ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 20.10.2020
Просмотров: 873
Скачиваний: 1
Система поперечного и путевого управления. Поперечное отклонение ручки управления через механическую проводку передается на рычажный смеситель и вызывает дифференциальное отклонение флаперонов. На второй вход смесителя поступает либо перемещение электромеханизма МПФ, выпускающего флапероны, как закрылки, либо перемещение электрогидравлической рулевой машины РМ-130, которому соответствует синхронное отклонение флаперонов для изменения профиля крыла в зависимости от угла атаки самолета.
Электрические сигналы датчика ручки управления поступают в вычислитель СДУ, корректируются в зависимости от угла атаки, высоты и скоростного напора и поступают на входы приводов, обеспечивая их дифференциальное отклонение. Этот же сигнал поступает на рулевой агрегат ПМ-15, который через дифференциальную качалку подключен к механической проводке, соединяющей педали с гидромеханическими приводами рулей направления.
Кроме того, на входы сервоприводов стабилизаторов поступают сигналы угловой скорости, а на рулевой агрегат ПМ-15 - сигналы угловой скорости и боковой перегрузки. Таким образом, при отклонении ручки по крену происходит дифференциальное отклонение флаперонов и стабилизаторов. Кроме того, отклоняется руль направления, чем обеспечиваегся перекрестная связь каналов крена и рыскания. Демпфирование колебаний по крену обеспечивает дифференциальное отклонение стабилизаторов по сигналам угловой скорости крена; демпфирование колебаний рыскания и статическую боковую устойчивость обеспечивают сигналы угловой скорости и перегрузки в путевом канале.
Система управления носками крыла. Носки крыла отклоняются автоматически, в зависимости от угла атаки самолета с целью адаптивного изменения профиля крыла. Закон отклонения носков формируется в вычислителе СДУ, а выработанный сигнал подается на электрогидравлический сервопривод. Выход сервопривода через механическую проводку соединяется с золотниковыми устройствами, которые регулируют расход жидкости в гидроцилиндры носков, расположенные вдоль размаха крыла.
Исполнительные механизмы системы управления. Отклонение стабилизаторов производится с помощью элсктрогидравлических приводов РПД-100. Каждый привод состоит из электрогидравлического распределителя и двухкамерного силового цилиндра. Электрогидравлический распределитель состоит из четырех рулевых машин и сдвоенного золотникового устройства. Выход каждой из четырех рулевых машин соединен со входом золотникового устройства через гидропружину. При неисправностях какой-либо рулевой машины происходит обжатие гидропружины и отключение неисправной части привода. Приводы стабилизаторов имеют очень высокие динамические характеристики даже при очень малых амплитудах входных сигналов. Эта особенность позволяет избежать возникновения автоколебаний в полете на статически неустойчивом самолете.
В канале флаперонов. носков крыла и рулей па-правления силовыми приводами являются гидравлические цилиндры, управляемые гидромеханическими золотниковыми устройствами. Рулевым агрегатом, пере-
мещающим руль направления по сигналам автоматики, является трехканальная рулевая машина, подсоединенная к механической системе через дифференциальную качалку. Рулевые агрегаты СДУ в каналах ОПР, носков крыла и флаперонов - одноканальные электрогидравлические машинки. В рулевой машинке носков крыла имеется вспомогательная резервная камера, которая устанавливает носки в крайнее выпущенное положение в случаях отказов системы, происшедших при нахождении самолета на больших углах атаки.
Электропитание СДУ производится постоянным током 27 В. При этом все виды необходимых для СДУ напряжений, включая напряжение переменного тока для питания гироскопических и индукционных датчиков, вырабатываются в блоках питания СДУ. Каждый подканал имеет свой блок питания. Каждый блок запи-тывается от двух аварийных шип через диодную развязку. Такая схема гарантирует отсутствие каких-либо перерывов питания при кратковременных перерывах напряжения на одной из шин.
Резервирование системы управления. При проектировании системы управления самолетом Су-27 были приняты следующие два основных требования для обеспечения надежности и отказобезопасности: вероятность отказа, приводящего к потере управления самолетом, должна быть не более чем 10", и система должна обеспечивать управление самолетом при любых двух последовательных отказах в ее электрической части. Исходя из этого, была реализована схема резервирования системы.
Продольный канал имеет четырехкратное резервирование. Отказ неисправного подканала выявляется при помощи сравнения значений сигнала каждого подканала со средним логическим значением сигналов всех подканалов Среднее логическое значение выбирается на специальных устройствах - кворум-элементах. Продольный канал разбит на семь участков, на концах которых установлены кворум-элементы. При неисправностях отключается только часть подканала системы, расположенная между соседними кворум-элементами. Благодаря такому разбиению схемы на контролируемые участки, критичными являются только три отказа на одном участке, что существенно уменьшает вероятность полного отказа системы.
В связи с наличием механической проводки от ручки и педалей к флаперонам и рулям направления боковые каналы СДУ имеют только трехкратное резервирование. Выявление отказов и отключение неисправных участков системы выполняется 'так же, как и в продольном канале.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ (САУ-10), взаимодействующая с нилотажно-навигаци-онным комплексом, системой управления вооружением и аппаратурой командного наведения, обеспечивает:
стабилизацию угловых положений самолета и высоты его полета;
приведение самолета к горизонтальному полету из любого пространственного положения;
программные набор высоты и снижение: -управление по командам наземного и воздушного пунктов наведения, а также по сигналам бортовой системы управления вооружением;
полет по маршруту, возврат на аэродром и заход па посадку по сигналам радиомаяка.
СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ обеспечивает внутрикабиннос освещение, освещение взлетно-посадочной полосы и наружное сигнальное освещение. Освещение шкал приборов в кабине осуществляется светильниками, установленными над приборами; надписи на пультах и щитках освещаются лампами накаливания через светопроводы. Для освещения взлетно-посадочной полосы при посадке и рулежке самолета па стойке передней опоры шасси установлены две посадочные и одна рулежная фары. Обозначение габаритов истребителя и направления его полета производится при помощи аэронавигационных огней, установленных на законцовках консолей крыла и левом киле (левый бортовой аэронавигационный огонь имеет светофильтр красного, правый - зеленого, а хвостовой - белого цвета).
СИСТЕМА ПИТАНИЯ АНЕРОИДНО-МЕМБРАННЫХ ПРИБОРОВ предназначена для восприятия и распределения между датчиками приборов статического и полного давления во время полета. В систему входят приемники воздушного давления: основной (типа ПВД-18), смонтированный па носовом конусе по оси симметрии самолета, и два резервных (типа ПВД-7), установленных по обеим бортам ГЧФ. Основными потребителями системы являются указатели скорости, высоты, числа М, САУ, СОС, АРВ, СУВ и другое оборудование.
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И СНАРЯЖЕНИЕ ЛЕТЧИКА обеспечивают создание необходимых жизненных условий летчику, сохранение его работоспособности при выполнении высотных полетов, полетов с большими перегрузками и катапультировании. Система снабжения летчика кислородом обеспечивает подачу кислородно-воздушной смеси в маску па высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах. Аварийная система подачи кислорода размещена в катапультном кресле. Она приводится в действие автоматически при катапультировании или вручную и .может снабжать летчика кислородом в течение 4 мин.
На самолете может использоваться комплект кислородного оборудования и снаряжения летчика ККО-15ЛП, обеспечивающий создание необходимых условий жизнедеятельности летчику при выполнении полетов на высотах до 20 км, а также после аварийного покидания самолета с высоты до 20 км и последующего приземления или приводнения (в частности, обеспечивается возможность дыхания летчика под водой в течение 3-5 минут). В состав комплекта ККО-15ЛП входят защитное снаряжение и бортовое кислородное оборудование. Защитное снаряжение включает высотный компенсирующий костюм ВКК-15К и защитный шлем ЗШ-7А с кислородной маской КМ-35. Высотный компенсирующий костюм имеет встроенную систему вентиляции, работающую от бортовой системы. При полете самолета на высотах менее 12 км вместо ВКК-15К возможно применение противоперегрузочного костюма ППК-3, что приводит к некоторому снижению переносимости пилотажных перегрузок. При полетах над морем предусматривается использование высотного морского спасательного комплекта ВМСК-4-15.
СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ, ОХЛАЖДЕНИЯ и НАДДУВА предназначены для поддержания в ручном пли автоматическом режимах заданной температуры и давления воздуха в кабине, вентиляции костюма летчика и работы противоперегрузочного устройства, обдува летчика, обдува остекления фонаря кабины, охлаждения оборудования, наддува герметичных блоков. Воздух для системы кондиционирования отбирается от седьмой ступени компрессора каждого двигателя, затем последовательно охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, топливо-воздушном радиаторе и турбохолодильной установке. Система наддува блоков оборудования предназначена для создания необходимого для нормальной работы давления воздуха в блоках радиолокационной станции и самолетного запросчика, высокочастотных трактах и в расширительном баке системы жидкостного охлаждения РЛС. Система жидкостного охлаждения радиолокационной станции обеспечивает надежную работу бортовой РЛС в любом режиме ее работы. В системе охлаждения по замкнутому контуру циркулирует хладагент.
СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ самолета включает в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2, а также пиромеханическую систему управления сбросом фонаря и катапультированием летчика. Кресло обеспечивает спасение летчика во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Безопасное катапультирование гарантируется в горизонтальном полете с приборными скоростями от 0 до 1400 км/ч (числа М от 0 до 2.5) на высотах от 0 до 25 км, при маневрировании с перегрузкой от -2 до +4, на углах атаки до ╠30╟, углах скольжения до ╠20╟ и углах крена до ╠180╟, при вращении самолета относительно продольной оси с угловой скоростью до 3 с1, а также на режимах разбега и пробега при скорости не менее 75 км/ч. Минимальная высота катапультирования при пикировании самолета с углом 30╟ составляет 85 м, из положения перевернутого полета -55 м (для скорости самолета 400 км/ч в обоих случаях). Максимальная перегрузка при аварийном покидании самолета составляет 18 единиц.
Катапультирование осуществляется путем вытягивания вверх сдвоенной рукоятки управления системой катапультирования, после чего автоматически срабатывают в требуемой последовательности системы аварийного сброса откидной части фонаря, стреляющего механизма катапультного кресла и механизма ввода в действие спасательного парашюта. Защита летчика от возникающих при катапультировании перегрузок и воздействия скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением летчика, принудительной фиксацией его в кресле, устойчивой стабилизацией кресла в процессе катапультирования, а при катапультировании на больших скоростях - дефлектором системы дополнительной защиты от воздушного потока.
Кресло К-ЗбДМ оборудуется двухступенчатым комбинированным стреляющим механизмом КСМУ-36, механизмом ввода парашюта, подвесной спасательной системой ПСУ-36 с 28-стропным парашютом, имеющим площадь купола 60 м2, системой стабилизации с двумя стабилизирующими парашютами, парашютными автоматами и полуавтоматами КПА-4М, ППК-1М-Т и ППК-У-Т. Импульс тяги порохового ракетного двигателя составляет 630 кгс"с. Для поддержания жизнедеятельности летчика и обеспечения его поиска после катапультирования на кресле установлена кислородная система, носимый аварийный запас НАЗ-7М и автоматический радиомаяк "Комар-2М" (Р-855УМ). В состав НАЗ-7М входят: спасательный надувной плот ПСН-1, продуктовый запас, лагерное снаряжение, средства сигнализации и медикаменты. Масса кресла К-ЗбДМ с кислородным оборудованием и НАЗом составляет 123 кг.
ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ служит для обеспечения безопасного полета и эффективного боевого применения самолета в простых и сложных метеорологических условиях, днем и ночью, на любых высотах вплоть до практического потолка. Для упрощения пилотирования самолета, облегчения условий работы летчика, а также с целью более рационального размещения оборудования, панели пультов кабины имеют панорамное расположение приборов на приборной доске, левом и правом пультах.
Основные рычаги управления - ручка управления самолетом по тангажу и крену, установленная по центру кабины между ног летчика, педали путевого управления и рычаги управления двигателями (РУД), размещенные на левом борту кабины. На ручке управления самолетом на лицевой стороне расположены кнопки управления автопилотом, приведения к горизонту (справа) и отключения режима САУ (слева); кнюппель триммирования продольного и поперечного управления (посередине), кнюппель управления маркером цели на ИЛС (слева внизу), на тыльной стороне -боевая кнопка стрельбы из пушки и пуска ракет, а также переключатель выбора типа оружия "пушка-ракеты"; под рукояткой - рычаг торможения колес шасси. На РУД имеются кнопки управления тормозным щитком, радиостанцией и тормозным парашютом, переключатель выбора групп подвесок применяемого оружия.
На подфонарной раме перед приборной доской на левом борту установлен рычаг открытия-закрытия фонаря, а на правом борту - рычаг аварийного сброса фонаря. Над приборной доской по центру расположен индикатор на фоне лобового стекла со щитком управления и дополнительным щитком кнопочных выключателей, закрывающийся крышкой, а справа - индикатор прямого видения(индикатор тактической обстановки), отображающий на экране электроннолучевой трубки информацию РЛПК и ОЭПС. Справа от ИЛС, под переплетом фонаря, закреплен магнитный компас. По бокам от щитка управления ИЛС находятся датчики нашлемной системы целеуказания, а под ним - панель индикации подвесок вооружения.
На левой части приборной доски размещены: кран шасси и пилотажно-посадочный индикатор со световой сигнализацией выпуска шасси, флаперонов и тормозного щитка; указатель угла атаки и перегрузки, указатель радиовысотомера, часы; рычаг аварийного выпуска шасси, указатели приборной скорости и барометрической высоты. В средней части приборной доски находятся: командно-пилотажный прибор (указатель крена и тангажа), навигационно-плановый прибор (указатель курса); комбинированный указатель вертикальной скорости, поворота и скольжения, указатель положения клина воздухозаборников, комбинированный четырехшкальный указатель высоты и перепада давления в кабине, запаса и подачи кислорода и комбинированный четырехшкальный указатель давлений в первой и второй гидросистемах и тормозных системах; двухстрелочный указатель частоты вращения двигателей (тахометр), два указателя температуры газов для левого и правого двигателей. В правой части приборной доски размещены: индикаторная панель топливомерной системы с ленточным указателем остатка топлива и световыми сигнализаторами выработки баков; дисплей системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран"; индикатор станции предупреждения об облучении. На боковых пультах кабины расположены щитки управления самолетными системами, двигателями, СУВ, системой навигации, радиостанциями, системой постановки помех и т.п.