Технические данные.

• Питание напряжением 36 В ⁺¹,⁸-₃,₆ частотой f = 400±8 Гц;

• Время готовности - 3 мин;

• Уход гироскопа при Н.У. с выключенной коррекцией на качающемся основании за 5 мин - <±4°;

• Скорость прецессии гироскопа по осям gи uдолжны быть от 1 до 6 °/мин при нормальной коррекции и не менее 10 °/мин при ускоренной.

• Погрешности на неподвижном основании <±1,5°;
на вибрирующем основании <±2,5°.

• СВК позволяет контролировать электропитание АГР, работу гиромотора, порядок чередования фаз напряжения.

Принцип действия.Основан на свойстве трех степенного гироскопа в сочетании с коррекцией от жидкостных маятников выдерживать направление вертикали.

• Сохранить направление главной оси позволяет система подвеса. Ось внутренней рамы параллельна продольной оси самолета, внешней - поперечной. При кренах наружная рамка, подвешенная на двух подшипниках в следящей раме, поворачивается вокруг оси внутренней рамы, подвешенной в наружной раме.

При изменении углов uкорпус прибора вместе со следящей рамой может поворачиваться относительно оси наружной рамки.

• Для контроля положения главной оси гироскопа в вертикальном направлении система коррекции. Жидкостные маятники закреплены в нижней части внутренней рамки. Они выдают сигнал на датчики моментов, один на оси внутренней рамки, другой - на оси внешней рамки. При отклонении главной оси от вертикали проводимости контактов будут неодинаковы, и за счет разностного тока в обмотках моментных датчиков возникает момент, который вызывает прецессию гироскопа по направлению к вертикали. Поперечная коррекция отключается ВК-90М.

• Для повышения устойчивости гироскопа при выполнении эволюций в диапазоне углов gи u±360° применена следящая система, которая непрерывно приводит ось наружной рамки в положение, перпендикулярное главной оси. Ротор датчика закреплен на оси внутренней рамки, а статор на наружной.

• Вид с самолета на землю обеспечивается зубчатой планетарной передачей.

• Механизм стопорения и сигнализатор отказа выполнен в одном узле. При выключении электропитания механизм стопорения стопорит карданную и следящую рамы и в видимой зоне шкалы v появляется флажок, при включении питания убирается.

Электропитание.АГР и работающий с ним ВК-90М питаются постоянным током 27 В с правой панели АЗС и переменным током 36 В с правой РК-36 В (шина ПТС-250 №1). При отказе ПТС №1 автоматически подключается к левой сети 36 В. Включение выключателем на верхнем электрощитке с фиксатором.

Наверх

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА ЭУП-53МП-500

Комбинированный указатель поворота предназначен для выдачи информации о правильном выполнении как горизонтального полета, так и разворота самолета вокруг вертикальной оси с креном до 45° при скорости V_ИСТ полета 500 км/ч, а также для индикации бокового скольжения. Является дополнительным средством для определения g.

Прибор установлен на средней приборной доске.

Градуировка шкалы 15°, 30°, 45° соответствует величине крена при выполнении разворота на скорости 500 км/ч. При выполнении разворотов на других скоростях необходимо вносить поправку величины (ГАММА)по таблице.

В нижней части прибора указатель скольжения. Он показывает, каким образом (со скольжением или без) происходит разворот. Это изогнутая стеклянная трубка, внутри которой свободно перемещается шарик. В середине трубки имеются визирные линии.

При скорости самолета менее 500 км/ч прибор будет перепоказывать (300 км/ч в 2 раза), а при скорости более 500 км/ч недопоказывать (900 км/ч в 2 раза).

Электропитание.Напряжение питания 27 В через АЗСГК-2 на левой панели с шины 1 подключенной к аккумулятору. Выключатель на верхнем электрощитке пилотов. Время готовности 3 - 5 мин.

При отказе прибора в полете стрелка, как правило, застывает около нулевого значения.

Принцип действия и устройство ЭУП.ЧЭ является гироскоп с двумя степенями свободы. В качестве гиромотора использован электродвигатель постоянного тока с независимым возбуждением, имеющем частоту вращения 6 000 об/мин. В прямом линейном полете гироузел удерживается в нейтральном положении с помощью пружины, и стрелка указателя находится на нуле. При развороте самолета по курсу разворачивается корпус указателя относительно оси ZZ. Возникает гиромомент под действием, которого гироскоп прецессирует вокруг оси YY до тех пор, пока гиромомент не будет уравновешен моментом противодействующих пружин. Поворот гироскопа вокруг оси YY через передаточный механизм передается на стрелку, отклонение которой определяется

где :

w_Р - угловая скорость разворота;

g- поперечный крен, который зависит в свою очередь от минимальной скорости полета.

С исчезновением гиромомента под действием пружин ось ротора устанавливается параллельной поперечной оси самолета, а стрелка возвращается в нуль.

Для гашения собственных колебаний рамки карданова подвеса гироскопа относительно оси YY, т.е. стрелки, прибор имеет воздушный демпфер.

Итак, принцип действия основан на свойстве двух степенного гироскопа совмещать ось собственного вращения с осью вынужденного вращения.

Действие указателя скольжения основано на свойстве маятника указывать направление действующей на него силы тяжести или равнодействующей силы тяжести и центробежной силы. Чувствительный элемент - шарик, помещенный внутри изогнутой трубки, заполненной толуолом.