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
γпред= 15±1,5° (при взлете и заходе на посадку)
γпред= 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.
Дата добавления: 2017-02-13; просмотров: 2625;