Билет 16

1) На приборной доске пилотов установлены два дисплея: основной командно-пилотажный индикатор (дисплей) PFD и многофункциональный индикатор (дисплей) MFD с аналогичными органами управления и индикации (см. рис. 1.3, 1.5 в части 1). В случае частичных отказов радиоэлектронного оборудования возможно резервирование дисплеев. На оставшемся дисплее представляется наиболее важная, в том числе и радионавигационная, информация в виде комбинированного изображения, аналогичного тому, что было на дисплее PFD с добавлением информации, представлявшейся ранее на MFD. На дисплее PFD информация радионавигационных систем представляется с помощью изображения совмещённого индикатора, играющего роль планового навигационного прибора (HSI), радиомагнитного индикатора (RMI) и индикатора отклонения от ЛЗП (CDI).

1 – вращающаяся круглая угломерная шкала – «компасная роза»; 2 – планка индикатора отклонения от ЛЗП или ЗПУ (CDI); 3 – символ самолёта; 4 – обозначение источника навигационной информации (в данном случае система спутниковой навигации GPS); 5 – указатель «На – От» для индикации направления полёта на промежуточный пункт маршрута или от него (в данном случае «На»); 6 – индекс для обозначения фактического путевого угла; 7 – шкала для индикации вектора прогноза изменения курса; 8 – треугольный указатель для измерения курса; 9 – цифровое значение текущего курса самолёта (магнитного или истинного); 10 – вектор прогноза изменения курса, характеризующий скорость разворота самолёта при изменении курса; 11 – указатель курса, задаваемого ручкой HDG; 12 – стрелка заданного путевого угла; 13 – обозначение участка маршрута (в данном случае аэродромной зоны TERM); 14 – наружная неподвижная и неоцифрованная шкала курсовых углов (КУР); 15 – деления (точки) шкалы отклонения от заданного путевого угла при использовании навигации по маякам VOR либо линейного бокового уклонения от ЛЗП при использовании навигации по GPS; 16 – обозначение выбранного режима работы (в данном случае режим «OBS»).

Угол поворота вращающейся круглой шкалы – «компасной розы» определяется курсом самолёта. Шкала имеет малые радиальные деления, следующие через 5, и большие деления – через 10. Большие деления оцифрованы через каждые 30 в десятках градусов. На шкале нанесены обозначения сторон света, N, E, S и W. Текущее значение курса самолёта отсчитывается по шкале с помощью указателя в виде белого треугольника в верхней части неподвижной шкалы курсовых углов (см. рис. 2.1, поз. 8). Этот указатель символизирует продольную ось самолёта по направлению полёта. Точное значение курса в градусах представляется белыми цифрами в чёрном прямоугольном окне над указателем курса (см. рис. 2.1, поз. 9). Экипаж может выбрать представление угловых навигационных параметров относительно северного направления как магнитного, так и истинного меридиана. Выбор осуществляется на дисплее MFD в разделе «DISPLAY UNITS» на четвёртой странице «AUX–SYSTEM SETUP» группы «AUX». Параметр «NAV ANGLE» (угловые координаты для навигации) устанавливается либо «MAGNETIC ()» – магнитные, либо «TRUE ( T)» – истинные. Изображение индикатора HSI содержит индикатор CDI для представления отклонения самолёта от ЛЗП, включающий стрелку ЗПУ (см. рис. 2.1, поз. 12), планку отклонения, символизирующую ЛЗП (см. рис. 2.1, поз. 2), со шкалой для оценки величины отклонения (см. рис. 2.1, поз. 15), указатель «На – От» (см. рис. 2.1, поз. 5), а также индекс фактического путевого угла (см. рис. 2.1, поз. 6). Стрелка «На – От» и планка отклонения появляются только тогда, когда устойчиво принимается радиосигнал выбранного маяка VOR или информация GPS. Форма и цвет стрелки ЗПУ определяется выбранным источником радионавигационной информации для самолётовождения. На рис. 2.2 представлены возможные варианты навигационных источников. Одиночной стрелкой пурпурного цвета (Magenta) представлена информация системы спутниковой навигации GPS (см. рис. 2.2, а), одиночной стрелкой зелёного цвета представлена информация системы NAV 1 (VOR 1 / ILS), настроенной, в частности, на частоту курсового маяка LOC радиомаячной системы посадки ILS (см. рис. 2.2, б), и двойной зелёной стрелкой представлена информация системы NAV 2 (VOR 2 / ILS), настроенной на частоту радиомаяка VOR (см. рис. 2.2, в). В данном примере радиосигналы маяков принимаются устойчиво, поэтому отображается указатель «На – От», в частности «На» выбранный VOR-маяк, и планка отклонения от ЛЗП.

Выбор источника навигационной информации GPS, NAV 1 или NAV 2 для индикатора отклонения самолёта от ЛЗП CDI осуществляется на дисплее PFD последовательным нажатием программируемой клавиши высшего уровня с обозначением «CDI». При использовании GPS отклонение от ЛЗП измеряется в морских милях (NM). Линейное боковое уклонение (отклонение) от линии заданного пути (XTK) отсчитывается по шкале в виде кружков (по два влево и вправо) с помощью подвижной планки, символизирующей ЛЗП. Значение максимального отклонения (два кружка) устанавливается либо автоматически, в зависимости от этапа полёта с уменьшением по мере приближения к очередной точке маршрута (рис. 2.3), либо вручную – 0, 3 NM, 1, 0 NM или 5, 0 NM. Эта величина выбирается экипажем на дисплее MFD в разделе «GPS CDI» на четвёртой странице «AUX–SYSTEM SETUP» группы «AUX».

Буквенное обозначение автоматически определяемого этапа полёта (или участка маршрута) отображается на индикаторе CDI обычно пурпурным цветом, однако цвет может быть изменён на жёлтый в нештатных ситуациях. При запредельном отклонении от ЛЗП величина ЛБУ отображается в цифровой форме под символом самолёта, например «XTK 3, 15 NM». Цвет этих знаков тоже пурпурный. При использовании в качестве навигационных источников систем NAV 1 / LOC или NAV 2 / LOC величина отклонения планки соответствует угловому отклонению самолёта от ЗПУ, как в традиционных механических навигационных приборах для так называемого «нуль-вождения». Экипажем может быть выбрано изображение индикаторов HSI и CDI также в форме сегмента величиной 140 Выбор осуществляется на дисплее PFD нажатием программируемых клавиш третьего уровня с обозначением «ARC HSI» или «360 HSI», появляющихся после нажатия клавиши второго уровня с обозначением «HSI FMT».

Изображение планового навигационного индикатора HSI с радиомагнитным индикатором RMI используется также для представления информации о КУР, и азимуте навигационных маяков NDB (от АРК) или VOR (от системы NAV 1 / 2), а также информации о рассчитанном значении азимута очередного пункта маршрута при выборе навигации по системе GPS. На PFD может быть представлена дальномерная информация от самолётного дальномера DME, а также сопутствующая информация об идентификаторах радиомаяков и их радиочастотах

1 – источник пеленгационной информации, выбранный последовательным нажатием программируемой клавиши с обозначением «BRG 1». В данном случае выбран канал NAV 1 для определения магнитного азимута радиомаяка VOR; 2 – символ узкой стрелки первого пеленгационного канала BRG 1; 3 – дальность до выбранного радиомаяка VOR, если он спарен с маяком DME; 4 – идентификатор выбранного источника пеленгационной информации (в данном случае VOR маяка ATL). Если не произведена настройка на радиомаяк или нет уверенного приёма его радиосигналов, то появляется сообщение «NO DATA» (нет данных); 5 – дальность до выбранного DME маяка; 6 – частотный канал, на который настроен выбранный DME маяк (частота спаренного с ним радиомаяка VOR, представленная в МГц); 7 – обозначение канала настройки при выборе DME маяка – NAV 1 или NAV 2; 8 – узкая стрелка первого пеленгационного канала BRG 1; 9 – широкая двойная стрелка второго пеленгационного канала BRG 2; 10 – частота настройки радиокомпаса ADF, представленная в кГц. Если не произведена настройка на радиомаяк или нет приёма его радиосигналов, то появляется сообщение «NO DATA»; 11 – символ широкой двойной стрелки второго пеленгационного канала BRG 2; 12 – источник пеленгационной информации, выбранный последовательным нажатием программируемой клавиши с обозначением «BRG 2». В данном случае выбран радиокомпас ADF для определения МПР приводного радиомаяка по внутренней шкале или его КУР по внешней неподвижной и неоцифрованной шкале. Для того чтобы голубые стрелки (узкая и широкая двойная) не мешали восприятию информации индикатора отклонения от ЛЗП (CDI), они изображаются за пределами окружности белого цвета. Окружность появляется вместе с появлением стрелок при выборе режимов «BRG 1» и «BRG 2» последовательным нажатием программируемых клавиш в нижней части дисплея PFD с обозначениями, соответствующими этим режимам. При заходе на посадку по системе ILS и настройке приёмников NAV 1 и NAV 2 на частоту курсового радиомаяка LOC, голубые стрелки, белая окружность и информационные окна источников пеленгационной информации не отображаются. Информация радиодальномера DME отображается в окне слева вверху (см. рис. 2.7, поз. 5, 6, 7) как при круговом отображении курсовой шкалы «360 HSI», так и при её отображении в виде сегмента «ARC HSI». Окно, содержащее информацию радиодальномера DME, открывается при нажатии на дисплее PFD программируемой клавиши второго уровня с обозначением «DME», появляющемся после нажатия клавиши высшего уровня с обозначением «PFD».

2) Информация о вертикальной скорости отображается справа от подвижной шкалы высотомера на фиксированной шкале, имеющей деления через 1000 fpm в пределах от 0…4000 fpm (рис. 2.11, поз. 1). Вертикальная скорость в данном случае не измеряется, а вычисляется путём дифференцирования значений барометрической высоты. Точное цифровое значение вычисленной вертикальной скорости самолёта появляется внутри указателя – прямоугольника чёрного цвета, когда вертикальная скорость становится равной или большей 100 fpm (см. рис. 2.11, поз. 2). Указатель вместе с изменяющимися белыми цифрами, соответствующими текущей вертикальной скорости, перемещается по шкале вверх или вниз в зависимости от того, набирает высоту самолёт или снижается.

3)

1 – резервный указатель приборной воздушной скорости; 2 – резервный авиагоризонт; 3 – резервный барометрический высотомер; 4 – резервный магнитный компас; 5 – таблица девиации магнитного компаса; 6 – пульт дистанционного управления аварийным радиомаяком космической системы поиска и спасения КОСПАС-SARSAT; 7 – кнопочные автоматы защиты сети потребителей электроэнергии, подключённых к шине электронных блоков управления двигателем EECU BUS; 8 – кран для подключения резервного приёмника статического давления; 9 – выключатель ESS BUS для подключения шины потребителей первой категории ESSENTIAL BUS, наиболее важных для продолжения полёта, к аккумуляторной шине при отказе генератора; 10 – выключатель БРЭО AVIONIC MASTER; 11 – аудиопанель GMA 1347; 12 – главный выключатель электрооборудования и включения стартёра ELECTRIC MASTER; 13 – выключатель насоса для перекачки топлива FUEL TRANS; 14 – выключатель обогрева приёмника полного давления PITOT; 15 – переключатель для управления положением закрылков FLAPS и световые сигнализаторы положения закрылков; 16 – кнопочные автоматы защиты сети потребителей электроэнергии, подключённых к шине ESSENTIAL BUS; 17 – кнопочные автоматы защиты сети потребителей электроэнергии, подключённых к главной шине электрооборудования MAIN BUS; 18 – кнопочные автоматы защиты сети потребителей электроэнергии, подключённых к шине БРЭО (авионики) AVIONICS BUS.

4) Воздух от винта поступает в воздухозаборник (справа в нижней крышке капота).В нем расположен сетчатый фильтр из металла (200ч). За ним располагается клапан альтернативной подачи воздуха. Клапан имеет механическую связь с кабиной. Используется при падении мощности. Запуск при закрытом клапане (искл. Холод сырость).После альт. Клапана воздух по красному трубопроводу поступает в турбонагнетатель. Его задача повысить давление воздуха до 2, 3 кг\см(состоит из турбины и компрессора расположенных на 1м валу. Компрессор получает привод от турбины. Имеет 2 корпуса 1турбины – чугун 2 компрессор-алюминий. В корпус турбины встроен перепускной клапан для стравливания избыточного давления). От компрессора нагретый до 200гр воздух поступает в возд. Радиатор где охлаждается до 80гр. И поступает в коллектор сжатого воздуха. Там идет распределение по цилиндрам. Отработанный газ через выпускной клапан поступает в выхлопной коллектор и на лопатки турбины.

5) Управление рулем высоты осуществляется при помощи двух ручек управления самолетом, прикрепленных к валу. На валу имеется рычаг, к которому крепится короткая тяга-толкатель. Короткая тяга присоединяется к промежуточному рычагу, установленному на переднем лонжероне. К промежуточному рычагу крепится длинная тяга.

Длинная тяга проходит через роликовые направляющие, установленные на шпангоутах крепления заднего багажного отсека, кольцевых шпангоутах 1 и 2. На каждой направляющей установлены три ролика. Длинная тяга присоединяется к качалке в нижней части киля. Качалка соединяется с проходящей в киле вертикальной тягой. Вертикальная тяга присоединяется к кабанчику руля высоты. Ограничитель отклонения руля высоты вниз представляет собой колодку из стеклопластика, присоединенную к внутренней стороне обшивки киля.

При полном отклонении руля высоты вниз передняя часть кабанчика руля высоты отклоняется до упора вверх и упирается в ограничитель. Ограничитель отклонения руля высоты вверх представляет собой втулку, установленную в монтажном кронштейне исполнительного механизма триммера. При полном отклонении руля высоты вверх передняя часть кабанчика руля высоты отклоняется до упора вниз и упирается в ограничитель. Максимальные углы отклонения руля высоты: 21 градус – вверх и 17 градусов – вниз. Регулировать ограничители руля высоты нельзя.

При отклонении ручки управления самолетом вперед происходит следующее: - поворачивается вал; - рычаг под валом толкает короткую тягу назад; - короткая тяга толкает длинную тягу назад; - длинная тяга толкает заднюю качалку назад; - качалка толкает вертикальную тягу вверх; - вертикальная тяга отклоняет переднюю часть кабанчика руля высоты вверх; - руль высоты отклоняется вниз. При отклонении ручки управления самолетом назад происходит следующее: - поворачивается вал; - короткая и длинная тяги движутся вперед; - качалка тянет вертикальную тягу вниз; - руль высоты отклоняется вверх.