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INSTRUMENTOS DE AVIACIÓN, instrumentación que ayuda al piloto a pilotar la aeronave. Según su finalidad, los instrumentos a bordo de las aeronaves se dividen en dispositivos de vuelo y navegación, dispositivos de seguimiento del funcionamiento de los motores de las aeronaves y dispositivos de señalización. Los sistemas de navegación y las máquinas automáticas liberan al piloto de la necesidad de controlar constantemente las lecturas de los instrumentos. El grupo de instrumentos de vuelo y navegación incluye indicadores de velocidad, altímetros, variómetros, indicadores de actitud, brújulas e indicadores de posición de aeronaves. Los instrumentos que monitorean el funcionamiento de los motores de las aeronaves incluyen tacómetros, manómetros, termómetros, medidores de combustible, etc.
En los instrumentos de a bordo modernos, cada vez se muestra más información en un indicador común. Un indicador combinado (multifuncional) permite al piloto cubrir todos los indicadores combinados en él de un vistazo. Los avances en electrónica y tecnología informática han permitido una mayor integración en el diseño del panel de instrumentos de la cabina y la aviónica. Los sistemas de control de vuelo digitales totalmente integrados y las pantallas CRT brindan al piloto una mejor comprensión de la actitud y posición de la aeronave de lo que antes era posible.
Un nuevo tipo de pantalla combinada, la proyección, brinda al piloto la oportunidad de proyectar las lecturas de los instrumentos en el parabrisas del avión, combinándolas así con el panorama exterior. Este sistema de visualización se utiliza no sólo en aviones militares, sino también en algunos aviones civiles.
INSTRUMENTOS DE VUELO Y NAVEGACIÓN
La combinación de instrumentos de vuelo y navegación proporciona una descripción del estado de la aeronave y las influencias necesarias sobre los elementos de control. Dichos instrumentos incluyen indicadores de altitud, posición horizontal, velocidad aérea, velocidad vertical y altímetro. Para mayor facilidad de uso, los dispositivos están agrupados en forma de T. A continuación analizaremos brevemente cada uno de los dispositivos principales.
Indicador de actitud.
El indicador de actitud es un dispositivo giroscópico que proporciona al piloto una imagen del mundo exterior como sistema de coordenadas de referencia. El indicador de actitud tiene una línea de horizonte artificial. El símbolo del avión cambia de posición con respecto a esta línea dependiendo de cómo el propio avión cambia de posición con respecto al horizonte real. En el indicador de actitud de comando, se combina un indicador de actitud convencional con un instrumento de control de vuelo. El indicador de actitud de comando muestra la posición espacial de la aeronave, los ángulos de cabeceo y balanceo, la velocidad sobre el terreno, la desviación de la velocidad (a partir de la velocidad del aire de "referencia", que se establece manualmente o se calcula mediante la computadora de control de vuelo) y proporciona cierta información de navegación. En los aviones modernos, el indicador de actitud de comando es parte del sistema de instrumentos de navegación de vuelo, que consta de dos pares de tubos de rayos catódicos de colores: dos CRT para cada piloto. Un CRT es un indicador de actitud de comando y el otro es un dispositivo de navegación de planificación ( vea abajo). Las pantallas CRT muestran información sobre la posición espacial y la posición de la aeronave en todas las fases del vuelo.
Dispositivo de navegación planificado.
El dispositivo de navegación planificada (PND) muestra el rumbo, la desviación del rumbo indicado, el rumbo de la estación de radionavegación y la distancia a esta estación. PNP es un indicador combinado que combina las funciones de cuatro indicadores: indicador de rumbo, indicador radiomagnético, indicadores de rumbo y alcance. Un POP electrónico con un indicador de mapa incorporado proporciona una imagen de mapa en color que indica la verdadera ubicación de la aeronave en relación con los aeropuertos y las radioayudas para la navegación terrestres. Las pantallas de dirección de vuelo, los cálculos de giro y las rutas de vuelo deseadas brindan la capacidad de juzgar la relación entre la posición real de la aeronave y la deseada. Esto permite al piloto ajustar de forma rápida y precisa la trayectoria de vuelo. El piloto también puede mostrar las condiciones climáticas predominantes en el mapa.
Indicador de velocidad del aire.
Cuando un avión se mueve en la atmósfera, el flujo de aire que se aproxima crea una presión de alta velocidad en un tubo Pitot montado en el fuselaje o en el ala. La velocidad del aire se mide comparando la presión de velocidad (dinámica) con la presión estática. Bajo la influencia de la diferencia entre presiones dinámicas y estáticas, se dobla una membrana elástica a la que está conectada una flecha que indica en una escala la velocidad del aire en kilómetros por hora. El indicador de velocidad aérea también muestra la velocidad evolutiva, el número de Mach y la velocidad operativa máxima. Un indicador de velocidad del aire de respaldo está ubicado en el panel central.
Variómetro.
Es necesario un variómetro para mantener una velocidad constante de ascenso o descenso. Al igual que un altímetro, un variómetro es esencialmente un barómetro. Indica la tasa de cambio de altitud midiendo la presión estática. También se encuentran disponibles variómetros electrónicos. La velocidad vertical se indica en metros por minuto.
Altímetro.
El altímetro determina la altitud sobre el nivel del mar basándose en la relación entre la presión atmosférica y la altitud. Se trata, de hecho, de un barómetro, calibrado no en unidades de presión, sino en metros. Los datos del altímetro se pueden representar de diversas formas: mediante flechas, combinaciones de contadores, tambores y flechas, o mediante dispositivos electrónicos que reciben señales de sensores de presión de aire. Ver también BARÓMETRO.
SISTEMAS DE NAVEGACIÓN Y AUTOMÁTICAS
Los aviones están equipados con varias máquinas y sistemas de navegación que ayudan al piloto a navegar a lo largo de una ruta determinada y realizar maniobras previas al aterrizaje. Algunos de estos sistemas son completamente autónomos; otros requieren comunicación por radio con ayudas a la navegación terrestre.
Sistemas electrónicos de navegación.
Existen varios sistemas electrónicos de navegación aérea diferentes. Las radiobalizas omnidireccionales son transmisores de radio terrestres con un alcance de hasta 150 km. Por lo general, definen vías respiratorias, brindan orientación para la aproximación y sirven como puntos de referencia para las aproximaciones por instrumentos. La dirección hacia la baliza omnidireccional está determinada por un buscador de dirección automático a bordo, cuya salida se muestra mediante una flecha indicadora de rumbo.
Los principales medios internacionales de radionavegación son las radiobalizas azimutales omnidireccionales VOR; su alcance alcanza los 250 km. Estas radiobalizas se utilizan para determinar la ruta aérea y para maniobras previas al aterrizaje. La información VOR se muestra en el PNP y en los indicadores de flecha giratoria.
El equipo telémetro (DME) determina el alcance de la línea de visión dentro de unos 370 km desde una radiobaliza terrestre. La información se presenta en formato digital.
Para trabajar junto con las balizas VOR, en lugar de un transpondedor DME, se suele instalar equipo terrestre del sistema TACAN. El sistema VORTAC compuesto proporciona la capacidad de determinar el azimut utilizando la baliza omnidireccional VOR y el alcance utilizando el canal de medición TACAN.
Un sistema de aterrizaje por instrumentos es un sistema de baliza que proporciona una guía precisa a una aeronave durante la aproximación final a la pista. Las radiobalizas de localización y aterrizaje (alcance de unos 2 km) guían la aeronave hasta la línea central de la pista de aterrizaje; Las balizas de trayectoria de planeo producen un haz de radio dirigido en un ángulo de aproximadamente 3° con respecto a la pista de aterrizaje. El rumbo de aterrizaje y el ángulo de la trayectoria de planeo se presentan en el indicador de actitud de comando y en el POP. Los índices ubicados en el costado y en la parte inferior del indicador de actitud de comando muestran desviaciones del ángulo de la trayectoria de planeo y la línea central de la pista de aterrizaje. El sistema de control de vuelo presenta información del sistema de aterrizaje por instrumentos a través de una mira en el indicador de actitud de comando.
Omega y Laurent son sistemas de radionavegación que, utilizando una red de radiobalizas terrestres, proporcionan un área operativa global. Ambos sistemas permiten vuelos por cualquier ruta elegida por el piloto. "Loran" también se utiliza al aterrizar sin el uso de equipos de aproximación de precisión. El indicador de actitud de comando, POP y otros instrumentos muestran la posición, ruta y velocidad de avance de la aeronave, así como el rumbo, la distancia y el tiempo estimado de llegada para puntos de referencia seleccionados.
Sistemas inerciales.
Sistema de procesamiento y visualización de datos de vuelo (FMS).
El sistema FMS proporciona una visión continua de la trayectoria de vuelo. Calcula velocidades aéreas, altitudes, puntos de ascenso y descenso que son más eficientes en combustible. En este caso, el sistema utiliza planes de vuelo almacenados en su memoria, pero también permite al piloto cambiarlos e ingresar otros nuevos a través de la pantalla de la computadora (FMC/CDU). El sistema FMS genera y muestra datos operativos, de navegación y de vuelo; también emite órdenes al piloto automático y al director de vuelo. Además, proporciona navegación automática continua desde el momento del despegue hasta el momento del aterrizaje. Los datos FMS se presentan en el panel de control, el indicador de actitud de comando y la pantalla de la computadora FMC/CDU.
DISPOSITIVOS DE CONTROL DE OPERACIÓN DE MOTORES DE AERONAVES
Los indicadores de rendimiento del motor de avión están agrupados en el centro del panel de instrumentos. Con su ayuda, el piloto controla el funcionamiento de los motores y también (en el modo de control de vuelo manual) cambia sus parámetros de funcionamiento.
Se requieren numerosos indicadores y controles para monitorear y controlar los sistemas hidráulicos, eléctricos, de combustible y de mantenimiento. Los indicadores y controles, ubicados en el panel del ingeniero de vuelo o en el panel con bisagras, a menudo están ubicados en un diagrama mímico correspondiente a la ubicación de los actuadores. Los indicadores nemotécnicos muestran la posición del tren de aterrizaje, flaps y slats. También se podrá indicar la posición de alerones, estabilizadores y spoilers.
DISPOSITIVOS DE ALARMA
En caso de mal funcionamiento en el funcionamiento de motores o sistemas, o configuración o modo de funcionamiento incorrecto de la aeronave, se generan mensajes de advertencia, notificación o asesoramiento para la tripulación. Para ello están previstos medios de señalización visual, sonora y táctil. Los modernos sistemas a bordo pueden reducir el número de alarmas molestas. La prioridad de este último está determinada por el grado de urgencia. Las pantallas electrónicas muestran mensajes de texto en el orden y énfasis apropiados a su importancia. Los mensajes de advertencia requieren una acción correctiva inmediata. La notificación requiere solo una familiarización inmediata y acciones correctivas posteriormente. Los mensajes de aviso contienen información importante para la tripulación. Los mensajes de advertencia y notificación generalmente se realizan tanto en forma visual como de audio.
Los sistemas de alarma de advertencia advierten a la tripulación sobre violaciones de las condiciones normales de operación de la aeronave. Por ejemplo, el sistema de alerta de pérdida advierte a la tripulación de dicha amenaza mediante la vibración de ambas columnas de control. El sistema de advertencia de proximidad al suelo proporciona mensajes de advertencia por voz. El sistema de advertencia de cizalladura del viento proporciona una advertencia visual y un mensaje de voz cuando la ruta de una aeronave encuentra un cambio en la velocidad o dirección del viento que podría causar una disminución repentina de la velocidad del aire. Además, se muestra una escala de cabeceo en el indicador de actitud de mando, que permite al piloto determinar rápidamente el ángulo de ascenso óptimo para restablecer la trayectoria.
TENDENCIAS CLAVE
El “Modo S”, el enlace de datos propuesto para el control del tráfico aéreo, permite a los controladores transmitir mensajes a los pilotos que se muestran en el parabrisas del avión. El Sistema de Alerta de Colisión de Tráfico (TCAS) es un sistema a bordo que proporciona información a la tripulación sobre las maniobras requeridas. El sistema TCAS informa a la tripulación sobre la aparición de otras aeronaves cercanas. Luego emite un mensaje de prioridad de advertencia que indica las maniobras necesarias para evitar una colisión.
El Sistema de Posicionamiento Global (GPS), un sistema de navegación por satélite militar que cubre todo el mundo, ya está disponible para los usuarios civiles. A finales del milenio, los sistemas Laurent, Omega, VOR/DME y VORTAC fueron sustituidos casi por completo por sistemas satelitales.
El Monitor de estado de vuelo (FSM), una combinación avanzada de sistemas de notificación y advertencia existentes, ayuda a la tripulación en situaciones de vuelo anormales y fallas del sistema. El monitor FSM recopila datos de todos los sistemas a bordo y emite instrucciones de texto a la tripulación para que las sigan en situaciones de emergencia. Además, monitorea y evalúa la efectividad de las medidas correctivas tomadas.
“DISPOSITIVOS DE CONTROL DEL FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR. La central eléctrica del avión consta de tres motores turborreactores DKU-154. El funcionamiento de los motores está controlado por instrumentos ... "
DISPOSITIVOS DE CONTROL DEL FUNCIONAMIENTO DEL MOTOR.
La central eléctrica del avión consta de tres motores turborreactores DKU-154.
El funcionamiento de los motores está controlado por instrumentos, dispositivos de iluminación,
ubicados en paneles de instrumentos, consolas y paneles eléctricos en los lugares de trabajo de los pilotos y
ingeniero de vuelo
Los instrumentos a bordo permitirán a la tripulación evaluar la capacidad de servicio de los motores en tierra y en vuelo.
por la magnitud de los principales parámetros que caracterizan el estado de los motores y su modo de funcionamiento.
Los dispositivos de alarma notifican a la tripulación sobre el funcionamiento anormal de los sistemas del motor.
TACÓMETRO ELÉCTRICO POR MAGNETOINDUCCIÓN ITE-2T, ITE-1T.
Diseñado para la medición remota y continua de la velocidad del rotor del compresor (revoluciones por minuto) del eje principal del motor, expresada como porcentaje de sus valores máximos de altura.El avión está equipado con 3 medidores ITE-1T y 3 medidores ITE-2T. Cada kit incluye un puntero y un sensor.
ITE-1T: el medidor indicador mide la velocidad de rotación de los rotores de la primera cascada de compresores, instalado en el panel de instrumentos central. Escala de 0 a 110%, valor de división 1%.
DTE-6T – sensor - ubicado en la caja de las unidades de motor.
ITE-2T: un medidor de puntero instalado en el panel de instrumentos del ingeniero de vuelo, mide la velocidad del rotor de la segunda etapa del compresor. ITE-2T tiene flechas con los números “1” y “2”:
la flecha con el número "1" muestra la velocidad del rotor del compresor de la primera etapa de la bomba de alta presión, la flecha con el número "2" muestra la velocidad de la segunda etapa de la bomba de alta presión.
El dispositivo tiene dos unidades de medición autónomas y recibe señales de dos sensores:
DTE-5T - ND, instalado en la unidad de aceite, DTE-6T - VD, en la caja de unidades de motor, funciona con dos indicadores.
ITE-1T ITE-2T DTE-6T DTE-5T Principio de funcionamiento. Se basa en la transmisión eléctrica remota de la rotación del eje del motor al eje de la unidad de inducción magnética del medidor y el principio de convertir la frecuencia de rotación del eje de la unidad de inducción magnética en movimientos angulares del puntero.
DTE - sensor, es un generador de corriente alterna trifásico con excitación de imanes de rotor permanentes de 4 polos que giran dentro del estator.
El estator se ensambla a partir de placas de hierro del transformador. El sensor se fija al eje mediante un vástago. Cuando el rotor del sensor gira, se induce una fuerza electromagnética en el estator, que se transmite al puntero.
El puntero es un motor síncrono, en cuyo eje del rotor está montada una unidad de medición por inducción magnética. Convierte la velocidad del rotor en movimientos angulares del puntero.
Datos técnicos básicos:
1. Errores de medición Límites de medición Errores de indicación rpm en % a temperatura rpm en % +50±3°С +20±5°С -60±3°С
– – –
Cuando el motor está en marcha, la aguja del medidor no llega a cero.
Causa: Rotura o cortocircuito en los cables de conexión entre el sensor y el tacómetro.
Remedio: Revisar la correa.
Causa: Pérdida de contacto en la conexión del enchufe del medidor o sensor.
Remedio: Verifique la calidad de la soldadura del cable a las piezas de contacto.
Pulsación de la aguja del medidor a bajas velocidades (al inicio de la escala).
Causa: Bajo voltaje o presencia de espiras en cortocircuito en el devanado del estator del sensor.
Causa: Grandes espacios en la unión entre el sensor de cola y el casquillo del motor.
Remedio: Verifique el estado del vástago del sensor y del casquillo del motor.
Los errores a temperaturas normales superan la tolerancia.
La aguja no llega a cero cuando el motor está en marcha (salvo los datos indicados anteriormente).
La aguja no vuelve a cero después de parar el motor.
La pulsación de la aguja a bajas revoluciones o en todo el rango de revoluciones del motor supera los valores permitidos.
El movimiento de la flecha es irregular.
Causa: Medidor defectuoso.
Remedio: Reemplace el medidor defectuoso por uno adecuado.
MEDIDOR DE TEMPERATURA DEL GAS DE SALIDA T*6 DETRÁS DE LA TURBINA
MOTOR 2IA-7A-670.Los elementos sensibles que detectan la temperatura de los gases son los termopares dobles T-99-3, comunes a 2IA-7A y VPRT-44, en una cantidad de 12 piezas. en el motor.
Los termopares están ubicados uniformemente alrededor de la circunferencia de la carcasa del soporte del motor trasero.
Cada uno consta de 2 pares de termoelectrodos independientes. Uno está conectado al PK-9G y el segundo al PKB.
Se instalaron dos equipos. El kit incluye:
UT-7A(B) es un dispositivo resistente a las vibraciones, instalado en el panel de instrumentos de control del motor de la consola del ingeniero de vuelo, que consta de una parte indicadora y un circuito de comparación con un estabilizador de voltaje. La parte indicadora consta de una caja de cambios con motor, una unidad de alarma, un potenciómetro, un dial y dos flechas. Una flecha se mueve en una escala de 0 a 1200°, el valor de división es 50°. La segunda flecha está en una escala de 0 a 100°, el valor de división es 5°.
El dispositivo de señalización en el marcador no está activado.
A T*6 = 670°C, se realiza un registro en el MSRP.
2UE-6V – amplificador electrónico dual, ubicado debajo del escritorio del ingeniero de vuelo, 2 unidades.
Desde él es posible registrar la temperatura en el MSRP. Instalado en amortiguadores.
PK-9B: bloques de compensación adaptadores diseñados para compensar la fem térmica de la unión fría de un termopar. Instalado en cada motor.
2КНР - botón de prueba - uno para todos los dispositivos, instalado en el panel de instrumentos para monitorear el funcionamiento del motor.
Fuente de alimentación. Se alimenta desde una red 200/115V, fase 115V con RK-115V a la derecha y desde una red DC con un voltaje de 27V a través de la gasolinera “DISPOSITIVOS DE CONTROL”, motor 1 desde el panel izquierdo de la gasolinera y motores. 2, 3 desde el panel derecho de la gasolinera. La señal “TEMPERATURA DE GASES PELIGROSA”, que tiene salida al MSRP, se alimenta desde una red DC, “DISPOSITIVOS DE CONTROL” II canal gasolinera izquierda (1), derecha (2, 3). Fuente de alimentación de emergencia desde POS-125T4.
La fuente de alimentación se enciende mediante los interruptores "DISPOSITIVOS DE CONTROL" en el panel de arranque del motor (panel de instrumentos para monitorear el funcionamiento del motor).
Para comprobar el error utiliza UPT-1M y el dispositivo de control KP-5.
Principio de funcionamiento. Cuando cambia la temperatura, el UTP se suministra a través del bloque de compensación del adaptador al circuito de comparación del puntero. La PC compensa la fem térmica de la unión fría del termopar. La señal diferencial se convierte mediante un amplificador y se alimenta a un motor que mueve las manecillas.
Tiempo listo: 5 minutos.
Oscilaciones y salida de las flechas - 6°.
Diseñado para limitar la temperatura del gas detrás de la turbina desde el inicio del funcionamiento automático hasta el modo de despegue en avance y retroceso.
Incluye:
T-99-3 - termopares: elementos sensibles que detectan la temperatura de los gases detrás de la turbina. Termopares duales, comunes para VPRT-44 y 2IA-7A, en una cantidad de 12 unidades. al motor.
PK-9G: bloque de compensación en el motor.
RT-12-4M serie 3 – controlador de temperatura, 3 uds. Instalado en la segunda cabina en el área del panel del generador encima de los portaequipajes (61-62 ranuras cerrado con tapa).
Serie DR-4M. 2 – sensores de modo del motor. Están conectados mecánicamente a la palanca del acelerador de la unidad en el NR-30KU4 y producen una señal eléctrica de voltaje de CA, cuya amplitud es proporcional a la posición de la palanca del acelerador. Cuando el modo de funcionamiento del motor se reduce desde el despegue a 0,7N, el tOGR disminuye linealmente desde el tOGR del modo de despegue hasta el tOGR 0,7N. Con una reducción adicional en el modo a NAR, la temperatura límite permanece constante y es igual a tOGR 0,7N.
P-69-2M – receptores de temperatura de estancamiento del aire en la entrada del motor, instalados en cada motor. Basado en la señal P-69, el regulador ajusta el nivel de configuración de la limitación t6 detrás de la turbina en función de la temperatura del aire tAIR en la entrada del motor.
Coeficiente de corrección K=tOGR/tВХ;
Para tAIR=+15°C y superior K=0,8, para tAIR+15°C - K=0,85.
Esto significa que cuando el tAIR en la entrada del motor es de +15°C y superior, por cada grado de cambio en la temperatura indicada, el límite de temperatura del gas detrás de la turbina cambia en 0,8°C.
IMT-3 – actuador de combustible, instalado en cada motor. El IMT convierte las señales eléctricas del RT en hidráulicas y, actuando sobre el refuerzo hidráulico para ajustar el controlador de velocidad HP, limita la temperatura del gas detrás de la turbina reduciendo el suministro de combustible.
NR-30 – regulador de bomba de combustible, 3 unidades, instalado en cada motor.
Principio de funcionamiento. El voltaje de los termopares se suministra a la entrada RT, donde se compara en el elemento de comparación con el voltaje de ajuste del regulador (UOP), cuyo valor está determinado por la posición del regulador "OSN" y "0,7N". así como señales de DR-4M y P-69.
Los tornillos están cubiertos con una cubierta especial. "OSN" está diseñado para regular la temperatura limitando el modo de despegue en el rango de 550-650°C (a una temperatura de entrada de 15°C). “0.7N” regula la disminución de temperatura entre 70 y 120°C con respecto a la temperatura de despegue.
En este caso, la pendiente de la dependencia lineal tOGR=f(n2) cambia. La señal de control (UOP - UTP) se suministra a la entrada del MU, que la amplifica y la convierte en una señal de corriente alterna. Además, la polaridad de la señal de control depende de la relación de los valores de los voltajes comparados, y la fase de la señal de corriente alterna en la entrada del MU depende de la polaridad de la señal de control.
Una mayor amplificación de la señal se produce en un amplificador PFA sensible a la fase de un solo extremo. FNC es un detector montado sobre triodos semiconductores de germanio y diodos de silicio.
Para aumentar la velocidad del sistema limitador de temperatura, el amplificador tiene un circuito de corrección que compensa el error dinámico del termopar.
Para aumentar la estabilidad del sistema, el RT12-4MT utiliza un circuito de corrección no lineal que, antes del modo de limitación, garantiza que el controlador funcione en función de la temperatura y la velocidad de su cambio y se apaga automáticamente en el modo de limitación de temperatura.
Con los parámetros seleccionados de los elementos del circuito de corrección, el tiempo de retardo total por parte del regulador UOUT no supera los 0,3 segundos, con un tTP constante - 2 segundos.
En el circuito de corrección, se produce un debilitamiento significativo de la potencia de la señal, por lo que después del circuito de corrección, la señal se amplifica en el amplificador magnético UM-9A con la conversión de corriente continua a corriente alterna. La señal de CA se amplifica y se convierte en una señal de CC.
T*6 máx en el despegue 550650°;
T*G máx. en 0,7 N a 70120° T*G arriba;
Para límite T*G del motor: despegue 665°;
nominal 600°;
pequeño gas 465°.
El voltaje del TC suministrado a la entrada del regulador se compara en el elemento de comparación con el voltaje de referencia UOP, cuyo valor se determina:
La posición de las perillas de ajuste RT,
Señales de DR, P-69.
La señal de salida RT se envía al actuador de combustible, que reconfigura el HP para reducir el suministro de combustible a los inyectores, lo que conduce a una disminución de la temperatura del gas detrás de la turbina a un valor predeterminado. Si la activación completa a largo plazo del BMI no conduce a una disminución de la temperatura, entonces el circuito de control desconecta el BMI del canal de regulación.
No hay ninguna alarma.
Fuente de alimentación. El PT del motor 1 se alimenta desde el panel del generador izquierdo para corriente alterna y el RK trasero izquierdo de 27 V para corriente continua. La alimentación de los motores RT 2 y 3 se proporciona desde el panel del generador derecho, desde los buses autónomos derechos para corriente alterna y la barra colectora de CC trasera derecha de 27 V para corriente continua. La fuente de alimentación se enciende mediante los interruptores "DISPOSITIVOS DE CONTROL" en la consola del ingeniero de vuelo. El sistema de control se alimenta con corriente continua a través de la gasolinera GK2 “SETUP RT 1, 2, 3 DV”. En el panel derecho de la gasolinera.
Los interruptores de ajuste de tierra están ubicados en el panel eléctrico adicional.
Cuando se enciende, el regulador se reajusta a 100 ± 5° por debajo de la temperatura límite de despegue.
INDICADOR MOTOR ELÉCTRICO EMI-3RTI.
Sirve para medir la presión del combustible en el circuito primario de inyectores, el exceso de presión y la temperatura del aceite en la entrada del motor.El kit para cada motor incluye:
UIZ-3 es un indicador de tres punteros instalado en el panel de instrumentos para monitorear el funcionamiento del motor en la consola del ingeniero de vuelo. Contiene en una carcasa 3 elementos de medición de 3 instrumentos independientes: 2 manómetros y un termómetro. Todos los elementos de medición están montados sobre una base común y cubiertos con una carcasa común. Cada elemento de medición consta de un ratiometro, un puente con piezas, un dial con cojinetes y un tapón con una almohadilla amortiguadora. Los elementos de medición utilizan un ratiometro magnetoeléctrico con un imán giratorio y rodillos estacionarios.
IDT-100 – sensor inductivo para medir la presión del combustible.
IDT-8: sensor inductivo para medir la presión del aceite.
P-63 – receptor de temperatura del aceite.
Alimentación desde RK 36 V a izquierda y derecha y desde gasolinera a izquierda y derecha.
MANÓMETRO INDUCTIVO REMOTO DIM-4T (RESISTENTE AL CALOR) HASTA
AVIÓN 85661.Diseñado para medir el exceso de presión de combustible en la entrada del NR-30KU-154.
El kit incluye:
UI1-4 – puntero – indicador de un solo puntero. Lectura de presión en escala de 0 a 4 kg/cm2. El elemento principal es un ratiometro magnetoeléctrico con un imán móvil y marcos fijos.
IDT-4 – sensor en la línea de combustible del motor frente a las salidas de combustible.
El elemento de medición del motor es una membrana fijada en la carcasa.
Alimentación desde el interruptor de 36V del motor izquierdo 1, desde el interruptor de 36V del motor derecho 2, 3.
Principio de funcionamiento. El funcionamiento del manómetro consiste en que bajo la influencia de un exceso de presión la membrana se deforma y, a través de la varilla, esta deformación se transmite a la armadura, que cambia los entrehierros de los circuitos magnéticos de las bobinas. En este caso, la brecha aumenta en un circuito y disminuye en el otro. Esto provoca un cambio en la inductancia de las bobinas, lo que conduce a una redistribución de la corriente en los marcos del ratiometro de puntero. Por tanto, cada posición del ancla corresponde a una determinada posición de la flecha.
MEDIDOR DE VIBRACIONES IV-50P-A-3 SER.2.
Proporciona un monitoreo continuo del nivel de vibración de la carcasa del motor en la ubicación de instalación del sensor y la emisión de señales cuando se excede el nivel permitido en la pantalla y en el MSRP.
La aparición de vibraciones que superen la norma establecida, así como un nivel de vibración peligroso para el funcionamiento del motor, que aparezca repentinamente o aumente continuamente, indica destrucción en el motor. Puede deberse a la destrucción de los accionamientos de la unidad, piezas giratorias, desequilibrio de los rotores del compresor, etc. La alerta temprana del inicio de la destrucción permitirá a la tripulación tomar las medidas necesarias para evitar daños graves al motor y accidentes de vuelo.
Incluye:
UK-68VB – índice. En aviones hasta el No. 85661: con un interruptor de galleta en el panel de arranque del motor; en aviones con el No. 85661, hay tres indicadores en el panel de instrumentos para monitorear el funcionamiento del motor y también hay un interruptor de selección de soporte;
Serie MV-04-1. 2 – sensor de vibración, piezocerámico, 2 uds., ubicado en el cuerpo separador y en la suspensión trasera. Diseñado para convertir la aceleración de la vibración que actúa a lo largo del eje de sensibilidad en una carga eléctrica. El principio de funcionamiento del sensor se basa en el efecto piezoeléctrico; la principal característica del sensor es su coeficiente de conversión, determinado por la fórmula:
К=Q/Y, donde Q es la carga eléctrica, Y es la aceleración de la vibración, m/seg.
Dimensiones del sensor H=40 mm, D40 mm;
BE-30-2 – unidad electrónica, 3 piezas, ubicada en el compartimiento técnico No. 5, sección de cola, todas las unidades en un marco RA-9;
Pantalla “ALTA VIBRACIÓN” – se ilumina cuando el nivel de vibración alcanza el 55%, al mismo tiempo se enciende la pantalla “FALLA DEL MOTOR”;
La pantalla "VIBRACIÓN PELIGROSA" - se enciende cuando el nivel de vibración alcanza el 65%, la pantalla "FALLA DEL MOTOR" y la luz indicadora en el cabezal del motor se encienden al mismo tiempo.
La activación de la alarma queda registrada por el MSRP.
Alimentación: desde la red de corriente alterna AZ “Equipo de Vibración”, motor 1, 2, 3 panel generador izquierdo, desde la red DC fusibles “Equipo de Vibración 27 V” motores 1 y 2, 3 en el RK 27 V trasero izquierdo y bien.
Se enciende mediante los interruptores “DISPOSITIVOS DE CONTROL DEL MOTOR”.
OPERACIÓN IV-50P-A-3.
La señal del sensor, que convierte las vibraciones mecánicas del motor en una carga eléctrica proporcional a la aceleración de las vibraciones, se envía a la entrada del canal correspondiente del bloque. En cada canal, la carga se convierte en un voltaje alterno proporcional a la velocidad de vibración.
La tensión alterna se filtra, se amplifica al valor requerido y luego se rectifica.
Los voltajes de salida de CC de cada canal ingresan al MSRP y se cambian al indicador. Según el indicador, la velocidad de vibración está en %.
La unidad tiene dos salidas de relé que conmutan el voltaje de la red de a bordo de 27 V para alimentar el tablero de visualización de dos niveles y produce un voltaje de la red de a bordo de 27 V, que se utiliza como RC para grabar en el MSRP. La salida de relé de cada uno de los dos niveles es común a los dos canales del bloque.
Datos técnicos básicos.
Rango de frecuencia controlable de 50 a 200 Hz.
Rango de medición de 5 a 100 mm/s.
La atenuación de la respuesta de frecuencia fuera del rango de frecuencia especificado es de al menos 20 dB por octava.
Error en salidas de señal ±10%, tensión de salida BUR ±10%, indicador ±10%.
Valor de alarma nominal:
completar con Reino Unido ±15%;
desde el límite superior en el rango de medición 550 m/s;
a partir de valores de medición en el rango de 50100 m/s.
El equipo IC incorporado garantiza que se verifique la funcionalidad de cada canal.
El voltaje de salida de CC de cada canal del equipo en el MSRP es proporcional a la velocidad de vibración y está dentro de 06,3 V cuando la velocidad de vibración cambia dentro de 5100 m/s.
El equipo utiliza un sensor de vibración MV-04-1. El principio de funcionamiento del MV se basa en el efecto piezoeléctrico. Cuando el sensor está expuesto a vibraciones, la fuerza de inercia de la carga MV actúa sobre el bloque de piezoelementos. Como resultado, se genera una carga eléctrica en los contactos del bloque, proporcional a la cantidad de vibración del motor en el que está montado el sensor.
El elemento sensible del transductor piezoeléctrico consta de un bloque de piezoelementos aislados eléctricamente del cuerpo del transductor de vibración y de una carga unida al mismo. El cableado de MT está formado por un cable antivibraciones de dos hilos y finaliza con un conector hembra.
Como unidad electrónica del equipo se utiliza una unidad BE-30-2 de dos canales.
Cada unidad funcional del bloque está diseñada estructuralmente en un tablero separado. En el panel frontal del bloque, debajo de la barra de ajuste, se muestran por separado para cada canal los ejes de las resistencias variables, diseñadas para ajustar el coeficiente de conversión del bloque (U) y los niveles de configuración del control incorporado (VC), activando el Alarma de “AUMENTO DE VIBRACIÓN”.
(H), “VIBRACIÓN PELIGROSA” (O).
Acceso a través de 8 orificios redondos situados en el hueco.
El conector “CONTROL” se cierra con un enchufe a través del cual se realiza la conexión eléctrica de los sensores con los circuitos de entrada de los bloques y los circuitos de salida con el indicador, el cual debe desconectarse al momento de verificar el equipo con UPIV-P-1. (conexión a través del arnés UPIV). En el panel trasero de la unidad hay un conector RPKM para la conexión eléctrica de la unidad con otros equipos a través del marco y dos orificios para abrazaderas cónicas.
Se instalan tres bloques BE en el marco RA-9. Consta de tres marcos individuales conectados por lamas, abrazaderas de tornillo y abrazaderas en cada uno, amortiguadores, puentes de metalización. Tiene una caja adaptadora con conectores. A partir de ellos, 115 V y 27 V, se conectan al BUR indicadores luminosos, indicadores, sensores, VK e interruptores de canales de medición y, a través de ellos, al BE.
El indicador es un microamperímetro magnetoeléctrico resistente a las vibraciones con un marco móvil y una corriente de desviación total de 200 μA.
Cuando se verifica con control incorporado, se suministran –27 V de la red de a bordo al devanado del relé de filtro K, cuando se activa, se suministran –12,6 V al circuito de control del interruptor integral de cuatro canales. En este caso, el voltaje de salida del generador VSK se suministra a la entrada del convertidor de carga. Al mismo tiempo, otros dos canales del interruptor integral cierran las salidas de los sensores de los canales de medición a un cable común. El indicador muestra una corriente constante y se activa la alarma.
Estabilizador: para convertir el voltaje alterno de 115 V en el voltaje requerido para alimentar los microcircuitos y transistores de la unidad y el estabilizador: 9; 18; 12,6 y -12,6 V.
FALTAS.
La flecha indicadora no se desvía, las pantallas no se encienden.
Posible motivo: sensor, indicador, bloque, línea defectuosa.
La flecha se desvía más del 75%, la pantalla PV no está encendida.
La flecha se desvía más del 65% o se sale de la escala, la pantalla OB no se enciende.
Posible motivo: línea de conexión del BE al marcador; bloquear;
INSTRUMENTOS DE AVIACIÓN
Instrumentación que ayuda al piloto a pilotar la aeronave. Según su finalidad, los instrumentos a bordo de las aeronaves se dividen en dispositivos de vuelo y navegación, dispositivos de seguimiento del funcionamiento de los motores de las aeronaves y dispositivos de señalización. Los sistemas de navegación y las máquinas automáticas liberan al piloto de la necesidad de controlar constantemente las lecturas de los instrumentos. El grupo de instrumentos de vuelo y navegación incluye indicadores de velocidad, altímetros, variómetros, indicadores de actitud, brújulas e indicadores de posición de aeronaves. Los instrumentos que monitorean el funcionamiento de los motores de las aeronaves incluyen tacómetros, manómetros, termómetros, medidores de combustible, etc. En los instrumentos de a bordo modernos, cada vez se muestra más información en un indicador común. Un indicador combinado (multifuncional) permite al piloto cubrir todos los indicadores combinados en él de un vistazo. Los avances en electrónica y tecnología informática han permitido una mayor integración en el diseño del panel de instrumentos de la cabina y la aviónica. Los sistemas de control de vuelo digitales totalmente integrados y las pantallas CRT brindan al piloto una mejor comprensión de la actitud y posición de la aeronave de lo que antes era posible.
El PANEL DE CONTROL de un avión moderno es más espacioso y menos abarrotado que el de los aviones más antiguos. Los controles están ubicados directamente "debajo de la mano" y "debajo del pie" del piloto.
Un nuevo tipo de pantalla combinada, la proyección, brinda al piloto la oportunidad de proyectar las lecturas de los instrumentos en el parabrisas del avión, combinándolas así con el panorama exterior. Este sistema de visualización se utiliza no sólo en aviones militares, sino también en algunos aviones civiles.
INSTRUMENTOS DE VUELO Y NAVEGACIÓN
La combinación de instrumentos de vuelo y navegación proporciona una descripción del estado de la aeronave y las influencias necesarias sobre los elementos de control.
Dichos instrumentos incluyen indicadores de altitud, posición horizontal, velocidad aérea, velocidad vertical y altímetro. Para mayor facilidad de uso, los dispositivos están agrupados en forma de T. A continuación analizaremos brevemente cada uno de los dispositivos principales. El indicador de actitud es un dispositivo giroscópico que proporciona al piloto una imagen del mundo exterior como sistema de coordenadas de referencia. El indicador de actitud tiene una línea de horizonte artificial. El símbolo del avión cambia de posición con respecto a esta línea dependiendo de cómo el propio avión cambia de posición con respecto al horizonte real. En el indicador de actitud de mando, se combina un indicador de actitud convencional con un instrumento de control de vuelo. El indicador de actitud de comando muestra la actitud de la aeronave, los ángulos de cabeceo y balanceo, la velocidad sobre el terreno, la desviación de velocidad (a partir de la velocidad del aire de "referencia", que se establece manualmente o se calcula mediante la computadora de control de vuelo) y proporciona cierta información de navegación. En los aviones modernos, el indicador de actitud de comando es parte del sistema de instrumentos de navegación de vuelo, que consta de dos pares de tubos de rayos catódicos de colores: dos CRT para cada piloto. Un CRT es un indicador de actitud de comando y el otro es un instrumento de planificación de navegación (ver más abajo). Las pantallas CRT muestran información sobre la posición espacial y la posición de la aeronave en todas las fases del vuelo.
Dispositivo de navegación planificado. El dispositivo de navegación planificada (PND) muestra el rumbo, la desviación del rumbo indicado, el rumbo de la estación de radionavegación y la distancia a esta estación. PNP es un indicador combinado que combina las funciones de cuatro indicadores: indicador de rumbo, indicador radiomagnético, indicadores de rumbo y alcance. Un POP electrónico con un indicador de mapa incorporado proporciona una imagen de mapa en color que indica la verdadera ubicación de la aeronave en relación con los aeropuertos y las radioayudas para la navegación terrestres. Las pantallas de dirección de vuelo, los cálculos de giro y las rutas de vuelo deseadas brindan la capacidad de juzgar la relación entre la posición real de la aeronave y la deseada. Esto permite al piloto ajustar de forma rápida y precisa la trayectoria de vuelo. El piloto también puede mostrar las condiciones climáticas predominantes en el mapa.
Indicador de velocidad del aire. Cuando un avión se mueve en la atmósfera, el flujo de aire que se aproxima crea una presión de alta velocidad en un tubo Pitot montado en el fuselaje o en el ala. La velocidad del aire se mide comparando la presión de velocidad (dinámica) con la presión estática. Bajo la influencia de la diferencia entre presiones dinámicas y estáticas, se dobla una membrana elástica a la que está conectada una flecha que indica en una escala la velocidad del aire en kilómetros por hora. El indicador de velocidad aérea también muestra la velocidad evolutiva, el número de Mach y la velocidad operativa máxima. Un indicador de velocidad del aire de respaldo está ubicado en el panel central.
Variómetro. Es necesario un variómetro para mantener una velocidad constante de ascenso o descenso. Al igual que un altímetro, un variómetro es esencialmente un barómetro. Indica la tasa de cambio de altitud midiendo la presión estática. También se encuentran disponibles variómetros electrónicos. La velocidad vertical se indica en metros por minuto.
Altímetro. El altímetro determina la altitud sobre el nivel del mar basándose en la relación entre la presión atmosférica y la altitud. Se trata, de hecho, de un barómetro, calibrado no en unidades de presión, sino en metros. Los datos del altímetro se pueden representar de diversas formas: mediante flechas, combinaciones de contadores, tambores y flechas, a través de dispositivos electrónicos que reciben señales de sensores de presión de aire. Ver también BARÓMETRO.
SISTEMAS DE NAVEGACIÓN Y AUTOMÁTICAS
Los aviones están equipados con varias máquinas y sistemas de navegación que ayudan al piloto a navegar a lo largo de una ruta determinada y realizar maniobras previas al aterrizaje. Algunos de estos sistemas son completamente autónomos; otros requieren comunicación por radio con ayudas a la navegación terrestre.
Sistemas electrónicos de navegación. Existen varios sistemas electrónicos de navegación aérea diferentes. Las radiobalizas omnidireccionales son transmisores de radio terrestres con un alcance de hasta 150 km. Por lo general, definen vías respiratorias, brindan orientación para la aproximación y sirven como puntos de referencia para las aproximaciones por instrumentos. La dirección hacia la baliza omnidireccional está determinada por un buscador de dirección automático a bordo, cuya salida se muestra mediante una flecha indicadora de rumbo. Los principales medios internacionales de radionavegación son las radiobalizas azimutales omnidireccionales VOR; su alcance alcanza los 250 km. Estas radiobalizas se utilizan para determinar la ruta aérea y para maniobras previas al aterrizaje. La información VOR se muestra en el PNP y en los indicadores de flecha giratoria. El equipo telémetro (DME) determina el alcance de la línea de visión dentro de unos 370 km desde una radiobaliza terrestre. La información se presenta en formato digital. Para trabajar junto con las balizas VOR, en lugar de un transpondedor DME, se suele instalar equipo terrestre del sistema TACAN. El sistema VORTAC compuesto proporciona la capacidad de determinar el azimut utilizando la baliza omnidireccional VOR y el alcance utilizando el canal de medición TACAN. Un sistema de aterrizaje por instrumentos es un sistema de baliza que proporciona una guía precisa a una aeronave durante la aproximación final a la pista. Las radiobalizas de localización y aterrizaje (alcance de unos 2 km) guían la aeronave hasta la línea central de la pista de aterrizaje; Las balizas de trayectoria de planeo producen un haz de radio dirigido en un ángulo de aproximadamente 3° con respecto a la pista de aterrizaje. El rumbo de aterrizaje y el ángulo de la trayectoria de planeo se presentan en el indicador de actitud de comando y en el POP. Los índices ubicados en el costado y en la parte inferior del indicador de actitud de comando muestran desviaciones del ángulo de la trayectoria de planeo y la línea central de la pista de aterrizaje. El sistema de control de vuelo presenta información del sistema de aterrizaje por instrumentos a través de una mira en el indicador de actitud de comando. El sistema de apoyo al aterrizaje por microondas es un sistema de guía de aterrizaje preciso con un alcance de al menos 37 km. Puede proporcionar una aproximación a lo largo de una trayectoria rota, a lo largo de una "caja" rectangular o en línea recta (desde el rumbo), así como con un ángulo de trayectoria de planeo aumentado especificado por el piloto. La información se presenta de la misma forma que para el sistema de aterrizaje por instrumentos.
Ver también AEROPUERTO ; CONTROL DE TRÁFICO AÉREO. Omega y Laurent son sistemas de radionavegación que, utilizando una red de radiobalizas terrestres, proporcionan un área operativa global. Ambos sistemas permiten vuelos por cualquier ruta elegida por el piloto. "Loran" también se utiliza al aterrizar sin utilizar equipo de aproximación de precisión. El indicador de actitud de comando, POP y otros instrumentos muestran la posición, ruta y velocidad de avance de la aeronave, así como el rumbo, la distancia y el tiempo estimado de llegada para puntos de referencia seleccionados.
Sistemas inerciales. El sistema de navegación inercial y el sistema de referencia inercial son completamente autónomos. Pero ambos sistemas pueden utilizar herramientas de navegación externas para corregir la ubicación. El primero de ellos detecta y registra cambios de dirección y velocidad mediante giroscopios y acelerómetros. Desde el momento en que el avión despega, los sensores responden a sus movimientos y sus señales se convierten en información de posición. En el segundo, se utilizan giroscopios láser anulares en lugar de giroscopios mecánicos. Un giroscopio láser de anillo es un resonador láser de anillo triangular con un rayo láser dividido en dos haces que se propagan a lo largo de un camino cerrado en direcciones opuestas. El desplazamiento angular da como resultado una diferencia en sus frecuencias, que se mide y registra. (El sistema responde a los cambios en la aceleración de la gravedad y a la rotación de la Tierra). Los datos de navegación se envían al POP y los datos de posición en el espacio se envían al horizonte artificial de comando. Además, los datos se transfieren al sistema FMS (ver más abajo). Ver también GIROSCOPIO; NAVEGACIÓN INERCIA. Sistema de procesamiento y visualización de datos de vuelo (FMS). El sistema FMS proporciona una visión continua de la trayectoria del vuelo. Calcula velocidades aéreas, altitudes, puntos de ascenso y descenso que son más eficientes en cuanto a combustible. En este caso, el sistema utiliza planes de vuelo almacenados en su memoria, pero también permite al piloto cambiarlos e ingresar otros nuevos a través de la pantalla de la computadora (FMC/CDU). El sistema FMS genera y muestra datos operativos, de navegación y de vuelo; también emite órdenes al piloto automático y al director de vuelo. Además, proporciona navegación automática continua desde el momento del despegue hasta el momento del aterrizaje. Los datos FMS se presentan en el panel de control, el indicador de actitud de comando y la pantalla de la computadora FMC/CDU.
DISPOSITIVOS DE CONTROL DE OPERACIÓN DE MOTORES DE AERONAVES
Los indicadores de rendimiento del motor de avión están agrupados en el centro del panel de instrumentos. Con su ayuda, el piloto controla el funcionamiento de los motores y también (en el modo de control de vuelo manual) cambia sus parámetros de funcionamiento. Se requieren numerosos indicadores y controles para monitorear y controlar los sistemas hidráulicos, eléctricos, de combustible y de mantenimiento. Los indicadores y controles, ubicados en el panel del ingeniero de vuelo o en el panel con bisagras, a menudo están ubicados en un diagrama mímico correspondiente a la ubicación de los actuadores. Los indicadores nemotécnicos muestran la posición del tren de aterrizaje, flaps y slats. También se podrá indicar la posición de alerones, estabilizadores y spoilers.
DISPOSITIVOS DE ALARMA
En caso de mal funcionamiento en el funcionamiento de motores o sistemas, o configuración o modo de funcionamiento incorrecto de la aeronave, se generan mensajes de advertencia, notificación o asesoramiento para la tripulación. Para ello están previstos medios de señalización visual, sonora y táctil. Los modernos sistemas a bordo pueden reducir el número de alarmas molestas. La prioridad de este último está determinada por el grado de urgencia. Las pantallas electrónicas muestran mensajes de texto en el orden y énfasis apropiados a su importancia. Los mensajes de advertencia requieren una acción correctiva inmediata. Notificación: solo requiere familiarización inmediata y acciones correctivas en el futuro. Los mensajes de aviso contienen información importante para la tripulación. Los mensajes de advertencia y notificación suelen presentarse tanto en forma visual como de audio. Los sistemas de alarma de advertencia advierten a la tripulación sobre violaciones de las condiciones normales de operación de la aeronave. Por ejemplo, el sistema de alerta de pérdida alerta a la tripulación de dicha amenaza mediante la vibración de ambas columnas de control. El sistema de advertencia de proximidad al suelo proporciona mensajes de advertencia por voz. El sistema de advertencia de cizalladura del viento proporciona una advertencia visual y un mensaje de voz cuando la ruta de una aeronave encuentra un cambio en la velocidad o dirección del viento que podría causar una disminución repentina de la velocidad del aire. Además, se muestra una escala de inclinación en el indicador de actitud de comando, que permite al piloto determinar rápidamente el ángulo de ascenso óptimo para restablecer la trayectoria.
TENDENCIAS CLAVE
El "Modo S", el enlace de datos propuesto para el control del tráfico aéreo, permite a los controladores aéreos transmitir mensajes a los pilotos que se muestran en el parabrisas del avión. El Sistema de Alerta de Colisión de Tráfico (TCAS) es un sistema a bordo que proporciona información a la tripulación sobre las maniobras requeridas. El sistema TCAS informa a la tripulación sobre la aparición de otras aeronaves cercanas. Luego emite un mensaje de prioridad de advertencia que indica las maniobras necesarias para evitar una colisión. El Sistema de Posicionamiento Global (GPS), un sistema de navegación por satélite militar que cubre todo el mundo, ya está disponible para los usuarios civiles. A finales del milenio, los sistemas Laurent, Omega, VOR/DME y VORTAC fueron sustituidos casi por completo por sistemas satelitales. El Monitor de estado de vuelo (FSM), una combinación avanzada de sistemas de notificación y advertencia existentes, ayuda a la tripulación en situaciones de vuelo anormales y fallas del sistema. El monitor FSM recopila datos de todos los sistemas a bordo y emite instrucciones de texto a la tripulación para que las sigan en situaciones de emergencia. Además, monitorea y evalúa la efectividad de las medidas correctivas tomadas.
LITERATURA
Dukhon Yu.I. etc. Manual sobre comunicaciones y soporte de ingeniería de radio de vuelos. M., 1979 Bodner V.A. Dispositivos de información primaria. M., 1981 Vorobiev V.G. Instrumentos de aviación y sistemas de medida. M., 1981
Enciclopedia de Collier. - Sociedad Abierta. 2000 .
- Glosario de términos militares
- (SOC a bordo) medios técnicos destinados a registrar y almacenar información de vuelo que caracteriza las condiciones de vuelo, las acciones de la tripulación y el funcionamiento de los equipos a bordo. Los RNS se utilizan para: análisis de causas y... ... Wikipedia
Conjunto de métodos y medios para determinar la posición y movimiento real y deseado de una aeronave, considerada como un punto material. El término navegación se aplica más a menudo a rutas largas (barcos, aviones, interplanetarios... ... Enciclopedia de Collier
Un conjunto de conocimientos aplicados que permite a los ingenieros aeronáuticos estudiar en el campo de la aerodinámica, los problemas de resistencia, la construcción de motores y la dinámica de vuelo de los aviones (es decir, la teoría) para crear un nuevo avión o mejorarlo... ... La Enciclopedia Collier es un método para medir la aceleración de un barco o avión y determinar su velocidad, posición y distancia recorrida desde un punto de referencia utilizando un sistema autónomo. Los sistemas de navegación inercial (guía) producen navegación... ... Enciclopedia de Collier
Dispositivo para el control automático de una aeronave (manteniendo un rumbo determinado); Se utiliza en vuelos largos, permitiendo al piloto descansar. Para controlar... ... se utilizan dispositivos con el mismo principio de funcionamiento, pero de diferente diseño. Enciclopedia de Collier
Conjunto de empresas dedicadas al diseño, producción y prueba de aviones, cohetes, naves espaciales y barcos, así como de sus motores y equipos de a bordo (equipos eléctricos y electrónicos, etc.). Estas empresas... ... Enciclopedia de Collier
Los dispositivos de control del motor miden: presión y temperatura del combustible y del aceite del motor; velocidad de rotación del cigüeñal del motor, cantidad y consumo de combustible por hora; temperatura de las culatas o gases de escape, vibración y otros parámetros. El conocimiento de estos parámetros le permite controlar los modos de funcionamiento del motor en tierra y en vuelo.
manómetros
La aeronave está equipada con manómetros para controlar la presión en los sistemas de aceite y combustible del motor, sistema hidráulico, sistema de arranque de aire del motor y equipo de oxígeno.
a) Manómetros y vacuómetros mida la presión de la mezcla combustible en la tubería de succión de un motor de avión en el rango de 0 a 1,5 - 2 atm. El elemento sensible es una caja aneroide (Fig. 1), instalada en una carcasa sellada. La presión medida ingresa a través del accesorio al cuerpo del dispositivo. Cuando la presión cambia, la caja aneroide se deforma y mueve la flecha a través de un mecanismo de transmisión.
Arroz. 1 – Manómetro y vacuómetro
1 – caja aneroide; 2 – centro fijo de la caja; 3 – centro móvil de la caja; 4 – compensador de temperatura; 5 – tracción; 6 – ajuste; 7 – rodillo; 8 – sector de engranajes; 9 – flecha; 10 – primavera
b) Manómetros mecánicos
El principio de funcionamiento de un manómetro mecánico (Fig. 2) se basa en el uso de un elemento sensible: un resorte tubular 1, en el que ingresa la presión medida a través de un accesorio. Bajo la influencia de esta presión, el resorte se expande y su extremo libre 2, al moverse, mueve la flecha.
Arroz. 2 Diagrama cinemático de un manómetro mecánico.
1 – resorte tubular; 2 – extremo móvil del resorte tubular
Un ejemplo del uso de un manómetro de este tipo (MA-100) en el avión L-410 UVP, que está diseñado para medir la presión de la mezcla hidráulica en el sistema de freno de mano. La parte frontal del puntero se muestra en la Fig. 3.
El manómetro mecánico de dos agujas LUN-1446.01-8 está diseñado para medir la presión en el sistema de frenos. La parte frontal del puntero se muestra en la Fig. 3. El principio de funcionamiento es similar al del manómetro MA-100.
Arroz. 3 Partes frontales de los indicadores de manómetro MA-100 y LUN-1446.01-8
c) Manómetros remotos Mida la presión de combustible, aceite y mezcla hidráulica en el sistema de frenos. Consisten en sensores instalados en el motor e indicadores en el panel de instrumentos del piloto.
1 – imán permanente; 2 – imán móvil 1 – membrana; 2 – varilla; 3 – ancla;
3 – potenciómetro; 4 – contacto deslizante; 4 – diodos; 5 – imán en movimiento;
5 – membrana 6 – flecha
Arroz. 4 - Esquema del mando a distancia Fig. 5 - Diagrama del manómetro
manómetro en corriente continua en corriente alterna
Un manómetro con sensor potenciométrico (Fig. 4) es una carcasa sellada, dentro de la cual se encuentra una caja de manómetro. La presión medida ingresa a la caja, lo que deforma la caja de presión. La deformación de la caja manométrica se convierte en movimiento del contacto deslizante del potenciómetro P, incluido en el circuito puente con el ratiometro. El kit se alimenta desde una red DC.
Las desventajas de los convertidores potenciométricos están asociadas con el desgaste del potenciómetro, fallas de contacto debido a vibraciones y fluctuaciones en la presión medida y temperaturas elevadas.
Estas deficiencias se eliminan con manómetros inductivos remotos del tipo DIM. En ellos, el movimiento del centro móvil de la caja de presión bajo la influencia de la presión se convierte en un cambio en los entrehierros en el circuito magnético en el que están instaladas las bobinas de inductancia. Cambiar los espacios conduce a cambios en las inductancias que se incluyen en el circuito puente de CA.
Arroz. 6 Partes frontales de los manómetros de dos agujas 2DIM-240 y 2DIM-150
Un ejemplo de uso de un manómetro DIM en un avión L-410 UVP: La presión en la red principal y en el circuito de frenos se muestra mediante un manómetro inductivo remoto 2DIM-240. El conjunto del manómetro inductivo remoto 2DIM-240 incluye: un manómetro de dos agujas UI2-240K (Fig. 6) y dos sensores de presión ID-240.
El kit se alimenta desde una red AC de 36 V 400 Hz.
0manómetros Se utiliza en aviones para medir la presión del combustible, la presión del aceite, la presión de sobrealimentación (en motores de pistón), etc.
Como elementos sensibles en los manómetros se utilizan cajas de membrana o resortes tubulares manométricos. Las cajas de membranas son una conexión de dos o más membranas metálicas onduladas de tal manera que se forma una cavidad entre ellas que se comunica con la presión medida. Los centros rígidos están soldados a los centros de las membranas, conectados a través de un mecanismo de transmisión al puntero del manómetro.
El tubo de presión es un tubo hueco de sección transversal ovalada suavemente curvado a lo largo de un arco circular, un extremo del cual está rígidamente fijado y comunica con el medio que se está midiendo, y el otro puede moverse libremente bajo la influencia de fuerzas de presión. El extremo libre del resorte tubular también está conectado a través de un mecanismo de transmisión a la aguja del manómetro.
Los manómetros con caja de diafragma se utilizan para medir presiones bajas y con un resorte de presión, presiones altas. Por motivos de seguridad contra incendios, para no suministrar combustible al dispositivo ubicado en el tablero, los manómetros para medir la presión del combustible están equipados con receptores especiales (separadores). Los manómetros que miden la presión del aceite también tienen receptores instalados que aumentan la precisión de las lecturas del instrumento. Si la presión del aceite se suministrara directamente al resorte de presión, las lecturas del instrumento se retrasarían un poco debido a la alta viscosidad del aceite. El receptor del manómetro es una cámara dividida en dos cavidades selladas por un diafragma inelástico. Se suministra aceite (gasolina) a una cavidad, cuya presión debe medirse, y la segunda cavidad, conectada al indicador, se llena con un líquido (tolueno) de baja viscosidad.
En los motores de pistón es importante conocer la presión del aire o de la mezcla en las tuberías de aspiración. Este parámetro se mide mediante un dispositivo llamado manómetro y vacuómetro (Fig. 129). El elemento sensible del manómetro de vacío es una caja aneroide. La presión medida del sobrealimentador se suministra a través de un conector en el cuerpo del dispositivo. La deformación de la caja aneroide bajo la influencia de la presión se transmite a través del centro rígido al mecanismo de transmisión y luego al puntero. Para reducir el error de lectura del instrumento debido a la influencia de la temperatura, está equipado con compensadores bimetálicos.
Actualmente, los manómetros eléctricos se utilizan ampliamente y se caracterizan por su alta precisión, simplicidad de diseño, bajo peso y dimensiones. El diagrama esquemático de un manómetro remoto eléctrico se muestra en la Fig. 130.
El elemento sensible de los manómetros eléctricos es la caja de presión, que se deforma bajo presión. El movimiento del centro rígido de la caja de presión se transmite a través de la varilla al balancín, que controla el movimiento de la palanca del reóstato. Cuando las escobillas del reóstato están en el medio y las resistencias R3 y R4 son iguales (el circuito puente está equilibrado), fluyen corrientes iguales a través de los marcos I y II, creando campos magnéticos de igual fuerza a su alrededor. La flecha del puntero ocupa la posición media.
Cuando la presión de resistencia cambia, R3 y R4 forman dos brazos variables del circuito puente. El puente se desequilibrará y el imán con la flecha indicadora de presión se desviará.
Termómetros diseñado para medir la temperatura de los gases en motores de turbina de gas, la temperatura de las culatas de los motores de pistón, etc.
Según el principio de funcionamiento de los elementos sensibles, los termómetros se dividen en los siguientes grupos:
termómetros de expansión basados en el principio de expansión térmica de líquidos y sólidos a presión externa constante (mercurio, alcohol, bimetálicos, etc.);
termómetros manométricos basados en el principio de medir la presión de un líquido, vapor o gas dentro de un recipiente cerrado de volumen constante cuando cambia la temperatura; termómetros eléctricos; termómetros termoeléctricos, etc.
Los dos últimos tipos de termómetros son los más extendidos porque son más fáciles de utilizar de forma remota.
Para medir la temperatura de las culatas y la temperatura de los gases de escape se utilizan termómetros termoeléctricos, que se caracterizan por su diseño sencillo y su alta sensibilidad.
El principio de funcionamiento de los termómetros termoeléctricos se basa en el uso del efecto termoeléctrico, que consiste en que en un circuito cerrado compuesto por dos conductores diferentes y que tiene dos uniones, surgen corrientes a diferentes temperaturas de las uniones. Por la magnitud de las corrientes térmicas que surgen en el circuito, se puede juzgar el valor de la temperatura corporal (ambiente). Las corrientes térmicas se miden mediante un galvanómetro conectado al circuito, cuya escala está graduada en °C.
El principio de funcionamiento de los termómetros eléctricos se basa en la propiedad de los conductores o semiconductores de cambiar la resistencia eléctrica en función de la temperatura. Los termómetros de este tipo se ensamblan según un diseño de puente, uno de cuyos brazos es un elemento sensible al calor. El elemento termosensible se coloca en el ambiente cuya temperatura debe medirse.
Un galvanómetro o logometro se utiliza como medidor de temperatura en los termómetros eléctricos. El valor de resistencia del elemento sensible al calor generalmente se selecciona de manera que el circuito puente esté equilibrado a una temperatura igual al valor promedio del rango de temperatura del medio medido. A medida que la temperatura aumenta (disminuye), el puente se desequilibra y la flecha del puntero del instrumento se desvía en una dirección u otra.
Tacómetros sirven para medir el número de revoluciones del eje del motor. Según el principio de funcionamiento de la parte sensible, los tacómetros pueden ser: centrífugos, eléctricos, magnéticos, de fricción, etc. Uno de los más sencillos y utilizados en la aviación son los tacómetros magnéticos remotos.
Su principio de funcionamiento se basa en el fenómeno de inducir corrientes parásitas en un cuerpo metálico bajo la influencia del campo magnético de un imán permanente giratorio. El diagrama de un tacómetro magnético se muestra en la Fig. 131.
El tacómetro consta de un imán permanente, un disco ligero de cobre o aluminio y un puntero. Cuando un imán permanente gira, se inducen corrientes parásitas en el disco de cobre que interactúan con el campo magnético del imán. El disco de cobre comienza a girar. El momento de interacción entre el disco de cobre y el imán permanente es proporcional a la velocidad de rotación. El disco de cobre está conectado al puntero y evita que gire mediante un resorte helicoidal, cuyo grado de torsión es proporcional al número de revoluciones del imán. El ángulo de desviación de la flecha se puede utilizar para juzgar el valor de las revoluciones.
En los tacómetros eléctricos, un sensor de tacómetro (un generador de corriente alterna) está conectado al eje del motor a través de una caja de cambios. La frecuencia de la corriente generada por el generador es proporcional al número de revoluciones del eje del motor. La corriente fluye a través de los cables de conexión hasta la aguja del tacómetro, provocando la rotación de un motor eléctrico síncrono, en cuyo eje está colocado un imán permanente multipolar. Se coloca un imán permanente en una tapa de metal (elemento sensor). Cuando un imán permanente gira, se inducen corrientes parásitas en la tapa de cobre, que tienden a arrastrarla. Pero la rotación de la tapa se contrarresta mediante un resorte en espiral. Dos flechas del indicador de velocidad están conectadas al eje de la tapa, una de las cuales está conectada directamente al eje de la tapa y gira a la misma velocidad que la tapa, y la otra está conectada al eje a través de una transmisión de engranajes y gira a una velocidad 10 veces menor. Gracias a esta conexión, una aguja indicadora realiza una revolución completa cuando la velocidad del motor cambia en 1.000 rpm y la otra cuando la velocidad del eje cambia en 10.000 rpm. Esto mejora la precisión de las lecturas del instrumento.
Medidores de combustible Diseñado para medir la cantidad de combustible en los tanques de los aviones. Los principios de construcción de medidores de combustible se basan en medir el nivel (volumen) de combustible mediante un flotador flotante, el peso de la columna de combustible mediante un manómetro y los parámetros de los circuitos eléctricos cuando se exponen a señales relacionadas con el nivel o presión del combustible. Este grupo de instrumentos también incluye los medidores de petróleo, es decir, instrumentos utilizados para medir la cantidad de petróleo en un avión.
En los aviones modernos, los tanques de combustible están ubicados a gran distancia del panel de instrumentos y, por lo tanto, los indicadores de combustible deben ser remotos. Los contadores de combustible eléctricos satisfacen plenamente este requisito. Los más utilizados en la actualidad son los medidores de combustible capacitivos, cuyo principio de funcionamiento se basa en medir el valor de capacitancia de condensadores especiales (sensores) asociados con una determinada relación con la cantidad de combustible en el tanque.
El elemento sensible del medidor de combustible capacitivo es un sensor de condensador cilíndrico, que es un conjunto de dos a seis tubos ubicados coaxialmente entre sí. La consistencia de los espacios entre las tuberías se garantiza mediante la instalación de juntas aislantes especiales. Dependiendo del nivel de líquido en el tanque, la capacitancia del condensador será diferente.
Si se incluye un sensor de condensador en un circuito puente, a medida que su capacitancia cambia cuando cambia el nivel del líquido, el puente se desequilibrará. Se suministrará voltaje desde la diagonal del puente al actuador (motor eléctrico), que moverá la aguja del indicador de combustible a una nueva posición.
medidores de flujo Se utilizan para medir el flujo instantáneo o promedio de líquidos y gases por unidad de tiempo. Los caudalímetros se utilizan, por ejemplo, para controlar el consumo de combustible, aceite y aire.
Según el principio de funcionamiento de la parte sensible, los caudalímetros se dividen en varios tipos. Sin embargo, la mayoría de los instrumentos se basan en la ley de Bernoulli. En este sentido, medir el flujo de líquidos y gases en realidad se reduce a medir la velocidad de su movimiento en un área de sección transversal constante de la tubería o, por el contrario, a medir un área variable a una velocidad constante. También se utilizan ampliamente los caudalímetros, cuyo principio de funcionamiento se basa en medir la velocidad de rotación de un impulsor colocado en el flujo de líquido.
Literatura utilizada: "Fundamentos de la aviación" autores: G.A. Nikitin, E.A. bakanov
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