Важнейшей характеристикой любой курсовой системы является точность измерения курса, особенно при использовании курсовой информации, поступающей в навигационный комплекс для определения места самолета и в автопилот для стабилизации курса. Рассмотрим некоторые методы и схемные решения для повышения точности курсовых систем.
1) Устранение кардановой погрешности гироскопа осуществляется путем установки гироскопа направления в дополнительную следящую раму, ось вращения которой совпадает с продольной осью самолета. При кренах самолета следящая рама вместе с гироскопом автоматически разворачивается в противоположную сторону на угол, равный углу крена самолета. Таким образом достигается неподвижность вертикальной оси гироскопа и, следовательно, устраняется причина появления кардановой ошибки. Управление дополнительной рамой осуществляется следящей системой по сигналу от авиагоризонта или ЦГВ.
2) Уменьшение собственного ухода гироскопа путем снижения трения в подшипниках, расположенных в осях внешней рамы карданового подвеса гироскопа. Уменьшение трения достигается за счет использования так называемых вращающихся подшипников. Каждый подшипник состоит из двух вложенных друг в друга шариковых подшипника, с общей обоймой между ними. С помощью двигателя общая обойма непрерывно вращается, периодически меняя направление вращения. В результате этого шарики находятся в непрерывном движении, при котором трение уменьшается.
3) Повышение точности азимутальной коррекции гироскопа, работающего в режиме ГПК, осуществляется двумя способами:
· - значение широты определяется навигационным комплексом и вводится в курсовую систему непрерывно, а не дискретно вручную;
· - азимутальная коррекция обеспечивается не в результате прецессии гироскопа со скоростьюω = Ωз·sinφ, а путем разворота статора датчика, с которого снимается курсовая информация на индикаторы. Разворот статора сельсина осуществляется специальным интегрирующим проводом, при этом гироскоп остается в покое и имеет меньший собственный уход.
4) Передача курсовой информации от гиродатчика к индикаторам и другим системам осуществляется как правило с помощью электрических дистанционных передач. Для увеличения точности дистанционной передачи в некоторых курсовых системах используют двухскоростные дистанционные передачи, состоящие из двух каналов: грубого и точного.
5) Ошибка начальной выставки курсовой системы уменьшается при выставке по более точному датчику курса, например, инерциальной системе. Кроме того, большую точность начальной выставки курса обеспечивает автоматический ввод коррекции курса при движении самолета по рулежной дорожке или при разбеге по ВПП. Величина корректирующей поправки определяется как разница между известным курсом ВПП и усредненным курсом, измеренным курсовой системой при движении по ВПП.
6) Повышение точности и надежности курсовой информации достигается при использовании дополнительно навигационной информации, например, об угле сноса, курсовом угле радиостанции, заданном и текущем путевом углах. Информационная избыточность курсовой информации и правильное ее использование позволяет своевременно выявить ошибки и сделать соответствующую коррекцию.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
И САМОЛЕТНЫХ СИСТЕМ
Приборы контроля работы двигателя измеряют: давление и температуру топлива и масла двигателя; скорость вращения коленчатого вала двигателя, количество и часовой расход топлива; температуру головок цилиндров или выходящих газов, вибрацию и другие параметры. Знание этих параметров позволяет контролировать режимы работы двигателя на земле и в полете.
МАНОМЕТРЫ
На самолете устанавливают манометры контроля давления в масляной и топливной системах двигателя, в гидравлической системе, воздушной системе запуска двигателя и в кислородном оборудовании.
Мановакуумметры измеряют давление топливной смеси во всасывающем патрубке авиадвигателя в диапазоне от 0 до 1,5 - 2 атм. Чувствительным элементом является анероидная коробка (рис. 4.1), установленная в герметичный корпус. Измеряемое давление поступает через штуцер внутрь корпуса прибора. При изменении давления анероидная коробка деформируется и через передаточный механизм перемещает стрелку. Перед полетом прибор показывает атмосферное давление на аэродроме.
1 – анероидная коробка; 2 – неподвижный центр коробки; 3 – подвижный центр коробки; 4 – температурный компенсатор; 5 – тяга; 6 – штуцер; 7 – валик; 8 – зубчатый сектор; 9 – стрелка; 10 – пружина
Рисунок 4.1 – Мановакуумметр
Механические манометры
Принцип работы механического манометра (рис. 4.2) основан на использовании чувствительного элемента - трубчатой пружины 1, внутрь которой через штуцер поступает измеряемое давление. Под действием этого давления пружина разжимается и ее свободный конец 2, двигаясь, перемещает стрелку.
1 – трубчатая пружина; 2 – подвижный конец трубчатой пружины
Рисунок 4.2 – Кинематическая схема механического манометра:
Пример использования такого манометра (МА-100) на самолете Л-410 УВП, который предназначен для измерения давления гидросмеси в системе стояночного тормоза в пределах от нуля до 100 кгс/см2. Лицевая часть указателя представлена на рис. 4.3.
Двухстрелочный механический манометр ЛУН-1446.01-8 предназначен для измерения давления в тормозной системе.
Рисунок 4.3 – Лицевые части указателей манометра МА-100 иЛУН-1446.01-8
Дистанционные манометры измеряют давление топлива, масла, гидросмеси в системе тормозов. Состоят из датчиков, установленных на двигателе и указателей на приборной доске пилотов.
Манометр с потенциометрическим датчиком (рис. 4.4) представляет собой герметичный корпус, внутри которого имеется манометрическая коробка. Внутрь коробки поступает измеряемое давление, которое деформирует манометрическую коробку. Деформация манометрической коробки преобразуется в перемещение скользящего контакта потенциометра 3, включенного в мостовую схему с логометром. Питание комплекта от сети постоянного тока.
1 – постоянный магнит; 2 – подвижный магнит 1 – мембрана; 2 – шток; 3 – якорь;
3 – потенциометр; 4 – скользящий контакт; 4 – диоды; 5 – подвижный магнит;
5 – мембрана 6 – стрелка; 7 – шкала
Рисунок 4.4 - Схема дистанционного Рисунок 4.5 - Схема манометра
манометра на постоянном токе на переменном токе
Недостатки потенциометрических преобразователей связанны с износом потенциометра, нарушением контактов при вибрациях и колебаниях измеряемого давления, повышенных температурах. Эти недостатки устранены в дистанционных индуктивных манометрах типа ДИМ (см. рис. 4.5). В них перемещение подвижного центра манометрической коробки под действием давления преобразуется в изменение воздушных зазоров в магнитопроводе, на котором установлены катушки индуктивности. Изменение зазоров приводит к изменению индуктивностей, которые включены в мостовую схему переменного тока.
Рисунок 4.6 – Лицевые части двухстрелочных манометров
2ДИМ-240 и 2ДИМ-150
Пример использования манометра ДИМ на самолете АН-26:
Давление в основной сети и в контуре тормозов отбражается дистанционным индуктивным манометром 2ДИМ-240. В комплект дистанционного индуктивного манометра 2ДИМ-240 входят: манометр двухстрелочный УИ2-240К (рис. 4.6) и два датчика давления ИД-240.
Питание комплекта от сети переменного тока 36 В 400 Гц.
АВИАЦИОННЫЕ ТЕРМОМЕТРЫ
На ВС устанавливаются термометры масла, выходящих газов, топлива, воздуха в кабинах, салонах и технических отсеках, в блоках некоторых бортовых систем.
Биметаллические термометры используют принцип биметаллической пластины, которая изгибается под действием температуры.
Биметаллическая пластина состоит из соединенных на концах двух пластинок из металлов, имеющих разные коэффициенты теплового расширения. При нагреве пластинка изгибается, потому что один металл расширяется сильнее, чем другой. Один конец пластины неподвижный, другой перемещается. Перемещение подвижного конца пластины при ее изгибе передается на перемещение стрелки. Биметаллические термометры измеряют температуру воздуха в кабине самолета, внутри электронных блоков, наружного воздуха. Основными достоинствами биметаллических термометров являются: отсутствие электропитания, простота конструкции и надежность.
Рисунок 4.7 – Устройство биметаллического термометра
В качестве металлов биметаллической пластины обычно используют медь и инвар (сплав железа и никеля). Для увеличения чувствительности биметаллическую пластинку делают длиннее и сворачивают в спираль.
Термометры с термосопротивлением. В качестве чувствительного элемента используют проволочное сопротивление (рис.4.8). Электрическое сопротивление проволоки зависит от температуры: Rt = R0(1+at0). Термосопротивление включается в мост постоянного тока с логометром (рис. 4.9, 4.10). Термометры измеряют температуру воздуха и масла.
Рисунок 4.8 – Лицевая часть термометра и внешний вид датчика
|
|
Термометр наружного воздуха ТНВ-15. предназначен для измерения температуры наружного воздуха и используется как пилотажно-навигационный прибор.
Термометр ТНВ-15 состоит из указателя ТНВ-15 и приемника температуры П-5 (рис. 4.11). Термометр питается постоянным током напряжением 28,5В.
Рисунок 4.11 – Термометр наружного воздуха ТНВ-15
Термометр унифицированный электрический ТУЭ-48 предназначен для измерения температуры воздуха в подводящих трубопроводах кабины, салона и системы индивидуальной вентиляции, температуры смеси в карбюраторе, наружного воздуха (рис. 4.12).
Рисунок 4.12 – Указатели температуры
смеси в карбюраторе и наружного воздуха
Приборы питаются постоянным током напряжением 28,5 В.
Термопарные термометры измеряют температуру головок цилиндров и температуру выходных газов двигателя (рис. 4.13-4.15).
|
|
Рисунок 4.15 – Лицевые части термометров газов между турбинами
Чувствительным элементом являются термопары, которые представляют собой спай двух разнородных металлов. При нагревании спая, на других концах термопары создается ЭДС, которая измеряется милливольтметром. Термопара или система термопар подключаются к измерительному прибору через компенсационные провода.
Термометр ТГ-2А предназначен для измерения температуры выходящих газов из авиадвигателя (рис. 4.16).
1 - хромелевый контактный винт; 2 — алюмелевый контактным винт; 3 — крышка 4 - термоэлектроды; 5 — камора торможения; 6— корпус
Рисунок 4.16 – Термометр ТГ-2А: а — указатель ИТГ-2; б — термопара;
По такому же принципу работают сигнализаторы температуры предназначенные для измерения, например, температуры обойм подшипников валов двигателя. В комплект сигнализатора входят: термопара, усилитель и табло или лампа сигнализации.
Трехстрелочный моторный индикатор нашел широкое применение в самолетах в качестве комбинированного прибора контроля работы двигателя. Он предназначен для измерения давления топлива, давления масла и температуры масла двигателя.
Трехстрелочный указатель с датчиками показан на рисунке 4.17.
Датчик температуры представляет собой термосопротивление, выполненное из никелевой проволоки, намотанной на диэлектрический каркас и помещенное в металлический корпус. Датчик помещен в масляный бак двигателя.
Принцип действия и конструкция датчиков давления топлива и масла одинаковые, и аналогичные принципу действия и конструкции дистанционного манометра типа ДИМ.
1 – указатель УИЗ-3; 2 - датчик давления масла ИД-8; 3 – датчик температуры масла П-1;
4 – датчик давления топлива ИД-100
Рисунок 4.17 – Комплект трехстрелочного моторного индикатора ЭМИ-3РТИ
Манометры масла и топлива питаются переменным однофазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц; термометры масла — постоянным током напряжением 28,5 В.
Перед полётом следует обратить внимание на положение стрелок: при выключенном питании стрелки указателей должны находиться ниже нулевой отметки шкалы, т.е. на механическом упоре. А при включении питания стрелки указателей давления масла и топлива должны установиться против нулевой отметки шкалы, а стрелки указателей температуры масла должны показывать температуру масла в данный момент времени.
Дата: 2019-12-22, просмотров: 431.
