ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При появлении на УСТ сигнала НЕТ ПОДКАЧКИ ЛЕВ (ПРАВ) аварийный слив прекратить.

6. Контроль ламп светосигнализаторов ИСТР Б4-1; Б3; 1,5 и 0,6 осуществляется нажатием кнопки ПРОВЕРКА ЛАМП, расположенной на щитке освещения. Регулировка яркости этих светосигнализаторов осуществляется переключением переключателя ЯРКОСТЬ ЛАМП НА ЩИТКАХ «ДЕНЬ-НОЧЬ», расположенном на том же щитке.

7. В кабине на левом пульте размещен щиток контроля топливной системы, который используется техсоставом при заправке, регулировке и управлении топливной системы.

Органы управления и контроля топливной системы.

3. Эксплуатация системы пожаротушения.

Система пожаротушения предназначена для обнаружения и тушения пожара в двигательных отсеках фюзеляжа. Система одноразового действия.

1. Сигнализация о пожаре осуществляется системой СПС, которая состоит из шестиканального исполнительного блока и 23 термодатчиков. На самолете установлено две системы СПС (по одной на каждый двигательный отсек).

При достижении определенного значения температуры в любом из двигательных отсеков на левом пульте кабины загорается лампа ПОЖАР ЛЕВ (ПРАВ) ДВИГАТ, на приборной доске начнет мигать сигнальная лампа ПОЖАР и прослушивается в телефонах речевая информация «Пожар левого (правого) двигателя».

2. Средства тушения пожара включают:

• две кнопки пожаротушения;

• огнетушитель;

• систему трубопроводов и коллекторов.

Органы сигнализации и включения противопожарной системы.

Функциональная схема противопожарной системы.

4. Эксплуатация гидравлической системы.

Гидравлическая система предназначена для обеспечения работы гидроагрегатов, функционирование которых требует больших усилий. Она состоит из первой (1ГС) и второй (2ГС) гидросистем с рабочим давлением 260-300 кгс/см².

Исполнительные гидроцилиндры системы управления самолетом (канала тангажа, путевого канала) конструктивно выполнены с двумя изолированными друг от друга рабочими полостями, к одной из которых подведено давление от первой, к другой – от второй гидросистемы. Управление каналами флаперонов и носков осуществлено однокамерными гидроцилиндрами, при этом половина гидроцилиндров данного канала получает питание от первой гидросистемы, а другая – от второй.

При отсутствии неисправностей гидроагрегаты работают от двух гидросистем, причем усилие, развиваемое гидроагрегатом, определяется как сумма усилий обеих полостей исполнительного механизма или суммой усилий двух параллельно работающих групп гидроцилиндров.

При отказе одной гидросистемы усилия, развиваемые гидроагрегатами, уменьшаются вдвое, причем усилия одной полости (либо одной из параллельно работающей группы гидроцилиндров) достаточно для завершения полета на номинальных режимах.

---

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

1. Первая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

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

• панели левого воздухозаборника;

• защитной сетки левого воздухозаборника;

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

• автоматического торможения колес при уборке шасси;

• поворота колес передней опоры;

• стартового и аварийного торможения колес основных опор;

• ограничителя хода педалей;

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

2. Вторая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

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

• системы выпуска-уборки тормозного щитка;

• панели правого воздухозаборника;

• защитной сетки правого воздухозаборника;

• ограничителя хода ручки по крену;

• основного торможения колес основных опор;

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

3. 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.

5. 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.

6. 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:

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

• 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:

• автоматический сброс ТП при его самопроизвольном выпуске;

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

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

В составе органов управления и сигнализации системой управления ТП входят:

---

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

• кнопка СБРОС ТП – исходное положение – нажата;

• 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.

7. 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.

1. 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.

2. 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.

3. Продольный канал СДУ имеет три режима работы:

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

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

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

4. 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.

5. 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.

6. 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.

---

Смотрите также файлы

• Выписки из книги Беспилотные летательные аппараты.doc

• ГАП, АСУ-ТП.doc

• Приложение №3 к конкурсной документации.doc

• Производств-й процесс.doc

• Протягивание, шлифование, хонингование, суперфиниш.doc