Особенности эксплуатации

На предполетной подготовке снять чехлы ПВД, осмотреть приемники, убедиться в отсутствии повреждений.

В кабине вертолета. Проконтролировать положение рукоятки крана переключения статики и наличия пломбировки. Проверить исправность системы обогрева ПВД.

Для этой цели:

– включить источник постоянного тока;

– включить АЗС "ОБОГРЕВ лев, прав ПВД";

– включить выключатели "Обогрев ПВД" на электрощитках;

– нажать кнопку "Контроль обогрева ПВД", если система обогрева исправна, должно гореть зеленое табло ОБОГРЕВ ПВД ИСПРАВЕН.

На вертолетах последних серий выпуска выключатель и кнопка заменены переключателем "Обогрев ПВД « Контроль обогрева ПВД".

Внимание:

Время непрерывной работы системы обогрева ПВД, при незапущенных двигателях, не должно превышать 3-х минут.

Перед взлетом электрообогрев ПВД включать при температуре окружающего воздуха +5⁰С и ниже, а также при наличии снежного покрова. Включение производить: при положительных температурах, близких к 0⁰С – за минуту до взлета; при нулевых и отрицательных – за три минуты до взлета. В полете, при попадании в зону дождя, снега, обледенения, электрообогрев ПВД включить и контролировать его исправность.

После посадки, через 1 – 2 минуты, обогрев ПВД выключить.

1. Указатель скорости УС–35к (УС–450)

Служит для измерения и индикации воздушной скорости вертолета.

Принцип действия основан на измерении скоростного напора, закономерно изменяющегося с изменением скорости полета.

Чувствительным элементом УС служит тонкостенная манометрическая коробка, верхний подвижный центр которой передаточным механизмом связан со стрелкой. Передаточный механизм служит для преобразования возвратно-поступательного движения центра коробки в угловое перемещение стрелки. Шкала прибора градуируется в пределах от 50 – 350 (450) км/ч, цена деления 10 км/час.

Прибор требует для работы полного статического давления. Полное давление поступает в манометрическую коробку, статическое – в корпус прибора.

При работе УС допускает следующие ошибки:

– инструментальную;

– методическую;

– аэродинамическую.

Инструментальные ошибки учитываются с помощью инструментальных графиков-поправок.

Методическая ошибка учитывается пилотом с помощью НЛ–10.

Аэродинамическая ошибка не велика и в большинстве случаев навигационных расчетов не учитывается (для легкомоторных ЛА и вертолетов).

2. Вариометр ВР–10мк

Вариометр служит для измерения вертикальной скорости набора высоты и снижения.

Принцип действия прибора основан на изменении разности атмосферного давления в манометрической коробке и герметичном корпусе прибора.

Чувствительным элементом прибора служит тонкостенная манометрическая коробка, верхний подвижный центр которой, передаточным механизмом связан со стрелкой. Передаточный механизм предназначен для преобразования возвратно-поступательного движения центра коробки в угловое перемещение стрелки.

Шкала прибора разградуирована в пределах от 0 до 10 м/с на подъем и в тех же пределах на спуск. Цена деления шкалы 1 м/с.

Прибор снабжен воздушной камерой. В камеру поступает статическое давление через штуцер. Трубопроводом, относительного большого диаметра, воздушная камера сообщается с внутренней полостью манометрической коробки, а через стеклянную трубку Æ 0,4 мм с внутренней полостью корпуса. Для работы прибор требует только статическое давление.

При наборе высоты за счет понижения атмосферного давления окружающей среды понижается давление в приборе. Оно быстрей падает внутри манометрической коробки и медленней в корпусе прибора. Под действием возникшей разности давлений, мембраны деформируют, уменьшается объем коробки. Движение подвижного центра коробки передается стрелке, которая, отклоняясь вверх, фиксирует значение вертикальной скорости подъема.

При снижении ВС с повышением атмосферного давления окружающей среды, увеличивается давление в приборе. Оно быстрее возрастает в манометрической коробке и медленней в корпусе. Под действием возникшей разности давлений, коробка расширяется и движение ее подвижного центра вызывает отклонение стрелки прибора вниз Прибор фиксирует значение вертикальной скорости спуска.

При переходе в режим ГП, когда атмосферное давление не изменяется, давления в коробке и корпусе прибора постепенно выравнивается, коробка не будет испытывать деформации, стрелка установится на нуль шкалы.

3. Барометрический высотомер ВД–10к

На вертолете три барометрических высотомера, по одному на приборных досках и третий на приборном щитке транспортной кабины.

Барометрический высотомер служит для измерения высоты полета относительно той изобарической поверхности, значение атмосферного давления которой установлено на барометрической шкале прибора.

Принцип действия высотомера основан на измерении атмосферного давления, закономерно изменяющегося с изменением высоты полета.

Чувствительным элементом высотомера служит блок, состоящий из двух анероидных коробок. Воздух из коробок откачен до остаточного давления 0,15 мм. рт. ст. Подвижный центр блока передаточным механизмом связан со стрелками. Стрелки сообщаются между собой через редуктор в соотношении 10 к 1-му. Узкая показывает высоту полета в метрах, широкая в километрах. Прибор снабжен двумя шкалами. Неподвижная шкала высоты градуируется в пределах от 0 до 1000 м, для узкой стрелки и имеет цену деления 10 м, и в пределах от 0 до 10000 м, для широкой стрелки и имеет цену деления в 100 м. За шкалой высоты расположена подвижная шкала барометрического давления, пределы градуировки 670 – 790 мм. рт. ст., цена деления 1 мм. рт. ст.

Для считывания показаний шкалы барометрического давления, шкала высоты имеет окно, а отметка 250 м шкалы высоты является неподвижным индексом, против которого выставляется заданное давление.

Измерительный механизм прибора снабжен двумя подвижными треугольными индексами, которые перемещаются по наружному и внутреннему ободу шкалы высоты и показывают высоту относительно изобары 760 мм. рт. ст. Цена деления шкалы для наружного индекса 10 м, а для внутреннего 100 м.

Индексы "расширяют" пределы шкалы барометрического давления и позволяют использовать высотомер для выполнения полетов на высокогорных и низменных аэродромах. Подвижные треугольные индексы, шкала барометрического давления, стрелки прибора одновременно приводятся в движение вращением кремальеры, выведенной на лицевую панель прибора.

У поверхности земли, где атмосферное давление наибольшее, под действием сил атмосферного давления анероидные коробки сжаты и стрелки прибора находятся на нулевой отметке.

С увеличением высоты, атмосферное давление уменьшает и ослабевает действие его сил на мембраны коробок. Под действием сил упругости анероидно-мембранные коробки расширяются и движение их подвижного центра передается стрелкам, которые фиксируют увеличение высоты по шкале.

При снижении, атмосферное давление повышается, преодолевая противодействие сил упругости, силы атмосферного давления сжимают коробки и стрелки показывают, по шкале прибора, уменьшение высоты.

ВД–10 допускает следующие погрешности:

1. Инструментальную. Возникает вследствие неточности регулировки измерительного механизма, старения (усталости) металла, вследствие появления люфтов и затираний в подвижных деталях.

Инструментальные ошибки определяются в лабораторных условиях и учитываются пилотом с помощью графика инструментальных поправок.

2. Методическая. Ошибка от изменения рельефа местности, от изменения давления у поверхности земли, от изменения температуры у поверхности земли.

Ошибка от изменения температуры у поверхности земли возникает вследствие перемещения более плотных слоев воздуха по вертикали при изменении температуры и учитывается пилотом, расчетом поправки на НЛ–10.

Особенности летной эксплуатации приборов

анероидно-мембранной группы

На предполетной подготовке необходимо осмотреть приборы и убедиться в отсутствии повреждений. Особое внимание обратить на надежность крепления приборов в приборных панелях, на целость стекол, закрывающих шкалы приборов, на состояние лакокрасочного покрытия шкалы и стрелок. Проверить готовность приборов к работе.

Стрелки указателя скорости должны находится на отметках условного ноля, допустимое отклонение стрелки от нулевой отметки ±2 мм длины дуги (не более ширины стрелки).

Стрелки вариометра должны находится на ноле шкалы, допустимое отклонение стрелки от ноля ±1/3 деления шкалы (0,3 м/с).

Вращая кремальеры барометрических высотомеров, установить их стрелки на ноль и сравнить показания шкал барометрического давления каждого высотомера с фактическим атмосферным давлением аэродрома в точке стоянки. Показания шкалы должно соответствовать фактическому давлению, допустимое отклонение в показаниях шкалы по отношению к фактическому давления при t_нв = (+15 – +35)⁰С – ±1,5 мм. рт. ст., а при t_нв ниже +15⁰С или выше +35⁰С – ±2 мм. рт. ст. Установить на барометрических шкалах высотомеров давление 760 мм. рт. ст., подвижные индексы должны установится на нулевую отметку шкалы. Допустимое отклонение наружного индекса от "0" ±10 м.

На исполнительном старте, перед взлетом, проконтролировать положение стрелок высотомеров. При необходимости стрелки выставить на ноль, шкалы барометрического давления должны показывать значение атмосферного давления аэродрома в точке взлета.

В полете, снимая показания высотомеров, следить за их правильностью. Помнить, что вариометр имеет следующую особенность, при выходе из набора или снижения в режим ГП, в течение 2 – 3 сек. запаздывать в показаниях; на больших высотах полета ВР занижает показания.

Неисправности системы воздушных давлений нарушают работоспособность АМП.

При отказе системы полного давления (закупорка трубопроводов полного давления) в режиме набора высоты по самолетному УС дает завышенные показания, при снижении занижает показания, в режиме ГП не меняет показаний при разгонах или торможении. Показания вариометров и высотомеров, при этом будут правильными.

При отказе системы статического давления (закупорка трубопровода статического давления) УС при наборе высоты по самолетному дает заниженные показания, при снижении завышает показания. Стрелки ВР установятся на ноль. ВД не меняет показаний, с изменением высоты полета.

При отказе одного УС пилотирование продолжать по исправному, попытаться восстановить работоспособность отказавшего прибора включением системы обогрева ПВД.

При отказе обоих УС попытаться восстановить их работоспособность включением системы обогрева ПВД. Завершать полет, пилотируя по дублирующим приборам.

При отказе всех АМП, из-за отказа ПВД, включить систему обогрева ПВД, если через три минуты после этого приборы не восстановят показания, снять дюрит с трубопровода системы статического давления правого ПВД, за правой приборной доской (трубопроводы динамики окрашены в черный цвет, трубопроводы статики – в серый). К приборам будет поступать статическое давление из кабины, вариометры и высотомеры восстановят работоспособность. Выполнение задания прекратить, завершать пилотирование по дублирующим приборам.

1.2. Электрический указатель поворота ЭУП–53МК–500

Предназначен для указания направления и относительной величины угловой скорости разворота вертолета вокруг вертикальной оси и направление бокового скольжения.

При выполнении разворота, без скольжения, прибор предназначен для определения угла крена разворота до 45⁰, при скорости полета 500 км/ч.

В общем корпусе прибора расположены: собственно указатель поворота и указатель скольжения.

Принцип действия указателя поворота основан на использовании свойства двухстепенного гироскопа, с горизонтально расположенной главной осью, прецессировать под действием сторонней силы.

В качестве гиромотора в гироскопическом узле прибора использован двигатель постоянного тока. Якорь двигателя выполняет функции ротора гироскопа. Вал якоря, расположенный параллельно поперечной оси вертолета, является главной осью гироскопа. Корпус двигателя служит рамой карданного подвеса. Передаточным механизмом он сообщается со стрелкой прибора. Шкала прибора разградуирована в пределах от 0⁰ до ±40⁰ с ценой деления 15⁰. Для гашения резких колебаний гиромотора прибор снабжен воздушным демпфером.

При развороте вертолета вокруг вертикальной оси на гироскоп прибора длительное время действует сторонняя сила – угловая скорость разворота. Под действием гироскопического момента главная ось прецессирует, вызывая поворот вокруг продольной оси корпуса гиромотора. Его движение передается стрелке прибора которая, отклоняясь от нулевой отметки шкалы, покажет в каком направлении и с какой относительной угловой скоростью вертолет разворачивается относительно вертикальной оси. По окончании разворота, когда угловая скорость равна нулю, действие гироскопического момента прекращается и пружинными растяжками передаточного механизма главная ось гироскопа восстанавливает горизонтальное положение, стрелка прибора устанавливается на ноль. На развороты вокруг продольной или поперечной оси прибор не реагирует.

Указатель скольжения выполнен в виде стеклянной трубки, изогнутой по дуге окружности. Трубка заполнена демпфирующей жидкостью (толуол).

Указатель снабжен уводящей камерой, компенсирующей увеличение объема жидкости, из-за повышения температуры окружающей среды. Указателем прибора служит шарик из натурального темного стекла, он находится между двумя проволочными кольцами, обозначающими центр прибора. Центр прибора соответствует нулевому значению бокового скольжения вертолета.

Принцип действия указателя скольжения основан на использовании свойств физического маятника. В прямолинейном горизонтальном полете на шарик указателя скольжения оказывает влияние сила веса, под действием которой шарик располагается в направлении истинной вертикали, проходящей через центр указателя скольжения. При выполнении полета с креном, кажущаяся вертикаль смещается относительно истинной, а под действием силы веса шарик сохраняет ориентацию в направлении истинной вертикали, перемещаясь в нижнюю часть трубки, т.е. в направлении "падающего борта".

При выполнении разворотов на шарик указателя разворота действует система сил: сила веса и центробежная сила. Положение шарика относительно центра прибора будет зависеть от соотношения этих сил. При правильном координированном развороте, когда сила веса уравновешивается центробежной силой, их равнодействующая проходит через центр прибора, удерживая в центре указателя шарик. При развороте с большой угловой скоростью, центробежная сила превышает силу веса и равнодействующая этих сил смещается в направлении вектора центробежной силы. Под действием равнодействующей шарик перемещается вверх относительно прибора, показывая внешнее скольжение. При развороте с малой угловой скоростью, центробежная сила меньше силы веса и их равнодействующая смещается в сторону вектора силы веса, в результате чего шарик указателя перемещается вниз от центра прибора, показывая внутреннее скольжение.

Особенности летной эксплуатации

На предполетной подготовке осмотреть прибор, убедиться в отсутствии повреждений, стрелка прибора должна находиться на нулевой отметке шкалы. Допустимое отклонение от "0" ±1⁰. Шарик указателя скольжения должен находится в центре. За 5 – 6 минут до выруливания или взлета включить прибор. Для этой цели:

1. Включить источник постоянного тока.

2. Включить АЗС "Указатель поворота".

3. Через 2 – 3 минуты после включения проверить работоспособность прибора. Для этой цели нажать края приборной панели, создавая ей некоторые движения вокруг вертикальной оси, колебания стрелки прибора указывают на его исправность.

В полете, следя за положением стрелки и шарика указателя скольжения, пилот выполняет необходимые эволюции вертолета.

Точное значение углов крена разворота прибор выдает при скорости полета 500 км/час, на меньших скоростях он завышает показания.

V_пр = 160 – 200 км/час

1.3. Авиагоризонт АГБ–3к

Авиагоризонт служит основным пилотажным прибором вертолета и предназначен для определения положения вертолета в пространстве относительно плоскости истинного горизонта и направлении бокового скольжения.

Электрические сигналы пропорциональные углам крена и тангажа, кроме того, поступают: с левого АГБ в АП–34Б, с правого АГБ в САРПП.

Основные технические характеристики:

U_пит = 27 В; ~36 В (3-х фазный)

Время готовности к работе после включения – не менее 3-х мин

Погрешность индикации углов крена и тангажа:

- 0⁰ – 30⁰ – ± 1⁰

- > 30⁰ – ± 2⁰

Диапазон рабочих температур – (-60 – +60)⁰С

Скорость вращения гиромотора – (20000 – 22000) об/мин

АЗС:

- по постоянному току – "Авиагоризонт"

- по переменному току – Плавкие предохранители в РЩ правого генератора

Включаются АГБ раздельно, выключателями на правом и левом электрощитках.

В общем корпусе прибора расположено 2 измерительных устройства: собственно гирогоризонт и указатель скольжения.

Принцип действия АГБ основан на использовании свойства трехстепенного гироскопа сохранять неизменным в мировом пространстве вертикальное (по отношению к земной поверхности) положение главной оси.

Измерительный механизм АГБ состоит из следующих основных узлов:

1. Гироскопический узел. Представляет собой 3-х степенный гироскоп в качестве гиромотора, в котором, использован 3-х фазный асинхронный двигатель. На осях, внутренней и внешней рам карданного подвеса, расположены сельсин датчики, с которых электрические сигналы, пропорциональные крену и тангажу поступают в бортовые системы вертолета. Гироскопический узел снабжен системой жидкостно-маятниковой коррекции, обеспечивающей стабилизацию вертикального положения главной оси гироскопа и устраняющей ошибки в показаниях прибора, возникших из-за собственной прецессии главной оси гироскопа.

2. Арретирующее устройство. Обеспечивает быструю подготовку прибора к работе, принудительным восстановлением вертикального положения главной оси гироскопа. Рукоятка арретирующего устройства вынесена на лицевой панели прибора.

3. Система сигнализации отказа питания. Информирует, появлением двухцветного флажка в видимой зоне шкалы тангажа, о нарушении системы питания прибора по постоянному или переменному 3-х фазному току. А также о полном отсутствии питающих напряжения (прибор выключен).

4. Система индикации. Включает в себя: ленточную подвижную, двухцветную шкалу тангажа и не подвижную шкалу крена. Темный фон шкалы тангажа имитирует земную поверхность, светлый фон шкалы – воздушное пространство. Цвета шкалы разделены белой линией искусственного горизонта. При пилотировании по АГБ, она имитирует линию естественного горизонта.

Шкала тангажа градуируется в пределах от 0⁰ до ±80⁰. Оцифрована шкала через 10⁰. Цена деления:

0⁰ – 5⁰ – 2,5⁰

5⁰ – 40⁰ – 5⁰

40⁰ – 80⁰ – 10⁰

За ноль шкалы тангажа принимается линия искусственного горизонта. Управление шкалой тангажа осуществляется системой, включающей в себя сельсинную следящую передачу, усилитель и двигатель-генератор.

Шкала крена нанесена в нижней части обода лицевой панели прибора. Шкала градуируется в пределах от 0⁰ до ±60⁰. Оцифрована шкала через 15⁰.

Цена деления:

0⁰ – 30⁰ – 5⁰

30⁰ – 60⁰ – 15⁰

Нулевые отметки шкалы крена совпадают с линией искусственного горизонта.

Указателем прибора служит силуэт-самолетик, который через шестеренчатую передачу связан с осью вращения внешней рамы карданного подвеса гироскопа. При кренах вертолета силуэт-самолетик также отклоняется в ту же сторону и относительно него перемещается шкала тангажа с линией искусственного горизонта.

На лицевую панель прибора вынесена рукоятка системы центровки шкалы тангажа. Система обеспечивает, поворотом рукоятки, перемещение линии искусственного горизонта относительно силуэта-самолетика в пределах ±10⁰, благодаря чему пилот, в процессе пилотирования может исключить ошибку показания прибора по тангажу, которая возникает вследствие изменения угла атаки.

Особенности летной эксплуатации

На предполетной подготовке внешним осмотром убедится в отсутствии внешних повреждений АГБ. Флажок-сигнализатор питания должен просматриваться на фоне шкалы тангажа. Шарик указателя скольжения находится в центре. Совместить индекс поправки шкалы тангажа с нулевой отметкой шкалы кренов.

За 5 – 6 минут до выруливания или взлета включить АГБ. Для этой цели, при включенных источниках постоянного и переменного 3-х фазного тока, включить АЗС "Авиагоризонт", нажать до упора кнопки арретирующих устройств, включить выключатели "Авиагоризонт" на правом и левом электрощитках. Флажки сигнализации отказа уходят из видимой зоны. Через 3 – 5 секунд кнопки арретиров отпустить.

По истечении 1,5 – 2 минут приборы должны показать стояночный угол вертолета с точностью ±1⁰.

При рулении, взлете, посадке АГБ должны быть включены и разарретированы.

На исполнительном старте перед взлетом убедиться:

1. Не видны флажки сигнализаторов отказа питания.

2. Силуэт-самолетик занимает горизонтальное положение.

Прибор считается готовым к работе после включения через 3 минуты при температуре окружающей среды от +60⁰ до +30⁰С; через 5 минут при температуре окружающей среды от +30⁰ до –30⁰С; через 6 минут при температуре окружающей среды от –30⁰ до –60⁰С. До истечения указанного времени, после включения прибора, взлет запрещен.

После взлета, на высоте не менее 100 м проверить работоспособность АГБ. Для этого выполнить эволюции вертолетом по крену, в пределах ±5⁰. Если приборы работоспособны они должны без запаздывания реагировать на изменения положения вертолета в пространстве и одновременно выдавать одинаковые углы крена. Разность в показаниях приборов, превышающая 2⁰, указывает на неисправность одного из них. Подобную проверку выполнять всякий раз перед входом в облака, а также перед посадкой, которая может сопровождаться образованием пыльного или снежного вихря.

В процессе пилотирования, для выдерживания режима ГП, линию искусственного горизонта удерживать совмещенной с силуэтом самолета. Тангаж воспроизводится авиагоризонтом перемещением линии искусственного горизонта относительно силуэта-самолета вверх или вниз. Угол тангажа отсчитывается по шкале против центра силуэта-самолета.

Крен воспроизводится поворотом силуэта-самолета относительно линии искусственного горизонта в направлении крена. Угол крена отсчитывается по шкале против консоли силуэта-самолета.

Арретирующим устройством в полете пользоваться запрещено.

При отказе одного из АГБ полет продолжить, пилотируя по исправному прибору.

При отказе обоих АГБ приборы выключить и завершать полет, пилотируя по дублирующим приборам. А при выполнении полета по ППП выполнение задания прекратить.

В случае отказа левого АГБ прибор необходимо выключить, а каналы КРЕН, ТАНГАЖ автопилота, при выполнении полета в спокойной атмосфере оставить включенными. Это облегчит пилоту управление вертолетом в процессе пилотирования.

Отказ АГБ может быть обнаружен по следующим признакам:

1. Появление флажка в видимой зоне шкалы тангажа.

2. Разность в показаниях авиагоризонтов по крену или тангажу превышает 2⁰.

3. Несоответствие показаний АГБ показаниям дублирующих приборов.

4. Несоответствие показаний АГБ фактическому положению вертолета относительно плоскости истинного горизонта.

5. Несоответствие показаний АГБ режиму полета (застывание показаний). АГБ не реагирует: на углы крена при разворотах, на углы тангажа при разгонах и торможении вертолета.

6. По световой сигнализации блока БСПК–1.

1.3.1. Блок сравнения предельных кренов БСПК–1

Расположен в радиоотсеке, в районе 15 шп. В комплекте с блоком работают: пульт контроля – расположен на левой боковой панели электропульта и светосигнальное табло на левой приборной доске. Рядом с табло расположен переключатель сигнализации предельных углов крена.

Питание блока осуществляется параллельно питанию правого горизонта, включение блока производится одновременно с включением правого авиагоризонта.

Блок сравнения предельных кренов сравнивает поступающие в него электрические сигналы углов крена и тангажа обоих авиагоризонтов и информирует пилота:

1. О достижении предельно допустимой разницы показаний по крену и тангажу между двумя авиагоризонтами, включением красных сигнальных табло ОТКАЗ АГБ КРЕН, ОТКАЗ АГБ ТАНГАЖ. Сигнализация срабатывает при разности показаний в 7⁰ ±1,5⁰. Принцип сравнения сигналов использованный в БСПК не позволяет определить, какой из горизонтов дает неверные показания.

2. О достижении вертолетом предельных значений углов тангажа, включением желтых сигнальных табло ТАНГАЖ ПИКИРОВАНИЕ 10⁰, ТАНГАЖ КАБРИРОВАНИЕ 10⁰. Сигнализация сработает при углах тангажа 10 ±1⁰.

3. О достижении вертолетом предельных значений углов крена, включением желтых сигнальных табло КРЕН ЛЕВЫЙ ПРЕДЕЛЬНЫЙ, КРЕН ПРАВЫЙ ПРЕДЕЛЬНЫЙ. Сигнализация срабатывает при углах крена ±30⁰ ±3⁰ для режима ГП и ±12⁰ ±2⁰ для режима взлета и посадки.

Проверка БСПК

Выполняется на предполетной подготовке после запуска двигателей.

Внимание ! Проверка БСПК в полете запрещена.

Порядок проверки:

1. После запуска двигателей и включения постоянного и переменного 3-х фазного тока включить оба авиагоризонта.

2. Переключатель предельных кренов установить в положение15⁰.

3. Включить выключатель на пульте контроля.

4. Нажать кнопку "Крен". Должны загореться два сигнальных табло: ОТКАЗ АГБ КРЕН, КРЕН ПРАВ ПРЕДЕЛ.

5 .Отпустить кнопку, табло гаснут и может кратковременно включится табло КРЕН ЛЕВ ПРЕДЕЛ.

6. Нажать кнопку "Тангаж". Должно загореться три сигнальных табло: ОТКАЗ АГБ ТАНГАЖ, КРЕН ЛЕВ ПРЕДЕЛ, ТАНГАЖ ПИКИР 10⁰.

7. Отпустить кнопку, табло гаснут. Кратковременно включатся табло ОТКАЗ АГБ КРЕН, КРЕН ПРАВ ПРЕДЕЛ, ТАНГАЖ КАБРИРОВ 10⁰.

1.4. Авиационные часы АЧС–1

Авиационные часы предназначены для определения текущего времени суток в часах, минута и секундах; времени полета в часах и минутах, и для замера коротких промежутков времени (до одного часа в минутах и секундах).

Часы установлены на правой приборной доске. Они состоят из трех отдельных механизмов для:

– отсчета текущего времени;

– определения времени пребывания вертолета в пути;

– замера коротких промежутков времени.

Механизм обычных суточных часов работает непрерывно, а механизм времени полета и секундомер могут включаться и выключаться, управление ими раздельное.

На лицевой части часов находятся три шкалы и две ручки. По внешней шкале обычных суточных часов непрерывно перемещается часовая, минутная и секундная стрелки. По верхней шкале времени полета перемещается часовая и минутная стрелки, а по нижней шкале секундомера – минутная и секундная.

Левая ручка служит для завода часов, перевода стрелок основного механизма суточных часов, а также для пуска в ход и остановки механизма времени полета. Полный завод пружины обеспечивает ход часов в течение 3-х суток, но для точности хода часы надо заводить один раз вдвое суток. Точность хода часов в течение суток ±20 секунд. Управление механизмом времени полета осуществляется нажатием на левую ручку. При первом нажатии механизм времени включается в работу, при этом в сигнальном отверстии шкалы появляется красный цвет, и стрелки механизма начинают перемещаться. При втором нажатии на ручку механизм времени полета выключается. Стрелки фиксируют нахождение вертолета в воздухе, при этом в сигнальном отверстии шкалы появляются красный и белый цвета. При третьем нажатии на левую ручку стрелки возвращаются на отметку "12". При этом в сигнальном отверстии появляется белый цвет.

Правая ручка служит для пуска и остановки механизма суточных часов, включения и выключения механизма секундомера, а также для возврата минутной и секундной стрелок в исходное положение.

Полный цикл работы механизма секундомера осуществляется за три нажатия на правую ручку. При первом нажатии происходит включение механизма секундомера, при втором – остановка, при третьем – возврат стрелок секундомера в нулевое положение.

Часы имеют электрообогрев с терморегулятором, который поддерживает внутреннюю температуру часов 20 ±5⁰С. Обогрев осуществляется от бортсети постоянным током, рекомендуется включать при температурах ниже +5⁰С.

Перед выруливанием на старт необходимо проверить заведены ли часы, и установить на них точное время.

Для установки стрелок на точное время необходимо в момент прохождения секундной стрелки цифры "12" повернуть правую ручку по часовой стрелке и остановить часы. Затем вытянуть левую ручку на себя до упора и, вращая ее против часовой стрелки, перевести стрелки часов на текущее время. После установки текущего времени надо нажать на левую ручку и установить ее в исходное положение. Чтобы снова пустить часы в ход, необходимо правую ручку повернуть против часовой стрелки.

После разрешения на взлет надо включить механизм времени полета, а после посадки вертолета необходимо его выключить, нажатием левой ручки.

1.5. Магнитный компас КИ–13

Назначение и принцип действия

Компас КИ–13 служит для определения и выдерживания компасного курса вертолета. Он является дублирующим компасом. Основным измерителем курса на вертолете является курсовая система ГМК–1А. Компас КИ–13 установлен на каркасе фонаря кабины пилотов по продольной оси вертолета. Принцип действия КИ–13 основан на использовании свойства свободноподвешенной системы магнитов устанавливаться в плоскости магнитного меридиана.

Основной погрешностью магнитного компаса является девиация. Собственное магнитное поле вертолета вызывает отклонение магнитов компаса от магнитного меридиана на некоторый угол, который называется девиацией.

В компасе КИ–13 устраняются постоянная и полукруговая девиации, и не устраняется четвертная, поэтому прибор показывает компасный курс. На вертолете, слева на каркасе фонаря кабины, имеется график остаточной девиации.

Шкала КИ–13 равномерная, в пределах от 0⁰ до 360⁰. Оцифровка шкалы выполнена через 30⁰, цена деления 5⁰.

Летная эксплуатация КИ–13

Перед полетом необходимо внешним осмотром проверить крепление прибора, прозрачность жидкости и отсутствие в ней пузырьков воздуха, убедиться в наличии графика остаточной девиации, сличить показания прибора с показаниями курсовой системы ГМК–1А. Разница показаний не должна превышать ±2⁰.

В полете, устойчивая работа компаса обеспечивается при кренах вертолета до 17⁰, поэтому виражи и развороты по КИ–13 необходимо выполнять с креном не более 15⁰.

Курс определяется с учетом графика остаточной девиации, а отсчет показаний прибора производится по среднему значению. Периодически, в полете, нужно сличать показания курса КИ–13 и ГМК–1А.

1.6. Курсовая система ГМК–1А

Служит основным курсовым прибором вертолета и предназначена для определения курса следования и углов разворота.

1. Индукционный датчик ИД–3

Расположен в нижней части хвостовой балки, в районе 6 – 7 шп. Выдает электрический сигнал, пропорциональный значению компасного курса.

2. Коррекционный механизм КМ–8

Расположен в кабине экипажа на левой этажерке. Обеспечивает электрическую связь индукционного датчика с гироагрегатом и осуществляет автоматическую компенсацию (автоматический ввод значения девиации и инструментальной ошибки) в сигнал компасного курса. Кроме того, КМ–8 осуществляет ручной ввод значения магнитного склонения в электрический сигнал магнитного курса.

3. Гироагрегат ГА–6

Расположен на левой этажерке кабины экипажа. ГА–6 является основным датчиком курса. Чувствительным элементом гироагрегата служит трех степенный гироскоп с горизонтально расположенной главной осью. Гироагрегат обеспечивает стабилизацию осредненного значения магнитного курса в режиме "магнитной коррекции"; выдает значение ортодромического курса в режиме "гирополукомпаса" и выдает значения углов разворота вертолета.

4. Автомат согласования АС–1

Расположен на левой этажерке кабины экипажа и служит для усиления сигнала рассогласования следящей системы и переключения скоростей согласования.

5. Выключатель коррекции ВК–53

Расположен на правой этажерке кабины экипажа и предназначен для отключения следящей системы, обеспечивающей передачу сигнала изменения курса, с коррекционного механизма в гироагрегат, при разворотах вертолета с определенной угловой скоростью.

6. Пульт управления. Расположен на правой боковой панели электропульта.

7. Указатели УГР–4УК

Основные технические характеристики курсовой системы:

U_пит = 27 В; ~36 В (3-х фазный)

t_гот в режиме "МК" – 3 мин

в режиме "ГПК" – 5 мин

DМК = ±1,5⁰

DГПК = ±2,5⁰ за час полета

V_согл (в режиме "МК") = нормальная 1,5 – 7 гр/мин, быстрая не менее 6 гр/мин

V_{отр зад курса} (в режиме "ГПК") = не менее 2⁰ в сек

АЗС:

– по постоянному току "Курсовая система"

– по переменному 3-х фазному току плавкие предохранители в РЩ правого генератора

Включается курсовая система выключателем на правой боковой панели электропульта.

Принцип действия, режимы работы системы

Принцип действия курсовой системы основан на использовании свойства 3-х степенного гироскопа сохранять неизменным в азимуте горизонтальное положение главной оси и на использовании свойства чувствительного элемента индукционного датчика определять свое положение относительно магнитного меридиана земли.

С гироагрегата, выполняющего функции основного датчика курса, снимается гироскопический курс и благодаря свойству гироскопа устойчиво воспроизводится указателем электрический сигнал, снимаемый с индукционного датчика, однозначно соответствует положению его чувствительного элемента относительно магнитного меридиана земли. ИД своими сигналами корректирует гироскопический курс. В результате указатель устойчиво воспроизводит значение гиромагнитного курса следования. Совместная работа ГА и ИД исключает недостаток гироскопического компаса – невозможность определения магнитного курса и недостаток магнитного компаса – неустойчивость воспроизводимых им показаний.

Курсовая система имеет два режима работы:

1. Режим "МК" (магнитная коррекция).

2. Режим "ГПК" (гирополукомпас).

Режим МК

В данном режиме курсовая система решает задачу определения магнитного курса с точностью ±1,5⁰. При изменении курса следования с ИД снимается электрический сигнал, пропорциональный угловому отклонению относительно магнитного меридиана и поступает в КМ–8, где в него автоматически вводятся: поправка на величину четвертной девиации и инструментальной ошибки. Исправленный сигнал магнитного курса поступает в гироагрегат. Кратковременное рысканье вертолета по курсу компенсируется осреднением магнитного курса, стабилизируемого гироагрегатом. С гироагрегата сигнал изменения курса поступает в УГР–4, вызывая поворот подвижной шкалы. Относительно подвижной шкалы, против треугольного индекса, считывается значение выдерживаемого магнитного курса.

Если в коррекционном механизме осуществляется ручной ввод значения магнитного склонения, снимаемого с карты местности, происходит коррекция относительно истинного меридиана и УГР воспроизводит значение истинного курса. Выдерживая заданный курс, пилот, обеспечивает выполнение полета по локсодромии.

При разворотах вертолета с угловой скоростью 0,1 – 0,3 гр/с выключатель коррекции ВК–53 отключает коррекционный механизм от гироагрегата и гироагрегат передает в УГР–4 сигнал угла разворота. Таким образом, при развороте вертолета УГР показывает угол разворота. По окончании разворота действие угловой скорости заканчивается, и выключатель коррекции вновь обеспечит передачу сигналов магнитного курса с ИД–3 в гироагрегат, для коррекции гироскопического курса.

При работе курсовой системы в режиме "МК" в показаниях УГР может накапливаться ошибка из-за влияния на чувствительный элемент ИД–3 сторонних магнитных полей (магнитное поле ферромагнитной массы конструкции, транспортируемой на внешней подвеске; магнитное поле магнитной аномалии; электромагнитное поле, возбуждаемое при грозовой деятельности).

Режим "МК", как правило, используется на маршрутах небольшой протяженности.

Режим ГПК

В данном режиме курсовая система решает задачу определения ортодромического курса с точностью ±2,5⁰ за час полета. При использовании данного режима, предварительно, в режиме МК, гироскоп гироагрегата корректируется по магнитному курсу, после чего система переключается в режим "ГПК", при этом индукционный датчик отключается от гироагрегата. И гироагрегат остается единственным чувствительным элементом системы, который продолжает выдавать значение заданного курса следования. Выдерживая заданный курс, пилот, обеспечит выполнение полета по ортодромии.

Точность выдачи курсовой системы ортодромического курса зависит от качества исполнения гироскопа и от точности компенсации широтной ошибки.

Поскольку в гироагрегатах использован технический гироскоп, то от собственной прецессии его главной оси в азимуте точность, с которой воспроизводится ортодромический курс, составляет 2,5⁰ за час полета. Это обязывает пилота, для более точного выдерживания направления полета, периодически корректировать гироскопический курс. Для этой цели система переключается в режим "МК". Индукционный датчик, при этом подключается к ГА–6 и сигналами ИД–3 корректируется курс следования. После чего система вновь переключается в режим "ГПК". А указатель продолжает воспроизводить значение ОК.

При работе курсовой системы, в ее показаниях может появится ошибка, вызванная суточным вращением земли. Она получила название широтной ошибки, поскольку ее величина зависит от значения широты места маршрута полета. Наибольшее значение ошибка имеет на полюсах земли и уменьшается по мере приближения к экватору. На экваторе ошибка обращается в нуль. Для компенсации широтной ошибки, в курсовой системе предусмотрена широтная коррекция. При установке, с помощью потенциометра "Широта", на его шкале значения широты места маршрута, с потенциометра снимается электрический сигнал и поступает в гироагрегат на двигатель корректор, вызывающий вынужденную прецессию гироскопа. Гироскоп прецессирует в направлении вращения земли со скоростью, пропорциональной угловой скорости вращения земли на данной широте.

Особенности летной эксплуатации

На предполетной подготовке осмотреть указатели УГР и убедиться в отсутствии повреждений. За 5 – 6 минут до выруливания или взлета включить систему и выполнить ее проверку. Для этой цели, после запуска двигателей и включения источников постоянного и переменного тока включить АЗС "Курсовая система". Отметчик магнитного склонения коррекционного механизма выставить на нуль. На пульте управления курсовой системы переключатель режимов работы установить в положение "МК". Переключатель "Сев – Юж" в положение "Сев". Потенциометром "Широта" выставить значение широты места ИПМ. Переключатель "Контроль" и "ЗК" нейтрально. Включить выключатель "ГМК" на правой боковой панели электропульта. В течение 45 – 90 сек, после включения, происходит быстрое согласование следящих систем и УГР, покажут значение МК стоянки.

Через три минуты, после включения, система готова к проверке. Переключатель контроля установить в положение "0" ® УГР быстро отработают курс 0⁰ ±10⁰, на пульте управления курсовой системы загорится лампа ЗАВАЛ ГА; отпустить переключатель, лампа гаснет, а УГР медленно восстанавливают значение МК стоянки; перевести переключатель контроля в положение "300", УГР быстро отработают курс 300⁰ ±10⁰, загорится лампа ЗАВАЛ ГА; отпустить переключатель, лампа гаснет, а УГР медленно восстанавливают МК стоянки. Для быстрого восстановления исходного положения подвижных шкал, после установки переключателя в нейтраль, нажать переключатель "ЗК" (в любую сторону) и удерживать до прекращения движения шкал. Переключатель "ЗК", в данном режиме, выполняет функцию кнопки быстрого согласования.

Проверка в режиме ГПК. Переключатель режимов работы установить в положение ГПК, переключатель "ЗК" нажать влево. Подвижные шкалы УГР со скоростью не менее 2⁰ в секунду начинают вращение против хода часовой стрелки; отпустить переключатель, движение шкал прекратиться. Нажать переключатель "ЗК" вправо. Подвижные шкалы УГР со скоростью не менее 2⁰ в секунду начнут вращение по ходу часовой стрелки; отпустить переключатель, движение шкал прекратиться.

В процессе эксплуатации курсовой системы, при отказе гироагрегата, на пульте управления системы загорится лампа ЗАВАЛ ГА. В этой ситуации показателями УГР пользоваться запрещено. Значение МК определять по коррекционному механизму с учетом графика девиации на курсовую систему или по компасу КИ–13. Переключить ГМК–1А из режима "МК" в "ГПК", канал "Направление" АП выключить.

1.7. Автопилот АП–34Б

Четырехканальный электрогидравлический автопилот АП–34Б служит для автоматической стабилизации вертолета по направлению, тангажу, крену, высоте и скорости полета. Автопилот улучшает пилотажные характеристики и облегчает процесс управления вертолетом.

Четыре канала автопилота решают следующие задачи:

1. Обеспечивают автоматическое демпфирование угловых колебаний и автоматическую стабилизацию угловых положений вертолета относительно трех осей в пространстве в ГП и на висении, при наборе высоты и снижении, при переходе с одного режима полета на другой.

2. Обеспечивают автоматическую стабилизацию высоты в ГП и на висении.

3. Обеспечивает автоматическую стабилизацию приборной скорости через канал тангажа.

4. Выполнение эволюции вертолета от рычагов управления при включенном автопилоте.

Состав оборудования:

1. Агрегат управления

Назначение: суммирует, преобразует, усиливает сигналы чувствительных датчиков АП, формирует управляющие сигналы и выдает их на гидроусилители.

Расположение: на правой этажерке кабины экипажа.

2. Пульт дистанционного управления

Назначение: служит для управления работой АП, обеспечивает проверку работоспособности АП.

Расположение: между приборными досками.

3. Блок усилителей

Назначение: обеспечивает работу АП в режиме обнуления входных сигналов.

Расположение: на правой этажерке кабины экипажа.

4. Нулевой индикатор ИН–4

Назначение: обеспечивает визуальную индикацию положения штоков малых цилиндров гидроусилителей всех каналов, при работе АП в режиме стабилизации.

Расположение: рядом с пультом управления АП.

5. Корректор высоты КВ–11

Назначение: вырабатывает электрический сигнал, пропорциональный изменению атмосферного давления с изменением высоты полета.

Расположение: в радиоотсеке, левый борт, 22 – 23 шп.

6. Датчики угловых скоростей курса, крена, тангажа

Назначение: формируют электрические сигналы, пропорциональные угловой скорости отклонения вертолета относительно 3-х осей в пространстве.

Расположение: ДУС крена и курса на правой этажерке кабины экипажа, ДУС тангажа в радиоотсеке, 13 – 14 шп. (по продольной оси).

7. Компенсационные датчики крена и тангажа

Назначение: компенсируют электрические сигналы, поступающие в АП с авиагоризонта при вмешательстве пилота в управление вертолетом по крену или тангажу. Повышая тем самым эффективность ручного управления.

Расположение: на перегородке шп. №1, в транспортной кабине, слева.

Имеют механическую связь, через качалки системы управления, с ручками продольно поперечного управления.

8. Корректор-задатчик приборной скорости КЗСП

Блок сигнализации готовности БСГ

Расположены под полом кабины.

КЗСП формирует электрический сигнал, пропорциональный отклонению приборной скорости от заданного значения.

БСГ выдает сигнал исправности КЗСП.

9. Блок фильтров БФ–34

Назначение: снижает амплитуду низкочастотных колебаний вертолета по крену и

тангажу.

Расположение: на правой этажерке кабины экипажа.

10. Блок связи БС–34

Назначение: устраняет рывки педалей при отключении канала "Направление".

Расположение: в транспортной кабине по правому борту 4 – 5 шп.

11. Кнопки отключения АП

Расположены на ручках продольно-поперечного управления.

С автопилотом совместно работают следующие устройства:

1. Гидроусилители КАУ–30Б, РА–60Б.

2. Три электромагнитных крана ГА–192.

3. Концевые выключатели на педалях.

Основные технические характеристики автопилота

U_пит = 27 В; ~36 В (3-х фазный)

t_гот = (2 – 3) мин

Точность стабилизации при выполнении полетов в спокойной атмосфере:

– по направлению ±1⁰;

– по крену и тангаж ±0,5⁰;

– по высоте ±6 м (до H £ 1000 м), ±12 м (на H > 1000 м);

– по скорости ±10 км/ч (на V = 160 – 200 км/ч)

Диапазон рабочих температур: +50⁰ … -60⁰С

G = 23 кг

АЗС:

- по постоянному току – "Автопилот общий", "Автопилот фрикцион", "Триммер электромуфты"

- по переменному 3-х фазному току стекляноплавкие предохранители в РЩ правого

генератора.

Общие сведения и режимы работы АП–34Б

Чувствительными устройствами АП служат специальные электрические датчики, которые реагируют на изменение положения вертолете в пространстве и выдают электрические сигналы через агрегат управления на г/усилители. Гидроусилители, отрабатывая полученные сигналы и отклоняя органы управления вертолетом, парируют действующие на вертолет возмущения.

Датчиками канала направления служат гироагрегат курсовой системы и ДУС курса. Канал "Направление" через г/усилитель РА–60Б воздействует на РВ, меняя угол установки лопастей винта. Датчиками каналов "Крен", "Тангаж" служат: левый авиагоризонт, ДУС крена и ДУС тангажа. Каналы "Крен", "Тангаж" через г/усилители КАУ–30Б воздействуют на несущую систему, меняя угол наклона тарелки автомата перекоса.

В канал "Тангаж", для стабилизации заданного значения приборной скорости, поступают электрические сигналы с КЗСП.

Датчиком канала "Высота" служит корректор высоты КВ–11. Канал через гидроусилитель КАУ–30Б воздействует на несущую систему, меняя угол установки лопастей НВ.

Автопилотное управление вертолетом обеспечивается только основной г/системой.

АП включается в систему управления вертолетом по дифференциальной схеме, позволяющей, при необходимости оперативно перестроить контур управления и обеспечить пилоту подключение к управлению вертолетом.

Безопасность автопилотного управления обеспечивается не только возможностью быстрого вмешательства пилота в управление, но и перемещением штока г/усилителя только в пределах 20% полного его хода. А у г/усилителя РА–60Б, в процессе перегонки, скорость перемещения педалей составляет 10% номинальной скорости.

При автопилотном управлении рычаги управления остаются не подвижными, зафиксированными в заданном положении.

Эффективность использования АП достигается при выполнении полетов в спокойной атмосфере.

В работе АП принято рассматривать 4 режима: включение питания и обнуление входных сигналов; стабилизация; управление; отключение каналов.

Режим включения питания и обнуления входных сигналов

АП начинает работу в данном режиме с момента подачи питающих напряжений постоянного и переменного токов, при включенных АЗС. Поступающие в АП электрические сигналы от датчиков (с гироагрегата курсовой системы, с левого АГБ) обнуляются. Благодаря режиму обнуления АП подготавливается к работе в режиме управления, тогда при включении АП в систему управления не будет ощущаться рывков и раскачивания вертолета. Обнуление входных сигналов осуществляется системой согласования, двигатели которой, расположенные в ПУ поворачивают роторы сельсин приемников, задавая им такое положение внутри статоров, когда сигнал в роторной обмотке будет равен нулю. В результате, с ротора сельсин приемника сигнал на вход канала АП не поступает и в канале управляющий сигнал не формируется. С выхода канала на гидроусилитель сигнал не подается. Процесс обнуления входных сигналов продолжается в течение 2 – 3 минут, после чего АП может быть подключен к системе управления вертолетом. Подключение АП осуществляется кранами ГА–192. Управление кранами обеспечивается кнопками-лампами на пульте АП. При нажатии зеленых кнопок их лампы загораются, указывая на то, что краны ГА–192 сработали и переключили г/усилители на комбинированный режим. Одновременно с этим срабатывают электромагнитные муфты и затормаживают роторы сельсин приемников, которые своим угловым положением, внутри статоров запоминают заданное вертолету пространственное положение. С этого момента АП начинает работу в режиме стабилизации.

Режим стабилизации

В этом режиме АП без участия пилота воздействуя на систему управления, парирует действующие возмущения и восстанавливает заданное в пространстве положение вертолета. При отклонении вертолета от заданного положения в азимуте, под действием какого либо возмущения (порыв ветра), с гироагрегата курсовой системы и с ДУС курса снимаются электрические сигналы изменения угла и сигнал угловой скорости, и поступают в агрегат управления (АУ). Суммируя, усиливая, преобразуя, поступившие сигналы АУ формирует управляющий сигнал и подает его на гидроусилитель. Под действием приложенного к обмоткам поляризованного реле г/усилителя напряжения потечет ток, создавая в окружающем пространстве магнитное поле, при этом намагничивается якорь реле, отклоняется от нейтрального положения, вызывая движение штока малого цилиндра г/усилителя. Перемещается головка г/усилителя, вызывая через золотник ручного управления движение штока силового цилиндра. Шток, перемещаясь, отклоняет органы управления вертолетом. При перемещении штока, с датчика обратной связи г/усилителя снимается электрический сигнал и поступает в АУ, где сравнивается с сигналом управления, имея по отношению к нему обратную полярность. По мере движения штока сигнал обратной связи увеличивается и когда по абсолютной величине он будет равен управляющему сигналу произойдет компенсация входного сигнала г/усилителя. Ток по обмоткам реле не протекает, якорь реле возвращается в нейтральное положение, движение штока г/усилителя прекращается. Органы управления вертолета отклонены на величину пропорциональную величине углового отклонения вертолета. Отклонение органа управления вызывает появления аэродинамического момента, восстанавливающего заданное положение вертолета. По мере этого управляющий сигнал уменьшается и наблюдается превышение сигнала обратной связи над управляющим. Полярность входного сигнала г/усилителя будет определяться полярностью сигнала обратной связи. При этом шток г/усилителя перемещается в обратном направлении, возвращая в первоначальное положение орган управления вертолетом. Пространственное положение вертолета восстанавливается. Сигнал с датчика обратной связи одновременно поступает в ИН–4, вызывая отклонение его планки. Планка своим перемещением, относительно нейтрального положения показывает отклонение штока г/усилителя, а следовательно и органа управления относительно его первоначального положения. АП способен скомпенсировать действующее возмущение и восстановить заданное вертолету положение, если 20% хода штока г/усилителя будет достаточно отклонением органа управления создать необходимый аэродинамический момент. Если действующее на вертолет возмущение значительное и запаса автопилотного управления не достаточно, АП переключается в режим управления, когда параллельно с АП управление вертолетом осуществляется со стороны пилота. АП переключается в режим управления и в том случае, когда необходимо изменить положение вертолета в пространстве.

Режим управления

Если необходимо внести незначительные поправки в управление вертолетом по крену, направлению, тангажу (плоские довороты в пределах ±5⁰) пилот может воспользоваться ручками центровки ПУ. Поворот ручки осуществлять в сторону, соответствующую направлению отклонения вертолета. Поворот ручкой шкального устройства на одно деление соответствует вводу угловой поправки на один градус. Один полный оборот ручки соответствует вводу угловой поправки в 10⁰.

При необходимости существенно изменить положение вертолета в пространстве, при включенном АП, пилот должен прибегнуть к помощи рычагов управления. Для изменения курса следования пилот использует педали. При нажатии на подпедальники срабатывают концевые выключатели, отключающие кран ГА–192, г/усилитель переключается на режим ручного управления, а канал "Направление" АП переключается из режима стабилизации в режим согласования. Отклоняя педали, пилот разворачивает вертолет, поступающие при этом в автопилот электрические сигналы, пропорциональные углу разворота, с гироагрегата курсовой системы обнуляются, поэтому в процессе пилотирования пилот не ощущает противодействий со стороны автопилота. После вывода вертолета на заданный курс снять ноги с педалей, концевыми выключателями выключится кран ГА–192 и переключит г/усилитель на режим комбинированного управления, а канал "Направление" вновь переключится в режим стабилизации. АП будет стабилизировать новое азимутальное положение вертолета.

Для изменения высоты полета нажать кнопку "фрикцион" ручки "шаг-газ", кран ГА–192 переключит г/усилитель на режим ручного управления, выключится канал "Высота". Поэтому, при изменении высоты полета, пилот не испытывает противодействия со стороны АП. После вывода вертолета на заданную высоту, включить канал "Высота" на ПУ. АП будет стабилизировать высоту заданного положения.

При вмешательстве пилота в управление по крену или тангажу каналы "Крен", "Тангаж" остаются включены, а гидроусилители продолжают работу в комбинированном управлении. При отклонении РУ, от ее воздействия на золотник ручного управления г/усилителя, наклоняется тарелка автомата перекоса, вызывая отклонение вертолета. Сигнал пропорциональный углу отклонения снимается с АГБ, поступает в АП и компенсируется работой компенсационного датчика. На вход каналов "Крен", "Тангаж" сигналы не поступают, и АП не оказывает противодействие пилоту. По окончании перемещения ручки процесс компенсации входного сигнала заканчивается. АП запоминает заданное угловое положение вертолета и стабилизирует его при действии на вертолет сторонних возмущений.

Отключение каналов

При необходимости АП может быть выключен из системы управления, поканально. Отключение каналов "Направление" и "Высота" может быть выполнено красными кнопками-лампами с ПУ. Отключение каналов "Крен", "Тангаж" с пульта управления не производится, и отключаются эти каналы только кнопками отключения АП на ручках продольно-поперечного управления. Одновременно этими кнопками отключаются каналы "Направление", "Высота".

Включение, предполетная проверка, особенности эксплуатации

Включение и предполетная проверка выполняются на предполетной подготовке, после запуска двигателей. При включенных источниках постоянного и переменного 3-х фазного тока включить авиагоризонты, включить курсовую систему, включить АЗС: "Автопилот общий", "Автопилот фрикцион", "Триммер эл муфты", "Указатель шага винта". После включения АЗС в течение 2 – 3 минут АП работает в режиме обнуления входных сигналов. Создать в основной г/системе рабочее давление, выполнить проверку АП в соответствии с РЛЭ.

Разрешается выполнение полета с отдельно включенными каналами АП. Весь полет, от взлета до посадки, рекомендуется выполнять с включенными каналами "Крен", "Тангаж". При взлете, посадке может быть использован канал "Направление".

На исполнительном старте, перед взлетом, включить каналы "Крен", "Тангаж" и "Направление". Планки К, Т, Н должны занять среднее положение. В противном случае ручками центровки выставить их в нейтраль. Канал "Высота" при взлете не используется. При взлете с включенным каналом "Направление" курс взлета выдерживать отклонением педалей. При брошенных педелях точность выдерживания курса ±10⁰. При выполнении посадки посадочный курс выдерживается отклонением педалей. Канал "Высота" включать в установившемся ГП на высоте не менее 50 метров. Переключателем "Контроль" ПУ в полете пользоваться запрещено. Контроль за работой АП осуществляется по нулевому индикатору, планки которого перемещаются вблизи нейтральных положений. При выполнении полета в условиях сильной атмосферной турбулентности АП выключить, во избежание динамических нагрузок на систему управления, которые будут вызваны резкой перекладкой штоков г/усилителей.

Отказ АП по каналам "Крен", "Тангаж", "Высота" с односторонним уходом штока г/усилителя сопровождается не сильным, но ощутимым рывком вертолета по соответствующему каналу, планка ИН–4 уходит на упор и остается в крайнем положении. Отказавший канал выключить. Планка вернется в нейтральное положение. Повторное включение отказавшего канала запрещено.

Отказ канала "Направление" с односторонним уходом штока г/усилителя сопровождается вначале не сильным, но ощутимым рывком вертолета по курсу с дальнейшим за 3 – 5 секунд односторонним уходом педалей и разворотом вертолета. При этом планка Н индикатора смещается и остается в крайнем положении. Для предотвращения разворота вертолета пилот должен быть готов приложить усилие к педалям. Канал "Направление" выключить, планка Н установится в нейтраль. Повторное включение канала запрещено.

При отключении нормально работающих каналов АП могут наблюдаться рывки вертолета, которые сопровождают возвращение штоков г/усилителей в нейтральное положение.

Дата добавления: 2014-04-19; просмотров: 983; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!