Отказы в системе дистанционного управления. 5 страница

Совместная работа от двух гидросистем обеспечивает повышенную надежность систем управления самолетом.

 

− Первая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

8.3.50. стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков крыла (совместно с 2ГС);

8.3.51. панели левого воздухозаборника;

8.3.52. защитной сетки левого воздухозаборника;

8.3.53. системы уборки-выпуска шасси, открытия и закрытия створок ниш шасси;

8.3.54. автоматического торможения колес при уборке шасси;

8.3.55. поворота колес передней опоры;

8.3.56. стартового и аварийного торможения колес основных опор;

8.3.57. ограничителя хода педалей;

8.3.58. системы СДУ (ПМ-15БА – руля направления, РМ-190 – отклоняемых носков консолей крыла – совместно с 2 ГС).

 

− Вторая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

8.3.59. стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков консолей крыла (совместно с 1ГС);

8.3.60. системы выпуска-уборки тормозного щитка;

8.3.61. панели правого воздухозаборника;

8.3.62. защитной сетки правого воздухозаборника;

8.3.63. ограничителя хода ручки по крену;

8.3.64. основного торможения колес основных опор;

8.3.65. систему СДУ (ПМ-15БА – руля направления, РМ-190 – отклоняемых носков консолей крыла – совместно с 1ГС, РМ-130Б – флаперонов и РМ-130Б – ограничителя предельных режимов).

 

− Давление в гидросистеме и в тормозной системе контролируется по индикаторам ГИДРО и ТОРМОЗ, расположенным на приборной доске. Для контроля зарядки гидроаккумуляторов азотом по этому же индикатору (ГИДРО) при отсутствии давления в гидросистеме используется расположенная рядом с ним кнопка КОНТР ГИДРОБАК.

При падении давления в одной из гидросистем ниже 100 кгс/см² на УСТ появится сигнал ОДНА ГИДРО и одновременно канал электродистанционного распределителя управления стабилизатором, получавший давление от отказавшей гидросистемы, переключится на работу от исправной гидросистемы, обеспечивая надежное управление гидроприводом стабилизатора по трем каналам электродистанционного распределителя.

При одновременном падении давления в 1 и 2 гидросистемах ниже 100 кгс/см² высвечивается и мигает сигнал ГИДРО на табло аварийных сигналов центральной части приборной доски, свидетельствующий об отказе обеих гидросистем, и одновременно поступает речевая информация: «Отказ двух гидросистем. При отсутствии давления – катапультируйся». В этом случае управление самолетом невозможно.

При падении уровня жидкости в гидробаке первой гидросистемы (1ГС) ниже минимального (из-за негерметичности подключенного канала) на УСТ появится сигнал ГИДРО НА УПРАВЛ и поступит речевая информация: «Мал уровень первой гидросистемы. Шасси не убирай». В этом случае уборка шасси отключается.

 

Функциональная схема гидросистемы.

 

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При малом уровне жидкости в первой гидросистеме шасси выпускать основным переключателем крана шасси. В случае невыпуска от этого переключателя выпускать шасси аварийно.

 

При падении уровня жидкости в гидробаке второй гидросистемы (2ГС) ниже минимального на УСТ появится сигнал ГИДРО НА УПРАВЛЕН и поступит речевая информация: «Мал уровень второй гидросистемы. Тормозной щиток отключен». Одновременно обесточивается кран управления тормозным щитком. В этом случае управление тормозным щитком исключается.

 

 

Органы контроля гидро и пневмосистемы.

 

 

- Эксплуатация пневматических систем.

 

На самолете установлены две пневмосистемы, работающие независимо одна от другой.

Одна пневмосистема предназначена для аварийного выпуска шасси. Давление в пневмосистеме создается сжатым азотом, заправляемым в изолированную полость амортизационной стойки правой опоры самолета под давлением 185-200 кгс/см². Контроль давления в пневмосистеме осуществляется по манометру ВОЗДУХ на правом щитке приборной доски.

Другая пневмосистема предназначена для обеспечения открытия, закрытия и герметизации фонаря, а также для аварийного сброса откидной части фонаря. Пневмосистема заполнена сжатым азотом, запас которого находится в баллоне объемом 2 л. Давление азота в баллоне после полной заправки – 200 кгс/см². Пневмосистема рассчитана на 5 циклов открытия и закрытия фонаря, после чего давление в баллоне должно быть не ниже 100 кгс/см².

Герметизация фонаря происходит автоматически после закрытия и установки на замки откидной части фонаря, путем подачи сжатого азота в шланг герметизации, расположенный по контуру откидной части фонаря. При открывании фонаря сжатый азот из шланга герметизации стравливается в атмосферу.

Открытие, закрытие, аварийный сброс фонаря осуществляется цилиндром управления фонарем. При аварийном сбросе фонаря пневмосистема работает совместно с пиросистемой.

В состав пневмосистемы кроме баллона, цилиндра управления фонарем и шланга герметизации входят: кран управления, блок редукторов, краны герметизации и разгерметизации, манометр, воздушный фильтр, клапаны, заправочный штуцер.

 

 

- Эксплуатация взлётно-посадочных устройств.

 

Взлетно-посадочными устройствами самолета являются шасси и тормозная парашютная установка. Кроме того, для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло самолета оснащено специальной механизацией – отклоняемыми носками крыла и флаперонами в режиме закрылков.

 

1. Шасси самолета – трехопорное с управляемым колесом передней опоры, с необратимой следящей системой. Колеса основных опор – тормозные, а колесо передней опоры – нетормозное.

Управление передним колесом осуществляется отклонением педалей при включенном выключателе УПР КОЛЕСОМ, расположенном на левом пульте кабины.

Управление уборкой-выпуском шасси производится двухпозиционной ручкой ШАССИ УБРАНО-ВЫПУЩЕНО, расположенной в левой части приборной доски.

Выпущенное положение шасси контролируется по загоранию соответствующих светосигнализаторов в поле индикатора ИП-52 (по каждой опоре в отдельности) и по загоранию светосигнализатора ШАССИ ВЫПУЩ на табло САС (при выпуске всех опор).

Выпущенное положение шасси с земли контролируется руководителем полетов по загоранию рулежной фары, для чего по согласованию с РП необходимо установить переключатель фар в положение РУЛЕЖ.

 

2. Торможение колес основных опор производится от гидросистемы. Управление основным торможением (включая раздельное) осуществляется подножками педалей управления рулями направления, аварийным – ручкой АВАР ТОРМ КОЛЕС, а стартовым – гашеткой стартового тормоза, расположенной на ручке управления самолетом.

Давление в тормозах колес при основном торможении 105-120 кгс/см², при аварийном торможении 90-110 кгс/см², при стартовом торможении 175-200 кгс/см² (контролируется по индикатору, расположенному на правом щитке приборной доски).

 

3. Система основного торможения колес оборудована антиюзовой автоматикой.

 

4. Управление механизацией крыла включает:

8.3.66. систему выпуска-уборки флаперонов в режиме закрылков. При этом флапероны отклоняются на угол 18°;

8.3.67. систему отклонения носков крыла. При этом носки крыла отклоняются на угол 23° (в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА).

Управление механизацией крыла не связано с ручкой управления и педалями.

 

5. Выпуск-уборка флаперонов в режиме закрылков производится кнопками ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩ УБРАНЫ, расположенными рядом со щитком управления двигателями на левом борту, отклоненное положение контролируется по индикатору положения ИП-52.

 

 

 

Органы контроля и управления взлетно-посадочными средствами.

 

 

6. Управление носками крыла осуществляется переключателем НОСКИ КРЫЛА на левом пульте кабины, имеющем три положения: ВЫПУЩЕНЫ, АВТ, УБРАНЫ. Сигнал об отклонении носков подается от специального датчика на индикатор положения носков с трафаретом НОСКИ КРЫЛА, расположенному на приборной доске.

Носки крыла в режиме АВТ отклоняются на 3/4 по шкале индикатора положения носков при выпуске шасси и отслеживают угол атаки после уборки шасси.

Управление тормозным щитком производится переключателем УПР ТОРМОЗ ЩИТКОМ, расположенном на РУД.

Выпущенное положение тормозного щитка контролируется по индикатору ИП-52.

 

7. Выпуск тормозного парашюта производится нажатием кнопки ВЫПУСК ТП, а сброс – нажатием кнопки СБРОС ТП, установленных на подфарной жесткости левого борта. Сигнализация о сбросе тормозного парашюта осуществляется высвечиванием светосигнализатора ЗАМОК ТП ОТКРЫТ, расположенного на правой панели доски приборов.

Система управления тормозным парашютом, кроме выпуска и сброса ТП от действий летчика, обеспечивает:

8.3.68. автоматический сброс ТП при его самопроизвольном выпуске;

8.3.69. выдачу речевой информации: «Тормозной парашют сброшен» (только при автоматическом сбросе ТП и выпущенных шасси);

8.3.70. запись в системе ТЕСТЕР сигнала ВЫПУСК ТП от нажатия на кнопку.

 

В составе органов управления и сигнализации системой управления ТП входят:

8.3.71. кнопка ВЫПУСК ТП – исходное положение – не нажата (в колодце), имеет лампочку для подсвета изнутри;

8.3.72. кнопка СБРОС ТП – исходное положение – нажата;

8.3.73. светосигнализатор ЗАМОК ТП ОТКРЫТ – исходное положение – не горит.

При нажатии кнопки ВЫПУСК ТП кнопка СБРОС ТП становится в ненажатое положение (выступает над панелью).

При нажатии кнопки СБРОС ТП (до упора в панель) на приборной доске загорается зеленый светосигнал ЗАМОК ТП ОТКРЫТ и кнопка ВЫПУСК ТП становится в ненажатое положение.

 

 

- Эксплуатация системы управления самолетом.

 

Управление самолетом осуществляется совместной работой механической и дистанционной систем управления. Продольное управление осуществляется синхронным отклонением консолей стабилизатора. Поперечное управление осуществляется дифференциальным отклонением флаперонов и консолей стабилизатора, а также рулей направления. Путевое управление осуществляется отклонением рулей направления.

 

− Механическая система управления предназначена для дифференциального отклонения флаперонов при поперечном управлении; синхронного отклонения флаперонов в режиме взлета и посадки; отклонения рулей направления при действии педалями; загрузок рычагов управления и их триммирования.

 

− Система дистанционного управления (СДУ) предназначена для ручного управления самолетом по продольному и поперечному каналам, для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости по всем каналам управления, для ограничения угла атаки и перегрузки, управления носками крыла, синхронного управления флаперонами на маневре.

 

 

− Продольный канал СДУ имеет три режима работы:

8.3.74. режим ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, при котором стабилизатор отклоняется по сигналам ручки управления и угловой скорости тангажа;

8.3.75. режим ПОЛЕТ, при котором стабилизатор отклоняется по сигналам ручки управления, угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки;

8.3.76. аварийный режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при котором стабилизатор отклоняется только по сигналам ручки управления.

 

− Переключение режимов СДУ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА-ПОЛЕТ производится автоматически по сигналам выпуска и уборки шасси или вручную, посредством установки переключателя режимов работы СДУ АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА в соответствующее положение.

 

−  Режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ включается при отказе СДУ. Передаточное отношение Кш, связывающее продольное отклонение ручки управления и отклонение стабилизатора, изменяется как автоматически, в зависимости от режима полета, так и в ручную. В режиме ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ Кш изменяется только вручную.

 

− Поперечный канал СДУ предназначен для дифференциального отклонения стабилизатора по сигналам поперечного отклонения ручки управления с соответствующим изменением передаточного числа в зависимости от угла атаки самолета.

Продольный и поперечный каналы СДУ четырехкратно резервированы и состоят из четырех отдельных подканалов.

 

−  Демпфер крена обеспечивает дифференциальное отклонение консолей стабилизатора по сигналам поперечного перемещения ручки управления и угловой скорости крена.

Канал рулей направления ДЕМПФЕР КУРСА обеспечивает отклонение рулей направления по сигналам поперечного отклонения ручки управления (перекрестная связь), сигналам угловой скорости рыскания и боковой перегрузки.

Каналы демпфера крена и демпфера курса имеют трехкратное резервирование и состоят из трех отдельных подканалов каждый.

 

− Механизация крыла включает отклоняемые носки и синхронно отклоняемые флапероны. На взлете и посадке отклонение флаперонов в режиме закрылков производится вручную кнопочным переключателем ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ-УБРАНЫ независимо от положения выключателя АВТ. ФЛАПЕР.

Включение канала управления флаперонами на маневре производится выключателем АВТ. ФЛАПЕР, при этом синхронное отклонение флаперонов осуществляется автоматически по сигналу угла атаки в диапазоне α = 6°-13°, при работе СДУ в режиме ПОЛЕТ, ЗАКРЫЛКИ УБРАНЫ и М ≤ 0,8 или Vпр ≤ 860 км/ч.

Управление положением носков крыла может осуществляться вручную и автоматически. При установке переключателя НОСКИ КРЫЛА в положение ВЫПУЩЕНЫ – носки в диапазоне режимов до Vпр=860 км/ч отклоняются на угол 21°-25°, при положении УБРАНЫ – носки убираются.

В положении АВТ управление осуществляется автоматически, при этом в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА носки отклонены на угол 23°, в режиме ПОЛЕТ отклонение носков производится в диапазоне углов отклонения носков (0-30°) при углах атаки 1°-15°.

При увеличении скорости полета до Vпр ≥ 860 км/ч или М ≥ 1,05 носки крыла убираются. При снижении скорости полета следящий режим работы носков включается на Vпр ≈ 790 км/ч или М ≈ 0,98.

При отказе автоматического режима управления носками на углах атаки менее 10° носки крыла убираются, при углах атаки более 10° - отклоняются на максимальный угол 30°.

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае полета с постоянно выпущенными носками на максимальный угол превышать М = 0,85 или Vпр = 800 км/ч запрещается.

 

− Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предупреждения летчика о приближении и выходе самолета за установленные эксплуатационные ограничения по перегрузке и углу атаки.

Включение ОПР осуществляется выключателем ОГРАНИЧИТ α, Пу, при этом ограничение угла атаки и перегрузок происходит в режиме работы СДУ ПОЛЕТ. При подходе к α_доп или Пу^э с упреждением по скорости увеличения угла атаки и перегрузки на ручке управления ощущается предупредительная тряска. При пилотировании по границе срабатывания ОПР увеличение угла атаки и перегрузки необходимо выполнять с таким темпом, чтобы тряска ручки управления ощущалась постоянно. В этом случае обеспечивается плавное увеличение угла атаки и перегрузки без превышения ограничений и дальнейший пилотаж вблизи ограничений. При попытке увеличения угла атаки и перегрузки до ограничений с более высоким темпом или при попытке превышения ограничений ощущается «упор» в виде увеличения усилий на ручке управления около 15 кгс. При этом ощущение тряски на ручке управления уменьшается, что ухудшает возможность распознавания срабатывания ОПР, так как без тряски ручки управления увеличение усилий на ней не может восприниматься летчиком как штатная нагрузка. Вследствие этого может произойти пересиливание ОПР и превышение ограничений.

При пилотировании на границе срабатывания ОПР минимальное время выхода на допустимую перегрузку на дозвуковых режимах составляет 2,5-3 сек, на сверхзвуковых режимах – 3,6-6 сек.

При Vпр < 450 км/ч при энергичном увеличении угла атаки α возможно непреднамеренное пересиливание ОПР и превышение α_доп, при этом тряска на ручке управления не ощущается. Поэтому, увеличивая угол α с темпом более 4-5°/сек необходимо выдерживать α_доп по УАП.

Предельные значения α и Пу в зависимости от параметров полета, варианта подвески вооружения и текущей массы самолета, а также текущие значения α_ист формируются и выдаются в ОПР системой СОС-2-1.

При отказе системы СОС-2-1 ОПР настроен на значение Пу макс на числах М ≤ 0,9 и Пу макс = 4 на числах М > 0,9, а также на α = 18° во всем диапазоне чисел М.

При отказе двух подканалов демпфера крена и курса, канала управления носками крыла или отключение каналов демпфера крена или курса во всем диапазоне чисел М, а также при полете с убранными носками крыла (переключатель НОСКИ КРЫЛА установлен в положение УБРАНЫ) на числах М ≤ 0,92 ОПР перестраивается на α = 10°

 

− В кабине летчика расположены следующие органы управления и контроля СДУ:

а) пульт управления СДУ на левом пульте кабины, на котором размещены:

8.3.77. выключатель ЖЕСТ СВЯЗЬ, включающий режим ЖЕСТКОЙ СВЯЗИ;

8.3.78. переключатель АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА для установки режима работы СДУ вручную или автоматического её переключения при уборке (выпуске) шасси;

8.3.79. четыре кнопки-лампы, индицирующие отказы отдельных элементов СДУ. Первые три лампы индицируют отказы элементов в первых трех подканалах продольного управления, в устройстве автоматического изменения Кш, в каналах крена и рыскания. Четвертая лампа индицирует отказы элементов в четвертых подканалах продольного управления, дифференциального управления стабилизатором и автоматического изменения Кш;

8.3.80. выключатель ДЕМПФЕР КУРС, включающий канал руля направления;

8.3.81. выключатель ДЕМПФЕР КРЕН, включающий канал крена;

8.3.82. выключатель Кш РУЧН, включающий ручное изменение Кш;

8.3.83. указатель Кш, указывающий значение передаточного отношения. Значение Кш = 1 соответствует передаточному отношению, при котором одному градусу продольного отклонения ручки управления самолетом соответствует один градус отклонения стабилизатора;

8.3.84. кремальера для установки Кш вручную;

 

б) пульт проверки СДУ на правом борту кабины, на котором размещены:

8.3.85. выключатель 2 и переключатель 1, предназначенные для проверки СДУ летчиком перед полетом;

8.3.86. переключатель на 19 положений, предназначенный для проверки СДУ техником;

8.3.87. сигнал Н, сигнализирующий о перемещении руля направления (Н) при включенном выключателе 2;

 

в) индикаторы СТАБИЛИЗАТОР (на правом борту кабины), показывающие положения правой и левой консолей стабилизатора;

8.3.88. индикатор НОСКИ КРЫЛА (на приборной доске), указывающий положение носков крыла;

8.3.89. переключатель НОСКИ КРЫЛА (на левом пульте) с положениями ВЫПУЩЕНЫ-АВТ-УБРАНЫ;

8.3.90. выключатель ФЛАПЕР АВТ (на левом пульте), предназначенный для включения канала синхронного управления флаперонами;

8.3.91. выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу (на левом борту в щитке самолетных систем № 2), предназначенный для ограничения α и Пу.

 

 

Отказы в системе дистанционного управления.

 

− Непереключение режима работы СДУ при установке переключателя АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАД в положение АВТ.

Признак: на УСТ высвечивается сигнал ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ.

 

Действия: переключить режим управления вручную в соответствии с режимом полета – после взлета установить переключатель режимов СДУ в положение ПОЛЕТ, перед посадкой – в положение ПОСАДКА. После переключения режима сигнал на УСТ должен погаснуть. Допускается кратковременное (не более 3-х секунд) высвечивание на УСТ сигнала ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ при выпуске и уборке шасси.

 

− Отказы в продольном канале СДУ, не сопровождающиеся отключением двух подканалов.

Признаки:

8.3.92. на пульте СДУ мигает 3-5 сек, а затем высвечивается кнопка-лампа. Мигание и высвечивание каждой кнопки-лампы может происходить как при мигающих других кнопках-лампах, так и при их высвечивании;

8.3.93. не высвечивается сигнал ДВА КАНАЛА СДУ на экране УСТ.

 

Действия:

8.3.94. нажать мигающую или горящую кнопку-лампу. В случае, если на пульте СДУ горят несколько кнопок-ламп, нажать также на те кнопки-лампы, нажатие на которые в течение полета на производилось. В случае, если замигала уже горящая кнопка-лампа, произвести её нажатие повторно. Погасание кнопки-лампы после нажатия означает, что отказ в СДУ ликвидирован;

8.3.95. в случае, если после нажатия кнопки-лампы продолжают гореть, продолжить выполнение задания, обращая повышенное внимание на работу СДУ.

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Одновременное нажатие на две лампы-кнопки ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

 

Органы управления и контроля СДУ.

− Отказ одного подканала в канале крена или рулей направления.

Признаки:

8.3.96. на УСТ высвечивается сигнал РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, сопровождаемый речевой информацией: «Нет резерва бокового канала. Скорость менее 600 км/ч и угол атаки менее 10°».

8.3.97. на пульте СДУ может высвечиваться одна из первых трех кнопок-ламп.

Действия:

8.3.98. нажать горящую кнопку-лампу;

8.3.99. если после нажатия на кнопку-лампу продолжает высвечиваться сигнал РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, уменьшить скорость до V < 600 км/ч, угол атаки до α < 10°.

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При высвечивании сигнала на УСТ ВКЛЮЧИ ДЕМПФЕР КУРСА необходимо включить демпфер курса и демпфер крена.

 

− Отказ канала рулей направления.

Признаки:

8.3.100. на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КУРСА и сигнал ОЧЕРЕДЬ, свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА;

8.3.101. на щитке СДУ высвечиваются первые три кнопки-лампы.

 

Действия:

8.3.102. отключить ДЕМПФЕР КУРСА. Если отказ не сопровождается резкой эволюцией самолета, разрешается повторное включение выключателя ДЕМПФЕР КУРСА. Если при повторном включении отказ не снимается (продолжает гореть ДЕМПФЕР КУРСА и первые три кнопки-лампы), отключить ДЕМПФЕР КУРСА и изменить режим полета до значений V < 600 км/ч, α < 10°.

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КУРС сигналы ДЕМПФЕР КУРСА, РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА на УСТ и кнопки-лампы на пульте СДУ должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера курса свидетельствуют об отказах в других каналах СДУ.

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во время проверки работы СДУ после запуска двигателя перед полетом при отклонении ручки управления самолетом по крену и педалей в одну сторону и приложении усилий к педалям более 80 кгс возможно пересиливание рулевого агрегата демпфера курса и его отключение, сопровождаемое сигнализацией отказа. Повторное включение демпфера производить после снятия усилий с педалей.

 

 

− Отказ канала крена.

Признаки:

8.3.103. на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и сигнал ОЧЕРЕДЬ, свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА:

8.3.104. высвечиваются первые три кнопки-лампы на щитке СДУ.

 

Действия:

− отключить выключатель ДЕМПФЕР КРЕН на щитке СДУ. Если отказ не сопровождается резкой эволюцией самолета, разрешается повторное включение демпфера. Если при повторном включении демпфера отказ не снимается (продолжает гореть сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и первые три кнопки-лампы) отключить демпфер крена и изменить режим полета до значений V < 600 км/ч, α < 10°.

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КРЕН сигналы ДЕМПФЕР КРЕНА, РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА и кнопки-лампы должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера крена свидетельствует об отказах в других каналах СДУ.

 

− Отказ канала управления флаперонами.

Признак:

8.3.105. на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН.

 

Действия:

8.3.106. отключить и включить выключатель ФЛАПЕРОН. Если после повторного включения сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН продолжает гореть, канал флаперонов отключить. Сигнал об отказе должен погаснуть. Разрешается выполнение задания.

 

− Отказ канала ограничения α и Пу.

Признак 1-й:

8.3.107. на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ОГРАНИЧ α АТАКИ ПЕРЕГР.

 

Действия:

8.3.108. отключить и включить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу на левом борту. Если после повторного включения сигнал отказа продолжает гореть, отключить ограничитель и сигнал должен погаснуть;

8.3.109. контроль за углами атаки и перегрузкой вести по указателю УАП.

 

Признак 2-й:

8.3.110. внезапное увеличение тянущих усилий на ручке управления на непредельных значениях угла атаки и перегрузки.

 

Действия:

8.3.111. отключить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу. Тянущие усилия на ручке управления должны сняться.

 

− Взлет и посадка должны производится при работе СДУ в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, полет от уборки до выпуска шасси – в режиме ПОЛЕТ.

Переключение режимов может производиться автоматически (переключатель АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА в положении АВТ) либо вручную.

Для безрывкового переключения режима с момента начала уборки шасси до включения режима ПОЛЕТ необходимо выдержать перегрузку, близкую к единице.

В процессе полета передаточное число Кш меняется автоматически в зависимости от высоты и скорости полета (если переключатель Кш РУЧ ОТКЛ отключен – закрыт колпачком).

 

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Посадку при ручном изменении Кш производить при значении Кш = 1 по шкале указателя Кш.

 

 

- Эксплуатация системы автоматического управления (САУ).

 

Система автоматического управления (САУ-10) входит в состав пилотажно-навигационного комплекса и предназначена для автоматического и директорного управления самолетом.

 

− САУ обеспечивает:

8.3.112. автоматическую стабилизацию угловых положений самолета и барометрической высоты;

8.3.113. автоматическое приведение самолета в горизонтальное положение по крену и тангажу;

8.3.114. стабилизацию истинной высоты по сигналам РВ на Н = 100 – 1000 м с уводом самолета с опасной высоты;

8.3.115. автоматическое и директорное управление при наборе высоты и снижении при ручном вводе данных (при директорном управлении летчик пилотирует по сигналам директорных стрелок КПП, удерживая их в пределах кружка; при отклонении стрелки продольного канала вверх ручка управления берется «на себя», вниз – «от себя», при отклонении стрелки бокового канала влево – ручка управления отклоняется влево, вправо – ручка управления отклоняется вправо);

8.3.116. автоматическое и директорное управление при наземном наведении на воздушную цель;

8.3.117. автоматическое и директорное управление в горизонтальной плоскости по сигналам ПНК при выполнении маршрутных полетов;

8.3.118. автоматическое и директорное управление при возврате на запрограммированный аэродром и заход на посадку до Н = 50-60 м по сигналам ПНК;

8.3.119. комбинированное управление по командам СУВ на атаке (САУ работает в автоматическом режиме, летчик подключается к управлению, когда перегрузка достигает 4 и появившееся отклонение директорной метки требует увеличение перегрузки). При комбинированном управлении приложение усилий к ручке управления самолетом не приводит к отключению автоматического режима САУ;

8.3.120. директорное (дискретное) управление тягой двигателей при снижении и стабилизации высоты в режиме наведения (директорная метка сектора газа ИЛС и горизонтальная планка КПП при необходимости изменить тягу скачком отклоняются на величину, соответствующую половине или четверти полного хода РУД. Приведение их к нулю выполняет летчик перемещением РУД вперед – при отклонении вверх или назад – при отклонении вниз);

8.3.121. командно-директорное управление двигателями в режиме наведения (команды Ф, МАКС, МГ высвечиваются на ИЛС и сопровождаются отклонениями директорной метки сектора газа на ИЛС и горизонтальной планки КПП).