Электрооборудование системы управления самолета

Система управления самолётом (далее по тексту «система управления») представляет собой электродистанционную систему управления без механического соединения органов управления самолётом, расположенных в кабине экипажа, с поверхностями управления самолётом.

Управление самолётом в полёте осуществляется (см. рис. 20):

- элеронами,

- рулём высоты,

- рулём направления,

-стабилизатором,

-интерцепторами,

- закрылками,

-предкрылками,

- тормозными щитками (для торможения на земле).

Рисунок 20. Отклоняющиеся области для управления ЛА

Электропитание

Потребители системы управления самолётом запитываются постоянным током напряжением 28 V и трёхфазным переменным током напряжением 115 V частотой 400 Hz соответственно от:

- двух шин постоянного тока L DC ESS-1 и R DC ESS-2,

- двух шин переменного тока L AC ESS-1 и R AC.

Подача электропитания в систему управления происходит автоматически при подаче постоянного/переменного тока на электронные блоки управления (PFCU, ACE, MACE). Время готовности системы управления к работе после подачи электропитания — не более 2 min.

Общий расход электроэнергии в нормальных условиях не превышает 700 W — для постоянного тока и 12 kV·А — для переменного тока.

Управление рулевыми поверхностями, стабилизатором, закрылками, предкрылками и тормозными щитками может осуществлется в основном, упрощённом или минимальном режиме, в зависимости от состояния собственных компонентов системы дистанционного управления (СДУ) и состояния взаимодействующих систем (трёх инерциальных вычислителей или трёх каналов системы воздушных сигналов).

Основной (см.рис.21)режим является штатным режимом работы системы управления. Система управления работает в основном режиме при исправности компонентов СДУ и исправности взаимодействующих систем.

В основном режиме управление поверхностями управления осуществляется с помощью блоков PFCU 1, 2, 3 и работающих совместно с ними блоков АСЕ/МАСЕ.

При работе в основном режиме система управления выполняет все предусмотренные для неё функции. Алгоритмы работы для основного режима обеспечивают блоки PFCU.

В случае неисправности одного или двух блоков PFCU или ухудшения характеристик по причине неисправности какой-либо взаимодействующей системы (или систем) СДУ продолжает функционировать в основном режиме, пока хотя бы один из блоков PFCU функционирует исправно.

Принцип работы системы управления в основном режиме следующий.

Командир воздушного судна (КВС)/второй пилот перемещает соответствующий орган управления (боковую ручку управления самолётом или педали, или ручку управления интерцепторами и ТЩ и т. д.) в требуемое положение, тем самым задавая необходимый угол перемещения соответствующих поверхностей управления. Датчики органов управления преобразуют механическую энергию их перемещения в электрические сигналы и выдают их в блоки АСЕ/МАСЕ (в зависимости от подсистемы). Блоки АСЕ демодулируют сигналы и посылают их в блоки PFCU. После обработки сигналов блоками PFCU, последние выдают командные сигналы по алгоритму управления основного режима обратно в блоки АСЕ, которые замыкают цепь управления соответствующих приводов.

Рисунок 21. Структурная схема управления в основном режиме

Упрощённый режим управления предназначен для того, чтобы поддержать высокий уровень пилотажных характеристик самолёта при отсутствии некоторых входных сигналов, не приводящих к переходу СДУ в минимальный режим, например:

- сигналов двух датчиков обжатия основных стоек шасси,

- сигнала положения стабилизатора,

- сигнала положения закрылков,

- сигнала блока ручки управления закрылками и предкрылками в сочетании с отказом сигнала положения закрылков,

- сигнала от блока ручки управления интерцепторами и тормозными щитками,

- сигнала веса,

- сигнала радио-высоты,

- сигналов оборотов правого или левого двигателя,

- сигналов антиобледенительной системы (сигналов включения/выключения антиобледенительной системы, сигналов отказа антиобледенительной системы, сигналов обледенения),

- сигналов триммирования (стабилизатора, элеронов, руля направления)

При отказах таких сигналов в алгоритмах СДУ заложены возможности реконфигурации за счёт того, что отказавшие сигналы либо восстанавливаются по другим сигналам, либо заменяются на постоянные значения, принятые по умолчанию. При этом может произойти ухудшение функционирования СДУ или потеря второстепенных функций. В целом, данный режим функционально очень близок к основному. Переход СДУ в упрощённый режим работы сопровождается сигнализацией экипажу в виде предупреждающих сообщений, указывающих, какая именно функция законов управления деградировала или отключена.

Рисунок 21.1. Основной режим

Минимальный режим (см.рис.22) является резервным. Система управления самолётом переходит автоматически на минимальный режим работы при:

(a) отказе блоков PFCU или

(b) отказе взаимодействующих систем, не позволяющих выполнять в полной мере функции основного режима, а именно:

- трёх каналов системы воздушных сигналов или

- трёх инерциальных вычислителей.

В случае, если переход в минимальный режим функционирования происходит вследствие потери входных сигналов, все работоспособные блоки PFCU выполняют функцию «концентратора данных», т. е. обеспечивают передачу информации от блоков АСЕ и МАСЕ во взаимодействующие системы. При этом осуществляется индикация параметров работы системы управления самолётом на мнемокадрах FCTL и SPD BRK.

Если переход в минимальный режим функционирования происходит по причине полного отказа всех блоков PFCU, система управления обеспечивает прямую связь от органов управления в кабине экипажа через блоки АСЕ/МАСЕ к силовым исполнительным агрегатам соответствующих поверхностей управления. Управление осуществляется по простейшему алгоритму, позволяющему безопасно завершить полёт. Выполнение функции «концентратора данных» блоками PFCU в этом случае становится невозможным.

Индикация параметров работы системы управления самолётом отсутствует.

Переход СДУ в минимальный режим функционирования сопровождается:

- речевым сообщением «DIRECT MODE»,

- выдачей предупреждающих сообщений на дисплей EWD: «F/CTL DIRECT MODE» и «F/CTL FLP/SLT PROT FAULT»,

- индикацией символов блоков PFCU в сегменте PFCU мнемокадра FCTL оранжевым цветом.

Для обеспечения устойчивого режима работы подсистем самолёта, в минимальном режиме осуществляется демпфирование органов управления по сигналам блоков датчиков угловых скоростей.

Переход СДУ с основного в минимальный или упрощённый режим функционирования является односторонним, т. е. до окончания полёта и устранения неисправности на земле переключение СДУ обратно в основной режим невозможно.