатается на пленке ЭКРА-
На в виде буквенно-цифрового сообщения,а также полностью в цифро-
вом виде(последнеетолько в режиме документирования).Сообщения
об отказах в полете сопровождаетсяуказаниемвременипоявления
событий.Особенностью такой печати является то,что время регистри-
руется в последней колонке кадра пленки и по этойпричиненахо-
дится ,какотмечалось ранее,за полем экрана УСТ.Отказы,произо-
шедшие на земле (этапы полетного контроля РВ и РП),регистрируются
без указаниявремени,что,однаконе вызывает больших неудобств в
оценке состояния оборудования,т.к. большая часть отказов происходит
все же в полете.
Все регистрируемые отказы оборудования имеютсвойприоритет
(см. напримертабл.1)ивсоответствии с ним выводятся на пе-
чать.Пример полной записи сообщения (от включения и до выключения
бортсети) в порядке их следования может выглядеть следующим обра-
зом: САМОКОНТРОЛЬ-ЭКРАН ГОДЕН (или ОТКАЗ)-БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫГОДЕН
(или БОРТОВЫЕСИСТЕМЫ ОТКАЗ)-ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ-СТАБИЛИЗАТОР УСТА-
НОВЛЕН НА ВЗЛЕТ-НОСКИ ВЫПУСТИ-ПОЛЕТ-сообщения об отказах вполе-
те-ШАССИ ВЫПУСТИ-ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ-СТАБИЛИЗАТОР УСТАНОВИ НА ПОСАД-
КУ-НОСКИ ВЫПУСТИ-ПОСАДКА -ДОКУМЕНТ-16кадров с результатамидоку-
ментирования.Ниже рассматриваютсяслучаи и особенности регистра-
ции отказов,произошедших в полете,а также примерыдокументирова-
ния.
Пример полетного сообщения:
ДАВЛЕНИЕ....................2
В КАБИНЕ....................4
ПРЕДЕЛ......................3
СНИЖАЙСЯ....................7
Здесь цифры читаются сверху вниз и обозначают минуты и секунды
появления отказа.В данном случае это 24 минуты 37 секунд от нача-
ла полета.Все отказы печатаются и подаются на УСТ в порядке прио-
ритета,но так как сам порядок ихпоявленияслучаен,тодовольно
часто на УСТ высвечивается сообщение более раннее из имеющихся на
данный момент.В этом случае горит табло "очередь"илетчикдля
просмотра другихсообщенийдолженвызватьих из ОЗУ "очередь"
кнопкой "экран-вызов".Вызов также происходит в порядкеприорите-
та,причем времяпоявленияотказа при ручном вызове не печатает-
ся,например (см.табл.1):
ПЕРЕГРЕВ..............2 ВИБРАЦИЯ....
..ЛЕВ.................0 ..ЛЕВ.......
......................4 ............
......................1 ............

Следует отметить,что отсутствие времени на пленке здесь боль-
шого значения не имеет,так как в ОЗУ "РПК" данный отказ зарегист-
рирован вместе со временем его появления и поэтому при документи-
ровании время на пленку будет выведено.
Если отказ,индицируемый на УСТ пропадает,то автоматически пе-
чатается ивысвечивается следующий кадр,состоящий только из вре-
мени исчезновении отказа (летчик при этом видит "пустой" кадр,так
как последниеколонки кадра находятся за полем экрана УСТ).Вслед
за кадром со временем также автоматически печатается кадр ссооб-
щением оботказе,имеющемнаданныймоментнаивысшийприори-
тет.Время автоматической замены кадров определяется среднейско-
ростью протяжки пленки в 1 м/с.Пример печати:
¦ ПЕРЕГРЕВ2¦ ВИБРАЦИЯ ¦ 2¦ ДАВЛЕНИЕ2 ¦
¦ ЛЕВ0¦ ЛЕВ¦ 0¦ МАСЛА0 ¦
¦4¦ ¦ 5¦ЛЕВ 4 ¦
¦1¦ ¦ 2¦1 ¦

Приведенные сообщенния расшифровываются следующим образом:
 _первый кадр .-это сообщение с наивысшим приоритетом(вОЗУ"оче-
редь") вмомент нажатия кнопки "экран-вызов", _второй кадр .-сообще-
ние соследующимприоритетом,вызванноелетчикомиз"очере-
ди", _третий кадр .-"сообщение" об исчезновениивибрации левого двига-
теля на 20 минуте и 52 секунде, _четвертый кадр .- сообщениеснаи-
высшим на данный момент приоритетом в ОЗУ "очередь".В рассмотрен-
ном примере сообщение о давлении масла (в системе смазкиподшип-
ников двигателя)имеетприоритетболеенизкий,чем у первого и
второго сообщения.Хронологически же отказы "перегрев"и"давле-
ние" появилисьодновременнона20минуте и 41 секунде,а отказ
"вибрация" произошел позже (но,в данном случае,до нажатиялетчи-
ком кнопки "экран-вызов").
В полете возможны различные комбинации печати сообщений,опре-
деляемые действиями летчика,временемпоявления,исчезновенияи
приоритетом отказов.Вданном пособии рассмотрен только один из на-
иболее характерныхвариантов.Всеостальные комбинации указаны в
специальном КАТАЛОГЕсообщений,используемомпридешифрировании
информации ЭКРАНа.Этотжекаталог содержит сведения,необходимые
для дешифрирования пленки с результатами документированияполет-
ной информации.Документирование,напомним,эторегистрацияна16
кадрах в условном виде последних по времени 64 сообщений.Информа-
ция длядокументирования выбирается из ОЗУ "РПК".Каждый кадр до-
кументирования состоит из 8-ми колонок цифр и содержит 4сообще-
ния.Пример:
10001001
50632332
51327381
5613
Каждая нечетная колонка цифр кадра означает номердокументи-
руемого сообщения(отказа) по каталогу,а каждая четная колонка -
время появления этого отказа.Например,155-е событие появилось на
15-ой секунде полета,а 127 - на 3-й минуте 31-ой секунде.
Если количество отказов ,произошедших в полете меньше 64,то в
кадрах,для которыхнетинформации,"колонкисообщений" остаются
пустыми,а в "колонках времени"печатаютсянули.Есликоличество
отказов больше 64,то номер 65 сообщения и время его появления пе-
чатаются на месте первого сообщения в первомкадре.Информацияо
первом событиипри этом из ОЗУ "РПК" стирается.Аналогично разме-
щается информация о всех последующих событиях.
Особенностью документирования является то,что события регист-
рируются вне зависимости от того,индицировалисьэтисобытияна
УСТ или нет.Если перемежающийся отказ появлялся и исчезал в поле-
те несколько раз,то при документированиионбудетзафиксирован
столько раз,сколькоон появлялся на входе в ЭКРАН и каждый раз с
указанием времени появления.
Техническое обслуживаниеиэксплуатациясистемы ЭКРАН осу-
ществляется в соответствии с регламентом технической эксплуатации
самолета,руководствами пообслуживаниюиэксплуатации ЭКРАНа и
Указанием ГИ ВВС N 127/899 от 7.5.87 г.поприменениюсистемы
ЭКРАН.В соответствии с последним документом за дешифрирование,учет
информации,хранение и уничтожение лент ЭКРАНа отвечаетначальник
технического расчета (по старой структуре - начальник группы обс-
луживания).Дешифрирование и анализ информации выполняется старши-
ми техниками технического расчета (группы обслуживания ) в следу-
ющих случаях:
-после каждого полета;
- после проведения "НК" оборудования в предполетную подготов-
ку,в деньпериодических работ (1-2 раза в неделю) и после выпол-
нения регламентных работ в ТЭЧ.
Результаты анализа докладываются технику самолета и заносятся
в "Журнал подготовки самолета к полету".Кроме того,отказы,обнару-
женные ЭКРАНом фиксируются также в Рабочей тетради начальника тех-
нического расчета (зам.ком.аэпоИАС)вразделенеисправнос-
тей.Каждая пленка маркируется с указанием даты полета (или прове-
дения НК) и фактического расхода пленки.Пленка хранится вспеци-
альных секционных ящиках в течении 1 месяца,а затем уничтожается.
Заправку пленки выполняют специалисты,проводящие дешифрирова-
ние,т.е. старшие техникитехнических расчетов (группы обслужива-
ния).Минимальное количество пленки:
- на полет - 7 м (не менее);
- для НК - 4 м.

Фактическое количество пленки в кассете указываетсявконт-
рольном листеЖурнала подготовки самолета к полету.Рассмотренная
в настоящем пособии система ЭКРАН позволяет быстроидостаточно
эффективно контролироватьнаиболее важную часть оборудования ти-
пового современного самолета-истребителя.На последних серияхса-
молетов могут устанавливаться другие похожие системы контроля,од-
нако и в этом случае обеспечивается решениезадачавтоматизиро-
ванного контроля работоспособности оборудования при наземной про-
верке в режиме "НК",автоматического контроля оборудования в поле-
те и автоматическогодокументированиярезультатовполетного
контроля.Результаты всех 3-х видов контроля такжерегистрируются
на специальной пленке.


 3ТЕМА N 17 "СРЕДСТВА ОБЪЕКТИВНОГО КОНТРОЛЯ"

 3ЗАНЯТИЕ N 3 0 (2 часа)


 31.  _Назначение и основные технические данные системы
 _ 3"Тестер-У3-Л

Магнитные системырегистрацииполетныхданныхтипа"Тес-
тер-У3" предназначеныдлязаписицифровым методом на магнитную
ленту параметров полета, служебных данных и дополнительной инфор-
мации.
 _ 2Системы "Тестер-У3" обеспечивают регистрацию:
1. Основнойинформации(параметровполета) в виде значений
аналоговых параметров типа напряжений постоянного тока ввосьми-
разрядном двоичномкоде и напряжений переменного тока изменяемой
частоты в 14-ти разрядном двоичном коде, а также разовых команд в
виде постоянного тока.
2. Служебных (опознавательных) данных (номеррегистратораи
номер полета) в 8-ми разрядном двоичном коде.
3. Дополнительной информации:
- астрономического (текущего) времени полета (часы, минуты
и секунды) в 5-ти и6-тиразрядномдвоично-десятичном
коде;
- сигналов тактовых импульсов (ТИ) и импульсов начала цик-
ла (ИНЦ),необходимых для упорядочения процессов записи
и воспроизведения полетной информации;
- результатов самоконтроля регистратора.
 _Системы "Тестер-У3" выпускаются в 3-х вариантах:
- "Тестер-У3" серии 2;
- "Тестер-У3" серии 3;
- "Тестер-У3" серии Л.
Мы рассмотрим,в основном,систему "Тестер-У3" серииЛ(в
дальнейшем - "Тестер-У3-Л"), устанавливаемую на самолете МИГ-29.
Система "Тестер-У3-Л" является дальнейшимсовершенствованием
систем "Тестер-У3"серии 2 и серии 3 (это будет видно и из расс-
мотрения ее основных технических данных). Она отличается от своих
предшественников ипо техническим характеристикам,и по составу
блоков, и по конструктивному исполнению.Основные конструктивные
отличия системы"Тестер-У3-Л"от предыдущих серий заключаются в
следующем:
- применена более совершенная элементная база,что позволило
сократить массу и габариты отдельных узлов и блоков;
- увеличено число функций, выполняемых одним блоком, что поз-
волило сократить число блоков всей системы.
 _ 2Рассмотрим основные технические данные системы "Тестер-У3-Л":
1.  _Частота опроса датчиков параметров . (то есть числоизмере-
ний одного параметра за 1 секунду) -  21 0;  22 0;  24 0;  28 0;  216 0;  23 00 2 Гц 0.
(для сравнения: у серии 2 - 1; 4 и 5 Гц; у серии 3 - 1; 2;
3; 4; 6; 7 и 8 Гц) 1.


- 2 -

2.  _Частота следования кадров . (то есть количество кадров,ко-
торое формирует система за 1 секунду) -  21 Гц 0.
(под кадром понимается один циклрегистрациивсехвидов
полетной информации).
3.  _Для регистрации аналоговых параметров . система имеет  238 вхо 0-
 2дов 0, из которых 34 входа предназначены для параметров типа
напряженияпостоянного тока и 4 входа - для частотных па-
раметров. Из 34-х входов:
-2 входа опрашиваются 30 раз в секунду; ¬
-4 входа - 16 раз в секунду; ¦
- 10 входов - 8 раз в секунду; ¦ 241 канал
-2 входа -4 раза в секунду;¦
- 13 входов - 2 раза в секунду;¦
-3 входа -1 раз в секунду; -
Частотные входы опрашиваются 1 раз в секунду( 8 каналов,
так какчастотазаписывается 14-ти разрядным кодом в 2-х
разрядах. Кроме этого,1 раз в секунду регистрируются ми-
нуты, 1 раз в секунду - часы,2 раза в секунду - калибро-
вочное напряжение,2 раза в секунду - напряжение перепол-
нения и 1 раз в секунду - номер включения.Таким образом,
 2информативность системы по аналоговым параметрам составля-
 2ет 256 измерений в секунду (т.е.аналоговые параметры за-
 2писываются в 256 каналах).
4.  _Для регистрации бинарных сигналов разовых команд . (РК) сис-
тема имеет  232 входа 0, из которых:
- 8 входов опрашиваются 2 раза в секунду (для РК длитель-
ностью не менее 36 мс);
- 24входа опрашиваются 8 раз в секунду (для РК длитель-
ностью не менее 1 с).
Таким образом,  2информативность системы по сигналам разовых
 2команд - 208 измерений в секунду (208 каналов).
5.  _Погрешностьрегистрациианалоговых параметров . (без учета
погрешностей датчиков и согласующих устройств):
- для сигналов в виде напряжения - не более 1 процента;
- для частотных сигналов - не более 0,15 процента.
6.  _Носительинформации .- холоднокатанная магнитная лента из
железоникельхромового сплавашириной25,4мм,толщиной
0,015 мм. Длина - 75 м (у серий 2 и 3 - по 100 м).
7.  _Скорость протяжки МЛ .:
- в режиме записи - 16 мм/с;
- в режиме воспроизведения - 12 - 40 мм/с.
8.  _Плотность записи . (число импульсов на единицу длины носите-
ля информации) - 16 имп./мм.
9. Время записанной полетной информации - 3 часа.
10.  _Сохранность записанной информации . (с достоверностью 0.9):
- при ударной перегрузке до 1000 g;
- при воздействии температуры до 1000 5о 0С в течение 15 мин.;
- при воздействии морской воды в течение не менее 5 суток;


- 3 -

- при воздействии агрессивных жидкостей(керосина,гид-
равлической и огнегасящей) - не менее 2 суток;
- в нормальных условиях - в течение 60 суток.
11. Напряжение электропитания - 27 В постоянного тока.
12. Потребляемая мощность - 150 Вт.
13. Массасистемы - 13,5 кг (для сравнения: серии 2 - 21,6 кг,
серии 3 - 16,5 кг).


 32.  _Состав и функциональная схема системы "Тестер-У3-Л"

Состав системы"Тестер-У3-Л"рассмотримпофункциональной
схеме, представленной на рис.1.
 _ 2В состав системы входят:
1. Датчики информации.
2. Согласующие устройства (модули).
3. Блок электроники (блок 1ИМ).
4. Блок установки номера включения (блок 3ИМ).
5. Блок усилителейзаписи,воспроизведенияисамоконтроля
(блок 5ИМ).
6. Магнитный накопитель в защитном контейнере (блок М2Т-3).


























Рис.1Функциональная схема системы "Тестер-У3-Л"


- 4 -

 _ 2Датчики информации . 0 выдают всистемуэлектрическиесигналы,
пропорциональные физическим значениям аналоговых параметров (ДАП)
и сигналы разовых команд (ДРК).В качестве датчиков используются
штатные бортовыедатчики,атакжевходящие в комплект системы
датчики:
- угловых перемещений (типа МУ-615А);
- перегрузок (типа МП-95);
- давления (типа МДД-Те).
Значения параметров с датчиковвыдаютсяввиденапряжений
постоянного и переменного тока.

 _ 2С помощью согласующих устройств (модулей) . 0 сигналы от датчиков
преобразуются всигналыпостоянного тока напряжением 0 - 6,3 В.
На базовом самолете в качестве согласующих устройств используются
модули М2, М3 и М14-07.
 _Модуль М2 . обеспечиваетпреобразованиесигналовпостоянного
тока с напряжением от 0 до 32 В в сигналы постоянного тока напря-
жением от 0 до 6,3 В в соответствии с соотношением:
U 4вых 0 = 0,1896 U 4вх

 _Модуль М3 . преобразуетпеременноенапряжениесинусоидальной
формы в постоянное напряжение 0 - 6,3 В.
 _Модуль М14-07 . предназначен для преобразования сигналов синус-
но-косинусных трансформаторов(СКТ) в сигналы постоянного тока с
напряжением 0 - 6,3 В.Он имеет 3 канала преобразования, обеспе-
чивая преобразование сигналов от 3-х датчиков.
Конструктивно модули устанавливаются ввидесамостоятельных
устройств во входных цепях системы или внутри ее блоков.

 _ 2Блок электроники(1ИМ) . 0являетсяосновнымблоком системы и
обеспечивает выполнение следующих основных функций:
- синхронизацию работы всех блоков системы по жестко установ-
ленной программе (с помощью кварцевого генератора счасто-
той 81920 Гц);
- приемсигналовотдатчиков аналоговых параметров (ДАП) и
датчиков разовых команд (ДРК) и преобразование их вдвоич-
ный код (8-ми разрядный - аналоговые сигналы, 14-ти разряд-
ный - частотные сигналы,одноразрядный - бинарныесигналы
от ДРК);
- коммутацию кодов сигналов и передачу их по сигналамуправ-
ления в магнитный накопитель;
- прием с блока 3ИМ информации о номере включения, формирова-
ние кода текущего времени и выдачу их на регистрацию;
- формирование и выдачу на индикацию сигналов самоконтроля;
- управление работой коммутаторов блока 3ИМ.
Кроме того, через блок 1ИМ проходят сигналы включения лентоп-
ротяжного механизма (ЛПМ), ускоренной перемотки и реверса, посту-
пающие от аппаратуры перезаписи информации.


- 5 -

 _В состав блока 1ИМ входят: . - узел коммутации;
- узел электроники;
- узел питания.
 _Узел коммутации .включает в себя коммутатор аналоговых сигна-
лов (параметров) и коммутатор разовых сигналов(команд). _Коммута-
 _тор аналоговыхсигналов . обеспечивает подключение аналоговых сиг-
налов к преобразователям "напряжение-код" (ПНК)и"частота-код"
(ПЧК). Онимеет 34 раздельных входа и один общий выход в ПНК для
преобразования сигналов постоянного тока,а также4раздельных
входа иодин общий выход в ПЧК для преобразования сигналов пере-
менного тока. _Коммутатор разовых сигналов .имеет32раздельных
входа длясигналов разовых команд.При необходимости увеличения
количества регистрируемых разовых командсигналыдополнительных
ДРК можноподавать на любые из 34-х входов,предназначенных для
подключения аналоговых сигналов. Управление коммутацией - матрич-
ное, с помощью 10-ти горизонтальных и 8-ми вертикальных шин.Вы-
бор канала регистрации производится с помощьюдешифратора,соб-
ранного надиодах и резисторах.Коммутация сигналов переменного
тока осуществляется 4-х канальнымкоммутатором,выполненнымна
4-х полевых транзисторах.
 _Узел питания . представляет собой съемную плату иобеспечивает
выдачу различных напряжений в узел электроники и узел коммутации,
а также в блоки 3ИМ и 5ИМ.При контролетехническогосостояния
системы ипроведении регламентных работ с помощью КПА управление
питанием системы осуществляется специальнымблоком(1ИС)через
бортовой технологическийразъем "ЛУЧ,КПА" (при наличии питания
на борту).
Все узлы блока 1ИМ выполнены в виде печатных плат,соединен-
ных с помощью разъемов.

 _ 2Блок установки номера включения (3ИМ) . 0 предназначен дляавто-
матической установкиномера включения системы и выдачи сигналов,
характеризующих номер включения, в блок электроники (1ИМ) и далее
в накопитель(М2Т-3).Блокможетфиксироватьдо 7-ми номеров
включения регистратора, после чего отсчет начинается сначала.
В составблокавходятлогическая часть со счетчиком номера
включения и часть памяти на реле РПС-52.

 _ 2Блок усилителей записи,воспроизведения и самоконтроля (5ИМ)
предназначен для:
- усиления и коммутации импульсов записи информации;
- усиленияи коммутации сигналов воспроизведения информации,
считываемой с магнитного накопителя;
- управления электродвигателем лентопротяжногомеханизма
(ЛПМ) накопителя в режимах записи и воспроизведения;
- контролядвижения магнитного носителя (заключается в выра-
ботке блоком сигнала исправности магнитного накопителя (ОП
ЛПМ ИСПРАВЕН).


- 6 -

Усилители записи обеспечивают вголовкахзаписиимпульсный
ток положительнойполярностиамплитудой 6 - 11 А.Для стирания
блок вырабатывает ток стирания 6 - 10 А.Для питания электродви-
гателя ЛПМблоквырабатываетимпульсноенапряжение амплитудой
10 - 28 В.Блок обеспечивает также коммутацию напряжения питания
комбинированных магнитных головок записи и стирания.

 _ 2Магнитный накопитель (блок М2Т-3) . 0 предназначен для:
- записи на магнитную ленту (МЛ) кодово-импульсной информации;
- воспроизведениязаписаннойинформациии выдачи ее в блок
5ИМ;
- сохранениямагнитной ленты с записанной информацией в слу-
чае летного происшествия.
 _В состав блока М2Т-3 входят:
- лентопротяжный механизм (ЛПМ);
- плата электронного управления реверсом;
- защитный контейнер с системой амортизации.
 _ЛПМ . выполнен по одномоторной схеме с замкнутой кинематической
цепью со спиральной заводной пружиной.Пружина являетсямехани-
ческим двигателем и обеспечивает подмотку и подтормаживание ленты.
На валу электродвигателя ЛПМ установлентаходатчик,скоторого
снимаются сигналы,частотаследованиякоторыхпропорциональна
скорости вращения вала.Эти сигналы поступают в блок 5ИМ, элект-
ронная схемакоторогообеспечивает заданный режим работы элект-
родвигателя. ЛПМ имеет две скорости протяжки лентыиустройство
реверса. Реверсосуществляется автоматически при окончании ленты
или с помощью органов управления устройств обработки (перезаписи).
При считыванииинформациисистемой ЛУЧ питание ЛПМ осущест-
вляется через бортовой разъем.
 _Защитный контейнер .изготовлен из титанового сплава.Внешняя
сторона контейнера покрыта слоем эрозионностойкого теплозащитного
материала ВКА-с-4М холодной вулканизации, на который нанесен гер-
метик ВИКСАНТ оранжевого цвета.

 _ 2Процесс регистрации полетной информации заключается в следую-
 _ 2щем . 0 (см. функциональную схему на рис.1): под действием сигналов
устройства управления (УУ) блока 1ИМ коммутатор аналоговых сигна-
лов поочередно,в соответствии с циклограммой кадра,подключает
датчики аналоговых параметров (ДАП) к преобразователям ПНК и ПЧК.
(циклограмма кадра- это полный перечень регистрируемой информа-
ции в кадре с указанием номеров каналов записи). ПНК и ПЧК преоб-
разуют значенияаналоговыхпараметров в двоичные коды,которые
через выходной регистр параллельного кода (с 1-го по 8-й разряды)
и усилитель записи (в блоке 5ИМ) поступают на комбинированные го-
ловки ЛПМ блока М2Т-3 и записываются на магнитную ленту.
 _Сигналы сдатчиков разовых команд . поступают последовательным
одноразрядным двоичным кодом черезкоммутаторсигналовразовых
команд в 9-й разряд выходного регистра параллельного кода.


- 7 -

 _Коды служебной информации . (номер объекта,т.е. номер регист-
ратора, а также номер включения,т.е. номер полета)  _и коды теку-
 _щего времени . (секунды и минуты) также поступают на входы выходно-
го регистра параллельного кода (1-8 разряды).В моменты времени,
соответствующие каналам записи кодов служебной информации и теку-
щего времени, выходной регистр параллельного кода отсылает их для
записи на магнитный носитель.
Коды текущеговремени и адресные (синхронизирующие) импульсы
(ТИ и ИНЦ) вырабатываются устройством управления (УУ) блока1ИМ.
Информация о номере комплекта регистратора поступает с устройства
установки номера объекта, расположенного в блоке 1ИМ. Номер вклю-
чения поступает от блока 3ИМ.
 _Система имеет ручное и автоматическое включение. . Ручное вклю-
чение осуществляется с помощью выключателя "РЕГИСТР.",а автома-
тическое - при выпуске закрылков, достижении правым двигателем 85
процентов оборотовисрабатыванииконцевого выключателя правой
главной стойки шасси при отрыве самолета от ВПП.



 33.  _Принцип записи полетной информации в системе "Тестер-У3-Л"

В системе "Тестер-У3-Л" запись информации производитсядиск-
ретно. Параметры регистрируются через определенные интервалы вре-
мени, а величина интервала определяется интенсивностьюизменения
параметра во времени.
Как уже указывалось (см.ОТД системы) запись информацииве-
дется по кадрам.  2Кадр записи 0 - это один цикл регистрации всех ви-
дов полетной информации. 2Каждый кадр включает в себя 256 каналов
 2записи 0, икаждомуканалузаписи присваивается порядковый номер
(адрес записи параметра в кадре).Полный перечень регйстрируемой
в кадре информации (с указанием номеров каналов записи) называет-
ся циклограммой кадра.
 2В каждомканалезаписисодержитсяодно слово,выраженное
 212-ти разрядным кодом 0. _9 разрядов слова - информационные . (8 раз-
рядов для записи аналоговых параметров, или служебных данных, или
текущего времени, а 9-й разряд - для записи бинарных сигналов ра-
зовых команд).  _Еще 3 разряда - адресная часть слова ., куда записы-
ваются тактовые синхроимпульсы (ТИ1 и ТИ2) и импульсы начала цик-
ла (ИНЦ).Адрес слова определяется тактовыми синхроимпульсами, а
за начало отсчета ТИ принимаетсяИНЦ.Указанныесинхроимпульсы
(ТИ1, ТИ2, ИНЦ) записываются 1-разрядным двоичным кодом.
 2Для записи синхроимпульсов и кодовинформациинамагнитный
 2носитель (МЛ) применяются комбинированные головки,каждая из ко-
 2торых выполняет функции записи и стирания 0.Если сигнал соответс-
твует единице ("1") двоичного кода,то ток через обмотку головки
обеспечивает остаточную намагниченность носителя (МЛ) одного зна-
ка (+В 41 0, см. рис.2а), а если сигнал соответствует нулю ("0") дво-


- 8 -

ичного кода, то ток через обмотку головки обеспечивает остаточную
намагниченность носителя противоположного знака (-В 42 0, см.рис.2а),
что приводит к стиранию ранее записанной информации.












































Рис.2: Принцип записи информации на магнитный носитель.


- 9 -

Лентопротяжный механизм(ЛПМ)осуществляет перемещение маг-
нитной ленты, размещенной на двух катушках, относительно комбини-
рованных головокв двух противоположных направлениях с автомати-
ческим реверсом направления движения при окончаниизапасаленты
на каждой катушке.
Запись ведется на верхней и нижней условныхполовинахленты
(при движенииеевправоивлево соответственно) двумя блоками
комбинированных головок ГК-1 и ГК-2 (см.рис.2б). В каждом блоке
установлено по 12 комбинированных магнитных головок записи и сти-
рания (МГЗ) и по 12 магнитных головок воспроизведения (МГВ). Ком-
мутация головокМГЗи МГВ в зависимости от направления движения
ленты производится сигналами управления "РЕВЕРС ВПРАВО" и "РЕВЕРС
ВЛЕВО", поступающими либо с ЛПМ, либо с аппаратуры перезаписи ин-
формации типа ОБЗОР,входящей в состав наземных систем обработки
информации типа ЛУЧ.
Таким образом, в системе "Тестер-У3-Л" реализована 24-х доро-
жечная запись.
На рис.3 показано размещение записываемой информации намаг-
нитной ленте. Здесь магнитные дорожки обозначены тонкими горизон-
тальными линиями, каналы отделены друг от друга вертикальными ли-
ниями, а вертикальными жирными штрихами условно обозначено состо-
яние магнитного носителя, соответствующее "1" двоичного кода.
 _Числовые значенияслужебной информации (номер регистратора и
 _номер полета) записываются . в 7-м канале в группе из4-хкадров.
Распределение этойинформации по номерам кадров (т.е.по секун-
дам, т.к.частота следования кадров равна 1 Гц)представленав
таблице 1.
Таблица 1
---------T-------------T--------T---------------T---------------¬
¦N канала¦Группы кадров¦ N кадра¦ Наименование¦Разряды регист-¦
¦ записи ¦(секунд) ¦в группе¦служебной инф-и¦рируемых чисел ¦
+--------+-------------+--------+---------------+---------------+
¦ ¦ 1 - 4¦1 ¦ Номер¦Десятки тысяч¦
¦ ¦+--------+ +---------------+
¦ ¦ 1 - 12¦2 ¦регистратора ¦Тысячи и сотни ¦
¦ ¦+--------+ +---------------+
¦ 7¦17 - 21¦3 ¦ (самолета)¦Десятки и ед-цы¦
¦ ¦+--------+---------------+---------------+
¦ ¦57 - 60¦4 ¦Номер полета ¦Десятки и ед-цы¦
¦ ¦ 1 - 4¦ ¦ ¦ ¦
¦ ¦.¦ ¦ ¦ ¦
¦ ¦.¦ ¦ ¦ ¦
¦ ¦.¦ ¦ ¦ ¦
L--------+-------------+--------+---------------+----------------

 _14-ти разрядныйкод частотных сигналов регистрируется . в двух
соседних каналах записи.При этом в канале с меньшимпорядковым
номером записываются 8 младших разрядов кода,а в канале с боль-


- 10 -



















































- 11 -

шим порядковым номером - 6 старших разрядов. Для записи 4-х таких
сигналов (с4-х датчиков ДТЭ) в кадре записи отведено 8 фиксиро-
ванных каналов: 62,63; 126,127; 190,191; 254,255.
 _Текущее время (числовые значения секунд и минут) записываются
соответсевенно в 4-м и 6-м каналах кадра.
 _Калибровочное напряжение . записывается в 1-м и129-мканалах
кадра, а _напряжениепереполненияПНК .- в 99-м и 227-м каналах
кадра.
Остальные каналыкадра (241 канал) предназначены для регист-
рации аналоговых параметров,выраженных напряжениями постоянного
тока.

 _Система "Тестер-У3-Л" имеет два режима воспроизведения полет-
 _ной информации .:
- ПСЧ - режим прямого считывания (от начала записи к концу);
- ОСЧ - режим обратного считывания (от конца записи к началу).
Выбор режимов обеспечивается переключателями ПСЧ-ОСЧ, которые ус-
танавливаются на контрольно-проверочной аппаратуре (КПА) иаппа-
ратуре ОБЗОР.
 _ 2Контроль технического состояния системы осуществляется спо-
 _ 2мощью схемы самоконтроля . 0,которая обеспечивает контроль работос-
пособности блока электроники (1ИМ) и точность преобразования нап-
ряжения в код. Для запуска схемы самоконтроля необходимо включить
выключатель на панели контрольных разъемов в нишелевойглавной
ноги шасси. Система исправна, если мигает лампа "КОНТРОЛЬ ТЕСТЕР"
на этой же панели.
 _ 2При выполнениирегламентных работ и отыскании неисправностей
 _ 2используется КПА ТЕСТЕР-У3 СЕРИЯЛ . 0,котораяпредназначенадля
проверки работоспособноститрактоврегистрации аналоговых пора-
метров (тарировки каналов ДАП) и исправности электрическихцепей
прохождения сигналов разовых команд.
 2Обработка полетной информации,записанной системой, осущест-
 2вляется с помощью наземных систем обработки типа ЛУЧ 0,которые мы
рассиотрим в следующем вопросе.


 34.  _Наземные системы обработки полетной информации типа ЛУЧ

Наземные системы обработки полетной информации типа ЛУЧ пред-
назначены для обработки полетной информации, записанной магнитны-
ми системами регистрации параметров полета.
Разработаны и используются в частях ВВС несколько типовсис-
тем типа ЛУЧ:ЛУЧ-71,ЛУЧ-74, ЛУЧ-86 и др. Мы остановимся очень
кратко на системе ЛУЧ-71 и немного подробнее на системе ЛУЧ-74.

 _ 2Система ЛУЧ-71 . 0 2предназначенадля перезаписи и декодирования
 2полетной информации,зарегистрированнойбортовымрегистратором
 2типа "Тестер-У3"всех серий 0.Система имеет несколько вариантов,


- 12 -

но наибольшее применение в частях ВВС нашласистемаЛУЧ-71М-К1.
Так каксистема ЛУЧ-71 обрабатывает полетную информацию,накоп-
ленную только одним типом бортовогорегистратора("Тестер-У3"),
то онаявляется специализированной,а не универсальной системой
обработки.
 _Перезапись . осуществляется с помощью портативных блоковОБЗОР
(ОБЗОР-МП и ОБЗОР-МС). Перезаписанная информация может длительное
время сохраняться и многократно использоваться в целях обработки.
 _Декодирование . записей полетной может осуществлятьсялибонепос-
редственно с борта самолета (в процессе перезаписи), либо отдель-
но (уже перезаписанной информации).Время декодирования информа-
ции 1-го часа полета занимает от 1,5 до 6 минут. Результаты деко-
дирования воспроизводятся на цифровых лампах, на световых индика-
торах, а также на электротехнической бумаге в виде сигналограммы.
(что это такое - посмотрим ниже).
 2Процесс дешифрирования информации 0  2осуществляется вручную.
Система размещена в кузове автомобиля ГАЗ-66. Штат операторов
- 2 человека.

 _ 2Система ЛУЧ-74 . - это универсальная система, она предназначена
 2для дешифрирования полетной информации, записанной бортовыми уст-
 2ройствами регистрации типа "Тестер-У3",МСРП-64 и МСРП-12-96,  0то
есть всеми типами магнитных регистраторов, находящихся на эксплу-
атации в ВВС и МГА.
В отличие от ЛУЧ-71 система ЛУЧ-74 стационарна,построена на
базе вычислительного комплексаМ-6000.Всяаппаратурасистемы
размещена в 3-х стойках: стойке оператора, стойке вычислительного
комплекса и стойке графопостроителя.
 _В стойке оператора . расположены блок управления и индикации, а
также устройства ввода и согласования полетной информации по3-м
трактам:
- тракту регистратора МСРП-12-96;
- тракту регистратора МСРП-64;
- тракту регистратора типа "Тестер-У3".
Аппаратура записиивоспроизведенияинформациипоследнего
тракта включает магнитофон МН-1 для перезаписи полетнойинформа-
ции сбортового накопителя и магнитофон МН-2 для воспроизведения
записи с кассеты МН-1.
 _Стойка вычислительногокомплекса . является центральной частью
системы ЛУЧ-74 и предназначена дляматематическойилогической
обработки информации. Для ввода управляющих программ в ЭВМ служит
устройство ввода с перфолент, входящее в состав стойки. Вывод ре-
зультатовобработки информации в алфавитно-цифровом виде обеспе-
чивает устройство печати.
 _Стойка графопостроителя . обеспечивает документирование резуль-
татов обработки полетной информации ввидеграфиков(сигналог-
рамм) и таблиц.
 2В частях ВВС используются и модернизированные системы ЛУЧ-74-


- 13 -

 2- системы ЛУЧ-74 серии 2. 0Основное ее отличие - наличие дополни-
тельного устройства воспроизведения и записи (типа УВЗ-3),пред-
назначенного длявоспризведения и перезаписи информации о работе
пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) самолета.То есть число
трактов вводаи воспроизведения полетной информации увеличено до
четырех.Устройство УВЗ-3 подключается к системеЛУЧ-74 серии 2
вместо тракта МСРП-64.

 2Рассмотрим порядок дешифрирования и анализа полетной информа-
 2ции с помощью системы ЛУЧ-74.
В системеЛУЧ-74используются  _2 вида обработки полетной ин-
 _формации ., отличающиеся темпом и глубиной анализа,формойпредс-
тавления результатов обработки и используемым программным обеспе-
чением:
а) автоматизированнаяэкспресс-обработкас анализом записей
полетной информации;
б) автоматизированнаяобработка с выдачей информации о физи-
ческих значениях параметров.

 _ 2При экспресс-обработке . 0 2выдается информационныйбланк экс-
 2пресс-анализа (устройством печати) и может быть выведена сигналог-
 2рамма из графопостроителя.

 _На информационный бланк экспресс-анализа выводится . информация
о нарушениях ограничений параметров полета,имевшихся вполете,
об отказахсистеми блоков оборудования,о времени появления и
длительности существования нарушений и отказов,а также указыва-
ются условные номера фиксируемых событий,экстремальные значения
параметров во время нарушения ограничений и служебные данные. Вид
информационного бланка экспресс-анализа показан на рис.3.
В верхней строке информационного бланка экспресс-анализа ука-
зываются бортовой номер самолета,номер полета и дата полета. Во
второй строке - наименования колонок (столбцов) бланка:
- СОБ - события (обозначаются условными номерами в программе);
- КАНАЛ ФИЗ.знач. -номер канала и физическое значение пара-
метра для нарушенийограничений(может
быть вместо этого столбца 2 столбца:
КАН - номер канала иЭКСТР. ЗН.- экс-
тремальное значениепараметра при нару-
шении ограничений);
- Т.НАЧ. - время начала события нарушения ограничения;
- Т.КОН. - время окончания нарушения ограничения.
 2Все события нарушений ограничений печатаются на бланке в хро-
 2нологической последовательности их появления. 0 Так, на рис.3, пер-
вым событиемнарушения ограничения обозначено событие под услов-
ным номером 008. В течение 2-х секунд (от 15-й до 17-й секунды от
начала разбега) параметр,регистрируемый системой "Тестер-У3" по
10-му каналу,достиг физического значения 0022. В таблице услов-


- 14 -

 2САМОЛЕТ005ВЫЛЕТ0001
 2СОБ: КАНАЛ ФИЗ.знач. Т НАЧ.: Т КОН.:

 2008П(010) = 0022 00 00 1500 00 17
 2078П9150) = 0090 00 01 0100 01 16
 2006П(032) = 0020 00 01 1800 02 06
 2.
 2.
 2.
 2028П(126) = 0097 00 07 4200 07 58

 200 00 1500 27 00
 2- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -

 2006
 2УГОЛ АТАКИ БОЛЬШЕ ДОПУСТИМОГО
 2008
 2СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА ВЫШЕ ДОПУСТИМОЙ НА ВЗЛЕТЕ
 2028
 2ОБОРОТЫ ЛЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ФОРСАЖЕ МЕНЕЕ 97%
 2.
 2.
 2.
 2078
 2ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В ГИДРОСИСТЕМЕ НА ВРЕМЯ БОЛЕЕ 12 СЕКУНД
 2- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -

Рис.3 Форма информационного бланка экспресс-анализа
с распечаткой сообщений


ных параметровсобытий(с ее учетом составлялась программа экс-
пресс-анализа) под условным номером 008обозначено:"Превышение
угла стреловидности крыла". В таблице распределения параметров по
каналам регистрации системы "Тестер-У3" также указано, что по ка-
налу номер 10 регистрируется угол стреловидности крыла.Физичес-
кое значение параметра определяется на основе данных,вводимых в
программу экспресс-анализаиз тарировочного графика. В программе
задается также интервал времени обработки (т.е.участокполета,
подвергающийся экспресс-анализу).Онпечатается в нижней строке
информационного бланка экспресс-анализа (см. рис.3).
 _По желаниюоператора .дополнительно к информационному бланку
экспресс-анализа по отдельной программе может быть выданараспе-
чатка, раскрывающая содержание и характер каждого события наруше-
ния, указанного в информационном бланке экспресс-анализа.  2Сообще-
 2ния в этой распечатке располагаются по возрастанию условных номе-
 2ров событий. 0Пример распечатки показантакженарис.3(после
бланка экспресс-анализа).


- 15 -

 _Общий видсигналограммы .,которая может быть выведена графо-
построителем для экспресс-анализа, показан на рис.4.






























Рис.4Пример записи сигналограммы системой ЛУЧ-74


Поле сигналограммыпо ширине бумажной ленты делится горизон-
тальными линиями (они проходят по всей длине сигналограммы ина-
зываются просечками) на одинаковые участки. Каждый участок (между
просечками) содержит 5 единиц условного десятичного кода(ЕУДК).
С помощьюЕУДКподсчитываетсяордината заданной точки на линии
записи дешифрируемого параметра (что позволяет отказаться от тра-
фаретов илишаблонов при дешифрировании).Для удобства подсчета
ординат каждая 5-я просечка нанесена в виде утолщенной линии (че-
рез 25 ЕУДК), а через каждые 50 ЕУДК просечки оцифровываются.
4-я просечка от нижнего края сигналограммыявляетсябазовой
линией. Поле сигналограммы над базовой линией (260 ЕУДК,т.е. 52
просечки) предназначено для записи только аналоговыхпараметров,
а поле ниже базовой линии - для записи разовых команд.


- 16 -

 _Вдоль верхней и нижней просечек сигналограммы печатаютсяот-
 _метки времени . - десятисекундные метки в виде точек,а каждый 6-й
интервал (т.е. минутные метки) у нижней просечки обозначается 4-х
значным числом (часы и минуты по 2 цифры).
 _Каждый параметр,выводимый на сигналограмму,маркируетсяс
 _помощью меток . в виде 5-ти точек по вертикали,пересекающих линию
записи параметра.Метки одна относительно другой смещены во вре-
мени, и против каждой метки снизу печатается номер канала регист-
рации данного параметра в виде 3-х значного числа.Это позволяет
различать параметрынасигналограмме(аналогичноу САРПП-12 -
разрывы в линиях записи параметров).
Одновременно наодну сигналограмму можно вывести 32 аналого-
вых параметра и 16 разовых команд.Однако,опыт показывает, что
целесообразно выводить4-8 аналоговых параметров и 8 разовых
команд. Расположение нулевых значений выводимых параметровможет
по желаниюоператора находиться на разных уровнях от базовой ли-
нии, что исключает излишние пересечения и облегчаетпроцессде-
шифрирования.
 _Разовые команды . распознаются по уровням их записи (в ЕУДК) от
базовой линиивниз(поэтому в таблице размещения разовых команд
значения их ординат указываются сознаком"-").Последователь-
ность расположения РК по уровням задается оператором.
 _В начале и в концесигналограммыпечатаютсяинформационные
 _бланки ., содержащие:
- номера каналов регистрации аналоговых параметров,выведен-
ных на сигналограмму;
- номера каналов регистрации параметров, подвергавшихся тари-
ровке;
- номера игл устройства записи, соответствующие нулевому зна-
чению параметра, выраженные в ЕУДК (например: НУЛЬ 005);
- цены игл,выраженные в физических единицах измеряемого па-
раметра (т.е. "цена" ЕУДК, выраженная в физических единицах
измерения параметра - метрах, килограммах и т.п.).
При дешифрировании сигналограммы физические значения (Ф) каж-
дого из аналоговых параметров определяются не потрафаретамили
шаблонам (как у САРПП-12), а по формуле:

Ф = С (N 4i 0 - N 4o 0) ,

где: N 4i 0-номер иглы (ЕУДК),соответствующий заданной точке на
линии записи параметра;
N 4o 0-номериглы (ЕУДК),соответствующий нулевому значению
параметра;
С -"цена" иглы в единицах физического значения параметра.
Значения N 4o 0 и С, помимо информационного бланка сигналограммы,
указано такжев  _таблице перечней аналоговых параметров и разовых
 _команд ., с учетом которой составляются программыэкспресс-анализа
записей полетной информации.


- 17 -

В нижней части информационного бланка (до начала самой сигна-
лограммы) описываются разовые команды, выведенные на сигналограм-
му: на уровне конкретных РК (имеющихсянасамойсигналограмме)
печатаются линии из 16-ти точек, а под линией - 4-х значные числа
(3 цифры - номер канала регистрации РК,и 1 цифра - номерРКв
данном канале регистрации).

 _ 2При автоматизированной обработке . устройством печати выдается
 2информационный бланк автоматизированной обработки 0, форма которого
показана на рис.5. На нем печатаются физические значения аналого-
вых параметров и наличие разовыхкомандпосекундамполетного
времени.

 2С00 03Р1865В 12.02.1994 г
 2Б255225512553037106310641
 2СК Т 00.17007 008 017 030 128
 2::: : : : :
 2::: : : : :
 251 010000 020 031 092 031 162
 252 000000 020 031 087 031 162
 253 000000 021 031 086 031 164
 2::: : : : :
 2::: : : : :
 259 111000 023 035 090 071 166
 2Б255225512553037106310641
 2СК Т 00.18007 008 017 030 128
 200 111000 026 035 086 099 164
 201 111000 026 034 087 115 162
 202 111000 028 034 085 141 154
 2::: : : : :
 2::: : : : :

Рис.5Форма информационного бланка
автоматизированной обработки

 _В верхней строке информационного бланка печатаются .:
- номер самолета- (С 0003);
- номер полета (рейса) - (Р 1865);
- время (дата) полета- (В 12.02 1988г.).
 _Во 2-йстроке бланка . после символа "Б" печатаются номера ка-
налов регистрации разовых команд (3 знака) и номераразовыхко-
манд в этих каналах (1 знак). Например, 2552 - вторая разовая ко-
манда 255-го канала).
 _В 3-й строке . бланка печатаются:
- "СК" - обозначение столбца времени появления событий;
- значение нижеследующей минуты распечатки параметров (напри-
мер Т 00.17 означает,что ниже будет распечатываться17-я
минута полета);


- 18 -

- номера каналов регистрации аналоговых параметров, выводимых
на бланк (007, 008, 017 и т.д.).
Далее распечатывается по секундам указанный минутныйотрезок
времени, ив каждую секунду даются наличие (или отсутствие) ука-
занных разовых команд и физическое значение каждого изрегистри-
руемых аналоговых параметров.
По окончании распечатки минутного отрезка времени повторяется
запись 2-й и 3-й строк бланка. При этом в 3-й строке под символом
"Т" печатается значение следуующей минуты полета.Кроме того, по
желанию операторав последующем отрезке времени может быть изме-
нен состав аналоговых параметров и разовых команд,выводимыхна
бланк.
Исходя из вышеуказанного, проанализируем содержимое фрагмента
информационного бланка автоматизированной обработки, представлен-
ного на рис.5. На нем обозначены записи 6-ти разовых команд: 2-я,
1-я и 3-я РК из 255-го канала и первые разовые команды из каналов
с номерами 37,63 и 64. Кроме того, на бланк выведены аналоговые
параметры, зарегистрированные по каналам 007, 008, 017, 030 и 128.
Напимер, на отметке времени 00 часов17минут51секундаимела
место разоваякоманда N 1 из 255-го канала регистрации,а физи-
ческие значения аналоговых параметров равны:
- по каналу 007 - 20 физических единиц;
- по каналу 008 - 31 физическая единица, и т.д.
По таблицераспределенияразовых команд находим,что по 255-му
каналу регистрации под номером 1 записывается РК"Створкиреак-
тивного сопла максимал", а по таблице распределения параметров по
каналам регистрации находим,что поканалу007регистрируется
угол тангажа самолета, а по каналу 008 - угол стреловидности кры-
ла.

В заключение нужно отметить, 2что обычнопоинформационному
 2бланку экспресс-анализа выполняется межполетный контроль 0. Причем,
если на бланке печатается событие,то выводят сигналограмму того
участка полета, на котором оно произошло.  2Остальные виды контроля
 2выполняются с помощью всех документов, выдаваемых системой ЛУЧ-74.



Тема # 19 ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННАЯ СЛУЖБА АВИАЦИИ ВС
Занятие 1 - 2 часа
1. Введение
Сегодня мы приступаем к изучению 3-его разделадисциплины"Экс-
плуатация и ремонт авиационной техники". На его изучение отводится 196
часов. Из них 96 часов занятий отводится на изучение в войсковой части
научебном сборе,а 100 часов занятий отводится на изучение в стенах
института. Из них 18 часов теоретических занятий (2 часа - лекция и 16
часов - групповые занятия) будут изучаться в стенах МЭИ.В конце 9-го
и 10-го семестров будут проводиться курсовые экзамены,накоторыхв
билетыбудут включены вопросы 3-го раздела дисциплины "Эксплуатация и
ремонт авиационного оборудования самолетов и вертолетов".
2. Назначениеи задачи инженерно-авиационного обеспечения
боевых действий и боевой подготовки
Инженерно-авиационное обеспечение боевых действий и боевой подго-
товки авиации Вооруженных Сил РФ - это комплекс мероприятий,осущест-
вляемых силамиИТСинаправленных на содержание авиационной техники
(АТ), средств ее эксплуатации и ремонта в постоянной исправности и го-
товности к ведению боевых действий, достижение безотказности и высокой
эффективности их применения.
Инженерно-авиационное обеспечениесоставляет основу технического
обеспечения. Через него на летательныхаппаратахреализуютсядругие
виды технического, оперативного и тылового обеспечения.
Инженерно-авиационное обеспечение включает:
- разработкуи проведение мероприятий по содержанию АТ,средств
ее эксплуатации и ремонта в исправности и постоянной готовности кве-
дению боевых действий;
- техническую эксплуатацию, техническое обслуживание и ремонт АТ;
- организацию качественной эксплуатации АТ*
- поддержание заданной надежности АТ и проведения мероприятийпо
обеспечению безопасности полетов;
- организацию и проведение всех видов подготовок АТ кприменению
в заданные сроки;
- организацию и проведение ремонта АТ,получившей боевые иэкс-
плуатационные повреждения;
- обучение инженерно-технического и летного составаэксплуатации
и ремонту авиационной техники;
- планирование и выполнение инженерных расчетов по применению АТ,
обоснование потребных сил и средств для ее эксплуатации и ремонта;
- учет наличия и состояния АТ;
- проведениеанализарезультатов применение АТ и разработку ме-
роприятий по повышению эффективности ее применения;
- планированиеипроведениемероприятий по поддержанию твердой
технологической дисциплины ИТС.
Составной частьюИАОявляетсяракетно-техническое обеспечение.
Ракетно-техническое обеспечение организуется и проводится в целях под-
готовки кбоевому применению управляемых и неуправляемых ракет,кор-
ректируемых авиационных бомб и других АСП, их содержание в установлен-
ной степени готовности,обеспечение безотказности действий и безопас-
ности при обращении с ними.
Подача ракет и других авиационных средств поражения (АСП) в авиа-
ционные соединения и части осуществляетсяорганамитылаавиационных
соединений.
Инженерно-авиационное обеспечение боевых действий и боевой подго-
товки авиационныхчастей,соединений и объединений осуществляет ИТС,
за которым закрепляются авиационная техника,средства ее эксплуатации
и ремонта.ИТСтакже принимает непосредственное участие в применении
авиационной техники по назначению.
Содержание АТ,средствееэксплуатациии ремонта в постоянной
исправности и готовности к ведению боевых действий - КОМПЛЕКСНАЯ ЗАДА-
ЧА, решаемаякомандующими,командирами,начальниками штабов и служб
авиационных объединений, соединений и частей.
Командующие и начальники штабов объединений,командиры и началь-
ники штабов соединений,частей и подразделений несутполнуюответс-
твенность за состояние и сохранность АТ, средств ее эксплуатации и ре-
монта, за их правильную эксплуатацию и ремонт в подчиненныхобъедине-
ниях, соединениях, частях и подразделениях. Они осуществляют руководс-
тво ИАС через своих заместителей по ИАС.
Главные инженеры- заместители командующих объединениями по ИАС,
заместители командиров соединений и частей по ИАС несут непосредствен-
ную ответственность за содержание АТ, средств ее эксплуатации и ремон-
та, за организацию и осуществление ИАС боевых действий и боевой подго-
товки авиационных частей в объеме своих функциональных обязанностей.
3. Организационная структура ИАО части
В качествепримера рассмотрим организационную структуру инженер-
но-авиационной службы истребительного авиационного полка.Руководство
ИАО осуществляет командир части через своего заместителя по ИАС.
Заместитель командира авиационной части по ИАС - начальник службы
является прямым начальником всего личного состава части и при выполне-
нии своих функциональныхобязанностейруководствуетсятребованиями,
изложенными в уставе внутренней службы ВС РФ,а в специальном отноше-
нии - обязанностями,изложенными в наставлении по ИАО(НИАО-90).На
него возлагаетсянепосредственнаяответственностьзасостояние ИАО
части.
Он отвечает:
- за боевую готовность авиационной техники, правильную эксплуата-
цию и ремонт;
- за ИАО боевых действий и боевой подготовки;
- инженерно-техническую подготовку личного состава части;
- за боевую подготовку,воспитание военную дисциплину,морально
психологическое состояниенепосредственноподчиненногоемуличного
состава.
Заместитель командирачастипо ИАС может давать всему летному и
ИТС обязательные к исполнению указания по вопросам эксплуатации ире-
монта АТ.
Руководство ИАО заместитель командира части поИАСосуществляет
через старших инженеров (инженеров) части по специальностям (см.рис.1)
- старшего инженера (инженера) по самолету и двигателю;
- старшего инженера (инженера) по авиационному оборудованию;
- старшего инженера (инженера) по авиационному вооружению;
- старшего инженера (инженера) по радиоэлектронному оборудованию;
- старшего инженера (инженера) поприцельно-навигационнымкомп-
лексам.
Старшие инженеры (инженеры) части осуществляютруководствоэкс-
плуатации АТпо своей специальности.Они подчиняются зам.командира
части по ИАС и имеют право давать указания летному и ИТС части по воп-
росам эксплуатации АТ, относящиеся к их специальностям.
При организации эксплуатации старшиеинженеры(инженеры)части
выполняютобязанности,возложенныена зам.командира части по ИАС,
каждый по своей специальности,направляют и контролируют деятельность
личного состава соответствующих подразделений ИАС (АТО, ТЭЧ АП). Кроме
того старшие инженеры (инженеры) части по специальностям являются пря-
мыминачальникамивсеголичного состава полковых групп обслуживания
(подготовки) и регламента:
1) группыподготовкитормозныхпарашютов (подчиняются старшему
инженеру (инженеру) по СД);
2) технической позиции предварительной подготовки ракет (подчиня-
ются старшему инженеру (инженеру) по АВ);
3) группывысотного оборудования и специального снаряжения (под-
чиняются старшему инженеру (инженеру) по АО);
4) группы регламента комплексного тренажера (подчиняются старшему
инженеру (инженеру) по АО);
5) группы подготовки и регламента контрольно-записывающей аппара-
туры (подчиняются старшему инженеру (инженеру) по АО);
6) группырегламентаи ремонта средств опознавания (подчиняются
старшему инженеру (инженеру) по РЭО);
Старшие инженеры(инженеры)частипо специальности должны быть
готовы приступить,в случае необходимости,к выполнению обязанностей
зам. командира части по ИАС.
Все самолеты ИАП в соответствии со штатным расписаниемраспреде-
ляются по боевым подразделениям - авиационным эскадрильям (АЭ).
При принятой системе технологического обслуживания технологичес-
кими расчетами (экипажно-групповой системе технического обслуживания)
руководство работой ИТС АЭ осуществляет командиравиационноготехни-
ческого отряда АТО (зам. командира АЭ по ИАС), который подчиняется ко-
мандиру АЭ и является прямым начальником всего ИТС АЭ (личного состава
АЭ).
Он отвечает:
- забоевуюготовностьАТО,боевую и морально-психологическую
подготовку, воспитание, воинскую дисциплину состава АТО*
- содержание АТ,средств ее эксплуатации и ремонта,АСП первого
боекомплекта в постоянной готовности к применению и перебазированию;
- полнотуикачествоподготовки ИТС и АТ к несению боевого де-
журства;
- подготовку АТ к применению в установленные сроки, своевременное
ее восстановление и ремонт;
- правильноеиспользованиеихранениезакрепленных за ИТС АТО
средств технического обслуживания и других материальных средств;
- ввод в строй вновь прибывшего ИТС АТО;
- техническую подготовку ИТС;
- соблюдение ИТС АТО установленных правил обращения с грифованной
АТ.
Руководит ИАО в АЭ через инженеров АТО по специальности,которые
осуществляют техническое руководство эксплуатацией АТ по своейспеци-
альности (см. рис. 2).
Инженеры АТО по специальности отвечает за:
- разработку мероприятий по организации эксплуатации,войскового
ремонта и содержания АТ и АСП первого боекомплекта впостояннойисп-
равности и боевой готовности;
- знание летным составом АТО авиационной техники,полноты и тех-
нологии выполняемых работ, мер безопасности при работе на ней;
- анализ причин отказов АТ, разработку профилактических мероприя-
тий по их предупреждению;
- состояние средств контроля технического состояния АТ,правиль-
ность применения средств технического обслуживания;
- контроль комплектности, наличия и правильности заполнения доку-
ментации на АТ,отправляемую в ремонт; отправку деталей для доработки
АТ по бюллетеням промышленности, не выполненным в части;
- правильностьведения и своевременность предоставления установ-
ленной учетно-отчетной документации;
- своевременное внесение изменений и дополнений в рабочие экземп-
ляры документации и ежеквартальную сверку их с эталонным экземпляром.
- Помимо инженеров АТО по специальностям командиру АТО подчиняет-
ся начальник группы материально-технического обеспечения,который от-
вечает за:
- боевую, специальную подготовку, воспитание и воинскую дисципли-
ну воинского состава группы;
- техническое состояние и правильное использование поназначению
средств технического обслуживания;
- учет,хранение, выдачу и получение спецавтомобилей, оборудова-
ния, контрольно-проверочнойаппаратуры,инструментаиматериальных
средств в группе;
- своевременное обеспечение АТО материальными средствами и запас-
ными частями.
Из инженерно-техническогосоставаАТО формируется состав техни-
ческих расчетов.Каждый технический расчет (3 техническихрасчетав
АТО) возглавляетначальник технического расчета,который подчиняется
командиру АТО и является прямым начальником личного составатехничес-
кого расчета.
Он отвечает:
- за боевую готовность технического расчета, боевую, политическую
и специальную подготовку,воспитание,воинскую дисциплину иполити-
ко-моральное состояние его личного состава;
- содержание авиационной техники, АСП первого боекомплекта, агре-
гатов съемного оборудования, средств технического обслуживания авиаци-
онной техники в исправности и постоянной готовности к применению;
- качествоиполнотуподготовки к полетам авиационной техники,
своевременное ее восстановление при отказах (повреждениях);
- соблюдение личным составом технического расчета мер безопаснос-
ти при выполнении работ;
- ведение установленного учета и отчетности.
В состав технических расчетов помимо начальника технического рас-
чета входят следующие специалисты:
- помощник начальника технического расчета;
- техники самолетов;
- механики самолетов;
- технические расчеты по специальностям АВ, АО, РЭО;
а) старший техник АВ, АО, РЭО;
б) техник АВ, АО, РЭО;
в) авиамеханик по АВ, АО, РЭО;
Помощник начальника технического расчета и старшие техники по АВ, АО,
РЭО подчиняются начальнику технического расчета и отвечают:
- запостояннуюисправность и боевую готовность закрепленных за
техническим расчетом самолетов, систем и оборудования;
- исправность, сохранность и правильную эксплуатацию закрепленных
за техническим ресчетом средств технического обслуживания АТ;
- полноту и качество работ, выполняемых на АТ.
Каждый самолет приказом по части закрепляется за командиромэки-
пажа (летчиком)итехническим (наземным) экипажем.В истребительной
авиации в состав технического (наземного) экипажа входят техниксамо-
лета имеханик;которыевсвою очередь входят в состав технических
расчетов.Контроль за их работойосуществляетначальниктехнического
расчета.
Техник самолета отвечает:
- заисправность и боевую готовность,полноту и качество подго-
товки самолета к полету;
- обучениеподчиненных ему лиц технического состава экипажа пра-
вилам и практическим навыкам выполнения работ на самолете;
- исправностьисохранностьзакрепленного за ним инструмента и
оборудования;
- сохранность грифованной аппаратуры, установленной на самолете;
- сохранность средств поражения первогобоекомплекта(самолета,
снаряженного средствами поражения на боевое применении),находящегося
на самолете,и контроль за сохранностью АСП 1-гоБК(боекомплекта),
хранящегося у самолета.
Технические расчеты (кроме наземного экипажа) выполняют подготов-
ку к полетам (предполетную подготовку,подготовку к повторному полету
и послеполетную подготовку) по маршрутам (всего 6 маршрутов).Все ос-
тальные видыработ в день работы на АТ (парковый день,периодические
работы и т.д.) выполняется по специальностям.
Личный составтехнических расчетов в АТО выполняет все виды под-
готовок, работ и контроля технического состояния, установленных для АТ
в межрегламентные сроки эксплуатации.
Отдельным подразделением инженерно-авиационной службы в авиацион-
ном полку является технико-эксплутационная часть (ТЭЧ АП).
ТЭЧ АП предназначена для выполнения:
- регламентных работ на авиационной технике;
- замены двигателей;
- войскового ремонта на АТ;
- работ по бюллетеням;
- регламентныхработиремонта технологического оборудования и
инструмента.
Возглавляет технико-эксплуатационную часть начальник ТЭЧ АП.ко-
торый подчиняется зам.командира части по ИАС и являетсяпрямымна-
чальником всего личного состава ТЭЧ части.
Начальник ТЭЧ отвечает:
- за боевую готовность и мобилизационную готовность ТЭЧ АП;
- боевую и морально-психологическую подготовку, воспитание, воин-
скую дисциплину личного состава ТЭЧ части;
- постоянную готовность сил и средств ТЭЧ частикперебазирова-
нию, а также за исправность и боевую готовность ТЭЧ АП;
- исправность, сохранность средств технического обслуживания, ис-
пользуемых в ТЭЧ АП;
- планирование, организацию и своевременное и качественное выпол-
нение регламентных работ, ремонтных работ и работ по бюллетеням на АТ,
находящейся в ТЭЧ АП;
- учетииспользование материальных и технических средств в ТЭЧ
АП;
- соблюдение личным составом мер безопасности при работе на АТ;
- соблюдение противопожарной безопасности на территории,вслу-
жебных и производственных помещения ТЭЧ АП;
- соблюдение личным составом ТЭЧ установленных правил обращения с
грифованной АТ и документацией;
- правильность ведения и своевременностьпредставленияустанов-
ленной учетно-отчетной документации.
В состав ТЭЧ АП обычно входят группы регламента и ремонта:
- по самолету;
- по двигателю;
- по системам автоматизированного контроля (САК);
- по радиоэлектронному оборудованию (РЭО);
- по авиационному оборудованию (АО);
- по средствам аварийного покидания самолета (САПС);
- СНО и планеру;
- контрольно-проверочная группа точностных характеристик (КПГТХ);
- по авиационному вооружению (АВ);
- по прицельно-навигационным комплексам (ПрНК);
Помимо групп регламента и ремонта в ТЭЧ АП входят:
- ПАРМ (подвижнаяавиаремонтнаямастерская),набазекоторой
комплектуется слесарно-механическая группа (СМГ), для выполнения теку-
щего и среднего ремонта планера, силовое установки и их систем;
- группа контрольно-проверочной станции (КПС) на базе машины КАПСО
(контрольно-аэродромная станция обслуживания), выполняющая комплексные
инструментальные проверки силовой установки систем самолета.
Каждая группарегламентаиремонтавозглавляетсяначальником
группы, подчиненным начальнику ТЭЧ АП. Численный состав групп (старшие
техники, техники,старшие механики, механики) зависит от типа АТ, его
оборудования и вооружения.
Начальнику ТЭЧ АП подчинены также два его заместителя:
- заместительначальникаТЭЧАП,который является начальником
производства, непосредственно отвечающим за качество и своевременность
выполнения регламентных работ, работ по бюллетеням, войскового ремонта
АТ, техническую исправность и готовность подвижных средстввойскового
ремонта кприменению,укомплектованностьих необходимым для ремонта
расходным материалом;
- помощниканачальникаТЭЧ АП по воспитательной работе с личным
составом, являющимся прямым начальником всего личногосоставаТЭЧи
несущим непосредственнуюответственностьзаорганизацию и состояние
воспитательной работы перед начальником ТЭЧ АП и помощникомкомандира
полка по воспитательной работе.
4. Обязанности должностных лиц, эксплуатирующих АО
4.1. Обязанностистаршего техника (техника) технического расчета
по специальности (групп обслуживания, подготовки, регламента
и ремонта)
Старший техник подчиняется начальнику технического расчета (груп-
пы). Старшийтехник(техник)техническогорасчета по специальности
(группы обслуживания (подготовки), регламента и ремонта) обязан:
- знать конструкцию АТ,порядок и правила ее эксплуатации, объем
и технологию подготовок к полетам (регламентныхработ);уметьлично
выполнять все работы по подготовке АТ по всем маршрутам, кроме первого;
- качественно и своевременно выполнять все работы на АТ;
- уметь быстро находить и устранять неисправности на АТ,состав-
лять карточки учета неисправностей;
- знать и уметь применять средства технического обслуживания и со-
держать их в постоянной готовности к применению;
- обучатьспециалистовтехнического расчета (группы) правилам и
практическим навыкам выполнения работ,а также проверять качество вы-
полнения работ на АТ;
- докладывать начальнику технического расчета (группы),инженеру
АТО по соответствующей специальности о всех выявленных на АТ неисправ-
ностях;
- вести установленный учет и отчетность.
Старший техник (техник) технического расчета (группы) по по своей
специальности имеетправодаватьтехническиеуказания техническому
составу расчета(группы) о порядке выполнения работ на и устранения не-
исправностей на АТ.
Права, обязанности и ответственность старших техников(техников)
групп обслуживания (подготовок) и групп регламента и ремонта распрост-
раняется соответственно на инженеров (старших техников)поконтроль-
но-проверочной аппаратуре, начальника пиротехнической позиции, началь-
ника (техника) контрольно-проверочной станции (лабораторииинструмен-
тального контроля),техникагруппы обслуживания (подготовки) самоле-
тов, двигателей, средств аварийного покидания самолета, старших техни-
ков (техников)подразделенийвчастях безпилотной авиации,техника
группы объективного контроля.
4.2. Обязанности начальника группы
Начальник группы отвечает:
- за боевую,политическую,специальную подготовку, воспитание и
воинскую дисциплину личного состава группы;
- постоянную исправность и боевую готовность АТ,закрепленной за
группой;
- полноту,качество и своевременное выполнение работ на АТ, соб-
людение мер безопасности при работе на ней;
- своевременное внесение изменений и дополнений в рабочие экземп-
ляры документации и ежеквартальную сверку их с эталонным экземпляром;
- техническоесостояние и правильное использование по назначению
средств технического обслуживания;
- учет,хранение, выдачу и получение спецавтомобилей, оборудова-
ния, контрольно-проверочнойаппаратуры,инструментаиматериальных
средств в группе;
- своевременное обеспечение группы (АТО) материальными средствами
и запасными частями;
- сохранность грифованной аппаратуры, снятой с самолета или уста-
новленной в группе и числящейся за ней.
Начальник группы обслуживания (подготовки) высотного оборудования
и снаряжения, обслуживания (подготовки) электронных тренажеров и учеб-
ной аппаратуры подчиняется инженеру по авиационному оборудованию.
Начальник группытормозныхпарашютов подчиняется инженеру части
по СД.
Начальник группы обслуживания и регламента средств опознавания,
начальник группы обслуживания и регламента бортовыхсредствсвязии
ЗАС подчиняетсяначальникуштаба полка,а в специальном отношении -
инженеру части по РЭО.
Начальник группыобслуживания авиационной эскадрильи подчиняется
заместителю командира авиационной эскадрильи по ИАС.
Начальник группы регламента и ремонта (группы ремонта) подчиняет-
ся начальнику ТЭЧ части (ВАРМ).
Начальник группы ТП подчиняется начальнику ТП.
Начальник группы СИС подчиняется начальнику СИС.
Начальник группыматериально-техничекого обеспечения АТО подчиня-
ется командиру АТО.
Начальник группы подготовки и регламентных работ частей беспилот-
ной авиации подчиняются командиру отряда (подразделения).
Начальник группыявляетсянепосредственнымначальником личного
состава группы.
Начальник группы обязан:
- планировать работу специалистов группы,организовывать и конт-
ролировать полноту и качество выполнения работ,правильность заполне-
ния эксплуатационной документации личным составом группы;
- вести документацию в строгом соответствии с установленными тре-
бованиями;
- уметь лично выполнять наиболее сложные работы по ремонту,про-
верке, регулировке и настройки образцов авиационной техники;
- выяснятьпричиныотказов и неисправностей авиационной техники
принимать меры по оперативному вводу встройотказавшейавиационной
техники, инструктировать специалистов группы о порядке ее восстановле-
ния;
- вести учет выполнения работ по бюллетеням на авиационной техни-
ки по своей специальности и контролировать их выполнение;
- производитьосмотры авиационной техники в соответствии с уста-
новленными нормами;
- не допускать подготовку АТ с использованием неисправных войско-
вых средств измерений;
- обеспечить соблюдение личным составом группы установленных пра-
вил обращения с грифованной техникой,документацией, правил радиомас-
кировки;
- обобщать опыт личного состава группы на АТ и внедрять передовые
методы работы,направленныенаповышение боеготовности,сокращение
трудозатрат, повышение качества и производительности труда;ежедневно
производить технические разборы;
- обучать личный состав группы умению выполнять работы поподго-
товке и ремонту АТ,выявлять и устранять неисправности на АТ,также
применять войсковые средства измерений и инструмент;
- знатьпосвоейспециальностиконструкцию и принцип действия
систем и оборудования АТ, правила ее эксплуатации, техническое состоя-
ние, объеми технологию проведения всех видов работ по подготовке АТ
к применению;
- готовить личный состав и техническое имущество группы к переба-
зированию и работе на оперативном аэродроме;
- следитьза чистотой рабочих мест,сохранностью средств техни-
ческого обслуживания,ежедневно проверять наличие и состояние инстру-
мента, принимать меры к своевременному их ремонту и пополнению;
- своевременно представлять заявки на обеспечение группыматери-
альными средствами и запасными частями, контролировать их учет, хране-
ние, получение и расходование по прямому назначению;
- обеспечивать соблюдение мер безопасности и выполнение мероприя-
тий по защите от оружия массового поражения,КПД ИТР, противопожарной
защите личного состава группы при работе на АТ.
4.3. Обязанности начальника технического расчета
Начальник технического расчета подчиняется командиру АТО (авиаци-
онного технического отряда) и является прямым начальником личного сос-
тава технического расчета.
Начальник технического расчета обязан:
- знатьавиационнуютехнику и правила ее эксплуатации,объем и
технологию проведения всех видов работ и подготовок авиационной техни-
ки к полетам, уметь их выполнять;
- контролировать полноту и качество выполнения работ на авиацион-
ной технике, средствах ее технического обслуживания;
- обеспечивать постоянную боевую готовность АТ расчета; организо-
вывать подготовкусамолетакполетамв соответствии с требованиями
настоящего Наставления,руководств (инструкций) и регламентовтехни-
ческого обслуживания,контролироватьправильностьи своевременность
заполнения установленной документации;
- знать сорта применяемых горючих и смазочных материалов,специ-
альных жидкостей и газов, нормы их расхода, а также фактические расхо-
ды топлива и масел на каждом самолете расчета;
- лично проверять полноту выполняемых на самолете работ по подго-
товке его к полету,проводить межполетный анализ работоспособности АТ
по материалам СОК и бланкам экспресс-анализа,в отсутствиикомандира
АТО давать разрешение на допуск к полетам самолетов своего расчета;
- не допускать к полетам самолеты с неисправностями или подготов-
ленные с нарушением требований нормативных документов;
- не допускать подготовку АТ с использованием неисправных средств
ее технического обслуживания;
- знать состояние каждого самолета расчета, проводить осмотры са-
молетов всоответствии с нормами осмотров,установленных данным нас-
тавлением, и давать указания по устранению недостатков;
- осуществлять(после допуска руководящим составом АТЧ) контроль
СНО ОП (общего применения),проверять соответствие топлива,масели
спецжидкостей разрешенным к применению согласно эксплуатационно-техни-
ческой документации на летательный аппарат;
- контролироватьсоблюдение личным составом расчета правил обще-
ния с грифованной техникой и документацией;
- готовить личный состав, съемное оборудование и техническое иму-
щество расчета к перебазированию и работе на оперативных аэродромах;
- организовыватьобучение личного состава расчета правилам войс-
кового ремонта;
- вести установленный учет и отчетность,контролировать правиль-
ность и своевременность ведения документации в техническом расчете;
- обобщать и анализировать опыт работы на АТ личного состава рас-
чета, ежедневно проводить с ним технические разборы;
- разрабатыватьивнедрятьмероприятияпо сокращению сроков и
трудозатрат на подготовку самолетов и авиационных средств пораженияк
применению, расходаматериальных средств на их техническую эксплуата-
цию;
- организовывать изучение маршрутов подготовки самолетов к полету
таким образом,чтобы каждый специалист технического расчета освоил не
менее двух-трех маршрутов;
- вести учет работы личного состава технического расчета по марш-
рутам, планироватьипроводитьрегулярные тренажи с личным составом
технического расчета по восстановлениюнавыковработыпоосвоенным
маршрутам;
- обеспечивать соблюдение мер безопасности приработенаАТ,
выполнение мероприятийпо защите от оружия массового поражения,КПД,
ИТР, противопожарной защите личного состава технического расчетапри
работе на АТ.
4.4. Обязанности инженера авиационно-технического отряда по
специальности
Инженер АТО осуществляет техническое руководство эксплуатацией АТ
по своей специальности.
Инженер АТО подчиняется командиру АТО.
Инженер авиационно-техническогоотрядапосвоейспециальности
обязан:
- всовершенствезнатьконструкцию и принцип действия систем и
оборудования АТ, состоящей на вооружении авиационной эскадрильи, прави-
ла ее эксплуатации,документы, регламентирующие эксплуатацию АТ и оп-
ределяющие организацию работы личного состава АТО,изучать этидоку-
менты с личным составом АТО и обеспечивать выполнение их требований;
- знать функциональные связи и взаимодействие систем АТ воснов-
ных режимах,технологическиеиорганизационные особенности проверки
комплексных связей,сопряжение и юстировки систем и агрегатов АТ,их
отладки и контроля готовности к боевому применению;
- уметь лично выполнять работы по войсковомуремонту,проверке,
регулировке и настройке АТ;
- уметь выполнять работы по всем маршрутам подготовки самолетак
полетам (инженерам АТО по АВ, АО, РЭО кроме маршрута # 1);
- уметь проводить межполетный анализ работоспособности АТ пома-
териалам СОК и бланкам экспресс-анализа;
- знать техническое состояние и индивидуальные особенности каждо-
го самолета АТО, осматривать самолеты АТО в соответствии с нормами ос-
мотра;
- проводить анализ и разрабатывать методики обнаружения неисправ-
ностей АТ;
- приниматьличное участие в выполнении сложных работ и устране-
нии неисправностей;
- вести учет неисправностей АТ, ошибок в ее эксплуатации; обнару-
женных в АТО, проверять правильность составления карточек учета неисп-
равностей и своевременно представлять их инженеру части;
- разрабатывать предложения по повышению надежности АТисовер-
шенствовании ее технической эксплуатации;
- контролировать содержание в постоянной боевой готовности кра-
боте средств технического обслуживания АТО;
- обучать личный состав АТО конструкции,правилам эксплуатации и
войскового ремонта АТ;
- контролировать соблюдениеличнымсоставомАТОустановленных
правил общения с грифованной аппаратурой и документацией при работе на
АТ;
- осуществлять(после допуска руководящим составом АТЧ) контроль
средств наземного обслуживания общего применения,проверять соответс-
твие топлива,масел,спецжидкостейи газов разрешенным к применению
согласно эксплуатационно-технической документации на самолет.
Инженера АТО по своей специальности имеют право:
- давать указания по эксплуатации АТ всему личному составуавиа-
ционной эскадрильи в пределах своих служебных обязанностей;
- отстранять от подготовки авиационной техникиспециалистовИТС
АТО пригрубыхнарушениях ими мер безопасности или правил эксплуата-
ции, а также неудовлетворительных знаниях по проверке.


 2Тема  0N  220  0 2"Организация технической эксплуатации
 2авиационной техники"

 2Занятие N 1 -2 часа


 _ 21. Общие положения по организации технической эксплуатации
 _ 2авиационной техники

 _ 21.1. Основные понятия и определения систем технической
 _ 2эксплуатации

 3Эксплуатация АТ 0 -стадия жизненного цикла с момента принятия её
войсковой частью от завода изготовителя или ремонтного завода доотп-
равки времонт или списания,являющаяся совокупностью этапов ввода в
эксплуатацию, привидения в установленную степень готовности кисполь-
зованию по назначению,поддержания в установленной степени готовности
к этому использованию,использования по назначению, хранения и транс-
портирования.
 1Техническая эксплуатация 0 - это часть эксплуатацииавиационной
техники, которая включает:
- подготовку к применению и техническиправильноеприменение
АТ;
- выполнение регламентных работ;
- организацию выполнения работ по бюллетеням;
- войсковой ремонт;
- транспортирования;
- хранение и эксплуатацию АТ.
 2Осуществляет техническую эксплуатациюинженерно-техническийсостав
 2(ИТС) авиационных частей.
 1Техническое обслуживание 0- это комплекс операций или операция
по поддержанию работоспособности или исправностиавиационнойтехники
при использованиипо назначению.В зависимости от организационно-штат-
ного построения авиационных частей 2 различают экипажно-групповую систе-
 2му техническогообслуживания и систему обслуживания техническими рас-
 2четами.
Статистические данные по отказам АТ свидетельствуют о том, что
ИТС предупреждает 95+96 отказов,обнаруживая их на земле.Однако 4-5
отказов проявляютсяв полете и ИТС необходимо добиться их исключения.
Для предупреждения отказов АТ эксплуатируются по определенной системе.
 1Системой техническойэксплуатации 0 называется комплекс взаимно
связанных положений и норм,определяющих организацию и порядок прове-
дения работ по технической эксплуатации.Или проще, это комплекс пра-
вил, на основании которых назначаетсяпродолжительностьэксплуатации
объектов и программа их эксплуатации.
Различают три принципа назначения продолжительности эксплуата-
ции агрегатов:поресурсу,по состоянию и по уровню надежности (ре-
сурс- это срок службы АТ. С видами ресурсов мы будем знакомиться более
подробно в 3-м занятии данной темы).
Итак, в первом случае при выработке ресурса агрегаты снимаются
с эксплуатациинезависимо от их работоспособности и фактического сос-
тояния. Ресурс задается наработкой (налетом, количеством запусков, по-
садок и т.п.) и календарным сроком. Во втором случае замена проводится
когда техническое состояние объекта эксплуатации достигнетпредельно-
го. Всвою очередь предельное состояние задается предельно допустимым
значением определяющегопараметраилипредельнымихарактеристиками
процесса и разрегулирования. При эксплуатации по уровню надежности за-
мена производится при отказе агрегата.
Примером, характеризующим различные принципы продолжительности
эксплуатации, может служить эксплуатация кислородныхшланговобъеди-
ненного разъема коммуникаций комплектакислородногооборудования
ККО-5. Им может устанавливаться ресурс календарным сроком эксплуатации
или назначатьсяпредельный износ резины шлангов (эксплуатация по сос-
тоянию).
 1Программой эксплуатации  0называют содержание, объем и переодич-
ность заправочно-снаряжательных и профилактических работ.В настоящее
время основнымдокументом,определяющим программу,служит регламент
технического обслуживания (РТО) летательного аппарата. Под профилакти-
ческими будем понимать работы,выполняемые при технической эксплуата-
ции, предназначенные для предупреждения отказов,возникающих во время
применения АТ.
 2К профилактическим работам относятся: 0осмотры при подготовках
к полету,регламентные работы,целевые осмотры и проверки, работы по
подготовке АТ к зимней (летней) эксплуатации, переодические работы при
хранении, работы по бюллетеням.
Принципы назначения программы эксплуатации аналогичныпринци-
пам назначения продолжительности эксплуатации.
Сочетание принятых принципов назначения продолжительности экс-
плуатации объектовАТс принципами назначения программы эксплуатации
определяет систему эксплуатации. Этот смысл заложен в термине "Система
технической эксплуатации",раскрытом выше. 2 Различают три системы экс-
 2плуатации:
- по ресурсу,
- по состоянию и
- по уровню надежности.
Рассмотрим вкратце каждую из них.

 1Система эксплуатации по ресурсу 0 - это такая система, при кото-
рой продолжительность эксплуатации до направления в ремонт или снятия,
объем и периодичность профилактических работ устанавливаются норматив-
но-технической документацией независимо от технического состояния. Для
нее характерно назначение момента замены агрегатов по выработкезара-
нее установленноготехнического ресурса,проведение ремонта по выра-
ботке заранее установленного межремонтногоресурсазаданнымобъемом
работ, проведение профилактических работ в заранее определенные момен-
ты наработки заданным объемом.Т.е.характерно "жесткое"назначение
периодичности и объема работ.
 1Система эксплуатации по состоянию 0 - такая система, при которой
решения онаправлении в ремонт или снятия с эксплуатации,а также об
объеме и периодичности профилактических работ принимаются в зависимос-
ти от технического состояния агрегатов, определяемого значениями пара-
метров. Т.е.периодичность и объем работ при системе эксплуатациипо
стоянию случайны и индивидуальны для каждого конкретного объекта.
Частным случаем системыэксплуатациипосостояниюявляется
эксплуатация, прикоторой объем и периодичность контроля технического
состояния устанавливаются эксплуатационной документацией,а началои
объем техническогообслуживанияопределяются в зависимости от техни-
ческого состояния авиационной техники.
 1Система эксплуатациипо уровню надежности 0 - это система,при
которой продолжительность эксплуатации АТ определяется моментом ее от-
каза. Приэксплуатации объектов по уровню надежности их замена произ-
водится после отказа.Профилактические работы не проводятся. Выполня-
ются лишьдоработки,которые являются единственным путем воздействия
на безотказность АТ при эксплуатации ее по уровню надежности.
Отдельные агрегаты летательного аппарата (ЛА) могут эксплуати-
роваться по различным системам. 2В частях авиацииВСпринятаплано-
 2во-предупредительная система эксплуатации,которая включает все расс-
 2мотренные системы. 0Она обеспечиваетвысокуюбоевуюготовностьАТ,
должную безотказностьееработыихорошую экономичность в процессе
эксплуатации. Система эксплуатации как комплекс правил для ЛАопреде-
ляется НИАО-90, руководствами (инструкциями) по технической эксплуата-
ции, регламентами технического обслуживания и указаниями Главногоин-
женера ВВС.

 _1.2. Допуск личного состава к эксплуатации авиационной
 _техники

В эксплуатацииАТучаствуетвесь летный и ИГС части в соот-
ветствии со своими функциональными обязанностями.
К Эксплуатации АТ допускается личный состав,прошедший теоре-
тическую подготовку и практическую стажировку на соответствующей долж-
ности, после проверки знания им конструкции,правил эксплуатации, мер
безопасности и проверки практических навыков в работе на своих рабочих
местах или в объеме должностных обязанностей.
Проверка знания инженерно-техническим и летным составомАТи
правил ее эксплуатации производится специально назначенной комиссией в
следующих случаях:
- при допуске к самостоятельной эксплуатации АТ ( при прибытии
к новому месту службы,перед вступлениемвновуюдолжность,после
окончания переучивания и стажировки,при перерывах в работе на АТ бо-
лее допустимых;
- на зачетной сессии;
- при контрольных осмотрах АТ (только для ИТС);
- в случаях грубых нарушений правил эксплуатации АТ;
- при инспекторских проверках;
- при присвоении и подтверждении классной квалификации, а так-
же в других случаях в соответствии с указаниями,директивами и распо-
ряжениями командования. Результаты проверки знаний летного и ИТС зано-
сятся в летные книжки авиационных специалистов.
Допуск ИТСкэксплуатацииАТ оформляется приказом командира
части (соединения,объединения) на основании акта комиссии по резуль-
татам проверки знаний.
ИТС, показавший неудовлетворительное знание АТ и слабыепрак-
тические навыки в работе, от эксплуатации АТ отстраняется.
Допуск его к эксплуатации производится приположительныхре-
зультатах повторной проверки знаний.

 _1.3.Закрепление авиационной техники за личным составом

Авиационная техника,средства еетехническогообслуживания,
находящееся в авиационной части, закрепляются за летным и ИТС, который
отвечает за сбережение, исправность и постоянную готовность к примене-
нию по назначению.
Каждый ЛА приказом по части закрепляется за командиром экипажа
(летчиком) и техническим (наземным) экипажем (техником самолета). Бес-
пилотные ЛА закрепляются за начальником подразделения хранения, транс-
портирования иэвакуации.За одним авиационным техником закрепляется
только один ЛА. Авиационный техник имеет право выпускать в полет толь-
ко закрепленныйза ним ЛА.На время отсутствия техника (отпуск,бо-
лезнь) самолет для выполнения на нем работ по хранению и содержаниюв
исправном состоянии закрепляется приказом командира части за авиацион-
ным механиком, допущенным к самостоятельной эксплуатации самолета дан-
ного типа.
В случае вылета по боевой тревоге ЛА может быть выпущен впо-
лет начальникомилипомощникомначальника технического расчета (на-
чальником ТЭЧ звена),а также механиком, за которым закреплен самолет
для временного выполнения на нем работ при отсутствии техника.
В целях обеспечения интенсивного использования отдельных само-
летов разрешается закреплять один самолет за двумя техниками, что дает
возможность организовать посменную подготовку АТ к полету.
При перебазировании(перелете) на промежуточных аэродромах ЛА
разрешается готовить и выпускать в полет техникам (механикам),назна-
ченным приказомстаршего передовой команды или зам.командира части по
ИАС, которая базируется на аэродроме посадки (вылета),а также летным
экипажам,допущенным к данному виду подготовки приказом по части.
При хранении ЛА группа их обычно закрепляется приказомкоман-
дира части за командой хранения.

 _1.4. Допуск авиационной техники к полетам

К полету допускаются только исправные и подготовленные в соот-
ветствии с заданием ЛА с оформленной установленной документацией. Раз-
решение на допуск ЛА к полетам дают в письменном виде должностные лица
ИАС и оформляют его в контрольном листе подготовки ЛА к полетам дают в
письменном видедолжностныелицаИАСи оформляют его в контрольном
листе подготовки ЛА к полетам или бортовой карточке. На постоянном аэ-
родроме базированиятакое право предоставлено командиру АТО (замести-
телю командира АЭ по ИАС) и нач.технического расчета(начальникуТЭЧ
звена), а при маневре части - старшему лицу ИТС передовой команды.
При несении боевого дежурства - старшемулицуИТСдежурного
подразделения.
Летательный аппарат к полетам имеет праводопуститькомандир
экипажа присамостоятельномвыполненииполетных заданий в отрыве от
аэродрома постоянного базирования.Право отстранять ЛАотполетав
случае нарушенияправилего подготовки предоставляется командиру АТО
(зам.командира по ИАС),заместителю командира части по ИАС(старшему
инженеру полетов) и вышестоящим должностным лицам ИАС, которым от под-
чинен по службе. После устранения выявленных недостатков ЛА допускает-
ся к полету с разрешения лица, отстранившего ЛА от полета, или зам.ко-
мандира части по ИАС по его поручению.


 _ 22. Основные положения по организации работы ИТС на
 _ 2авиационной технике

Под организацией работ на АТ понимают систему мероприятий, ко-
торая включает соответствующую расстановку исполнителей,разделение и
кооперацию, методы,нормирования и стимулирование труда,организацию
рабочих мест и необходимые условия труда.
В процессе управления работой ИТС наибольшее влияние на произ-
водительность трудаоказывают эффективность и принятые методы органи-
зации работ на АТ.
Принятые методыорганизацииработ на АТ при подготовках ЛА к
полетам и выполнении регламентных работ будут рассмотрены впоследую-
щих темах раздела.

 _2.1.Общие правила при выполнении работ на авиационной технике

К выполнению работ на АТ предъявляется ряд общих требований:
- полнота и высокое качество выполнения работ;
- установленное время выполнения работ;
- рациональное использование участвующих в работе личного сос-
тава средств наземного обслуживания (СНО) и эксплуатационного контроля.
Работа на АТ выполняется ИТС в летный день, день предваритель-
ной подготовки,в день работы на АТ,в парковый день, при выполнении
регламентных работ и войскового ремонта на стоянках ЛА, на технических
позициях, на площадках и рабочих местах ТЭЧ АПиВАРМ.Руководитель
работ заблаговременно,всоответствиис разработанным ранее планом,
ставит задачу ИТС по объему работы,особенностямподготовкиАТ,по
применению СНО и эксплуатационного контроля.
Объем и периодичность выполнения всех видов подготовок,работ
и контроля АТ определяются руководствами (инструкциями),регламентами
технической эксплуатации (РТЭ), РТО, указаниями ГИ ВВС (ГИ авиации ви-
дов ВС).
Работы на АТ выполняются по технологическим картам. Технологи-
ческие карты подготовки самолета к полетам, сложных демонтажно-монтаж-
ных работ и регламентных работ разрабатываются промышленностью.Опре-
деление необходимости разработки технологических карт устранения неис-
правностей, целевых осмотров и разработкуэтихтехнологическихкарт
осуществляют инженеры части по специальности.
Продолжительность выполнения всех видов подготовок и работ оп-
ределяется вчастяхсучетомдирективных или типовых норм времени,
конкретных условий базирования, уровня подготовки л.с. и наличия мате-
риальных средств.
Время, необходимое личному составу для выполнения работ на АТ,
предусматривается распорядком дня отдельно для летного дня,дня пред-
варительной подготовки,дня работы на АТ,паркового дня.В часыне
предусмотренные распорядком дня,работы на отдельных самолетах выпол-
няются под руководством начальникатехническогорасчета(начальника
ТЭЧ звена)или начальника группы (инженера АТО) и только с разрешения
заместителя командира части по ИАС (командира АТО).
Объем работы на АТ, устанавливаемый для каждого специалиста на
день (смену),должен составлять технологически завершенную операцию и
обеспечивать выполнение начатой работы до конца.
Поручать выполнениенеоконченнойработыновомуисполнителю
разрешается начальнику группы обслуживания (р/р) или начальнику техни-
ческого расчета (нач.ТЭЧ звена) в случаенеобходимостипослеличной
проверки состояния неоконченной работы и инструктажа нового исполните-
ля о порядке ее окончания.
При предполетнойподготовкеи подготовке к повторному полету
(подробно виды подготовок и методику их выполнения будем рассматривать
в следующейтеме) поручать выполнение работ,не оконченных одним ли-
цом, другому лицу ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
В случаекрайнейнеобходимостиподготовка самолета к полету
проводится другим специалистом с повторным выполнением всех работ.
Перед началомработтехник самолета проверяет наличие и исп-
равность пломб (оттисков печатей),производит внешний осмотр самолета
и расписывается в журнале прием-передачи самолетов. При обнаружении на
самолете внешних повреждений или нарушения его пломбировки техник обя-
зан немедленно доложить по команде.Вскрытие такого самолета и подго-
товка его к полету производится только с разрешения заместителя коман-
дира части по ИАС.
Все работы на ЛА выполняются только с разрешения техника само-
лета ив его присутствии.О начале и окончании работ на самолете,а
также об обнаруженных неисправностях и их устранениивсеспециалисты
докладывают (сообщают) технику самолета. О выполнении подготовок само-
лета к полету делается запись в журнале подготовок самолета к полетам.

Дополнительные работы, выполненные на самолете, и неисправнос-
ти, обнаруженныеприосмотре самолета,записываются в журнале учета
неисправностей. Неисправности устраняются после окончания осмотраса-
молета. Лица,выполнявшие работы (устранявшие неисправности), и лица,
осуществлявшие контроль, расписываются в журнале учета неисправностей.

 _2.2. Качество выполнения работ на АТ. Организация
 _пооперационного контроля

За качество и своевременность выполнения работ на АТотвечают
исполнители работ. Работы, выполняемые на АТ, состоят из операций, ко-
торые в совокупности составляют единый технологический процесс.Конт-
роль качестваработыдолженрассматриватьсякак неотъемлемая часть
этого технологического процесса.Специалисты при выполнении работна
АТ используют технологические карты.
Для эффективности контроля в технологических картах,наряду с
основными операциями, определяются и операции подлежащие контролю. Оп-
ределение контрольных операций возлагается на эксплуатирующиеоргани-
зации.
Таким образом, основным методом контроля является пооперацион-
ный контроль,задача которого - проверить качество выполняемой работы
во время выполнения или после завершения технологической операции.
Цель - предупредить отказы из-а ошибок, допущенных ИТС при вы-
полнении работ на АТ.
Основные принципы организации пооперационного контроля следую-
щие:
1. У каждого исполнителя должен быть контролер, осуществляющий
контроль по всему перечню контрольных операций, предусмотренных техно-
логической документацией. Контролер расписывается за проведенный конт-
роль в рабочей документации.
2. Должностные лица ИТС, разрешающие вылет самолета и делающие
запись о выполнении каких-либо работ на самолете в его формуляр, долж-
ны проконтролировать выполненные работы по перечням контрольных опера-
ций.
3. Контролирующиелицадолжны быть подготовлены по специаль-
ности в соответствии с объемом их функциональных обязанностей,должны
в совершенстве знать конструкцию узлов, агрегатов, систем оборудования
и устройств контролируемой техники,технологию выполнения всехработ
и, особенно,контрольных операций, знать ТУ на данную работу. Контро-
лер должен уметь правильно пользоваться КПА и измерительным инструмен-
том, ондолжен знать степень обученности и практические навыки испол-
нителей работ.
Для организациипооперационного контроля в каждой части дела-
ется следующее:
- отрабатываютсяперечни контрольных операций на все виды ра-
бот, проводимых на АТ;
- для каждого должностного лица,осуществляющего пооперацион-
ный контроль, отрабатываются карты пооперационного контроля;
- определяется необходимое число контролеров.
 1Пооперационный контроль  0в соответствии с разработанными карта-
ми пооперационного контроля осуществляют:
1. При выполнении всех видов подготовок АТ к полетам:
- старшиетехник (техники,борттехники) самолетов путем про-
верки качества выполнения работ техническим экипажем, а также контроля
надежности закрытия крышек люков и заправочных устройств,открываемых
специалистами групп обслуживания в процессе подготовки АТ;
- начальники (инженеры АТО),старшие техники (техники) техни-
ческих расчетов путем проверки качества работ,выполняемых специалис-
тами технических расчетов;
- начальники технических расчетов (начальники ТЭЧ звеньев) пу-
тем проверки качества выполнения предусмотренных операций на самолетах
своего расчета (звена) в ходе и после окончания работ техниками (борт-
техниками (бортинженерами) самолетов.
2. При выполнении демонтажно-монтажных, регулировочных и регла-
ментных работ на АТ:
- начальники техническихрасчетов(начальникиТЭЧзвеньев),
старшие техники (техники) групп обслуживания (техн.расч.) и регламент-
ных работ путем проверки качества выполнения предусмотренных операций,
непосредственно находясь на рабочих местах исполнителей;
- инженеры АТО,начальники групп обслуживания ирегламентных
работ путемпроверкиправильностивыполнения исполнителями наиболее
важных и ответственных операций (работ),непосредственно влияющихна
надежность АТ. При этом проверка качества выполнения операций произво-
дится перед закрытием контролируемого узла или послеокончанияработ
независимо от контроля старшими техниками (техниками) групп.
3. Старшие инженеры (инженеры) части по специальности, началь-
ники ТЭЧ АП и ВАРМ,командиры АТО пооперационный контроль АТ осущест-
вляют по личному плану в соответствии с перечнямиконтрольныхопера-
ций, утвержденными зам.командиров частей по ИАС.
При осуществлении пооперационного контроля АТ вАТО(АЭ),ТЭЧ
АП и ВАРМ проводится фотографирование сочленений и контровок тяг,ка-
чалок и других узлов систем управления ЛА и их силовых установок после
завершения монтажных и регулировочных работ.Для чего в картах поопе-
рационного контроля демонтажно-монтажных,регулировочных и регламент-
ных работуказывыаютсяместа или узлы,подлежащие фотографированию.
Перечни узлов,подлежащих фотографированию, отрабатываются инженерами
объединений для конкретного типа ЛА. Каждому узлу в системе присваива-
ется порядковый номер и отработанные перечни утверждаются ГИ объедине-
ния. Негативы фотоснимков после просмотра начальниками групп и нанесе-
ния на них информации (заводской номер самолета, дата и вид проводимых
работ) хранятсявустановленных местах в АТО (АЭ),ТЭЧ АП и ВАРМ до
выполнения очередных монтажных или регулировочных работ на узлахсис-
тем управления.
Контроль за организацией проведения указанных работ пофотог-
рафированию возлагаетсянакомандиров АТО и заместителей начальников
ТЭЧ АП и ВАРМ.

 _2.3. Основные правила техники безопасности при работе
 _на авиационной технике

Для исключения травм и гибели личного состава, повреждения АТ6
СНО существуют правила работы на АТ, регламентированные рядом докумен-
тов (приказы МО,НИАО, НПП, инструкции, РТО, технологии, сборник пра-
вил по технике безопасности при работе на АТ).
За организацию техники безопасности несут ответственностьна-
чальники и командиры,в подчинении которых постоянно или временно на-
ходится л.с.К работе на АТ допускаются лица,изучившиеправилапо
технике безопасности и прошедшие проверку их усвоения. Результаты про-
верки оформляются записью в контрольных листах проведенияинструктажа
по ТБ, которые хранятся в подразделении в отдельном журнале.
Существующую в настоящее время систему правил по технике безо-
пасности можно разделить на:
- правила ТБ при работе на планере ЛА,с силовой установкой и
оборудованием;
- правила техники безопасности при выполнениизаправочно-сна-
ряжательных работ на ЛА;
- правила техники безопасности при использовании СНО на АТ.
Выполнение этих правил должно исключить:
- разрядку статистического электричества через людей,случай-
ные выстрелы и пуски,срабатывание пиромеханизмов катапультного крес-
ла, сброс баков и подвесок, складывание шасси, самопроизвольное сраба-
тывание систем и электроагрегатов и другие случаи, которые могут угро-
жать здоровью личного состава и привести к повреждению АТ;
- пожар на самолете;
- скопление опасных концентраций кислорода,паровтопливаи
других взрывоопасных веществ;
- травмирование личного состава при работенавысокорасполо-
женных частяхЛА,при зарядке баллонов и систем с высоким давлением,
при буксировке и рулении ЛА, при запуске и проверке работы двигателей;
- воздействие на личный состав агрессивных жидкостей,газов и
отравление ими;
- облучение личного состава высокочастотной энергией и пораже-
ние электрическим током;
- воздействие на личный состав высокочастотных шумов;
- наезд на людей СНО, а также их столкновение с АТ.
Конкретные мерыбезопасностиизучаются и отрабатываются сту-
дентами при выполнении практических работ на АТ на учебном аэродроме и
войсковой стажировке.


 _ 23. Метрологическое обеспечение технической эксплуатации

В процессе эксплуатации характеристики инструментальных средс-
тв изменяются вследствие старения и износа.Поэтому возникает необхо-
димость в систематической проверке точности их показаний и правильнос-
ти функционирования, для чего проводится метрологическое обеспечение.
 1Метрологическое обеспечение 0 - это комплекс организационно-тех-
нических мероприятий,направленныйна обеспечение единства изменений
параметров АТ и наземных средств контроля (НСК)сцельюподдержания
боеготовности и эффективности применения АТ на требуемом уровне.
Метрологическая проверка осуществляется в сроки ивобъемах,
установленных действующимиположениямии инструкциями,лабораторией
измерительной техники объединения. За своевременную поверку инструмен-
тальных средств отвечают инженеры части по специальности.
В группах обслуживания и регламентных работ составляютсягра-
фики планируемых и фактических сроков проверки средств.За из ведение
отвечают начальники групп. Поверка осуществляется в поверочной лабора-
тории, результаты записываются в формуляр (паспорт) данного инструмен-
тального средства, а на самом средстве ставится оттиск соответствующе-
го клейма.
Под поверкой понимаетсяопределениеметрологическиморганом
погрешностей средствизмерений(СИ) и установление его пригодности к
применению.
Различают:
- первичную,периодическую,внеочередную и инспекторскую по-
верку СИ.
1. Первичная поверка - проводится при выпуске СИвобращение
из производства и ремонта.
2. Периодическая поверка - проводится при эксплуатации ихра-
нении СИчерез определенные межповерочные интервалы,установленные с
расчетом обеспечения исправности СИ на период между поверками.
3. Внеочереднаяповерка - проводится при эксплуатации (хране-
нии) СИ вне зависимости от сроков периодическойповеркивследующих
случаях:
а) когда необходимо удостовериться в исправности СИ;
б) припроведенииработ по корректированию межповерочных ин-
тервалов;
в) при контроле результатов периодической поверки;
г) когда СИ устанавливаются в качествекомплектующихизделий
после истеченияполовины гарантийного срока на них,указанного постав-
щиком в сопроводительной документации;
д) при повреждении поверительного клейма,пломбы и утрате до-
кументов, подтверждающих прохождение СИ периодической поверки;
е) при вводе в эксплуатацию после хранения, в течение которого
не могла быть проведена периодическая поверка в связи с требованиями к
консервации СИ.
4. Инспекционная поверка проводится для выявленияисправности
СИ, выпускаемыхизпроизводства,ремонта и находящихся в обращении,
при проведении метрологической ревизии в организациях и на предприяти-
ях, осуществляющих изготовление, ремонт, эксплуатацию, хранение и про-
дажу СИ.
При возникновенииспорныхвопросов по метрологическим свойс-
твам, методам и средствам поверки,исправности СИ и пригодности ихк
применению проводится метрологическая экспертиза.
Метрологическая экспертиза - это углубленныйконтрольоценки
правильности принятыхрешенийпо метрологическому обеспечению техни-
ческих устройств при ихпроектировании,испытаниях,производствеи
эксплуатации. Метрологическая экспертиза сопровождается оказанием тех-
нической помощи разработчикам изделий и службамэксплуатацииввиде
выдачи рекомендаций по повышению уровня метрологического обеспечения и
устранению выявленных недостатков.
СИ не допускаются к применению,если при поверке,метрологи-
ческой ревизии или метрологической экспертизе установлено, что они не-
исправны, втомчислеимеют внешние повреждения или своевременно не
поверенв.
Периодичность поверок СИ, как правило, составляет 1-2 года.
Периодичность поверокСИопределяетсядокументом"Перечень
подлежащих поверке рабочих средств измерений,применяемых в ВВС", ко-
торый вводится в действие Приказом ГК ВВС. Помимо СИ, требующих обяза-
тельной поверки,в "Дополнениях к Перечню" имеется список СИ, не под-
лежащих поверке в период эксплуатации в войсковых частях.Эти СИдо-
пускаются к эксплуатации после выполнения на них регламентных работ, о
чем в паспортах (формулярах) должна быть запись.
На периодработыв части выездной группы лаборатории измери-
тельной техники зам.командира части по ИАС выделяет лицо,ответствен-
ное за организацию работ, связанных с поверкой средств измерений части.
Личный состав,применяющий средства инструментального контро-
ля, обязан знать их устройство,уметь проводить измерения с необходи-
мой точностью, следить за исправностью СИ и своевременностью поверки.


 _ 24. Управление подготовкой авиационной техники к полетам

Для успешного выполнения задач, стоящих перед ИТС по ИАО необ-
ходимо осуществлять четкую организацию работы всех его звеньев и служ-
бы тыла,обеспечить их взаимодействие. Это может быть достигнуто пос-
редством организации непрерывного и гибкого управления.
- Управление ИАО включает:
- получение и уяснение задачируководящиминженерно-техни-
ческим составом;
- получение и обработка информации о состоянии ИАО;
- своевременное принятие обоснованных решений;
- постановку задачи ИТС,организацию и контрольвыполнения
решений;
- планирование ИАО;
- организациюиподдержаниевзаимодействиямеждуИГС АЭ
(АТО), ТЭЧ АП,ПППР и специальной инженернойслужбой(СИС),атакже
между ИТС и частями обеспечения.
Управление ИАО полетов проводить вобщейсистемеуправления
части и должно осуществлять:
- четкую организацию подготовки АТ к полетам;
- своевременные доклады командиру части (руководителю полетов);
- непрерывное получениеинформацииосостоянииавиационной
техники и хода ее подготовки к полетам;
- оказание безотлагательной помощи руководителю полетов по ру-
ководству действиями летного состава в особых случаях;
- взаимодействие с авиационно-технической частью.
С этой целью на аэродроме оборудуются:пункт управления инже-
нерно-авиационным обеспечением (ПУ ИАО),являющийся составнойчастью
командного пункта авиационной части и диспетчерские пункты.
Пункт управления ИАО части предназначендляруководстваИТС
части. На пункте управления находится во время полетов старший инженер
полетов и диспетчер, а в дни работы на АТ - дежурный инженер и диспет-
чер.
ПУ ИАО может быть стационарным или подвижным(например,обору-
дованным наприцепе),обеспечивающимтранспортабельностьи быстрое
развертывание. ПУ ИАО обычно размещается отдельно от командного пункта
части врайоне расположения стоянок самолетов (технической позиции) и
оборудуется:
- средствамирадиосвязи для прослушивания обстановки в возду-
хе, связи с руководителем полетов,техническими позициями и стоянками
самолетов, пунктамиуправленияИАО подразделений и стоянками средств
наземного обслуживания;
- средствами проводной связи (телефонной и двухсторонней гром-
коговорящей) для прямой связи со стоянками самолетов АЭ и ТЭЧ части, а
также с авиационно-технической частью;
- средствами световой сигнализации для передачи команд на сто-
янки самолетов и средств наземного обслуживания;
- телевизионными установками.
На ПУ ИАО должна быть следующая документация:
- копия плановой таблицы полетов, технологические графики, оп-
ределяющие порядок работы ИТС и использования средств наземного обслу-
живания при подготовке АТ к полетам;
- схема размещения авиационной техники на аэродроме и средства
наглядной информации о состоянии и готовности АТ(например,световое
табло, информирующее о ходе подготовки к полету каждого самолета);
- журнал старшего инженера полетов;
- справочныедокументы- Наставление по ИАО,Наставление по
производству полетов,регламенты,инструкциялетчику,определяющая
действие летногосоставапри возникновении особых случаев в полете и
др.;
- инструкциястаршемуинженеру полетов,дежурному инженеру,
дежурному по аэродромно-техническому обеспечению,дежурному по стоян-
кам частииподразделений,техническим постам и команде технической
помощи.
Пункт управленияИАОподразделения АЭ (АТО) предназначен для
руководства ИТС АЭ (АТО), контроля за подготовкой АТ к полетам, своев-
ременной информациистаршегоинженера полетов (дежурного инженера) о
подготовке к полетам и вводе в строй неисправной АТ, передачи информа-
ции по затребованию руководящего состава ИАС,а также для осуществле-
ния взаимодействия с другими подразделениями части.
ПУ ИАО (АТО) оснащается:
- средствами радиосвязи для прослушивания обстановки в воздухе;
- средствамирадио и проводной связи (телефонной и двусторон-
ней громкоговорящей) для прямой связи с ПУ ИАО части и стоянками(ук-
рытиями) самолетов и средств наземного обслуживания;
- средствами наглядного отображения информации.
В ТЭЧАПсоздаетсядиспетчерский пунк,предназначенный для
обеспечения непрерывного руководства технологическими процессамирег-
ламентных работ и ремонта авиационной техники.
Диспетчерский пункт оборудуется телефоннойсвязьюсПУИАО
части идвустороннейгромкоговорящейсвязью с группами регламентных
работ. Места стояноксамолетовоборудуютсясоответствующимивидами
связи с пунктами управления ИАО подразделений.


 _ 25. Особенности подготовки АТ к полетам в условиях

применения противником оружия массового поражения
В условияпримененияпротивником ОМП только четкие и быстрые
действия войск могут обеспечить успешное выполнение боевых задач.При
организации защиты от ОМП и ликвидации последствий его применения важ-
ное значение имеет степень подготовки частей (подразделений) квыпол-
нению необходимых мероприятий.
Большая сложность их выполнения требует организации системати-
ческой подготовки личного состава в мирное время.
В процессе баевой подготовки войск должны быть отработаныме-
роприятия по своевременному оповещению об опасности нападения, а также
способы вывода из-под удара АТ,ее рассредоточениепоаэродромами
маскировка. Аэродромы и объекты тыла должны быть оборудованы земляными
укрытиями, блиндажами и щелями для защиты личного состава, специальны-
ми ангарамидляработыпо обслуживанию и восстановлению АТ.Личный
состав авиационных частей должен уметь использоватьиндивидуальныеи
коллективные средства защиты.
Размещение самолетов должно обеспечивать максимальное уменьше-
ние вероятности поражения и одновременное сохранение высокой боеготов-
ности личного состава и авиационной техники при примененииОМП.Если
авиационная частьбазируется на одном аэродроме,то ее подразделения
рассредотачивают по зонам на определенных расстояниях.В этомслучае
вероятность поражения АТ личного состава бедет минимальной. Такое раз-
мещение самолетов вызывает ряд особенностей обеспечения полетов.
За готовность АТ и подготовку ИТС к работе в условиях примене-
ния противником ОМП несет ответственность заместителя командирачасти
по ИАС.
Для уменьшения временипребываниясамолетоввнезащищенном
состоянии и,следовательно,вероятностиихпоражения на земле весь
комплекс работ по подготовке к полету целесообразно проводить вукры-
тиях. Организация подготовки самолетов к полету в зонах,а внутри зон
в укрытиях, создает значительные трудности по руководству работой спе-
циалистов иееконтроль руководящим ИТС.В связи с этим значительно
возрастает ответственность всего ИТС за качествоисрокивыполнения
работ.
При работе в укрытиях должны строго выполняться мерыбезопас-
ности исоблюдаться установленные ограничения по уровню шумов и акус-
тическим нагрузкам при работе двигателей.
Для сокращения времени подготовки самолетов к боевому примене-
нию при работе в укрытиях ИТС должен практически освоить технологичес-
кие графики подготовки для различных вариантов боевого применения.
При радиоактивномзараженииместностиинженерно-технический
состав все работы на АТ выполняет в защитных костюмах.
Если личный состав и авиационная техника подверглисьвоздейс-
твию ОМПи получили заражения выше допустимых норм,проводится сани-
тарная обработка личного состава и специальнаяобработка(дезактива-
ция, дегазация и дезинфекция) АТ.
Различают две степени обработки: частичную и полную.
 1Частичная санитарнаяобработкаличного состава 0 заключается в
удалении радиоактивных веществ с открытыхучастковкожныхпокровов,
обеззараживания отравляющихвеществибактериальных средств на этих
участках, дегазации небольших поверхностейобмундированияиличного
оружия. Онапроводится простейшими способами с помощью индивидуальных
средств защиты,непосредственно в подразделениях без прекращениявы-
полнения личным составом поставленной боевой задачи.
 1Частичная специальная обработка АТ  0(дезактивация,дегазация и
дезинфекция) предусматривают обработку тех участков самолета с которы-
ми личный состав соприкасается во время работы (полета), например, ка-
бина, люкиосмотра двигателей и т.п.Частичная специальная обработка
проводится в местах расположения подразделений (на стоянкахсамолетов
АЭ,ТЭЧ АПит.п.).После проведения частичной специальной обработки
ИТС работает на АТ в противогазах и необходимых средствах защиты кожи.
Решение опроведении полной или частичной специальной обрабо-
ток АТ принимает командир части,исходя из степени заражения, потреб-
ных сил и средств для проведения работ,а также сложившейся оператив-
но-тактической обстановки.Специальная обработка АТ организуетсяза-
местителем командира части по ИАС и начальником химической службы час-
ти.
Она производитсякомандамииз личного состава ИТС части сов-
местно с расчетами специальных машин авиационно-технической части. Ко-
манды по специальной обработке АТ объявляются приказом по части. Поря-
док выполнения специальной обработки АТ определяется специальными инс-
трукциями и руководствами.
 1Полная специальная обработка авиационной техники 0 осуществляет-
ся, какправило,послевыполнения авиационной частью боевой задачи.
Она проводится на специально отведенных для этой цели площадках на аэ-
родроме.
После выполнения специальной обработкиАТподвергаетсятща-
тельному осмотрудля определения степени повреждения и потребных тру-
дозатрат для ее восстановления.АТ,не имеющая повреждений, подлежит
немедленной подготовки к полетам.
Восстановление повреждений АТ должнопроизводитьсявсжатые
сроки. Дляэтого к восстановлению АТ привлекается весь личный состав,
свободный от подготовки к полету. В первую очередь работы организуются
на тех самолетах,восстановление которых требует наименьших трудозат-
рат.
Для сокращения трудозатрат и ускорения ввода в строй поврежде-
ний АТ ее восстановление должно выполняться преимущественно агрегатным
методом, т.е.заменой поврежденных деталей,узлов и агрегатов. В по-
мощь могут быть направлены бригады из ремонтных предприятий изаводов
промышленности.
ИТС авиационных частей должен систематически готовиться квы-
полнению работпо специальной обработке и восстановление АТ в различ-
ных условиях ее базирования.
С этойцелью руководящим ИТС проводятся расчеты потребных сил
и средств для проведения дезактивации, дегазации и дезинфекции АТ, для
ликвидации последствий применения ОМП и приведения АТ в исправное сос-
тояние. Под руководством зам.командира части по ИАС и начальника хими-
ческой службычастидолжна производиться подготовка команд по специ-
альной обработке АТ и организация на аэродроме пунктов специальной об-
работки АТ.


Тема 20. ОРГАНИЗАЦИЯ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ (АТ)

Занятие 2.

Назначение, классификация и закрепление средств
наземного обслуживания (СНО)

СНО относятся к средствам технического обслуживания и пред -
назначены для обеспечения работ по технической эксплуатации АТ
всеми необходимыми средствами и приспособлениями. СНО подразделя-
ются на СНО общего применения (ОП) и СНО специального применения
(СП).
К СНО ОП относятся:
1. Средства заправки топливом, маслом и спецжидкостями. Они
включают топливо- и маслозаправщики, автомобильные перекачивающие
станции топлива и масла, централизованные стационарные системы
заправки топливом и различными техническими жидкостями.
2. Средства снабжения эл. энергией, заправки и проверки гидро-
систем. Эта группа включает в себя аэродромные подвижные электро-
агрегаты (АПА), комбинированные электрогидроустановки (ЭГУ), цент-
рализованные стационарные системы электроснабжения, аэродромные
подвижные двигатель-генераторные установки (АЭМГ).
3. Средства подготовки аккумуляторных батарей (главным обра-
зом, зарядные аккумуляторные станции).
4. Средства зарядки самолетных систем газообразным, жидким
кислородом и азотом (АКЗС, АЗС).
5. Средства кондиционирования, подогрева и наддува воздуха
(кабин или отсеков ЛА).
6. Средства подготовки аэродромов к полетам: снегоочеститель-
ные, тепловые, толивно-моечные, вакуумно-уборные машины и т.п.
7. Тягачи-буксировщики и подъемные транспортные средства.
Из перечисленного видно, что СНО ОП - это в основном спе-
циальные подвижные средства обеспечения работ на АТ. Исключение
составляют стационарные системы заправки топливом, стационарные
системы электроснабжения (ими оснащаются позиции подготовки само-
летов к полетам) и стационарные зарядные аккумуляторные станции,
использующие универсальные мобильные комплекты соответствующей
аппаратуры.
СНО ОП закреплены за авиационно-технической частью (АТЧ), ко-
торая в соответствии с "Наставлением по тылу ВВС" осуществляет
материальное и аэродромно-техническое обеспечение авиационной ча-
сти. Задача специалистов ИТС последней при таком закреплении -
это грамотное применение СНО ОП по прямому назначению. Особеннос-
ти допуска СНО ОП к работе на АТ будут рассмотрены ниже, при из-
ложении последующего вопроса данного занятия.

СНО СП:
1. Приспособления для буксировки, удержания и швартовки.
2. Подъемные средства и средства доступа.
3. Монтажно-демонтажные средства.
4. Средства обслуживания специальных систем.
5. Средства защиты ЛА на стоянке.
6. Средства техники безопасности (пожаротушения и т.п.)
7. Средства дегазации, дезактивации, дезинфекции и другие
вспомогательные средства.

Все СНО СП эксплуатируются и закрепляются за ИТС авиационной
части:
- СНО СП , входящие в одиночный комплект самолета, - за техни-
ком самолета;
- СНО СП технических ресчетов и групп регламента и ремонта -
за специалистами этих расчетов и групп.
Учет СНО СП, помимо авиационной части, производится также в служ-
бе авиационно-технического имущества авиационно-технической части.
Порядок применения СНО СП определяется РТЭ и РТО самолета, техноло-
гическими картами и руководствами по ремонту, а также эксплуатацион-
ной документацией на эти средства.
Из указанных видов СНО к СНО АО относятся главным образом
централизованные системы электроснабжения ЛА, средства электроснаб-
жения и запуска ЛА (агрегаты и установки типа АПА, ЭГУ, АЭМГ),
различные кислородно-зарядные станции и установки для зарядки
авиационных аккумуляторных батарей.

2. Централизованная система эл. снабжения (ЦСЭ) ЛА
ЦСЭ ЛА (рис. 1,2) предназначена для электростартерного запу-
ска авиадвигателей и питания бортовых электрических систем ЛА в
наземных условиях.
ЦСЭ оборудована только стартовая площадка, с которой ЛА выру-
ливают на ВПП (стартовая площадка оснащена также централизованной
системой заправки ЛА топливом).
В расположении эскадрильи ЛА как правило размещены в укрыти-
ях (ЖБУ или более легкого типа), где каждое укрытие оборудовано
индивидуальной системой электроснабжения, выполняющей функции,
аналогичные ЦСЭ.
Типовая ЦСЭ позволяет производить следующие операции:
1) одиночный и групповой электростартерный запуск авиадвига-
телей в режимах "Запуск 24В", "Запуск 24/48В" с переключением ис-
точников тока с 24 на 48 В как на ЛА, так и в ЦСЭ;
2) одиночное и групповое питание бортового оборудования ЛА
постоянным током напряжением 28,5 В, переменным однофазным током
напряжением 208 В с выведенной нейтралью и напряжением 36 В без ней-
трали частотой 400 Гц (последнее для ЦСЭ, не имеющих источника
3-фазного тока напряжением 208 В).

Система ЦСЭ получает питание от промышленной сети 3-фазного
тока напряжением 330/220 В частотой 50 Гц.
В состав ЦСЭ входят 3 агрегатные (А1, А2 и А3), 12 преобразо-
вательно-раздаточных установок (ПРУ) и кабельная распределительная
сеть от агрегатных до ПРУ. ЦСЭ расчитана на 12 раздаточных уст-
ройств ПРУ для 12 ЛА. При наличии на стартовой площадке большого
числа ЛА или выходе ЦСЭ из строя, эл. питание ЛА осуществляется
от аэродромных подвижных электроагрегатов типа АПА, установок типа
ЭГУ и АЭМГ.
Агрегатная - это обычно небольшое кирпичное здание (площадью
4х3,5 м), оборудованное электроосвещением и электроотоплением. В
ней установлен электромашинный преобразовательный агрегат на рези-
новом коврике (толщиной 10 мм ) без дополнительного крепления, низ-
ковольтный распределительный щит и щит спецтоков.
В качестве электромашинного агрегата, как источника тока,
применяют агрегат типа ПСЧ-50 (208/115 В, 400 Гц) или АТО-20-400Р
(115 В, 400 Гц).
Каждая агрегатная расчитана на электропитание 4-х ПРУ, от
которых, в свою очередь, получают эл. питание ЛА.
Каждая ПРУ состоит из 2-х выпрямителей типа ВАС-600/300-Ш
на 28,5 В (включенных параллельно или параллельно-последовательно),
щита включения питания и сигнализации, а также комплекта шланговых
кабелей длиной 12-15 м (длина кабелей от агрегатных до ПРУ
69-112 м).
В состав ПРУ дополнительно может входить коробка КПА-6 (для
режима "Запуск 24/48 В) или преобразователь ПТ-1500Ц, в этом пос-
леднем случае выпрямители ВАС включены параллельно-последовательно.
Каждая ПРУ обеспечивает питание ЛА =I, 1-ф I и 3-ф I (напряжением
соответственно 28,5 В, 115 В и 208 или 36 В).
Если в ПРУ ЦСЭ устанавливают преобразователи ПТ-1500Ц, то
вместо 3-ф I 208 В обеспечивается питания ЛА 3-ф I 36 В и в этом
случае в агрегатных вместо агрегата ПСЧ-50 устанавливают агрегат
АТО-20-400Р мощностью 20 кВа.
Вся защитная аппаратура установлена в агрегатных, а коммута-
ционная и аппаратура сигнализации - в агрегатных и преобразователь-
но-раздаточных установках ПРУ.
Профилактические, ремонтные и другие аналогичные работы по
ЦСЭ выполняют специалисты ОБАТО.

3. Средства электроснабжения и запуска ЛА
(АПА-50М, АПА-5М, ЭГУ-3, АЭМГ-50М)
Аэродромные подвижные электроагрегаты АПА: предназначены для
питания бортовой сети ЛА электрическим током при проверке их обо-
рудования, а также для электростартерного запуска авиадвигателей
на земле. АПА-50М смонтирован на шасси ЗИЛ-131, АПА-5 на шасси
УРАЛ-375.
Электрогидроустановки ЭГУ: предназначены для питания гидрав-
лической энергией и сжатым газом самолетных систем при их провер-
ке на земле. Кроме того, они могут обеспечивать питание бортовой
сети самолетов электрической энергией при проверке самолетного
оборудования и запуске двигателей на земле. Смонтированы как пра-
вило на шасси автомобилей.
В качестве привода для источников электрической и гидравличес-
кой энергии АПА и ЭГУ используют как ходовый двигатель автомоби-
ля (АПА-5М), так и автономные дизельные двигатели (АПА-50М). В
качестве источников электроэнергии используются генераторы постоян-
ного и переменного тока, электромашинные и статические преобразо-
ватели тока, а также аккумуляторные батареи. В качестве источников
гидравлической энергии применяются шестеренчатые или плунжерные
гидравлические насосы высокого давления. Передача крутящего момен-
та от приводного двигателя к генераторам и гидронасосам осущест-
вляется как напрямую, так и через раздаточные коробки (коробки
отбора мощности). Указнные коробки обеспечивают рабочий диапазон
частоты вращения установленным на них генераторам или гидронасо-
сам. Соединение приводного двигателя с раздаточной коробкой осу-
ществляется эластичными или фрикционными муфтами сцепления.
Управление силовыми агрегатами и оборудованием, а также конт-
роль режимов работы силовых установок и систем осуществляется с
панелей управления.
Приводной двигатель, раздаточная коробка, генераторы, гидро-
насосы, панели управления и другие элементы, как правило, работают
со вспомогательными агрегатами и аппаратурой, что составляет комп-
лекс оборудования каждого АПА или ЭГУ. На кузове АПА и ЭГУ имеются
специальные приспособления для размещения кабелей и шлангов при
обслуживании ЛА и при переездах агрегата от ЛА к ЛА.
Аэродромные подвижные двигатель-генераторные установки
(машинные преобразователи) АЭМГ: предназначены для преобразования
одного вида электроэнергии в другой. В большинстве случаев они
преобразуют эл. энергию промышленной частоты 50 Гц в эл. энергию
повышеннной частоты 400 Гц или переменный ток в постоянный.
Основным элементом АЭМГ является электромашинный преобразова-
тель типа ВПЛ-50М или асинхронный двигатель типа АП-82-4, связан-
ный механически с генератором постоянного тока Пр-600х2м и преоб-
разователями ПО-6000 и ПТ-1000Ц.
Машинные преобразователи монтируются на одноосных прицепах
и тележках.

3.1. Аэродромный подвижный электроагрегат АПА-50М (рис.3, 4)
АПА-50М позволяет производить следующие операции:
1) одиночный электростартерный запуск АД в режимах "Запуск
24 В", "Запуск 24/48 В" с переключением источников тока с 24 В
на 48 В только на ЛА;
2) одиночный электростартерный запуск АД в режимах "Запуск
70 В" с плавным повышением U от 0 до 70 В;
3) питание бортового эл. оборудованя ЛА постоянным током
= 28,5 В, 1-ф I напряжением 208 и 115 В частотой 400 Гц, 3-ф I
напряжением 208 В с выведенной силовой нейтралью и напряжением
36 В без силовой нейтрали частотой 400 Гц.
Электроагрегат смонтирован в специальном кузове на шасси ав-
томобиля ЗИЛ-131 и состоит из силовой установки, электросистем
постоянного и переменного тока, пневмосистемы запуска дизельного
двигателя У2Д6-ОЧ, форсуночного подогревателя У2Д6-С4 типа ПЖД-600,
двух аккумуляторных батарей 12-АСА-145 и 2-х выдвижных телескопи-
ческих стрел с кабелями питания ЛА.
Силовая установка размещена в задней части кузова, там же ус-
тановлены системы управления дизеля, фрикционная муфта сцепления,
управляемая электромеханизмомМП-100М, и раздаточная коробка.
На раздаточной коробке закреплены 2 генератора =I ГАО-36
генератор 1-ф I СГО-ЗОУ, генератор 3-ф I ГТ60ПЧ8АТВ и вентилятор.
Обе аккумуляторные батареи установлены в передней части кузова,
справа. Электрооборудование системы =I размещено с левой стороны
кузова, системы переменного однофазного и трехфазного тока - с
правой стороны, здесь установлен пульт управления подогревате-
лем ПЖД-600.
Внутри кузова, вдоль правого и левого борта размещены две те-
лескопические выдвижные штанги для развертывания кабелей к ЛА
(выдвижениеи уборка штанги производится дистанционно, с помощью
электромеханизмов). В кабине водителя находится пульт управления
электроагрегатом.
Запуск дизеля возможен в двух вариантах:
а) воздушный (от 3-х встроенных воздушных баллонов);
б) электростартерный (с помощью электростартера, входящего
в систему запуска и аккумуляторных батарей 12-АСА-145).
Для повышения надежности запуска предусмотрена блокировка по дав-
лению в маслосистеме двигателя (дизеля): до тех пор, пока электро-
двигатель маслонасоса не создаст давление в маслосистеме 3,5кг/см¤,
включение пневмо- и электростартера невозможно.
Система =I: состоит из двух групп, в каждую из которых вхо-
дит генератор ГАО-36, дифференциально-минимальное реле ДМР-800А,
угольный регулятор напряжения РН-120У, автомат защиты сети от пе-
ренапряжения АЗП-8М-4С, выносное сопротивление ВС-25Б для ручной
выставки уровня регулируемого напряжения и аккумуляторная батарея
12-АСА-145. Обе группы могут работать раздельно, параллельно или
последовательно (два последних случая - для режима "Запуск 70 В"
при работе с Г2 регулятора постоянного тока РПТ-1300 и режима
"Запуск 48 В"). U системы, В-28,53%; мощность - 25 кВт.
Система однофазного переменного тока: состоит из синхронно-
го генератора СГО-ЗОУ, угольного регулятора напряжения РН-600-2С,
коробок КРН-О-2С (коробка регулирования напряжения), КПА-1А-2С
(коробка включения и переключения), ПМК-14 (коробка програмного
механизма), автоматазащиты сети от перенапряжения АЗПП-1СД, вы-
носного сопротивления ВС-30Б для ручной выставки регулируемого
напряжения и трансформатора Т-15.
Уровень напряжения системы, В-208+/- 2% и 115 +/- 2%.
Частота, Гц - 400 +/- 4%.
Мощность по линии 208 В - 30 кВА.
Мощность по линии 115 В - 15 кВА.
Система трехфазного переменного тока состоит из синхронного
генератора ГТ60П48АТВ, блока регулирования напряжения БРН-62Б,
блока защиты и управления БЗУ-1, блока трансформаторов тока БТТ-1
и трансформатора ТС315СС46. Ручная выставка уровня регулируемого
напряжения производится на блоке БРН-62Б.
Уровень напряжения системы, В-208 +/-2% и 36 +/-2%.
Мощность по линии 208 В - 60 кВА.
Мощность по линии 36 В - 1.5 кВА.
Для обеспечения связи на марше в составе колонны и с диспет-
черским пунктом на аэродроме при обслуживании ЛА АПА-50М снабжен
радиостанцией Р-848 (частоты 142-154 МГц и 172-174 МГц с дально-
стью связи 6-10 км).

3.2. Аэродромный подвижный электроагрегат АПА-5М (рис.5,6)
С помощью АПА-5М можно производить следующие операции:
1) одиночный и групповой электростартерный запуск АД в режи-
мах "Запуск 24 В", "Запуск 24/48 В" с переключением источников тока
с 24 на 48 В как на АПА, так и на ЛА;
2) одинчный электростартерный запуск АД в режиме "Запуск
70 В" с плавным повышением U от 0 до 70 В;
3) одиночное и групповое питание эл. оборудования ЛА-1 нап-
ряжением 28,5 В, 1-ф I напряжением 120 В частотой 400 Гц, 3-ф I на-
пряжением 208 В с выведенной силовой нейтралью и напряжением 37 В
без силовой нейтрали частотой 400 Гц;
4) буксирование ЛА.
Электроагрегат смонтирован в специальном кузове на шасси
автомобиля УРАЛ-375 и состоит из устройства привода генератров,
электросистем постоянного и переменного тока, аппаратуры регули-
рования, управления и защиты.
Привод генераторов осуществляется от двигателя автомобиля
через коробку передач КП, раздаточную коробку РК автомобиля, ко-
робку дополнительного отбора мощности КОМ и специальный редуктор.
На специальном редукторе закреплены: двухколлекторный генератор =I
ПР-600х2, два тахогенератора Г-306 В (из систем регулирования
подачи топлива в двигатель), генератор 1-ф I СГО-12 и генератор
3-ф I типа ГТ60П46АТВ.
Для автоматического регулирования подачи горючей смеси в дви-
гатель в зависимости от величины изменения напряжения и тока гене-
раторов на двигателе автомобиля установлены два спаренных электро-
магнитных регулятора РК-2Г. Регуляторы, изменяя положение дроссель-
ной заслонки в дополнительном патрубке карбюратора, изменяют по-
дачу горючей смеси в цилиндры двигателя.
По левому и правому блрту кузова АПА имеются поворотные штанги
для подачи кабелей электропитания к ЛА.
Система постоянного тока состоит из генератора ПР-600х2,
угольного регулятора РУГ-82, трансформатора стабилизации ТС-9МТ,
дифференциально-минимального реле ДМР-600АМ и двух аккумуляторных
батарей 12-АСА-145
U системы 28,5 +/-0,9 В
Мощность системы =I 34 кВт
Система 1-ф I: состоит из синхронного генератора 3-ф I СГО-12,
угольного регулятора напряжения РН-600П, коробки включения и регу-
лирования КВР-1, коробки отсечки частоты КОЧ-1А, блока стабилизации
частоты БСЧ, автомата защиты от перенапряжения АЗПП-1СД, трансфор-
матора тока ТФ1-200
U системы 120 В
Частота 400 Гц
Мощность 12 кВА

Система 3-ф I: состоит из синхронного генератора
ГТ60ПЧ6АТВ, блока регулирования напряжения БРН-208М7А, блока защи-
ты и управления БЗУ-376СБ, блока трансформаторов тока БТТ-40Б и
понижающего трансформатора (208/37) ТС315СО4Б.
Уровни напряжения системы, В:
208 +/-2%, 120 и 37
Частота, Гц - 400 +/-2%
Мощность по линии 208 В и 120 В - 60 кВА
Мощность по линии 37 В - 1,5 кВА.

Средства радиосвязи - радиостанция Р-848 с дальностью связи 6-10 км
(как и на АПА-50М).
Помимо АПА-50М м АПА-5М в качестве подвижных электроагрегатов
могут использовать АПА-3, АПА-4 и АПА-32 различных модификаций.
Принципиально эти АПА не отличаются от рассмотренных электро-
агрегатов, но применяется главным образом для обслуживания ЛА 2-го
поколения. В настоящее время АПА-3, АПА-4 и АПА-32 практически пол-
ностью заметнены на АПА-5М и АПА-50М.
3.3. Электрогидроустановка ЭГУ-3 (рис. 7)
ЭГУ-3 обеспечивает:
1) одиночный запуск АД в режимах "Запуск 24 В" и "Запуск
24/48 В" с переключением источников тока с 24 В на 48 В как на
ЛА, так и на установке;
2) питание бортового электрооборудования =I напряжением
28,5 В, 1-ф I напряжением 115 В частотой 400, 650 или 900 Гц,
I напряженем 208 В частотой 400 Гц без нейтрали;
3) проверку гидросистем ЛА давлением 50-210 кгс/см;
4) опрессовку гидросистем и агрегатов рабочей жидкостью
давлением до 350 кгс/см¤;
5) дозаправку гидробаков ЛА рабочей жидкостью;
6) зарядку воздухом гидроаккумуляторов до давления
150-200 кгс/см¤, а пневматиков колес и еидробаков до давления
10 кгс/см¤;
7) обдув воздухом специального оборудования ЛА.
ЭГУ смонтирована в сборном кузове на шасси автомобиля
ЗИЛ-130. В качестве резервных источников эл. энергии имеется 4
АБ типа 12-АО-52, а в качестве резервного источника давления
воздух - 1 воздушный баллон емкостью 40 л с давлением воздуха
150 кгс/см¤. Для обдува спецотсеков ЛА ЭГУ снабжена специальным
вентилятором.
Помимо ЭГУ-3 в части применяется ЭГУ-50/210-131, отличающая-
ся от ЭГУ-3 более развитой и мощной системой электроснабжения ЛА,
более мощными гидронасосами, отсутствием воздушного компрессора
и т.д. ЭГУ-50/210-131 смонтирована на шасси автомобиля ЗИЛ-131.
Находят применение также ЭГУ, смонтированные на прицепах,
например ЭГУ-17/35М на одноосном прицепе. Последняя ЭГУ часто
входит в состав комплексных станций наземного контроля ЛА.

3.4. Аэродромный электромотор - генератор АЗМГ-50М (рис. 8)
АЭМГ также как и АПА, ЭГУ может использоваться для обеспече-
ния электроэнергией ЛА. Машинный преобразователь АЭМП-50М обеспе-
чивает:
1) одиночный и групповой запуск АД в режиме "Запуск 24 В",
запуск 24/48 В с переключением источника тока с 24 на 48 В на
ЛА и запуск 70 В;
2) одиночное и групповое питание электрооборудования =I
напряжением 28,5 В, 1-ф I напряжением 115 В частотой 400 Гц и 3-ф I
напряжением 36 В частотой 400 Гц.
Масса АЭМГ-50М - 2300 кг.
Кроме АЭМГ-50М получил распространение также и другой тип
АЭМГ - АЭМГ-60/30М. Принципиально он отличается тем, что вместо
асинхронного двигателя и источников эл. энергии используется
электромашинный преобразователь ВПЛ-50М и автотрансформаторы,
обеспечивающие ЛА электроэнергией только по переменному току
(3-ф I -> = 208 В, 1-ф I -> =208 В, 1-ф I -> =120 В, частота 400 Гц ).
Аналогично ЭГУ-17/35М АЭМГ часто входит в состав комплексных
станций наземного контроля.

4. Автомобильная кислородно-зарядная станция АКЗС-75

Станция (рис. 3а) предназначена для зарядки бортовых балло-
нов на ЛА охлажденным до 20 С медицинским кислородом под давле-
нием 150 и 30 кгс/см¤ в полевых условиях.
Станция смонтирована на шасси автомобиля ЗИЛ-130. Специаль-
ное оборудование станции состоит из дожимающего компрессора "2"
типа КП-75, щита управления, кислородной коммуникационной системы,
осушительной аппаратуры "4-6" и батареи из 15 кислородных 50-лит-
ровых баллонов "1". Привод компрессора КП-75 осуществляется от
двигателя автомобиля через коробку передач, коробку отбора мощ-
ности и карданные валы.
Зарядка баллонов ЛА производится из внешних кислородных бал-
лонов или газификационных установок. Собственный запас кислорода
станции - 750 литров.
Осушительная аппаратура (влагоотделитель "5" и 2 селикаге-
левых баллона "4") обеспечивает снижение количества влаги в вы-
даваемом кислороде до 0,07 г/м^3, что необходимо для предотвраще-
ния закупорки кислородной системы ЛА замерзшими капельками влаги
при полетах на больших высотах, где t = -50 - 60 С.
При зарядке кислородом ЛА открывают магистраль от одной из
5 групп баллонов станции и кислород из них поступает в баллоны
ЛА. После выравнивания давления в баллонах станции и ЛА с помощью
дожимающего компрессора доводят давление в баллонах до 150 кгс/см¤.
Зарядка ЛА кислородом от внешних транспортных баллонов (не
входящих в состав АКЗС) выполняется аналогичным образом.
Зарядку кислородом до давления 30 кгс/см¤ производят также
с использованием дожимающего компрессора, но кислород перед раз-
дачей проходит через редуктор КР-15.
В комплект АКЗС-75 входят два шланга для раздачи кислорода,
три дополнительных удлинительных шланга, семь резиновых рукавов
высокого давление РВД-4 (РГС), специальный инструмент из "безис-
крового металла", ЗИП и т.д.
Масса заправленной станции 6750 кг, производительность
станции по наполнению баллонов ЛА - 75 м^3/час; экипаж- механик и
водитель, максимальое время развертывания станции в рабочее положе-
ние 45 минут.
Во многих частях АКЗС-75 заменяется на АКЗС-75М-131. Основные
отличия этой станции от АКЗС-75 в том, что смонтирована она на
шасси автомобиля ЗИЛ-131, имеет встроенную систему пожаротушения,
большой запас кислорода в баллонах (24 баллона по 50 л с давле-
нием 150 кгс/см), модернизированный дожимающий компрессор
КП-75М и большой гарантийный срок службы (2000 часов вместо 500
часов у АКЗС-75).

5. Установка для зарядки авиационных аккумуляторных
батарей (ЭСДА-8-В3/70-3 типа "Эльбрус")
Зарядно-разрядные установки предназначены для обеспечения
постоянной исправности кислотных и щелочных авиационных АБ. Уста-
новки функционируют в стационарных и полевых условиях и состоят
из целой серии портативных установок и установок, размещенных на
шасси автомобилей.

Передвижная автоматизированная электростанция
ЭСДА-8-В3/70-3 ("Эльбрус") (рис. 9,10)
Станция предназначена для заряда, разряда, хранения и транс-
портирования различных типов серебряно-цинковых аккумуляторов и
батарей, а также для подзаряда кислотных аккумулятореых батарей
в стационарных и полевых условиях.
Станция обеспечивает:
1) автоматический контроль заряда и разряда серебряно-
цинковых аккумуляторов и батарей;
2) одновременный заряд 120 различных типов серебряно-цинковых
аккумуляторов токами от 0,3 до 5 А, или 60 аккумуляторов токами
до 10 А, или 8 АБ типа 15СЦС-45Б;
3) подзаряд шести кислотных АБ типа 12САМ-28;
4) разряд серебряно-цинковых и других типов щелочных акку-
муляторов и АБ токами от 0,3 до 10 А и 45А;
5) заряд других типов щелочных и подзаряд кислотных АБ тока-
ми от 0,3 до 10 А;
6) хранение и транспортирование различного количества щелоч-
ных аккумуляторов и АБ.
Маркировка станции обозначает:
- ЭСДА - эл. станция дизельная автоматизированная;
- 8 - мощность, кВт;
- В3 - войсковая, зарядная;
- 70 - напряжение в В;
- 3 - конструкторское исполнение;
- А, Б и В в конце маркировки - варианты оснащения зарядно-
разрядной установки станции.
Все составные части смонтированы на шасси автомобиля ГАЗ-66.
В качестве источника питания станции используется дизельная эл.
станция ЭСД-8-Т/400-А1РП на одноосном принципе. В кузове ГАЗ-66
размещена автоматизированная зарядно-разрядная установка УЗА-СЦ
и щит управления. Сама УЗА-СЦ состоит из следующих устройств и
принадлежностей:
1) зарядно-контрольных устроуств УЗК-1 и УЗК-2;
2) разрядное устройство РУ;
3) приспособления контрольных и силовых цепей для заряда и
разряда аккумуляторов россыпью токами до 11,5 А;
4) приспособления контрольных и силовых цепей для разряда
аккумуляторов россыпью токами до45А;
5) кассеты;
6) комплект силовых, контрольных кабелей и переходов;
7) ЗИП и документация.

Заряд и разряд щелочных АБ типа 15 СЦС-45Б производится при под-
ключении УЗА-СЦ к щиту управления, а заряд кислотных АБ типа
12 САМ-28 - подключением их к щиту управления без УЗА-СЦ.

Автоматизация заряда и разряда заключается в следующем:
1. Автоматический поэлементный контроль щелочных аккуму-
ляторов в каждой группе.
2. Автоматическое отключение зарядного или разрядного тока
в группе при достижении на одном из аккумуляторов этой группы на-
пряжения, установленного оператором.
3. Визуальный контроль номера выбранного для измерения или
контролируемого аккумулятора.
4. Оперативную приближенную оценку напряжения на контролируе-
мом аккумуляторе дополнительным вольтметром, входящим в комплект
УЗА-СЦ.
5. Контроль времени заряда и разряда.
6. Возможность продолжения циклов разряда или заряда аккуму-
ляторов при исключении из группы одного или нескольких аккумулято-
ров.
7. Возможность продолжения циклов заряда или разряда при аввто-
матическом отключении группы.
8. Подача световой и звуковой сигнализации.
9. Запоминание и указание номера аккумулятора в отключенной
группе, достигшего установленного оператором напряжения.
Возможен одновременный заряд и разряд нескольких аккумулято-
ров или АБ.
Особенностью установки УЗА-СЦ, входящей в состав станции
"Эльбрус" является то, что она может поставляться отдельно в ка-
честве основной составной частистационарных зарядных аккумулято-
рных станций (ЗАС) на аэродромах.

6. Подготовка и допуск к работе на АТ СНО ОП

СНО ОП выделяется АТЧ в авиационную часть в соответствии с
заявкой штаба эксплуатирующей части. СНО должны прибывать на аэрод-
ром исправными, прошедшими техническое обслуживание, подготовлен-
ными к работе и заправленными.
О подготовке и допуске к применеию средств, топлива, масла,
специальных жидкостей и газов соответствующие должностные лица
АТЧ делают запись:
- в путевом листе;
- паспорте;
- контрольном талоне (выдаются водителям автомобилей и началь-
нику централизованной системы заправки);
- журнале учета работы СНО ОП.

Контроль состояния СНО ОП по обеспечению АТ кислородом со
стороны АТЧ выполняет только начальник автомобильной и электрога-
зовой службы, а со стороны авиационной части - начальник медицинс-
кой службы части. Кроме начальника медслужбы, средство заправки
кислородом вместе с другими СНО проверяется в части командиром
АТО (начальник ТЭЧ части и его заместителем, инженером АТО по
специальности, начальником технического расчета) или старшим по-
зиции подготовки самолетов (в день полетов). Старший позиции наз-
начается из числа командиров АТО или инженеров или начальников
расчетов этого АТО. Результаты осмотра СНО ОП должностными лицами
части записываются:
- для стационарных СНО позиции подготовки самолетов - в
формуляры этих средств и устройств;
- для передвижных СНО ОП - в журналы учета работы этих СНО.
В случае отстранения СНО от применения в журнале учета ра-
боты также делается соответствующая запись.



Тема N 5o 020. ОРГАНИЗАЦИЯ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

Занятие N 5o 03 - 2 часа.

1. Виды ресурсов (сроков службы) АТ.

Ресурсы (сроки службы) устанавливаются для всех составныхчастей
АТ - летательных аппаратов,их двигателей и оборудования, авиационных
средств поражения и тренажеров.В зависимости от видовресурса,они
устанавливаются бюллетенями промышленности, введенными в действие ука-
заниями ГИ ВВС, непосредственно указаниями ГИ ВВС и заводами-изготови-
телями.
Ресурс - это определенная продолжительность эксплуатации АТ,ко-
торая исчисляетсяпо календарному сроку эксплуатации или по наработке
в часах. Для ЛА сроки службы исчисляются главным образом в календарных
периодах, адля остальных видов АТ - главным образом в часах.Причем
для двигателей ивоздушныхвинтовврасходресурсазасчитывается
100% их работы в воздухе и 20% работы на земле, а для аппаратуры и аг-
регатов ресурс определяется по налету или по показаниям счетчика нара-
ботки, установленного непосредственно на самом агрегате.
В соответствии с НИАО-90 _ авиационной технике устанавливаются сле-
 _дующие ресурсы:
- назначенный,
- до первого ремонта,
- межремонтный,
- гарантийный.
 _Назначенный (технический) . - срок службы,поокончаниикоторого
всякая эксплуатация должна быть прекращена.АТ при этом подлежит спи-
санию в установленном порядке.Для маневренных самолетов и вертолетов
назначенный ресурссоставляет(взависимостиот типа) обычно 15-30
лет, а для двигателей - не более (как правило) 1000-2000 часов.Очевид-
но, что назначенный - это самый продолжительный из всех ресурсов.Как
правило, за время назначенного ресурса на АТ проводят несколькокапи-
тальных ремонтов.
 _Ресурс до первого ремонта: .в зависимости от типа ЛА и другойАТ
под этим ресурсом понимают срок службы до первого среднего или до пер-
вого капитального ремонта.Дело в том, что для некоторых разновиднос-
тей АТ средние ремонты по срокам службы АТ не устанавливаются и выпол-
няются только в случае выхода АТ из строя, когда для ее восстановления
необходимо затратитьвполнеопределенноечислочеловеко-часов (для
среднего ремонта - примерно 350 чел.-ч).Такоеположение,например,
характерно для двигателей маневренных самолетов и вертолетов,у кото-
рых рассматриваемый ресурс является сроком службы до первого капиталь-
ного ремонта и не превышает обычно 150-300 часов.
 _Межремонтный ресурс . - это срок службымеждудвумякапитальными
(как правило) или двумя средними (в отдельных,редких случаях) ремон-
тами.
Межремонтный ресурсвместес другими показателями боевой готов-
ности определяет исправность всего парка самолетов вполку.Всоот-
ветствии сНИАО-90средний остаток межремонтного ресурса всех боевых
самолетов и двигателей части должен быть не менее 10%.При этом выра-
ботка ресурса должна быть ступенчатой.
Назначенный, до первого ремонта и межремонтный ресурсы вводятся в
действие ГИ ВВС.
 _Гарантийный ресурс . - это срок службы, в течение которого предпри-
ятие-изготовитель не только гарантирует, но и обеспечивает исправность
АТ. В случае выхода ЛА из строя во время гарантии (не по вине эксплуа-
тирующей организации),техникавосстанавливается силами и средствами
бригады заводских представителей,которая на весь период гарантийного
срока находитсяв расположении авиационной части.Гарантийный ресурс
для маневренных самолетов и вертолетов составляет обычно 2-3 года.

2. Виды документации инженерно-технического состава (ИТС).
Эталонный экземпляр документации.

Вся деятельность ИАС регламентируетсяНИАО-90.НИАОопределяет
назначение и задачи ИАС,права и обязанности должностных лиц ИАС, ор-
ганизацию и общие правила эксплуатации,ремонта и учета АТ,атакже
требования к инженерно-технической подготовке личного состава.В про-
цессе боевой подготовки и боевых действий ИАС проводит целыйрядме-
роприятий, направленных на поддержание постоянной исправности и боевой
готовности АТ.Все проводимые мероприятия осуществляются всоответс-
твии сНИАО и специально поставляемой документацией на АТ,а учет их
выполнения и определение основных показателей работы ИАС проводится по
единым формам документации ИАС.
В распоряжении должностных лиц ИАС находитсябольшоеколичество
дорогостоящей АТ, различных средств наземного обслуживания и войсково-
го ремонта.При эксплуатации АТ расходуется большое количество топли-
ва, масла,запасных частей и других материальных средств.Учет нали-
чия, состояния всей авиационной техники и материальных средств, отчет-
ность по ним позволяют планировать расходование,повышать ответствен-
ность за хранение, проводить более экономное использование АТ.
В авиационных частях установлена единая система учета, отчетности
и ведения документации ИАС. Изменять утвержденные формы учета и отчет-
ности запрещается.
В целом _ вся существующая документация ИТС подразделяется насле-
 _дующие виды:
- уставная,
- нормативно-техническая,
- эксплуатационная типовая,
- эксплуатационная пономерная,
- учетная и отчетная,
- ремонтная.
В каждом объединении, соединении, каждой авиационной части и ави-
ационном ремонтном заводе для каждого из вышеперечисленных видов доку-
ментации ИТС, кроме эксплуатационной пономерной, ведется _ эталонный эк-
 _земпляр документации .. В эталонный образец вносят все впервые поступив-
шие изменения и дополнения по эксплуатации и ремонту АТ. Эти изменения
и дополнения доводятся до частей бюллетенями и указаниями главного ин-
женера ВВС.В авиационной части за полноту и качество заполнения эта-
лонных экземпляровотвечаютстаршиеинженерыили инженеры части по
специальности. Эталонный экземпляр документации являетсяобразцом,с
которого всепоступившие изменения и дополнения переносятся в рабочие
экземпляры документации.За приведение рабочей документациивсоот-
ветствие сэталоном отвечают инженеры АТО по специальностям и началь-
ники групп регламента и ремонта. Сверка рабочих и эталонных документов
указанными лицами производится ежеквартально.Сам эталонный экземпляр
также подлежит контролю,который проводится не реже одного раза в по-
лугодие. Контрольведенияэталонногодокументав авиационной части
осуществляет заместитель командира части по ИАС. Результаты контроля с
росписью контролирующегозаносятсявспециальный лист,вклеенный в
эталонный экземпляр документации.

 _3. Уставная, нормативно-техническая и эксплуатационная
 _типовая документация.

 _К уставным относятся документы ., регламентирующие деятельность ИТС
и содержание АТ,средств эксплуатации и ремонта: общевоинские уставы,
боевые уставы, наставления, руководства, инструкции.
 _Нормативно-технические документы . - это стандарты, общие техничес-
кие требования,указания главного инженера ВВС,бюллетени промышлен-
ности, методические указания, технические задания, технические записки
и т.п.
 _Эксплуатационная типовая документация . предназначена дляизучения
конструкции АТ,ее летно-технических характеристик, правил эксплуата-
ции, а также для учета наработки и технического состояния АТ.
Эксплуатационная типоваядокументацияявляется руководящей экс-
плуатационной технической документацией и предназначена дляобеспече-
ния изучения летно-технических характеристик АТ, ее конструкции и пра-
вил эксплуатации.
К эксплуатационной типовой документации относится:
- руководство по технической эксплуатации, состоящее из:
а) технического описания (часть 1-5),
б) инструкции по эксплуатации (книга 1-5),
в) технологических карт, куда должны включаться все сведения, не-
обходимые для правильной эксплуатации (использования,транспортирова-
ния, хранения и технической эксплуатации) АТ;
- регламент технического обслуживания "РТО" (часть 1-4), основной
документ, определяющий объем и периодичность выполнения всех видов ра-
бот на АТ;
- этикетки;
- руководство по летной эксплуатации;
- инструкция по загрузке и центровке;
- инструкция по расчету дальности и продолжительности полета;
- альбомы электросхем;
- ведомости ЗИП (запасных частей,инструмента,приспособлений и
принадлежностей);
- нормы расхода запасных частей и материалов на 100 часов эксплу-
атации;
- ведомость эксплуатационных документов.
Как уже отмечалось,РТО состоит из 4-х частей:ч.1 - СД;ч.2 -
АВ; ч.3 - РЭО; ч.4 - АО, каждая из которых содержит следующие разделы:
- общие положения,
- меры безопасности,
- подготовку АТ к полетам,
- регламентные работы,
- календарное техническое обслуживание,
- техническое обслуживание при хранении,
- приложения (трудозатраты, инструмент и КИА, расходный материал).
В последнее время для современной АТвсоставэксплуатационных
типовых документов стали входить этикетки. _Этикетки . оформляются заво-
дом-изготовителем на небольшие партии функциональномалоответственных
приборов, узлов,агрегатов и т.п.Этикетка состоит из одного листа и
содержит фирменный знак завода, название прибора (узла, агрегата), да-
ту изготовления и некоторую другую информацию.
Количество экземпляров эксплуатационной типовой документацииоп-
ределяется в основном возможностями органов снабжения ИАО,однако не-
которые документы должны быть (и имеются на практике) во вполнеопре-
деленном, установленном количестве. К таким документам относятся руко-
водство по технической эксплуатации,альбомы электрических схем и не-
которые другие. Число этих документов (или их комплектов) определяется
числом ЛА, например, альбом электрических схем придается к каждому са-
молету.

 _4. Эксплуатационная пономерная и ремонтная документация.

Эксплуатационная пономернаядокументация предназначена для учета
работы и технического состояния АТ, а также для учета работ, выполняе-
мых личным составом ИАС на АТ.
Пономерная документация в обязательном порядкеприкладываетсяк
каждому изделию и включает в себя:
- формуляры на летательные аппараты иавиационныедвигатели(с
формулярными схемами),
- паспорта на отдельные технические устройства.
Основным групповымэксплуатационным документом является _ формуляр
 _самолета ., который предназначен для отражения учета тех.состоянияАТ
после ееизготовления в процессе эксплуатации.Формуляры авиационных
двигателей и технические паспорта на отдельные агрегаты оборудования и
вооружения самолета являются дополнением к формуляру самолета.
Формуляр самолета состоит изнесколькихсамостоятельныхчастей
(книг) по отдельным видам оборудования и вооружения самолета, что дает
возможность специалистам различных профилейосуществлятьнеобходимые
записи независимо друг от друга.
Каждая часть (книга) самолетного формуляра содержит:
- общие указания,
- основные технические данные,характеристикиииндивидуальные
особенности соответствующего вида оборудования,
- комплект поставки и изменения в комплектации,
- учет работы соответствующего вида оборудования,
- учет выполнения регламентных работ, ремонта, доработок и осмот-
ров по бюллетеням и указаниям,
- контроль состояния соответствующего вида оборудования,
- контроль ведения формуляров.
Формуляры составляются на заводе-изготовителе,действуют на про-
тяжении всего периода эксплуатации АТ и передаются вместе с ней в дру-
гую часть на хранение и ремонт.
Эксплуатировать самолет (двигатель) при отсутствии формуляра зап-
рещается. В связи с этим при перелете самолета на другойаэродромна
время более1-гомесяцавзаменформуляра летчику выдается бортовая
карточка, в которой указывается:
- налет самолета, наработка АД и остаток ресурса,
- данные о выполнении регламентных работиостатокресурсадо
очередных регламентных работ,
- сорт заправленного горючего и его удельный вес,
- размещение имущества и инструмента на самолете.
В бортовой карточке делаются отметки о подготовке самолета кпо-
лету.
В формуляре указывается,что ЛА (двигатель) иегооборудование
изготовлены в соответствии с чертежами и техническими условиями,при-
няты ОТК и заказчиком. В формуляре также указывается установленный ре-
сурс и ограничения в эксплуатации." Приборное и специальное оборудо-
вание " - часть II, " Электрооборудование " - часть III. Формуляр дви-
гателя состоит из одной книги.
 _Паспорт . является первичным эксплуатационным документом и содержит
следующие подразделы:
- свидетельство о приемке,
- основные технические данные,
- комплект поставки,
- ресурсы, сроки службы и хранения,
- сведения о консервации (упаковке) и расконсервации,
- движение изделия в эксплуатации,
- проведенные ремонты и доработки по бюллетеням и указаниям,
- заметки по эксплуатации и хранению.
Паспорта составляются на все технические устройстваоборудования
и вооружения,которыеперечисленывформулярах в разделе "Комплект
поставки и изменения в комплектации". Т.е. это такие устройства, кото-
рые имеютгарантийный срок,отличающийся от гарантийного срока лета-
тельного аппарата и требуют проведения регламентных работвпроцессе
эксплуатации.
Паспорта хранятся в отдельных папках, прилагаемых к формуляру ле-
тательного аппарата. Порядок ведения, хранения и заполнения пономерной
документации определен НИАО.
 _Основные правила ведения, хранения и заполнения формуляров и пас-
 _портов следующие:
1. Формуляры (паспорта) ведут:
- по самолету,двигателю и их агрегатам - техник (механик) само-
лета,
- по АВ,РЭО,АО и десантному оборудованию-старшиетехники
(техники) техническогорасчета по соответствующей специальности и ин-
женеры АТО.
2. Записи в формулярах оформляют:
- о выполнении регламентных работ - начальники групп регламента и
ремонта (в соответствующих частях формуляра),начальник ТЭЧ части - в
части I формуляра,
- овыполнениипериодических работ по бюллетеням силами промыш-
ленности - представитель промышленности, начальник технического расче-
та,
- о выполнении работ по бюллетеням силами промышленности - предс-
тавитель промышленности, инженер части по специальности,
- о выполнении ремонта - начальник ВАРМ (АРЗ),
- осостоянии АТ при контрольном (периодическом) осмотре - долж-
ностные лица ИТС от командира АТО (начальника ТЭЧ,инженера части)и
выше,
- о выполнении целевых осмотров поуказаниямглавныхинженеров
объединений и выше - техник (механик) самолета, старшие техники расче-
та по специальности.
3. Засвоевременное и правильное занесение данных в формуляр от-
вечают техник (механик) самолета и старшие техники техническихрасче-
тов по специальности.Командир АТО обязан не реже одного раза в 3 ме-
сяца проверять правильность ведения формуляров.
4. Всезаписив формулярах и паспортах делаются аккуратно,без
подчисток. Запрещается делать записи карандашом и зеленым иликрасным
цветом. Исправлениядолжны заверяться подписями командира АТО или ин-
женера части по специальности и скрепляться печатью части.
5. Вслучаеокончанияили утери формуляра (паспорта) заводятся
соответственно "Продолжение" или "Дубликат".На титульных листах этих
документов должнабытьросписьзаместителя командира части по ИАС и
печать части.Новый и старый формуляры (паспорта) хранятся вместе.В
обоих случаях в новые документы должны быть перенесены итоговые данные
о работе АТ. При утере первичных документов итоговые данные берутся из
учетной и отчетной документации части (главным образом ТЭЧ и АЭ).При
утере формуляра,кроме того, назначается административное расследова-
ние, о факте и причинах утраты докладывают ГИ ВВС.
6. Все формуляры (паспорта) на АТ хранятся в специальномпомеще-
нии подразделения,в шкафах, оборудованных для этой цели. Ответствен-
ность за организацию их хранения несет командир подразделения.Непос-
редственно засохранность и состояние формуляров и паспортов конкрет-
ного самолета отвечает техник самолета.
 _Ремонтная техническаядокументация . определяет правила ремонта АТ
и включает в себя:
- руководствопо капитальному и среднему (профилактическому) ре-
монту,
- руководство по ремонту АТ с боевыми повреждениями,
- альбом основных сочленений и ремонтных допусков,
- технические условия на капитальный и средний (профилактический)
ремонт,
- каталог деталей и сборочных единиц,
- чертежи ремонтные,
- ведомости ЗИП (ремонтные),
- нормы расхода запасных частей иматериаловнакапитальныйи
средний (профилактический) ремонт,
- ведомость документов для ремонта,
- техническуюдокументацию на нестандартное технологическое обо-
рудование, приборы и инструмент,
- ведомость группового комплекта запасных частей и материалов для
войскового ремонта в особый период,
- ведомость ремонтного комплекта запасных частей для капитального
ремонта в особый период.

 _5. Учетная и отчетная документация.

 _Учетная документация ИТС . предназначена для учета данных, характе-
ризующих деятельностьИАСи состояние АТ.Эта документация является
необходимой формой текущей регистрации основных показателейИАС:ка-
чества, эффективности и экономичности эксплуатации АТ, а также состоя-
ние материальных ресурсов ав.части. Учетная документация по объему и
содержанию делится на:
- документацию ав. эскадрилий,
- документацию ав. части,
- документацию ТЭЧ АП.
Указанная вышедокументация применяется в форме спец.журналов,
книг учета, рабочих тетрадей, ведомостей и карточек учета:
а) учетная документация аэ:
- журнал командира АТО,
- рабочая тетрадь начальника технического расчета,
- журнал подготовки самолета к полетам,
- журнал учета контрольно-измерительной аппаратуры,
- журнал учета инструмента,
- технологические графики подготовки АТ к полетам,
- карточки тренажа технического состава по выполнению сложных ра-
бот на АТ,
- карточки контрольных операций,
- карточки учета неисправностей АТ,
- журнал учета наличия боекомплекта и расхода авиационных боепри-
пасов,
- бортовая карточка на перелет самолета с аэродрома на аэродром,
- ведомость на допуск технического состава к работе на самолете,
- графики учета выработки ресурса агрегатов,чисткивооружения,
подзарядов и КТЦ аккумуляторов;
б) учетная документация ТЭЧ:
- журнал начальника ТЭЧ,
- журнал начальника группы регламента и ремонта,
- журналучета поступления и выполнения бюллетеней и указаний по
доработкам АТ,
- журнал учета контрольно-измерительной аппаратуры и стендов,
- журнал учета инструмента,
- журнал учета результатов измерения параметров,
- технологические и диспетчерские графики выполнения регламентных
работ,
- карточки контрольных операций,
- карточки учета неисправностей АТ;
в) учетная документация авиационной части:
- журналы учета и анализа работы ИАС (часть I и II),
- журнал поступления и выполнения бюллетеней и указаний подора-
боткам АТ,
- журнал учета указаний, директив и распоряжений по вопросам экс-
плуатации и ремонта АТ,
- журнал старшего инженера полетов (дежурного инженера),
- книга пономерного учета самолетов, авиадвигателей, оборудования
и вооружения части,
- книга учета неисправных самолетов,
- график ежедневного учета состояния АТ,
- таблицы основных показателей работы ИАС и состояния АТ,
- планы ИАО (месячные и годовые),
- планы проведения парковых дней,
- акты технического состояния материальных ценностей,подлежащих
списанию (ремонту),
- рекламационные акты и приемо-сдаточные акты,
- требование-заявка для обеспечения полетов,
- допуск на вскрытие стоянки самолетов части.
 _Отчетная документацияИТС .представляетсобой специальные формы
донесений, в которых содержатся основные отчетные сведения длявышес-
тоящих инстанций о работе АТ и личного состава.
Отчетные данные составляются об использовании, перемещении и спи-
сании АТ,ее состоянии,основных показателях работы ИАС,выполнении
конструктивных и производственных доработок,работы ВАРМ и т.п. Формы
отчетных документов ИТС, порядок и сроки представления их устанавлива-
ются табелем срочных донесений и НИАО-90.


ТЕМА N 21 "Подготовка авиационной техники к полетам и их проведение"
Занятие N 1 - 2 часа.

 _1. Исправность и боевая готовность авиационной техники (АТ).

Боевая готовность ИТС - это способность в любых условиях обстановки
в установленные сроки начать,успешно и своевременно выполнить задачи
по ИАО боевых действий. Боеготовность ИТС определяется его укомплекто-
ванностью, уровнем профессиональной подготовки,а также наличием при-
даваемых ИТСсредствэксплуатации и ремонта авиационной техники.За
укомплектованность ИТС отвечают командиры и штабы, за профессиональную
подготовку - руководящий ИТС частей, соединений и объединений.
Боевая готовность авиационной техники - это состояние, определяющее
степень готовности авиационной техники к выполнению боевых задач.Она
определяется исправностью авиационной техники и временем,необходимым
на ее подготовку к выполнению боевых задач.
Исправным считается самолет (вертолет и др.ЛА с установленными на
них авиационнымидвигателямии оборудованием),соответствующий всем
требованиям технической документации и имеющийзапасресурса(срока
службы).На самолетедолжны быть выполнены установленные операции тех-
нического обслуживания и устранены все повреждения илиотказы.Запас
ресурса исправного самолета должен обеспечивать выполнение боевого вы-
лета.
Боеготовым считаетсяисправныйсамолет,подготовленный к боевому
полету, снаряженныйавиационнымисредствамипораженияилидругими
средствами согласно поставленной задаче.

 _2. Основные требования к организации полетов.

Под организацией полетов подразумевается комплекс мероприятий, про-
водимых командиром и штабом по планированию полетов и подготовке к ним.
Организация полетов включает:
- принятие решения на полеты;
- планирование полетов;
- подготовку к полетам.

В соответствиис указаниями по боевой подготовке авиации ВС коман-
дир части устанавливает количество летных дней (ночей) на месяц (неде-
лю).


- 2 -

Полеты авиационной части могут производиться в одну,двеилитри
смены. Летные смены могут быть дневными, ночными и смешанными.
На основании решения командира штаб авиационной частиосуществляет
необходимые мероприятия по организации подготовки к полетам,дает за-
явки на полеты,отдает распоряжения частям,обеспечивающим полеты, и
организует контроль их выполнения.
На основе задач,поставленных командиром полка, командиры эскадри-
лий совместноскомандирами звеньев (отрядов) определяют для каждого
экипажа упражнения на летный день (ночь) и составляют плановые таблицы
полетов эскадрильи.
При одновременных полетах более одной эскадрильи заместителько-
мандира полка на основе плановых таблиц эскадрилий составляет плановую
таблицу полетов полка.
При выполнении одного полета на одном самолете плановая таблицане
составляется.
В плановой таблице последовательно указываются:
- тип и бортовой номер самолета;
- фамилия командира экипажа(летчика);
- позывной самолетной радиостанции;
- время взлета, полета и посадки;
- задание на полет (заполняется в масштабе времени условными знака-
ми);
- время на подготовку к повторному полету;
- состав групп руководства полетами и обеспечения полетов;
- полныйсостав экипажа (указывается на обороте плановой таблицы).
В плановую таблицу полетов вносятся дежурные экипажипоисково-спа-
сательных самолетов (вертолетов), выделенных из состава части, метеоу-
словия, минимальные высоты полета, при которых разрешается вести поиск
и спасение экипажей, экипажи-доразведчики погоды, экипажи-ретранслято-
ры, а также номера резервных самолетов.
Плановая таблица полетов составляется,как правило, в двух вариан-
тах:один вариант - на ожидаемые по прогнозу метеоусловия и второй-
на случай их изменения.
Плановая таблица подписывается начальником штаба полка иутвержда-
ется командиром полка.
Плановая таблица полетов отрабатывается до постановки задач напо-
леты иутверждаетсяпослепроведенияпредварительной подготовки (в
авиационных училищах - до начала предполетной подготовки).


- 3 -

Подготовка авиационнойтехники и личного состава к предстоящим по-
летам начинается с момента принятия решения на полеты командиромчас-
ти. Онаорганизуетсязаместителем командира части по ИАС в соответс-
твии с требованиями Наставления по инженерно-авиационномуобеспечению
(НИАО) и Наставления по производству полетов (НПП).
Подготовкой летательных аппаратов к полетам называется комплекс ра-
бот, которыйвключаетвсебя определение их технического состояния,
устранение выявленных неисправностей, снабжение и снаряжение всеми не-
обходимыми материалами и средствами в количестве, потребном для выпол-
нения полетного задания.
Полет современного летательного аппарата сложен как поорганизации
работы всех служб,участвующих в его подготовке и обеспечении,так и
по технической реализации. От четкого взаимодействия всех служб, обес-
печивающих техническуюготовностьлетательного аппарата и готовность
экипажа, зависит своевременность вылета и качество выполнения задания.
Зам. командирачастипоИАСвыполняетрасчет необходимых сил и
средств для подготовки АТ к полетам и проводит инструктаж руководящего
ИТС, участвующего в подготовке и обеспечении полетов, на котором дово-
дит до них задачи и определяет:
- особенности подготовки АТ к полетам;
- руководителей, исполнителей и наряд ИТС на полеты;
- нарядспециалистовна технические посты и в команду технической
помощи;
- организацию и порядок использования по назначению СНО.
Накануне летного дня (ночи) осуществляется контроль готовности АТ и
ИТС, привлекаемыхна полеты.Контроль осуществляют инженеры части по
специальности и командиры АТО (зам.ком. АЭ по ИАС).
Важным показателембоеготовности авиационных частей являются сроки
подготовки самолетов к полету.Борьба за их сокращение занимаетодно
из центральных мест во всей работе ИТС.
При подготовке и проведении полетов одиночных самолетов их планиро-
вание иорганизациявустановленные командованием сроки не вызывает
особенных трудностей у ИТС.Для их обеспеченияможетбытьвыделено
достаточное количествообслуживающегоперсоналаи средств наземного
обслуживания.
При организации же групповых полетов, особенно в составе авиачасти,
условия подготовки авиационной техники существенно усложняются. В этом
случае, как личный состав,так и средства механизации и автоматизации


- 4 -

обслуживания используются, как правило, все без исключения, а следова-
тельно, затрудняется и возможность маневрирования ими.
Учитывая это, а также необходимость качественной подготовки самоле-
тов кполету,руководящийинженерно-техническийсоставдолжен так
спланировать и организовать подготовку авиационной техники, чтобы наи-
более рационально использовать как личный состав, так и средства меха-
низации аэродромно-техническогообеспечения и автоматизированного
контроля состояния авиационной техники.
Важнейшими требованиями,предъявляемыми к подготовкесамолетовк
полету, являются:
- высокое качество и полнота выполнения требуемого объема работ;
- соответствие подготовки полетному заданию;
- минимальное время подготовки.
Для сокращения времени подготовки самолета к полету максимум опера-
ций по его подготовке производится заранее.Непосредственно перед по-
летом насамолете производятся только те работы,которые нельзя сде-
лать заблаговременно, и работы, отражающие специфику данного полетного
задания.
Объем и последовательность работ,выполняемых при подготовке само-
лета к полету,определяется инструкцией по эксплуатации,технологией
выполнения работ для данного типа авиационнойтехникиирегламентом
технического обслуживания.
Подготовка авиационной техники к полетам производитсявукрытиях,
на стоянках и позициях подготовки самолетов и организуется по отрядам.
Подготовку и обеспечение полетов осуществляют наземныйтехнический
экипаж и л.с.технических расчетов (групп обслуживания),за которыми
закреплены выделенные на полеты самолеты. Из личного состава техничес-
кого расчета(гр.обслужив.)взависимости от наличия специалистов и
СНО формируется один или несколько ТЕХНОЛОГИЧЕСКИХРАСЧЕТОВ,которые
по маршрутам готовят самолеты расчета к полетам. Выполнение подготовок
самолетов к полетам неукомплектованными ТЕХНОЛОГИЧЕСКИМИ РАСЧЕТАМИ,в
которых количествоспециалистовменьшечисла маршрутов данного вида
подготовки к полету, ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Работы, выполняемые на самолете специалистами,производятся с раз-
решения и под наблюдением техника самолета.Опыт показывает,что ма-
лейшая небрежностьпри подготовке авиационной техники к полетам может
привести к травмам и даже гибели людей,поломке и разрушению дорогос-
тоящей техники.Поэтому, при подготовке самолета к полету обязательно


- 5 -

предусматривается персональная ответственность исполнителей за качест-
во, объемисвоевременность выполнения работ с оформлением соответс-
твующей документации.
К полетудопускаются только исправные и подготовленные в соответс-
твии с заданием самолеты.
Каждый полетсамолетадолженбыть проанализирован и оценен с ис-
пользованием данных средств объективного контроля в объеметребований
нормативов и оценок курса боевой подготовки. Подготовка и содержание в
постоянной готовности средств объективного контроля,установленных на
самолете, возлагается на ИТС части.
Полеты самолетов авиационной части производятся в строго отведенное
для нее время и организуются согласно плановой таблице полетов.
 _Руководство полетами в течение летного дня . (смены полетов)
 _осуществляет руководитель полетов. .Он является начальником всего лич-
ного состава авиационной и авиационно-технической частей, назначенного
для участия в полетах и обеспечения полетов в течение летного дня (но-
чи).
 _Для руководства работой ИТС в летную смену . не позднее,чем нака-
нуне дня полетов,назначается старший инженер полетов и старший(на-
чальник) позиции подготовки самолетов.
Старшим инженером полетов может быть зам.командира части по ИАС или
инженер части по специальности (зам.командира АЭ по ИАС,командир АТО
или инженер АТО по специальности при полетах одной эскадрильи).
Старший инженер полетов управляет ходом выполнения подготовки авиа-
ционной техники в АЭ,контролирует своевременную подготовку самолетов
к полетам в соответствии с плановой таблицей, докладывает руководителю
полетов и зам.командира части по ИАС о состоянии авиационной техники и
принимает меры к устранению возникающих задержек и недостатков.
Все замечания по обеспечению полетов (наличие СНО ОП согласно заяв-
ке) старшийинженерзаписываетв журнал и докладывает зам.командира
части по ИАС и руководителю полетов дляпринятиямерирешенияна
дальнейшее проведение полетов.
Старшим (начальником) позиции подготовки самолетов можетбытько-
мандир АТО(зам.командира АЭ по ИАС),а при полетах самолетов одного
АТО - инженер АТО по специальности или начальник техническогорасчета
(нач.группы обслуживания или нач.ТЭЧ звена).
Он проверяет наличие записи руководящего состава АТЧ одопускеим
позиции к обслуживанию самолетов (состояние средств заправки топливом,


- 6 -

зарядки сжатыми газами, снабжение электроэнергией), обеспечение средс-
твами пожаротушения и другим оборудованием. Затем проверяет и допуска-
ет средства и устройства позиции к применению и обслуживанию на АТ.О
готовности позиции подготовки самолетов к полетам докладывает старшему
инженеру полетов.
При проведенииполетов возможно возникновение ряда условий,когда
инженерно-техническому составу необходимо принять срочные меры по ока-
занию помощиэкипажу (пассажирам) при аварийном покидании самолета на
земле иликвидациипоследствийнеисправностейавиационнойтехники
(уборке неисправных самолетов с ВПП и РД). К таким условиям могут быть
отнесены:
- пожар на самолете при разбеге или пробеге;
- складывание или поломка шасси при разбеге, пробеге, рулении;
- выкатывание самолета при пробеге за пределы ВПП;
- посадка самолета на ВПП или другую площадь с убранным шасси;
- разрушение покрышек колес шасси при разбеге,пробеге,рулении и
другие случаи.
Для быстрого принятия необходимых мер привозникновенииуказанных
случаев навремя полетов из состава ИТС части и личного состава авиа-
ционно-технической части назначается команда технической помощи, нахо-
дящаяся в распоряжении старшего инженера полетов. Состав команды и вы-
деленные ей технические средства зависят от типасамолетаиусловий
базирования и определяются приказом командира части.Команду возглав-
ляет, как правило, опытный авиационный техник.
В распоряжение команды технической помощи выделяются:
- средства транспортировки самолетов (тягач с буксировочнымиприс-
пособлениями - для обычной буксировки;трактор с салазками, тросами и
др. средствами - для аварийной буксировки);
- подъемныеприспособления(комплектыпневматическихтканевых и
гидравлических подъемников, подъемный кран);
- средства пожаротушения;
- вспомогательные средства (ломы,лопаты,багры,топоры,тросы,
заглушки на воздухозаборники и реактивные сопла и др.);
- запасные части самолетов,приспособления ибортовойинструмент
для производства работ на неисправном самолете;
- комплект смонтированных колес,приспособления для ихустановки,
баллоны со сжатым воздухом, приспособления для зарядки колес и аморти-
заторов и др.


- 7 -

К началу полетов команда технической помощи должна быть подготовле-
на к работе. Место расположения команды зависит от условий базирования
авиационной частииопределяется инструкцией по производству полетов
на данном аэродроме.
Из ИТС на время полетов назначается наряд на технические посты: вы-
пуска, встречи,подбора тормозных парашютов. Инструктаж наряда произ-
водит старший инженер полетов.

 _3. Виды подготовок авиационной техники к полетам.

Постоянная готовностьАТк полетам,боевое применение АТ всецело
зависят от своевременной и качественной ее подготовки.
Как ужеотмечалось,непосредственную подготовку АТ к полетам осу-
ществляет личный состав ИАС.Летный состав контролируетправильность
подготовки самолетовсогласнополетному заданию и отвечает за техни-
чески правильную эксплуатацию АТ во время полета.
НИАО-90 устанавливает следующие виды подготовок АТ к полетам:
- предварительная подготовка;
- день работ на авиационной технике;
- предполетная подготовка;
- подготовка к повторному полету;
- послеполетная подготовка.

 _3.1. Предварительная подготовка.

Предварительная подготовка ( если она предусмотренаРТО)является
основным видом подготовки авиационной техники к применению. Она прово-
дится в целях углубленного контролятехническогосостояниясамолета
после последнихполетов и выполнения работ по обеспечению его высокой
эксплуатационной надежности в предстоящих полетах.
Предварительная подготовкапроводитсявтечении полного рабочего
дня (дня предварительной подготовки),как правило, на местах размеще-
ния самолетов в укрытиях (на стоянках).Объем и периодичность предва-
рительной подготовки определяется НИАО,регламентом технического обс-
луживания самолета и указаниями главного инженера ВВС.
В зависимости от степени технической доведенности и освоенияавиа-
ционной техники личным составом, климатических условий и условий бази-
рования авиационной части количество летных смен (без проведенияоче-


- 8 -

редной предварительнойподготовки) в пределах допускаемых регламентом
технического обслуживания в каждом конкретном случае устанавливают ко-
мандир части и его заместитель по ИАС.
(Для самолета МиГ-23 одна предварительная подготовкадействительна
, а при перерыве в полетах она проводится повторно через 7 календарных
дней). (Для самолета МиГ-29 предварительная подготовка не предусмотре-
на РТО).
Предварительная подготовка включает:
- контрольный осмотр самолета;
- устранение неисправностей, выявленных при осмотре;
- периодические работы в соответствии с РТО;
- подготовку авиационных средств поражения и съемных агрегатов воо-
ружения;
- замену агрегатов, выработавших ресурс.
В день предварительной подготовки,кроме подготовки самолетов, вы-
полняются:
- работыпо содержанию в исправном состоянии инструмента и закреп-
ленных за подразделением (самолетом)средствназемногообслуживания
(СНО СП) и средств контроля;
- работы по уходу за специальными автомобилямиподразделений,за-
щитными укрытиями и сооружениями;
- проведение тренажей с летным и техническим составами;
- целевые осмотры и проверки;
- оформление документации;
- контроль готовности к полетам инженерно-технического состава и АТ.
В дни предварительной подготовкитехникисамолетов,закоторыми
закреплены двасамолета(свойсамолет и самолет техника-напарника),
выполняют работы только на своих самолетах. При распределении за двумя
техниками одного самолета эти работы могут выполняться обоими техника-
ми (один из них должен быть определен старшим), при этом работы должны
быть четко распределены в целях исключения возможности их невыполнения.
Сложность современной авиационной техники,большой объем работпо
подготовке ее к полетам, широкое применение средств наземного контроля
ее состояний предъявляют высокие требования по совершенствованиюформ
и методов руководства работы ИТС.
Для оперативного руководства ИТС,контроля работ поподготовкеи
проверке АТ,а также для организации взаимодействия с частями обеспе-
чения в дни предварительной подготовки (дни выполненияработнаАТ)


- 9 -

назначается дежурный инженер (из числа инженеров части по специальнос-
тям), а от АТЧ - дежурный по АТО.
Опыт работы передовых частей показал, что наиболее эффективной фор-
мой явилось проведение предварительной подготовки авиационнойтехники
к полетам по плановым таблицам,обеспечивающим четкость руководства и
контроля, значительное сокращениенепроизводительныхзатратвремени
личного состава и повышение эффективности применения средств наземного
обслуживания и средств контроля.
В типовую форму плановой таблицы предварительной подготовки записы-
ваются бортовые номера самолетов, номера их стоянок (укрытий), фамилии
техников самолетов и начальников технических расчетов.
В графе работ, на основе имеющихся в части технологических графиков
подготовки авиационной техники,в масштабе времени наносятся условные
изображения запланированных работ на каждом самолете и контроля соста-
ва ИТС.
Имеется графадляотметки об окончании выполнения работ на каждом
самолете и графа, в которой указываются причины неисправностей самоле-
тов, невведенных в строй ко времени окончания предварительной подго-
товки.
В нижней части плановой таблицы проводится расчет ИТС,средств на-
земного обслуживания, выделена графа для записи замечаний по их работе
и другая информация.
Все условные обозначения работ выполняютсяспомощьютрафаретов,
имеющихся на офицерской линейке.
Плановая таблица предварительной подготовкии подразделениясостав-
ляется командиром АТО.
На основе плановых таблиц подразделений дежурный инженеротрабаты-
вает плановую таблицу предварительной подготовки части. Ее подписывает
заместитель командира части по ИАС и утверждает командир части.
Контрольный осмотр проводится в целях определения технического сос-
тояния самолета после летных дней (ночей) и его готовности к предстоя-
щим полетам. Контрольный осмотр в сравнении с другими видами осмотров,
является наиболее полным и углубленным. Объем его определяется РТО.
Осмотр самолетапроизводитсякаждым специалистом в строго опреде-
ленной последовательности по установленному для каждого типасамолета
маршруту. Это позволяет проверить техническое состояние самолета с на-
именьшей затратой времени и ,вместе с тем,исключают пропусккако-
го-либо объекта осмотра,способствует устранению излишнего передвиже-


- 10 -

ния специалистов,производящих осмотр, правильному их распределению в
зависимости от их специальности. В процессе осмотра особенно тщательно
проверяются те агрегаты,узлы,устройства самолета, которые по опыту
его эксплуатации отказывают наиболее часто.
Техник самолета и специалисты технологических расчетов технич.расч.
АТО по самолетам и двигателям и средствам аварийного покидания самоле-
та осматривают планер и все системы самолета,взлетно-посадочные уст-
ройства, силовую установку и ее системы,средства спасения на самоле-
те, производят монтаж идемонтажсредствспасениядляобеспечения
удобства работы на самолете специалистов других специальностей.
Специалисты технических расчетов АТО по АВ, АО и РЭО производят ос-
мотр и подготовку оборудования самолетов по своим специальностям.
Все неисправности,обнаруженные специалистами, записываются в жур-
нал подготовки самолета (ведомость неисправностей).
В процессе осмотра никаких работ по устранению выявленных неисправ-
ностей до окончания маршрута не производят,так как вначаледолжно
быть установленообщее техническое состояние самолета и определен по-
рядок устранения неисправностей с учетом их сложности и взаимосвязи.
Об окончаниии результатах осмотра специалисты докладывают технику
самолета и начальнику расчета.
В свою очередь, техник самолета докладывает о результатах осмотра и
состоянии самолета начальнику технического расчета.
Начальник технического расчета (ст.техник расчета по специальнос-
ти), кроме того,сообщает (докладывает) об этом инженеру АТО по соот-
ветствующей специальности.
Устранение неисправностей - важный и ответственный этап в подготов-
ке самолета к полету. Получив доклады от техника самолета и специалис-
тов, начальник технического расчета и инженеры АТОличноосматривают
неисправности, дают указания о порядке их устранения и докладывают ко-
мандиру АТО и инженеру части о состоянии самолетов,а также о необхо-
димом времени,потребныхзапасныхчастях и расходных материалах для
приведения авиационной техники в исправное состояние.
О выполненнойработе(способеустранениянеисправностей) каждый
специалист делает запись в журнале подготовки самолета и расписывается.
Контроль качествавыполнения специалистами работ осуществляют тех-
ники самолетов, начальники технических расчетов и инженеры АТО по спе-
циальности. Они расписываются за него в журнале подготовки самолета.
При обнаружении на самолете сложных неисправностейинженерычасти


- 11 -

по специальностям, командиры АТО должны проинструктировать личный сос-
тав о методах их устранения и лично проверитьвыполнениеикачество
работ.
Быстрая и качественная подготовка сложных современныхсамолетовк
полету можетбыть достигнута рациональной организацией работ с приме-
нением механизмов и автоматизации процесса подготовки путемиспользо-
вания спецмашин (ТЗ, МЗ, ВЗ, АПА, АКЗС и др.), а также контрольно-про-
верочной аппаратуры и средств автоматизированного контроля. Подготовку
контрольно-измерительной аппаратуры и средствавтоматизированного
контроля к предстоящим полетам осуществляет техник самолета испециа-
листы технических расчетов. Эта аппаратура включает: контрольные мано-
метры, дефектоскопы,люфтомеры, установки для проверки кабин, топлив-
ной и др.систем самолета, количественного определения основных пара-
метров работы двигателя (частоты вращения,давления топлива, масла) и
др.
К средствам автоматизированного контроля относятся подвижныеавто-
матические установки, которые обеспечивают возможность контроля состо-
яния и производства необходимых проверок параметров работыдвигателя,
различных системсамолета,спецоборудования по заранее разработанной
программе с выдачей результатов проверки в удобной форме.
По окончаниипредварительнойподготовки все участвующие в ней от-
ветственные исполнители должны поставить в контрольномлистежурнала
подготовки самолета свою подпись,которая свидетельствует о выполнен-
ной подготовке, а в графе контроля ставят свои подписи лица, контроли-
рующие подготовку.
Подготовку и контроль готовности технического состава авиаэскадрилий
к полетампроводят командиры АТО (инженеры части по специальностям) в
соответствии с указаниями заместителя командира части по ИАС исвоими
функциональными обязанностями.
Подведение итогов работы, анализ имевших место неисправностей авиа-
ционной техникиивыдачауказаний по их устранению и предупреждению
проводятся на технических разборах в конце дня предварительнойподго-
товки. Послеее выполнения инженерно-техническому составу должно быть
предоставлено не менее 8 часов для отдыха.
по результатампредварительнойподготовкизаместителькомандира
части по ИАС докладывает командиру части о состоянии авиационнойтех-
ники и ее готовности к полетам.
При подготовке авиационной техники к полетамнедолжнаснижаться


- 12 -

готовность частей к ведению боевых действий.

 _3.2. День работы на авиационной технике.

Для самолетовтипа МиГ-29 вместо предварительной подготовки прово-
дится день работы на авиационной технике.В общем случае,дни работы
на АТ проводятся на самолетах,в РТО которых не предусмотрена предва-
рительная подготовка.День работы на АТ проводится не менее 2разв
неделю (неменее1раза в те недели,в которые проводятся парковые
дни).
В день работы на авиационной технике выполняются:
- периодические работы на самолетах в соответствии с РТО;
- целевые осмотры и проверки;
- контрольные осмотры самолетов руководящим ИТС;
- устранение выявленных неисправностей;
- работы по содержанию в исправном состоянии инструмента изакреп-
ленных за подразделением (самолетом) средств наземного контроля и обс-
луживания;
- работыпо уходу за специальными автомобилями подразделений,за-
щитными укрытиями и сооружениями;
- тренажи с летным и техническим составом;
- работы по уходу за авиационными средствами поражения (АСП) перво-
го боекомплекта,съемными агрегатами вооружения, входящими в комплект
самолета;
- замена агрегатов, выработавших ресурс;
- оформление документации.
Работы планируютсяипроводятсявтечение полного рабочего дня.
После их выполнения ИТС предоставляется не менее 8 часов отдыха.

 _3.3. Предполетная подготовка.

Предполетная подготовка самолета производится непосредственно перед
полетами (вначалелетногодняили ночи) в соответствии с задачами
летного дня (ночи).
Организация предполетной подготовки производится,как правило,на
местах размещения авиационной техники, в зонах рассредоточения и в за-
щитных укрытиях, или на технической позиции.
Предполетная подготовка включает:


- 13 -

- предполетный осмотр самолета;
- устранение неисправностей;
- проверкусоответствия заправки и зарядки систем самолета заданию
на полет;
- дозаправку (дозарядку) систем самолета согласно заданию;
- ввод исходных данных (программ) в навигационные, прицельные и др.
системы;
- снаряжение самолета авиационными средствами поражения в соответс-
твии с заданием на полет;
- установку на самолет съемного оборудования;
- проверку готовности самолета к полету согдасно заданию;
- оформление документации.
Вся работав процессе предполетной подготовки выполняется под чут-
ким руководством командира АТО (зам.командира АЭ по ИАС)всоответс-
твии сплановой таблицей полетов.Время,выделенное на предполетную
подготовку, определяется, главным образом, типом самолета и характером
предстоящих полетов. Им считается непрерывное время от начала работ по
подготовке до готовности самолета к выруливанию для взлета.
Перед началом работ командир АТО объявляет инженерно-техническому
составу порядок работы на авиационной технике и особенности ееподго-
товки, очередностьприменения средств аэродромно-технического обеспе-
чения, последовательность подготовки авиационной техникивсоответс-
твии с плановой таблицей полетов.
Самолеты АЭ (АТО) готовятся к полетам техническим составом экипа-
жей итехнологическимирасчетамиспециалистов технических расчетов.
Работы на самолетах выполняются параллельно-последовательным методом:
технические экипажи готовят параллельно все самолеты,а технологичес-
кие расчеты специалистов технических расчетов по маршрутам -последо-
вательно (поточная подготовка).
Поточная подготовка самолетов параллельно-последовательныммето-
дом возможнапотому,чтообъем работ при предполетной подготовке на
всех самолетах одинаков.Этому способствует обычно имеющий место сту-
пенчатый характерпотребностейвподготовленных к полету самолетов.
Очередность подготовки самолетов определяется очередностью их вылета.
Инженерами частипо специальности разрабатываются типовые техно-
логические графики поточной подготовки самолетов к полету на несколько
вариантов в зависимости от количества самолетов, готовящихся к вылету,
количество выделенных средств наземного обслуживания и т.д.


- 14 -

Работа техническогосоставапозаранееразработанным графикам
позволяет увеличить нагрузку специалистов и технических средств, повы-
сить качество и сократить сроки подготовки самолета к полету. В насто-
ящее время при организации предполетной подготовки в авиационныхчас-
тях широкое применение находят сетевые методы планирования.
При предполетной подготовке (и подготовкекповторномувылету)
поручать выполнениеработ,неоконченных одним лицом,другому лицу
запрещается. В случае крайней необходимости подготовка самолета кпо-
лету проводится другим специалистом с повторным выполнением всех работ.
Предполетный осмотр и проверка работоспособности бортового обору-
дования состоитиз сравнительно небольшого количества операций,нап-
равленных на выявление неисправностей,которые могли появитьсяпосле
выполнения предварительнойподготовки(послеполетной подготовки),а
также операций по контролю наиболее ответственных систем и механизмов.
Каждый специалист,обнаруживший неисправность АТ или повредивший
ее в процессе выполнения работ,обязан немедленнодоложитьобэтом
технику самолета.Техниксамолета и специалисты технического расчета
докладывают по команде о всех обнаруженных неисправностях и делают за-
пись в ЖПС о характере неисправности.
Инженеры АТО по специальности и начальники технич. расчетов лично
осматривают агрегаты(оборудование),на которых обнаружены неисправ-
ности, дают указания о порядке и методах ихустранения,осуществляют
контроль качестваработи докладывают командиру АТО и инженеру части
по специальности.
Командир АТО(зам.командира АЭ по ИАС) докладывает зам.командира
части по ИАС и старшему инженеру полетов об обнаруженныхнеисправнос-
тях, приведших к задержке вылета и отстранению самолета от полетов или
неисправностях, которые не могут быть устранены силами ИТС АТО.
Установка съемного оборудования включает установку аккумуляторных
батарей (хранящихся в специальном помещении),а также установку аэро-
фотоаппаратуры исредств объективного контроля,подвесных баков (при
необходимости) и др.
После окончания работ исполнители и лица, контролирующие проведение
подготовки, делают запись в контрольном листеподготовкисамолетак
полету. Обокончании предполетной подготовки техник самолета доклады-
вает начальнику ТЭЧ звена (начальнику технического расчета).
Разрешение надопуск самолета к полету дает начальник технического
расчета или командир АТО после личной проверки готовности.


- 15 -

Командир АТО (зам.командира АЭ по ИАС) после окончания предполетной
подготовки на всех самолетах АТО,выделенных наполеты,докладывает
старшему инженеру полетов о готовности самолетов АТО (АЭ) к полетам.
По прибытии летного экипажа техник самолетадокладываеткомандиру
экипажа (летчику)оготовности самолета к полету.Убедившись в пра-
вильности оформления документации,летный состав производитпроверку
готовности самолета к полету в объеме, определенном инструкцией летчи-
ку (руководством по летной эксплуатации - РЛЭ).
После проведенияпредполетногоосмотрасамолета командир экипажа
(летчик) выполняет проверку работоспособности двигателя и оборудования
самолета.
Запуск и проверку работы двигателя с целью экономии времени, ресур-
са итоплива на подготовку на многих типах самолетов обычно совмещают
с запуском для первого полета. В этом случае запуск производит летчик,
а ему помогает техник самолета.
Наличие большой тяги у современных двигателей требует создания спе-
циальных площадокдляпроверки их работы,что усложняет организацию
предполетной подготовки. Такие площадки, кроме швартовочных приспособ-
лений, должныбыть оборудованы газоотбойными щитами и приспособления-
ми, исключающими возможность попадания посторонних предметов ввозду-
хозаборники силовой установки самолета. Этим требованиям отвечают сто-
янки технической позиции подготовки самолета.
Работоспособность силовой установки с ее агрегатами и бортовых сис-
тем самолета должны проверяться так,чтобы никакиенеисправностине
остались невыявленными на Земле.Поэтому отклонения от установленного
регламентом техобслуживания графика проверки работы двигателя недопус-
тимы.
Проверив готовность самолета к полету,соответствие заправки,за-
рядки и снаряжения полетному заданию, командир экипажа (летчик) распи-
сывается о приеме самолета в контрольном листе подготовки самолета.С
этого момента летный экипаж несет ответственность за правильность экс-
плуатации самолета в полете.
Цепи взрыва(уничтоженияключей)РЭО включается после выполнения
предполетной подготовки и отключаются после полетов специалистами РЭО.
Выпускать самолетв полет с невключенными цепями взрыва или неисправ-
ными устройствами взрыва запрещается.
Подготовка самолета к вылету по тревоге является по своему характе-
ру разновидностью предполетной подготовки.Ее объем определяется рег-


- 16 -

ламентом технического обслуживания самолета данного типа. В общем слу-
чае она также складывается из подготовительных, контрольных и заключи-
тельных операций,выполняемых, как правило, на местах стоянок самоле-
та. После ее выполнения также оформляется разделпредполетнойподго-
товки в контрольном листе ЖПС.
При подготовке самолета к полету по тревоге втехническиерасчеты
могут дополнительно привлекаться специалисты других подразделений час-
ти, имеющие допуск на выполнение работ по определенным маршрутам.Для
этого онипроходят тренажи в составе технических расчетов не реже од-
ного раза в месяц.
На боевомдежурствена самолетах ежесуточно в установленное время
выполняется предполетная подготовка без съемкиподвешенныхгрузови
авиационных средств поражения с оформлением контрольного листа. Элект-
роцепи систем управления сбросом грузов и огнем при этом включать зап-
рещается.

 _3.4. Подготовка к повторному полету

Подготовка летательных аппаратов к повторному полету проводится пе-
ред каждым новым полетом в период стартового времени в соответствиис
заданием на предстоящий полет.Организация подготовки к повторным по-
летам может производиться как в зонах рассредоточения,в защитных ук-
рытиях, таки на технических позициях инженерно-техническим составом,
выделенным для обеспечения полетов.
Временем подготовкисамолетак повторному полету считается непре-
рывное время с момента выключения двигателя летчиком послеполетадо
готовности к выруливанию самолета для взлета.Оно состоит из техноло-
гического времени подготовки самолета ИТС в соответствии с РТО ивре-
мени подготовки и проверки летным экипажем систем и оборудования в со-
ответствии с РЛЭ.
Начинается подготовка с получений замечаний летного экипажа о рабо-
те авиационной техники в полете.Если была обнаружена неисправность в
полете, токомандир экипажа делает соответствующую запись в контроль-
ном листе подготовки самолета в разделе замечаний.
Подготовка к повторному полету включает:
- анализ работоспособности систем и оборудования самолета исоблю-
дения правилегоэксплуатациив предыдущем полете по данным средств
объективного контроля(насамолетах,гдепредусмотренмежполетный


- 17 -

контроль) и докладов летного экипажа;
- стартовый осмотр самолета;
- устранениенеисправностей,выявленных в предыдущем полете и при
осмотре;
- заправкусамолетатопливоми зарядку газами,заправку маслом,
специальными жидкостями;
- вводисходныхданных(программ) в навигационные,прицельные и
другие системы самолета;
- снаряжение самолета авиационными средствами поражения;
- установку на самолет съемного оборудования;
- проверку готовности самолета к полету согласно заданию;
- оформление документации.
Стартовый осмотр проводится с целью выявления неисправностей, кото-
рые могли возникнуть на самолете в процессе предыдущего полета иосу-
ществляется по установленному маршруту.Он является небольшим по объ-
ему и предусматривает лишь визуальный контрольсостояниясамолетаи
его оборудования.Проверяется,нет ли внешних повреждений, герметич-
ность систем, нет ли следов жидкости на нижней части крыла и фюзеляжа.
Тщательно контролируется состояние органов приземления.Осматрива-
ются пневматики колес, проверяется нагрев тормозов, состояние остекле-
ния фонаря кабины, щитков колес, закрылков, элеронов и т.д.
По окончании стартового осмотра,а чаще параллельно с ним произво-
дится заправка систем самолета жидкостями и зарядка газами,установка
тормозного парашюта и другого съемного оборудования.
Техник самолетаиспециалисты технического расчета докладывают по
команде о всех неисправностях,выявленных в полете иприпроведении
стартового осмотра.
Специалисты технических постов, а также специалисты, осуществляющие
межполетный анализ материалов объективного контроля,о выявленных не-
исправностях и нарушениях правил эксплуатации АТ немедленно докладыва-
ют ст.инженеруполетов.Ст.инженер полетов в этом случае докладывает
зам.командира части по ИАС,доводит эту информацию докомандираАТО
(инженеру части по специальности) и дает указания о порядке и мерах по
устранению неисправностей.Командир АТО доводит информацию до началь-
ника технического расчета и инженера АТО по специальности. О неисправ-
ностях производится запись в ЖПС и журнале ст.инженера полетов.
Начальник технического расчета и инженеры АТО дают указания по уст-
ранению неисправностей, проверяют качество выполненных работ и контро-


- 18 -

лируют подготовку самолета к следующему полету.Нач.технического рас-
чета докладывает о готовности самолета командиру АТОилист.инженеру
полетов.
По прибытии летного состава техник самолетадокладываеткомандиру
экипажа, выполняющему полет на данном самолете, о выполнении подготов-
ки самолета к ПП,количестве заправленного топлива и о снаряжении са-
молета согласнозаданию на полет.Летный состав проверяет готовность
самолета к полету в объеме требований РЛЭ согласно заданию на полети
проводит приемку самолета.
Количество обнаруживаемых иустраняемыхотказов(неисправностей)
при подготовке к повторному полету составляет 4-6% от общего их числа.
К полетам допускаютсятолькоисправныесамолеты,подготовленные
в соответствии с заданием на полет.
Право отстранять отполетовсамолетыиотобеспеченияполетов
средства ихобслуживания в случае нарушения правил подготовки предос-
тавляется командиру АТО (самолетов всего отряда),зам.командира части
по ИАС(старшемуинженеруполетов)и вышестоящим должностным лицам
ИАС, которым он подчинен по службе.
Право отстранятьотполетов летный и инженерно-технический состав
из-за незнания или нарушения ими правилэксплуатациипредоставляется
заместителю командира части по ИАС и вышестоящим должностным лицам.
После устранения выявленных недостатков летчики, специалисты и тех-
ники допускаютсяк полетам (работе,обслуживанию) с разрешения долж-
ностного лица, отстранившего их от полетов, или зам.командира части по
ИАС по его поручению.

 _3.5. Послеполетная подготовка

Послеполетная подготовка АТ проводится в конце каждого летногодня
и после окончания дежурства независимо от того,состоялись полеты или
нет, и включает:
- послеполетный осмотр самолета;
- устранение неисправностей, выявленных в полете и обнаруженных при
осмотре;
- заправку и снаряжение самолета в соответствии с указаниями коман-
дира части.
Техник самолета и специалистытехническогорасчетапоокончании
послеполетной подготовки записывают в ЖПС о выполненных работах на са-


- 19 -

молете и докладывают о его состоянии по команде.
После выполнения полетов и послеполетной подготовки АТ ИТС,участ-
вующему в их обеспечении,должно быть предоставлено не менее 8часов
для отдыха.

 _4.Особенности подготовки АТ к полетам по тревоге и ночью

По сигналу тревоги техническиерасчетыпроизводятподготовкуАТ
(предполетную подготовку),как правило, по сокращенной программе. При
этом выполняются самые необходимые проверки и операции.
При подготовкахАТ к полетам ночью увеличивается опасность возник-
новения несчастных случаев,усложняется работа личногосостава,что
требует хороших знаний правил эксплуатации АТ,осмотрительности и не-
уклонного выполнения всех мер безопасности,атакжехорошихзнаний
конструкции. Сэтойцельюразрабатываютсямаршруты автотранспорта,
исключающие встречное движение в опасных зонах.
Особое вниманиеобращается на исправность светотехнического обору-
дования как бортового (на ЛА), так и наземного. Кроме того, все коман-
ды вночных условиях дублируются световыми сигналами,установленными
Наставлением по ИАО.
Объем исодержаниепредварительнойподготовки самолета к полетам
остается таким же,что и днем.Особенностью подготовки является тща-
тельная проверкаготовности СТО самолета:рулежной и посадочной фар,
внешней сигнализации,АНО,освещения кабины,табло, шкал приборов и
т.д.
Объем работ и их содержание, выполняемых ИТС на ЛА при их подготов-
ке ночью,остается таким же,как и при дневных полетах.Однако надо
учитывать, что большинство работ (осмотр,устранениенеисправностей,
заправка и др.),выполняемых с использованием света светильников тре-
бует повышенных трудозатрат.Поэтому при планировании подготовки АТ к
полетам ночьюнеобходимоучитыватьвозрастаниесроков подготовки в
среднем на 20-25%.

 _5. Проведение посменных полетов

При необходимостив авиационных частях могут проводиться посменные
полеты. При посменных полетах на протяжении двух смен летного дняпо-
леты проводятся на одних и тех же самолетах, меняется только ИТС.


- 20 -

Необходимое количество самолетов на летный день выделяется от одно-
го или нескольких АТО.
Для посменных полетов за каждым техником самолета разрешаетсязак-
реплять парусамолетов - свой самолет и самолет техника-напарника или
за двумя техниками самолета закрепляется один самолет.
Пары самолетов(техниковсамолетов) назначаются в начале учебного
года приказом командира части.
В случае крайней необходимости состав пар самолетов (техников само-
летов) разрешается временно изменять приказом командира части. Основа-
нием длявременного изменения состава пар самолетов (техников самоле-
тов) является рапорт командира АТО.
При составлении пар самолетов, а также при временном изменении сос-
тава пар,техникам самолетов и специалистамрасчета(еслисамолеты
обслуживаются различнымирасчетами)предоставляетсяне менее одного
рабочего дня для осмотра самолета напарника(перекрестногоосмотра),
изучения его особенностей и документации. Перекрестные осмотры самоле-
тов парными техниками проводятся в объеме контрольного осмотра,о чем
делается запись в ЖПС с указанием выявленных недостатков.
Контроль полноты и качества проведения перекрестного осмотрасамо-
летов пары,а также организацию устранения выявленных при этом недос-
татков осуществляет начальник того расчета,в состав котороговходит
этот самолет.
В дни предварительной подготовки,дни работы на АТ и парковыедни
техники самолетов, за которыми закреплены два самолета (свой самолет и
самолет техника-напарника), выполняют работы только на своих самолетах.
При закреплении за двумя техниками одного самолета эти работы могут
выполняться обоими техниками (один из них должен быть определенстар-
шим); приэтом работы должны быть четко распределены в целях исключе-
ния возможности их невыполнения.
В днипосменныхполетовкаждая смена ИТС перед началом полетов в
свою смену изучает состояние выделенных на полеты самолетов по записям
в журналах подготовки самолетов к полетам, по журналу старшего инжене-
ра полетов предыдущей смены и выполняет на самолетах предполетную под-
готовку.
Контроль за качеством выполнения подготовок самолетов к полетам,в
том числе и самолетов других АТО, осуществляет руководящий ИТС смены в
объеме своих функциональных обязанностей.
После окончанияполетов каждой смены на самолетах выполняется пос-


- 21 -

леполетная подготовка ИТС этой смены.При перерывах между сменами по-
летов меньше3часовразрешается проводить передачу смен в процессе
совместной подготовки летавших в первую смену самолетовкповторному
полету специалистами обеих смен.В этом случае,послеполетная подго-
товка (после первой смены) и предполетная (перед второй сменой) подго-
товка наэтихсамолетах не выполняются.Прием самолетов оформляется
подписью специалистов технических расчетов второй смены вконтрольных
листах журналов подготовки за подготовку самолетов к повторному полету
(первому полету второй смены) с последующим докладом по командестар-
шему инженеру полетов.
Техники самолетов второй смены,кроме того,делают запись в ЖПС о
приемке самолетов в целом.
Отказавшие в ходе летной смены самолетывводятсявстройличным
составом техническогорасчетаэтой смены при техническом руководстве
инженера АТО по соответствующей специальности.
Неисправности, обнаруженные при передаче самолетов,устраняют спе-
циалисты первой смены.



 _ 2ТЕМА22. ПРОФИЛАКТИЧЕСКИЕ РАБОТЫ НА АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКЕ

Занятие 1
1 Профилактические работы на авиационной технике.
Периодические работы
Наряду с содержанием авиационной техники в состоянии высокой бое-
вой готовности одной из главных задач ИАС является обеспечениелетной
работы части без аварий и катастроф.Основой безопасности полетов яв-
ляется безотказная работа авиационной техники, ее высокая надежность в
полете.
Комплекс мероприятий по предупреждению отказов авиационной техни-
ки всегданаправлен на своевременное обнаружение признаков их прибли-
жения и устранение возникающих неисправностей.Отличаясьпообъему,
содержанию иглубинеконтроля,мероприятия этого направления каждый
раз заключаются в выявлении технического состояния и проведении работ,
необходимых для того, чтобы изделие стало исправным и работало в тече-
ние предусмотренного времени.Таким образом, целью профилактики явля-
ется обеспечениебезотказной работы авиационной техники в установлен-
ных пределах и достижение заданной долговечности (техническогоресур-
са).
Специальные профилактические работы можно разделить наследующие
виды:
- работы в парковый день,
- целевые осмотры и проверки,
- регламентные работы,
- сезонные работы (подготовка к зимней (летней) эксплуатации,
- периодические работы при хранении авиационной техники,
- периодические работы в межрегламентный период.
Все эти виды работ состоятизконтролятехническогосостояния
устройств авиационнойтехникии выполнения работ,связанных с промыв-
кой, очисткой от грязи, смазкой, ремонтом или заменой неисправных эле-
ментов. Назначаютсяипроводятся эти работы в зависимости от степени
изменения характеристик надежности по мере выработки ресурса(налета,
наработки,числа посадок,включений,циклов работы, настрела и т.п.),
календарного срока службы,периода хранения и техническогосостояния
конкретного изделия авиационной техники.
В межрегламентный период в целяхтехническогообслуживания(по
наработке или по календарным срокам) отдельных систем, агрегатов само-
летов и двигателей проводятся периодические работы.
Периодические работывыполняются личным составом технических расчетов
с привлечением при необходимости специалистов ТЭЧ части.

 _ 22. Целевые осмотры и проверки

Целевые осмотры и проверки предусматривают детальную проверку от-
дельных агрегатов, систем, механизмов и элементов конструкции АТ, если
необходимость в такой проверке выявляется состоянием, условиями и сро-
ками эксплуатации. Объем, порядок, сроки и технологию проведения целе-
вого осмотра определяют заместитель командира части по ИАСистаршие
начальники.
Заместитель командира части по ИАС и инженеры части поспециаль-
ностям разрабатываютлистконтроляиорганизуют инструктаж личного
состава, привлекаемого для целевого осмотра,с показом технологии вы-
полнения работ непосредственно на авиационной технике.
О выполнении целевого осмотра и его результатах исполнителипро-
изводят запись в журнале подготовки самолета к полетам в листе контро-
ля, а также в формуляре при выполнении целевого осмотрапоуказаниям
должностных лицИТС от заместителя командующего объединением по ИАС и
выше.

 _ 23. Сезонные работы (подготовка к зимней (летней)
 _ 2эксплуатации)

Сезонные работыпроводятся для обеспечения надежной работы авиа-
ционной техники в специфических климатических условиях, при переходе к
зимней (леьней) эксплуатации.Так, для подготовки летательных аппара-
тов к зимним условиям, в ряде случаев заменяются зимними сортами масло
смазки специальные жидкости,утепляются агрегаты и элементы некоторых
систем, проверяется работа противообледенительных систем, производится
подгонка теплыхчехловк двигателям и агрегатам и т.п.,проверяются
аэродромные средства подогрева и др.
Сроки проведенияподготовки определяет командующий объединением.
При этом на одно подразделение должно быть выделено не менее 7 рабочих
дней. Самолетына полеты от данного подразделения в период подготовки
планировать запрещается.
При переходе к зимней (летней) эксплуатации проводится подготовка
личного состава,авиационной техники к соответствующему периодуэкс-
плуатации.
Подготовка включает:
- занятия (конференции) с личным составом по особенностям эксплу-
атации авиационной техники в зимний (летний) период,
- работа и тренажи на авиационной технике,
- подготовка учебно-производственной базы и СНО,
- проверкаобеспеченности ИТС зимним (летним) техническим обмун-
дированием.
По окончаниивыполненияработ по переводу авиационной техники и
СНО к эксплуатации в зимний (летний) период выделяется полныйрабочий
день, в течение которого проводится осмотр готовности авиационной тех-
ники и личного состава и подводятся итоги подготовки.

 _ 24. Периодические работы при хранении авиационной техники

Хранение авиационной техники - этап эксплуатации, при котором не-
используемая по назначению авиационная техника содержится в отведенном
состоянии и обеспечивается еесохранностьвтечениеустановленного
срока. Хранение осуществляется в соответствии с эксплуатационной доку-
ментацией на указанный тип самолета.
В зависимостиот продолжительности хранения различают кратковре-
менное и длительное хранение.
Кратковременным являетсяхранениеавиационной техники до одного
года, длительным - более одного года.
Авиационная техника,выводимая на хранение и временно не исполь-
зуемая по назначению,является авиационной техникоймобилизационного
резерва.
Авиационная техника мобилизационного резерва находится как прави-
ло на длительном хранении на базах резерва самолетов, а также при ави-
ационных частях. Работы по техническому обслуживанию самолетов мобили-
зационного резервапроизводятся:набазах резерва - личным составом
баз, при авиационных частях - личным составом штатных команд хранения.
Основная задача ИТС баз резерва состоит в своевременном приведении за-
данного количества самолетов в готовность к использованию поназначе-
нию с учетом варианта их применения.
При постановке авиационной техники на хранение проводится ееос-
мотр и консервация. Под консервацией понимается проведение комплексных
работ, обеспечивающих предохранение деталей, узлов, механизмов и аппа-
ратуры от коррозии, старения и порчи в течение срока хранения. Объем и
технология работ по консервации и при храненииустанавливаютсяруко-
водствами (инструкциями) по эксплуатации авиационной техники.
Самолеты, находящиеся на хранении,размещаются рассредоточенно в
укрытиях, капонирах,обвалованиях, в отдельной зоне или в зоне одного
из подразделений части. Перед каждым самолетом устанавливается таблич-
ка, в которой указываются сроки консервации,переконсервации и выпол-
нения очередных работ по хранению.

 _ 25. Парковые дни

В соответствиис месячными планами проведения учебно-боевой под-
готовки в частях в зависимостиотинтенсивностиполетов,состояния
авиационной техники,условий, в которых она эксплуатировалась в пред-
шествующий период,проводятся парковые дни.Периодичность проведения
два раза в месяц, но не реже 15 +- 3 дня.
В парковый день выполняются следующие работы:
- целевыеосмотры,содержаниекоторых определяется техническим
состоянием авиационной техники, выявленными неисправностями и получен-
ными техническими распоряжениями старших начальников ИАС,
- осмотр ЛА летными экипажами в объеме,установленном заместите-
лем командира части по ИАС,
- проверка состояния боекомплектров, находящихся как на ЛА, так и
на стоянке, и устранение выявленных недостатков хранения,
- тренажи летного состава по подготовке АТ к применению,
- тренажилетногосостава по обращению с оборудованием в кабине
ЛА, в том числе по действиям в особых случаях в полете.
В зависимостиотусловийбазирования и характера стоящих перед
частью задач, в парковые дни могут выполняться и другие работы: осмотр
АТ руководящим составом ИАС, проверка наземного оборудования и т.п.
На ЛА,находящихся в ТЭЧ, работы по плану паркового дня выполня-
ются группами регламентных работ.
Проведение парковых дней не исключает и не заменяет выполнения на
авиационной технике других видов подготовок, предусмотренных регламен-
том технической эксплуатации данного типа ЛА.
Работа личногосостававпарковыедни организуется командиром
части в соответствии с заранее разработанным планом.
Планировать и проводить полеты,предварительную подготовку,хо-
зяйственные работы и другие мероприятия, не связанные с работой на АТ,
в парковый день запрещается.
После паркового дня ИТС предоставляется не менее 8 часов дляот-
дыха.

 _ 26. Регламентные работы на АТ: назначение, периодичность, объем
 _ 2и сроки их выполнения. Планирование и организация выполнения
 _ 2регламентных работвавиационных частях.Пооперационный конт-
 _ 2роль качества их выполнения.

Регламентные работы являются составной частью комплекса мероприя-
тий, проводимых ИАС в целях эксплуатационной надежности АТ.
Регламентные работы - комплекс профилактических работ и проверок,
выполняемых на устройствах АТ в определенные (регламентированные)мо-
менты временипериодаэксплуатациии направленных на поддержание ее
надежности в течение межрегламентного срока. При выполнении регламент-
ных работосуществляется всесторонний контроль технического состояния
ЛА, выявляются,устраняются неисправности его элементов и систем, ре-
гулируются инастраиваются регулируемые узлы,заменяются изношенные,
отказавшие или выработавшие ресурс элементы и агрегаты,очищаютсяот
загрязнений и смазываются требующие этого узлы и агрегаты.
Регламентные работы по планеру,силовым установкам, оборудованию
самолетавыполняются в единые сроки,определенные РТО.Отсчет срока
выполнения регламентных работ ведется от итоговой записивформуляре
самолета начальником ТЭЧ части о выполнении регламентных работ.В со-
ответствии с РТО разделяют 6+-1,12+-1,24+-1 месячныерегламентные
работы, которые различаются количеством проверяемых элементов, агрега-
тов и систем, а также объемом проверок.
Во избежаниеодновременногопоступленияна регламентные работы
большого количества самолетов,в каждой части существует годовой план
отхода АТвремонт,на регламентные работы и на выполнение работ по
бюллетеням. Разрабатывается годовой план такимобразом,чтобысроки
выполнения трудоемких регламентных работ совпадали со сроками ремонта.
Это позволит направлять ЛА в авиаремонтные предприятиядовыполнения
регламентных работ в части и несколько уменьшить нагрузку на ТЭЧ.
Планирование должнопредусматриватьсвоевременностьвыполнения
работ вцеломна всем парке и каждом отдельном летательном аппарате,
равномерность загрузки ТЭЧ по периодам календарного времени,контроль
за ходом выполнения работ.
Планирование состоит из общего планированияназаданныйпериод
времени, осуществляемогос помощью годового и месячного планов-графи-
ков и оперативно-технологического планирования, осуществляемого цикло-
выми технологическими графиками выполнения регламентных работ.
Оперативно-технологическое планированиеобеспечивает ритмичную
работу специалистов групп ТЭЧ и контроль качества выполнения работ.
Годовой план отхода АТ на регламентные работы составляет замести-
тель командира части по ИАС и утверждает командир части.
Регламентные работы выполняются личным составом ТЭЧ части вспе-
циальных помещениях или на специальных площадках.Трудозатраты на вы-
полнение регламентных и ремонтных работ на АТ должны составлять не ме-
нее 70%годового фонда рабочего времени личного состава ТЭЧ части.
За своевременную подачу самолетов в ТЭЧ части для выполнения рег-
ламентных работвустановленныепланомсроки отвечает командир АТО
авиационной эскадрильи.
Самолеты, поступившие в ТЭЧ части,подвергаются осмотру и дефек-
тации в целях выявления неисправностей, определения трудоемкости и ха-
рактера ремонтных работ,которые должны быть проведены одновременно с
выполнением регламентных работ.
Объем осмотраприприемкесамолета устанавливается начальником
ТЭЧ части в зависимости от состояния самолета, но не менее контрольно-
го осмотра. Осмотр проводится специалистами групп регламента и ремонта
под руководством начальников групп.
Результаты дефектациизаписываютсявжурналы начальников групп
регламента и ремонта и ЖПС.
Вместе с самолетом в ТЭЧ части передаются пономерная документация
на него,а также перечень агрегатов, блоков и деталей, подлежащих за-
мене по выработке ресурса.
Техник (бортовой техник) самолета в течение всего периодавыпол-
нения регламентныхработ на самолете находится в ТЭЧ части и в вопро-
сах внутреннего распорядка и режима работы подчиняется начальникуТЭЧ
части.
Техник (бортовой техник) самолета проверяет согласно отработанно-
му перечнюполнотувыполнения регламентных работ и устранения неисп-
равностей.
Продолжительность регламентныхработзависитот типа ЛА и вида
регламентных работ.
К выполнениюрегламентныхработспециалистыгруппприступают
только после принятия необходимых мер по обеспечению безопасностира-
боты на ЛА (особенно по агрегатам авиавооружения и средствам аварийно-
го покидания летательного аппарата).
Регламентные работы на некоторых устройствах выполняют без их съ-
емки с ЛА,на других - со съемкой,проведением проверок и настроек с
помощью приспособлений,стендов и контрольно-проверочной аппаратуры в
лабораториях.
Затем агрегаты устанавливаются на ЛА, после чего все системы про-
ходят комплексную проверку работоспособности исоответствиязаданным
значениям параметров.
Личную ответственность за выполнение отдельных работ несут непос-
редственные исполнители.Всевыявленныев процессе регламентных работ
неисправности учитываются в технической документации. Решение о методе
их устранения принимается после доклада по команде.
Контроль за полнотой и качеством регламентных работ в ходе их вы-
полнения осуществляютначальникТЭЧ,его заместитель,начальники и
техники групп регламентных работ.
В группахрегламентныхработсуществуюткарты пооперационного
контроля, руководствуясь которыми должностные лица осуществляютконт-
роль всехопераций,качествовыполнения которых определяет качество
всего объема по агрегату или системе.О выполнении регламентных работ
начальник группырегламента и ремонта делает запись в соответствующей
части формуляра,в журнале начальника группы.Затем ЛА осматривают и
принимают специалисты летного подразделения.Все выявленные неисправ-
ности учитываются в ЖПС и журнале начальника группы и устраняютсяси-
лами групп регламентных работ. По результатам этого осмотра оценивает-
ся качество регламентных работ.В необходимых случаях принимаютмеры
технологического или организационного порядка.Итоговую запись в фор-
муляр ЛА о проведении регламентных работ делает начальник ТЭЧ.
После приемки из ТЭЧ на летательном аппарате выполняется предвари
тельная подготовка силами специалистов летногоподразделения.Неисп-
равности, выявленные при облете самолета, (полет по утвержденной прог-
рамме) устраняются специалистами групп регламента и ремонта.
Технико-эксплуатационная часть(ТЭЧ) в авиационных частях - спе-
циальное подразделение инженерно-авиационной службы, имеющее подготов-
ленный личныйсостави необходимое оборудование для регламентных ра-
бот, ремонта и диагностики технического состояния самолетов,вертоле-
тов и другой авиационной техники.
ТЭЧ имеет комплекс помещений с площадкой или ангаром для проведе-
ния работнепосредственнона летательных аппаратах,лабораторий для
выполнения регламентных и ремонтных работ на снятыхсЛАагрегатах,
площадок для специальных автомобилей и наземного оборудования.
Размещение, размеры площадок,помещений и оборудования ТЭЧ зави-
сит от класса и назначения аэродрома,а ткже типа ЛА, базирующихся на
этом аэродроме. В то же время они должны удовлетворять ряду общих тре-
бований. Так основными требованиями для площадок ТЭЧ являются:
- наличие твердого покрытия,чтобы можно былоподниматьЛАна
подъемниках, устанавливать его в линию полета и т.п.;
- обеспечение одновременного размещения нескольких ЛА,возможности
буксировки иразворачивания их,свободного подъезда и отъезда специ-
альных машин, размещения необходимого оборудования, снятых и подготов-
ленных к установке двигателей и т.п.;
- возможность опробования двигателей,проверки радиолокационного
оборудования.
Кроме того,для оборудования площадок и ТЭЧ, в целом особое вни-
мание уделяется обеспечению безопасности работ на авиационной технике,
противопожарной безопасности, централизованного снабжения электроэнер-
гией, сжатыми газами, специальными жидкостями, водой.
Имеется три вида комплектации авиационных ТЭЧ:
1. Подвижные ТЭЧ - комплекс рабочих мест,контрольно-проверочной
аппаратуры, инструмента,приспособлений итехническойдокументации,
размещается в специальных автомобилях (прицепах) или в специально обо-
рудованных самолетах (вертолетах).
2. Стационарные ТЭЧ - указанное оборудование размещается в стаци-
онарных помещениях, как правило, имеющих ангарную часть и лаборатории.
3. ПередвижныеТЭЧ - имеющие помещения из сборно-разборных конс-
трукций и перевозимые ангары облегченного типа,в том числе из надув-
ных конструкций.
В соответствии со специализацией групп регламентных работ они ос-
нащаются типовыми установками,необходимым оборудованием и инструмен-
том. Количество и оборудование рабочих местопределяетсяперечными
объемом работ,предусмотренных технологией. На рабочих местах в лабо-
раториях групп размещаются стенды,контрольно-измерительная аппарату-
ра, приспособления, инструмент, техническая документация.
Особое внимание должно уделяться использованию,хранению и конт-
ролю наличия инструмента,т.к.недопустимо оставление инструмента во
внутренних отсеках ЛА.Инструмент комплектуется по видам регламентных
работ в специальных легко переносимых ящиках.Инструмент общего поль-
зования, так же как и комплекты,хранится в инструментальной ТЭЧ, вы-
дается в соответствии с технологическими картами исполнителям работ, а
по окончании сдается в инструментальную сконтролемналичиякаждого
ключа, отвертки и т.п.В целях повышения ответственности за состояние
рабочего места и инструмента они закрепляются за определенными специа-
листами.

Тема 23. МЕРОПРИЯТИЯ ИАС ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ ВЫСОКОЙ НАДЕЖНОСТИ
АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ И БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ
Занятие 1.1.  _Надежность авиационной техники
Обеспечение надежной работы авиационной техники является одной из
главных задач ИАС и составляет важнейшуюсторонувсегопроцессаее
техническойэксплуатациии ремонта.Уровень надежности АТ влияет на
эффективность ее боевого применения, боеготовность, безопасность поле-
тов.
Надежность - это свойство объекта АТ сохранять во времени в уста-
новленныхпределах значения всех параметров,характеризующих способ-
ностьвыполнять требуемые функции в заданных режимах и условияхпри-
менения,техническогообслуживания, храненияитранспортирования
(НИАО-90).
Надежность -комплексное свойство,которое включает в селю безот-
казность, долговечность,ремонтопригодность и сохраняемость. Примени-
тельно к АТ основным из перечисленных свойств является безотказность -
свойство объекта непрерывно сохранять работоспособность в теченииоп-
ределенного времениили наработки.Наработка - продолжительность или
объем работы изделия, измеряемые в определенных единицах (часах, днях,
циклах, посадках и т.п.).
Различают работоспособное состояние и неработоспособное состояние
объекта, а также исправное и неисправное состояния.
Событие, заключающеесявнарушенииработоспособногосостояния
объекта (т.е.переход его в неработоспособное состояние,при котором
значение хотя бы одного заданного параметра,характеризующего способ-
ность объекта выполнять заданные функции, не соответствует установлен-
ным требованиям) называется отказом.
Исправное состояние - состояние объекта, при котором он соответс-
твует все требованиям эксплуатационной и ремонтной документации.
Неисправное состояние(неисправность)- состояние объекта,при
котором он не соответствует хотя бы одному из требованийэксплуатаци-
онной и ремонтной документации.
Событие, заключающиеся в нарушении исправногосостоянияобъекта
при сохранении его работоспособного состояния, называется повреждением.
Таким образом,понятие "исправность" является более широким, чем
понятие "работоспособность".В результате повреждения объект неиспра-
вен, но работоспособен. Однако повреждения могут со временем приводить
к отказам.
По эксплуатационным свойствам объекты разделяются на невосстанав-
ливаемые и восстанавливаемые. Невосстанавливаемые объекты те, работос-
пособность которых в случае возникновения отказа неподлежитвосста-
новлению. Восстанавливаемые объекты те, работоспособность которых под-
лежит восстановлению при отказах.Такое разделение объектов во многом
определяется конкретными условиями эксплуатации.Например,отдельные
элементы систем авиационного оборудования ( реле,эл. двигатели, при-
боры и т.д.) в условиях эксплуатации не восстанавливаются и рассматри-
ваются как невосстанавливаемые,хотя многие из них в определенных ус-
ловиях могут быть восстановлены и фактически ремонтируются.Самолет в
целом, системы авиационного оборудования,состоящие из множества эле-
ментов, агрегатов и блоков,как правило,рассматриваются как восста-
навливаемые, т.к.при отказе отдельных элементов и систем они заменя-
ются и система вновь функционирует.
Надежность функционирования элементов и систем АТ характеризуется
их безотказностью. Поскольку заранее точно предсказать моменты наступ-
ления отказов элементов и систем невозможно,сматематическойточки
зрения событияотказаобъектовявляются случайными и количественные
характеристики процессов появления отказов носят вероятностныйхарак-
тер.
В условиях эксплуатации обычно находится большое число однотипных
устройств АТ,условия применения которых практически одинаковы.Если
фиксировать отказы устройств и наработку их от начала эксплуатациидо
момента появления отказа,то в результате наблюдения оказывается, что
события образуют поток однородных случайных событий (рис.1.).















Вероятность безотказной работы - это вероятность того,чтослу-
чайная величинавременинаработки до отказа Т будет больше заданного
времени:
p(t) = p(T>t)
или другими словами, это вероятность того, что за время наработки объ-
ект не откажет.
Статистическое значение вероятности безотказной работы P (t)оп-
ределяется как отношение числа объектов К (t),безотказно проработав-
ших до момента времени t,к числу объектов М,работоспособных вна-
чальный момент времени t = 0:
К (t)
p (t) = -------
M
Если n(t)статистическоезначение числа отказавших за время t
объектов, то



где Q (t) - статистическое значение вероятности отказа объекта за дан-
ное время t.
Вероятность безотказной работы P(t)ивероятностьотказаQ(t)
объекта составляют полную группу событий,т.к. объект находится в од-
ном из двух состояний - работоспособном и неработоспособном, т.е.
P(t) + Q(t) = 1
Важным является по какому закону изменяется вероятность появления
события отказаобъекта (или вероятность безотказной работы) от време-
ни. Оказывается,что поток событий отказов объектов АТ часто обладает
следующими тремя свойствами:
- стационарностью - это означает, что вероятность попадания собы-
тия отказанаучастоквремени t не зависит от его положения на оси
времени;
- ординарностью - невозможностью появления в один и ото же момент
времени двух и более отказов;
- отсутствиемпоследейстия- число текущих и предыдущих отказов
есть независимые случайные величины.
Такие потоки называются простейшими пуассоновскими потоками.Для
них вероятность появлений событий отказов носитэкспоненциальныйха-
рактер,т.е.вероятность совершения P (t) за время t равно n событий
отказов равна:


где m - математическое ожидание числа событий отказов.
 _Для невосстанавливаемых объектов . m= *t, где - интенсивность отка-
зов.
Статистическое значениеинтенсивностиотказовравноотношению
числаотказавших объектов в единицу времени к числу объектов,остаю-
щихся работоспособными к данному моменту времени:


гдеn - число объектов, отказавших за время t;
t - рассматриваемый интервал времени.
Чтобы определитьвероятность безотказной работы объекта P(t) при
известной интенсивности отказов,надо в формулуПуассонаподставить
n = 0:
P(t) = e(рис.2)
Эта формула часто называется основным законом надежности.
P(t)_
¦
¦
1+
¦
¦
¦
¦
¦
L---------------------------------_t
Интенсивность отказов является наиболее употребительнойхаракте-
ристикой невосстанавливаемыхобъектовинаилучшим образом позволяет
сравнивать надежность различных объектов.
Если рассматриваются нестационарные потоки отказов,т.е.такие,
для которых(t) = const, то они также подчиняются закону Пуассона. Но
объектов этом случае обладают так называемыми - характеристиками:

Многочисленными статистическимиисследованиямиустановленытри
основные зависимости интенсивности отказов от наработкиустройствАТ
(рис.3, 4, 5).
(t)_(t)_(t)_
¦ ¦ ¦
¦ ¦ ¦
¦----------- ¦ ¦--------
¦ ¦ ¦
¦ ¦ ¦
¦ ¦ ¦
¦ ¦ ¦
¦ ¦ ¦
0L----------------_t 0L-----------------_ 0L-----------------_t
Рис.3 Рис.4Рис.5
Для устройств первой группы (рис.3) зависимость (t) имеет два ха-
рактерных периода. 1 период - начальный период эксплуатации, или пери-
од приработки, имеет повышенное значение вследствии того, что в этот
период выявляются все недостатки производственного характераиимеет
место большая вероятность отказов по этой причине.
2 период - основной период эксплуатации, в течении которогоиме-
ет минимальное значение и сохраняется примерно постоянным.
К устройствам первой группы относятся электронная аппаратура, са-
молетные агрегаты.Чтобы не допускать высокой интенсивности отказов в
период эксплуатации объекта на самолете,электронную аппаратурупод-
вергают "Тренировке" в течении времени t1 на специальных стендах в ус-
ловиях завода-изготовителя. Механические системы (агрегаты) подвергают
до началаэксплуатацииприработке(обкатке) не определенных режимах
работы.
Для устройств второй группы (рис.4) характерно закономерное ухуд-
шение их параметров по наработке ипрактическилинейноевозрастание
интенсивностей электромеханические устройства.
Устройства третьей группы (рис.5) имеют на характеристике 3 пери-
од - период износа,старения.К таким устройствам относятся, в част-
ности, электромеханические приводы, коммутационная аппаратура, а также
сложныеобъекты,состоящие из значительного числа элементов.Обычно
началом 3 периода ограничивается технический ресурс объекта,а ремонт
или замена производится несколько ранее (по окончании выработки назна-
ченного ресурса Тн).
Еще однойхарактеристикой безотказности работы невосстанавливае-
мых объектов является средняя наработка до отказа То.
Если объект имеет = const, то
1
То = ---

 _Восстанавливаемые объекты. .В процессе эксплуатации объекты могут
многократно отказывать.После ремонта ихэксплуатацияпродолжается.
Отказы образуют поток однородных случайных событий (рис.6).
_
¦
Ї+----*--*---+-------+--------
¦¦¦¦
¦+--------*--+---*---+------*-
¦¦¦¦
М< +-----------+*---*--+---*---->
¦¦¦¦
¦+-*---------+-------+---*----
¦¦¦¦
L-----------+-------+--------------_t
_¦t ¦_
рис.6.
Основными характеристиками безотказности восстанавливаемых объек-
тов (аналогично невосстанавливаемых) являются следующие три:
- вероятность безотказной работы P(t);
- параметр потока отказов w(t);
- наработка на отказ То.
Вероятность безотказной работы для восстанавливаемых объектов оп-
ределяется также как и для невосстанавливаемых,но в формулу Пуассона
вместо необходимо подставить параметр потока отказов w:
P(t) = e
Параметр потока отказов статистическиопределяетсякаксреднее
число отказов объекта в единицу времени:


Характер измененияпараметрапотокаотказовво времени обычно
сходен с характером изменения значений .Показатели w(t) (также как и
(t)) позволяют анализировать надежность восстанавливаемых объектов и
решать вопросы, связанные с их эксплуатацией.
Наработка наотказ есть среднее время между двумя смежными отка-
зами восстанавливаемого объекта.При простейшем потоке Пуассона имеет
место равенство:

2.  _Системы технической эксплуатации АТ
Для того,чтобы при эксплуатации АТ обеспечить необходимые пока-
затели надежности,боевой готовности,а также и материальных затрат,
надо иметь определенную систему технической эксплуатации АТ.
Система технической эксплуатации - это совокупность правил приня-
тия решений по техническому обслуживанию и ремонту, которые определяют
вид предельного состояния объекта, по достижении которого его эксплуа-
тация прекращается или приостанавливается.
Различают системы технической эксплуатации (ТЭ) по ресурсу и сис-
темы ТЭ по состоянию.
При ТЭ по ресурсу объект находится в эксплуатации до определенной
наработки (по календарному времени эксплуатации или по налету),кото-
рая установлена в качестве ресурса.При этом на объекте по предписан-
ной жесткой программе,независимо от действительного состояния объек-
та,проводятся работы по поддержанию его работоспособности.Ктаким
работам относятся:контроль работоспособности при всех видах подгото-
вок АТ к полетам,периодические осмотры,регламентные работы, профи-
лактические ремонты, целевые осмотры, и т.п. При достижении определен-
ной наработки (срока службы),объект должен быть снят с инезависимо
от технического состояния.
При ТЭ по состоянию никакие ресурсные работы не планируются ине
назначаются.Все работы по поддержанию и восстановлению работоспособ-
ности объектов выполняются по необходимости, в зависимости от их дейс-
твительного текущего состояния.Эксплуатация производится до тех пор,
пока объект не достигнет предельного состояния,недопускающегоего
дальнейшего использования (нарушение безопасности, отклонение от нормы
заданных параметров,снижение эффективности применения и др.).Такая
эксплуатация объектовтребуетнепрерывного(дискретно-непрерывного)
контроля динамики измерения параметров состояния объектов АТ.
В частномслучаесистемы ТЭ по состоянию предусматривается экс-
плуатация объекта до его отказа (иногда называют системой ТЭ по надеж-
ности). При этом никаких работ по поддержанию работоспособности объек-
тов не проводится,а контроль осуществляется толькодляобнаружения
отказов.Приотказеобъект заменяется на новый (или ремонтируется).
Очевидно,что такая система ТЭ приемлема лишь для тех объектов, кото-
рыенесущественновлияютнанадежность ЛА в целом и практически не
влияют на безопасность полетов.
2.1.  _Достоинства и недостатки различных систем ТЭ
Основными недостатками системы технической эксплуатации по ресур-
су являются ее низкая экономичность и высокая трудоемкость.Требуются
материальные и трудовые затраты на проведение профилактическихработ.
Кроме того, при достижении заданного ресурса ( т.е. заданной наработки
или срока службы) объект снимается с эксплуатации, хотя практика пока-
зывает, что при этом у значительной части объектов не исчерпываются их
ресурсные возможности и они могли бы еще эксплуатироваться. Однако для
отдельныхобъектов такая система ТЭ необходима для поддержания задан-
ного уровня безотказности работы.Действительно,еслиобъектимеет
ламбда-характеристику,соответствующую рис.4 или подобную зависимость
w(t)),т.е. вероятность его отказа при эксплуатации монотонно возрас-
тает,то, назначая такому объекту определенную периодичность проведе-
ния профилактических (регламентных) работ Трр, можно обеспечить задан-
ную вероятность его безотказной работы (рис.7).









Очевидно, что чем меньше Трр,тем меньшее значение интенсивности
отказов можно обеспечить, но возрастают затраты на обслуживание и сни-
жается боеготовность.Поэтому значение Трр необходимо выбирать в этом
смысле оптимальным.
При системеТЭ по состоянию необходим глубокий и систематический
контроль за техническим состоянием объекта. Это требует дополнительной
аппаратуры,программного обеспечения,правильности выбора параметров
объекта,позволяющих выявлять приближение к отказу.Основным преиму-
ществом данной системы ТЭ является то,что он позволяет исчерпать ре-
сурсные возможности объекта, и только посте этого проводить ремонт или
замену.По такой системе можно эксплуатировать объекты, имеющие ламб-
да-характеристики, подобные показанной на рис.5.
При возрастаниизначения приостанавливается эксплуатация объекта
до принятия решения о его дальнейшем использовании.
Объекты, имеющие ламбда-характеристику, показанную на рис.3, экс-
плуатируются до появления отказа (по надежности).Очевидно,чтодля
них никакиепрофилактические работы не нужны,т.к.они отказывают с
постоянной интенсивностью.
Обычно ни одна из перечисленных систем ТЭ не применяется в чистом
виде, а имеет место их сочетание вопределенномсоотношении.Задача
состоит в том,чтобы определить рациональное соотношение в применении
этих систем при технической эксплуатации ЛА.
Основной системойТЭоборудования ЛА до третьего поколения была
система ТЭ по ресурсу.В настоящее время эта система почтиполностью
уступила место эксплуатации по состоянию.Этому способствует развитие
средств контроля и расширение возможностей бортовыхсистемконтроля.
Эксплуатация по состоянию позволяет повысить уровень неисправности ЛА,
увеличить фактические сроки эксплуатации объект,снизить эксплуатаци-
онные расходы.
3.  _Оценки показателей надежности по статистическим данным
При учетеиинженерноманализе характеристик надежности АТ все
отказы и неисправности объектов АТ определенным образомклассифициру-
ются.
Классификацияотказов и неисправностей АТ.
1. По месту выявления:
- проявившиеся в полете;
- обнаруженные на земле.
2. По причине возникновения:
- из-за конструктивно-производственных недостатков АТ (КПН);
- эксплуатационые (по вине личного состава).
3. По последствиям:
- без последствий;
- споследствиями (приведшие к летному проишествию - катастрофе,
аварии, поломке самолета; к невыполнению задания; другим последствиям,
непосредственно влияющим на боеготовность АТ и безопасность полетов).
В качестве статистических показателей надежности (безотказности),
распространяющихся как на ЛА в целом, так и на отдельные виды и систе-
мы его оборудования, используются следующие:
Налет на отказ и повреждения, появившиеся в полете:
Тсам
Тп = ------ ,
Моп
где Тсам-налет ЛА на данный период времени,ч (берется из журнала
ст. инженера полетов);
Моп - количество отказов, выявленных в полете.
Налет на отказ и повреждения, выявленные в полете и на земле (на-
лет на одну неисправность):
Тсам
Тс =------ ,
Мн
где Мн - количество неисправностей за данный период времени.
Налет на отказ, приведший к невыполнению полетного задания:
Тсам
Тпз = ------ ,
Мопз
где Мопз - количество отказов,приведших к невыполнению полетного за-
дания. По формулам, аналогичным приведенным, можно рассчитать налет на
одно летное происшествие, налет на отказ по КПН, по вине ИАС, налет на
отказ инеисправностьАО или отдельной его системы и другие подобные
показатели. Для этого достаточно Тсам поделить на соответствующееко-
личество отказов.
Приведенные статистические показатели надежности, рассчитанные по
статистическим данным,являютсяоценкамисреднегоналета на то или
иное событие отказа и неисправности.
Величину wп=1/Тпможнорассматривать как оценку среднего за
расчетный период параметра потока отказов в полете,а wпtп как оценку
вероятности отказа в донном полете длительностью tп.
В свою очередь,wс = 1/Тс будет оценкой среднегообщегопотока
отказов и неисправностей.
4.  _Учет и анализ неисправностей АТ
ИАС частей(соединенийиобъединений) проводят систематический
учет и анализ всех отказов и неисправностей, выявленных при эксплуата-
ции иремонте АТ.Порядок учета и отчетности ИАС частей по неисправ-
ностям АТ устанавливается соответствующими указаниями главного инжене-
ра ВВС.
Основными документами учета и анализа неисправностей АТ в авиаци-
онныхчастях являются:карточки учета неисправностей (КУН),журналы
подготовки к полетам,журналы руководителя ист.инженераполетов,
журналыучеталетныхпроисшествий и предпосылок к ним,формуляры и
паспорта на ЛА и его оборудование, ежемесячные донесения о результатах
периодическогоанализа надежности АТ и другие документы по табелю до-
несений и установленными для ИАС формам учетной ирабочейдокумента-
ции.
Карточки учета неисправностей,являющиесяосновнымипервичными
документами, составляются на отказы и неисправности:
- проявившиеся в полете (независимо от последствий);
- приведшие к невыходу в полет, опозданию к вылету или чрезвычай-
ному происшествию (госпитализации или гибели летного состава);
- возникшиеиз-за нарушений или ошибок личного состава,а также
некачественного ремонта АТ;
- устраненные заменой двигателей, комплексов, станций, блоков,аг-
регатов или узлов;
- потребовавшиесуммарноговремени восстановления работоспособ-
ности 2 часа и более.
КУН заполняетсяпоопределенной форме (1М),имеющей 40 позиций
для отражения сведений об отказавшем агрегате (блоке,приборе):даты
обнаружения отказа,причиныеговозникновения,последствий,способа
устранения и других данных.
Все материалы по надежности АТ обобщаются в ИАС соединений,объ-
единений и направляются в ИАС ВВС. на основе углубленного всесторонне-
го изучения и анализа всей информации аппарат ИАС ВВС готовит, а глав-
ный инженер ВВС издает директивы и указания по совершенствованию орга-
низационных форм технической эксплуатации и войскового ремонта АТ,по
проведению мероприятий по обеспечению высокой надежности АТ,покор-
ректировке регламентов ТЭ, технологий выполнения работ и другим вопро-
сам. Кроме того,разрабатываются предложения промышленности по устра-
нению конструктивно-производственных недостатков АТ и проведению дора-
боток.
5.  _Правила проведения работ по выявлению причин отказов
Локализация и выявление отказавшего устройства (агрегата,блока,
прибора) являются важнейшими в комплексе работ по технической эксплуа-
тации. Их успешное выполнениеобеспечиваетсвоевременноеустранение
отказов и восстановление исправности систем ЛА. Столь же важными явля-
ются работы по установлению причин и условийвозникновениянеисправ-
ностей и отказов.
Поскольку многие системы современныхЛАявляютсякомплексными,
для поиска неисправностей часто требуются совместные усилия специалис-
тов различных профилей,а от каждого из них -знаниеосновсмежных
специальностей.
При выполнении работ по поиску, устранению и предупреждению неис-
правностей следует придерживаться определенных правил. Указанные рабо-
ты следует разделить на этапы.
1. Выяснениевнешнего проявления отказа,опрос экипажа,осмотр
отказавшего устройства.
2. Частичная проверка рабочих параметров и характеристик устройс-
тва.
3. Разборка отказавшего устройства и дефектация его узлов и дета-
лей.
4. Устранение неисправности.
5. Проверка работоспособности устройства.
6. Разработка мероприятий по предупреждению подобных отказов.
Первым этапом работы при появлении неисправностей во всех случаях
являются выяснениевнешнего проявления и уяснения характера неисправ-
ности.
Если неисправностьпроизошла в полете,необходимо после посадки
опросить экипаж об обстоятельствах ее появления,оценить правильность
действий экипажа и установить,не было ли нарушений правил эксплуата-
ции в полете.
Осмотр отказавшего устройства должен выявить все следы и признаки
отказа: сколы, трещины, нарушения покрытий, вытекание припоев или ком-
паундов, признаки теплового воздействия и т.д.
Частичная проверка рабочих параметров и характеристикустройства
предусматривает проверку тех параметров,для оценки которых не требу-
ется включать устройство под ток или создавать внемрабочиережимы
(проверка значенийемкостей и сопротивлений участков цепей,правиль-
ность соединений, отсутствие отрывов или замыканий и т.п.).
В отдельных случаях могут потребоваться разборка отказавшего уст-
ройства и дефектация его узлов и деталей, а также дополнительные лабо-
раторные исследования для уточнения причин отказов.
После того, как будет установлено наличие неисправности, произво-
дится поиск неисправного элемента и определяется причина появления не-
исправности.
После выполненияработпоустранениюнеисправности необходимо
убедиться в ее отсутствии путем включения устройства в работу.
Завершающим этапом является разработка рекомендаций и мероприятий
по предупреждению и устранению подобных отказов.
 3ТЕМА N  024 3  0  3 РЕМОНТ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

 3ЗАНЯТИЕ N 1  0(Гр.,2часа):
Ремонт боевой АТ,как объективная необходимость.
Причины выхода изстрояАТ.ВидыремонтаАТ.
Классификацияавиационных ремонтных органов и их
краткая характеристика. Средства контроля и войс-
кового ремонта.Особенности ремонта АТ с боевыми
повреждениями.


 31.  _Ремонт АТ, как об . 0ъ _ 3ективная необходимость. Причины
 _ 3выхода из строя АТ.

 _ 2Ремонт АТ . 0 - это комплекс мероприятий (операций) по восстанов-
лению исправности илиработоспособностиАТи
восстановлению ресурсов АТ и ее составных частей.
(НИАО-90)
Ремонт вообще - это одна из форм материального производства. А
организация ремонта в армии - это средство обеспечения нормально-
го функционирования оружия и боевой техники,часто болееопера-
тивное и экономное,чем поставка нового вооружения взамен вышед-
шему из строя.
Авиаремонтное производство возникло с появлением военной ави-
ации, как объективная необходимость.Боевые повреждения, случай-
ные поломки и естественный износ АТ потребовали особых ассигнова-
ний и организации авиаремонтных органов вВВС.
Внося огромныйвкладв поддержание постоянной боеготовности
АТ и обеспечивая высокий уровень надежности АТ и безопасности по-
летов, ремонт АТ, кроме того, экономит значительные государствен-
ные средства, т.к. уменьшает потребность в изготовлении новых из-
делий АТ.
Особенно велика роль ремонта АТ в период войны.Это показали
первая мировая, гражданская и особенно Великая Отечественная вой-
ны. Так, ежедневно восстанавливалось в ходе Великой Отечественной
войны:- в 1942 г. - 200самолетов;
- в 1943 г. - 540самолетов;
- в 1944 г. - 2100 самолетов;
- в 1945 г. - 2800 самолетов.
К концу войны войсковой ремонт возвращал в строй самолетов в 20 -
- 25 раз больше,чем давала авиационная промышленность новых са-
молетов. Вцеломза годы войны было восстановлено более 1,5 млн
боевых самолетов.
В будущей войне роль ремонта АТ и его масштабы еще более воз-
растут. По оценкам специалистов НАТО потери боевой техники вбу-
дущей войне могут быть в 6-8 раз выше,чем в период второй миро-
вой войны.Как показывает анализ военно-экономической зарубежной
литературы, вармияхстранНАТОвопросам ремонта АТ уделяется
большое внимание: изучается опыт второй мировой и локальных войн,
проводятся специальные учения,непрерывно совершенствуются орга-


- 2 -

низационные формы и технологические процессы,повышающиеэффек-
тивность технической эксплуатации и ремонта АТ.
Перед нашими военными специалистами и учеными также стоит за-
дача дальнейшегосовершенствования авиаремонтного производства с
целью поддержания его на необходимом уровне.
 2Рассмотрим причины выхода из строя АТ.
Из большого количества причин, вызывающих ухудшение техничес-
кого состоянияизделий и приводящих к возникновению неисправнос-
тей, наиболее распространены следующие:
1.  _ 3Физический износ . 0, который включает в себя:
-  2механический износ 0 (т.е. износ на трении);
-  2эрозионный износ 0 (это разрушение поверхностного слоя де-
талей при обтекании их с большойско-
ростью жидкостямиили газами вследствие ударов мельчай-
ших частиц потока,химической активности газовой среды,
наличия в потоке абразивных частиц, электризации и т.д.);
-  2химический (коррозионный) износ 0 под действием химическо-
го или электрохимическо-
го воздействия внешней среды (атмосферы, рабочих жидкос-
тей и газов,особенно при высокой температуре, электро-
химическая коррозия при контакте разнородных металлов);
-  2усталостныйизнос 0(это процесс постепенного накопления
повреждений в материале деталей под
воздействием повторностатическихивибрационных нагру-
зок);
-  2старение полимеров 0 (органического стекла, резины, лакок-
расочных материалов и т.д.)вследс-
твие химическихпревращенийподдействиемкислорода,
озона, тепла, света, радиации, влаги, органических раст-
ворителей и других факторов.
2. _ 3 Нарушения правил эксплуатации и ремонта АТ, ошибки в пило-
 _ 3тировании и руководстве полетами и т.п.
Нарушения правилэксплуатации,даженезначительные,могут
привести к тяжелым последствиям. Примеров тому множество. Вот не-
которые из них:
а) отсутствие контровки стяжного болта исполнительного што-
ка бустера привело к отворачиваниюболта(вибрациявполете),
заклиниваниюбустера и отказу системы продольного управления.В
результате летчик вынужден был катапультироваться;
б) приопробованиидвигателяназемле был включен режим
"Полный форсаж" без закрепления самолета тросами.В результате -
страгивание самолета и столкновение его с другими самолетами;
в) летчик грубо сажает самолет.Результат - поломка перед-
ней ноги шасси, и т.д. и т.п.
3.  _ 3Конструктивные и производственные недостатки . 0:т.е.несо-
вершенство конструкции(неправильный выбор материала,наличие в
конструкции мест с повышенной концентрацией напряжений и т.п.)и
нарушения технологическихпроцессовизготовления,ремонтаили


- 3 -

сборки АТ. Устранение конструктивных и производственных недостат-
ков производится путем доработок АТ по бюллетеням промышленности,
введенным в действие ГИ ВВС.
4. _ 3 Боевые повреждения . 0:это повреждения от поражающих средств
противника на земле и в воздухе.Ос-
новные виды боевых повреждений:пробоины,трещины, вмятины, де-
формации отдельных элементов конструкции, разрушения систем и аг-
регатов самолета, обгорания лакокрасочного покрытия и т.д.
Опыт показывает,что самолеты обладаютвысокойживучестью,
т.е. возвращаютсяна свой аэродром даже при наличии значительных
повреждений.
По своемухарактеру боевые повреждения бывают,как правило,
комплексными, т.е. характеризуются одновременным повреждением ря-
да агрегатов,блоков,узлов и деталей.Поэтому объем ремонтных
работ при восстановлении АТ,имеющей боевыеповреждения,может
быть весьма значительным.
5.  _ 3Случайные повреждения . 0:это поврежденияЛАврезультате
столкновения ввоздухе с птицами,
попадания в двигатель посторонних частиц и тел идругихслучай-
ностей, опасных явлений погоды. По статистике,например, 17%лет-
ных происшествий пассажирских самолетов в странах-членах ICAO
происходит по этим причинам.
Таким образом,строго соблюдая правилаэксплуатацииАТна
земле и в воздухе, правила ухода за техникой, выполняя технологии
ее ремонта, личный состав авиационных частей ВВС может существен-
но уменьшитьколичество неисправностей и повреждений ЛА,исклю-
чить летные и чрезвычайныепроисшествияпоеговине.Однако,
часть неисправностей и повреждений возникает (постепенно или вне-
запно) независимо от проводимых ИАС мероприятий по поддержанию АТ
в исправном состоянии. Это еще раз подтверждает объективную необ-
ходимость ремонта боевой АТ.


 32.  _Виды ремонта АТ. Классификация ремонтных органов ..

Согласно "Наставлениюпоинженерно-авиационному обеспечению
авиации Вооруженных Сил" (НИАО-90) ч.1, ремонт может бытьрегла-
ментированным или ремонтом по техническому состоянию.
 _ 2Регламентированный ремонт . 0 - ремонт,выполняемый спериодич-
ностью ив объеме,установленными в эксплуатационной документации
(независимо от технического состояния АТ в момент начала ремонта).
 _ 2Ремонт по техническому состоянию . 0 - ремонт,при котором конт-
роль технического состояния выполняется с периодичностью и в объ-
еме, установленнымивнормативно-технической документации,или
при наличии повреждения,а объем и момент начала ремонта опреде-
ляются техническим состоянием самолета.
 2По объему 0ремонт подразделяется на текущий,средний и капи-
тальный.


- 4 -

 _ 2Текущий ремонт . 0 - ремонт,выполняемый для восстановления исп-
равности или работоспособности и состоящий взаменеи(или)в
восстановлении отдельных составных частей АТ.
 _ 2Средний ремонт . 0 - ремонт,выполняемый для восстановления исп-
равности ичастичного восстановления ресурсас заменой или вос-
становлением составных частейавиационнойтехникиограниченной
номенклатуры и контролем технического состояния.
 _ 2Капитальный ремонт . 0 - ремонт,выполняемый длявосстановления
исправности АТиее ресурса с заменой или восстановлением любых
составных частей АТ, включая базовые.
Средний икапитальный ремонты могут также выполняться только
для восстановления ресурса или только для восстановленияисправ-
ности.
Объем среднего и капитального ремонта для восстановленияре-
сурса изначения восстанавливаемых ресурсов устанавливаются нор-
мативно-технической документацией.
Объем ремонта каждого конкретного типа АТ определяется переч-
нями работ, руководствами по ремонту, бюллетенями промышленности,
введенными вдействие главным инженером ВВС,а также указаниями
главного инженера ВВС.
Текущий, среднийикапитальныйремонтыдля восстановления
исправности или работоспособности поврежденнойАТразличаютпо
трудозатратам навосстановлениеипо предельным срокам ремонта
(см. Табл.1):
Таблица 1
------------T-------------------T-------------------------------¬
¦¦Предельно-допустим.¦Т Р У Д О З А Т Р А Т Ы ¦
¦В И Д¦сроки ремонта (сут)¦(чел.- час.) ¦
¦+--------T----------+---------T---------T-----------+
¦ РЕМОНТА ¦в мирное¦ в ходе ¦Самолеты ¦Самолеты ¦Вертолеты и¦
¦¦ время¦б/действий¦ ФА¦ДА и ВТА ¦беспил.с-ты¦
+-----------+--------+----------+---------+---------+-----------+
¦Текущий¦ до 10¦до 1¦ до 200¦ до 500¦до 100 ¦
¦¦ ¦ ¦(100)¦(300)¦ (50)¦
+-----------+--------+----------+---------+---------+-----------+
¦Средний¦ до 30¦до 7¦ до 1500 ¦ до 4000 ¦до 1000¦
¦¦ ¦ ¦(350)¦(1200) ¦ (350) ¦
+-----------+--------+----------+---------+---------+-----------+
¦Капитальный¦ > 30 ¦> 7¦> 1500 ¦> 4000 ¦> 1000 ¦
L-----------+--------+----------+---------+---------+------------
(В скобках указаны средние значения для выполнения расчетов)

Как правило,восстановлениеисправности и работоспособности
самолетов, требующих текущего ремонта, выполняется в АТО (авиаци-
онно-технических отрядах) и в ТЭЧ ап;требующих среднего ремонта
- в ТЭЧ ап и ВАРМ (войсковые авиаремонтные мастерские); требующих
капитального ремонта-на авиационных ремонтных заводах (АРЗ) и
заводах промышленности (ЗП).


- 5 -

В войсковых условиях может также производиться восстановление
поврежденных иотказавшихагрегатов(блоков,приборов, уст-
ройств). Отремонтированныеагрегатыиспользуются для пополнения
обменного фонда или устанавливаются на самолеты.
Агрегаты, отремонтировать которые в войсковых условиях невоз-
можно, направляются для ремонта в АРЗ.
 2По месту выполнения ремонт делится на войсковой и заводской.

 _ 2Войсковой ремонт . 0 - это ремонт,выполняемый в местах располо-
жения неисправной АТ силамиисредствами
авиационных частей, ВАРМ, бригад АРЗ и ЗП.
Организационно войсковой ремонт объединяет 3уровняремонта
АТ: -эскадркльский(ремонтныефункции выполняет эскадрильская
ремонтная группа - ЭРГ);
-полковой (ремонтные функции выполняет ТЭЧ ап);
-дивизионный (ремонтные функции выполняет войсковая авиаре-
монтная мастерская - ВАРМ).
Под ВАРМ понимаются подвижные авиационные ремонтныемастерс-
кие (ПАРМ), стационарные войсковые авиационные ремонтные мастерс-
кие (ВАРМ) и дивизионные авиационные ремонтные мастерские (ДАРМ),
оснащенные средствами войскового ремонта,для которых ремонт яв-
ляется одной из основных задач. Назначение и состав средств войс-
кового ремонта (СВР) рассмотрим ниже.
Для усиления ВАРМ и ТЭЧ ап авиаремонтные предприятия (АРП)и
заводы МАП (министерства авиационной промышленности) выделяют вы-
ездные ремонтные бригады (ВРБ).ВАРМ и ТЭЧ ап,в своюочередь,
для усиления эскадрильских ремонтных групп выделяют подвижные ре-
монтные группы (ПРГ).В основном ,такое усиление предусмотрено
для ремонтавпериод боевых действий,однако при необходимости
применяется и в мирное время.
 _ 2На ЭРГ возлагается: . 0 - поиск и устранение неисправностей ЛА;
- выполнение доработок;
- ремонтснятых агрегатов методом замены
элементов, простейших узлов;
- поддержаниевисправном состоянии ре-
монтного оборудования и инструмента АЭ;
- текущий ремонт ЛА на стоянках АЭ.
 _ 2ТЭЧ ап выполняют . 0:текущийремонт,доработки,изготовление
простых приспособлений для ремонта, раздел-
ку на запчасти списанных ЛА.
 _ 2ВАРМ специализируются на . 0:среднем и текущем ремонте ЛА,вы-
полнении сложныхконструктивных
доработок, изготовлении оснастки
для эвакуации смествынужденных
посадок.
 _ 2ПРГ предназначены для . 0:- ввода в строй ЛА,расположенных на
аэродромах, удаленныхотосновных
сил ТЭЧ ап, ВАРМ;


- 6 -

- восстановления ЛА,совершивших вы-
нужденную посадку;
- восстановления ЛА на базовом аэрод-
роме, ремонт которых не законченк
моменту перебазирования ТЭЧ ап.
 _ 2ВРБ используютсядля . 0: - выполнениясложныхработ в ТЭЧ ап,
ВАРМ;
- выполненияцелевыхработ (модерни-
зация);
- увеличения возможностей ТЭЧ ап, ВАРМ.

 _ 2Заводской ремонт АТ . 0 проводится для восстановления ееисправ-
ности иресурса и выполняется на авиаци-
онных ремонтных заводах (АРЗ)Министерс-
тва обороныилизаводахпромышленности
(ЗП).
АРЗ выполняют капитальный и средний ремонт АТ,регламентиро-
ванный ремонт и ремонт по техническому состоянию. Они подразделя-
ются на хозрасчетные и бюджетные,являются отдельными войсковыми
частями объединения и подчинены командующим объединениями (заводы
центрального подчинения - главному инженеру ВВС).
 2На АРЗ возлагаются: 0- выполнение ремонта и модернизации АТ и
СНО СП (средств наземного обслуживания
специального применения);
- обеспечение постоянной мобилизационной
готовности производства,средствре-
монта и личного состава;
- оказание помощи авиационнымчастямв
восстановлении поврежденнойАТ силами
бригад и подвижных подразделений;
- выполнение работ по бюллетеням промыш-
ленности.
Указанием ГИВВС(ГИавиации видов ВС) назначаются  2ведущие
 2заводы по отдельным типам АТ. На них возлагаются:
- первоочередное освоение ремонта новых образцов АТ;
- оказание технической помощи другим АРЗ восвоенииремонтб
однотипной АТ;
- первоочередное внедрение передовых форм организациипроиз-
водства и труда, управления качеством ремонта АТ, современ-
ного оборудования и средств измерений,а также прогрессив-
ных технологических процессов, допущенных к применению бюл-
летенями промышленности и указаниями ГИ ВВС;
- производственная проверка ремонтной документации,разрабо-
танной промышленностью;
- разработкаэталоннойрабочейдокументации (нормативной и
технологической), внес¦ние внееизмененийидополнений
согласно бюллетенямпромышленностииуказаниямГИ ВВС и
трансформирование ее для ведомых АРЗ.


- 7 -

Взаимоотношения ведущих и ведомых АРЗ осуществляются на дого-
ворных основах.
 2АТ можетремонтироватьсяпоконтрактуна предприятиях МГА
 2(Министерства гражданской авиации), МАП (Министерства авиационной
 2промышленности) и других министерств в случаях:
- недостатка сил и средств на АРЗ ВС;
- отсутствия технической возможности или низкой экономической
эффективности ремонта АТ данного типа на АРЗ ВС.
Ремонту по контракту,как правило,подлежит АТ, имеющяяся в
ВС в небольших количествах, или уникальная.

Ремонт, как и другие виды эксплуатации АТ,выполняется с ис-
пользованием средств технического обслуживания (СТО). СТО в соот-
ветствии с ОСТ 1.00356-85 включают:
- средства наземного обслуживания общего и специального приме-
нения (СНО ОП и СНО СП);
- инструмент;
- средства контроля (СК);
- средства войскового ремонта (СВР).
СНО, а также порядок использования инструмента были рассмот-
рены ранее (в темах соответственно).
Средства контроля включают штатную КПА, а для самолета МИГ-29
помимо этого, - мобилный комплекс МК-9.12, который будет рассмот-
рен ниже.
СВР, их назначение,классификация и состав рассмотрим в 4-м
вопросе занятия.


 _ 33. Мобильный комплекс МК-9.12

 2Мобильный комплексМК-9.12 0являетсяуниверсальным наземным
автоматизированным средством контроля (НАСК) и 2предназначен 0для
контроля техническогосостояния бортового оборудования,силовой
установки и связанных с ней систем.  2Он обеспечивает:
- выполнение регламентных работ;
- поиск неисправностей бортового оборудованиядоблокабез
демонтажа блоков с ЛА;
- выполнение настроек и регулировок оборудования после устра-
нения неисправностей и замены отдельных блоков;
- документирование результатов контроля.
Контроль бортового оборудования может осуществляться по прог-
раммам автоматизированного контроля (на перфолентах) илинеавто-
матизированно (с помощью штатной КПА, имеющейся в комплексе).
 _ 2В состав МК-9.12 входят:
1. Автоматизированные контрольно-ремонтные средства (АКРС):
- АКРС-СД - для контроля силовой установки исвязанныхс
нейсистем(автоматическойпанелизапуска,
системы регулирования воздухозаборников,сис-


- 8 -

темы энергоснабжения,топливной системы, гид-
росистемы и др.);
- АКРС-Н - для контроля АО и РЭО (САУ, СОС, ИК-ВК, системы
АРУ,радиовысотомера и др.), а также регистра-
циирезультатоввстроенногоконтролясистем
ТЕСТЕР, ЭКРАН и др.
- АКРС-АВ - для контроля авиационного вооруженияицепей
управления оружием;
- АКРС-ПК - для контроля бортового комплекса (изделий Н019,
23С).
2. Неавтоматизированные средства контроля (специализированные
контейнеры СК),предназначенные для установки КПАоборудования,
не охваченного автоматизированным контролем:
- СК-КПА - для контроля АО и РЭО,не обеспечиваемого АКРС-Н
(СВС, ПВД, кислородного оборудования, АРК и др.);
- СК-ПК - для контроля бортового комплекса (изделия Н019 сов-
местно с АКРС-ПК).
3. Тягач-электроисточник (ТЭИ-9.12), - нужен для электропита-
ниясредствконтроля и ЛА,а также для транспортировки средств
контроля.
Каждое отдельноесредствоконтроля (АКРС и СК) представляет
собой типовую конструкцию (малогабаритный прицеп-тележку),состоя-
щую из кузова-контейнера К-1,установленного на транспортировочной
тележке А-1310. Масса каждого из них- от 900 до 1300 кг.Общая
масса МК-9.12 не превышает 9500 кг (вместе с ТЭИ,масса которого
2100 кг).Транспортирование средств контроля возможновкузове
автомобиля, водным,воздушным и железнодорожным транспортом, а в
пределах аэродрома и на небольшие расстояния возможнабуксировка
их с помощью ТЭИ или других автомобилей и тягачей.
Электропитание комплекса МК-9.12 может осуществляться также и
от штатных (стационарных или подвижных) источников.
Все АКРСимеют единую структуру построения и предусматривают
использование в своем составеунифицированнойсистемыконтроля
(УСК) и посистемных автоматов контроля (ПАК).
УСК выполнена на основе микроЭВМ типа "ЭлектроникаС5-12"и
обеспечивает автоматизированныйконтроль бортовых систем в соот-
ветствии с программами, записанными на ПЛ. Программы разрабатыва-
ются на каждую контролируемую с помощью АКРС систему и имеют свой
порядковый номер (наносится на ПЛ).Перечень программ приводится
в формуляре на МК.
Результаты контроля (порядковый номеррегистрируемогопара-
метра и его отклонение в процентах от 1/2 поля допуска),а также
служебная информация (номер эксплуатирующего подразделения, номер
контролируемого ЛА,номерсистемы контроля и дата контроля) ре-
гистрируются на перфокарте (ПК) с определенным порядковым номером.
Чтение информациисПКосуществляетсяспомощью специального
планшета и таблиц.
Посистемные автоматы контроля (ПАК) управляются с помощью УСК


- 9 -

и используются в составе АКРС дляпреобразованияконтролируемых
сигналов или выдачи специальных сигналов наобъектконтроля.В
качестве ПАК частично используется доработанная КПА.
Структурная схема АКРС представлена на рис.1.
Связь АКРСсбортомЛА и пультом дистанционного управления
(ПДУ) осуществляется через устройство связи.Управлениеработой
всех устройств АКРС обеспечивает аппаратура управления,обработки,
измерения и регистрации (Р1-М).По командам из Р1-М исполнительные
элементы коммутатора измерительных цепей (КИЦ) обеспечивают подк-
лючение цепей контролируемых сигналов (КС) к измерительным входам
Р1-М.Исполнительные элементыкоммутаторастимулирующихцепей
(КСЦ) обеспечивают подключение генераторов к цепямстимулирующих
сигналов (СС).Напульте оператора размещены органы управления,
индикации и вводаинформации.Электрооборудованиеобеспечивает
электропитание потребителей,освещение, обогрев и вентиляцию ап-

--------¬
¦ПДУ¦СПУССКС
L---T---- ¦ ¦ ¦
¦¦ ¦ ¦
- - - - + - - - + - - -¦- - - + - - -¬
¦¦ ¦ ¦
¦ ----+-------+------+------+--¬ ¦
¦ Устройство связи ¦
¦ L---T----------T----------T--- ¦
¦---+--¬¦
¦¦---+ ПАК +--¬¦ ¦
¦¦L------¦¦
¦ - - + - -¦- - - - - -¦- - + - ¬¦
---+----+----¬ -----+----+--¬
¦ ¦¦ К С Ц¦ ¦К И Ц ¦¦¦
L-----T------- L------T------
¦ ¦------+---------------+-----¬¦¦
¦Р1-М ¦
¦ ¦L-------------T--------------¦¦
--------------+-------------¬
¦ ¦¦ Пульт оператора ¦¦¦
L------T-------------T-------
¦ ¦-------+----¬ -----+------¬¦¦
¦электрообо-¦ ¦Ап-ра служ.¦
¦ ¦¦рудование¦ ¦ связи ¦¦¦
L------------ L------------
¦ ¦ УСК¦¦
L - - - - - - - - - - - - - - -
¦АКРС¦
L - - - - - - - - - - - - - - - - - --

Рис.1. Структурная схема АКРС


- 10 -


паратуры. Аппаратура служебной связи предназначена дляподдержа-
ния связи между операторами.
Проведение автоматизированного контроля АТ с применениемап-
паратуры комплексаМК-9.12осуществляетгруппа специалистов из
трех человек:
- оператор 1 - оператор в кабине самолета.Это специалист по
СД, АВ,АО, или РЭО, осуществляющий необходи-
мые для проведения контроля включения бортово-
го оборудования и следящий за показаниями при-
боров;
- оператор 2 - оператор АКРС.Он находится у пультаАКРСи
управляет всем процессом контроля.
- оператор 3 - оператор на внешних работах.Оносуществляет
подстыковку АКРС к самолету и производит внеш-
ний осмотр самолета и регулировки вне кабины.
Перед началом контроля АКРС размещаются у борта ЛА и готовят-
ся к контролю всеми операторами.
Контроль приавтоматическомрежиме проводится по программе,
заложенной в АКРС.Оператор в кабине самолета выполняет операции
по командам-указаниям, выдаваемым на командно-информационное таб-
ло (КИТ) и получаемым по переговорному устройству (СПУ) от назем-
ных операторов.Выполнивиндицируемую на КИТ команду,оператор
путем нажатия кнопки ("КОМАНДА ВЫПОЛНЕНА") на своем пульте управ-
ления даеткомандувунифицированную систему контроля (УСК) на
дальнейшее выполнениепрограммыконтроля.Есликонтролируемая
система исправна,по окончании контроля на пульте оператора АКРС
загорается трафарет "ОБЪЕКТ ИСПРАВЕН" и оператор включаетперфо-
ратор для регистрации результатов контроля.
При выходе контролируемого параметразапределыдопускав
процессе контроля возможен останов программы.В этом случае осу-
ществляется автоматический переход на подпрограмму поисканеисп-
равности, азначениевышедшего за допуск параметра индицируется
на табло пульта оператора.После анализа полученногорезультата
принимается решение о дальнейшем продолжении контроля.
В ручном режиме работы контроляАКРС позволяетосуществлять
подстройку и регулировку контролируемых систем, т.к. в этом режи-
ме на табло пульта оператора можновывестиабсолютнуювеличину
любого из контролируемых в автоматическом режиме параметров.
По окончании процесса контроля информация из массива хранения
служебной информации и массива хранения результата контроля пара-
метров оперативной памяти ЭВМ АКРС выдается на регистрацию. Перфо-
карта с результатами контроля является итоговым документом, в со-
ответствии с которым оценивается техническое состояние ЛА.






- 11 -

 34.  _Средства войскового ремонта

Средства войскового ремонта (СВР) - это совокупность разнооб-
разных машин, механизмов, приспособлений, приборов, инструмента и
производственных помещений,предназначенных для выполнения теку-
щего и среднего ремонта самолета сэксплуатационнымиибоевыми
повреждениями.
Средства войсковогоремонта подраэделяются (в соответствии с
отраслевым стандартом "Средства технического обслуживания самоле-
тов (вертолетов) ОСТ 1.00356-85")на 4 группы:
- подвижные СВР (ПСВР);
- оперативные СВР (ОСВР);
- аэромобильные СВР (АМСВР);
- бортовые СВР (БСВР).
К средствам войскового ремонта предъявляются требования:
- по назначению;
- по радиоэлектронной защите;
- по живучести и стойкости к внешним воздействиям;
- по безопасности, надежностия, удобности эксплуатации и хра-
нения;
- по транспортабельности;
- по стандартизации и унификации, по технологичности;
- по метрологическому обеспечению;
- специальные требования и т.д.

 24.1. 0  _ 2Подвижные СВР ТЭЧ а.п. и ВАРМ

Комплекс ПСВР-это совокупность мастерских,лабораторий и
станций,энергоустановок,средств связи и
управления,предназначенных для выполнения
войскового ремонта и регламентных работ.
С цельюповышениямобильности и боеготов-
ности ПСВР мастерские,лаборатории и станции изготавливаютсяна
базе шасси автомобилей высокой проходимости и прицепов.
В состав ПСВР для ТЭЧ а.п. и ВАРМ входят универсальные и спе-
циализированные мастерские, лаборатории, станции и энергоустанов-
ки. Универсальные - для выполнения ремонта ирегламентныхработ
на нескольких (многих) типах ЛА,а специализированные - на конк-
ретном типе ЛА.
И универсальные, и специализированные мастерские, лаборатории
и станции укомплектовываютсяпостояннымипеременнымсоставом
оборудованияЛА.Постоянным(универсальным) оборудованием мас-
терские комплектует завод-изготовитель.Переменным оборудованием
их комплектуетэксплуатирующаячастьизгрупповых комплектов,
поставляемых вместе с ЛА,и изоборудования,поставляемогопо
нормам табелизации.
Контрольно-ремонтное оборудование (КРО) мастерских, лаборато-
рий истанцийразмещается в блоках-контейнерах,представляющих


- 12 -

собой основные рабочие места (ОРМ) по видам оборудования и с уче-
том ремонтируемыхагрегатов и систем.Кроме того,для удобства
работы вне мастерской (лаборатории, станции) инструмент и приспо-
собления компонуютсяпо видам ремонтных работ в выносные рабочие
места (ВРМ). Оборудование ОРМ и ВРМ размещается в кузове-фургоне,
установленном на шасси автомобиля.
Вспомогательными производственными помещениями всего комплек-
са ПСВРявляются легкотранспортабельные сборно-разборные палатки
и быстровозводимые сооружения воздухоопорного типа.

 2Комплекс ПСВР, использующийся сейчас в авиационных частях для
 2регламентных работ и ремонта,разработан исерийновыпускается
 2примерно с середины 80-х годов. Он включает в себя:
А)  _комплекс подвижных авиаремонтных мастерскихдля слесарно-
 _механических групп (СМГ) . - ПАРМ-2ПМ(ДМ) для самолетов и ПАРМ-12ПМ
(ДМ) для вертолетов, включающий в себя:
- МСМУ-1АМ (2АМ, 3АМ) - мастерские слесарно-механические уни-
версальные;
- МСПУ-АМ - мастерская сварочно-паяльная универсальная;
- МВВ - мастерская по ремонту воздушных винтов (для вертолет-
ных ПАРМ).
Оборудование названныхмастерскихпозволяетвыполнять мно-
жество видов работ:токарные, слесарные, фрезерные, сверлильные,
заточные, шлифовальные,термические, сварочные, клепальные, тро-
созаплеточные, жестяницкие,прессовые, трубозагибочные, разваль-
цовочные, лакокрасочные,швейно-пошивочные,для определения ос-
новных характеристик металлов,для резки, пайки, ремонта сотовых
конструкций икомпозиционных материалов,клейки,вулканизации,
применения заполнительных материалов,для испытаниятрубопрово-
дов, ремонта остекления и др. Мастерские, входящие в состав ПАРМ,
являются универсальными.
Б)  _лабораторииистанции для групп регламентных работ и ре-
 _монта .:
по СД - типа ЛСД-131;
по АВ - типа ЛАВ-АИ1(АИ2),ЛАРВ-АИ(1А),ЛАПР-ПБ(АБ) - соот-
ветственно для авиационного вооружения,авиационного
ракетного вооружения и авиационных прицелов;
по АО: - ЛПУ-1А(2А-5А) - лаборатория приборная универсальная;
- ЛКУ-1А - лаборатория кислородная универсальная;
- ЛЭА-1А(2А-5А) - лаборатория электронной автоматики;
- ЛЭУ-131 - лаборатория по электрооборудованию;
по РЭО-контрольно-ремонтныеавтомобильныестанциитипа
КРАС-АМ (ИМ, ПМ);
Оборудование лабораторийистанций включает в себя наземные
средства контроля демонтированного оборудования, эксплуатационно-
ремонтные пульты,испытательные стенды, инструмент, приспособле-
ния и оснастку для работы с элементной базой блоков и узловсис-
тем, для ремонта БЭС и т.д.


- 13 -

В)  _средства обеспечения войскового ремонта .:
- электростанции (типа ЭСД - электростанция дизельная);
- выпрямительно-преобразовательные установки (ПВПУ);
- гидроустановки (подвижная - ПГУ-210и вспомогательная -
ВГУ-210);
- азотно-воздушная установка (ПАВУ);
- компрессорная установка (ЗИФ-ПР);
- инструментальная раздаточная мастерская (МИР-А);
- легкоразборные помещения (палатки) соборудованиемдля
обогрева, вентиляции, освещения и бытовым оборудованием.
К средствам обеспечения войсковогоремонтаотносятсятакже
подъемно-транспортные средства из состава СНО ОП, вспомогательные
средства из состава СНО СП и монтажно-демонтажные средства.
Г)  _средства связи и управления .:
- подвижный диспетчерскийпункт(ПДП-А),обеспечивающий
телефонную связь, радиосвязь, ГГС,а такжесветовуюи
звуковую сигнализацию;
- радиостанцииипультытелефоннойсвязи и ГГС в кузо-
вах-фургонах.
Транспортная база ПСВР - автомобили ЗИЛ-131.

 2Рассмотрим болееподробно лишь лаборатории для группы регла-
 2ментных работ и ремонта по АО 0.
 _Лаборатории приборныеуниверсальные (ЛПУ-1А - ЛПУ-5А) . разли-
чаются составом переменного комплекта оборудования в соответствии
с конкретным типом ЛА. Постоянное и переменное оборудование лабо-
раторий позволяет производить проверку и ремонт следующихприбо-
ров: - анероидно-мембранных и гироскопических приборов;
- механических манометров;
- приборов систем воздушных сигналов (СВС);
- систем объективного контроля(САРПП-12, Тестер-У3, МСРП-64);
- электрическихи гироскопических приборов различных борто-
вых систем ЛА;
- различных датчиков и указателей бортовых систем ЛА;
- приборов САПС.
В составелабораторийорганизовано4 рабочих места (стенда
для проверки),предусмотрено их демонтирование из кузоваиис-
пользование как автономных РМ с подключением необходимых источни-
ков энергии.В состав лаборатории входит также каркасная брезен-
товая палаткадля организации дополнительных РМ за пределами ла-
боратории.
 _Лаборатория кислородная универсальная ЛКУ-1А . позволяет произ-
водить проверку и ремонт комплектов или частейкомплектовсамо-
летных кислородных приборов и высотного спецснаряжения (ВСС) лет-
чиков. Предусмотрены 3 рабочих местаивозможностьорганизации
дополнительного РМ на выносном столе под тентом, который крепится
к полу лаборатории.Кузов-фургон разделен перегородкой на кисло-
родное и насосное отделения,в каждом из которых размещается со-


- 14 -

ответствующее оборудование и ящики ЗИП.
 _Лаборатории электронной автоматики (ЛЭА-1А - ЛЭА-5А) . различа-
ются составом оборудования в соответствии с типами ЛА.Позволяют
производить проверку и мелкий ремонт САУ, инерциальных и курсовых
систем, гироскопических приборов,автоматов углов атаки и перег-
рузок, навигационных комплексов, блоков ЦВМ, топливомеров, расхо-
домеров и сигнализаторов уровня топлива,комплексных топливо-из-
мерительных систем.
 _Лаборатория по электрооборудованию ЛЭУ-131 . предназначенадля
регламентных работ и ремонта в полевых условиях электрооборудова-
ния ЛА.Она комплектуется постояннымипеременнымкомплектами
оборудования. Постоянный комплект является универсальным для всех
типов ЛА. Переменные комплекты оборудования поступают в авиацион-
ные части вместе с конкретными типами ЛАивключаютсяв состав
лаборатории уже в части.
Постоянное оборудование позволяет производить:
- ремонт электрических жгутов;
- ремонт электромеханизмов;
- измерение токов и проверку переключателей под нагрузкой.
Переменное оборудование лаборатории позволяет проверять:
- энергоузлов,сигнализаторов и датчиков обледенения, свето-
технических и светосигнальных устройств;
- систем сигнализации о пожаре;
- систем кондиционирования кабин ЛА;
- систем управления воздухозаборником;
- агрегатов зажигания и терморегулирования;
- систем поворота крыла.
Лаборатория оборудованаавтономным источником электроэнергии
(6000 Вт) с приводом от поршневого двигателя автомобилчЗИЛ-131.
В лаборатории оборудовано 4 рабочих места в виде блок-контейнеров
(т.е. могут быть использованы и в других помещениях).Естьвоз-
можность оборудованиядополнительногоРМна выносном столе под
тентом, который крепится к борту лаборатории.

Так как поставка в войска комплексов ПСВР отстает от поставок
соответствующих ЛА примерно на 7 - 10 лет, то в настоящее время в
войсках отсутствуют комплексы ПСВР для АТ 4-го поколения (в част-
ности для самолетов МИГ-29 и СУ-27).Войсковой ремонт этих само-
летов производится с использованием существующего комплексаПСВР
(рассмотренного выше), что не всегда эффективно, а иногда вызыва-
ет затруднения.
Однако, ужепринятосовместное решение (ВВС,авиация ПВО и
МАП) о том,что в дальнейшем СВР должны изготавляться ипостав-
лятьсяв войска (для испытаний в составе комплексов СТО ЛА) сов-
местно с самим ЛА, а также о разработке комплекса СВР для самоле-
товМИГ-29 и СУ-27.Головное предприятие,которому поручена их
разработка и изготовление - Московскийконструкторско-производс-
твенный комплекс "Универсал".


- 15 -

Комплекс СВРдлясамолетовМИГ-29 и СУ-27 будет включать в
себя (см. рис. 2.):
- оперативные СВР для МИГ-29 и его модификаций (ОСВР-9.12);
- подвижные авиаремонтные мастерские для СМГ - ПАРМ-3ПМ (ДМ);
- мастерская по ремонту композиционных материалов универсаль-
ная (МКМ-У);
- контрольно-ремонтная лаборатория по войсковому ремонтуаг-
регатов и систем самолета (КРЛ-С);
- контрольно-ремонтная лаборатория по войсковому ремонту дви-
гателя (КРЛ-Д);
- контрольно-ремонтная лаборатория по войсковому ренонту дви-
гателя самолета СУ-27 (КРЛ-Д-99);
- контрольно-ремонтнаялабораториядлявойсковогоремонта
авиационного оборудования самолета МИГ-29 и его модификаций
(КРЛ-АО);
- контрольно-ремонтнаялаборатория для ремонта микроэлектро-
ники самолета МИГ-29 - КРЛ-2МЭ-2М (МЭ-1);
- контрольно-ремонтнаялабораториядляремонта РЭО изд.1ОС
(КРЛ-МЭ-2);
- контрольно-ремонтнаялабораториядляремонта АВ - КРЛ-АВ
(на базе ЛАВ-131).
Транспортная базадлявсехмастерских и лабораторий (кроме
ЛАВ-131) - КАМАЗ-4310 с кузовом-фургоном КМ-4310.


4.2.  _Оперативные СВР
Оперативные средства войскового ремонта предназначены для ос-
нащения личного состава ИАС а.э.,то есть авиационно-технических
отрядов (АТО).В качестве примера рассмотрим ОСВР-9.12, входящий
в состав комплекса СВР,разрабатываемый для самолетовМИГ-29и
СУ-27.
Разработка ОСВР-9.12 началась в 1990годуМосковскимконс-
трукторско-производственным комплексом"Универсал".В настоящее
время изготовлены 2 опытных образца,которые проходятгосударс-
твенные испытания. ОСВР-9.12 представляет собой комплект выносных
рабочих мест в виде переносных чемоданов с инструментом и приспо-
соблениями, размещенных в одном кузове К-1М в нескольких унифици-
рованных блок-контейнерах - основных рабочих местах (ОРМ).
В состав ОСВР-9.12 входят:
- кузов К-1М;
- выносныерабочие места по видам работ,укомплектованные в
блок-контейнеры - основные рабочие места (ОРМ);
- разборно-сборная палатка;
- малогабаритный источник энергии с распределительным пультом;
- автономный источник сжатого воздуха (баллон и шланги);
- связная радиостанция Р-853Б1;
- сварочный пост ПСВУ-120 (размещается вне кузова К-1М).



- 16 -



















































- 17 -

4.3.  _Аэромобильные СВР
Иногда применять подвижные СВР невозможно и (или) нецелесооб-
разно (например, в горной местности на местах вынужденной посадки
вертолетов или на оперативных аэродромах). Поэтому необходимы ма-
логабаритные, автономные по электроснабжению средства,позволяю-
щие перевозить их на транспортных средствахподвижныхремонтных
групп (ПРГ) или выездных ремонтных бригад ВРБ). Такие СВР получи-
ли название аэромобильных (АМСВР).
До настоящеговремениаэромобильныеСВР промышленностью не
производились, а создавались силамиИАСавиационныхчастей.В
последнее время в ряде объединений ВВС проделана работа по разра-
ботке и созданию полностью аэромобильных ТЭЧ ап (для разнойАТ),
различных аэромобильных средств для выполнения регламентных работ
и ремонта, малогабаритных транспортабельных средств подготовки АТ
к полетам и т.д.Кроме того,одним из АРЗ выпускаются комплекты
подвижных контрольно-ремонтных установок (ПКРУ),входящих в сос-
тав аэромобильныхТЭЧвертолетных авиационных полков по группам
вертолета идвигателя (ПКРУ-ВД), авиационного оборудования
(ПКРУ-АО), радиотехнического оборудования (ПКРУ-РТО), авиационно-
го вооружения и десантного оборудования (ПКРУ-АВ и ДО),повероч-
ной станции(ПКРУ-ПС) и слесарно-механической группы (ПКРУ-СМГ).
Все указанныеПКРУвыполненынабазестендов-тележек,стен-
дов-контейнеров, полуприцепов-лабораторий, пультов и т.п.
Инструмент и оборудование, а также комплект расходных матери-
алов подобных АМСВР позволяют выполнять текущий ремонт АТ вне ба-
зового аэродрома достаточно быстро (в течение суток)исмини-
мальными трудозатратами.

4.4.  _Бортовые СВР
Опыт участия авиации в боевых действиях (в Афганистане и др.)
показал, что на случай незначительных повреждений в местах вынуж-
денной посадки или на оперативном аэродроме нужно иметь минималь-
ный запас инструмента и оборудования,а такжерасходныхчастей
непосредственно на борту ЛА. Конструкция ЛА военно-транспортной и
армейской авиации (вертолеты) позволяет иметь такойкомплектна
борту с целью выполнения ремонта силами экипажа.Такие комплекты
инструмента, оборудования и приспособлений,расходных материалов
и запасных частей получили название бортовых СВР (аптечек).
До настоящего времени БСВР промышленностью не производились и
в авиационные части не поставлялись.В 1983 г.указанием ГИ ВВС
был определен примерный состав оборудования и расходныхматериа-
лов бортовыхтехнических аптечек по ремонту вертолетов (перечис-
лять его не будем).
Важную рольиграет подготовка экипажей к проведению ремонта.
Поэтому на борту вертолета предполагалось иметь типовыетехноло-
гические картыустранения боевых повреждений.Контроль качества
выполненного силами экипажа ремонта должен осуществляться при за-
пуске и опробировании двигателя и в режиме висения.


- 18 -


 35. _ Особенности ремонта АТ с боевыми повреждениями

 2Боевые повреждения характеризуются:
- составом поврежденных агрегатов, блоков, узлов и деталей;
- характером повреждения;
- видами повреждений, их размером и количеством.
Обычно учитывают повреждения не толькоотнепосредственного
воздействия средств поражений (бомб, снарядов, ракет и т.п.) но и
вторичные повреждения, возникающие от действия обломков конструк-
тивных элементов, перераспределения нагрузок между силовыми узла-
ми, замыкания в электрических цепях и т.д.
Как уже говорилось, по характеру боевые повреждения, как пра-
вило,комплексные,т.е. одновременно повреждаются ряд агрегатов
(блоков,узлов,деталей) и бортовая электрическая сеть (БЭС). В
среднемиз10-ти поврежденных ЛА на 7-ми из них следует ожидать
повреждения БЭС и на четырех-пяти - повреждений различныхсистем
и блоков оборудования.
Анализ статистических данных по боевым повреждениям итрудо-
затратам на их устранение для отдельных типов ЛА показывает, что:
- наиболее часто повреждаются обшивка планера и БЭС;
- основными работами по восстановлению БЭС являются демонтаж-
но-монтажные работы, пайка и склеивание;
- основнымиработами по восстановлению агрегатов и блоков АО
являются демонтажно-монтажныеи регулировочно-доводочные
работы.
Боевые повреждения в зависимости от степени повреждения ЛАи
работ, потребных для его восстановления, подразделяются на:
- незначительные;
- слабые;
- средние;
- сильные;
- поражения.
Поражения (безвозвратные потери) ЛА - это боевые повреждения,
приведшие к тому,что ремонт ЛА не представляетсявозможнымпо
условиям обеспеченияпрочности его конструкции или нецелесообра-
зен по оперативно-тактическим, экономическим и другим причинам.
Классификация типовбоевыхповрежденийивидов ремонта АО
приведена в таблице 1 (см. ниже).
 2Организация ремонтаАТ в ходе боевых действий должна обеспе-
 2чи 0в 2ать быстрейшее приведение в боеготовое состояние максимального
 2числа ЛА.Приэтомможетобъективно отсутствовать возможность
 2устранения всех неисправностей и повреждений. Поэтому:
- добиваютсяприведения ЛАв такое состояние,прикотором
обеспечивается выполнение конкретной боевой задачи ЛАвсложив-
шихсяусловиях,хотямогут быть отдельные неисправные системы,
блоки или устройства,не влияющие на ее выполнение;
- в первуюочередьнеобходимовосстанавливать ЛА с меньшим


- 19 -

Таблица 1
----T-------------------T---T-------------------T------T--------¬
¦Тип¦ Хар-ка возможных¦Вид¦Типовой состав рем.¦Время ¦Подразде¦
¦б/п¦ б/повреждений АО¦рем¦работ по восст-ю АО¦рем-та¦ ления¦
+---+-------------------+---+-------------------+------+--------+
¦ Н ¦Повреждение крышек ¦ ¦Устранение повреж- ¦Менее ¦ аэ,¦
¦ е ¦люков и съемных па-¦ ¦дений. Ремонт или¦6 час.¦ ТЭЧ ап ¦
¦ з ¦нелей. Повреждения ¦ ¦замена участков¦ ¦ ¦
¦ н ¦легкосъемных трубо-¦ М ¦трубопроводов.Заме-¦ ¦ ¦
¦ а ¦проводов в виде ме-¦ е ¦на агрегатов и бло-¦ ¦ ¦
¦ ч ¦лких пробоин, забо-¦ л ¦ков АО и проверка¦ ¦ ¦
¦ и ¦ин и вмятин. Незна-¦ к ¦работоспособности. ¦ ¦ ¦
¦ т ¦чительные поврежд-я¦ и ¦¦ ¦ ¦
¦ е ¦элементов БЭС. Про-¦ й ¦¦ ¦ ¦
¦ л ¦боины корпусов и ¦ ¦¦ ¦ ¦
¦ ь ¦выход из строя лег-¦ ¦¦ ¦ ¦
¦ н ¦косъемных агрегатов¦ ¦¦ ¦ ¦
¦ о ¦и блоков АО ¦ ¦¦ ¦ ¦
¦ е ¦¦ ¦¦ ¦ ¦
+---+-------------------+---+-------------------+------+--------+
¦ ¦Поврежд-е и разр-е ¦ ¦Устранение повреж-й¦От¦ аэ,¦
¦ С ¦участков БЭС в лег-¦ Т ¦на элементах БЭС.¦6 час.¦ ТЭЧ ап,¦
¦ л ¦кодоступных местах.¦ е ¦Замена поврежденных¦до¦ВАРМ¦
¦ а ¦Поврежд-я и выход¦ к ¦агрегатов и блоков ¦1 сут.¦ ¦
¦ б ¦из строя отд. агре-¦ у ¦АО. При рем-те вы- ¦ ¦ ¦
¦ о ¦гатов и блоков АО¦ щ ¦полняются частичная¦ ¦ ¦
¦ е ¦без потери раб-ти¦ и ¦разборка и демонтаж¦ ¦ ¦
¦ ¦системы в целом. ¦ й ¦агрегатов и блоков ¦ ¦ ¦
¦ ¦¦ ¦АО.¦ ¦ ¦
+---+-------------------+---+-------------------+------+--------+
¦ ¦Нарушение гермет-ти¦ ¦Восст-е гермет-ти, ¦От¦ВАРМ, ¦
¦ С ¦отсеков ЛА, кабины.¦ С ¦замена съемных агре¦1 сут.¦бригады ¦
¦ р ¦Выход из строя уч-в¦ р ¦гатов. Ремонт или¦до¦АРП,¦
¦ е ¦отдельн. систем ЛА,¦ е ¦замена элементов ¦7 сут.¦ ТЭЧ ап ¦
¦ д ¦повр-я агрегатов и ¦ д ¦коммуникаций. Восс-¦ ¦ ¦
¦ н ¦блоков АО, разруш-е¦ н ¦тановл-е и проверка¦ ¦ ¦
¦ е ¦элем-в коммуникаций¦ и ¦раб-ти систем ЛА.¦ ¦ ¦
¦ е ¦систем. ¦ й ¦Наземные и летные¦ ¦ ¦
¦ ¦¦ ¦испытания.¦ ¦ ¦
+---+-------------------+---+-------------------+------+--------+
¦ С ¦ Полный выход из ¦ К ¦Восст-е раб-ти сис-¦Более ¦АРП ¦
¦ и ¦строя отд-х систем ¦ а ¦тем ЛА. Наземные и ¦7 сут.¦ ¦
¦ л ¦ЛА. Последствия вы-¦ п ¦летные испытания.¦ ¦ ¦
¦ ь ¦нужденных посадок с¦ и ¦¦ ¦ ¦
¦ н.¦убранными шасси. ¦ т.¦¦ ¦ ¦
L---+-------------------+---+-------------------+------+---------




- 20 -

объемом ремонтных работ.
Ремонт АТв ходе боевых действий во всех ремонтных подразде-
лениях и частях организуется  2круглосуточно 0,в несколькосменс
цельюмаксимального использования личного состава ИАС и всех на-
личных запасных частей. Технологический процесс ремонта организу-
ется  2в соответствии с "Руководством по ремонту самолетов при бое-
 2вых повреждениях" 1. 0
 2Поврежденная АТпри ремонте проходит следующие основные тех-
 2нологические этапы:
1. Освобождениеотнеразорвавшихсясредствпоражения и их
элементов, наружную очистку,удаление осколков и обломков
из отсековплоскостей (с участием специалистов инженерных
войск и специалистов по АВ).
2. Осмотр,оценка технического состояния,составление ведо-
мостей дефектации (при необходимости проверкасистемпод
нагрузкой).
3. Определение объема разборочных работ дляустраненияпов-
реждений.
4. Выбор метода (способа) ремонта.
5. Обработка поврежденных поверхностей и подготовка ремонтных
деталей, заготовокит.д.
6. Ремонт поврежденных систем, узлов.
7. Комплектация,сборка, инструментальная проверка и регули-
ровка.
8. Контроль качества ремонта, наземные и летные испытания.




 3ТЕМА N 8"ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ"

 3ЗАНЯТИЕ N 1: 0 (2 часа):

 _ 31.Назначение, классификация АО и требования, предъявляемые
 _ 3к нему.

Непрерывно возрастаютбоевыекачества ЛА и совершенствуются
их тактико-технические характеристики. Это в значительной степени
определяется характеристиками установленного на ЛА комплекса обо-
рудования и вооружения,которые существенно влияют набоеготов-
ность, надежность и эффективность боевого применения ЛА. Комплек-
сирование систем оборудования ЛА вызываетнеобходимостьвсов-
местной эксплуатации оборудования различными специалистами.Так,
например, специалист по СД должен также хорошо знать автоматичес-
киеи автоматизированные системы управления ЛА и его силовой ус-
тановкой, а специалист по РЭО - системы навигации, электроснабже-
ния и т.д.

 2К авиационному оборудованию (АО) относится следующее оборудо-
 2вание ЛА:
- электрооборудование;
- электрические и электронные системы и устройства управления
силовыми установками;
- электронная автоматика АО;
- приборное оборудование;
- кислородное оборудование;
- защитное снаряжение летчика;
- фотографические и тепловые средства разведки и поиска;
- специальные (нерадиотехнические) средства поиска подводных
лодок;
- бортовые средства автоматизированного контроля;
- бортовые устройства регистрации полетных данных общего
назначения.

 2Основные функции, выполняемые АО:
- производство, преобразование и распределение электрической
энергии на ЛА;
- улучшение пилотажных свойств ЛА, обеспечение полетов в СМУ;
- автоматическое и автоматизированное управление ЛА и отдель-
ными системами ЛА;
- контроль основных параметров режима полета, работы силовых
установок и отдельных систем ЛА;
- определение навигационных параметров и производство навига-
ционных расчетов;
- создание комфортных условий для экипажа;
- выполнение воздушного фотографирования.


- 2 -


Важность и сложность функций,выполняемых АО, а также специ-
фичность условий его эксплуатации являются причинами предъявления
к нему весьма высоких требований. 2Основными требованиями, предъ-
 2являемыми к АО, являются:
- обеспечение наиболее полного и эффективногоиспользования
Л.Т.Х. ЛА в условиях боевого применения;
- высокаянадежностьибезотказностьфункционированияв
условиях иэменяющихсяпараметроватмосферы,воэдействия
вибраций, перегрузок;
- минимальное время приведения в боевое состояние;
- удобство и простота эксплуатации;
- минимальная масса и габариты;
- приспособленность оборудования для автоматического контро-
ля его технического состояния;
- унификация деталей, узлов и агрегатов и т.д.

Обеспечить выполнение данных требований очень непросто в свя-
зис тем,что  2оборудование ЛА работает в условиях 0,значительно
отличающихся от условий,в которых действует наземное оборудова-
ние.  2Эти условия являются весьма сложными и тяжелыми.

 2С увеличением в 0ы 2соты полета ЛА:
- изменяетсятемпература атмосферного воздуха - уменьшается
на 6,5 С на каждый километр, аначиная с 11км и примерно
до 35км мало изменяется, составляя около -50 С;
- уменьшается атмосферное давление:на высоте 12км давление
в 6 раз меньше,чем у поверхности земли, а на высоте 20км
- в 16раз;
- уменьшаетсяплотностьвоздуха:на высоте 12км плотность
воздуха в 4 раза меньше, чем у поверхности земли, а на вы-
соте 20 км - в 14 раз;
- уменьшается влажность воздуха (содержание в воздухеводя-
ных паров), а при высотах более 10км водяные пары в воздухе
почти полностью отсутствуют;
- увеличиваетсяэлектропроводность воздуха из-за уменьшения
плотности и увеличения интенсивности ионизации воздуха под
действием космическихлучейиультрафиолетовыхлучей
Солнца.

При полетах на больших скоростях,превышающих скорость звука
поверхность ЛА и воздух внутри ЛА нагреваются вследствие сильного
сжатия воздуха в пограничном слое.Например, если средняя темпе-
ратура обшивки ЛА на высотах порядка 20км при скорости, соответс-
твующей М=1, составляет около 20 С, то при скорости полета, соот-


- 3 -

ветствующей числу М=2, она может достигать 200 С.
Изменения режимов полета ЛА,работы силовой установки приводят
к изменению положения оборудования в пространстве и появлению ме-
ханических сил, действующих на оборудование ЛА:
- ударные силы при взлете и посадке;
- силы инерции (перегрузка) - до 10gи более;
- вибрация с частотой 0,5-2000 Гц и амплитудой до 2,5 мм.

На ЛА присутствуют различные агрессивные среды (пары топлив,
масел и т.д.).
Изменение в таких широких пределах физических свойств окружа-
ющего воздуха, механические силы, а также присутствие агрессивных
сред оказывают значительное влияние на работу оборудования ЛА.
Например, изменениетемпературывызывает изменение электри-
ческого сопротивления проводов (в 1,5 раза),емкости аккумулято-
ров, вязкости смазочных веществ, геометрии деталей и узлов, меха-
нической прочности материалов и т.д.С изменением температурыи
плотностивоздуха значительно меняются условия охлаждения обору-
дования (на больших высотах условия охлаждения значительноухуд-
шаются).Изменение плотности, вязкости и электропроводности воз-
духа значительно влияет на условия коммутацииэлектрическихма-
шин,продолжительность горения электрической дуги, сопротивление
изоляции и т.д.
Поэтому для обеспечения выполнения требований,предъявляемых
к АО применяются специальные конструктивные решения, используются
специальные материалы и особые технологии производства оборудова-
ния.Необходимо иметь в виду,что установленные сроки службы АО
ЛА более короткие, чем сроки службы наземного оборудования.


2. _ 3ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕЛА.

 2Все электрическое оборудование ЛА в зависимости от назначения
 2можно разделить на три основные группы:.
1. Источники электрической энергии, преобразователи,их ре-
гулирующие и защитные устройства.
2. Системы передачи и распределения электрической энергии.
3. Потребители электрической энергии.

 2К первой группе относятся: 0 электрические генераторы постоян-
ного и переменного тока, химичес-
кие источники тока,выпрямители,
трансформаторы, электромашинныеистатическиепреобразователи,
устройства управления, регулирования и защиты источников электри-
ческой энергии.


- 4 -

 2Вторую группу составляют: 0 электрическая бортовая сеть (элект-
рические провода и жгуты), аппара-
тура коммутации, управления и защи-
ты электрических сетей, контрольно-измерительные приборы, монтаж-
ное и установочное оборудование (разъемы,распределительные уст-
ройства, пульты и т.п.).
 2В третью группу входят: 0 различные электроприводы, осветитель-
ныеисветосигнальныеустройства,
противообледенительныеиобогрева-
тельные устройства, противопожарное оборудование.
Следует отметить, что потребителями электрической энергии яв-
ляется и другое оборудование, входящее в понятие авиационное обо-
рудование (но не относящееся непосредственно кэлектрооборудова-
нию):системы управления самолетом, вычислительные машины, конт-
рольно-измерительная аппаратура и приборы (термометры, тахометры,
топливомеры,компасы и т.п.), различные гироскопические устройс-
тва и т.д. А также - радиоэлектронное оборудование ЛА и его комп-
лекс вооружения.
Сейчас ставится задача перед разработчиками авиационной тех-
никиреализоватьконцепциюсамолетас полностью электрическим
оборудованием (СПЭО), т.е. практически полностью исключить приво-
ды, использующие гидравлическую и пневматическую энергию (на сов-
ременных самолетах для приводаоргановуправления,механизации
крыла,взлетно-посадочныхустройстви в других случаях,когда
требуются большие усилия, применяются гидроприводы). Это обуслов-
ленотем,что  2электрическая энергия имеет преимущества перед дру-
 2гими видами энергии при использовании на ЛА:
- возможностьлегкой передачи и распределения электрической
энергии между потребителями, легкой трансформации в другие
виды энергии;
- возможность автоматизации электроэнергетическихустройств
и систем, простота сопряжения с БЦВМ;
- высокая живучесть;
- простота резервирования и др.

В настоящее время мощность источников электрической энергии,
устанавливаемых на тяжелых самолетах достигает 800 кВт, протяжен-
ность проводов бортовой электрической сети составляет сотни кило-
метров, а количество электрических устройств и агрегатов достига-
ет нескольких тысяч.


3. _ 3АВИАЦИОННЫЕ ГЕНЕРАТОРЫ.

Основнымиисточникамиэлектрическойэнергии на ЛА являются


- 5 -

электрические генераторы.Они преобразуютмеханическуюэнергию
вращения в электрическую.Принцип действия авиационных генерато-
ров аналогичен общепромышленным. Авиационные генераторы имеют не-
которые конструктивные особенностииособенности характеристик.
Отличительной чертой авиационных генераторов является ихвысокая
удельная мощность(до3,3кВт/кг),т.е.отношение мощности к
массе.Этот показатель у авиационных генераторов в 6-10 развыше,
чем у общепромышленных. Это достигается за счет повышенных частот
вращения генераторов (n = 4000:12000 об/мин),применения высоко-
качественных электротехническихматериалов с высокой степенью их
использования (повышенные плотности токов , повышенные
тепловые нагрузки), использования эффективных систем
охлаждения. Но срок службыавиационныхгенераторовзначительно
снижается, составляя до 3000ч,в то время как у общепромышленных
генераторов он исчисляется десятками лет.
Важным приэксплуатациигенераторов является вопрос их ох-
лаждения,т.к. мощность которую можно получить от генератора при
длительнойего работе в основном определяется количеством тепло-
вых потерь,отводимых от него, т.е. степенью его охлаждения. Ох-
лаждение генераторов при полетах ЛА на сравнительно небольших вы-
сотах и дозвуковых скоростях осуществляется путемпродувачерез
них встречного потока забортного воздуха.Воздух поступает в ге-
нератор через специальный входной патрубок.Для охлаждения гене-
раторапри его работе на земле на валу генератора имеется венти-
лятор (осуществляет самовентиляцию).Но в этом случае (из-за не-
достаточнойэффективностиохлаждения) от генератора можно полу-
чить мощность не более 30% от номинальной при его работе не более
30 минут.
На большихвысотах полета интенсивность охлаждения уменьша-
ется вследствие сниженияплотностии,следовательно,весового
количества воздуха, прогоняемого через генератор,атакже
вследствие снижения коэффициента теплоотдачи его нагретых частей.
Также уменьшается интенсивность охлаждения с увеличением скорости
полета (при сверхзвуковых полетах),т.к. из-за аэродинамического
нагрева при торможении воздуха в вентиляционной системе генерато-
ра температура охлаждающего воздуха значительно повышается.Поэ-
тому генераторы ЛА, эксплуатирующиеся на больших высотах полета и
больших сверхзвуковых скоростях, имеют специальные системы охлаж-
дения: масляную, воздушно-испарительную и др.
В воздушно - испарительной системе охлаждения воздушныйпо-
ток используется для транспортировки хладоагента (спирто - водная
смесь) в генератор в дисперсном состоянии.В генераторехладоа-
гент распыляется,иобразуется тонкая пленка на поверхности ак-
тивных элементов генератора,которая, испаряясь, охлаждает гене-
ратор.


- 6 -

На ЛА используются генераторы постоянного и переменного тока
(в зависимости от выбранной системы электроснабжения). Генераторы
постоянного тока имеют в своем составе щеточно-коллекторныйузел
(механическийвыпрямитель) на основе подвижных контактных соеди-
нений.Наличие щеточно-коллекторного узла (механического контак-
та)снижаетнадежность работы генератора (особенно при высотных
полетах), увеличивает трудозатраты на обслуживание генератора, не
позволяет повысить напряжение генератора (принято U = 28,5В).
На новых ЛА применяются так называемые бесконтактные генера-
торы постоянного тока, которые вместо щеточно - коллекторного уз-
ла снабженыполупроводниковымвыпрямителем(полупроводниковыми
диодами).Это позволяет исключить основные недостатки,присущие
щеточно - коллекторным генераторам.
Генераторы переменного тока выполняютсябесконтактными.
Рассмотрим принцип работы генератора переменноготокатипаГТ.
Это,так называемый, генератор с вращающимися полупроводниковыми
выпрямителями.Для обеспечениябесконтактностииавтономности
возбужденияэтот генератор выполнен в виде агрегата,состоящего
из подвозбудителя, возбудителя и основного генератора (рис.1).




















Подвозбудитель предназначендляобеспечения автономности
возбуждения генератора, иеговозбуждениеосуществляетсяот
постоянных магнитов,выполненных в виде "звездочки", расположен-
ной на роторе.
При вращении ротора в трехфазной якорной обмотке подвозбуди-
теля наводится переменная э.д.с.и возникает переменный ток, ко-


- 7 -

торый выпрямляется в регуляторе напряжения (всоставгенератора
не входит)ипротекаетпообмотке возбуждения возбудителя.В
якорной обмотке возбудителя возникает э.д.с.,протекает ток, ко-
торый выпрямляетсяиподаетсяна обмотку возбуждения основного
генератора, и в трехфазной обмотке якоря основного генератора на-
водится наводится переменная э.д.с.
Авиационные генераторы приводятся во вращение от авиационных
двигателей через редукторы.Приводы генераторов постоянного тока
представляют собой обычные механические редукторы. В связи с тем,
что частотавращенияавиационных двигателей не постоянна, а за-
висит от режима их работы (малый газ, максимал, крейсерский режим
и т.д.), то и генераторы постоянного тока вращаются не с постоян-
ной частотой,а имеют определенный диапазон частот вращенияпо-
рядка 4000-9000об/мин(генераторы с расширенным диапазоном
частот вращения).
Генераторы переменного тока для того,чтобы частота тока на
их выходе была стабильной, должны иметь постоянную частоту враще-
ния. Поэтомумежду авиационными двигателями и генераторами пере-
менного токаустанавливаютсяспециальные приводы постоянной
частоты вращения(ППЧВ),иногда называемые приводами постоянной
скорости (ППС).
ППЧВ представляет собой устройство, имеющее входной и выход-
ной валы и систему стабилизации частоты вращениявыходного вала.
Таким образом, генератор переменного тока, сочлененный с выходным
валом ППЧВ,имеет постоянную частоту вращения.ППЧВ бывают(по
виду использующейся в них промежуточной энергии) гидравлическими,
пневматическими, электромеханическими, механическими.
На ЛА,взависимостиотихтипа и мощности потребителей
электрической энергии, может устанавливаться различное количество
генераторов (от 1 до 12) различной мощности.
В настоящее время на ЛА наиболее широко применяютсяследую-
щие типыгенераторов.Генераторыпостоянного тока:типов ГСР,
ГСБК, мощностью Р = 3:24 кВт, напряжение 28,5 В.

Буквы в обозначении генераторов означают:
Г- генератор;
С- самолетный;
Р- с расширенным диапазоном частот вращения;
БК - бесконтактный.
Цифры вмаркировке генератора означают его номинальную мощ-
ность в киловаттах. Например, ГСР-18 - генератор мощностью 18 кВт.
Если в маркировке генератора присутствует буквосочетание СТ,
то это означает,что данный генератор может использоваться в ре-
жиме стартера (стартер-генератор), т.е. в режиме электродвигателя.
Используется принцип обратимостиэлектрическихмашин:электри-


- 8 -

ческий генератор может работать в качестве электродвигателя и на-
оборот. Режим стартера применяется при запуске авиадвигателядля
раскрутки егоротора.Пример:ГСР-СТ-12/40 - стартер-генератор
мощностью 12 кВт в генераторном режиме и 40 кВт в стартерномре-
жиме.
Генераторы переменного тока применяются синхронные мощностью
от 4 до 120 кВА типов ГТ,ГО и др.
Г - генератор;
Т - трехфазный;
О - однофазный.
Например, ГТ-30 - генератор трехфазный мощностью 30 кВА.
Частота тока на выходе генераторов принята 400 Гц,а напря-
жение - 208/120 В (линейное/фазное).


4. _ 3АВИАЦИОННЫЕ АККУМУЛЯТОРНЫЕ БАТАРЕИ.

Авиационные аккумуляторные батареи (АБ) по назначению делятся
на бортовые и аэродромные.
 2Бортовые АБ (находятся на борту ЛА) предназначены для:
- питания основных потребителей в полете при выходе из строя
генераторов постоянного тока, т.е. используются в качестве
аварийного источника постоянного тока;
- питания систем запуска при автономном запуске авиадвигате-
лей.
 2Аэродромные АБ (находятся на аэродроме) предназначены:
- для питания потребителей электроэнергии ЛА на земле при их
проверках;
- для питания систем запуска при неавтономном запуске авиа-
двигателей.
АБпредставляет собой несколько последовательно электрически
соединенных аккумуляторов,находящихся в одном корпусе. Соедине-
ние аккумуляторов в батарею необходимо для того, чтобы обеспечить
заданный уровень напряжения (24 в).
Аккумуляторявляется химическимисточникомэлектрической
энергии (ХИЭЭ),т.е.устройством,в котором химическая энергия
активных веществвовремяреакции превращается в электрическую
энергию. Принципдействияаккумулятораоснованна обратимых
окислительно-восстановительных реакциях его активных веществ. Ак-
тивные вещества аккумулятора находятся на положительном и отрица-
тельном электродах-проводникахпервого рода и в электролите-про-
воднике второго рода.Электроды, помещенные в электролит, приоб-
ретают электрические потенциалы,обусловленныеэлектрическими
свойствами веществ электродов и электролита.
Призамыканииэлектродоваккумуляторана внешнюю нагрузку


- 9 -

происходит процесс преобразования активных веществаккумулятора,
и понагрузке протекает ток - аккумулятор разряжается.При про-
пускании через аккумулятор постоянного тока от внешнего источника
в направлении, противоположном разрядному току,происходит
восстановление активных веществ, т.е. заряд аккумулятора. Аккуму-
ляторы допускают многократное число циклов разряда-заряда.
Аккумуляторы (и аккумуляторные батареи)характеризуютсяря-
дом параметров,основнымииз которых являются:электродвижущая
сила, напряжение, внутреннее сопротивление, емкость, удельные ем-
кость и энергия, саморазряд, срок службы.
Наиболееспецифичной характеристикойаккумулятораявляется
емкость. Разрядная емкость - это количество электричества,отда-
ваемое аккумулятором при разряде:

, А ч

где:- ток разряда;
- время разряда.
Разряднаяемкость зависит от температурыэлектролита,раз-
рядного тока и конечного разрядного напряжения.
Саморазряд - бесполезнаяпотеря емкости,обусловленная про-
теканием самопроизвольныхпроцессов в аккумуляторе при разомкну-
той внешней цепи.Т.е.при храненииаккумулятораегоемкость
уменьшается.
В качествеавиационных АБ наиболее широко применяются сереб-
ряно-цинковые, никель-кадмиевые и свинцовые.Название АБ опреде-
ляется химическим составом применяющихся активных веществ.Сово-
купность активныхвеществ аккумулятора называется его электрохи-
мической системой,для обозначения которой принятомеждудвумя
вертикальными чертамиписатьхимическую формулу электролита,а
слева и справа - химические формулы активныхвеществэлектродов
до разряда(справа- отрицательного электрода,слева - положи-
тельного).
Электрохимическая система серебряно-цинковых АБ имеет вид:

(+) АgО ¦ КОН ¦Zn (-),

где: АgО - оксид серебра;
Zn- цинк;
КОН - водный раствор гидрата окиси калия плотностью
j=1,47 г/см .
Батареи этого типа имеют самые высокие удельные показатели,т.е.
это самые легкие АБ.
 2На 0  2 самолете МИГ-29 устанавливаются две серебряно-цинковые АБ
 2типа 15-СЦС-45, где:


- 10 -

 2СЦС - серебряно-цинковая, самолетная;
 215- количество аккумуляторов в батарее;
 245- номинальная емкость (А ч).
Масса такой батареи 17,7 кг, максимальный ток разряда 750 А, тех-
нический ресурс - 1,5 года.
Электрохимическая система свинцовых АБ имеет вид:
(+) PbO¦ H SO¦ Pb (-),

где: PbO - перекись свинца;
Pb- свинец;
H SO- водный раствор серной кислоты плотностью
j=1,285 г/см .
 2На вертолете МИ-24 устанавливаются двеАБтипа12-САМ-28,
где САМ - стартовая, авиационная,моноблочная. Масса АБ - 28,5 кг.
В качествеаэродромныхАБприменяются свинцовые типов
12-АО-50, 12-АСА-140 емкостью, соответственно, 50 и 140 А ч.


5. _ 3ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИЭЛЕКТРИЧЕСКОЙЭНЕРГИИ.

Преобразователиэлектрическойэнергииявляютсявторичными
источниками электрической энергии.Они преобразуют электрическую
энергиюсоднимипараметрами в электрическую же энергию,но с
другими параметрами. Параметрами электрической энергии, подверга-
ющимися преобразованию (изменению), могут быть: род тока, уровень
напряжения,частота тока,число фаз и т.п. Один преобразователь
можетизменять один или несколько параметров электрической энер-
гии.На ЛА преобразователиприменяютсядляпитанияотдельных
групппотребителей,требующих для своего функционирования пара-
метры электрической энергии,отличные от тех, которые выдают ос-
новные (первичные) источники,т.е.генераторы.Преобразователи
могут применяться также в качестве резервных источниковэлектри-
ческой энергии.
Наиболеечастоиспользуютсяпреобразователиродатокаи
уровня напряжения: инверторы, выпрямители, трансформаторы. Инвер-
торы, т.е.преобразователи постоянного тока в переменный, выпол-
няются электромашинными или статическими.Электромашинный преоб-
разователь представляет собой агрегат, состоящий из электродвига-
теля постоянноготокаи синхронного генератора переменного тока
(иногда нескольких генераторов),имеющих общий вал.Приподаче
постоянного токанаэлектродвигательон начинает вращать общий
вал преобразователя, и на выходе генератора преобразователя появ-
ляется напряжение переменного тока.Электромашинные преобразова-
тели имеют в своем составе системы запуска преобразователя,ста-
билизации напряжения и частоты тока.


- 11 -

 2На самолете  0  2МИГ-29 в качестве резервного источникаперемен-
 2ного токаприменяетсяэлектромашинныйпреобразователь
 2ПТО-1000/1500 М 0,имеющий два генератора переменного тока:трех-
фазный и однофазный, и, соответственно два выхода. Он преобразует
постоянный ток напряжением 27В в переменный трехфазный напряжени-
ем 37Вчастотой400Гци переменный однофазный напряжением 120В
частотой 400Гц. Мощность трехфазной части преобразователя состав-
ляет 1000 В А, однофазной 1500 В А.
Статические инверторывыполняются на основеполупроводнико-
вых приборов (транзисторов).
Выпрямительные устройстваобычно имеют в своем составе пони-
жающий трансформатор и полупроводниковые выпрямительные диоды. На
вертолете МИ-24 устанавливаются два выпрямительных устройства ти-
паВУ-6 мощностью по 6 кВт.


6. _ 3РЕГУЛИРУЮЩАЯАППАРАТУРА ИСТОЧНИКОВ
 _ 3ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ.

Дляобеспечениянеобходимого качества электрической энергии
совместно с ее источниками работает регулирующая аппаратура,ко-
торая стабилизируетпараметры электрической энергии.Так,сов-
местно с генераторами постоянного тока работают регуляторы напря-
жения, асгенераторамипеременноготока-еще и регуляторы
частоты (также входят в состав электромашинных преобразователей).
Рассмотримпринциппостроения систем регулирования напряже-
ния генераторов. Напряжение на выходе генератора постоянного тока
определяется следующей зависимостью:


где:Е - э.д.с генератора,
Iя- ток якоря (нагрузки),
Rвн - внутреннее сопротивление генератора,
к - коэффициент, определяемый внутренними параметрами гене-
ратора,
 7w 0 - частота вращения генератора.
Фм- магнитный поток возбуждения.

Аналогичнаязависимость присуща и выражениюдлянапряжения
генераторов переменноготока.Ток якоря (нагрузки) генератора и
его частота вращения (если нет ППЧВ) при работе на ЛАизменяются
в широкихпределах: Iя может изменяться от 0 до 1,5 Iном; 7w 0 - в
2,5 раза. Поэтому напряжение генератора (если нет регулятора нап-
ряжения) такжеможет изменяться в широких пределах:порядка в 4
раза.


- 12 -

Понятно, чтобольшинствопотребителей не может функциониро-
вать при таких изменениях напряжения. По ГОСТу должно быть

Uг = Uном + 2%
Изприведенного выше уравнения следует,что для регулирова-
ния напряжениянеобходимо воздействовать на магнитный поток воз-
буждения. Обычно это воздействие осуществляется посредством изме-
нения тока в обмотке возбуждения генератора.
Структурнаясхема системы регулирования напряжения генерато-
ра показанана рис.2.




------¬U
¦Г+--------------------------T---------------------
L--T--- ¦
¦ ¦
- - + - - - - - - - - - - - - - - + - - - - - - - ¬
¦-- -¦- - - - - -¬
¦ ¦ ¦
---+--¬ ¦ ---- Uэт ¦
¦¦ ИУ¦¦
L--T--- ¦ ¦¦
¦ ¦ U----¬¦U ¦
L---------------+ У +-----+----¦
¦L----ЧЭ¦
L - - - - - - - -
¦¦
РН
L - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -

Рис.2

Собственно регуляторнапряжениясостоит изчувствительного
элемента (ЧЭ), усилительного звена (У) и исполнительного устройс-
тва(ИУ).Объектрегулирования-генератор(Г)и регулятор
(РН) охвачены жесткой обратной связью. Работа системы регулирова-
ния заключается в следующем.Текущее значения напряжения генера-
тора Uг постоянно подается в ЧЭ,гдесравниваетсясэталонным
значением Uэтал. Если разностный сигнал 7  0U = Uг - Uэтал  7  0отличен
от 7  0нуля, то он усиливается и подается на ИУ, которое воздействует
нагенератор (на ток обмотки возбуждения генератора) таким обра-
зом, чтобы обнулить разностный сигнал  7 0U.
Элементной базойсовременных регуляторов напряжения являются


- 13 -

полупроводниковые приборы: транзисторы, тиристоры.



7. _ 3АППАРАТУРА УПРАВЛЕНИЯ И ЗАЩИТЫ
 _ 3ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ.

Аппаратыуправленияи защиты источников электрической энер-
гии выполняют функции управления и защиты.
Функцияуправлениясводится к тому,что источник электроэ-
нергии подключается к самолетной сети только,когда он исправен,
а нагрузка подключается к источнику,когда качество электроэнер-
гии отвечает требуемому.Управление также подразумевает отключе-
ние источника в любой момент времени.
Функциязащиты означаетпредотвращениеразвитияаварийных
режимов вэлектроэнергетической системе.В случае возникновения
аварийного режима аппаратура защиты должна:
- определить место возникновения аварийного режима;
- отключить поврежденный участок электрической системы;
- подключить резерв (если он есть).
Типичнымиаварийными режимами,могущими возникнуть в систе-
мах постоянного тока являются:
- повышение или понижение напряжения (привыходеизстроя
системы регулирования напряжения);
- короткие замыкания.
В системах переменного тока, кроме того, могут быть следующие
аварийные режимы:
- чрезмерное повышение или понижение частоты;
- неравномерность нагрузок по фазам генератора.
Аппаратыуправления и защиты имеют по несколько чувствитель-
ных элементов,которые контролируют необходимое число параметров
электроэнергии, а также устройство логической обработки сигналов,
поступающих с чувствительныхэлементов,котороевырабатывает,в
соответствии с ситуацией,необходимые управляющие воздействия на
исполнительные элементы.
Элементнойбазойбольшинствааппаратов управления и защиты
являются интегральные микросхемы и контакторы.


8. _ 3СИСТЕМЫЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯЛА.

Системаэлектроснабжения ЛА (СЭС ЛА) - это совокупность уст-
ройств для производства,преобразования и распределения электри-
ческой энергии на ЛА.
СтруктураСЭС зависит от типа ЛА, характеристик его оборудо-


- 14 -

вания, уровня научно-технического развития электроэнергетики.
Для примера рассмотрим структурную схему СЭС самолета МИГ-29.
СЭС имеетдва независимых первичных канала: канал постоянно-
го тока и канал переменного тока. (рис.2)






























Основнымисточником электроэнергии постоянного тока является
стартер - генератор ГСР-СТ-12/40.Стартерный режим генератора на
этом самолетенеиспользуется(есть специальный турбостартер).
Генератор приводится во вращение от авиадвигателей АД1, АД2 через
коробку самолетных агрегатов КСА (двойными линиями обозначена ме-
ханическая связь). Совместно с генератором постоянного тока рабо-
тают:
- АЗУ-400 -автомат защиты и управления;
- БРЗ-1 -блок регулирования и защиты.
Напряжение на выходе генератора поддерживается на уровне 28,5 В.
Электроэнергия отгенератора подается на центральное распре-


- 15 -

делительное устройство ЦРУ1 и далее к потребителям (принято,что
назажимах потребителей напряжение составляет 27В).Система од-
нопроводная. Вторым (минусовым) проводом является корпус ЛА.
Параллельнокгенератору постоянного тока подключены две АБ
типа 15 СЦС-45, являющиеся аварийными источниками постоянного то-
ка. Вслучаевыхода из строя генератора он отключается от само-
летной сети (при помощи АЗУ), и наиболее ответственные потребите-
ли запитываютсяотАБ.ЕмкостиАБ хватает на 20 минут полета.
Напряжение на АБ принято равным 24В.Это сделано для того, чтобы
при нормальном режиме работы системы осуществлялся подзаряд АБ от
генератора, и их емкость была максимальной.

В канале переменного тока установлены:
- ГТ-30 - синхронный трехфазный генератор;
- ГП- гидропривод ППЧВ;
- К- силовой контактор;
- БРН-120 - блок регулирования напряжения;
- БЗУ СП376 - блок защиты и управления;
- Тр-1,5/0,2- трансформатор - преобразует трехфазное нап-
ряжение 200/115Вв трехфазноенапряжение
36В.
- ПТО-1000/1500М - электромашинный преобразователь -резерв-
ный источник переменного тока;
- ГТДЭ- турбостартер.
Вслучае выхода из строя генератора переменноготокаособо
ответственные потребителизапитываютсяотпреобразователя ПТО,
т.е. канал постоянного тока частично резервирует канал переменно-
го тока. При нормальном режиме работы преобразователь ПТО работа-
ет на холостом ходу (нагрузка к нему не подключена).
Дляподключения наземныхисточниковэлектроэнергиипре-
дусмотрены штепсельные разъемы аэродромногопитанияШРАП-500и
ШРАП-400. Соответственно,первый-дляподключенияисточника
постоянного тока,второй - для подключения трехфазного источника
переменного тока.


9. _ 3СИСТЕМЫ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ
 _ 3ЭНЕРГИИ.

Системойраспределения электрической энергии называетсясо-
вокупность устройств,передающих электрическую энергию от источ-
ников к потребителям.
 2Система  0  2распределения электроэнергии включает в себя следую-
 2щие элементы:
- электрическую сеть (провода, шины);


- 16 -

- коммутационную аппаратуру (выключатели, реле, контакторы);
- аппаратуру защиты сети;
- приборы контроля качества электрической энергии (вольтмет-
ры, амперметры, частотомеры и т.п.);
- монтажно-установочное оборудование (сетевые и штепсельные
разьемы, распределительные устройства и т.п.).
На всех ЛАэлектрическая энергия от источников сначалапод-
водится к шинам центральных распределительных устройств (ЦРУ),а
далее, в зависимости от типа и назначения ЛА,принятой структуры
СЭС, требованийпо надежности передается или через промежуточные
распределительные устройства (РУ), или непосредственно к потреби-
телям.
К проводам,применяемым на ЛА, предъявляютсявысокие требо-
вания в отношении их электрических свойств, диэлектрической и ме-
ханической прочности,теплостойкости истойкостикхимическим
воздействиям топлива, масла и т.п.
Длямонтажа электрических сетей используют многожильные мед-
ные и алюминиевые провода.Алюминиевые провода легче медных, они
менее дефицитны и менее дороги, но их труднее подсоединять, и они
имеют меньшую механическую прочность.
Медныепровода изготовляют сечением 0,35 - 95 мм , алюминие-
вые - 35 - 95 мм .
Выбор площадисечения проводов производится в зависимости от
силы проходящего по ним тока.
Дляудобства монтажа электрическиепроводагруппируютсяв
жгуты, которые обычно прокладываются в специальных коробах откры-
того или закрытого исполнения. Жгуты крепят к стенкам кабин или
фюзеляжа специальными хомутами. В цепях, создающих сильные радио-
помехи, используют провода с металлической оплеткой-экраном.
Все проводаимеютбиркиснанесенной на них маркировкой.
Оборудование ЛА разбито на группы,каждая изкоторыхимеет
буквенное обозначение. Маркировка проводов буквенно-цифровая, по-
казывающая принадлежность провода к группе оборудования,к конк-
ретному агрегату, к конкретной клемме агрегата.
Провода изготавливаются вобычном и теплостойкомисполнени-
ях длясистемнизкого и высокого напряжений.Изоляция проводов
может быть различной (лакоткань,полиэтилен, фторопласт, стекло-
асбест и др.), часто многослойной.
Типичные марки проводов:БПВЛ,ПТЛ,БИФ, БИН и др.Если в
обозначении типа провода присутствует буква "А",то провод имеет
алюминиевую жилу,если букву "Э", то провод экранированный. Нап-
ример, БСАЭ.
К аппаратам защиты сетиотносятся плавкиепредохранителии
биметаллические автоматы защиты сети.Эти аппараты предназначены
для отключения участков сети в случае возникновения в них токовых


- 17 -

перегрузок или коротких замыканий.
Плавкимипредохранителяминазываютэлектрические аппараты,
имеющие плавкий элемент. Этот элемент (медная, серебряная, цинко-
вая проволока или пластина) плавится при прохождении по немуто-
ка, силакоторогопревышаетноминальную,и при этом разрывает
цепь, в которую он включен.
Плавкиепредохранители имеют малыегабаритныеразмеры,
просты по конструкции и достаточно надежны в работе. Их недостат-
ки: одноразовость действия,большой разброс параметров (и невоз-
можность их проверки), трудозатраты при замене.
Биметаллические автоматызащиты сети являются и защитными, и
коммутационными аппаратами (выключателями). Их основным элементом
является биметаллическаяпластинаиз двух металлов,обладающих
различным коэффициентом линейного расширения, по которой проходит
ток защищаемой цепи. Как только сила тока недопустимо возрастает,
пластина нагревается, оба металла расширяются по разному, пласти-
на изгибаетсяиразмыкает контакты цепи.Такие автоматы бывают
типов АЗР, АЗС, АЗК-1 (кнопочные) и др. Цифра в обозначении авто-
мата указывает ток в амперах,на который он рассчитан. Например,
АЗС-5, АЗР-15.
Из большойноменклатурымонтажно-установочного оборудования
можно выделить,как наиболеечастовстречающиеся,штепсельные
разъемы-электрические соединители.Они позволяют производить
быстрое одновременное соединение или отсоединениемногопроводных
жгутов, подсоединять устройства, агрегаты и т.д.
Комплект разъема состоит из колодки и вставки.Электрическое
соединениеколодкиивставкиосуществляетсяконтактамитипа
штырь-гнездо, к хвостовой части которых припаиваются провода. Ме-
ханическоесоединениеобеспечиваетсянакидной гайкой,которая
контрится во избежание самоотвинчивания.Типы разъемов: ШР, СШР,
ШРГ и др.(Г - герметичный).Есть разъемы типа СНЦ, имеющие байо-
нетное (штыковое) соединение (а не накидную гайку).Байонетное со-
единение осуществляется быстрее, чем резьбовое.


 3ТЕМА N 8: "ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ЛА"

 3ЗАНЯТИЕ N 2 0 (Гр., 2 часа).


 31. _ Авиационный электропривод.

На современных ЛА имеется большое количество различных испол-
нительных механизмов и агрегатов, функционирование которых связа-
но с затратами механической энергии.В качестве источников меха-
нической энергии используютсягидравлические,пневматическиеи
электрическиеприводы.Наиболееуниверсальнымиз них является
электрический привод (ЭП).Он может быть основным источником ме-
ханической энергии или входить в качестве управляющего устройства
в приводы другого вида.

Основными элементами ЭП являются (рис. 1):

-------¬ -------¬
¦ИЭ¦ ¦ИМ¦
L--T---- L--T----
¦¦
- - - + - - - - - - - - - - - - - + - - - ¬
---+---¬ -------¬ ---+---¬
---+--+УУ+------+ПЭ+------+СП¦ ¦
L--T---- L------- L--T----
¦¦
¦ --------¬ ¦
¦L - - - -+ДОС+- - - -¦
L--------
L - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -

Рис.1.

- преобразователь электрической энергии в механическую (ПЭ);
- источник энергии (ИЭ);
- система передачи (СП);
- исполнительный механизм (ИМ);
- управляющее устройство (УУ);
- датчик обратной связи (ДОС).

В зависимости от типа ПЭ различают электродвигательный привод
(на базе электродвигателей различныхтипов)иэлектромагнитный
привод (на базе электромагнитных устройств).Электродвигательный
привод широко применяется во всех видах оборудования ЛА(насосы,
устройства механизации планера и шасси,системы запуска и т.д.).


- 2 -

Электромагнитный привод используется на ЛА для управления гидрав-
лическими и пневматическими устройствами (электрокраны, электрок-
лапаны),а также он являетсяосновнымэлементомпереключающих
устройств (реле, контакторы).
В авиационном ЭП широкое применение находятэлектродвигатели
постоянного тока. Магнитный поток возбуждения может создаваться с
помощью постоянных магнитов или специальных обмотоквозбуждения,
располагаемых на полюсах.
В зависимости от способа включения обмоток возбуждения разли-
чают электродвигатели:независимого возбуждения,параллельного,
последовательного и смешанного возбуждения.
Электродвигатели с постоянными магнитами, а также независимо-
го и параллельного возбуждения имеют жесткую механическуюхарак-
теристику т.е.у них частота вращения при изменении момента наг-
рузки в рабочем диапазоне меняется сравнительно мало. Поэтому та-
кие двигатели применяют в тех случаях, когда исполнительный меха-
низм должен работать с малыми изменениями частоты вращения(нап-
ример, программные механизмы).
Двигатели последовательного возбуждения используют в тех слу-
чаях, если на валу имеется нагрузка, постоянство частоты вращения
не имеет существенного значения и требуются большие пусковыемо-
менты (привод хвостовой опоры, триммеров и т.д.).
Электродвигатели смешанного возбужденияприменяюттам,где
требуетсясравнительно большой пусковой момент,возможны резкие
изменения нагрузки и, в то же время необходимо ограничить частоту
вращения при холостом ходе (например,привод створок люков, при-
вод подкачивающих насосов).
Электродвигатели переменноготокаиспользуются для приводов
гироскопов,топливных насосов и в различных автоматическихуст-
ройствах.Наибольшеераспространение получили трехфазные асинх-
ронные электродвигатели с короткозамкнутым роторомидвухфазные
индукционные электродвигатели с полым ротором.
В состав систем передач (СП) входят редукторы, винтовые пере-
дачииразличного рода муфты.Для уменьшения массы авиационные
электродвигателивыполняютсявысокооборотными(8-12 тыс.
об/мин),однакодля многих ИМ требуются сравнительно малые ско-
рости движения. Поэтому в СП применяются понижающие редукторы.
Механические муфтысцепления служат для механического соеди-
нения и разъединения валов электродвигателя и ИМ.
В качествеУУ используются контактные и бесконтактные комму-
таторы,регуляторы тока, мощности, а также преобразователи энер-
гии.
Датчики обратной связи ДОС у нерегулируемых ЭП служат для ог-
раничениядвиженияв крайних положениях ИМ.У регулируемых ЭП,


- 3 -

ДОС измеряют регулируемую величину, характеризующую положение или
скорость движения исполнительного механизма.


 32. _ Электрифицированные системы управления
 _ 3силовыми установками.

Силовая установкасовременноголетательного аппарата предс-
тавляет собой сложный энергетический комплекс,включающий в себя
газотурбинный двигатель, входное и выходное устройства. В настоя-
щее время самым распространенным типом двигателя являетсятурбо-
реактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ).




















Основные элементы ТРДДФ (см. рис.2 ):
1 -компрессорнизкого давления (КНД),иногда его называют
вентилятором;
2 - компрессор высокого давления (КВД);
3 - основная камера сгорания (ОКС);
4 - турбина высокого давления (ТВД);
5 - турбина низкого давления (ТНД);
6 - камера смешения;
7 - форсажная камера сгорания (ФКС).
На рисункепоказаны также буквенные обозначения основных се-
чений двигателя, которые и будут использоваться в дальнейшем: В -
вход;К - камера; Г - газа; Т - турбина; См - смешения; Ф - фор-


- 4 -

сажное.
Принцип действия ТРДДФ состоит в следующем.КНД и КВД непре-
рывно сжимают и подают воздух в ОКС.Часть воздухаподаетсяво
второй контур,представляющий собой кольцевой канал, расположен-
ный вокруг первого контура двигателя.В ОКСвоздухнагревается
непрерывным сжиганием топлива.В результате сжатия и нагрева газ
приобретает запас высокой энергии.Полезная частьэтойэнергии
используетсядля приведения в действие ТНД и ТВД (а значит и КНД
и КВД),а также для создания реактивной тяги.Воздух из второго
контурасмешиваетсяс горячими газами первого контура за турби-
ной, в камере смешения.
Реактивная тяга создается истечением газа через сопло,кото-
рое увеличивает скорость истечения.
Для кратковременногоповышениятягидвигатель,помимо ОКС
имеет ФКС, расположенную за турбиной. В ФКС осуществляется сжига-
ниедополнительного топлива.Полезная часть полученной дополни-
тельной энергии полностью расходуется на созданиедополнительной
реактивной тяги.
Наличие второго контура улучшает охлаждение ОКС,ФКС и реак-
тивного сопла.Это позволяет использовать тонкостенные конструк-
ции,т.е.снизить массу и габариты,а также увеличить удельную
тягу двигателя.
В процессе эксплуатации двигателя возникаетнеобходимостьв
изменениитяги или в поддержании ее на заданном неизменном уров-
не. Это осуществляется изменением или стабилизацией некоторых па-
раметров рабочего процесса. Совокупность параметров, определяющих
рабочий процесс двигателя, называется режимом работы. Задание ре-
жимаработы осуществляется с помощью ручки управления двигателем
(РУД) и составляет задачу управления.
Поддержание режимаработыили программное изменение его при
изменении внешних условий осуществляется системами автоматическо-
го управления и регулирования и представляет собой задачу регули-
рования.Параметрами,определяющими внешниеусловия,являются
скорость полета, температура и давление атмосферного воздуха.
Основными регулируемымипараметрами,определяющимитягуи
экономичность ТРДДФ, являются:
n- частота вращения КВД;
n- частота вращения вентилятора (КНД);
Тг - температура газа в ОКС;
Тф - температура газа в ФКС.

В качестве управляющих воздействий при управлении и регулиро-
вании ТРДДФ используются:
G - изменение подачи топлива в ОКС;


- 5 -

F - изменение площади критического сечения выходного сопла;
G - изменение подачи топлива в ФКС.
Взаимосвязь между управляющими воздействиями и регулируемымипа-
раметрами показана на рис.3:

ТРДДФ
-----------¬
G----------+--------- +---------- n
¦ ¦
¦ +---------- T
F----------+--------- +---------- n
¦ ¦
¦ ¦
G----------+--------- +---------- T
L---T--T----
¦¦
¦¦

Внешние
условия

Рис. 3

Кроме упомянутой системы управления и регулирования, совмест-
но с ТРДДФ работают и другие автоматические системы.
Система управлениявходнымустройством- предназначена для
управления панелями воздухозаборника с целью согласованиярасхо-
дов воздуха через входное устройство и двигатель.
Регулятор компрессора - предназначен для измерения угла пово-
рота лопаток направляющего аппарата компрессора с целью улучшения
его характеристик.
Противопомпажная система - предназначена для предупреждения и
ликвидации помпажа (неустойчивого режима работы) двигателя.
Система запуска- предназначена для запуска двигателя в раз-
личных условиях.
Рассмотрим систему запуска более подробно. Запуск двигателя -
это перевод двигателя из нерабочего состояния на режим малого га-
за или на минимально возможный устойчивый режим. Для запуска дви-
гателя на земле необходимо:
- раскрутить вал КВД до определенной частотывращения;
- подать в камеру сгорания необходимое количествотопливаи
воспламенить его;
- обеспечить выход двигателя на режим малого газа.
Указанные операциипроизводятся при наличии источников энер-


- 6 -

гии с помощью стартера, пусковой и рабочей топливной систем, сис-
темзажиганияиустройств управления.Комплекс этих устройств
составляет систему эапуска.
Запуск двигателяв воздухе осуществляется при частоте враще-
ния авторотации,до которой ротордвигателяраскручиваетсяза
счет кинетической энергии набегающего потока воздуха.
Управление процессом запуска осуществляется попрограммамв
зависимости от времени с момента начала запуска, частоты вращения
двигателя или от обоих этих параметров одновременно. В зависимос-
ти от типа стартера системы запуска подразделяются на электричес-
кие (с электростартером),турбокомпрессорные ивоздушные.Наи-
большеераспространение на легких ЛА получили турбокомпрессорные
системы запуска (рис. 4):

---------¬
¦ ИЭ ¦
L---T-----
¦
¦
----+----¬
-----------------------+ ¦
¦ ¦ УУ +------------¬
¦ -------+ ¦ ¦
¦ ¦ L--------- ¦
¦ ¦¦
¦ ¦¦
¦ ---+---¬ ----+--¬
¦ ¦АЗ¦ ¦АЗ¦
----+----¬--+------+-¬-----+------+---¬
¦ ЭС +-----+ТКС +-------------+ ТРДДФ¦
L---------L-----------L----------------

Рис. 4


Раскрутка валаТРДДФ производится турбокомпрессорным старте-
ром (ТКС),который представляет собой малогабаритный ГТД. Запуск
самогоТКС осуществляется с помощью малогабаритного электростар-
тера (ЭС), получающего питание от источника электрической энергии
(ИЭ).Всоставагрегатовзапуска (АЗ) входят электромагнитные
топливные и кислородные клапаны, системы зажигания, топливные на-
сосыит.д.Управление всем комплексом осуществляет устройство
управления (УУ).
В заключении рассмотримэлектрическуюсистемузажигания,


- 7 -

предназначенную для воспламенения топливовоздушной смеси вкаме-
рах сгорания на начальном этапе запуска (рис.5)



















Основные элементы системы:
- индукционная катушка с вторичным напряжением2 - 4 кВ;
- прерыватель (К);
- искрогасящий конденсатор (С1);
- выпрямительный диод (VD1);
- накопительный конденсатор (С );
- разрядник (Р),предотвращающий утечку тока черезсвечув
процессе заряда С ;
- две полупроводниковых свечи (СВ).
При подключениииндукционнойкатушки к источнику питания по
обмотке L1 начинает протекать нарастающий ток. В определенный мо-
ментвременисила притяжения сердечника катушки преодолеет силу
пружинки и контакты прерывателя (К) разомкнутся. Электромагнитная
сила сердечника уменьшается,пружинка вновь замкнет контакт К, и
процесс повторится. Т.о., ток в обмотке L1 носит пульсирующий ха-
рактер,следовательно в обмотке L2 будет наводиться ЭДС до 2 - 4
кВ. Напряжение со вторичной обмотки выпрямляется диодом VD1 и за-
ряжает конденсатор С .При достижении на нем напряжения пробоя
разрядника последний пробивается,и между электродамисвечиСВ
возникает электрическая дуга.





- 8 -

 33. _ Светотехнические устройства.

Светотехническое оборудование (СТО)летательныхаппаратов
представляет собой совокупность осветительныхисветосигнальных
средств и обеспечивает:
- безопасность полетов;
- нормальную жизнедеятельность экипажа;
- посадку летательных аппаратов в ночных условиях;
- использование экипажем другого оборудования;
- подготовку оборудования.

В зависимости от места расположения на самолете СТО подразде-
ляется на две подгруппы:
- внешнее СТО;
- внутреннее СТО.

Каждая подгруппа, в свою очередь, состоит из осветительного и
сигнального оборудования.
КлассификацияСТОлетательныхаппаратовприведенавЛ1,
стр.190.
Основным источником оптического изучения являются лампы нака-
ливания,основной частью которой является, нить накала, нагревание
которой, проходящим через нее током, приводит к излучению потока.
Авиационные лампы накаливания малогабаритны.Их механическая
нагруженность обусловлена,в первую очередь, вибрациями, которые
испытывает ЛА.Для обеспечения плотного электрическогоконтакта
лампы имеют патроны со штырьками, вставляемыми в патронодержатели
с пружинными замками.
Нити накала изготовляют из вольфрама с кремнеториевой присад-
кой для повышения вибрационной прочности и ,по сравнению с лампа-
ми общего назначения,из более толстой проволоки, которая допус-
кает большую рабочую температуру,что увеличивает световую отда-
чу.
 2Рассмотрим СТО самолета МИГ-29.

 23.1. _ Внешнее СТО.

 23.1.1. Внешнее осветительное оборудование.

К этой группе оборудования относятся:
- взлетно - посадочные фары, для освещения пространства перед
ЛА при взлете и посадке.На самолете установлены две поса-
дочныефарыФП-8слампами -- фарами ЛФСМ-27-1000
(Рном.=1000 Вт).


- 9 -

- рулежные фары,для освещения пространства перед ЛА при ру-
лении.Насамолетеустановлена одна рулежная фара ФР-9 с
лампой-фарой ЛФСМ-27-450-1 (Рном.=230 Вт). Управление фара-
ми производится с места летчика переключателем "ФАРЫ ПОСАД.
- РУЛЕЖ.", расположенным на левом пульте.

3 2.1.2. Наружное сигнальное освещение.

Предназначено для обозначения самолета в воздухе, направления
его полета, а также габаритов самолета на земле.
К средствам наружной световой сигнализации относятсяаэрона-
вигационные огни АНО.свет огней, их расположение едины для всех
типов ЛА:зеленый огонь на законцовкеправогокрыла(БАНО-7),
красныйогоньназаконцовкелевого крыла (БАНО-7) и хвостовой
огонь ХС-2А с белым светофильтром в левом киле самолета.
При ухудшении условий видимости АНО включаются в проблесковый
режим100%и30%отРном.Этообеспечивает блок управления
БУАНО-7.
Управление АНО производится переключателем "АНО ПРОБЛ. - 100%
- 30%- ОТКЛ.", расположенным на правом пульте.
Кроме АНО к наружной сигнализации относится огоньсигнальный
выпуска шасси СОВШ-2.Источником света является галогенная лампа
КГСМ27-40.

 23.2. _ Внутреннее СТО.

 23.2.1. Внутреннее осветительное оборудование.

Включает в себя:
- внутрикабинноеосвещение белым светом шкал приборов и над-
писей пультов. Используются светильники СВС-1, СВС-2,АПМ-1.
Предусмотрена регулировка яркости освещения поворотом ручки
с надписью "ПРИБОРЫ ЯРЧЕ", расположенной на правом пульте.
- системуосвещениязаливающимбелым светом шкал приборов,
надписей пультов, карты. Используется светильник С-1Б. Пре-
дусмотренарегулировкаяркости освещения заливающим белым
светом реостатом с надписью "ЗАЛИВАЮЩИЙ СВЕТ",расположен-
ной на правом пульте.

 23.2.2. Внутренняя сигнализация.

Обозначает состояние агрегатов ЛА или состояние его систем.
Для выдачи информации в виде светящейся надписи определенного
цвета о состоянии агрегатов и систем служит светосигнальное табло


- 10 -

ТС-5М.
Для выдачи экипажу самолета информации о режимах работыио
возникающихнештатных ситуациях в различных системах служит сис-
тема внутрикабинной световой сигнализации ВСС-1-4К.
Эта система включает:
- блок БУС-1 (блок управляющих сигналов) - 1;
- блок БАПС (блок аварийных и предупреждающих сигналов) - 2;
- блок БОС (блок оповещающих сигналов) - 3;
- ЦСО (центральный сигнальный огонь) КСЦ-1;
- ДНО-1 (датчик наружной освещенности) - 2.

Система ВСС-1 обеспечивает:
1).Управление светосигнализаторами (светосигнальным табло
ТС-5М).
2).Управление центральным огнем.

Сигналы, поступающие на блоки системы ВСС-1 подразделяются на
три категории:

А.  2Оповещающие сигналы:
- земля;
- запуск прав.;
- запуск лев.;
- форсаж прав.;
- форсаж лев.;
- триммер РП;
- маркер;
- тормоз АБ;
- контроль АРУ;
- излучение РЛС;
- готов навигац.;
- воздух;
- триммер стабилиз.;
- триммер элерон.;
- запрос и др.
Эти оповещающие сигналы поступают в систему ВСС-1отсистем
радиооборудования,спецвооружения и авиационного оборудования (3
шт. БОС).
При поступлении оповещающих сигналов на вход соответствующего
блока БОС система ВСС-1 включает соответствующийсветосигнализа-
торсзеленымсветофильтром (табло ТС-5М).При снятии сигнала
светосигнализатор в табло гаснет.




- 11 -

Б.  2Предупреждающие сигналы:
- пожар КСА;
- пожар прав.;
- пожар лев.;
- отказ СРО;
- отказ СОС;
- сбрось обор. прав.;
- сбрось обор. лев.
От датчиков соответствующих систем этисигналыпоступаютв
блок БАПС (1 шт.) системы ВСС-1, которая включает соответствующий
сигнализатор с желтым светофильтром в табло в проблесковыйрежим
счастотой2...3,2 Гц.С момента нажатия на кнопку КСЦ-1 (ЦСО)
светосигнализатор переходит в режим непрерывного горения. При ис-
чезновении предупреждающих сигналов светосигнализаторы и ЦСО гас-
нут в любой момент работы системы.

В. 2 Аварийные сигналы:
- отказ двух гидросистем;
- включи запас.;
- взрыв;
- масло КСА;
- отказ трансформ.;
- демпфер выкл.;
- осталось 550 кг.;
- нет резерв. в СОС;
- запри фонарь.
Эти сигналы из соответствующих систем поступают в другой блок
БАПС(1шт.).При этом ВСС-1 включает в проблесковый режим соот-
ветствующий светосигнализатор в табло ТС-5М с краснымсветофиль-
тром и ЦСО.С момента нажатия на кнопку КСЦ-1 ЦСО гаснет, а све-
тосигнализатор переходит в режим непрерывного горения до исчезно-
вения аварийного сигнала, после чего гаснет.


 34.  _Светотехническое оборудование вертолета МИ-24

4.1. _ 2 Внешнее СТО:
- посадочно-рулежная фара МПРФ-1А или ФПП-7 (фара посадоч-
но-поисковая);
- аэронавигационныеогни БАНО-45 и ХС-39.Кроме общего назна-
чения они могут служить для подачи световых сигналов услов-
нымкодом.БАНО-45с красным светофильтром установлен на
консоли левого крыла,а БАНО-45 с зеленым светофильтром - на
правой консоли крыла.Хвостовой сигнал ХС-39 установлен на


- 12 -

конце хвостовой балки,имеет белый светофильтр. Режимы ра-
боты АНО - "ярко - тускло - код";
- строевые огни ОПС-57,для обозначения вертолета при полете
строемв ночное время.Установлено 5 строевых огней:3 -
вдоль фюзеляжа и хвостовой балки и по 1 накаждойконсоли
сверху.При включении они образуют букву "Т". Режимы рабо-
ты: "ярко - средне - тускло";
- контурные огни СЦ-88, для обозначения контура несущего вин-
та во время его работы.Установлены на концах лопастей не-
сущего винта (5 шт.);
- проблесковый маяк МСЛ-3,для обозначения вертолетасцелью
повышениябезопасности полета в условиях плохой видимости.
Установлен на хвостовой балке.Uп = 27 В, частота вращения
платформы с двумя лампами - 45 об/мин.

4.2. _ 2 Внутреннее СТО:

4.2.1. 2 Внутреннее освещение:

- светильники СВ, АПМ;
- светильник красно-белого цвета СБК, для освещения приборной
доскилетчикаи пультов оператора при выходе из строя ос-
новной системы освещения.Светильник оборудованреостатом
на задней части корпуса для регулировки светового потока;
- плафоны ПСГ-45,П-39, для освещения грузовой кабины, ради-
оотсека и хвостовой балки.

4.2.2. 2 Внутренняя сигнализация:

Включает сигнальныелампы и табло,работающие в режиме "Ми-
галка". Табло по своему значению разделяется на:
- регистрирующие - с зеленым светофильтром;
- предупреждающие - с желтым светофильтром;
- аварийные - с красным светофильтром.
 2Аварийные сигналы:
- лев. ген. отключен;
- прав. ген. отключен;
- главный редуктор давление мало;
- пожар;
- обледенение;
- бак N 1, осталось 120 л.;
- бак N 2, осталось 120 л.




- 13 -

 35. _ Противообледенительное оборудование

Обледенение ЛА представляет собой опасное явление,т.к. соп-
ровождаетсяухудшениемаэродинамическиххарактеристик и летных
качеств ЛА (снижение несущих свойств крыла,увеличениелобового
сопротивления, ухудшение устойчивости и управляемости ЛА и др.).
Как правило  2обледенению подвергаются:
- передние кромки крыльев, стабилизатора, киля;
- остекление кабин;
- ПВД, антенны;
- воздухозаборники;
- лопасти несущего и рулевого винта вертолетов.
На обледенение ЛА оказывают влияние:
- температура воздуха (наибольшая опасность обледенения при t
от 0 до -5 С);
- влажность воздуха (наибольшая опасность обледенения при от-
носительной влажности от 75%до 100%,в слоистых и слоис-
то-кучевых облаках.При этом скорость нарастания льда до 7
мм/мин ).
- скоростьсамолета(при скорости полета самолета свыше 800
км/час из-за аэродинамического нагрева частейобледенение,
практически, не возможно).
По этой причине на самолете МИГ-29 предусмотрен толькообог-
рев лобового стекла кабины, обогрев аккумуляторных батарей, ПВД и
ДУА,чего нельзя сказать о противообледенительной системе верто-
лета МИ-24.

5.1. _ 2Противообледенительная система самолета МИГ-29.

5.1.1. 2Обогрев лобового стекла кабины.

Для устранения обледенения и запотевания стекла фонаря кабины
применяется электрообогрев, который включает в себя:
- нагревательный элемент;
- датчик температуры ТД-2;
- регулятор температуры ТЭР-1М.
Нагревательный элемент представляет собой прозрачную токопро-
водящуюпленку из мономолекулярного слоя металла (серебро,них-
ром), нанесенную на поверхность стекла. В стекло запрессован тер-
модатчикТД-2 (плоская платиновая спираль из проволоки диаметром
0,03 мм ),сопротивление которого изменяется с изменением темпе-
ратуры стекла.Нагревательный элемент и термодатчик электрически
подключены к ТЭР-1М и бортовой сети ЛА.
ТЭР-1М настроен на температуру 30 С в месте расположения тер-


- 14 -

модатчика.Настройка осуществляется путем установкипеременного
сопротивления (на корпусе ТЭР-1М) на величину, равную сопротивле-
нию датчика температуры ТД-2 при температуре настройки 30 С.
Принцип действия регулятора заключается в том, что при дости-
жении обогреваемым стеклом температуры 30С термодатчик ТД-2 по-
дает сигнал в схему регулятора температуры, который срабатывает и
отключает питание от нагревательного элемента.Происходит охлаж-
дение стекла встречным потоком.
После охлаждения стекла на величину перепада температуры, со-
ответствующую зоне нечувствительности регулятора,терморегулятор
вновь включит питание нагревательного элемента.
Описанный процесс периодически повторяется. При этом темпера-
тура стекла колеблется около заданного среднего значения.

5.1.2. 2 Обогрев аккумуляторных батарей.

Аккумуляторные батареи15-СЦС-45 монтируются в стеклотексто-
литовом контейнере с электрообогревом.Питание НЭ осуществляется
отгенераторапостоянного тока или аэродромного источника пита-
ния (АИП).Контейнер снабжен термореле Т ,отрегулированнымна
отключение цепей обогрева при температуре окружающего его воздуха
+25 С.При этом реле отключаетНЭ.Припериодическомвключе-
нии-отключенииНЭ будет поддерживаться необходимая температура в
контейнере АБ.

 25.2. _ Противообледенительная система вертолета МИ-24В.

Для обеспечения полета вертолета в условиях обледененияпре-
дусмотрены следующие противообледенительные системы:
- эл. обогрев лопастей несущего и рулевого винтов;
- обогрев горячим воздухом входных частей двигателей;
- эл. обогрев воздухозаборников;
- эл. обогрев пяти стекол кабины экипажа.
Питание противообледенительных устройств осуществляется пере-
менным током от генератора ГТ40П46.Лопасти несущего винта имеют
по четыре отсека,обогревающихсяпоочередно,лопастирулевого
винта - по два отсека. Поочередный обогрев производит программный
механизм ПКПС-1.
Электрообогрев пяти стекол кабины экипажа производится термо-
регуляторами ТЭР-1М (5шт.)
Электрообогрев воздухозаборниковпроизводится терморегулято-
рами ТЭР-М (2 шт.).
Противообледенительная системавключается как вручную выклю-
чателем с верхнего пульта летчика, так и автоматически от радиои-


- 15 -

зотопного сигнализатора обледенения РИО-3,который подает сигнал
летчику о начале обледенения и автоматически включаетпротивооб-
леденительную систему вертолета. Датчик РИО-3 установлен во вход-
ном канале правого двигателя.
В радиоизотопном сигнализаторе обледенения РИО-3 используется
явление поглощения- излучения слоем льда, образующимся на цилинд-
рическом штыре датчика,расположенном в воздушном потоке. Нарас-
тание льда на стенке штыря уменьшает число 7 0- частиц, достигаю-
щих газоразрядногосчетчикаэлектронного блока РИО-3,следова-
тельно, уменьшается ток в цепи датчика. Уменьшение частоты пробоя
счетчикаявляется исполнительной командой на срабатывание элект-
ронного блока, включение сигнальной лампы с красным светофильтром
"ЗОНАОБЛЕДЕНЕНИЯ" (для информации летчику о начале обледенения)
и автоматическое включение противообледенительной системыверто-
лета.
При эксплуатации РИО-3 следят, чтобы не было отложения грязи,
пыли и снега на выносном штыре и фланце датчика. На стоянке штырь
датчика закрывают защитным кожухом (свинцовым) с красным флажком.
Перед полетом защитный кожух снимают. В датчике использован ради-
оактивный изотоп,мощность дозы излучения на поверхности датчика
с зачехленным штырем составляет 10мР/ч.Поэтому при работе с ним
необходимо соблюдать меры радиационной безопасности.


 _ 36. Противопожарное оборудование.

На самолете МИГ-29 установлена система ИС-5МГ,сигнализирующая
о пожаре в двигательном отсеке ЛА.
При возникновении пожара система ИС-5МГ срабатывает иподает
световой и речевой сигналы летчику о пожаре в отсеках:КСА, пра-
вого или левого АД. Одновременно сигнал о пожаре поступает в сис-
тему "ЭКРАН", "ТЕСТЕР". На приборной доске загораются лампы:
- "Пожар прав.";
- "Пожар лев.";
- "Пожар КСА";
- лампа центральной сигнализации КСЦ-1 в мигающем режиме.
Система срабатывает за 1с.За это времяогнегасящийсостав
поступает в соответствующий отсек в котором возник пожар (по сиг-
налу от датчика). При исчезновении пламени система возвращается в
исходное состояние за время не более 1с. Чувствительным элементом
системы является датчик ионизационного типа.
На вертолете МИ-24В установлена система сигнализации о пожаре
ССП-ФК.Летчику выдается сигнал о возникновении пожара в следую-
щих отсеках:


- 16 -

- отсек лев. двиг.;
- отсек прав. двиг.;
- отсек АИ-9, бак 3;
- отсек гл. редукт.
Датчиком системы служит термобатарея ДТБГ,состоящая из тер-
мопар. При охвате датчика средой, температура которой не выше 150
С и скорость нарастания t которой более 2 С в секунду, в термопа-
рах возникает ЭДС, достаточная для срабатывания системы ССП.
Система пожаротушения имеет два четырехлитровыхогнетушителя
УБШсогнегасящей жидкостью (фреон 114 В ).Они разбиты на две
очереди срабатывания.В случае не ликвидации очага пожара балло-
ном I очереди, летчик вручную переключателем использует огнегася-
щий состав баллона II очереди.Контрользаликвидациейпожара
производится по погасанию ламп сигнализации о пожаре.


 3ТЕМА N 9"ПРИБОРНОЕ И ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ".

 3ЗАНЯТИЕ N 1 0 (2 часа).

 31.  _Состав приборного оборудования.

Успешное выполнение полетного задания экипажемсамолетане-
мыслимобезкачественной подготовки авиационной техники,в том
числе авиационных приборов к полету.В авиационномоборудовании
самолетаприборыиграют особую роль.В соответствии с основным
документом инженерно-авиационной службы - наставлениемпоинже-
нерно-авиационномуобеспечению/НИАО-90/, 2всостав приборного
 2оборудования входят: 0
- аэрометрические приборы и системы их воздушного питания;
- централизованныесистемы измерения параметров движения са-
молета относительно воздушной среды;
- гироскопические пилотажные и навигационные приборы;
- бортовые авиационные часы;
- акселерометры;
- недистанционные компасы;
- указатели перегрузок;
- электрическиеприборыконтроляработы силовых установок,
масляных, гидравлических и воздушных систем;
- аппаратура контроля вибраций;
- приборы контроля параметров воздуха в герметических кабинах
и отсеках;
- устройства контроля положения элементов летательногоаппа-
рата и силовых установок;
- приборы средств аварийного покидания самолета.

Все приборыможноклассифицировать по назначению и принципу
действия.
 2По назначению авиационные приборы подразделяются на три груп-
 2пы:
1 - пилотажно-навигационны приборы (ПНП);
2 - приборы контроля работы силовых установок;
3 - приборы контроля за работой отдельных систем и агрегатов.

 2К пилотажно-навигационным 0 относятся приборы,необходимые для
пилотирования самолета и решения навигационных задач.
 2Во вторую группу 0 входят приборы, которые позволяют:
- устанавливать наиболее экономичный режим работы двигателей;
- контролировать температурный режим двигателей;
- получать максимальную тягу.
 2Приборы третьейгруппы 0 контролируют большое число параметров
отдельных систем и агрегатов самолета и наиболее различаются меж-
дусобой в зависимости от предназначения летательных аппаратов и
их конструктивных особенностей.
 2По принципу действия авиационныеприборыподразделяютсяна
 2следующие группы:


- 2 -

1. манометрические приборы - их работа основана наизмерении
разности давлений. К ним относятся указатели скорости;
2. барометрические приборы - их действие основано наизмере-
нии абсолютного давления. К ним относятся высотомеры, дат-
чики высоты, корректоры и т.д.;
3. гироскопические приборы - приборы, работающие на использо-
вании свойств двух- и трехстепенногогироскопа(ДА-200П,
ВК-53РВ);
4. электрические приборы - их работаосновананаизмерении
неэлектрических величин электрическим способом;
5. магнитные компасы - их работа основана на свойстве свобод-
но подвешенного магнита ориентироваться в направлении маг-
нитного меридиана Земли (КИ-13);
6. механические приборы - их работа основана на использовании
законов механики (АЧС-1);
7. оптическиеприборы - их работа основана на законах оптики
(прицелы, визиры);
8. комплексные агрегатные приборы,в которых работа основных
элементов основана на использованииразличныхфизических
законов (курсовые системы, астроориентаторы и др.).
Прежде чем перейти к изучению авиационных приборов, нам необ-
ходиморассмотретьпараметрыдвижениялетательногоаппарата.
Итак, след 1у 0ющий вопрос -


 32. _ Параметрыдвижениялетательногоаппарата.

Движение летательного аппарата (ЛА) состоит из поступательно-
годвиженияцентрамасс(ЦМ)и вращательного движения вокруг
центра масс,которые характеризуются соответственно линейнымии
угловыми координатами,скоростями и ускорениями. Для определения
параметров движения ЛА используются следующие системы координат:
1. нормальная земная 1О 0o Xo Yo Zo (неподвижная);
2. нормальная  1 0  1О 0 Xo Yo Zo 1 ¬
3. связанная О X1 Y1 Z1 ¦ подвижные.
4. скоростнаяО X Y Z-
Помимо этих четырех системкоординат,ГОСТпредусматривает
еще 9 систем, но мы будем оперировать четырьмя наиболее часто ис-
пользуемыми в авиации системами (см.рис. 1, 2).Рассмотрим пере-
численные системы более подробно.
1. Оо Xo Yo Zo - нормальная земная,ее начало находится в точ-
ке вылета или посадки, а оси расположены:
ОоХо - позаданному направлению полета (вплоскости горизонта);
ОоYо - по местной вертикали;
ОоZo - так, чтобы была правая система координат.
Положение центра масс ЛА по отношению к системе ОоХоУоZооп-
ределяется: дальностью L, боковымотклонением Z, а также их первы-
ми и вторыми производными, т.е. скоростями и ускорениями.


- 3 -

2. О Xo Yo Zo - нормальная, ее начало находится в центре масс
ЛА,а оси параллельны осям системы Оо Xo Yo
Zo.

 13 0. 3  0О Х1 Y1 Z1 3  0- 3  0связанная,ее начало находится в центре масс
ЛА, а оси направлены:
- продольнаяосьОХ1 3  0- из ЦМ вперед (к носу
ЛА);
- поперечная ось ОZ1 - из ЦМ к правому полук-
рылу;
- нормальнаяось ОY1-так,чтобы образо-
вать правую систему координат.

Плоскость Х1ОY1 называется плоскостью симметрииЛА.Угловое
положение ЛА определяется углами Эйлера,которые вводятся после-
довательным поворотом связаннойсистемыкоординатотносительно
нормальной системы (см. рис.3).
 2Угол рысканья 0 ( 7J 0)есть угол в горизонтальной плоскости, отсчи-
тываемыйотосиОХо до проекции ОХ' продольной оси ЛА на плос-
кость горизонта.Вектор  7J  0угловой скорости рысканья направлен по
линии ОУо местной вертикали.
 2Угол тангажа 0 ( 7q 0) 7  0есть угол в вертикальной плоскости, отсчиты-
ваемыйот горизонтальной плоскости до продольной оси ЛА.Вектор
 7q  0угловой скорости тангажа лежит в плоскости горизонта.
 2Угол крена 0 ( 7g 0) есть в общем случае угол в наклонной плоскости
Y1ОZ1, перпендикулярной к продольной оси ОХ1 ЛА, отсчитываемый от
горизонтальной плоскости до поперечной оси ОZ1 ЛА. Вектор  7g  0угло-
вой скорости крена направлен по продольной оси ЛА.

4. О X Y Z - скоростная система координат (рис.3),ее начало
находитсяв центре масс ЛА,а оси расположены:
ОХ - по направлению вектора V истинной воздушной
скорости (т.е. скорости движения ЛА относи-
тельно воздуха);
ОY - в плоскости симметрии ЛА;
ОZ - образует с ними правую систему координат.

Положение скоростной системы координат относительно связанной
системы определяется углами атаки и скольжения.

 2Угол атаки  0( 7a 0) есть угол вплоскостисимметрииЛАмежду
проекцией вектораистинной воздушной скорости на эту плоскость и
продольной осью ОХ1.
Разность между углами тангажа и атаки называется  2углом накло-
 2на траектории  7Q  0= 7 q 0 - 7 a 0 ,который отсчитывается в плоскости сим-
метрии ЛА от горизонтальной плоскости до проекции вектораистин-
нойвоздушной скорости на плоскость симметрии.В горизонтальном
полете угол  7Q 0 = 0, при этом угол тангажа равен углу атаки.


- 4 -



















































- 5 -

 2Угол скольжения 0 ( 7b 0) есть угол в горизонтальной плоскости меж-
ду вектором V и плоскостью симметрии ЛА.
К физическим величинам, характеризующим параметры движения ЛА
ивоздушной среды также относятся:абсолютная,относительная и
истинная высота полета ЛА;истинная воздушная скорость и индика-
торная(приборная)скорость;число М;температура окружающего
воздуха.Более подробно с этими величинами мыпознакомимсяпри
рассмотрениипилотажно-навигационных приборов.Итак,следующий
вопрос-

 33. _ Пилотажно-навигационные приборы (ПНП).

В эту группу входят приборы,необходимые для пилотирования
самолета и решения навигационных задач. ПНП позволяют контролиро-
вать режим полета самолета,который определяется следующимиос-
новными параметрами:скоростью полета (Vпр.), высотой (Н ), кур-
сом ( 7j 0).
 2К пилотажно-навигационным приборам относятся:
- высотомеры (ВД-28, ВД-10К);
- указатели скорости (УС-1600-1, УС-45ОК, УСМ-2);
- указатели числа М (УСМ-2);
- вариометры (вариометрдублераавиагоризонтаДА-20ОП,
ВАР-30МК);
- авиационные часы (АЧС-1);
- компасы (КИ-13).На базовой технике углы курса определяются
информационным комплексомвертикалиикурсаИК-ВК-80
(МИГ-29) и малогабаритной гировертикалью МГВ-1СУ (МИ-24).
Большую группу ПНП составляют  2аэрометрические приборы,кото-
 2рые предназначены для 0 измерения высоты полета Н,воздушнойско-
ростиV,числаМ,вертикальнойскорости подъема и спуска ЛА.
Прежде,чем перейти к рассмотрению аэрометрических приборов, да-
вайте познакомимся с их системами питания.


3.1.  _ 2Системы питания аэрометрических приборов.

Системы питания аэрометрических приборов (АМП)предназначены
длявосприятия полного и статического давлений в набегающем воз-
душном потоке и передачи ихпотрубопроводамвчувствительные
элементы аэрометрических приборов, датчиков систем воздушных сиг-
налов,систем регистрации параметров полета,системуправления
ЛА.
 2Системы питания АМП состоят из:
- приемников воздушных давлений;
- трубопроводов;
- кранов переключения;
- влагоотстойников и других элементов.
Приемники воздушныхдавленийпредназначеныдлявосприятия


- 6 -



















































- 7 -

полного Рп и статического Рст давлений,необходимыхдляработы
аэрометрическихприборов,датчиковсистем воздушных сигналов и
других устройств.
Полное давлениеявляется суммой статического и динамического
давлений.
Рп = Рст + Рд( 1 ),

где:Рст - атмосферное (статическое) давление воздуха;
Рд- динамическое давление (скоростной) напор воздуха;

 7r 0 V 52
Рд = ----- ( 2 ),
2
где:  7r 0 - плотность воздуха;
V - воздушная скорость ЛА.
Приемники воздушныхдавленийподразделяютсянаприемники,
воспринимающие полное и статическое давление ПВД, полное давление
ППД или статическое давление ПСД (рис.4).
 2На базовомсамолете установлены два приемника воздушных дав-
 2лений:основной (в носовой части фюзеляжа самолета -ПВД-18)и
 2резервный (справа перед кабиной ЛА - ПВД-7).
Приемники ПВД-18 и ПВД-7 состоят из (рис.5): корпуса - 1; от-
верстия для слива влаги - 2; камеры полного давления - 3; обогре-
вательного элемента - 4;камер статического давления -С1,С2,
С3;штуцеров ПВД - "С1", "С2", "С3", "П". Приемник ПВД-18, в от-
личие от ПВД-7,имеет аэродинамический компенсатор.Аэродинами-
ческийкомпенсаторпредназначен для устранения аэродинамических
погрешностей  7D 0Рст = f (М).Поэтому приемник ПВД-18 работаетсов-
местно с пневмопереключателем ПП-1.Последнийобеспечиваетпри
М < 1 работу аэродинамического компенсатора,априМ > 1отк-
лючает аэродинамический компенсатор из работы,т.к. на этих ско-
ростях полета за счет своей конструкции (утолщение на трубке ПВД)
онсампривноситв систему восприятия Рст большие динамические
погрешности из-за смещения эпюры динамическогодавлениянапо-
верхности ПВД (рис.4) к аэродинамическому компенсатору.
Надежность работыаэрометрическихприборов обеспечивается
применениемрезервногоПВД.В случае выхода из строя основного
ПВД,АМП и датчики с помощью крана переключения ПВД подключаются
к резервному ПВД-7.Рукоятка управлениякраномустановленана
среднем щитке приборной доски и имеет надпись "Рабоч.ПВД Авар."
В настоящее время наибольшее распространение получила схема пита-
ния АМП с двумя ПВД: основным и резервным (рис. 6).
Для правильного монтажаметаллическиетрубопроводыполного
давления окрашиваются в черный цвет,а трубопроводы статического
давления в белый цвет.Резиновые рукава не окрашиваются. Для от-
личиятрубопроводовидущих от основного и резервного ПВД на них
наносятся следующие надписи: "Досн.", "Дрез.", "С1осн.", "С3рез."
и т.д.


- 8 -



















































- 9 -

Для предотвращения попадания в трубопроводы и приборы влаги в
магистраляхосновной и резервной систем ПВД устанавливаются вла-
гоотстойники, которые представляют собой пластмассовые стаканчики
(в каждом трубопроводе по одному стаканчику,т.е. по 4 влагоотс-
тойника на каждый ПВД).

3.2. _ 2 Барометрический высотомер.

Приборы, предназначенныедля измерения высоты полета называ-
ются высотомерами.
Высота полета - это расстояние по вертикали от ЛА донекото-
рого уровня,принятого за начало отсчета (рис. 7). В зависимости
от этого уровня  2различают следующие высоты: 0
Нотн - относительная высота (над уровнем аэродрома взлета или по-
садки ЛА);
Набс - абсолютная высота (над уровнем моря);
Нист - истинная высота (над уровнем местности где пролетает ЛА).

Применяется несколько способов измерения высоты полета: ради-
отехнический, акустический, инерциальный, барометрический.
Рассмотрим барометрическийметодизмерения высоты,который
основан на измерении атмосферного (статического давления),изме-
няющегося с высотой полета.
1
 7t 0 Н---
Рст = Ро ( 1 - ---- ) R  7t 0Н < 11км(3)>
Т 4o

Н 411 0-Н
-----
Рст = Р 411  0eR T 411 0Н > 11км(4)


Эти формулы называютсястандартнымибарометрическими,т.к.
устанавливают зависимость Рст = f(Н) для стандартной атмосферы.
Если эту формулу решить относительно высоты,то получим фор-
мулу, называемую гипсометрической (от греческого слова "гипсос" -
высота).

То¦PстR  7t 0¦
Н =  4--- 0 ¦1 - (---)¦Н < 11км(5)>
 7t 0¦Po ¦

P 411
Н = Н 411 0 + R Т 411 0 ln --- Н > 11км(6)
Pст

Из этих формул видно, что измеряемая высота является функцией


- 10 -



















































- 11 -

4-х переменных: 7 0Н = f(Рст, Ро, То,  7t 0)(7)
Ро- давление воздухаРо = 760 мм рт.ст.;
То- температураТо = 288,15 5o 0К (15 5o 0С);
 7r 4o 0- плотность 7r 4o 0 = 1,225 кг/м 53 0;
a 4o 0- скорость звукаa 4o 0 = 340,294 м/с;
q 4o 0- ускорение свободного паденияq 4o 0 = 9,80665 м/с 52 0;
(Значок "о" показывает, что данные взяты для Н = 0)
R - газовая постояннаяR= 29,27 м/град;
 7t 0 - вертикальный температурный градиент, 7t 0 = 6,5 5o 0К/км;
Т 411 0 и Р 411 0- температура и давление на Н = 11 км.
Если  7  0принятьв выражении  7  0(7) 7  0 Ро=760 мм рт.ст., 4 0То=15 5o 0 С,
 7t 0 =6,5 5o 0К/км, то Н = f(Рст),т.е. измерение высоты можно свести к
измерениюРст с помощью манометра абсолютного давления (баромет-
ра),шкала которого проградуирована в единицахвысоты(метрах,
километрах).Такиебарометрыполучили название барометрических
высотомеров.На рис. 8  5  0показана принципиальная схема барометри-
ческоговысотомера.Чувствительнымэлементом высотомера служит
анероидная коробка (А).Статическое давление Рст от ПВД подается
в герметичный корпус прибора. При изменении Рст анероидная короб-
ка деформируется ичерезпередаточныймеханизмПМперемещает
стрелкуН,которая по шкале покажет высоту полета (в метрах или
километрах). Одновременно со стрелкой через передаточный механизм
перемещается барометрическая шкала Р.По этой шкале выставляется
атмосферное давление,относительно которого необходимоизмерять
барометрическую высоту.
В настоящее время на летательных аппаратах используются меха-
ническиебарометрическиевысотомеры типа ВД-10,ВД-17,ВД-20,
ВД-28, ВДИ-30. На ряде модификаций самолета МИГ-29 установлен вы-
сотомер ВД-28,а на вертолете МИ-24 - высотомер ВД-10К. ВД - вы-
сотомер двухстрелочный; предел измерения Н = 28км. Высотомер име-
ет наружную шкалу для индикации высоты в метрах,от 0 до 1000 м,
с оцифровкой через 100 м, цена деления 10 м. Показания Н в метрах
определяются по наружной шкале и длинной стрелке.Повнутренней
шкале определяется показание Н в километрах, от 0 до 28 км, оциф-
ровка через 5 км,цена деления 1 км. Прибор имеет шкалу баромет-
рических давлений (по ней выставляется атмосферное давление,от-
носительно которого необходимо измерять барометрическую высоту) и
индексы,один из которых указывает высоту в метрах, а другой - в
километрах.Индексы являются как бы продолжением барометрической
шкалы. Они используются в случае, если аэродром посадки или взле-
та базируется в гористой местности,на высоте более 1100 м.Для
перемещения стрелок высотомера,барометрической шкалы и индексов
имеется кремальера,установленная на лицевой панелиприбора.С
поворотом ручки кремальеры поворачивается основание прибора вмес-
те с ЧЭ (чувствительнымэлементом)ипередаточныммеханизмом.
ДвухстрелочныйвысотомерВД-10отличаетсяот высотомера ВД-28
только тем,что его ЧЭ состоит не из одной анероидной коробки, а
из двух, которые объединены в блок анероидных коробок.


- 12 -

 2Подготовка прибора к полету:
1. Установить кремальерой стрелки прибора на "0".
2. Сверитьпоказания шкалы барометрического давления с давлением
дня аэродрома (данные берутся с метеостанции аэродрома).
3. Еслиразница в показаниях давления дня на высотомере и давле-
ния дня по данным метеостанции больше  5 + 0 1,5ммрт.ст.(для
ВД-10К) илибольше  5+ 0 2 мм рт.ст.(для ВД-28), то высотомер к
полету не допускается. Его необходимо направить в ТЭЧ на регу-
лировку.

3.3. _ 2 Указатели скорости.

Приборы, предназначенные для измерения скорости полета ЛА на-
зываются указателями скорости. Различают скорости полета ЛА отно-
сительно Земли и воздуха.Скорость ЛА относительно Земли  2называ-
 2ется путевой скоростью.
Скорость движения ЛА относительно набегающего воздушногопо-
тока  2называется истинной воздушной скоростью V 0.
Истинная воздушная скорость,приведенная к нормальнойплот-
ностивоздуха  2 называется индикаторной (приборной Vпр) скоростью
 2Vинд. 0 Еслиполет происходит при нормальной плотности воздуха ( 7r 4o
= 1,225 кг/м 53 0), то индикаторная скорость равна истинной воздушной
скорости V.Знание V необходимо для самолетовождения, а информа-
ция о Vпр нужна летчику для пилотирования ЛА.
Рассмотрим аэродинамический метод измерения скоростиполета,
оноснован на измерении скоростного напора (динамического давле-
ния) Рд, создаваемого встречным потоком воздуха
V 52
Рд = Рп - Рст Рд =  7r 4o 0 -----(8)
2

При малыхV полета до 400 км/ч градуировочные формулы указателей
приборной Vпр и истинной воздушной скорости имеют вид:
2PдРо Тн
Vпр = ----- ; V = Vпр-------(9)
 7r 4o 0 Рн То

Для V>400км/чи для сверхзвуковых скоростей полета (М > 1)
формулы имеют большое число взаимозависимых параметров. Из формул
видно, чтоиндикаторнаяскоростьявляется функцией скоростного
напора (динамического давления).Скоростной напорхарактеризует
величину подъемной силы, управляемость и устойчивость самолета.
В настоящее время на летательных аппаратах применяются комби-
нированныеуказателиприборнойиистиннойвоздушной скорости
(КУС), указатели приборной скорости (УС), указатели истинной ско-
ростиичисла М (УИСМ),указатели приборной скорости и числа М
(УСМ).Принципиальнаясхемауказателяиндикаторной скорости
представлена на рис.9.


- 13 -



















































- 14 -

Из данной схемы видно, что в полете ЧЭ прибора (манометричес-
кая коробка) реагирует на разность давлений:Рп - Рст = Рд, т.е.
скоростной напор (см.8).На ряде модификаций самолета МИГ-29 ус-
тановленуказательскоростиУС-1600-1 или указатель скорости и
числа М УСМ-2. На базовом вертолете установлен указатель УС-450К.
Указатели скорости УС-1600-1 (в дальнейшем УС-1600) и УС-450К
предназначены для измерения приборной (индикаторной) скорости по-
летаЛАот150 до 1600 км/ч и от 0 до 450 км/ч соответственно.
Устройство и работу указателя приборнойскоростирассмотримна
примере прибора УС-1600 (рис.11).ЧЭ указателя служит манометри-
ческая коробка 1, в полость которой подводится полное давление, а
в корпус прибора 2 статическое давление. Под действием Рд коробка
деформируется и через тягу 11,поводок 10,ось 9,сектор8и
трибку 7 перемещает стрелку 5 индикаторной скорости. Отсчет пока-
заний производится по шкале 4,проградуированной от0до1000
км/ч.Приизмерениискорости свыше 1000 км/ч стрелка совершает
второй оборот и одновременно открывается шторка 6 счетчика 3, по-
казывающего в окне шкалы цифру "1" (1000 км/ч).
В конструкции УС-450К шторка и счетчик отсутствуют. На верто-
летеустановлены два указателя УС-450К:один на приборной доске
летчика,второй - на левом пульте оператора. Указатель УСМ-2 бу-
дет рассмотрен ниже.
А теперь рассмотрим принципиальную схемууказателяистинной
воздушной скорости.С высотой значительно изменяются такие пара-
метры атмосферы,как статическое давление Рн (Рст на высоте Н) и
температура наружного воздуха Тн. Если ввести поправки на измене-
ние Тн и Рн с изменением высоты полета в указатель приборной ско-
рости, то его можно использовать для определения истинной воздуш-
ной скорости.В таком указателе поправки на изменение Рн и Тнс
высотой по стандартной атмосфере вводятся анероидной коробкой.
Принципиальная схема указателяистиннойвоздушнойскорости
показананарис.10.Насамолете МИГ-29 информация об истинной
воздушной скорости выдается системойвоздушныхсигналов(СВС),
которую мы рассмотрим на этом занятии.Аэрометрический указатель
истинной воздушной скорости на базовых самолетеивертолетене
устанавливается.

3.4. _ 2 Указатель числа М.

Число М - это отношение истинной воздушной скорости к скорос-
ти звука:
V
М = ---(10)
a

Число Мопределяет характер обтекания самолета воздушным по-
током.При скоростях полета около звуковых,скоростьобтекания
крыла становится равной скорости звука. Эта скорость полета назы-


- 15 -

вается критической скоростью, а соответствующее ей число М - кри-
тическимчислом Мкр,зависящим от формы обтекаемого тела и угла
атаки  7a 0. При достижении Мкр на самолете начинается волновойкри-
зис,прикотором появляются скачки уплотнения и волновые сопро-
тивления:резко увеличивается лобовое сопротивление,ухудшается
устойчивость и управляемость самолета,самолет подвергается виб-
рации и другим нежелательным явлениям.
Для того,чтобы летчик мог судить о моменте попадания в зону
проявления волнового кризиса, на самолетах устанавливается указа-
тель числа М.
Указатель числа М основан на принципеизмеренияаэродинами-
ческогодавления.Зависимость между числом М и аэродинамическим
давлением выражается формулами:

для М < 1: Рд = Рст¦¦(1 + 0,2М 52 0) 5¦3,5 0- 1¦(11)>

¦167 М 52 0 ¦
для М > 1: Рд = Рст ¦------------- 1 ¦(12)
¦(7М 52 0 - 1) 52,5 0 ¦

Из формул видно, что число М зависит от двух величин: 5  0Рд и Рст,

т.е.  5 0М = f ( ---- )
Рст

Следовательно прибордляизмерения числа М должен иметь 2 чувс-
твительных элемента:манометрическую и анероидную коробки. Прин-
ципиальнаясхема указателя числа М не отличается от принципиаль-
ной схемы указателя ИВС (см. рис.10). Следует отметить, что пока-
зания указателя ИВС скорректированы по давлению и температуре пу-
тем градуировки с учетом изменения температуры воздуха позакону
стандартнойатмосферы.Этотучет осуществляется подбором соот-
ветствующей характеристики анероидной коробки.В указателе числа
Мпоказания скорректированы только по давлению,следовательно и
характеристика анероидной коробки у него другая.Причем деформа-
цияанероидной коробки при увеличении Н полета у указателя числа
М будет больше,чем у указателя ИВС.Таким образом, несмотря на
то, что принципиальные схемы указателя числа М и указателя ИВС не
отличаются между собой, тем не менее указатель ИВС не может заме-
нить указатель числа М."Деление" деформаций чувствительных эле-
ментов (перемещение подвижных центров коробок)черезпередаточ-
но-множительныймеханизм(ПММ)передается на стрелку указателя
числа М.На самолете устанавливаютсяуказателичислаМ:М-1;
М-1,5;М-2,5;МС-1;МС-1,5;УИСМ-ИК; УСМ-2. Они аналогичны по
принципу действия,цифра говорит о пределеизмерениячислаМ,
буква"С" - о наличии сигнализации Мкр,буква "К" - применяется
на самолетах с подсветом кабин красным светом.
В приборе УИСМ-ИК отсчет показаний ИВС - V и числа М произво-


- 16 -

дится по совмещенной шкале,при этом широкая стрелкапоказывает
значение числа М, а узкая - значение ИВС - V.
Остановимся более подробно на приборе УСМ-2, который установ-
лен на одной из модификаций самолета МИГ-29. Указатель скорости и
числа М УСМ-2 предназначен для измерения и индикации текущих зна-
чений приборной скорости от 100 до 1600 км/ч, числа М от 0,4 до 2
ед.и индикации максимально допустимой приборнойскоростиэкс-
тренного снижения.
Лицевая панель прибора УСМ-2 представлена на рис.12.Цифрами
на шкале обозначены:1 - шкала приборной скорости,2 - стрелка,
3 - подвижная шкала числа М,4 - индекс.
Механизм указателя размещен в герметичном корпусе, состоит из
манометрической коробки с ПММ для вычисления Vпр и анероидной ко-
робки, которая через ПММ связана с манометрической коробкой,для
вычисления числа М.Индикация Vпр и числа Мосуществляетсяпри
помощи одной стрелки, причем перемещение стрелки относительно не-
подвижной шкалы приборной скорости при значенияхскоростисвыше
400 км/чявляется функцией логарифма Рд, а перемещение подвижной
шкалы числа М относительно стрелки - функцией логарифма Рст.Обе
шкалывыполняютсялогарифмическими.Максимально допустимая Vпр
экстренного снижения индицируетсяприпомощииндексакрасного
цвета на фланцевой части прибора. Индекс выставляется вручную при
эксплуатации на определенную отметку скорости,в зависимостиот
типа объекта.
Подсвет лицевой части прибора осуществляется спомощьюсве-
тоблока,состоящего из гирлянды ламп и двух светоклиньев с прос-
ветляющим покрытием.

3.5. _ 2 Вариометр.

Приборы, предназначенные для измерения вертикальнойскорости
подъема и спуска, называются вариометрами. С их помощью контроли-
руется заданная скорость набора высоты или снижения ЛА, поддержи-
вается режим горизонтального полета.
Принцип действиявариометраоснованнапневмомеханическом
дифференцированииРст,изменяющегосяв зависимости от Н полета
ЛА. На рис.13 показана принципиальная схема вариометра. В качест-
веЧЭиспользуется манометрическая коробка,внутренняя полость
которой соединяется с камерой Рст ПВД.Внутренняя полость герме-
тичного корпуса прибора сообщается с магистралью Рст через капил-
ляр. Если ЛА летит горизонтально, то Рст = Р1 и стрелка вариомет-
ра будет находится на нулевой отметке. При изменении Н полета из-
меняется Рст.Внутри манометрической коробки это давлениеуста-
навливается практически мгновенно,а в корпусе прибора,вследс-
твие сопротивления капилляра,давление Р1 отличается от Рст. Чем
больше вертикальная скорость Vу, тем больше разность давлений:

Р = Р 41 0 - Рст , т.е. 7D 0Р = f (Vу) (14)


- 17 -



















































- 18 -

Под действием  7 D 0Р  7  0манометрическая  7  0коробка деформируется и через
ПММ перемещает стрелку, которая отклоняется от среднего положения
вверх при наборе высоты,вниз при снижении.По шкале определяют
Vу. НаЛАустанавливаютсяВАР-10,ВАР-30,ВАР-75, ВАР-150,
ВАР-300. Цифры говорят о пределе измерения Vу в м/с.На самолете
МИГ-29 вариометр входит в комбинированный приборДА-200П,ана
базовом вертолетеустановлен вариометр ВАР-30МК.Более подробно
рассмотрим вариометрприбора ДА-200П. Дублер авиагоризонта
ДА-200П состоит из3хсамостоятельныхприборов:вариометра,
электрического указателя поворота и указателя скольжения.Варио-
метр в ДА-200П имеет предел измерения Vу  5+ 0 200 м/с,а ВАР-30МК -
 5+ 0 30 м/с.
Вариометр в ДА-200П имеет шкалу и стрелку белого цвета.Цена
деления шкалы вариометра от 0 до 20 м/с составляет 1м/с; от 20 до
50-10м/с;от50 до 200 - 50 м/с.Допустимое несовпадение
стрелки вариометра с нулевой отметкой не должно превышать  5+ 01 м/с.
При больших смещениях стрелки ее нужно установить на нуль при по-
мощи юстировочного винта (он размещен в нижней части передней па-
нели прибора ДА-200П).



3.6. _ 2 Указатель поворота и указатель скольжения . 0.

Как ужеотмечалось выше указатель поворота является одним из
3х приборов, входящих в комбинированный прибор - дублер авиагори-
зонта ДА-200П (см. рис.14).
Указатель поворота предназначен для индикациипрямолинейного
полетав азимуте и указания разворота самолета относительно вер-
тикальной оси.С его помощью летчик определяет направление пово-
рота самолета,контролирует правильность выполнения разворота, а
при правильном развороте (со скоростью Vпр = 500 км/чопределяет
углы крена (15 5o 0,30 5o 0,45 5o 0). Принцип действия указателя поворота
основан на использовании свойств гироскопа с двумя степенями сво-
боды. Основными элементами указателя поворота являются: гиромотор
/6/,передаточный механизм /13/ с магнитами /8/ истрелка/3/.
Дляуспокоения колебаний стрелки применен воздушный демпфер /7/.
Помимо направления поворота, по углу отклонения стрелки можно су-
дить о величине угловой скорости разворота.В ДА-200П установлен
также указатель скольжения.С его помощью определяетсяправиль-
ность выполнения виража /виража без скольжения/. Указатель сколь-
жения закреплен в нижней части циферблата прибора ипредставляет
собойпо принципу действия физический маятник;конструктивно он
выполнен в виде стеклянной трубки,заполненной жидкостью и изог-
нутой по определенному радиусу, внутри которой помещен шарик. По-
ведение шарика в трубке указателя скольжения аналогично поведению
маятника,подвешенного на нити, длина которой равна радиусу кри-
визны изогнутой трубки. Жидкость оказывает демпфирующее действие.


- 19 -

3.7. _ 2 Авиационные часы АЧС-1 3.

Авиационные часы АЧС-1 являются механическими часами ипред-
назначены для определения времени полета,текущего времени и от-
дельных коротких промежутков времени.АЧС-1 состоят из 3-х меха-
низмов:
- механизма обычных механических часов дляотсчетатекущего
времени в часах, минутах и секундах;
- механизма времени полета в часах и минутах;
- секундомерадля замера и отсчета коротких промежутков вре-
мени: до одного часа в минутах и секундах.
Механизм текущеговремениработает непрерывно,а механизмы
времени полета и секундомера могут пускаться в ход ивыключаться
нажатиемлевой(заводной-вращатьпри заводе против часовой
стрелки до отказа) и правой (для секундомера) головок, т.е. рабо-
тать порознь или одновременно.Для перевода стрелок левая завод-
ная головка вытягивается до упора.
Часы имеютэлектрообогревв диапазоне 15 - 25 5o 0С.Продолжи-
тельность хода часов при полной заводке - 3 суток.

 34. _ Централизованные системы вычисления параметров полетаи
 _ 3внешней воздушной среды.

Аэрометрические приборыпо своей точности измерения парамет-
ров полета и окружающей среды не удовлетворяют потребителейэтих
параметров, так как рассчитаны по приближенным градуировочным фор-
мулам, которые не учитывают изменение плотности воздуха из-за его
сжимаемостии температуру торможения воздушного потока при боль-
ших скоростях полета. У большинства этих приборов нет электричес-
ких выходов для связи с потребителями.
Эти причины привели к созданию централизованных системизме-
рения и вычисления параметров полета и окружающей среды,которые
подразделяются на централи скорости и высоты (ЦСВ) и системы воз-
душных сигналов (СВС). Применение ЦСВ и СВС повысило точность из-
мерения параметров полета и окружающей среды благодаря применению
более полных градуировочных формул,компенсации аэродинамических
погрешностей,разгрузке чувствительных элементов датчиков и тер-
мостабилизации основных блоков.
Централи скорости иавысоты ЦСВ-1М и их модификации предназна-
ченыдляизмерения и выдачи на указатели и потребители основных
пилотажно-навигационных параметров:
-относительной барометрической высоты Н;
-истинной воздушной скорости V;
-числа М;
-температуры наружного воздуха Тн;
-относительной плотности воздуха  7D 0 ,
необходимых для решения различных задач пилотирования, навигации,
вооружения и аэрофотосъемки.


- 20 -

По сравнению с ЦСВ,системы воздушных сигналов СВСобладают
повышенной точностью и решают более широкий круг задач.Так, пи-
лотажно-навигационные системы типа СВС-ПН имеют надежныебескон-
тактныевычислители параметров полета и окружающей среды,осно-
ванные на использовании диодныхфункциональныхпреобразователей
напряжений.
В настоящее время на самолетах устанавливаютсясистемывоз-
душных сигналов типа СВС-ПН-5;СВС-ПН-15;СВС-72; СВС-2Ц и дру-
гие. Цифровые СВС типа СВС-2Ц выпускаются в основном в трех вари-
антах:"СВС-2Ц-1М", включающей в свой состав электромеханические
индикаторы и "СВС-2Ц", "СВС-2Ц-2" с цифровыми выходами подключен-
ными к БЦВМ.
 2На самолете МИГ-29, в зависимости от модификации, могут уста-
 2навливаться СВС типа: СВС-72, СВС-2Ц-2. 0 При наличии на ЛА системы
СВС-72 в кабине устанавливается приборУС-1600,априналичии
СВС-2Ц-2 в кабине устанавливается прибор УСМ-2.

 35. _ Система воздушных сигналов СВС-72

Система СВС-72 предназначена для вычисления Нотн, Набс, Vист,
числа М,Vпр и выдачи данных о них потребителям инауказатели
(блок-схема системы СВС-72 представлена на рис. 15).
Указанные параметры в видеэлектрическихсигналоввыдаются
потребителям(в бортовую цифровую вычислительную машину БЦВМ,в
бортовые системы регистрации параметров полета,в самолетный от-
ветчик и т.д.),а параметры Нотн, Vист, число М, кроме того отоб-
ражаются визуально на соответствующих указателях.
 2В состав системы СВС-72 входят:
-блок воздушных параметров БВП-7;
-комбинированный указательчислаМиистинной воэдушной
скорости УМС-2.5;
-указатель высоты УВ-30-3.
CВС-72 работает совместно с ПВД-18 иприемникомтемпературы
заторможенногопотока воздуха П-69-2М,которые в состав системы
не входят.
В блокеБВП-7размещены датчики Рст и Рд давлений,которые
наряду с измерением Рст и Рд, обеспечивают вычисление Набс и Vпр.
Выходныесигналы с выходных потенциометров БВП-7 выдаются в ука-
затели и потребители.
 2Основные технические данные СВС-72:
1. пределы измерения Набсот 500 до 25000 м;
2. пределы измерения Нотнот 0 до 25000 м;
3. пределы измерения числа М от 0.3 до 2.5;
4. пределы измерения ИВС от 350 до2500 км/ч;
5. пределы измерения Vпр от 200 до1400 км/ч;
6. время готовности к работе не более 5 минут;
7. масса системы10.4 кг.
Для проверкиработоспособности СВС-72 перед полетом применя-


- 21 -



















































- 22 -

ется система встроенного контроля,включаемая кнопкой "контроль"
на передней панели в кабине.
Перед проверкой СВС нажатием кнопки "Контроль ламп"проверя-
етсяисправностьламп"Набс" и "Vпр".Перед включением режима
контроля СВС,по счетчику барометрического давлениякремальерой
УВ-30-3 устанавливается давление Ро = 760 мм рт.ст. При исправ-
ности СВС эагораются сигнальные лампы "Набс" и"Vпр"напанели
БВП-7,а показания указателей УВ-30-3 и УМС-2.5 должны соответс-
твовать контрольным значениям:
Нотн эт = 5000  5+ 0 75 м;
Vист эт = 800  5+ 0 30 км/ч;
М эт = 0.693  5+ 0 0.03.
Затем контролируются показания указателей при установке счет-
чикабарометрическогодавления УВ-30-3 на давление дня проверки
СВС. Значение параметров и допусков на них указываются в таблицах
проверки СВС.


 3ТЕМА N 9  2  3"ПРИБОРНОЕ И ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ЛА"

 3ЗАНЯТИЕ 2  3N 2 0 (2 часа)


 31. _ Состав приборов контроля работы силовых установок
 _ 3и контролируемые параметры.

Приборы и системы контроля работы силовых установок и агрега-
тов ЛАпредназначеныдляизмерениярабочих параметров силовых
установок и элементов положения ЛА и выдачи электрическихсигна-
лов,пропорциональных этим параметрам на приборы визуального конт-
роля и световые табло,а также в системы автоматическогоуправле-
ния работой силовых установок.
 2К приборам и системам относятся:
-авиационные манометры;
-авиационные термометры;
-авиационные тахометры;
-датчики и сигнализаторы;
-указатели положенияэлементов ЛА (крылья,щитки-закрылки,ко-
нус,створки воздухозаборников и др.).
-топливоизмерительные системы:топливомеры,расходомеры,системы
управления заправкой и выработкой топлива.
 2Контролируемыми рабочимипараметрами силовых установок явля-
 2ются:
-температура и давление рабочих жидкостей и газов;
-частота вращения роторов силовых установок;
-запас и расход топлива, масел, газов;
-угловое или линейное перемещение элементов ЛА и силовыхус-
тановок.
 2Рабочими жидкостями и газами силовых установок и агрегатов ЛА
 2являются:
-авиационное топливо (керосин);
-масло в системах смазки и в гидросистемах;
-сжатые газы:воздух,азот кислород;
-газы,выходящие из сопла силовой установки.

 32. _ Авиационные манометры.

Манометры предназначеныдляизмерениядавления жидкостей и
газов.Наряду с манометрами на