Размещение системы индикации и контроля пространственного положения (СИКПП) Ан-24/26

 

АГД-1С: гиродатчик – под полом пассажирской кабины, 18-19 шп.

указатель – левая, правая приборные доски.

АГБ-3К – левая приборная доска.

ЭУП-53 – правая приборная доска.

ВК-53РШ: №1 – шп. 4-5, рядом У-8М.

№2, №3 – подвешены под полом на коробке тяг управления, шп. 5-6, 6-7.

БКК-18: Ан-24 – багажная полка, шп. 8-9.

Ан-26 – этажерка грузовой кабины шп. 9-10.

Табло отказа АГ – козырёк левой, правой приборной доски.

Пульт проверки БКК – боковая панель левого пульта.

2ППНГ-15 испр. БКК, контроль I-II боковая панель левого пульта.

лампа исправности БКК

Предохранители СИКПП – РК переменного тока у бортрадиста.

ССА-2-3 – под навигационным столиком

АГ лев. АЗР-6 (шп.5) цепь сигнализации от аварийной шины 2СП -щиток АЗС.

АГ прав. 3 шт. СП-5- панель радиста.

АГБ – постоянный ток защита совместно с ПТ-200 ИП-15

переменный ток 3 СП-15 рядом с ПТ панель бортрадиста.

 

АГД-1С.

 

Служит для индикации положения самолета относительно плоскости истинного горизонта и выдачи сигналов крена и тангажа потребителям.

Установлен на Ан-24, Ан-26 (лев., прав, п/д)

Комплект и размещение:

- гиродатчик (изд. 458 МКС 2 серии) установлен под полом пассажирской кабины (шп № 18,19)

- указатель 642.511.0002 (лев., прав, п/д)

Питание, включение:

-U = 27В

U = ЗбВ, 400Гц 3ф

Левый АГД питается от ПТ-200Ц №1

Правый АГД питается от централизованной шины

АЗСы «АГД лев.»,»АГД прав.»

Выключатели «АГД лев.»,»АГД прав.»

ТТД:

- Диапазон измерения:

по крену: 0-360°

по тангажу: 0-360° (за исключением углов 85-^-95°пикирование, кабрирование).

- Погрешность по крену после разворота на 360° ±3°

- Погрешность по крену и тангажу после выполнения любых фигур

высшего пилотажа ±5°

- Послевзлетная ошибка не более 3°

- Скорость коррекции гироскопа поперечной оси 2 8° /мин продольной оси 1÷З° /мин

- Погрешность передачи углов крена и тангажа на указатель на нуле ±1°

до 30° ±1,5°

свыше 30° ±2,5°

Гиродатчик является датчиком сигналов крена и тангажа для указателей авиагоризонта и других потребителей, а так же обеспечивает выдачу электрических сигналов при достижении самолетом предельных кренов

γ_пред= 15±1,5° (при взлете и заходе на посадку)

γ_пред= 32±2° (для маршрутного полета)

Каждый гиродатчик работает со своим выключателем коррекции.

Основные элементы конструкции гиродатчика:

Гироскопический узел;

Система маятниковой коррекции;

Следящая рама;

Система арретирования;

Система сигнализации наличия питания и арретирования;

Сигнализатор предельных углов крена.

Гироскопический узел.

Гиромотор ГМА-4П, трехфазный асинхронизированный двигатель. Заключен в кожух (внутренняя рама) с помощью резьбовых втулок.

В нижней части кожуха 2 переключателя ДЖМ-25, сверху – 2 жидкостных отключателя системы маятниковой коррекции. Кожух с помощью радиальных подшипников крепится в карданной раме (внешней). На оси кожуха гиромотора крепится ротор индукционного датчика, ротор моментного датчика продольной коррекции.

Статоры их размещены на карданной раме. Карданная рама, в радиальных подшипниках крепится в следящей раме. На оси карданной рамы установлен ротор СД тангажа и ротор моментного двигателя поперечной коррекции. Их статоры расположены в следящей раме.

Следящая рама с помощью радиальных подшипников крепится в корпусе гиродатчика. На ее оси расположен ротор СД крена, а его статор закреплен в корпусе гиродатчика. На оси ротора СД крена установлен диск-сигнализатор предельных углов крена.