2 Определим необходимую скорость для сохранения горизонтального полета по формуле (725)
Потребная скорость для сохранения горизонтального полета при том же угле атаки и при той же высоте полета составляет 225,6 км/ч.
Изменение полетного веса влияет также и на другие летные качества самолета. Рассматривая кривые потребных мощностей для разного веса самолета, можно сделать выводы:
при увеличении веса самолета его минимальная посадочная, экономическая и наивыгоднейшая скорости увеличиваются, максимальная скорость уменьшается по причине увеличения угла атаки, необходимого для поддержания веса самолета в горизонтальном полете;
с увеличением полетного веса диапазон скоростей уменьшается вследствие уменьшения максимальной скорости и увеличения экономической;
с увеличением полетного веса уменьшается потолок самолета вследствие уменьшения избытка мощности.
Анализируя вышесказанное, можно сделать вывод, что с увеличением полетного веса самолета его летные характеристики ухудшаются, а с уменьшением веса самолета - улучшаются.
Общее устройство и принцип полёта вертолёта
К объяснению принципа полёта вертолёта.
Несущий винт служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе. При вращении в горизонтальной плоскости несущий винт создает тягу(Т) направленную вверх, выполняет роль подъёмной силы(Y). Когда тяга несущего винта будет больше веса вертолета(G), вертолет без разбега оторвется от земли и начнет вертикальный набор высоты. При равенстве веса вертолета и тяги несущего винта вертолет будет неподвижно висеть в воздухе. Для вертикального снижения достаточно тягу несущего винта сделать несколько меньше веса вертолета. Поступательное движение вертолета(P) обеспечивается наклоном плоскости вращения несущего винта при помощи системы управления винтом. Наклон плоскости вращения винта вызывает соответствующий наклон полной аэродинамической силы, при этом ее вертикальная составляющая будет удерживать вертолет в воздухе, а горизонтальная — вызывать поступательное перемещение вертолета в соответствующем направлении.
Основные части вертолета:
1 — фюзеляж; 2 — авиадвигатели; 3 — несущий винт; 4 — трансмиссия; 5 — хвостовой винт; 6 — концевая балка; 7 — стабилизатор; 8 — хвостовая балка; 9 — шасси
Фюзеляж является основной частью конструкции вертолета, служащей для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования. Он имеет хвостовую и концевую балки для размещения хвостового винта вне зоны вращения несущего винта,и крыла (на некоторых вертолетах крыло устанавливается с целью увеличения максимальной скорости полета за счет частичной разгрузки несущего винта (МИ-24)).Силовая установка(двигатели) является источником механической энергии для приведения во вращение несущего и рулевого винтов. Она включает в себя двигатели и системы, обеспечивающие их работу (топливную, масляную, систему охлаждения, систему запуска двигателей и др.). Несущий винт(НВ) служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе, и состоит из лопастей и втулки НВ. Трансмиссия служит для передачи мощности от двигателя к несущему и рулевому винтам. Составными элементами трансмиссии являются валы, редукторы и муфты. Рулевой винт(бывает тянущий и толкающий) служит для уравновешивания реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, и для путевого управления вертолетом. Сила тяги рулевого винта создает момент относительно центра тяжести вертолета, уравновешивающий реактивный момент несущего винта. Для разворота вертолёта достаточно изменить величину тяги рулевого винта. Рулевой винт так же состоит из лопастей и втулки. Системы управления вертолета состоят из ручного и ножного управления. Они включают командные рычаги (ручку управления, рычаг «шаг — газ» и педали) и системы проводки к несущему и рулевому винтам. Управление несущим винтом производится при помощи специального устройства, называемого автоматом перекоса. Управление рулевым винтом производится от педалей. Взлетно-посадочные устройства служат опорой вертолета при стоянке и обеспечивают перемещение вертолета по земле, взлет и посадку. Для смягчения толчков и ударов они снабжены амортизаторами. Взлетно-посадочные устройства могут выполняться в виде колесного шасси, поплавков и лыж.
Автомат перекоса
[править]
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 29 января 2011; проверки требуют 9 правок.
Фотография автомата перекоса на радиоуправляемой модели вертолёта.
1 Невращающаяся внешняя тарелка (синяя)
2 Вращающаяся внутренняя тарелка (металл)
3 Шаровая опора
4 Шаровой подшипник управления тангажом тарелки
5 Шаровой подшипник управления креном тарелки
6 Тяги (металл), идущие к лопастям несущего винта
Динамика лопастей и их тяг во время их вращения, показанная в системе координат, вращающейся вместе с винтом (внизу виден механизм планшайба-стержни).
Ротор вертолёта Ка-26 соосной схемы
Автомат перекоса — механизм для управления несущим винтом вертолётов, автожиров и конвертопланов[1]. Автомат перекоса позволяет управлять угловым положением вертолёта, регулируя тем самым угол крена и тангажа. Принцип управления основан на изменении циклического шага каждой лопасти несущего винта, то есть изменения шага вращающихся лопастей в зависимости от их угла поворота в основном вращении.Содержание [убрать]
1 Устройство
2 Управление
3 История
4 Примечания
5 Ссылки
6 См. также
[править]
Устройство
В вертолетостроении применяются две конструктивных схемы автомата перекоса: Юрьева и Сикорского. Несмотря на кажущееся отличие по внешнему виду и кинематической схеме, принцип действия обеих конструктивных схем одинаков. Циклический шаг каждой лопасти зависит от наклона тарелки автомата перекоса, а общий шаг винта регулируется перемещением тарелки автомата перекоса вдоль оси вращения. Автомат перекоса Сикорского легко отличить от автомата перекоса Юрьева по внешнему виду: конструкция Сикорского содержит небольшие дополнительные серволопасти, а у юрьевского автомата перекоса их нет.
Угол установки каждой лопасти управляется через тягу. Эти тяги идут от плоскости вращения лопастей вниз, где крепятся к вращающемуся кольцу автомата перекоса (внутренняя тарелка), который вращается вместе с лопастями, но в плоскости, управляемой невращающимся кольцом. При отклонении плоскости этих колец относительно плоскости вращения винта вертолёта, угол установки каждой лопасти, в процессе своего кругового движения, меняется тягами, подсоединёнными к внутреннему кольцу. Кольца могут быть скреплены между собой осевым подшипником, внутреннее кольцо закреплено на оси ротора с помощью сферического подшипника. Внешнее кольцо заблокировано от прокручивания, и установлено в рамки для управления продольным и боковым отклонением плоскости тарелки.
Общий шаг несущего винта обычно регулируется через перемещение внутреннего кольца[2] вдоль вала. Таким образом, тяги смещают шарниры крепления с лопастями и меняют угол установки каждой лопасти на одинаковое[3] значение.
[править]
Управление
Наклоны вертолёта вперёд (угол тангажа) и вбок (угол крена) происходит за счёт момента сил из-за разницы в подъёмных силах, развиваемых лопастями несущего винта, и от угловой скорости гироскопической прецессии. Так например, для создания момента крена лопасть винта во время движения справа по борту уменьшает шаг, а при прохождении слева по борту — увеличивает (в случае медленного вращения несущего винта). На высоких оборотах несущего винта гироскопическая прецессия изменяет движение вертолёта при изменении циклического шага так, что тангажный момент вызывает крен вертолёта, а момент крена вызывает изменение тангажа вертолёта. Для компенсации этого воздействия оси управления внешней тарелкой смещают вплоть до 90°.
Для увеличения горизонтальной скорости вертолёта пилот уменьшает угол тангажа, опуская нос вертолёта вниз, и тем самым увеличивает продольную горизонтальную проекцию подъёмной силы несущего винта.
Газотурбинный двигатель (ГТД), тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. Рабочий процесс ГТД может осуществляться с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении или с прерывистым сгоранием топлива при постоянном объёме.
В 1791 английский изобретатель Дж. Барбер впервые предложил идею создания ГТД с газогенератором, поршневым компрессором, камерой сгорания и газовой турбиной. Русский инженер П. Д. Кузьминский в 1892 разработал проект, а в 1900 построил ГТД со сгоранием топлива при постоянном давлении, предназначенный для небольшого катера. В этом ГТД была применена многоступенчатая газовая турбина. Испытания не были завершены из-за смерти Кузьминского. В 1900-04 немецкий инженер Ф. Штольце пытался создать ГТД, но неудачно. В 1906 французский инженер Р. Арманго и Ш. Лемаль построили ГТД, работавший на керосине, со сгоранием топлива при постоянном давлении, но из-за низкого кпд он не получил промышленного применения. В 1906 русский инженер В. В. Караводин спроектировал, а в 1908 построил бескомпрессорный ГТД с 4 камерами прерывистого сгорания и газовой турбиной, который при 10 000 об/мин развивал мощность 1,2 квт (1,6 л. с.). В 1908 по проекту немецкий инженера Х. Хольцварта был построен ГТД прерывистого горения. К 1933 кпд ГТД с прерывистым горением составлял 24%, однако они не нашли широкого промышленного применения. В России в 1909 инженер Н. В. Герасимов получил патент на ГТД, который был использован им для создания реактивной тяги (турбореактивный ГТД); в 1913 М. Н. Никольской спроектировал ГТД мощностью 120 квт (160 л. с.) с трёхступенчатой газовой турбиной; в 1923 В. И. Базаров предложил схему ГТД, близкую к схемам современных турбовинтовых двигателей; в 1930 В. В. Уваров при участии Н. Р. Брилинга спроектировал, а в 1936 построил ГТД с центробежным компрессором. В 30-е гг. большой вклад в создание авиационных ГТД внесли советский конструктор А. М. Люлька (ныне академик АН СССР), английский изобретатель Ф. Уиттл, немецкий инженер Л. Франц и др. В 1939 в Швейцарии был построен и испытан ГТД мощностью 4000 квт (5400 л. с.). Его создателем был словацкий учёный А. Стодола. В 1939 в Харькове, в лаборатории, руководимой В. М. Маковским, изготовлен ГТД мощностью 736 квт (1000 л. с.). В качестве топлива использован газ, получаемый при подземной газификации угля. Испытания этого ГТД в Горловке были прерваны Великой Отечественной войной. Большой вклад в развитие и совершенствование ГТД внесли советские учёные и конструкторы: А. Г. Ивченко, В. Я. Климов, Н. Д. Кузнецов, И. И. Кулагин, Т. М. Мелькумов, А. А. Микулин, Б. С. Стечкин, С. К. Туманский, Я. И. Шнеэ, Л. А. Шубенко-Шубин и др. За рубежом в 40-е гг. над созданием ГТД работали фирмы «Юнкерс», «БМВ» (Германия), «Бристол Сидли», «Роллс-Ройс» (Великобритания), «Дженерал электрик» и «Дженерал моторс» (США), «Рато» (Франция) и др.
Наибольшее промышленное применение получили ГТД с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении. В таком ГТД (рис. 1) сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, нагревает воздух; затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу, большая часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.
Полезная работа Le, отнесённая к 1 кг рабочего тела, равна разности между работой Lt развиваемой турбиной при расширении в ней газа, и работой Lk, расходуемой компрессором на сжатие в нём воздуха. Графически рабочий цикл ГТД может быть представлен в PV-диаграмме, где Р - давление, V - объём (рис. 2). Чем выше кпд компрессора и турбины, тем меньше LK и больше LT, т. е. полезная работа увеличивается. Повышение температуры газа перед турбиной также способствует росту полезной работы L1c (линия 3"4" на рис. 2). Экономичность ГТД характеризуется его эффективным кпд, который представляет собой отношение полезной работы к количеству тепла, затраченного на создание этой работы.
В современных ГТД кпд компрессоров и турбин соответственно составляет 0,88-0,9 и 0,9-0,92. температура газа перед турбиной в транспортных и стационарных ГТД составляет 1100-1200 К, а в авиационных достигает 1600 К. Достижение таких температур стало возможным благодаря изготовлению деталей ГТД из жаропрочных материалов и применению охлаждения его элементов. При достигнутом совершенстве проточной части и температуре газов 1000 К кпд двигателя, работающего по простейшей схеме, не превышает 25%. Для повышения кпд тепло, содержащееся в выходящем из турбины газе, используется в рабочем цикле ГТД для подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания. Теплообмен между отходящими газами и сжатым воздухом, поступающим в камеру сгорания, происходит в регенеративных теплообменниках, а рабочий процесс ГТД, в котором утилизируется тепло выходящих из турбины газов, называется регенеративным. Повышению кпд способствуют также подогрев газа в процессе его расширения в турбине, совместно с использованием тепла выходящих газов, и охлаждение воздуха в процессе его сжатия в компрессоре (рис. 3). При этом полезная работа возрастает благодаря увеличению работы Lm развиваемой турбиной, и уменьшению работы LK, потребляемой компрессором. Схема такого ГТД в 30-е гг. была предложена советским учёным Г. И. Зотиковым. Компрессор и турбина низкого давления находятся на одном валу, который не связан с валом привода, например, генератора, гребного винта. Их частота вращения может изменяться в зависимости от режима работы, что существенно улучшает экономичность ГТД при частичных нагрузках.
ГТД могут работать на газообразном топливе (природном газе, попутных и побочных горючих газах, газогенераторных газах, газах доменных и сажевых печей и подземной газификации); на жидком топливе (керосине, газойле, дизельном топливе, мазуте); твёрдом топливе (угольной и торфяной пыли). Тяжёлые жидкие и твёрдые топлива находят применение в ГТД, работающих по полузамкнутому и замкнутому циклу (рис. 4). В ГТД замкнутого цикла рабочее тело после совершения работы в турбине не выбрасывается, а участвует в следующем цикле. Такие ГТД позволяют увеличивать единичную мощность и использовать в них ядерное топливо. ГТД нашли широкое применение в авиации (см. Авиационный двигатель) в качестве основных двигателей силовых установок самолётов, вертолётов, беспилотных летательных аппаратов и т. п. ГТД используют на тепловых электростанциях для привода электрогенераторов; на передвижных электростанциях, например в энергопоездах; для привода компрессоров (воздушных и газовых) с одновременной выработкой электрической и тепловой энергии в нефтяной, газовой, металлургической и химической промышленности; в качестве тяговых двигателей газотурбовозов, автобусов, легковых и грузовых автомобилей, гусеничных тракторов, танков; как силовые установки кораблей, катеров, подводных лодок и для привода вспомогательных машин и механизмов (лебёдок, насосов и др.); на объектах военной техники в качестве энергетических и тяговых силовых установок. Область применения ГТД расширяется. В 1956 мощность ГТД во всём мире составила 900 Мвт, к 1958 она превысила 2000 Мвт, а к началу 1968 достигла 40 000 Мвт (без авиации и военной техники). Наибольшая единичная мощность выпускаемых в СССР ГТД составляет 100 Мвт (1969). Достигнутый эффективный кпд двигателей - 35%.
Развитие ГТД идёт по пути совершенствования его элементов (компрессора, турбины, камеры сгорания, теплообменников и др.), повышения температуры и давления газа перед турбиной, а также применения комбинированных силовых установок с паровыми турбинами и свободнопоршневыми генераторами газа. Эксплуатация таких установок в стационарной энергетике и на транспорте показала, что при утилизации тепла отходящих газов и высоком совершенстве основных элементов их эффективный кпд достигает 42-45%.
Газотурбинный двигатель
Перевод
Газотурбинный двигатель
(ГТД)
тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины. Рабочий процесс ГТД может осуществляться с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении или с прерывистым сгоранием топлива при постоянном объёме.
В 1791 английский изобретатель Дж. Барбер впервые предложил идею создания ГТД с Газогенератором, поршневым Компрессором, камерой сгорания (См. Камера сгорания) и газовой турбиной (См. Газовая турбина). Русский инженер П. Д. Кузьминский в 1892 разработал проект, а в 1900 построил ГТД со сгоранием топлива при постоянном давлении, предназначенный для небольшого катера. В этом ГТД была применена многоступенчатая газовая турбина. Испытания не были завершены из-за смерти Кузьминского. В 1900—04 немецкий инженер Ф. Штольце пытался создать ГТД, но неудачно. В 1906 французский инженер Р. Арманго и Ш. Лемаль построили ГТД, работавший на керосине, со сгоранием топлива при постоянном давлении, но из-за низкого кпд он не получил промышленного применения. В 1906 русский инженер В. В. Караводин спроектировал, а в 1908 построил бескомпрессорный ГТД с 4 камерами прерывистого сгорания и газовой турбиной, который при 10 000 об/мин развивал мощность 1,2 квт (1,6 л. с.). В 1908 по проекту немецкий инженера Х. Хольцварта был построен ГТД прерывистого горения. К 1933 кпд ГТД с прерывистым горением составлял 24%, однако они не нашли широкого промышленного применения. В России в 1909 инженер Н. В. Герасимов получил патент на ГТД, который был использован им для создания реактивной тяги (турбореактивный ГТД); в 1913 М. Н. Никольской спроектировал ГТД мощностью 120 квт (160 л. с.) с трёхступенчатой газовой турбиной; в 1923 В. И. Базаров предложил схему ГТД, близкую к схемам современных турбовинтовых двигателей; в 1930 В. В. Уваров при участии Н. Р. Брилинга спроектировал, а в 1936 построил ГТД с центробежным компрессором. В 30-е гг. большой вклад в создание авиационных ГТД внесли советский конструктор А. М. Люлька (ныне академик АН СССР), английский изобретатель Ф. Уиттл, немецкий инженер Л. Франц и др. В 1939 в Швейцарии был построен и испытан ГТД мощностью 4000 квт (5400 л. с.). Его создателем был словацкий учёный А. Стодола. В 1939 в Харькове, в лаборатории, руководимой В. М. Маковским, изготовлен ГТД мощностью 736 квт (1000 л. с.). В качестве топлива использован газ, получаемый при подземной газификации угля. Испытания этого ГТД в Горловке были прерваны Великой Отечественной войной. Большой вклад в развитие и совершенствование ГТД внесли советские учёные и конструкторы: А. Г. Ивченко, В. Я. Климов, Н. Д. Кузнецов, И. И. Кулагин, Т. М. Мелькумов, А. А. Микулин, Б. С. Стечкин, С. К. Туманский, Я. И. Шнеэ, Л. А. Шубенко—Шубин и др. За рубежом в 40-е гг. над созданием ГТД работали фирмы «Юнкерс», «БМВ» (Германия), «Бристол Сидли», «Роллс-Ройс» (Великобритания), «Дженерал электрик» и «Дженерал моторс» (США), «Рато» (Франция) и др.
Наибольшее промышленное применение получили ГТД с непрерывным сгоранием топлива при постоянном давлении. В таком ГТД (рис. 1) сжатый атмосферный воздух из компрессора поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, нагревает воздух; затем в газовой турбине энергия газообразных продуктов сгорания преобразуется в механическую работу, большая часть которой расходуется на сжатие воздуха в компрессоре. Остальная часть работы передаётся на приводимый агрегат. Работа, потребляемая этим агрегатом, является полезной работой ГТД.
Полезная работа Le, отнесённая к 1 кг рабочего тела, равна разности между работой Lt развиваемой турбиной при расширении в ней газа, и работой Lk, расходуемой компрессором на сжатие в нём воздуха. Графически рабочий цикл ГТД может быть представлен в PV-диаграмме, где Р — давление, V — объём (рис. 2). Чем выше кпд компрессора и турбины, тем меньше LK и больше LT, т. е. полезная работа увеличивается. Повышение температуры газа перед турбиной также способствует росту полезной работы L1c (линия 3'4' на рис. 2). Экономичность ГТД характеризуется его эффективным кпд, который представляет собой отношение полезной работы к количеству тепла, затраченного на создание этой работы.
В современных ГТД кпд компрессоров и турбин соответственно составляет 0,88—0,9 и 0,9—0,92. температура газа перед турбиной в транспортных и стационарных ГТД составляет 1100—1200 К, а в авиационных достигает 1600 К. Достижение таких температур стало возможным благодаря изготовлению деталей ГТД из жаропрочных материалов и применению охлаждения его элементов. При достигнутом совершенстве проточной части и температуре газов 1000 К кпд двигателя, работающего по простейшей схеме, не превышает 25%. Для повышения кпд тепло, содержащееся в выходящем из турбины газе, используется в рабочем цикле ГТД для подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания. Теплообмен между отходящими газами и сжатым воздухом, поступающим в камеру сгорания, происходит в регенеративных теплообменниках, а рабочий процесс ГТД, в котором утилизируется тепло выходящих из турбины газов, называется регенеративным. Повышению кпд способствуют также подогрев газа в процессе его расширения в турбине, совместно с использованием тепла выходящих газов, и охлаждение воздуха в процессе его сжатия в компрессоре (рис. 3). При этом полезная работа возрастает благодаря увеличению работы Lm развиваемой турбиной, и уменьшению работы LK, потребляемой компрессором. Схема такого ГТД в 30-е гг. была предложена советским учёным Г. И. Зотиковым. Компрессор и турбина низкого давления находятся на одном валу, который не связан с валом привода, например, генератора, гребного винта. Их частота вращения может изменяться в зависимости от режима работы, что существенно улучшает экономичность ГТД при частичных нагрузках.
ГТД могут работать на газообразном топливе (природном газе, попутных и побочных горючих газах, газогенераторных газах, газах доменных и сажевых печей и подземной газификации); на жидком топливе (керосине, газойле, дизельном топливе, мазуте); твёрдом топливе (угольной и торфяной пыли). Тяжёлые жидкие и твёрдые топлива находят применение в ГТД, работающих по полузамкнутому и замкнутому циклу (рис. 4). В ГТД замкнутого цикла рабочее тело после совершения работы в турбине не выбрасывается, а участвует в следующем цикле. Такие ГТД позволяют увеличивать единичную мощность и использовать в них ядерное топливо. ГТД нашли широкое применение в авиации (см. Авиационный двигатель) в качестве основных двигателей силовых установок самолётов, вертолётов, беспилотных летательных аппаратов и т. п. ГТД используют на тепловых электростанциях для привода электрогенераторов; на передвижных электростанциях, например в энергопоездах; для привода компрессоров (воздушных и газовых) с одновременной выработкой электрической и тепловой энергии в нефтяной, газовой, металлургической и химической промышленности; в качестве тяговых двигателей газотурбовозов, автобусов, легковых и грузовых автомобилей, гусеничных тракторов, танков; как силовые установки кораблей, катеров, подводных лодок и для привода вспомогательных машин и механизмов (лебёдок, насосов и др.); на объектах военной техники в качестве энергетических и тяговых силовых установок. Область применения ГТД расширяется. В 1956 мощность ГТД во всём мире составила 900 Мвт, к 1958 она превысила 2000 Мвт, а к началу 1968 достигла 40 000 Мвт (без авиации и военной техники). Наибольшая единичная мощность выпускаемых в СССР ГТД составляет 100 Мвт (1969). Достигнутый эффективный кпд двигателей — 35%.
Развитие ГТД идёт по пути совершенствования его элементов (компрессора, турбины, камеры сгорания, теплообменников и др.), повышения температуры и давления газа перед турбиной, а также применения комбинированных силовых установок с паровыми турбинами и свободнопоршневыми генераторами газа. Эксплуатация таких установок в стационарной энергетике и на транспорте показала, что при утилизации тепла отходящих газов и высоком совершенстве основных элементов их эффективный кпд достигает 42—45%.
Лит.: Бикчентай Р. Н., Лоноян Г. С., Поршаков Б. П., Применение газотурбинных установок в промышленности, М., 1959; Уваров В. В. и Чернобровкин А. П., Газовые турбины, М., 1960; Шнеэ Я. И., Газовые турбины, М., 1960; Основы проектирования и характеристики газотурбинных двигателей, [пер. с англ.], М., 1964; Газотурбинные установки. Атлас конструкций и схем, М., 1967; Simmons С. R., Gas turbine manual, L., 1968.
См. также лит. при ст. Авиационная газовая турбина.
С. З. Копелев.
Рис. 1. Газотурбинный двигатель: 1 — центробежный компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — топливная форсунка; 4 — сопловой аппарат; 5 — рабочее колесо турбины; 6 — выхлопной патрубок.
Рис. 2. Рабочий цикл газотурбинного двигателя в PV-диаграмме: 1РНР22 — LК; 4РНР23 — LТ; 4 123 — Lе; 411231 — L12.
Рис. 3. Схема газотурбинного двигателя с регенерацией тепла, охлаждением воздуха в процессе сжатия и подогревом газа в процессе расширения: 1 — пусковой двигатель; 2, 3, 4 — компрессоры низкого, среднего и высокого давления; 5 — камера сгорания; 6, 7 — турбины высокого и низкого давления; 8 — регенератор; 9 — охладитель воздуха.
Рис. 4. Схема газотурбинного двигателя, работающего по замкнутому циклу: 1 — поверхностный нагреватель; 2 — турбина; 3 — компрессор; 4 — охладитель; 5 — регенератор; 6 — аккумулятор воздуха; 7 — вспомогательный компрессор.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Перевод
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
(ПВРД) — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха (схему ПВРД см. в статье Воздушно-реактивный двигатель). ПВРД нашли применение в основном на беспилотных летательных аппаратах, используемых при больших сверхзвуковых скоростях полёта (разведчики, ракеты класса «воздух — земля», зенитные управляемые ракеты и другие). Летательный аппарат с ПВРД нуждается в стартовом двигателе-ускорителе, разгоняющем летательный аппарат до скорости включения ПВРД, соответствующей Маха числу полёта Мнач = 1,5—2. В качестве стартовых используются ракетные двигатели (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели). ПВРД входит в конструкцию большинства комбинированных двигателей. Максимальная скорость при использовании ПВРД на керосине соответствует М(∞ ≈) 5—6. Вследствие ограничений по работоспособности и низкой эффективности всех типов газотурбинных двигателей при М(∞)( > )3,5 ПВРД и гиперзвуковой ПВРД оказываются единственными типами воздушно-реактивных двигателей для получения высоких сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полёта.
Первоначально (50-е гг.) ПВРД устанавливались вне фюзеляжа летательного аппарата на пилонах или применялась компоновка двигатель — фюзеляж с лобовым, а позже кольцевым воздухозаборниками. Первая ступень этих летательных аппаратов имела ракетные ускорители (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели) и отбрасывалась при достижении Мнач. С середины 60-х гг. начали разрабатываться интегральные (малообъёмные) компоновки, объединяющие в корпусе ракеты ПВРД и стартовый ракетный двигатель твёрдого топлива.
Уменьшение объёма ракеты достигается также использованием в ПВРД тяжёлых топлив с высокой объёмной теплотой сгорания (40—50 МДж/м3), например, тяжёлых углеводородов или борсодержащих топлив (жидких, суспензий и твёрдых). Применяются также твёрдые топлива с металлами (магний, алюминий).
Тяговые характеристики ПВРД выражаются безразмерным коэффициентом тяги
Cp = P/(qF),
где Р — тяга; q = QнV2(∞)/2 — скоростной напор; Qн — плотность атмосферного воздуха; V(∞) — скорость полёта; F — площадь миделя (при М(∞) = 2—5 Cp max(≈)2,5-1).
Экономичность ПВРД характеризуется удельным импульсом
Iуд = P/Gт,
где Gт — секундный расход топлива (при М(∞) = 2—5 Iуд = 20—19 кН*с/кг, топливо — керосин). Эти значения в несколько раз превышают значения Iуд жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твёрдого топлива.
Высокая экономичность, возможность регулирования расхода топлива (тяги), проходных сечений реактивного сопла и воздухозаборника, свойство авторегулируемости тяги при изменении давления атмосферного воздуха по высоте полёта позволяют получить гибкие характеристики ПВРД, хорошо приспособляемые к потребностям летательных аппаратов различного назначения.
Историческая справка. Идея ПВРД предложена Р. Лореном (Франция, 1913). Теория ПВРД разработана Б. С. Стечкиным (1929). Первые разработки ПВРД выполнены во Франции (Р. Ледюк, 1933—1938) и СССР (И. А. Меркулов, 1939). Широкие разработки ПВРД начались в послевоенное время в СССР (М. М. Бондарюк и другие), США (Р. Марквардт), Великобритании и других странах. 70—80-е гг. характеризуются главным образом разработками малообъёмных ракет с ПВРД. Первая в мире малообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топлива создана в СССР (1965). См. также Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Система ТЭ как часть авиационной транспортной системы
Система ТЭ как часть авиационной транспортной системы
Авиационная транспортная система представляет собой совокупность совместно действующих ЛА, комплекса наземных средств по подготовке и обеспечению полетов, личного состава, занятого эксплуатацией и ремонтом ЛА и наземных средств, и системы управления процессом эксплуатации. Авиационная транспортная система должна удовлетворять следующим требованиям: обеспечение высокой безопасности и регулярности полетов и экономической эффективности эксплуатации ЛА.
Авиационную транспортную систему можно разделить на ряд функциональных самостоятельных систем: летной эксплуатации; технической эксплуатации; управления воздушным движением; коммерческой эксплуатации; аэродромной эксплуатации.
Каждой из указанных систем соответствует свой процесс функционирования: авиационной транспортной системе - эксплуатации; системе ЛЭ — использования (ПИ); системе ТЭ - технической эксплуатации (ПТЭ); системе коммерческой эксплуатации — коммерческой эксплуатации (ПКЭ); системе управления воздушным движением — управления воздушным движением (ПУВД); системе аэродромной эксплуатации — аэродромной эксплуатации (ПАЭ).
Особое место в авиационной транспортной системе занимает система ТЭ. Она представляет собой совокупность объектов технической эксплуатации, летного и инженерно-технического состава, системы управления процессом ТЭ, взаимодействующих с целью поддержания и восстановления исправности или работоспособности и обеспечения летной годности ЛА.
Посредством мероприятий, проводимых в процессе технической эксплуатации, обеспечиваются безопасность и регулярность полетов, надежность и исправность ЛА, подготовка их к полетам, правильная летная эксплуатация. ТЭ направлена на сохранение характеристик ЛА, их функциональных систем и изделий на протяжении установленных ресурсов и сроков службы в тех допусках, которые требуют нормы летной годности. ТЭ обеспечивает эффективное использование ЛА при экономных затратах трудовых, материальных и топливно-энергетических ресурсов.
ТЭ представляет собой сложный динамический процесс, включающий: подготовку ЛА к полетам; управление работой функциональных систем; выбор и поддержание наивыгоднейших режимов работы двигателей в полете; ТОиР; хранение AT.
Показатели, по которым должно оцениваться качество технической эксплуатации, тесно связаны с основными показателями авиационной транспортной системы, такими, как безопасность, регулярность и экономичность полетов. Так, безопасность полетов ЛА в значительной мере определяется безотказностью работы функциональных систем и изделий ЛА, регулярность — показателями исправности и готовности ЛА к полетам, экономичность эксплуатации - затратами, необходимыми для проведения ТоиР ЛА. Экономичность тесно связана с безопасностью и регулярностью, которые требуют для своего обеспечения определенных затрат, возрастающих по мере усложнения конструкции AT.
Лето в USA
Родной Башкортостан
Курение
Школьнику
Кстати
Педагогика и образование
Студенту ФИЯ
Когда она единственная
Авиационно-технический ВУЗ
Классификация аэродромов и аэропортов
Технологические процессы общего назначения
Произведите заправку 20 тонн
Формирование программы ТО и Р функциональной системы
Программы ТОиР. Структура программы
Особенности посадки при боковом ветре
Управление эффективностью процесса ТЭ АТ
Взаимосвязь процессов ТЭ и изменения состояния ЛА
Автомат приёмистости
Контролепригодность. Характеристика контролепригодности и ее оценка
Контроль ГС ЛА в процессе эксплуатации
Эксплуатационная технологичность (ЭТ). Факторы и способы повышения ЭТ
Крыло самолета. Геометрическая крутка крыла
Роль и место ИАОП в ТЭ ВС
Долговечность и живучесть авиационной техники
Обеспечение полетов наземными службами
Система ТЭ как часть авиационной транспортной системы
Выполнение и эшелонирование полетов
Структура и модель процесса ТЭ ЛА
Предполетная подготовка самолета
Эксплуатационно-техническая документация (ЭТД)
Предполетная подготовка экипажа
Задачи и организационная структура ИАС
Внешняя и внутренняя негерметичность агрегатов ГС
Типовая организационная структура АТБ
Уход за остеклением
Восстановление и списание АТ. Предъявление рекламаций
НТЭРАТ ГА – 93
Уход на второй круг
Режимы полёта
Влияние температур на работу ТС
Стратегии технического обслуживания
Эксплуатационные свойства топлив
Факторы влияющие на надежность МС
Требования к топливам
Неисправности планера
Расчет потребной массы топлива
Организация и планирование полетов
Структура и принципы построения ТЭ
Эксплуатация топливной системы
Обслуживание масленой системы
Центробежный регулятор
Виды контроля ЛА
Влияние сохранения летной годности
Сохранение целостности конструкции
Продление ресурсов
Человеческий фактор
Классификация СКВ
Технический английский
Экономика
Статистика
Структура и модель процесса ТЭ ЛА
Структура и модель процесса технической эксплуатации ЛА
ТЭ представляет собой сложный динамический процесс, заключающийся в подготовке ЛА к полету, управления работы ВС, в выборе и поддержании наиболее выгоднейших режимов работы двигателей в полете, ТОиР ЛА, хранении и транспортировании АТ.
ТЭ AT представляет собой состояния и процессы:
— функционирования AT;
— подготовки ВС к полетам;
— контроля и восстановления свойств AT.
Осуществляемую в наземных условиях часть указанных процессов и состояний составляют мероприятия, определяемые как ТОиР АТ. Применяемый в НТЭРАТ ГА термин «общие виды работ, выполняемых на ВС» обобщенно определяет группу мероприятий по подготовке ВС к полетам, применяемую в той или иной мере на всех типах ВС с использованием существенно близких правил и технологий.
Безопасность полетов определяется безотказностью.
Регулярность полетов – показателями исправности и готовности ЛА к полету.
Экономическая эффективность – затратами, необходимыми для проведения ТОиР.
Качество системы ТЭ проявляется при ее функционировании. Функционирующая система представляет собой процесс ТЭ ЛА, который удобно представить как последовательную во времени смену различных состояний эксплуатации в соответствии с принятой стратегией. К состояниям ТЭ, через которые проходят ЛА, могут быть отнесены: использование по назначению; различные виды и формы ТОиР; диагностирование; транспортирование; хранение и ожидание поступления ЛА в каждое из выделенных состояний эксплуатации. Структура и характер процесса определяются принятой стратегией ТЭ. В общем виде она представляет собой совокупность принципов и правил, обеспечивающих заданное управление процессом ТЭ за счет поддержания наивыгоднейших режимов работы AT и назначения работ по ТОиР в соответствии с техническим состоянием ЛА. Основные закономерности процесса ТЭ ЛА могут быть выявлены на основе анализа статистической информации, собранной на эксплуатационных предприятиях.
Авиационно-техническая база, как структурная единица авиакомпании, создана с момента ее основания в 1997 году. Для решения поставленных перед новой авиакомпанией задач был и сформирован коллектив, который создавался не на пустом месте. В основе коллектива специалисты, ранее проработавшие в авиапредприятии много лет, имеющие необходимые знания и опыт. В настоящее время коллектив АТБ составляют 220 человек, из них 60 человек инженерного состава, 160 человек технического и других категорий работников. В распоряжении АТБ имеется ангар для выполнения технического обслуживания вертолетов Ми-8, специально оборудованные помещения для обеспечения полного цикла технического обслуживания воздушных судов, склады для хранения агрегатов и комплектующих деталей, площадки для ТО ВС, средства наземного обеспечения и др.
Для нормальной работы АТБ имеет полную структуру и соответствующее оснащение. В АТБ имеются цех технического обслуживания самолетов, цех техни-ческого обслуживания вертолетов, лаборатория авиационного и радиоэлектронного оборудования, лаборатория диагностики и неразрушающего контроля, планово-диспетчерский отдел, участок организации производства, техотдел и отдел технического контроля. В распоряжении специалистов современное проверочное оборудование и стенды, инструменты и приспособления. Отдельные процессы автоматизированы. В частности, в планово-диспетчерском отделе внедрена современная программа обработки данных текущего состояния и учета наработки воздушных судов. На рабочих местах активно используется современная оргтехника.
Наряду с эксплуатирующимися ранее типами воздушных судов – вертолётов Ми-8, самолётов Як-40, Ан-24, были освоены новые типы авиационной техники, ранее не эксплуатирующиеся в данном регионе – это самолёты 2-го класса Ан-74, Ту-134, самолёты 1-го класса Ту-154Б(М). С 01 ноября 2001г. производится техническое обслуживание и транзитных ВС вертолетов Ми-8МТВ, самолетов Ан-26 и Як-42. В настоящее время специалисты АТБ производят техническое обслуживание 10 типов воздушных судов.
Как организация по техническому обслуживанию авиационно-техническая база авиакомпании допущена к выполнению технического обслуживания вертолетов Ми-8, самолетов Як-40, Ан-24 - по всем видам регламента ТО, самолетов Ан-74, Ту-134, Ту-154Б, Ту-154М, Ан-26, Як-42, вертолетов Ми-8МТВ.
В связи с расширением сферы деятельности авиакомпании, для оперативного управления подготовкой и технического обслуживания воздушных судов создана линейная станция авиационно-технической базы в а/п «Рощино» (г.Тюмень), в населенных пунктах Тарко-Сале и Тазовский укомплектованы штаты инженерно-техническим персоналом необходимых специальностей.
В 2000г. государственными органами гражданской авиации России в установленном порядке авиационно-техническая база авиакомпании «Ямал» была сертифицирована как организация по техническому обслуживанию. Тем самым АТБ подтвердила способность качественно выполнять свою деятельность по поддержанию исправности воздушных судов и обеспечению безопасности полетов.
Необходимо отметить, что невозможно было бы решать поставленные задачи без помощи, опыта и знаний ветеранов, проработавших в АТБ длительное время, как ныне работающих, так и всех предшествующих поколений, заложивших традиции, продолжателями которых является молодое поколение инженерно-технического состава.
На современном этапе авиационно-техническая база динамично развивается. Специалисты регулярно проходят повышение квалификации, осваивают новые типы авиационной техники, развивается наземный комплекс и его оснащение.
Электричество и авиация
Сегодня невозможно представить себе современный летательный аппарат (ЛА) без применения электро-радио оборудования. Более того можно утверждать, что в настоящее время самый лучший летчик не мог бы решить ни одного более или менее сложного летного задания, не имея на борту самолета приборного электрооборудования. А некоторыми образцами авиационной техники без помощи электроники пилот даже не способен управлять. К примеру самолет Су-27 является самолетом статически не устойчивым и для управления им используется ЭДСУ (Электро-дистанционной системы управления ), которая отклоняет органы управления по сигналам контура автоматики, которая в свою очередь получает сигналы от датчиков перемещений рычагов управления в кабине лётчика (в некоторых случаях — датчики усилий); датчики параметров движения ЛА (в первую очередь датчики угловых скоростей тангажа, крена и рыскания, датчики нормальной и боковой перегрузок, датчики угла атаки и угла скольжения, вычислительного устройства).
ПОЯВЛЕНИЕ ЭЛЕКТРИЧЕСТВА НА БОРТУ ЛА
Кстати даже создатель первого в мире самолета А.Ф Можайский еще в 1879 году предложил использовать энергию электрической искры для воспламенения горючей смеси в разработанном им двигателе. А на самолете «Илья Муромец» уже в 1913 году было установлено световое оборудование для освещения, которое включало в себя освещение приборов в кабине, световые огни на законцовках несущих плоскостей.
ЗАЧЕМ И СКОЛЬКО ЕГО НУЖНО ?
Электрооборудование ЛА XXI века – это сложный комплекс различных приборов, машин и устройств. В настоящее время для современных летательных аппаратов характерна очень высокая степень электрификации. Новые самолеты требуют все больше электроэнергии. Например на тяжелых самолетах суммарная мощность источников электрической энергии достигает 600 кВт, число бортовых потребителей доходит до нескольких тысяч, а общая длина проводов электрической сети может составлять 200-300 км.
КАК ЕГО ИСПОЛЬЗУЮТ ?
Все электрическое оборудование ЛА по назначению можно условно разделить на три основные группы:
Группы «источники…» и «электрическая сеть» образуют электроэнергетическую систему самолета.
ТОЛЬКО ВЫСШЕГО КАЧЕСТВА
Специфичность условий эксплуатаций ЛА - на разных высотах ( от 0 до 20 км и выше), температурных диапазонах, перегрузках (статических, динамических), а также важность и сложность функций, выполняемых всем комплексом электрооборудования предъявляет высокие тактико-технические требования к нему:
Требования БНКТ (безопасности полетов, надежность, контролепригодность, эксплуатационная и ремонтная технологичность) или НКТ (надежность, контролепригодность, эксплуатационная и ремонтная технологичность) работы в различных условиях полета . Например провода и коммутационная аппаратура длительно работающая под током должны выдерживать до 200% перегрузки в течении 5 мин на 2 ч работы. Аппаратура, работающая при повторно кратковременном режиме - 100% нагрузку при удлиненном вдвое рабочем периоде. Лампы и фары напряжение 115% номинального в течении 5 мин (лампы) и 1 мин (фары).
Минимальная масса и габариты без ущерба надежности работы и при удобстве эксплуатации. Необходимость в этом обусловлена требованиями к ограничению размеров ЛА в целях снижения аэродинамического сопротивления. Снижение массы оборудования позволяет увеличить массу «полезного» груза, а значит и экономическую эффективность ЛА.
Высокая механическая прочность, виброустойчивость. Способность выдерживать динамические нагрузки свыше 10g при сохранении способности выполнять поставленные задачи.
Высокая электрическая прочность (требования к изоляции, допустимое расстояние между токоведущими частями, и т.д)
Высокая термическая прочность . Безотказная работа при различном температурном диапазоне окружающей среды (от -40˚С до +50˚С), а также при перегревах над температурой окружающей среды.
Высокая химическая стойкость. Характеризуется антикоррозионной устойчивостью к воздействию внешних агрессивных факторов в виде дождя, снега, высокой влажности и т.д способностью
Независимость работы электрооборудования от положения ЛА в пространстве, скорости полета, ускорений, параметров окружающей среды.
Относительно низкая стоимость Подразумевает снижение стоимости как производства, так и эксплуатации, ТОиР (технического обслуживания и ремонта), утилизации АТ.
ЗАЧЕМ ЭТО НУЖНО?
Причины таких чрезвычайно высоких требований понятны – это сохранение жизни и здоровья, как летчика, так и пассажиров.
На сегодняшний день прослеживается тенденция к постепенной замене пневмо/гидро устройств в ЛА на электрические (например гидросистему уборки/выпуска шасси сегодня заменяют на электросистему), и даже уже появилось понятие «полностью электрический самолет», что подразумевает самолет с единой централизованной системой электроснабжения, обеспечивающей все энергетические потребности самолета. Это позволяет уменьшить габариты и снизить вес систем, а следовательно вес ЛА в целом.
Но у каждой «медали» две стороны. Так по мере увеличения «электризации» борта акцент причин авиационных происшествий стал смещаться в сторону причин отказа «электрики» самолета.
Так в 2004 г катастрофа стратегического бомбардировщика ТУ-22МЗ произошла по причине отказа электрогенераторов, что привело к обесточиванию всего самолета и это не позволило летчикам даже катапультироваться (для срабатывания катапульты достаточно было 15В, которых не было).
В марте 2010 года при заходе на посадку в Московский аэропорт потерпел аварию Ту-204-100 по причине отказа навигационного оборудования.
А в июле 2010 года в Краснодарском крае при выполнении захода на посадку не выпустилась стойка шасси у истребителя Су-27УБК. Экипаж произвел 2 попытки, а на третью попытку осуществил выпуск от аварийной системы и благополучно приземлился. Причиной отказа стало короткое замыкание в «штепсельном разъёме» концевого выключателя из-за наличия конденсата в месте сочленения «ШР» самолетной части с «ШР» концевого выключателя, приведшее к обесточиванию.
Приборное оборудование
[править]
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Под приборным оборудованием летательного аппарата понимается следующее авиационное оборудование:
Приборная доска командира вертолёта Ми-8
Аэрометрические приборы и системы
барометрические высотомеры
указатели воздушной скорости и числа Маха
вариометры
приёмники воздушного давления
централизованные системы воздушных сигналов
Приборы и системы контроля силовых установок
манометры
тахометры
термометры
системы управления ГТД
Автономные пилотажно-навигационные приборы
Кабина Ан-26, рабочие места лётчиков
авиагоризонты
курсовые приборы
АУАСП
В состав приборного оборудования не входят пилотажные и навигационные комплексные системы, навигационно-прицельные комплексы, системы автоматического управления и их приборы, указатели и и индикаторы; топливная аппаратура, радиовысотомеры, радиодальномеры и другие радиотехнические системы, а также приборы контроля бортового электрооборудования.
Примечание: состав приборного оборудования зависит от типа летательного аппарата, конкретно указан в руководящей документации и может несколько различаться на разных типах летатательных аппаратов.Содержание [убрать]
1 Аэрометрические приборы и системы
2 Приборы и системы контроля силовых установок
3 Автономные пилотажно-навигационные приборы
4 Литература
[править]
Аэрометрические приборы и системы
Фрагмент приборной доски правого лётчика Ту-22М3 в полёте
Барометрический высотомер измеряет и индицирует летчику барометрическую высоту полёта. Принцип его работы основан на измерении зависимости между забортным статическим давлением воздуха и давлением воздуха на уровне поверхности Земли (стандартной атмосфере СА-81 ГОСТ 4401-81), Измерение выполняется анероидной коробкой, подключенной к статической линии давления. Наиболее широко применяются механические высотомеры типа ВД и электромеханические типа УВИ.
Измерители (указатели) воздушной скорости индицируют экипажу воздушную и приборную скорость, измерители числа Маха — отношение воздушной скорости к скорости звука. Принцип действия указателя скорости основан на зависимости между скоростью, статическим и динамическим давлением и температурой воздушного потока. Прибор, измеряющий динамическое давление и скоростной напор, является указателем так называемой приборной скорости. Указатель числа М — это тот же измеритель скорости, но при М более 1 вычисляется более сложная зависимость. Чуствительными элементами приборов обычно являются анероидная и мембранная коробка, подключенные к статической и динамической линиям. Применяются указатели скорости типа КУС, комбинированные типа УИСМ.
Вариометр — прибор для указания вертикальной скорости летательного аппарата. Мембранная коробка прибора подключается к статической линии давления и измеряет разность давлений в линии статики и в полости коробки, соединённых капилляром.
Приёмник воздушного давления (ПВД) — датчик воздушных сигналов атмосферного давления, для последующей подачи их на входы анероидно-мембранных приборов и барометрических систем. Различают приёмники статического, динамического и полного давлений, а также датчики (приёмники) заторможенного воздушного потока. На самолёте монтируется несколько разобщённых линий (трубопроводов) давления, с целью максимального повышения надёжности всей системы.
Система воздушных сигналов (СВС) — централизованное устройство для вычисления основных аэродинамических параметров полёта и выдачи сигналов о них потребителям. Барометрические данные в вычислитель СВС поступают от приёмников воздушного давления, выходные сигналы в виде пропорциональных электрических сигналов выдаются на электрические указатели скорости, высоты, числа М идругие приборы в кабине экипажа, а также в различные самолётные системы, использующие аэродинамические данные полёта (САУ, ПрНК,СУО и тд.). Широко применяются как электромеханические, так и цифровые вычислители СВС.
[править]
Приборы и системы контроля силовых установок
Авиационные манометры предназначаются для измерения давления жидкостей и газов в системах авиационных двигателей, в бортовой гидросистеме, воздушной системе Л. А., системе наддува кабины (СКВ) и др. Принцип действия основан на сравнении силы давления с силой упругости чуствительного элемента. Большое распространение в авиации получили дистанционные манометры с потенциометрическими или индуктивными датчиками давления.
Тахометр — прибор для измерения частоты вращения. В авиации применяются дистанционные тахометры с магнитоиндукционными, частотно-импусными и центробежными датчиками. Шкала указателя в ряде случаев градуируется в процентах, а не в об/мин, для удобства считывания информации.
Авиационные термометры предназначены для измерения температуры тел, жидкостей или газов. Биметаллические механические термометры служат для измерения температуры воздуха в гермокабинах, отсеках и за бортом (на вертолётах). Гораздо чаще применяются дистанционные электрические термометры и термоэлектрические датчики в системах контроля температуры газов авиадвигателей, температуры отбираемого воздуха от компрессоров двигателей, температуры топлива и масла, забортной температуры и т. д.
Системы управления ГТД. Газотурбинные авиадвигатели имеют автоматические системы запуска и розжига, изменения и поддержания тяги двигателя, ограничения предельных режимов, противопомпажную автоматику и т. д. Приборы контроля двигателей в ряде случаев могут быть завязаны на блоки автоматического управления ГТД и входить в их комплект (см. Электронно-цифровая система управления двигателем).
[править]
Автономные пилотажно-навигационные приборы
Авиагоризонт (АГ) — гироскопический прибор для определения и индикации пространственного положения летательного аппарата. Принципиально состоит из гиродатчика (гировертикали) и указателя положения Л. А. относительно горизонта. Делятся на автономные (в едином корпусе) и дистанционные (два изделия — гировертикаль и указатель). В настоящее время авиагоризонты больше применяются как резервые и дублирующие приборы. Основными являются комбинированные командные пилотажные (ПКП), навигационно-плановые (ПНП) приборы и многофункциональные индикаторы (МФИ), из комплекта навигационно-пилотажных комплексов (НПК). В качестве основных пилотажных приборов авиагоризонты ещё используются на старых типах авиационной техники.
Курсовые приборы. Простейшим курсовым прибором является магнитный компас, который на самолёте является самым последним из всех резервных средств навигации. Широко применялся гирополукомпас (ГПК), представляющий собой трёхстепенной гироскоп с вертикальной осью внешней рамки, ось ротора которого удерживается в горизонтальной плоскости системой коррекции. Особенностью прибора является необходимость после его раскрутки начальная выставка по азимуту и существенная погрешность при кренах самолёта. Для устранения погрешностей применяется автоматическая коррекция от гироскопа авиагоризонта (курсовая система серии КСИ). ГПК применяется для измерения ортодромического курса. Более широкое применение на современных Л. А. нашли гироскопические системы для измерения пространственного положения по трём осям — курсовертикали (КВ), входящие в комплект навигационно-пилотажного комплекса (НПК).
Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок — система, предназначенная для контроля текущего угла атаки и продольной перегрузки и оповещения экипажа в случае выхода на режим, близкий к сваливанию. Состоит из датчика продольной перегрузки, датчика угла атаки («флюгера») и прибора-индикатора в кабине.
Радиосвязное оборудованиеТип станции Описание Где устанавливалась
Связные радиостанции
"Арлекин-Д" КВ радиостанция Ан-148, Ил-96, Ту-204, Ту-324, Ту-334
"Баклан-5" УКВ радиостанция Ан-3, Ан-28, Ка-32, Ми-8, Як-40, Як-52
"Баклан-20" УКВ радиостанция Ан-74, Ил-62, Ил-86, Ми-8, Ту-154Б/М
"Берёза" Радиостанция .
"Бриз" УКВ радиостанция Су-26, Су-29, Як-55
"Карат" КВ радиостанция Ка-26
"Кристалл" КВ радиостанция Ан-2, Ми-2
"Ландыш-5" УКВ радиостанция Ка-26, Ту-154, Як-18Т, Як-32, Як-40, Як-50, Як-52
"Микрон" КВ радиостанция Ан-26, Ан-30, Ан-32, Ил-18, Ил-62, Ил-86, Ту-154
"Орлан-85" УКВ радиостанция Ан-124
"Пеленг" СВ передатчик. Работает совместно с приёмником Р-876ЭТ Ан-22
"Полёт-2" Наземная радиостанция .
"Полёт-2М" Наземная радиостанция .
"Полёт-3" Наземная радиостанция .
"Прима-КВ" КВ радиостанция .
Р-108 УКВ радиостанция Як-27Р
Р-800 (РСИУ-3 "Клён") УКВ радиостанция Ан-2, Бе-10, Ил-40, Ли-2, М-4, М-50, Ми-4, МиГ-17, МиГ-19, Р-1, Ту-4, Ту-14, Ту-16, Ту-91, Ту-95, Як-12М, Як-18А, Як-25, Як-200
Р-800Л1/Л2 УКВ радиостанция Су-27
Р-801 (РСИУ-4 "Дуб") УКВ радиостанция МиГ-19С, Ту-95, Як-26, Як-27
Р-801В (РСИУ-4В "Миндаль") УКВ радиостанция Ан-8, Ан-12, МиГ-19С, МиГ-21Ф, Су-7, Су-9, Су-15, Ту-116, Як-25, Як-27Р
Р-801П УКВ радиостанция Ан-10, Ту-104, Ту-114
Р-802 (РСИУ-5) УКВ радиостанция 3М, Ан-12, Ан-22, Ан-24, М-4, Ми-6, МиГ-21, МиГ-25, Су-7Б, Су-15, Су-17, Су-20, Ту-16, Ту-22, Ту-95, Ту-126, Ту-128, Як-27Р, Як-28
Р-802П (РСИУ-5П) УКВ радиостанция Ту-104, Ту-114, Ту-124
Р-803 УКВ радиостанция СКП-9
Р-805 (РСБ-5) Связная радиостанция Ан-2, Ан-12, Бе-6, Ил-12, Ил-14, Ил-40, Ту-14, Ту-91
Р-806 КВ передатчик .
Р-807 (1-РСБ-70, "Беркут", "Дунай") КВ-СВ передатчик. Работает в паре с приёмником УС-8 или УС-9. Ан-8, Ан-10, Ан-12, Бе-10, М-4, Ми-6, Ту-4, Ту-16, Ту-95, Ту-104, Ту-116, Ту-124, Ту-126, Ту-128, Як-25Р, Як-26, Як-27
Р-808 СВ передатчик .
Р-809 Переносная УКВ радиостанция для связи с самолётами СКП-9
Р-811 УКВ радиостанция .
Р-812 УКВ радиостанция .
Р-814 (РАС-УКВ) Наземная УКВ радиостанция .
Р-820 "Ежевика" (РАС-КВ) КВ радиостанция .
Р-821 Наземная радиостанция на шасси ЗиЛ-157 .
Р-822 Наземная радиостанция (стационарный вариант Р-821) .
Р-823 радиостанция .
Р-824 (РАС-УКВ-М1) Наземная УКВ радиостанция на шасси ЗиЛ-157 .
Р-825 Наземная УКВ радиостанция .
Р-828 УКВ радиостанция для связи с наземными войсками Ми-8, Ми-24, Ми-26, Су-25
Р-831 Наземная УКВ радиостанция на шасси ЗиЛ-130Е -
Р-832 "Эвкалипт" УКВ радиостанция 3М-5, Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ан-32, L-39, МиГ-23М/УБ, МиГ-25ПД, Су-17, Су-24, Ту-16
Р-833 УКВ радиостанция Ми-8
Р-834 Наземная УКВ радиостанция на шасси ЗиЛ-157 .
Р-835 КВ передатчик Ан-12, Ту-16
Р-836 ("Иртыш", "Гелий") КВ передатчик Ан-10, Ан-12, Ан-24, Ту-16
Р-837 КВ передатчик Ан-12, Ту-16
Р-838 ("Виола", "Кремница") УКВ радиостанция Ил-76, КДП
Р-839 Наземная радиостанция на базе УАЗ-452В .
Р-842 "Атлас" КВ радиостанция Ми-8, Ми-14
Р-844 КВ радиостанция МиГ-31
Р-845 Наземная УКВ радиостанция на шасси ЗиЛ-157 (ЗиЛ-131) .
Р-846 КВ радиостанция Су-24
Р-847 "Призма" КВ передатчик. Работает совместно с приёмником Р-876 3М-5, Ан-22, Ил-76, МиГ-25, Су-24, Як-28И
Р-848 "Марс" Радиостанция .
Р-849 Наемная КВ-УКВ радиостанция на шасси УАЗ-452АЭ .
Р-852 Радиоприёмник Ми-8.
Р-856 КВ радиостанция Ан-12БП
Р-857 Радиостанция .
Р-859 Радиостанция СКП-9, СКП-11
Р-860 "Перо" УКВ радиостанция Ка-26, Ми-8, Ми-14, Ми-24, Як-40
Р-862 "Журавль-30" УКВ радиостанция Ан-22, МиГ-23МЛ, МиГ-29, МиГ-31, Су-17М4, Су-24, Су-25
Р-863 КВ радиостанция Ан-12БП, Ми-24, Ми-26, СКП-11
Р-864 КВ радиостанция МиГ-25, Су-24, Су-24М, Су-27, Су-34
Р-865 Радиостанция .
Р-866 Радиостанция .
Р-867 "Зяблик" Радиостанция .
Р-869 УКВ радиостанция .
Р-870 УКВ радиоприёмник Р-849
Р-871 Переносной УКВ радиоприёмник Р-849
Р-872 Приёмник СКП-9
Р-873 "Клюква" КВ приёмник .
Р-875 Приёмник .
Р-876 "Комета" КВ и СВ приёмник. Работает совместно с передатчиками "Пеленг" или Р-847 3М-5, Ан-22
Р-880 "Креветка" Наземный СВ и ДВ приёмник КДП, ПАР-8СС, ПАР-9, ПАР-10, СКП-9
Р-886 Приёмник .
Р-887 Приёмник .
Р-888 КВ приёмник .
Р-890 Подвижный пункт управления .
РПС СВ радиоприёмник Ан-12
РСБ-3бис Связная радиостанция Бе-6, Ли-2
РСБ-Д Связная радиостанция Ту-4, Ту-95
РСИ-3 УКВ радиостанция Ли-2
РСИ-4 Командная радиостанция Бе-6
РСИ-6 Связная радиостанция Бе-6, МиГ-15, Як-12, Як-18, Як-23
РСРМ-3 Связная радиостанция Бе-4
"Спрут" Наземная радиостанция .
УС-8 СВ приёмник. Работает в паре с передатчиком Р-807 Ан-12, Ан-24, Ту-16, Ту-95, Ту-116, Ту-126, Ту-128
УС-9 СВ приёмник. Работает в паре с передатчиком Р-807 Ан-8, Ми-6, Як-27Р, Як-28
"Фазан-19" Наземная радиостанция .
"Широта-У" СВ радиостанция Ан-28, Ан-30, Ан-72, Ан-74, Ил-18, Ил-76, Ил-114
"Юрок" УКВ радиостанция .
"Ядро-1" КВ радиостанция Ан-2, Ан-3, Ан-24, Ан-28, Ан-72, Ка-32, Ил-114, Ми-2, Ми-8П, Ми-17, Ми-26, Як-40
"Ядро-2" КВ радиостанция Ан-72, Ан-74, Ил-62, Ил-76, Ил-86, Ту-204, Ту-214, Як-42
"Ядро-М" КВ радиостанция Ан-28
"Ядро-П-Л1" КВ радиостанция Ан-74
"Ясень-50" Наземная радиостанция .
Аварийные станции
АВРА-45 Аварийная радиостанция Ан-8, Ан-12, Бе-10, Бе-12, Р-1, Ту-14Т, Ту-16, Ту-95, Як-12МС
АРМ-405 Аварийный радиомаяк спутниковой системы "КОСПАС-САРСАТ" Ан-3
Р-810 Аварийная радиостанция .
Р-850 Аварийная радиостанция Ан-12, Бе-12
Р-851 "Коралл" Аварийная радиостанция Ан-22
Р-853 Аварийная радиостанция ПАР-10, входит в комплект НАЗ
Р-855 "Комар" Аварийная радиостанция Входит в комплект НАЗ
Р-861 "Актиния" Аварийная радиостанция Ан-22, Ан-72, Ан-74, Ми-26
Переговорные устройства
БАЗН-1 Самолётное переговорное устройство Ан-148, Ан-225, Ил-96, Ил-114, Ту-204, Ту-214, Ту-334
СГУ-15 Самолётное громкоговорящее устройство Ан-24, Ту-124
СГУ-600 Сигнальное громкоговорящее устройство .
СПГУ-35 Самолётное переговорное устройство с громкоговорящей связью .
СПУ-2 Самолётное переговорное устройство Бе-4, Ми-4, Як-27Р, JJ-5
СПУ-3 Самолётное переговорное устройство .
СПУ-5 Самолётное переговорное устройство Бе-10, Ли-2, Ту-14, Як-25МР, Як-200
СПУ-6 Самолётное переговорное устройство Ан-28, М-50
СПУ-7 Самолётное переговорное устройство Ан-2, Ан-3, Ан-12, Ан-22, Ан-24, Ми-6, Ми-8, Ту-124, Як-27, Як-28, Як-30
СПУ-8 Самолётное переговорное устройство Ан-22, Ка-26, Ми-24, Ми-26
СПУ-9 Самолётное переговорное устройство Су-24, Су-25УБ, Як-52
СПУ-10 Самолётное переговорное устройство М-4, Ту-16, Ту-95
СПУ-14 Самолётное переговорное устройство Бе-6, Р-1, Ту-4, Ту-95
СПУ-23 Самолётное переговорное устройство Як-25
СПУ-34 Самолётное переговорное устройство учебные самолёты
СПУ-200 Самолётное переговорное устройство с громкоговорящей связью .
Магнитофоны
"Алмаз-УПМ" Речевой информатор .
АРО-28С Речевой информатор .
МАГ-9 Магнитофон самолётный МиГ-17Р, Ту-14Р
"Марс-БМ" Магнитофон самолётный Ан-74, Ту-154
МС-61 Магнитофон самолётный Ан-12, Ан-22, Ил-76, Ка-32, Ми-6, Су-24, Су-25, Ту-16, Ту-95, Ту-134
РИ-65 Речевой информатор Ми-8Т/МТ, Ми-14, Ми-24, Ми-26
Прочее
"19-18" Аппаратура кодирования связи Ан-22
АСВ-324 Аппаратура селективного вызова Ан-148, Ан-225, Ил-96, Ил-114, Ту-204, Ту-214, Ту-334
"Брик-324" Аппаратура автоматизированного обмена данными Ан-148, Ан-225, Ил-96, Ил-114, Ка-32, Ка-62, Ка-226, Ми-38, Ту-204, Ту-214, Ту-334
Радионавигационное оборудованиеТип станции Описание Где устанавливалась
Радиовысотомеры
А-036 Радиовысотомер Ка-32, Ми-26
А-037 Радиовысотомер малых высот Ан-2, Ан-3, Ан-28, Ан-72, Ан-74, Ил-76, Ми-24П, Ми-171
А-038 Радиовысотомер Ми-8, Су-27
РВ-2 "Кристалл" Радиовысотомер малых высот 3М, "73", Ан-2, Ан-8, Ан-10, Ан-12, Бе-6, Ли-2, М-4, Ми-4, МиГ-15бис, МиГ-17, Р-1, Ту-4, Ту-14, Ту-16, Ту-91, Ту-95, Ту-96, Ту-104, Ту-114, Ту-116, Ту-126, Як-18, Як-200/210
РВ-3 Радиовысотомер малых высот Ми-6, Ми-8, Ми-14, Су-24, Як-40
РВ-4 Радиовысотомер малых высот Ан-22, МиГ-25, Ту-95МС
РВ-5 "Репер" Радиовысотомер 3М-5, Ан-28, М-50, Ми-24, Су-17
РВ-10 Радиовысотомер больших высот Р-1, Ту-4, Ту-14, Ту-95
РВ-15 "Репер" (А-031) Радиовысотомер больших высот Су-17М3
РВ-17 Радиовысотомер больших высот 3М, М-4, Ту-16, Т-95, Ту-96, Ту-104, Ту-114, Ту-116, Ту-126, Як-28
РВ-18 "Крона" Радиовысотомер больших высот МиГ-25, Су-24
РВ-21 "Импульс" (А-035) Радиовысотомер больших и малых высот Су-17М4, Су-24М
РВ-22 Радиовысотомер Ту-22
РВ-25 Радиовысотомер М-50, Ту-22, Ту-95МС
РВ-У Радиовысотомер малых высот МиГ-21Ф, Як-27Р
РВ-УМ Радиовысотомер малых высот Ан-24, МиГ-25, Су-15, Ту-124
Радикомпасы
АРК-5 "Амур" Автоматический радиокомпас 3М, Ан-2, Ан-8, Ан-10, Бе-6, Бе-10, Ил-14, Ил-40, Ли-2, М-4, Ми-4, МиГ-15бис, МиГ-17, Р-1, Су-7Б, Су-9, Ту-4, Ту-16, Ту-91, Ту-95, Ту-104, Ту-114, Ту-116, Як-12М, Як-18, Як-25, Як-26, Як-27, Як-200/210
АРК-9 Автоматический радиокомпас Ан-2, Ка-26, Ми-6, Ми-8, Ми-14, Як-30, Як-40
АРК-10 Автоматический радиокомпас Ан-12, МиГ-25, Су-7Б, Су-9, Су-15, Су-17, Су-24, Ту-16, Як-28
АРК-11 Автоматический радиокомпас Ан-12, Ан-22, Ан-24, Ту-22, Ту-95, Ту-124, Ту-126
АРК-15 "Тобол" Автоматический радиокомпас Ан-12, Ан-28, Ми-24, Ми-8, Ми-171, Су-17, Су-24М, Як-32, Як-52
АРК-19 Автоматический радиокомпас Ка-32, Ми-26, Су-27
АРК-20 Автоматический радиокомпас Су-27
АРК-22 (А-318) Автоматический радиокомпас Ан-72, Ан-74, Су-17М4
АРК-42 Автоматический радиокомпас 3МДР/МНР/МСР, М-4Р
АРК-54 Автоматический радиокомпас МиГ-21Ф, Як-25РВ, Як-28
АРК-УД Автоматический радиокомпас Ми-6, Ми-8, Ми-17, Ми-26
АРК-У2 "Исток" Автоматический радиокомпас Ан-12ПС, Ан-22, Ми-8, Ми-14, Ми-24, Ту-22П
АРК-У4 Автоматический радиокомпас Ан-22
РПК-2 Радиополукомпас Бе-4, Ли-2, ЛЛ-143
РПКО-2Б Радиополукомпас с отметчиком Бе-6, Ли-2Т
РПКО-10М Радиополукомпас с отметчиком МиГ-15, УчШЛи-2, Як-12, Як-18, Як-23
Маркерные приёмники
МРП-48 "Дятел" Маркерный приёмник Ан-2, М-4, МиГ-15бис, МиГ-17, Р-1, Ту-14, Ту-16, Як-18, Як-25, Як-26, Як-27, Як-200/210
МРП-56П (А-611) Маркерный приёмник Ан-3, Ан-8, Ан-12, Ми-6, МиГ-21, МиГ-25, Су-7Б, Су-15, Су-17, Су-24, Як-18А, Як-27Р, Як-30
МРП-66 Маркерный приёмник Ан-28, Су-17М4
РПМ-76 (А-611А) Маркерный приёмник .
Системы ближней навигации
А-312 "Радикал МП" Радиотехническая система ближней навигации Су-17М4
А-321 "Клистрон" Радиотехническая система ближней навигации Су-24М
А-323 "Пион" Радиотехническая система ближней навигации .
А-340 "Привод СВ" Радиотехническая система ближней навигации .
"Веер-М" Радиотехническая система ближней навигации Ан-72, Ан-74
РСБН-2С "Свод" Радиотехническая система ближней навигации 3М, Ан-10, Ан-12, Ил-18, МиГ-21, Ту-124, Як-28
РСБН-4С Радиотехническая система ближней навигации МиГ-21бис, Ту-95
РСБН-5С "Искра-К" Радиотехническая система ближней навигации Су-17
РСБН-6С "Ромб-К" Радиотехническая система ближней навигации Ан-24, Ан-26, Ан-30, МиГ-23, МиГ-25, Су-17М2, Су-24
РСБН-7С Радиотехническая система ближней навигации Ан-22
РСБН-10С Радиотехническая система ближней навигации МиГ-25
РСБН-85 Радиотехническая система ближней навигации .
Системы дальней навигации
А-711 Радиотехническая система дальней навигации Ан-22, Ту-16
А-713 Радиотехническая система дальней навигации Ту-16
А-723 "Квиток-2" Радиотехническая система дальней навигации Ан-74, Ми-171, МиГ-31
А-737 "Квиток-4" Радиотехническая система дальней навигации .
АДСИС-4 Радиотехническая система дальней навигации Ту-95МС
РСДН-3С "Тропик" Радиотехническая система дальней навигации 3М-5, Ан-22
РСДН-10 "Скип-2" (А-720) Радиотехническая система дальней навигации Су-17М3/М4, Су-24М
СПИ-1 Система дальней навигации 3М
Системы посадки
БСУ-3П Система управления заходом на посадку Ил-18Д
"Курс МП-2" Навигационно-посадочная аппаратура Ан-22
"Курс МП-70" Навигационно-посадочная аппаратура Ан-72, Ан-74, Ил-76
ОСП-48 Станция слепой посадки Як-18У
РСП-6 Радиосистема слепой посадки Су-15
СП-50 "Материк" Станция слепой посадки Ан-8, Ан-10, Ан-12, Ан-24, Ил-18, Ту-14, Ту-22, Ту-104, Ту-114, Ту-116, Ту-124, Як-40
Прочее
А-315 Аппаратура определения взаимных координат самолётов группы .
А-811 Аппаратура прицеливания по радиомаякам Ан-22
ГМК-1А Курсовая система Ка-26, Як-18Т
КС-3 Курсовая система Як-28Л
НВС-72 "Тополь" Навигационно-вычислительная система Ан-72
НВС-72 "Тополь-3" Навигационно-вычислительная система Ан-72-100
НВС-74 Навигационно-вычислительная система Ан-74
"Путь-4М" Директорная система Ил-18Д
"Радаль-М" Самолётный радиодальномер И-360, СИ-5
СКВ-2Н-2 Курсовертикаль МиГ-23, МиГ-25
СД-1 "Шиповник" Самолётный радиодальномер -
СД-67 Самолётный радиодальномер Ан-22
Радиолокационное оборудованиеТип станции Описание Где устанавливалась
Метеонавигационные локаторы
А-813 Метеонавигационный локатор Ан-38, Ми-171
"Буран-72" Метеонавигационный локатор Ан-72
"Буран-74" Метеонавигационный локатор Ан-74
"Градиент" Метеонавигационный локатор Ан-72А
"Гроза-24" Метеонавигационный локатор Ан-24
"Гроза-26" Метеонавигационный локатор Ан-12БКЦ, Ан-26
"Гроза-40" Метеонавигационный локатор Як-40
"Гроза-62" Метеонавигационный локатор Ил-62
"Гроза-154" Метеонавигационный локатор Ту-154
"Контур-10" Метеонавигационный локатор Бе-32К
РПСН-3 "Эмблема" Метеонавигационный локатор Ил-18
Радиолокационные прицелы
"Алмаз-3" Радиолокационный прицел СМ-6, Т-3
"Арбалет" Радиолокационный прицел Ка-50
"Копьё" Радиолокационный прицел МиГ-21-93
"Коршун" Радиолокационный прицел МиГ-17
Н-001 "Меч" Радиолокационный прицел Су-27
Н-001ВП "Панда" Радиолокационный прицел Су-27
Н-002 Радиолокационный прицел Як-141
Н-002 "Аметист" ("Сапфир-23МЛ-А") Радиолокационный прицел МиГ-23МЛА
Н-006 "Аметист" ("Сапфир-23МП") Радиолокационный прицел МиГ-23МП
Н-008 "Аметист" ("Сапфир-23МЛ-2А") Радиолокационный прицел МиГ-23МЛД
Н-010 "Жук" Радиолокационный прицел МиГ-29К, МиГ-29М
Н-011 "Жук-М" Радиолокационный прицел Су-35
Н-012 Радиолокационная станция обзора задней полусферы Су-35
Н-014 Радиолокационная станция обзора задней полусферы Су-35
Н-025 Радиолокационный прицел Ми-28Н
Н-035 "Ирбис" Радиолокационный прицел Су-35БМ
"Орёл" Радиолокационный прицел Су-11, Як-27, Як-28П
РЛПК-27 Импульсно-доплеровский радиолокационный прицел Су-27
РП-1 "Изумруд" Радиолокационный прицел МиГ-17П/ПФ, МиГ-19П, Як-25
РП-1Д "Изумруд-3" Радиолокационный прицел СТ-8
РП-1У "Изумруд-2" Радиолокационный прицел МиГ-17ПФУ
РП-5 "Изумруд-5" Радиолокационный прицел МиГ-17ПФ, МиГ-19П
РП-6 "Сокол" Радиолокационный прицел Як-25М
РП-9У Радиолокационный прицел Су-9
РП-15 "Орёл-Д-58" Радиолокационный прицел Су-15
РП-21 "Сапфир-21" Радиолокационный прицел МиГ-21С/СМ/бис
РП-23 "Сапфир-23" Радиолокационный прицел МиГ-23
РП-25 "Сапфир-25" (Н-005) Радиолокационный прицел МиГ-25ПД
РП-29 "Рубин" (Н-019, "Сапфир-29") Импульсная радиолокационная станция МиГ-29
РП-29М "Топаз" (Н-019М) Импульсная радиолокационная станция МиГ-29С
РП-29МП "Топаз" (Н-019МП) Импульсная радиолокационная станция МиГ-29СМТ
РП-31 "Заслон" (Н-007) Радиолокационный прицел с ФАР МиГ-31
РП-С "Смерч" Радиолокационный прицел МиГ-25П, Ту-128
РПС-1 "Аргон" Радиолокационный прицел Бе-10, Ту-16
"Смерч-А" Радиолокационный прицел МиГ-25П
СПРС-1 Радиолокационный прицел Як-25МР
"Тайфун-М" Радиолокационный прицел Су-15ТМ
ЦД-30 Радиолокационный прицел Су-15
РЛС обзора земной поверхности
"Булат" Радиолокатор бокового обзора Як-28БИ
"Гребешок-3" Панорамная радиолокационная станция обнаружения и ретрансляции Ми-4ГР
"ЕР-Н" Обзорная радиолокационная станция Ту-16РМ
"Игла-1" Радиолокатор бокового обзора Ил-20М, Ил-24Н
"Инициатива-2" Радиолокационный прицел Бе-12, Ка-25, Як-28И/БИ
"Инициатива-2Р" Радиолокационный прицел Як-28Р
"Инициатива-3" Радиолокационный прицел Як-28Р
"Инициатива-4" Радиолокационный прицел Ан-12БК, Ан-22
"Инициатива-12" Радиолокационный прицел Ми-14
"Кобальт" Радиолокационная станция обзора земной поверхности Ил-12, Ту-4
"Купол-2" Прицельно-навигационный пилотажный комплекс Ил-76
"Купол-3-76МФ" Прицельно-навигационный пилотажный комплекс Ил-76МФ
"Купол-22" Прицельно-навигационный пилотажный комплекс Ан-22
"Курс" Радиолокационная станция поиска надводных целей Ми-4М, Р-1
"Курс-М" Радиолокационная станция поиска надводных целей Бе-10
"Лоция" Радиолокационная станция В-12
М-101 "Штык" Радиолокационная станция бокового обзора Су-24МР
"Нить-К" Радиолокатор бокового обзора Ил-24Н
"Нить-С" Радиолокатор бокового обзора Ан-24
"Нить С1-СХ" Радиолокатор бокового обзора Ту-134СХ
"Обзор" Навигационно-прицельная РЛС Ту-95МС, Ту-160
"Орион-А" Радиолокационная станция переднего обзора Су-24
"ПН" Радиолокационный прицел Ту-22К
"ПНА" Радиолокационный прицел Ту-22М, Ту-160
ПРС-1 "Аргон-1" Радиолокационный прицел М-4, Ту-16
ПРС-3 "Аргон-2" Радиолокационный прицел Ту-22, Ту-107
ПРС-4 "Криптон" Радиолокационный прицел .
ПСБН-М Радиолокационный прицел Бе-6, Ли-2, Ту-14, Як-26
РБП-2 Радиолокационный прицел Ан-10, Ан-12
РБП-3 Радиолокационный прицел Ан-8, Ан-12Б/БП, Як-27Р, Як-28Б
РБП-4 "Рубидий" Радиолокационный прицел М-4, Ту-16, Ту-95, Ту-96, Ту-116
РБП-6 "Люстра" Радиолокационный прицел Ту-16
РЛВ-ДН Радиолокационный визир Ту-124
РОЗ-1 Радиолокационный прицел Ту-22М3, Ту-134УБ-Л
РОЗ-3 Радиолокационная станция обзора земной поверхности Ан-12
"Рубин-1" Радиолокационная станция обзора земной поверхности Ту-22, Ту-124Ш, Ту-126
"Рубин-В" Радиолокационная станция поиска надводных целей Ми-4МР/ПС
"Сокол-2" Радиолокационный прицел Як-27
"Торос" Радиолокационная станция бокового обзора Ан-24
Измерители путевой скорости и угла сноса
ДИВ-1 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса вертолётный Ми-8Т, Ми-17
ДИСС-1 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса 3МДР/МНР/МСР, Бе-12, М-4Р, Ту-16К-16, Ту-22, Ту-126
ДИСС-3А "Стрела" Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Як-28ПП
ДИСС-3П Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ан-22
ДИСС-5 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ан-12
ДИСС-7 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Су-17М2/М3/М4, Су-24
ДИСС-013 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ан-12БП, Ан-22
ДИСС-15 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ми-14, Ми-24
ДИСС-32 Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ка-32, Ми-26, Ми-171
"Трасса" Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ан-12БК
ШО-13Г Доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса Ан-74
Самолётные ответчики
"4205" Самолётный ответчик .
СО-63 Самолётный ответчик Су-24
СО-69 Самолётный ответчик Су-17М2, Су-24М, Су-25, Су-27
СО-72 Самолётный ответчик Ан-72, Ан-74
СОД-57 Самолётный ответчик Ан-12, М-50, МиГ-21, Су-7Б, Су-9, Су-15, Су-17, Ту-16, Як-25
СОД-64 Самолётный ответчик Ан-12БП
СОМ-64 Самолётный ответчик международный Ан-22, Ту-154
"Узел-2" Самолётный ответчик МиГ-19
Станции предупреждения об облучении
Л-150 "Пастель" Станция предупреждения об облучении .
"Сирена-2" Станция предупреждения об облучении Ан-8, Ан-12, Бе-10, М-50, МиГ-17Ф, МиГ-19С, Су-7Б, Су-15, Ту-107, Як-27Р
СПО-3 "Сирена-3" Станция предупреждения об облучении Ан-24, Ан-26, Ан-30, Су-17, Ту-22, Як-28ПП
СПО-10 "Сирена-3М" Станция предупреждения об облучении Ан-22, МиГ-25, Су-17М, Су-22, Су-24
СПО-15 "Берёза" Станция предупредления об облучении МиГ-25ПД, Су-17М3, Су-24М
Дальномеры
ДБС-2С "Лотос" Самолётный радиолокационный дальномер Як-28Л
СРД-1Д "Конус" Самолётный радиолокационный дальномер МиГ-19С
СРД-3 "Град" Самолётный радиолокационный дальномер МиГ-19С
СРД-5А "База-6" Самолётный радиолокационный дальномер МиГ-19С
СРД-5М "Квант" Самолётный радиолокационный дальномер МиГ-21Ф, Су-7Б
Системы дальнего обнаружения
"Вега-М" Радиолокационный комплекс дальнего обнаружения Ан-71
"Лиана" Радиолокационный комплекс дальнего обнаружения Ту-126
"Шмель" Радиолокационный комплекс дальнего обнаружения А-50
Э-801 "Око" Радиолокационный комплекс дальнего обнаружения Ка-31
Системы госопознования
"6202" Ответчик системы госопознавания Ан-22
"Пароль" Ответчик системы госопознавания Су-17М2
"Пароль-2Д" Ответчик системы госопознавания Су-24
СРЗО-1 Ответчик-запросчик системы госопознавания Як-25Р
СРЗО-2 "Хром-никель" Ответчик-запросчик системы госопознавания 3М, М-50, МиГ-21ПФМ, Су-9, Су-15, Як-27
СРЗО-15 Ответчик-запросчик системы госопознавания МиГ-25ПД
СРО-1 "Барий" Ответчик системы госопознавания М-4, Ми-4, МиГ-17Ф, МиГ-19П
СРО-2 "Кремний" Ответчик системы госопознавания 3М, Ан-8, Ан-12, Ан-22, Ан-24, Ан-26, Ан-30, МиГ-19П, МиГ-21ПФ, МиГ-25, Су-7Б, Су-17, Су-24, Ту-16, Ту-95, Ту-104, Ту-114, Ту-116, Ту-124, Ту-126, Ту-128, Як-25, Як-27Р
Прочее
А-817 Радиолокационный приёмник маяков самолёта .
РКСМ-2 Радиолокационная система контроля места Ан-12БП
Антенные устройства
УКВ-радиоустановки
ПВ/КВ-радиоустановки
Судовая земная станция Inmarsat
Факсимильное оконечное устройство
Интегрированные системы средств радиосвязи ГМССБ
Приемник службы НАВТЕКС
Спутниковый аварийный радиобуй системы КОСПАС-САРСАТ
Судовая система охранного оповещения (ССОО)
Радиолокационный ответчик
УКВ-аппарат двусторонней радиотелефонной связи с воздушными судами
Командно-трансляционное оборудование
Радиооборудование спасательных средств
Внутрисудовая связь