нерциальная курсовертикаль

На самолете установлено три ИКВ (см. рис.3): левая (ИКВ1), правая (ИКВ3) и резервная (ИКВ2).

Левая и правая имеют указатели углов крена и тангажа ПКП и образуют с ними основные авиагоризонты.

ИКВ представляет собой трехосную гиростабилизированную гироплатформу с дополнительной следящей рамой и двумя трехстепенными гироскопами.

Стабилизация платформы в пространстве обеспечивается с помощью внешней коррекции и индикаторной гироскопической стабилизацией.

Рис.3. Инерциальная курсовертикаль ИКВ-72

 

Индикаторная гироскопическая стабилизация обеспечивает непрерывное слежение платформы за вектором кинетического момента гироскопа. Так как векторы кинетического момента обоих гироскопов неподвижны в пространстве (если на гироскопы не действует момент внешних сил), то и платформа сохраняет заданное положение независимо от углового положения самолета.

Горизонтирование гироплатформы (интегральная коррекция) осуществляется с помощью акселерометров, размещенных на гироплатформе, оси чувствительности которых взаимно перпендикулярны и совпадают с плоскостью гироплатформы.

При отклонении гироплатформы от горизонтальной плоскости акселерометры измеряют возникшую при этом вертикальную составляющую ускорения силы тяжести. Это ускорение интегрируется и преобразуется в вертикальную составляющую скорости, которая поступает датчик моментов. Датчики моментов, воздействуя на гироскопы, отклоняют их кинематические моменты. Индикаторная гироскопическая стабилизация, реагируя на отклонение гироскопических моментов гироскопов, возвращает гироплатформу в горизонтальное положение.

Снятие сигналов, пропорциональных углам крена, тангажа и гироскопического курса, производится с помощью синусно-косинусных трансформаторов (СКТ), установленных на соответствующих осях гироплатформы.

ИКВ имеет систему внутреннего контроля, которая выдает сигналы «Исправность», если все элементы ИКВ исправны. Кроме того, отдельно контролируется СКТ, вырабатывающие сигналы, пропорциональные углам крена, тангажа и гироскопического курса самолета. Если исправны СКТ углов крена и тангажа, то при наличии сигнала «Исправность» вырабатывается сигнал «Исправность вертикали», если исправен СКТ гироскопического курса – сигнал «Исправность курса».

При включении питания ИКВ работает в режиме «Настройка», при этом гироплатформа приводится в рабочее положение в два этапа. Первый этап – «Ускоренный выход», при котором оси платформы совмещаются с проекциями продольной и поперечной осей самолета на горизонтальную плоскость. Гироплатформа грубо устанавливается в горизонтальное положение и разворачивается по азимуту так, чтобы сигнал «СКТy» был равен нулю. Продолжительность этапа 0,5 – 1 мин.

Второй этап – «Радиальная коррекция», при котором производится уточнение горизонтального положения гироплатформы с точностью до 3’ и вычисление величин дрейфа гироскопа.

Для вычисления величин дрейфа гироскопов в ИКВ поступает сигнал «W×sinj» от пульта управления БСКВ (см. 34.42.00), пропорциональный вертикальной составляющей вектора угловой скорости суточного вращения земли.

По окончании второго этапа (2 – 3 мин) и при наличии сигнала «Исправность» вырабатывается сигнал «Готовность». По этому сигналу гироплатформа готова перейти в рабочее состояние, но не переходит до тех пор, пока переключатель «Р – Н» на пульте ПУ-41 серия 2 (см. 34.42.00 «Описание и работа» п. 2.6.) находится в положении «Н» (при этом горит табло «НАСТРОЙК ИКВ»). Режим «Настройка» должен продолжаться не менее 10 мин. Это время необходимо для достаточно точного определения дрейфов гироскопов. Контроль продолжительности режима производится в ЦВМ при ее исправности и при наличии сигнала «Готовность» от трех ИКВ, а также при условии, что в ЦВМ введена координаты места стоянки самолета. Через 10 мин по сигналу от ЦВМ загорается табло «ВКЛ РАБ ИКВ», по этому сигналу переключатель «Р – Н» следует установить в положение «Р» и зафиксировать предохранительным колпачком. При этом ИКВ переходит в рабочее состояние: включается интегральная коррекция гироплатформы по углам крена и тангажа, гироплатформа становится свободной в азимуте, запоминаются вычисленные значения дрейфов гироскопов, их дальнейшее уточнение прекращается, гаснут табло «НАСТРОЙК ИКВ» и «ВКЛ РАБ ИКВ». Запомненные значения дрейфов используются для компенсации дрейфов гироскопов в азимуте в течение всей работы ИКВ до ее выключения.

Если ЦВМ не исправна или не включена, то табло «ВКЛ РАБ ИКВ» загорится сразу по сигналу «Готовность» трех ИКВ (через 2 – 3 мин после включения ИКВ). Для обеспечения более точного вычисления дрейфов гироскопов в этом случае установить переключатель «Р – Н» в положение «Н».

Курсовертикаль выполнена в виде самостоятельного моноблока, который объединяет гиростабилизированную платформу, устройства стабилизации и коррекции, индикаторы ускорений, а также другие устройства, обеспечивающие работу гиростабилизированной платформы. На лицевой стороне ИКВ установлены электрический счетчик наработки часов СВ-1, пять сигнализаторов СО-1, с помощью которых фиксируется отказ гировертикали и других блоков, контрольный разъем РПКМ-67 и потенциометры для регулировки дрейфа гироскопов и интеграторов.

На задней стенке корпуса ИКВ размещены два штепсельных разъема (РПКМ) для соединения ИКВ с бортовой сетью самолета через соединительную коробку СК-52.

Каждая ИКВ размещена на раме РМ-4, которая крепится к профилям этажерки четырьмя винтами. Соединительная коробка крепится к профилям отдельно от рам винтами. Регулировка установки рамы относительно осей самолета при монтаже не требуется.

Рама имеет штуцер для подвода охлаждающего воздуха, необходимого для работы ИКВ. К штуцеру подсоединен мягкий трубопровод системы кондиционирования, который зажат хомутом.

ИКВ без обдува охлаждающим воздухом может работать в течение 120, 60, 40, 35 мин при окружающих температурах 25, 30, 35, 40°С соответственно. ИКВ расположены на левом борту в техническом отсеке между шпангоутами №13 – 15, на этажерке.

 

лок контроля кренов

Блок (рис.4,5) контролируют работу ИКВ и ПКП по углам крена и тангажа. На самолете установлено два блока: один для контроля углов крена, другой – углов тангажа. Каждый блок состоит из двух равнозначных каналов, дублирующих друг друга. В каждый канал БКК поступают сигналы, пропорциональные углам крена (тангажа) от резервной ИКВ через трансформатор ПСТ-265ШО и от датчиков углов крена и тангажа левого и правого ПКП.

Рис.4. Блок контроля кренов БКК-18

 

Датчики углов крена (тангажа) ПКП питаются переменным током от автоматов защиты «БКК» через трансформатор БТ-4; величины их входных сигналов определяются величиной сигналов, пропорциональных углам крена (тангажа) ИКВ, и зависят от правильности их отработки указателем ПКП.

В БКК вычисляется осредненный сигнал крена (тангажа), с которым сравнивается каждый из сигналов крена (тангажа), поступающих от двух ПКП и резервной ИКВ. Если левая и правая ИКВ со своими ПКП, а также резервная ИКВ исправны, то их сигналы совпадают с осредненным сигналом независимо от маневров самолета. При этом сигналы «Исправность вертикали» от левой и правой ИКВ поступают в соответствующий ПКП, и на ПКП убираются бленкеры «АГ». Одновременно эти сигналы поступают в САУ и МСРП.

При отказе одной ИКВ (левой или правой) или ее указателя ПКП сигнал датчика этого ПКП будет отличаться от осредненного сигнала. Если разность этих сигналов достигнет 7±2°, то в БКК срабатывает пороговое устройство и выключает логическую схему. Логическая схема определяет неправильно показавший ПКП и разрывает цепь сигнала «Исправность вертикали» соответствующей ИКВ. При этом на неисправном ПКП выпадает бленкер «АГ» и снимается сигнал «Исправность» с потребителей отказавшей ИКВ.

При отказе резервной ИКВ БКК аналогично вырабатывает сигнал «Отказ ИКВ резервной», поступающий на табло «ОТКАЗ ИКВ РЕЗ» на центральной панели приборной доски пилотов. Если откажут две ИКВ из трех, ил ИКВ резервная и один ПКП, или два ПКП, то логическая схема БКК вырабатывает сигнал отказа для трех ИКВ, хотя одна из них исправна; при этом разрывается цепь сигналов «Исправность вертикали» левой и правой ИКВ и вырабатывается сигнал «Отказ ИКВ резервной», на обоих ПКП выпадают бленкеры «АГ» и на приборных досках пилотов загораются табло «ОТКАЗ ИКВ РЕЗ». Бленкер «АГ» на ПКП выпадает также при снятии сигнала «Исправность вертикали» из-за отказа ИКВ или при отказе ПКП по сигналу системы внутреннего контроля ПКП.

БКК имеет систему встроенного контроля, которая включается установкой переключателя «ТЕСТ – КОНТРОЛЬ» в положение «1» или «2», при этом имитируются условия отказа двух приборов. В положении «1» первый канал блока вырабатывает сигнал «ОТКАЗ», поступающий на оба ПКП, одновременно внутри блока производится автоматическая проверка функциональных схем, и, если они исправны, загорается табло «БКК ИСПРАВЕН» на левом пульте пилотов. При установке переключателя в положение «2» аналогично проверяется второй канал БКК.

При выполнении тест – контроля БКК одновременно производится его обнуление, т.е. приведение обоих частей БКК в исходное положение. Обнуление БКК можно также выполнить выключателем «ОБНУЛЕНИЕ», размещенным под кабиной экипажа рядом с блоком БКК (шпангоут №4 – 6).

Электропитание БКК постоянным и переменным током контролируется с помощью сигнализаторов нарушения питания (СНП). При отказе или выключении электропитания БКК срабатывает СНП, при этом производится обнуление БКК и загорается табло «ПИТАНИЯ БКК НЕТ» на приборных досках пилотов.

Блоки установлены на правом борту: под кабиной экипажа (шпангоут №4 – 6), на этажерке. Каждый блок установлен на раме с четырьмя амортизаторами и закреплен на ней замками. К бортовой сети блок подключается с помощью разъемов на раме.

На передней панели блока размещены регулировочные элементы, закрытые крышкой, клемма для подключения перемычки металлизации, ручка для снятия и установки блока. На передней панели блока размещены два разъема «Ш_верх» и «Ш_низ», которые при установке блока на раму стыкуются с ответной частью разъемов на раме.

Рис.5. Трансформаторы ПСТ-265ШО и БТ-4

 

2.5. Сигнализатор нарушения питания СНП-1

СНП (рис.6) предназначен для обеспечения сигнализации об отказе питания БКК-18. Сигнал об отказе в цепи постоянного тока выдается при снижении напряжения до 15±3 В или при обрыве, в цепи переменного тока при обрыве одной или двух фаз, а также при снижении питания до 27±3 В.

На самолете установлено два СНП по числу БКК. При отказе питания СНП вырабатывает сигнал постоянного тока, который через САС (см. 33.00.00) поступает на табло «ПИТАНИЯ БКК НЕТ» на приборных досках пилотов. Одновременно производится обнуление БКК.

Для того, чтобы загорелось табло «ПИТАНИЯ БКК НЕТ», достаточно сигнала от одного СНП-1. Поэтому для определения СНП-1, выдавшего сигнал о прекращении питания одного из блоков БКК-18, следует нажать кнопку «ПРОВЕРКА СНП» на пульте левого пилота и поочередно выключить автоматы защиты «СНП» на РУ223.

СНП размещены рядом с БКК (на правом борту под кабиной экипажа, на этажерке). Он представляет собой металлическую коробку со штепсельным разъемом, крепится к профилям этажерки четырьмя винтами.

 

Рис.6. Сигнализатор нарушения питания СНП-1

итание

Питание ИКВ переменным током напряжением 115 В и 36 В и постоянным током напряжением 27 В.

Аккумулятор аварийного освещения (аккумулятор №5) не используется для запуска ВСУ на земле и в воздухе, он непрерывно подзаряжается в полете, поэтому его напряжение стабильно. При отказе питания ИКВ от бортовой сети (отказ четырех генераторов в полете) работоспособность ИКВ не нарушается, поскольку их питание обеспечивается от аккумулятора №5 до запуска ВСУ и включения генератора ВСУ.

Питание переменным током напряжением 115 В и 36 В левой и резервной ИКВ осуществлено от шин распределительных устройств РУ211 и РУ212 левого борта, правой ИКВ – от шин РУ221 иРУ222 правого борта. В этих же целях, последовательно с установленными в РУ автоматами защиты, на панели Н253 установлены выключатели.

Блоки контроля кренов питаются:

· переменным током напряжением 36 В от шин левого борта (к этим же шинам подключаются трансформаторы БТ-4, питающие датчики углов крена и тангажа ПКП, сигналы которых поступают в БКК для контроля);

· постоянным током напряжением 27В – от шин левого и правого борта через выключатель «ПИТАНИЕ БКК».

Сигнализаторы нарушения питания питаются постоянным током напряжением 27 В от шин левого и правого борта. Сведения об источниках питания (шинах), автоматах защиты и выключателях в цепях питания ИКВ, БКК, СНП и их размещении на самолете приведены в таблице.

Таблица

Потребитель	Номер РУ	Номер Шины	Название АЗС	Тип АЗС	Название и тип выключателя на панели Н253
Курсовертикаль 1 (левая)		И1 Аккум. №5 А В С   В2   А2	«АГ ВЕРТИК 1» «ВЕРТИК 1» «АГ ЛЕВ ВЕРТИК 1» «КУРСОВЕРТИ-КАЛИ 1, ПИТ» «ОБОГР 1»	АзРГК-10-2с АзРГК-10-2с Аз3К-2   АзФ1К-2   АзФ1К-10	«АГ ВЕРТИКАЛЬ ЛЕВ»; 3В200К «ПИТАНИЕ КУРСО- ВЕРТИК 1»; В200К
Курсовертикаль 2 (резервная)		И2 Аккум. №5 А В С   В2   С2	«ВЕРТИК 2» «ВЕРТИК 2» «ВЕРТИКАЛЬ 2»   «КУРСОВЕРТИ- КАЛИ 2, ПИТ» «ОБОГР 2»	АзРГК-10-2с АзРГК-10-2с Аз3К-2   АзФ1К-2   АзФ1К-10	«ВЕРТИКАЛЬ 2 ВЕРТИК»; 3В200К «ПИТАНИЕ КУРСО- ВЕРТИК 2»; В200К
Курсовертикаль 3 (правая)		И2 Аккум. №5 А В С   А2   С2	«АГ ВЕРТИК 3» «ВЕРТИК 3» «АГ ПРАВ ВЕРТИК 3» «КУРСОВЕРТИ- КАЛЬ 3, ПИТ» «ОБОГР 3»	АзРГК-10-2с АзРГК-10-2с Аз3К-2   АзФ1К-2   АзФ1К-10	«АГ ВЕРТИКАЛЬ ПРАВ»; 3В200К «ПИТАНИЕ КУРСО- ВЕРТИК 3»; В200К
БКК-18		И2 И2 А С	«БКК ОСНОВН» «БКК ДУБЛИР» «БКК»	АзРГК-10-2с АзРГК-10-2с АзФ1К-2(2шт)
СНП-1		И2 И2	«СНП» «СНП»	АзРГК-10-2с АзРГК-10-2с

 

 

абота

Во время подготовки к работе курсовертикали должны быть приведены в рабочее положение. До включения питания курсовертикалей необходимо на ПУ-41 переключатель «Р – Н» установить в положение «Н», предварительно откинув предохранительный колпачок с надписью «РАБОТА». При включении питания (при включении автоматов защиты и выключателей, перечисленных в п. 2.6) загорается табло «НАСТРОЙК ИКВ». При условии что температура внутри корпуса ИКВ выше -5°С, автоматически включается режим «Ускоренный выход» и вырабатываются сигналы «Исправность», «Исправность вертикали» и «Исправность курса».

Этот режим продолжается в течение 1 мин, за это время гироплатформа ИКВ занимает положение, при котором ее две оси совпадают с проекциями продольной и поперечной осей самолета на горизонтальную плоскость, а третья ось, перпендикулярная первым двум, устанавливается в вертикальное положение.

По окончании режима «Ускоренный выход» на обоих ПКП убирается бленкер «АГ», гаснет табло «ОТКАЗ ИКВ РЕЗ». Указатели крена и тангажа ПКП индицируют стояночные углы крена и тангажа самолета. ИКВ выдают в другие системы сигналы стояночных углов крена, тангажа, а также курса, равного нулю.

ПРИМЕЧАНИЕ: Если температура внутри корпуса ИКВ ниже -5°С, то включение режима «Ускоренный выход» задерживается до тех пор, пока система обогрева не повысит температуру внутри корпуса ИКВ до -5°С.

Через 1 мин после включения питания автоматически включается режим «Радиальная коррекция», во время которого уточняется горизонтальное положение гироплатформы и вычисляются величины дрейфа гироскопов. Через 2 – 3 мин у каждой ИКВ вырабатываются сигналы «Готовность», которые поступают в ЦВМ (см. 34.60.00), где производится контроль продолжительности режима. ИКВ должен работать в режиме «Радиальная коррекция» не менее 10 мин для достаточно точного определения дрейфов гироскопов. Через 10 мин после включения питания по сигналу от ЦВМ (если в ЦВМ введены координаты места стоянки самолета), загорается табло «ВКЛ РАБ ИКВ», которое сигнализирует о том, что дрейфы гироскопов определены достаточно точно и что ИКВ готовы для перехода в рабочий режим.

Для перехода ИКВ в рабочий режим работы переключатель «Р – Н» следует установить в положение «Р» и зафиксировать его предохранительным колпачком с надписью «РАБОТА». При этом включается интегральная коррекция гироплатформы, она становится свободной в азимуте, табло «НАСТРОЙК ИКВ» и «ВКЛ РАБ ИКВ» гаснут.

Если ЦВМ не исправна или не включена, то табло «ВКЛ РАБ ИКВ» загорится через 2 – 3 мин, когда у трех ИКВ вырабатывается сигнал «Готовность». Переключение ИКВ в рабочий режим в этом случае также следует производить через 10 мин (для обеспечения более точного определения дрейфов гироскопов) после включения ИКВ, контроль продолжительности времени производит обслуживающий экипаж.

Внешняя система контроля, осуществляемая БКК и СНП, должна быть включена выключателем «ПИТАНИЕ БКК» на пульте левого пилота после того, как на ПКП будут убраны бленкеры «АГ» и их указатели крена и тангажа будут индицировать стояночные углы тангажа и крена самолета. При отказе левой и правой ИКВ, а также при срабатывании БКК из-за отказа левой (правой) ИКВ или соответствующего ПКП на этом КП выпадает бленкер «АГ».

При отказе резервной ИКВ по сигналу БКК загорается табло «ОТКАЗ РЕЗ ИКВ». Если прекратится питание БКК переменным или постоянным током, по сигналу СНП загорается табло «ПИТАНИЯ БКК НЕТ» и обнуляются оба блока БКК, при этом выключается внешний контроль показаний основных авиагоризонтов. Однако внутренний контроль ИКВ и ПКП продолжает работать и при отказе приборов бленкер «АГ» на ПКП выпадает.

Бленкеры «АГ» на ПКП и «КС» на ПНП выпадают также при выруливании, если на пульте ПУ-41 был неправильно установлен переключатель «С – Ю» или при включении питания ИКВ переключатель «Р – Н» на ПУ-41 находился в положении «Р».