Содержание статьи

АВИАЦИОННЫЕ БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ , приборное оборудование, помогающее летчику вести самолет. В зависимости от назначения авиационные бортовые приборы делятся на пилотажно-навигационные, приборы контроля работы авиадвигателей и сигнализационные устройства. Навигационные системы и автоматы освобождают пилота от необходимости непрерывно следить за показаниями приборов. В группу пилотажно-навигационных приборов входят указатели скорости, высотомеры, вариометры, авиагоризонты, компасы и указатели положений самолета. К приборам, контролирующим работу авиадвигателей, относятся тахометры, манометры, термометры, топливомеры и т.п.

В современных бортовых приборах все больше информации выносится на общий индикатор. Комбинированный (многофункциональный) индикатор дает возможность пилоту одним взглядом охватывать все объединенные в нем индикаторы. Успехи электроники и компьютерной техники позволили достичь большей интеграции в конструкции приборной доски кабины экипажа и в авиационной электронике. Полностью интегрированные цифровые системы управления полетом и ЭЛТ-индикаторы дают пилоту лучшее представление о пространственном положении и местоположении самолета, чем это было возможно ранее.

Новый тип комбинированной индикации – проекционный – дает пилоту возможность проецировать показания приборов на лобовое стекло самолета, тем самым совмещая их с панорамой внешнего вида. Такая система индикации применяется не только на военных, но и на некоторых гражданских самолетах.

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ

Совокупность пилотажно-навигационных приборов дает характеристику состояния самолета и необходимых воздействий на управляющие органы. К таким приборам относятся указатели высоты, горизонтального положения, воздушной скорости, вертикальной скорости и высотомер. Для большей простоты пользования приборы сгруппированы Т-образно. Ниже мы кратко остановимся на каждом из основных приборов.

Указатель пространственного положения.

Указатель пространственного положения представляет собой гироскопический прибор, который дает пилоту картину внешнего мира в качестве опорной системы координат. На указателе пространственного положения имеется линия искусственного горизонта. Символ самолета меняет положение относительно этой линии в зависимости от того, как сам самолет меняет положение относительно реального горизонта. В командном авиагоризонте обычный указатель пространственного положения объединен с командно-пилотажным прибором. Командный авиагоризонт показывает пространственное положение самолета, углы тангажа и крена, путевую скорость, отклонение скорости (истинной от «опорной» воздушной, которая задается вручную или вычисляется компьютером управления полетом) и представляет некоторую навигационную информацию. В современных самолетах командный авиагоризонт является частью системы пилотажно-навигационных приборов, которая состоит из двух пар цветных электронно-лучевых трубок – по две ЭЛТ для каждого пилота. Одна ЭЛТ представляет собой командный авиагоризонт, а другая – плановый навигационный прибор (см. ниже ). На экраны ЭЛТ выводится информация о пространственном положении и местоположении самолета во всех фазах полета.

Плановый навигационный прибор.

Плановый навигационный прибор (ПНП) показывает курс, отклонение от заданного курса, пеленг радионавигационной станции и расстояние до этой станции. ПНП представляет собой комбинированный индикатор, в котором объединены функции четырех индикаторов – курсоуказателя, радиомагнитного индикатора, индикаторов пеленга и дальности. Электронный ПНП с встроенным индикатором карты дает цветное изображение карты с индикацией истинного местоположения самолета относительно аэропортов и наземных радионавигационных средств. Индикация направления полета, вычисления поворота и желательного пути полета предоставляют возможность судить о соотношении между истинным местоположением самолета и желаемым. Это позволяет пилоту быстро и точно корректировать путь полета. Пилот может также выводить на карту данные о преобладающих погодных условиях.

Указатель воздушной скорости.

При движении самолета в атмосфере встречный поток воздуха создает скоростной напор в трубке Пито, закрепленной на фюзеляже или на крыле. Воздушная скорость измеряется путем сравнения скоростного (динамического) напора со статическим давлением. Под действием разности динамического и статического давлений прогибается упругая мембрана, с которой связана стрелка, показывающая по шкале воздушную скорость в километрах в час. Указатель воздушной скорости показывает также эволютивную скорость, число Маха и максимальную эксплуатационную скорость. На центральной панели расположен резервный пневмоуказатель воздушной скорости.

Вариометр.

Вариометр необходим для поддержания постоянной скорости подъема или снижения. Как и высотомер, вариометр представляет собой, в сущности, барометр. Он указывает скорость изменения высоты, измеряя статическое давление. Имеются также электронные вариометры. Вертикальная скорость указывается в метрах в минуту.

Высотомер.

Высотомер определяет высоту над уровнем моря по зависимости атмосферного давления от высоты. Это, в сущности, барометр, проградуированный не в единицах давления, а в метрах. Данные высотомера могут представляться разными способами – с помощью стрелок, комбинаций счетчиков, барабанов и стрелок, посредством электронных приборов, получающих сигналы датчиков давления воздуха. См. также БАРОМЕТР .

НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ И АВТОМАТЫ

На самолетах устанавливаются различные навигационные автоматы и системы, помогающие пилоту вести самолет по заданному маршруту и выполнять предпосадочное маневрирование. Некоторые такие системы полностью автономны; другие требуют радиосвязи с наземными средствами навигации.

Электронные навигационные системы.

Существует ряд различных электронных систем воздушной навигации. Всенаправленные радиомаяки – это наземные радиопередатчики с радиусом действия до 150 км. Они обычно определяют воздушные трассы, обеспечивают наведение при заходе на посадку и служат ориентирами при заходе на посадку по приборам. Направление на всенаправленный радиомаяк определяет автоматический бортовой радиопеленгатор, выходная информация которого отображается стрелкой указателя пеленга.

Основным международным средством радионавигации являются всенаправленные азимутальные радиомаяки УКВ-диапазона VOR; их радиус действия достигает 250 км. Такие радиомаяки используются для определения воздушной трассы и для предпосадочного маневрирования. Информация VOR отображается на ПНП и на индикаторах с вращающейся стрелкой.

Дальномерное оборудование (DME) определяет дальность прямой видимости в пределах около 370 км от наземного радиомаяка. Информация представляется в цифровой форме.

Для совместной работы с маяками VOR вместо ответчика DME обычно устанавливают наземное оборудование системы TACAN. Составная система VORTAC обеспечивает возможность определения азимута с помощью всенаправленного маяка VOR и дальности с помощью дальномерного канала TACAN.

Система посадки по приборам – это система радиомаяков, обеспечивающая точное наведение самолета при окончательном заходе на посадочную полосу. Курсовые посадочные радиомаяки (радиус действия около 2 км) выводят самолет на среднюю линию посадочной полосы; глиссадные радиомаяки дают радиолуч, направленный под углом около 3° к посадочной полосе. Посадочный курс и угол глиссады представляются на командном авиагоризонте и ПНП. Индексы, расположенные сбоку и внизу на командном авиагоризонте, показывают отклонения от угла глиссады и средней линии посадочной полосы. Система управления полетом представляет информацию системы посадки по приборам посредством перекрестья на командном авиагоризонте.

«Омега» и «Лоран» – радионавигационные системы, которые, используя сеть наземных радиомаяков, обеспечивают глобальную рабочую зону. Обе системы допускают полеты по любому маршруту, выбранному пилотом. «Лоран» применяется также при заходе на посадку без использования средств точного захода. Командный авиагоризонт, ПНП и другие приборы показывают местоположение самолета, маршрут и путевую скорость, а также курс, расстояние и расчетное время прибытия для выбранных путевых точек.

Инерциальные системы.

Система обработки и индикации пилотажных данных (FMS).

Система FMS обеспечивает непрерывное представление траектории полета. Она вычисляет воздушные скорости, высоту, точки подъема и снижения, соответствующие наиболее экономному потреблению топлива. При этом система использует планы полета, хранящиеся в ее памяти, но позволяет также пилоту изменять их и вводить новые посредством компьютерного дисплея (FMC/CDU). Система FMS вырабатывает и выводит на дисплей летные, навигационные и режимные данные; она выдает также команды для автопилота и командного пилотажного прибора. В дополнение ко всему она обеспечивает непрерывную автоматическую навигацию с момента взлета до момента приземления. Данные системы FMS представляются на ПНП, командном авиагоризонте и компьютерном дисплее FMC/CDU.

ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

Индикаторы работы авиадвигателей сгруппированы в центре приборной доски. С их помощью пилот контролирует работу двигателей, а также (в режиме ручного управления полетом) изменяет их рабочие параметры.

Для контроля и управления гидравлической, электрической, топливной системами и системой поддержания нормальных рабочих условий необходимы многочисленные индикаторы и органы управления. Индикаторы и органы управления, размещаемые либо на панели бортинженера, либо на навесной панели, часто располагают на мнемосхеме, соответствующей расположению исполнительных органов. Индикаторы мнемосхем показывают положение шасси, закрылков и предкрылков. Может указываться также положение элеронов, стабилизаторов и интерцепторов.

СИГНАЛИЗАЦИОННЫЕ УСТРОЙСТВА

В случае нарушений в работе двигателей или систем, неправильного задания конфигурации или рабочего режима самолета вырабатываются предупредительные, уведомительные или рекомендательные сообщения для экипажа. Для этого предусмотрены визуальные, звуковые и тактильные средства сигнализации. Современные бортовые системы позволяют уменьшить число раздражающих тревожных сигналов. Приоритетность последних определяется по степени неотложности. На электронных дисплеях высвечиваются текстовые сообщения в порядке и с выделением, соответствующими степени их важности. Предупредительные сообщения требуют немедленных корректирующих действий. Уведомительные – требуют лишь немедленного ознакомления, а корректирующих действий – в последующем. Рекомендательные сообщения содержат информацию, важную для экипажа. Предупредительные и уведомительные сообщения делаются обычно и в визуальной, и в звуковой форме.

Системы предупредительной сигнализации предупреждают экипаж о нарушении нормальных условий эксплуатации самолета. Например, система предупреждения об угрозе срыва предупреждает экипаж о такой угрозе вибрацией обеих штурвальных колонок. Система предупреждения опасного сближения с землей дает речевые предупредительные сообщения. Система предупреждения о сдвиге ветра дает световой сигнал и речевое сообщение, когда на маршруте самолета встречается изменение скорости или направления ветра, способное вызвать резкое уменьшение воздушной скорости. Кроме того, на командном авиагоризонте высвечивается шкала тангажа, что позволяет пилоту быстрее определить оптимальный угол подъема для восстановления траектории.

ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ

«Режим S» – предполагаемый канал обмена данными для службы управления воздушным движением – позволяет авиадиспетчерам передавать пилотам сообщения, выводимые на лобовое стекло самолета. Сигнализационная система предупреждения воздушных столкновений (TCAS) – это бортовая система, выдающая экипажу информацию о необходимых маневрах. Система TCAS информирует экипаж о других самолетах, появляющихся поблизости. Затем она выдает сообщение предупредительного приоритета с указанием маневров, необходимых для того, чтобы избежать столкновения.

Глобальная система местоопределения (GPS) – военная спутниковая система навигации, рабочая зона которой охватывает весь земной шар, – теперь доступна и гражданским пользователям. К концу тысячелетия системы «Лоран», «Омега», VOR/DME и VORTAC практически полностью вытеснены спутниковыми системами.

Монитор состояния (статуса) полета (FSM) – усовершенствованная комбинация существующих систем уведомления и предупреждения –помогает экипажу в нештатных летных ситуациях и при отказах систем. Монитор FSM собирает данные всех бортовых систем и выдает экипажу текстовые предписания для выполнения в аварийных ситуациях. Кроме того, он контролирует и оценивает эффективность принятых мер коррекции.

Механические манометры . В них используются методы измерения давления, в которых силы измеряемого давления непосредственно сравниваются с весом столба жидкости, эталонного груза или с силами упругих чувствительных элементов. Механические манометры, сконструированные на основе первых двух методов, находят применение в стационарных условиях или используются как контрольные при проверке и тарировке других. При реализации третьего метода измерения давления в качестве упругих чувствительных элементов (УЧЭ) используются мембраны, мембранные коробки, сильфоны и трубчатые пружины. Их деформация зависит от значения измеряемого давления.

Рис. 12. Устройство мановакуумметра

В мановакуумметре (Рис. 12) в качестве УЧЭ применяются манометрический и барометрический сильфоны 9 и 6. Давление р к которое измеряется, подаётся в сильфон 9 . Сильфоном 6 измеряется давление р а , равное атмосферному. Под действием разности давлений происходит перемещение штока 8 , отклонение рычага 7 , перемещение тяги 2 , поворот сектора 1 , вращение трубки 5 и стрелки 4 относительно шкалы 3 .

При измерении давления механическими манометрами возникают методические, инструментальные и динамические погрешности.

Методическая погрешность появляется за счёт изменения абсолютного давления окружающей среды.

Инструментальные погрешности возникают из-за наличия трения, люфтов в опорах и шарнирах подвижных элементов, дисбаланса подвижной системы, а также от изменения температуры окружающей среды. Последнее вызывает изменения модуля упругости материала, из которого изготовлен УЧЭ, и геометрических размеров деталей передаточного механизма. Уменьшение этой погрешности достигается с помощью биметаллических температурных компенсаторов и подбором материалов, из которых изготавливаются УЧЭ.

Динамические погрешности обусловлены запаздыванием измерений, которые зависят от параметров трубопровода, соединяющего объект контроля с механическим манометром.

Электромеханические манометры. В этих манометрах силы измеряемого давления преобразуются в перемещение УЧЭ, которые воздействуют на параметры измерительных электрических схем (сопротивление R , индуктивность L или ёмкость С ). Преобразователь давления устанавливается непосредственно на объекте контроля, что позволяет отказаться от соединительных трубопроводов большой длины, избавиться от ряда погрешностей, упростить монтаж и эксплуатационное обслуживания.

Манометры типа ЭДМУ. Электрические дистанционные манометры унифицированного типа ЭДМУ (Рис. 13) имеют одинаковое устройство и элементы для всех диапазонов измеряемых давлений, за исключением УЧЭ и градуировки шкалы. Принципиальная электрическая схема приведена далее.

Рис. 13. Схема манометра типа ЭДМУ

Измеряемое давление р и подаётся в УЧЭ, который связан с щёткой Е 3 потенциометра В 1 через передаточный механизм. Значения сопротивлений R x и R y потенциометра преобразователя давления, меняющиеся в зависимости от давления р и , образуют два плеча мостовой схемы. Другими плечами мостовой схемы являются резисторы R 1 и R 2. Рамки логометра L 1, L 2и резистор R Д составляют измерительную диагональ моста. Общая точка соединения рамок подключена к полудиагонали, состоящей из резисторов R 3 и R 4. Они предназначены для компенсации температурных погрешностей, вызванных изменением сопротивления рамок логометра при колебаниях температуры окружающей среды. Рамки логометров имеют одинаковое число витков, но разные конструктивные размеры. Вследствие этого внутренняя рамка имеет меньшее сопротивление. Для обеспечения симметрии схемы в цепь внутренней рамки включено добавочное сопротивление R Д . При подключении к схеме напряжения питания в случае R x = R y мостовая схема симметрична. Ток, протекающий по полудиагонали через резисторы R 3 и R 4, разветвляется на два равных тока I 1 и I 2 рамок L 1и L 2(Рис. 14). При нарушении равенства между R x и R y симметрия в схеме нарушается, вследствие чего нарушается и равенство токов. Токи I 1 и I 2 , протекая по рамкам логометра, создают магнитные поля, характеризующиеся векторами напряжённости:

H 1 = I 1 w H 2 = I 2 w,

где, w – число витков каждой из рамок.

Подвижный магнит, на оси которого крепиться стрелка, располагается по направлению вектора

H = H 1 + H 2 ,

где, H – вектор напряжённости результирующего магнитного поля.

Рис. 15. Кинематическая схема преобразователя давления

Измеряемое давление р и подаётся через штуцер 9 в полость преобразователя давления. Под действием р и происходит перемещение центра мембраны 8 , толкателя 6 ,качалки 5 , рычага 3 , и щёткодержателя 13. Пружина 4 возвращает рычаг в исходное положение при уменьшении давления р и .

Рис. 16. Конструкция логометра ЭДМУ

Конструкция логометра ЭДМУ (Рис. 16) состоит из подвижного магнита 2 и неподвижных рамок 3 и 10 . Магнит 2 и стрелка 5 крепиться к оси 9, концы которой вставлены в подпятники 6 . Медный корпус 1 магнитного успокоителя используется для демпфирования колебаний подвижной системы логометра.

Неподвижный магнит 4 возвращает стрелку прибора в нулевое положение при отключении напряжения питания.

Погрешности, вносимые в схему измерения датчиком давления, аналогичны погрешностям механических манометров. Погрешности, вносимые электрической схемой и указателем, возникают при изменении температуры окружающей среды, при действии на подвижную систему указателя сил трения, дисбаланса и люфтов, а также от магнитного гистерезиса в материале экрана и подвижного магнита. Общая суммарная погрешность (± 4) и наличие ненадёжного скользящего контракта являются недостатками манометров этого типа.

Манометры типа ЭМ являются приборами дифференциального типа, измеряющими разность двух давлений (Рис. 17). В качестве УЧЭ применяются гофрированные мембраны, деформация которых преобразуется в электрическую величину с помощью потенциометрического преобразователя. Указателем является четырёхрамочный логометр с подвижным магнитом.

Рис. 17. Схема манометра типа ЭМ

Крайние точки потенциометра соединены накоротко, поэтому он эквивалентен круговому потенциометру. Каждая секция потенциометра соединена с соответствующим отводом рамки логометра. Напряжение питания 27 В ± 10% подаётся на щётку потенциометрического преобразователя и точку объединяющую все рамки логометра. При перемещении щётки потенциометра под действием сил давления происходит перераспределение токов в рамках логометра. В них создаются магнитные поля, характеризующиеся векторами напряженности. Подвижный магнит четырёхрамочного логометра располагается по направлению вектора напряжённости Н суммарного магнитного поля. Сопротивления R 1 и R 2 служат для регулировки ширины и равномерности шкалы. Применение такой схемы даёт возможность получать при малом перемещении жёсткого центра мембраны и щётки потенциометра большие углы отклонения стрелки указателя (размах шкалы достигает 270 0). Это существенно повышает точность измерения давления при прочих равных условиях. Вследствие симметричности схемы прибора на показания указателя не влияют ни изменение напряжения питания, ни сопротивления рамок при колебаниях температуры окружающей среды. Суммарная погрешность прибора ± 3%. Основными недостатками манометра типа ЭМ являются наличие скользящего контакта и увеличенное число соединительных проводов, что снижает надёжность прибора, увеличивает его массу и усложняет монтаж на борту ЛА.

Манометры типа ДИМ . Недостатки потенциометрических преобразователей, связанные с износом потенциометрических преобразователей, связанные с износом потенциометра, нарушением контактов при вибрациях и колебаниях измеряемого давления, повышенных температурах, устранены в дистанционных индуктивных манометрах типа ДИМ (Рис. 18). Это обеспечивается применением дифференциального индуктивного преобразователя. Манометры этого типа применяются для измеряемого давления при повышенных температурах и значительных высокочастотных помех (до 700 Гц). Принципиальная электрическая схема манометра приведена ниже.

Рис. 18. Схема манометра типа ДИМ

В качестве УЧЭ применяются либо гофрированные мембраны, либо мембранные коробки. Жёсткий подвижный центр УЧЭ соединён с якорем индуктивного преобразователя. Катушки индуктивного преобразователя L 1 и L 2 совместно с резисторами R 1 и R 2 образуют мостовую схему, которая работает на переменном токе 36В 400 Гц. В диагональ мостовой схеме включены рамки логометрического указателя. При измерении давления деформация УЧЭ передаётся на якорь, который изменяет воздушный зазор в магнитных цепях катушек L 1и L 2. Это вызывает изменения индуктивности катушек и ведёт к перераспределению токов в рамках логометра. Так как логометр работает на постоянном токе, то в качестве выпрямителей в измерительную схему введены диоды Д 1 и Д 2. Максимальные погрешности манометров типа ДИМ составляет ± 4%, размах шкалы указателя 120 0 .

Сигнализаторы давления . Они предназначены для выдачи информации о наличии в системах силовых установок номинальных или критических режимов. УЧЭ 1 сигнализатора давления управляют работой контактов 4,5, коммутирующих электрическую цепь (Рис. 19).

Рис. 19. Схема сигнализатора давления

Сигнализатор давления 2 размыкает электрическую цепь с помощью упоров 3 и 6 при уменьшении разности давления Δр = р 2 – р 1 .

Измеритель отношения давлений типа ИОД . Он предназначен для контроля тяги двигателя по отношению давлений

π =р 2 / р 1

где, р 1 – полное давление на входе в двигатель;

р 2 – давление за турбиной двигателя.

Схема прибора (Рис. 20) состоит их датчика отношения давления (ДОД) и указателя отношения давлений (УОД). Она является измерительной схемой компенсационного типа в отличие от измерительных схем прямого преобразования. ДОД состоит: из рабочего сильфона17, в полость которого подаётся давление р 2 , анероид 1, реагирующего на изменение давления р 1 , подаваемого в корпус датчика; контактной системы 15, служащей для управления электродвигателем 13, через усилитель 16, потенциометра 2, фиксирующего отклонение рычага 18.

Рис. 20. Схема измерителя отношения давлений типа ИОД

УОД состоит: из усилителя 8; двигателя 10; механизма обратной связи, в который входят редуктор и потенциометр 12; механизма указателя, включающего ходовой механизм, шкалу 4, механизм ленты 3 и возвратную пружину 7. Лампы Л1 и Л2 освещают шкала указателя.

При изменении режима работы двигателя, следовательно, и изменении отношения давления подвижный контакт контактной системы 15, расположенной на рычаге 18, замкнётся с верхним или нижним неподвижным контактном, и электродвигатель 13 начнёт поворачивать анероид, изменяя угол его наклона к рычагу 18. При достижении равновесия приведённых сил сильфона и анероида происходит размыкание контактов и двигатель отключается. При этом с потенциометра 2 снимаются сигналы, пропорциональные отношению давлений. Он включён в мостовую измерительную схему указателя, содержащую потенциометр обратной связи 12 и подгоночные сопротивления 11. При разбалансе моста в диагонали возникает напряжение, которое усиливается усилителем 8 и поступает на электродвигатель 10 указателя, который уравновешивает мостовую схему с помощью потенциометрической обратной связи 12 и перемещает механизм указателя с показывающей лентой 3. При этом на шкале 4 указывается величина измеряемого отношения давлений. В случае отклонения питания или выхода из строя элементов прибора лента возвращается за нижнюю отметку шкалы возвратной пружиной 7. Подгоночные резисторы 11 позволяет произвести регулировку размаха чётно-белой границы ленты по шкале указателя. Вращением кремальеры 6 перемещается гайка со стрелкой 5 вдоль шкалы для отметки заранее установленного значения отношения давлений в точке контроля.

Термостружкосигнализаторы . Для своевременного предупреждения экипажа о появлении ненормальностей в работе подшипниковых узлов средней и задней опор ротора двигателя в нижней части камеры сгорания установлен корпус с масляными фильтрами и термостружкосигнализаторами (ТСС).

Система (Рис. 21) состоит из следующих основных элементов:

а) двух термостружкосигнализаторов 1, один из которых установлен в магистрали откачки масла от заднего подшипника ротора компрессора, другой – в магистрали откачки масла от подшипника ротора турбины;

б) сигнальной лампочки, расположенной на приборной доске в кабине экипажа.

В корпусе маслофильта имеются два канала, один из которых соединён с полостью заднего подшипника компрессора, другой – с полостью подшипника турбины.

В каждом канале установлен маслофильтр 10 и ТСС 1, которые своими фланцами совместно крепятся к корпусу маслофильтров 11 двумя болтами.

Рис. 21. Конструкция маслофильтра

Корпус маслофильтров 11 своим верхним фланцем крепиться четырьмя болтами к фланцу, имеющему на нижнем ребре жёсткости корпуса камеры сгорания. Между фланцами устанавливается паронитовая прокладка.

На корпусе маслофильтров 11, кроме того, установлено два штуцера для соединения каналов корпуса трубопроводами с масляным агрегатом.

Каждый ТСС состоит из датчика, сигнализирующего о стальной стружке в откачиваемом масле, и датчика предельной температуры воздушно - масляной смеси.

Датчик наличия стальной стружки состоит из магнитного накопителя стружки, представляющего собой два постоянных магнита 4 и 6, установленных с воздушным зазором друг против друга разными полюсами. Магниты соединены проводами 2 и 3 с контактами штепсельного разъёма термостружкосигнализатора. На корпусе ТСС установлен штепсельный разъём для подключения его к электрическим цепям двигателя и самолёта.

Датчик предельной температуры расположен в верхней части корпуса 5 и состоит из корпуса 8, вставки 9 из легкоплавкого сплава и контактов, одним из которых является верхняя часть магнита 6 , а другим – кольцо 7.

Вставка 9 помещается внутри конуса 8 и поддерживается тремя равноотстоящими выступами.Кольцо 7 соединено проводом 2 с магнитом 4.

Принцип работы как датчика наличия стружки, так и термодатчика основан на замыкании минусовой цепи сигнальной лампочки системы термостружкосигнализации при появлении стружки или повышении температуры откачиваемой воздушно – масляной смеси выше допустимой величины.

При появлении металлической стружки в одной из указанных выше магистралей откачки масла между магнитами образуется замкнутая сеть, так как зазор между магнитами заполняется стружкой.

В результате этого на приборной доске в кабине экипажа загорается лампочка наличия стружки в двигателе.

В случае повышения температуры воздушно - масляной смеси в магистрали откачки из полости заднего подшипника компрессора выше 180 0 С и магистрали откачки из полости подшипника турбины выше 202 0 С легкоплавкие вставки расплавляются и соединяют поверхность магнитов 6 и колец 7 .Образуется замкнутая электрическая цепь, которая включает лампочку в кабине пилота, сигнализирующую о наличии стружки в масле.

Вывод: приборы контроля за работой силовых установок самолётов предназначены для контроля за тягой и тепловым режимом авиационных двигателей, состоянием смазки, запасом и расходом топлива, работой отдельных систем и агрегатов. К ним относятся приборы для измерения скорости вращения, температуры, давления, количества топлива в баках и расхода топлива. К этой же группе приборов относятся сигнализаторы заданных давлений в топливной системе и указатели положений конуса воздухозаборника, противопомпажных створок и рычага топлива, позволяющие проверить состояние соответствующих систем.

Двигатели самолётов, топливные и масляные баки, баллоны воздушных систем и другие объекты, за работой которых необходимо наблюдать во время полёта, располагается на расстоянии нескольких метров и даже десятков метров от кабины, где сосредоточено управление самолётов. Поэтому все приборы, контроля за работой силовых установок должны быть дистанционными.

Авиационные двигатели работают в напряжённом тепловом режиме, близком к предельному. Поэтому к термометрам, применяемым для контроля за тепловым режимом двигателя и обслуживающих систем. Предъявляется требование повышенной точности измерения. Так, при максимальных значениях измеряемых температур погрешность измерения температуры газов ТРД не должна превышать ± (0,5-1)%. Точность измерения температуры в системах охлаждения авиационных двигателей всех типов оценивается допустимой погрешностью ± (3-5)%.

Давление топлива в газотурбинных двигателях должно измеряться с погрешностью не более ± 1.5 % в диапазоне 0-10 кГ/см 2 и ±4 % в диапазоне 10-100 кГ/см 2 . Погрешность измерения давления масла не должна превышать ± 4%.

Заключение

Точное измерение фактического запаса топлива на самолёте и мгновенного или суммарного его расхода необходимо для обеспечения безопасности полёта и выдерживания оптимального режима работы двигателя. Погрешность измерения количества топлива при положении самолёта в линии полёта не должна превышать 2-3% фактического запаса топлива не должна быть более ± 2,5%.

Сигнализаторы заданных давлений должны срабатывать с погрешностью, не превышающей ± 5% номинальных значений давления срабатывания.

Вопросы на самостоятельную подготовку

1.Контролируемые параметры силовых установок, агрегатов и систем ЛА.

2.Принцип работы термометра типа ТЭУ.

3. Принцип работы термодатчика.

4. Принцип работы ТНВ.

5. Принцип работы термоэлектрических термометров.

6. Принцип действия магнитоэлектрического гальванометра

7. Приборы контроля состояния масляных систем двигателя.

Литература

1. В.Д. Константинов, И.Г. Уфимцев, Н.В. Козлов "Авиационное оборудование самолётов" стр. 119-148.

2. Ю. П. Доброленский "Авиационное оборудование" стр. 82-88.

3. А.С. Тыртычко, Н.Н. Точилов, М.М. Ногас, В.М. Блувштейн "Авиационное оборудование вертолётов" стр. 254-282.

4. В.В. Глухов, И.М. Синдеев, М.М. Шемаханов "Авиационное и радиоэлектронное оборудование ЛА." стр. 46-76.

5. Конспект лекций.

Похожая информация.

Количество топлива в баках измеряется с помощью дистанционных топливомеров. Для измерения мгновенного или суммарного расхода топлива применяются расходомеры. Рассмотрим принцип работы применяющихся на современных самолетах топливомеров и расходомеров. Топливомеры. Принцип действия топливомеров основан на измерении уровня топлива в баках...

6.4. Приборы для измерения давления жидкостей и газов

В качестве приборов для измерения давления жидкостей и газов используются дистанционные манометры. Наибольшее применение в авиации получили электромеханические (типа ЭДМУ и ЭМ) и. электроиндукционные (типа ДИМ) манометры...

6.3. Авиационные термометры

Авиационные термометры относятся к группе дистанционных приборов, позволяющих измерять температуру жидких и газообразных сред: масла, охлаждающих жидкостей, воздуха и газов. В зависимости от принципа действия они подразделяются на термоэлектрические термометры и электрические термометры сопротивления. Термоэлектрические термометры. Принцип действия этих термометров основан на измерении термоэлектродвижущей силы, возникающей в замкнутой цепи из двух последовательно соединенных электродов термопары...

6.2. Авиационные тахометры

Тахометры служат для измерения частоты вращения вала авиадвигателя. Необходимость измерения этого параметра обуславливается тем, что по его значениям можно косвенно судить о развиваемой двигателем мощности или тяге и тепловой напряженности его работы, что весьма важно для правильной эксплуатации силовой установки. В качестве измерителей частоты вращения вала двигателя применяются центробежные и электрические магнитоиндукционные1 тахометры. Центробежные тахометры используются как датчики в системах автоматического регулирования динамических параметров турбокомпрессориых установок авиадвигателей и в качестве датчиков систем программного управления режимами их работы. Электрические дистанционные тахометры благодаря высокой надежности получили широкое применение практически на всех типах современных самолетов. Комплект электрического дистанционного тахометра, внешний вид которого показан на смотреть статью под номером 6.1, а, состоит из датчика и указателя...

6.1. Общие сведения

В полете необходимо управлять режимом работы силовых установок, поскольку наибольшая эффективность, надежность и ресурс обеспечиваются при оптимальном режиме их работы. Для контроля параметров работы силовых установок и их систем самолеты оборудованы соответствующим приборным оборудованием. По показаниям приборов экипаж имеет возможность систематически и объективно контролировать основные параметры работы двигателей и систем, а затем, сравнивая их с номинально требуемыми, корректировать режим работы силовых установок. Основными параметрами, характеризующими режим работы силовой установки, являются: частота вращения вала двигателя, его мощность, тяга или крутящий момент, температура масла и выходящих газов для ГТД, давление топлива, масла и гидросмеси системы, количество и расход топлива. На самолетах эти параметры контролируются дистанционными приборами, которые облегчают их монтаж на самолете, повышают надежность работы, обеспечивают выполнение противопожарных требований в кабинах, а также создают необходимые предпосылки для автоматизированного или автоматического управления работой силовой установки. Широко используются комбинированные показывающие приборы, у которых в одном корпусе размещаются механизмы нескольких указателей, контролирующих различные параметры...

Содержание статьи

АВИАЦИОННЫЕ БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ , приборное оборудование, помогающее летчику вести самолет. В зависимости от назначения авиационные бортовые приборы делятся на пилотажно-навигационные, приборы контроля работы авиадвигателей и сигнализационные устройства. Навигационные системы и автоматы освобождают пилота от необходимости непрерывно следить за показаниями приборов. В группу пилотажно-навигационных приборов входят указатели скорости, высотомеры, вариометры, авиагоризонты, компасы и указатели положений самолета. К приборам, контролирующим работу авиадвигателей, относятся тахометры, манометры, термометры, топливомеры и т.п.

В современных бортовых приборах все больше информации выносится на общий индикатор. Комбинированный (многофункциональный) индикатор дает возможность пилоту одним взглядом охватывать все объединенные в нем индикаторы. Успехи электроники и компьютерной техники позволили достичь большей интеграции в конструкции приборной доски кабины экипажа и в авиационной электронике. Полностью интегрированные цифровые системы управления полетом и ЭЛТ-индикаторы дают пилоту лучшее представление о пространственном положении и местоположении самолета, чем это было возможно ранее.

Новый тип комбинированной индикации – проекционный – дает пилоту возможность проецировать показания приборов на лобовое стекло самолета, тем самым совмещая их с панорамой внешнего вида. Такая система индикации применяется не только на военных, но и на некоторых гражданских самолетах.

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ

Совокупность пилотажно-навигационных приборов дает характеристику состояния самолета и необходимых воздействий на управляющие органы. К таким приборам относятся указатели высоты, горизонтального положения, воздушной скорости, вертикальной скорости и высотомер. Для большей простоты пользования приборы сгруппированы Т-образно. Ниже мы кратко остановимся на каждом из основных приборов.

Указатель пространственного положения.

Указатель пространственного положения представляет собой гироскопический прибор, который дает пилоту картину внешнего мира в качестве опорной системы координат. На указателе пространственного положения имеется линия искусственного горизонта. Символ самолета меняет положение относительно этой линии в зависимости от того, как сам самолет меняет положение относительно реального горизонта. В командном авиагоризонте обычный указатель пространственного положения объединен с командно-пилотажным прибором. Командный авиагоризонт показывает пространственное положение самолета, углы тангажа и крена, путевую скорость, отклонение скорости (истинной от «опорной» воздушной, которая задается вручную или вычисляется компьютером управления полетом) и представляет некоторую навигационную информацию. В современных самолетах командный авиагоризонт является частью системы пилотажно-навигационных приборов, которая состоит из двух пар цветных электронно-лучевых трубок – по две ЭЛТ для каждого пилота. Одна ЭЛТ представляет собой командный авиагоризонт, а другая – плановый навигационный прибор (см. ниже ). На экраны ЭЛТ выводится информация о пространственном положении и местоположении самолета во всех фазах полета.

Плановый навигационный прибор.

Плановый навигационный прибор (ПНП) показывает курс, отклонение от заданного курса, пеленг радионавигационной станции и расстояние до этой станции. ПНП представляет собой комбинированный индикатор, в котором объединены функции четырех индикаторов – курсоуказателя, радиомагнитного индикатора, индикаторов пеленга и дальности. Электронный ПНП с встроенным индикатором карты дает цветное изображение карты с индикацией истинного местоположения самолета относительно аэропортов и наземных радионавигационных средств. Индикация направления полета, вычисления поворота и желательного пути полета предоставляют возможность судить о соотношении между истинным местоположением самолета и желаемым. Это позволяет пилоту быстро и точно корректировать путь полета. Пилот может также выводить на карту данные о преобладающих погодных условиях.

Указатель воздушной скорости.

При движении самолета в атмосфере встречный поток воздуха создает скоростной напор в трубке Пито, закрепленной на фюзеляже или на крыле. Воздушная скорость измеряется путем сравнения скоростного (динамического) напора со статическим давлением. Под действием разности динамического и статического давлений прогибается упругая мембрана, с которой связана стрелка, показывающая по шкале воздушную скорость в километрах в час. Указатель воздушной скорости показывает также эволютивную скорость, число Маха и максимальную эксплуатационную скорость. На центральной панели расположен резервный пневмоуказатель воздушной скорости.

Вариометр.

Вариометр необходим для поддержания постоянной скорости подъема или снижения. Как и высотомер, вариометр представляет собой, в сущности, барометр. Он указывает скорость изменения высоты, измеряя статическое давление. Имеются также электронные вариометры. Вертикальная скорость указывается в метрах в минуту.

Высотомер.

Высотомер определяет высоту над уровнем моря по зависимости атмосферного давления от высоты. Это, в сущности, барометр, проградуированный не в единицах давления, а в метрах. Данные высотомера могут представляться разными способами – с помощью стрелок, комбинаций счетчиков, барабанов и стрелок, посредством электронных приборов, получающих сигналы датчиков давления воздуха. См. также БАРОМЕТР .

НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ И АВТОМАТЫ

На самолетах устанавливаются различные навигационные автоматы и системы, помогающие пилоту вести самолет по заданному маршруту и выполнять предпосадочное маневрирование. Некоторые такие системы полностью автономны; другие требуют радиосвязи с наземными средствами навигации.

Электронные навигационные системы.

Существует ряд различных электронных систем воздушной навигации. Всенаправленные радиомаяки – это наземные радиопередатчики с радиусом действия до 150 км. Они обычно определяют воздушные трассы, обеспечивают наведение при заходе на посадку и служат ориентирами при заходе на посадку по приборам. Направление на всенаправленный радиомаяк определяет автоматический бортовой радиопеленгатор, выходная информация которого отображается стрелкой указателя пеленга.

Основным международным средством радионавигации являются всенаправленные азимутальные радиомаяки УКВ-диапазона VOR; их радиус действия достигает 250 км. Такие радиомаяки используются для определения воздушной трассы и для предпосадочного маневрирования. Информация VOR отображается на ПНП и на индикаторах с вращающейся стрелкой.

Дальномерное оборудование (DME) определяет дальность прямой видимости в пределах около 370 км от наземного радиомаяка. Информация представляется в цифровой форме.

Для совместной работы с маяками VOR вместо ответчика DME обычно устанавливают наземное оборудование системы TACAN. Составная система VORTAC обеспечивает возможность определения азимута с помощью всенаправленного маяка VOR и дальности с помощью дальномерного канала TACAN.

Система посадки по приборам – это система радиомаяков, обеспечивающая точное наведение самолета при окончательном заходе на посадочную полосу. Курсовые посадочные радиомаяки (радиус действия около 2 км) выводят самолет на среднюю линию посадочной полосы; глиссадные радиомаяки дают радиолуч, направленный под углом около 3° к посадочной полосе. Посадочный курс и угол глиссады представляются на командном авиагоризонте и ПНП. Индексы, расположенные сбоку и внизу на командном авиагоризонте, показывают отклонения от угла глиссады и средней линии посадочной полосы. Система управления полетом представляет информацию системы посадки по приборам посредством перекрестья на командном авиагоризонте.

«Омега» и «Лоран» – радионавигационные системы, которые, используя сеть наземных радиомаяков, обеспечивают глобальную рабочую зону. Обе системы допускают полеты по любому маршруту, выбранному пилотом. «Лоран» применяется также при заходе на посадку без использования средств точного захода. Командный авиагоризонт, ПНП и другие приборы показывают местоположение самолета, маршрут и путевую скорость, а также курс, расстояние и расчетное время прибытия для выбранных путевых точек.

Инерциальные системы.

Система обработки и индикации пилотажных данных (FMS).

Система FMS обеспечивает непрерывное представление траектории полета. Она вычисляет воздушные скорости, высоту, точки подъема и снижения, соответствующие наиболее экономному потреблению топлива. При этом система использует планы полета, хранящиеся в ее памяти, но позволяет также пилоту изменять их и вводить новые посредством компьютерного дисплея (FMC/CDU). Система FMS вырабатывает и выводит на дисплей летные, навигационные и режимные данные; она выдает также команды для автопилота и командного пилотажного прибора. В дополнение ко всему она обеспечивает непрерывную автоматическую навигацию с момента взлета до момента приземления. Данные системы FMS представляются на ПНП, командном авиагоризонте и компьютерном дисплее FMC/CDU.

ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

Индикаторы работы авиадвигателей сгруппированы в центре приборной доски. С их помощью пилот контролирует работу двигателей, а также (в режиме ручного управления полетом) изменяет их рабочие параметры.

Для контроля и управления гидравлической, электрической, топливной системами и системой поддержания нормальных рабочих условий необходимы многочисленные индикаторы и органы управления. Индикаторы и органы управления, размещаемые либо на панели бортинженера, либо на навесной панели, часто располагают на мнемосхеме, соответствующей расположению исполнительных органов. Индикаторы мнемосхем показывают положение шасси, закрылков и предкрылков. Может указываться также положение элеронов, стабилизаторов и интерцепторов.

СИГНАЛИЗАЦИОННЫЕ УСТРОЙСТВА

В случае нарушений в работе двигателей или систем, неправильного задания конфигурации или рабочего режима самолета вырабатываются предупредительные, уведомительные или рекомендательные сообщения для экипажа. Для этого предусмотрены визуальные, звуковые и тактильные средства сигнализации. Современные бортовые системы позволяют уменьшить число раздражающих тревожных сигналов. Приоритетность последних определяется по степени неотложности. На электронных дисплеях высвечиваются текстовые сообщения в порядке и с выделением, соответствующими степени их важности. Предупредительные сообщения требуют немедленных корректирующих действий. Уведомительные – требуют лишь немедленного ознакомления, а корректирующих действий – в последующем. Рекомендательные сообщения содержат информацию, важную для экипажа. Предупредительные и уведомительные сообщения делаются обычно и в визуальной, и в звуковой форме.

Системы предупредительной сигнализации предупреждают экипаж о нарушении нормальных условий эксплуатации самолета. Например, система предупреждения об угрозе срыва предупреждает экипаж о такой угрозе вибрацией обеих штурвальных колонок. Система предупреждения опасного сближения с землей дает речевые предупредительные сообщения. Система предупреждения о сдвиге ветра дает световой сигнал и речевое сообщение, когда на маршруте самолета встречается изменение скорости или направления ветра, способное вызвать резкое уменьшение воздушной скорости. Кроме того, на командном авиагоризонте высвечивается шкала тангажа, что позволяет пилоту быстрее определить оптимальный угол подъема для восстановления траектории.

ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ

«Режим S» – предполагаемый канал обмена данными для службы управления воздушным движением – позволяет авиадиспетчерам передавать пилотам сообщения, выводимые на лобовое стекло самолета. Сигнализационная система предупреждения воздушных столкновений (TCAS) – это бортовая система, выдающая экипажу информацию о необходимых маневрах. Система TCAS информирует экипаж о других самолетах, появляющихся поблизости. Затем она выдает сообщение предупредительного приоритета с указанием маневров, необходимых для того, чтобы избежать столкновения.

Глобальная система местоопределения (GPS) – военная спутниковая система навигации, рабочая зона которой охватывает весь земной шар, – теперь доступна и гражданским пользователям. К концу тысячелетия системы «Лоран», «Омега», VOR/DME и VORTAC практически полностью вытеснены спутниковыми системами.

Монитор состояния (статуса) полета (FSM) – усовершенствованная комбинация существующих систем уведомления и предупреждения –помогает экипажу в нештатных летных ситуациях и при отказах систем. Монитор FSM собирает данные всех бортовых систем и выдает экипажу текстовые предписания для выполнения в аварийных ситуациях. Кроме того, он контролирует и оценивает эффективность принятых мер коррекции.

«ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ. Силовая установка самолета состоит из трех турбореактивных двухконтурных двигателей ДКУ-154. Работа двигателей контролируется приборами, ...»

ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ.

Силовая установка самолета состоит из трех турбореактивных двухконтурных двигателей ДКУ-154.

Работа двигателей контролируется приборами, светосигнальными устройствами,

расположенными на приборных досках, пультах и электрощитках на рабочих местах пилотов и

бортинженера.

Бортовые приборы позволят экипажу оценить исправность двигателей на земле и в полете

по величине основных параметров, характеризующих состояние двигателей и режим его работы.

Сигнальные устройства извещают экипаж о ненормальном функционировании систем двигателей.

МАГНИТОИНДУКЦИОННЫЙ ТАХОМЕТР ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ИТЭ-2Т, ИТЭ-1Т.

Предназначен для непрерывного дистанционного измерения частоты вращения роторов компрессора (оборотов в минуту) главного вала двигателя, выраженной в процентах от его максимальных значений высоты.

На самолете установлены 3 измерителя ИТЭ-1Т и 3 измерителя ИТЭ-2Т. В комплект каждого входят указатель и датчик.

ИТЭ-1Т - указатель-измеритель измеряет скорость вращения роторов первого каскадов компрессора, установлен на средней приборной доске. Шкала от 0 до 110 %, цена деления 1%.

ДТЭ-6Т – датчик - расположен на коробке моторных агрегатов.

ИТЭ-2Т – указатель-измеритель установлен на приборной доске бортинженера, измеряет обороты ротора второго каскада компрессора. ИТЭ-2Т имеет стрелки с цифрами «1» и «2»:

стрелка с цифрой «1» - показывает обороты ротора компрессора первого каскада КВД, стрелка с цифрой «2» – второго каскада КНД.

Прибор имеет два автономных измерительных узла, получает сигналы от двух датчиков:

ДТЭ-5Т - НД, установлен на маслоагрегате, ДТЭ-6Т – ВД, на коробке моторных агрегатов, работает на два указателя.

ИТЭ-1Т ИТЭ-2Т ДТЭ-6Т ДТЭ-5Т Принцип действия. Основан на электрической дистанционной передаче вращения вала двигателя валу магнитоиндукционного узла измерителя и принципе преобразования частоты вращения вала магнитоиндукционного узла в угловые перемещения стрелки.

ДТЭ – датчик, представляет собой трехфазный генератор переменного тока с возбуждением от постоянных 4-х полюсных роторов-магнитов, вращающихся внутри статора.

Статор собран из пластин трансформаторного железа. Датчик крепится к валу при помощи хвостовика. При вращении ротора датчика в статоре наводится ЭДС, которая передается на указатель.

Указатель – синхронный двигатель, на оси ротора которого укреплен магнитоиндукционный измерительный узел. Он преобразует частоту вращения ротора в угловые перемещения стрелки.

Основные технические данные:

1. Погрешности измерения Пределы измерения Погрешности показаний об/мин в % при температуре об/мин в % +50±3°С +20±5°С -60±3°С

–  –  –

При работе двигателя стрелка измерителя не сходит с нуля.

Причина: Обрыв или короткое замыкание соединительных проводов между датчиком и измерителем тахометра.

Устранение: Проверить поводку.

Причина: Нарушение контакта в штепсельном соединении измерителя или датчика.

Устранение: Проверить качество пайки провода к контактным деталям.

Пульсация стрелки измерителя на малых оборотах (в начале шкалы).

Причина: Пониженное напряжение или наличие коротко-замкнутых витков в обмотке статора датчика.

Причина: Наличие больших зазоров в сочленении хвостового датчика и гнезда привода двигателя.

Устранение: Проверить состояние хвостовика датчика и гнезда привода двигателя.

Погрешности при нормальной температуре превышают допуск.

Стрелка не сходит с нуля при работе двигателя (за исключением данных, указанных выше).

Стрелка не возвращается на нуль после остановки двигателя.

Пульсация стрелки на малых оборотах или всем диапазоне оборотов двигателя более допустимых значений.

Движение стрелки скачками.

Причина: Дефектный измеритель.

Устранение: Дефектный измеритель заменить годным.

ИЗМЕРИТЕЛЬ ТЕМПЕРАТУРЫ ВЫХОДЯЩИХ ГАЗОВ Т*6 ЗА ТУРБИНОЙ

ДВИГАТЕЛЯ 2ИА-7А-670.

Чувствительными элементами, воспринимающими температуру газов, являются сдвоенные термопары Т-99-3, общие для 2ИА-7А и ВПРТ-44, в количестве 12 шт. на двигателе.

Термопары расположены равномерно по окружности корпуса задней опоры двигателя.

Каждая состоит из 2-х независимых термоэлектродных пар. Одна соединена с ПК-9Г, вторая с ПКБ.

Установлено два комплекта аппаратуры. В комплект входят:

УТ-7А(Б) – вибрационно-устойчивый прибор, установлен на панели приборов контроля работы двигателей пульта бортинженера, состоит из индикаторной части и схемы сравнения со стабилизатором напряжения. Индикаторная часть состоит из редуктора с двигателем, узла сигнализации, потенциометра, циферблата и двух стрелок. Одна стрелка перемещается по шкале от 0 до 1200°, цена деления 50°. Вторая стрелка - по шкале от 0 до 100°, цена деления 5°.

Сигнальное устройство на табло не задействовано.

При T*6 = 670°С идет запись в МСРП.

2УЭ-6В – сдвоенный усилитель электронный, расположен под столом бортинженера, 2 шт.

С него возможна запись температуры в МСРП. Установлен на амортизаторы.

ПК-9Б – переходные компенсационные колодки, предназначенные для компенсации ТЭДС холодного спая термопары. Установлены на каждом двигателе.

2КНР - кнопка проверки - одна на все приборы, установлена на панели приборов контроля работы двигателей.

Электропитание. Питается от сети 200/115В фазой 115 В с РК-115В правой и от сети постоянного тока напряжением 27В через АЗС «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ» двигатель 1 с левой панели АЗС и двигатели 2, 3 с правой панели АЗС. Сигнал «ОПАСНАЯ ТЕМПЕРАТУРА ГАЗОВ», имеющий выход на МСРП, запитан от сети постоянного тока, «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ»II канал АЗС лев (1), прав (2, 3). Аварийное питание от ПОС-125Т4.

Включается электропитание выключателями «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ» на панели запуска двигателя (панели приборов контроля работы двигателей).

Для проверки погрешности использует УПТ-1М и контрольный прибор КП-5.

Принцип действия. При изменении температуры UТП через переходную компенсационную колодку подается на схему сравнения указателя. ПК компенсирует ТЭДС холодного спая термопары. Сигнал разности преобразуется усилителем и подается на двигатель, который перемещает стрелки.

Время готовности - 5 мин.

Колебания и уход стрелок - 6°.

Предназначен для ограничения температуры газов за турбиной от начала автоматической работы до взлетного режима на прямой и обратной тяге.

В состав входят:

Т-99-3 – термопары – чувствительные элементы, воспринимают температуру газов за турбиной. Термопары сдвоенные, общие для ВПРТ-44 и 2ИА-7А, в количестве 12 шт. на двигатель.

ПК-9Г - компенсационная колодка на двигателе.

РТ-12-4М сер.3 – регулятор температуры, 3шт. Установлены во втором салоне в районе панели генераторов над багажными полками (61-62 шп.) Закрыты крышкой.

ДР-4М сер. 2 – датчики режимов на двигателе. Механически связаны с РУД агрегата на НР-30КУ4, и выдают электрический сигнал напряжения переменного тока, амплитуда которого пропорциональна положению РУД. При снижении режима работы двигателя от взлетного до 0,7N tОГР снижается линейно от tОГР взлетного режима до tОГР 0,7N. При дальнейшем снижении режима до НАР величина температуры ограничения остается постоянной и равна tОГР 0,7N.

П-69-2М – приемники температуры торможения воздуха на входе в двигатель, установлены на каждом двигателе. По сигналу П-69 в регуляторе корректируется уровень настройки ограничения t6 за турбиной по температуре воздуха tВОЗД на входе в двигатель.

Коэффициент коррекции K=tОГР/tВХ;

При tВОЗД=+15°С и выше К =0,8, при tВОЗД +15°С - К=0,85.

Это значит, что при tВОЗД на входе в двигатель +15°С и выше, на каждый градус изменения указанной температуры происходит изменение ограничения температуры газа за турбиной на 0,8°С.

ИМТ-3 – исполнительный механизм топливный, установлен на каждом двигателе. ИМТ преобразует электрические сигналы РТ в гидравлические и, воздействуя на гидроусилитель настройки регулятора оборотов НР, ограничивает температуру газа за турбиной путем снижения подачи топлива.

НР-30 – топливный насос-регулятор, 3 шт., установлен на каждом двигателе.

Принцип действия. Напряжение от термопар подается на вход РТ, где сравнивается в элементе сравнения с напряжением настройки регулятора (UОП), величина которого определяется положением регулятора «ОСН» и «0,7N», а также сигналами с ДР-4М и П-69.

Винты закрыты специальной крышкой. «ОСН» предназначен для регулирования температуры ограничения взлетного режима в диапазоне 550650°С (при температуре на входе 15°С). «0,7N» регулирует снижение температуры на 70120°С относительно температуры взлетного режима.

При этом изменяется наклон прямолинейной зависимости tОГР=f(n2). Управляющий сигнал (UОП – UТП) поступает на вход МУ, который усиливает его и преобразует в сигнал переменного тока. Причем полярность управляющего сигнала зависит от соотношения величин сравниваемых напряжений, а фаза сигнала переменного тока на входе МУ зависит от полярности управляющего сигнала.

Дальнейшее усиление сигнала происходит в однотактном фазочувствительном усилителе ФЧУ. ФЧУ – детектор, собран на германиевых полупроводниковых триодах и кремниевых диодах.

Для увеличения быстродействия системы ограничения температуры в усилителе имеется корректирующий контур, компенсирующий динамическую погрешность термопары.

Для повышения устойчивости системы в РТ12-4МТ применен нелинейный корректирующий контур, который до режима ограничения обеспечивает работу регулятора по температуре и по скорости ее изменения и отключается автоматически при режиме ограничения температуры.

При выбранных параметрах элементов корректирующего контура суммарное время задержки регулятором UВЫХ не превышает 0,3 сек, при постоянном tТП - 2 сек.

В корректирующем контуре происходит значительное ослабление мощности сигнала, поэтому после корректирующего контура сигнал усиливается в магнитном усилителе УМ-9А с преобразованием постоянного тока в переменный. Сигнал переменного тока усиливается и преобразуется в сигнал постоянного тока Регулировка РПРТ.

Т*6 мах на взлете 550650°;

Т*G мах на 0,7N на 70120° Т*G взл;

Для двигателя Т*G предельная: взлетная 665°;

номинальная 600°;

мал. газ 465°.

Напряжение от ТП, поступающее на вход регулятора, сравнивается в элементе сравнения с опорным напряжением UОП, величина которого определяется:

Положением ручек настройки РТ,

Сигналами от ДР, П-69.

Выходной сигнал РТ подается на исполнительный топливный механизм, который перенастраивает НР на уменьшение подачи топлива к форсункам, что приводит к уменьшению температуры газа за турбиной до заданной величины. Если полное длительное включение ИМТ не приводит к снижения температуры, то схема контроля отключает ИМТ от канала регулирования.

Сигнализации нет.

Электропитание. Питание РТ двигателя 1 производится с панели генераторов левой по переменному току и РК 27 В задней левой по постоянному. Питание РТ двигателей 2 и 3 производится с панели генераторов правой, с шин автономных правых по переменному току и РК 27 В задней правой по постоянному току. Включение электропитания осуществляется выключателями «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ» на пульте бортинженера. Система контроля питается постоянным током через АЗС ГК2 «НАСТРОЙКА РТ 1, 2, 3 ДВ.» На правой панели АЗС.

Включатели наземной настройки находятся на дополнительном электрощитке.

При включении регулятор перенастраивается на 100±5° ниже температуры ограничения взлетного режима.

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ МОТОРНЫЙ ИНДИКАТОР ЭМИ-3РТИ.

Служит для измерения давления топлива в первом контуре форсунок, избыточного давления и температуры масла на входе в двигатель.

В комплект на каждый двигатель входят:

УИЗ-3 – трехстрелочный указатель, установлен на панели приборов контроля работы двигателей на пульте бортинженера. Заключает в одном корпусе 3 измерительных элемента от 3 самостоятельных приборов – 2-х манометров и термометра. Все измерительные элементы крепятся на общем основании и закрываются общим кожухом. Каждый измерительный элемент состоит из логометра, мостика с деталями, циферблата с подшипниками штепсельной вилки с амортизационной прокладкой. В измерительных элементах используется магнитоэлектрический логометр с вращающимся магнитом и неподвижными роликами.

ИДТ-100 – индуктивный датчик замера давления топлива.

ИДТ-8 - индуктивный датчик замера давления масла.

П-63 – приемник температуры масла.

Питание от РК 36 В левого и правого и от АЗС левой, правой.

ДИСТАНЦИОННЫЙ ИНДУКТИВНЫЙ МАНОМЕТР ДИМ-4Т (ТЕПЛОСТОЙКИЙ) ДО

САМОЛЕТА 85661.

Предназначен для измерения избыточного давления топлива на входе в НР-30КУ-154.

В комплект входят:

УИ1-4 – указатель – индикатор однострелочный. Отсчет давления по шкале от 0 до 4 кг/см2. Основным элементом является магнитоэлектрический логометр с подвижным магнитом и неподвижными рамками.

ИДТ-4 – датчик в топливной магистрали двигателя перед топливными НР.

Измерительным элементом двигателя является мембрана, закрепленная в корпусе.

Питание от РК 36 В левого двигателя 1, от РК 36В правого двигателя 2, 3.

Принцип действия. Работа манометра заключается в том, что под действием избыточного давления мембрана деформируется, и через шток эта деформация передается на якорь, который изменяет воздушные зазоры магнитных цепей катушек. При этом в одной цепи зазор увеличивается, а в другой уменьшается. Это вызывает изменение индуктивности катушек, что ведет к перераспределению тока в рамах логометра указателя. Поэтому каждому положению якоря соответствует определенное положение стрелки.

ИЗМЕРИТЕЛЬ ВИБРАЦИИ ИВ-50П-А-3 СЕР.2.

Обеспечивает непрерывный контроль уровня вибрации корпуса двигателя в месте установки датчика и выдачу сигналов при превышении допустимого уровня на табло и в МСРП.

Появление вибрации, превышающей установленную норму, а также опасного для работы двигателя уровня вибрации внезапно появляющейся или непрерывно возрастающей указывает на разрушение в двигателе. Может быть вызвано разрушением приводов агрегатов, вращающихся частей, дисбалансом роторов компрессоров и т. д. Ранее предупреждение о начавшемся разрушении позволит экипажу принять необходимые меры, позволяющие избежать серьезных повреждений двигателя и летных происшествий.

В состав входят:

УК-68ВБ – указатель. На самолетах до №85661 - с галетным переключателем на панели запуска двигателей, на самолетах с №85661 три указателя на панели приборов контроля работы двигателей, там же переключатель выбора опор;

МВ-04-1 сер. 2 – датчик вибрации, пьезокерамический, 2 шт., находятся на разделительном корпусе и на задней подвеске. Предназначен для преобразования виброускорения, действующего по оси чувствительности, в электрический заряд. Принцип действия датчик основан на пьезоэлектрическом эффекте, основной характеристикой датчика является его коэффициент преобразования, определяемый по формуле:

К=Q/Y, где Q – электрический заряд, Y – виброускорение, м/сек.

Размеры датчика Н=40 мм, D40 мм.;

БЭ-30-2 – блок электронный, 3 шт., расположены в техотсеке №5, хвостовая часть, все блоки на одной раме РА-9;

Табло «ВИБРАЦИЯ ВЕЛИКА» – загорается при достижении уровня вибрации 55%, одновременно загорается табло «НЕИСПРАВ ДВИГАТЕЛЬ»;

Табло «ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ» – загорается при достижении уровня вибрации 65% одновременно загорается табло «НЕИСПРАВ ДВИГАТЕЛЬ» и светосигнализатор в головке РОД.

Срабатывание сигнализации фиксируется МСРП.

Питание: от сети переменного тока АЗ «Аппаратура вибрации», двигатель 1, 2, 3 левая панель генераторов, от сети постоянного тока предохранители «Питание 27 В Аппаратура вибрации» двигатели 1 и 2, 3 в РК 27 В заднем левом и правом.

Включается выключателями «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ».

РАБОТА ИВ-50П-А-3.

Сигнал от датчика, преобразующего механические колебания двигателя в электрический заряд пропорциональный виброускорению, поступает на вход соответствующего канала блока. В каждом канале заряд преобразуется в переменное напряжение, пропорциональное виброскорости.

Переменное напряжение фильтруется, усиливается до необходимого значения и затем выпрямляется.

Выходные напряжения постоянного тока каждого канала, поступают в МСРП, и коммутируются на индикатор. По индикатору виброскорость в %.

Блок имеет два релейных выхода, коммутирующих напряжение 27 В бортовой сети для питания табло двух уровней, и выдает напряжение 27 В бортовой сети, которое используется в качестве РК для записи в МСРП. Релейных выход каждого из двух уровней является общим для двух каналов блока.

Основные технические данные.

Диапазон контролируемой частоты от 50 до 200 Гц.

Диапазон измерения от 5 до 100 мм/с.

Затухание частотной характеристики вне заданного диапазона частоты не менее 20дБ на октаву.

Погрешность по выходам на сигнал ±10%, по выходному напряжению БУР ±10%, индикатор ±10%.

Номинальное значение срабатывания сигнализации:

в комплекте с УК ±15%;

от верхнего предела в диапазоне измерений 550 м/с;

от измерения величины в диапазоне 50100 м/с.

Встроенная СК аппаратуры обеспечивает проверку работоспособности каждого канала.

Выходное постоянное напряжение каждого канала аппаратуры в МСРП пропорционально виброскорости и находится в пределах 06,3 В при изменении виброскорости в пределах 5100 м/с.

В аппаратуре применен датчик вибрации МВ-04-1. Принцип действия МВ основан на пьезоэлектрическом эффекте. При воздействии вибрации на датчик сила инерции груза МВ действует на блок пьезоэлементов. В результате на контактах блока генерируется электрический заряд, пропорциональный величине вибрации двигателя, на котором закреплен датчик.

Чувствительный элемент пьезопреобразователя состоит из блока пьезоэлементов, электроизолированного от корпуса вибропреобразователя и прикрепленного к нему груза. Жгут МВ выполнен из двухпроводного антивибрационного кабеля и заканчивается розеткойсоединителем.

В качестве электронного блока в аппаратуре применен двухканальный блок БЭ-30-2.

Каждый функциональный узел блока конструктивно выполнен на отдельной плате. На лицевую панель блока под планку регулировка выведены отдельно для каждого канала оси переменных резисторов, предназначенных для регулировки коэффициента преобразования блока (У) и уровней настройки встроенного контроля (ВК), срабатывания сигнализации «ПОВЫШЕНАЯ ВИБРАЦИЯ»

(Н), «ОПАСНАЯ ВИБРАЦИЯ» (О).

Доступ через 8 круглых отверстий, расположенных в выемке.

Соединитель «КОНТРОЛЬ» закрыт заглушкой, через которую осуществляется электрическое соединение датчиков с входными цепями блоков и выходных цепей с индикатором, которые необходимо разъединить при проверке аппаратуры с УПИВ-П-1 (подключение через жгут УПИВ). На задней панели блока соединитель РПКМ, для электрического соединения блока с остальными изделиями аппаратуры через раму, и два отверстия под конические фиксаторы.

Три блока БЭ устанавливаются на раме РА-9. Она из трех индивидуальных рам, соединенных рейками, винтовые зажимы и фиксаторы на каждой, амортизаторы перемычки металлизации. Имеет переходную коробку с соединителями. От них в БУР и через них к БЭ подключается 115 В и 27 В, световые табло, индикаторы, датчики, переключатели ВК и каналов измерения.

Индикатор вибрационно-устойчивый магнитоэлектрический микроамперметр с подвижной рамкой и током полного отклонения 200 мкА.

При проверке встроенным контролем –27 В бортовой сети подается на обмотку реле К фильтра, при срабатывании которого –12,6 В поступают в цепи управления четырехканального интегрального переключателя. При этом напряжение выхода генератора ВСК поступает на вход преобразователя заряда. Одновременно два других канала интегрального переключателя замыкают на общий провод выходы датчиков измерительных каналов. На индикатор – постоянный ток, срабатывает сигнализация.

Стабилизатор – для преобразования переменного напряжения 115 В в напряжение, необходимое для питания микросхем и транзисторов блока и стабилизатора: 9; 18; 12,6 и -12,6 В.

НЕИСПРАВНОСТИ.

Стрелка индикатора не отклоняется, табло не включены.

Возможная причина: несправен датчик, индикатор, блок, линия.

Стрелка отклоняется больше 75%, табло ПВ не включено.

Стрелка отклоняется больше 65% или зашкаливает, табло ОВ не включено.

Возможная причина: соединительная линия от БЭ до табло; блок;