7. Электрифицированное оборудование вс

1.Приведите момент инерции нагрузки, равный 4.10^-4 кг.м², к валу электродвигателя, если передаточное число редуктора i=10.

2. Приведите момент сопротивления нагрузки М = 100 Нм к валу электродвигателя, если КПД редуктора равен 0,5, а передаточное число i=10?

3. Рассчитать требуемую мощность электродвигателя привода лебедки самолета, обеспечивающей подъем груза массой 3000 кг на высоту 3 м за время 3 мин. КПД системы передачи механической энергии принять равным 0,75.

4. Каково назначение угольного регулятора тока в системе запуска авиадвигателя? Каков закон изменения магнитного потока стартера в процессе разгона ротора авиадвигателя?

5. Нарисуйте кинематическую схему механизма повышенной надежности. Какова роль муфты "сцепления - торможения" при отказе одного из электродвигателей?

6. Электромеханизм повышенной надежности, оборудованный дву­мя электрическими двигателями, передает нагрузке мощность 2 кВт. Опреде­лить момент сопротивления, создаваемый нагрузкой, если каждый ЭД сообщает нагрузке скорость 30 р/с.

7. Каков принцип действия электродинамической противообледенительной системы самолета ИЛ-96-300? Определите энергию конденсатора емкостью 300 микрофарад при его зарядке до 1500 В.

8. Рассчитайте ток, потребляемый электродвигателем стартера выходной мощностью 12 кВт от сети напряжением 25 Вольт. КПД двигателя равен 0,6.

9. Определите потребную мощность электродвигателя, если выходная мощность насоса 300 Вт, а его КПД равен 0,25.

10. Приведите момент инерции нагрузки I = 5 кг.м² к валу электродвигателя, если частота вращения электродвигателя – 700 р/с а вала нагрузки 7 р/с.

11. Принципы работы электрических свечей в системах запуска авиадвигателей.

12. Зачем используется переключение электростартеров с после­довательного соединения на параллельное при запуске ВСУ?

13. Какова последовательность работы системы управления уборкой и выпуском шасси самолета? Назначение концевых выключателей.

14. Электрифицированное оборудование на самолете вашей специализации.

8. Системы автоматического управления полетом и пнк

1. Дайте характеристику боковой устойчивости самолета и обоснуйте необходимость ее автоматического улучшения.

Ответ:

Статическая устойчивость бокового движения. Боковая статиче- ская устойчивость самолета определяет равновесие моментов рыскания и крена. Поэтому принято рассматривать два вида боковой статической устойчивости: путевую (флюгерную) относительно оси OY и попереч- ную относительно оси ОХ. Под путевой статической устойчивостью самолета понимают его способность самостоятельно без участия пилота в управлении противодействовать изменению угла скольжения. Пусть самолет находится в прямолинейном установившемся поле- те. Если в результате воздействия внешнего возмущения и изменения угла скольжения на величину ∆β появится аэродинамический момент Myβ , направленный на сохранение исходного угла скольжения, то самолет обладает путевой статической устойчивостью. Запас путевой статической устойчивости самолета удобно определяется через поло- жения координат центра масс самолета и фокуса T x F x β по углу скольжения относительно размаха крыла. Фокусом по углу скольжения называется точка , расположенная в плоскости симметрии самолета, относительно которой моменты рыс- кания и крена остаются постоянными при малых изменениях угла скольжения (рис. 4.1). Положение фокуса и центра масс самолета выражается в долях размаха.

Следовательно

Следовательно, отвечая на вторую часть вопроса, можнос казать, что автоматическое улучшение не обходимо для того, чтобы без участия пилота воздействовать на внешние возмущения и осуществлять полёт полёт по заданному курсу, не взирая на изменения угла скольжения(более подробное описание из книги Кузнецова страница 115 бумажная версия и глава 4 страница 51 электронной).

2. Дайте характеристику продольной управляемости самолета и обоснуйте необходимость ее автоматического обеспечения.

Наряду с устойчивостью основным свойством, определяющим возможность и безопасность полета самолета, является управляемость. Под управляемостью самолета понимается его способность выполнять в ответ на целенаправленные действия пилота или автоматики любой предусмотренный в процессе эксплуатации маневр в любых допустимых условиях полета, в том числе и при наличии возмущений. Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости можно сделать вывод, что они противоположны друг другу. Устойчивость - способность самолета сохранять исходный режим, а управляемость - изменяв его. Однако, между этими свойствами существует и тесная взаимосвязь. С точки зрения пилота управляемость характеризует “послушность” самолета при повороте вокруг центра масс. Перемещение центра масс в пространстве определяется маневренностью самолета. Как и для устойчивости различают статическую и динамическую управляемость.

Статическая управляемость и балансировка продольного движения. Статическая управляемость продольного движения характеризуется значениями усилий на колонке штурвала и перемещениями колонки штурвала для выполнения маневра в вертикальной плоскости. Усилия и перемещения отсчитываются от определенных балансировочных уси­лий и перемещений, обеспечивающих равновесие моментов, дейст­вующих на самолет относительно поперечной оси О Z . Режимы (поле­та самолета, в которых можно считать действующие на самолет момен­ты уравновешенными, называются балансировочными Условием ста­тической балансировки самолета является равенство нулю результи­рующего момента тангажа M_R .

Влияние эксплуатационных факторов на продольную ба­лансировку и управляемость. Основными эксплуатационными факторами, влияющими на продольную балансировку и управляе­мость самолета, являются изменение центровки, полетной массы, положение механизации крыла, скорость, число М и высота полета.

Рассмотрим влияние центровки. Пусть центровка самолета увеличилась, тогда запас статической устойчивости уменьшится. Для балансировки самолета (см. рис. 3.4) потребуется отклонение руля высоты вниз. При уменьшении центровки и соответствующем увеличении запаса статической устойчивости потребуется баланси­ровочное отклонение руля высоты вверх.

Влияние полетной массы самолета проявляется в том. что при ее изменении меняется потребная подъемная сила. При увеличении полезной массы самолета для обеспечения горизонтального полета

с нормальной перегрузкой ( П_у = ] ) требуется большая подъемная

сила, что при одном и том же значении скорости достигается уве­личением угла атаки, г.е. отклонением руля высоты вверх. Таким образом, балансировочная кривая смещается вниз. Влияние поло­жения механизации крыла также проявляется в изменении подъем­ной силы, смещении фокуса самолета. В результате балансировоч­ная кривая смещается вниз.

Изменение скорости, числа \1 и высоты полета приводит к из-

cj n_v n_v

менению производных о_в и \_в вследствие различного дейст­вия набегающего потока воздуха. В результате для создания одной и той же перегрузки пилот должен прикладывать к колонке штур­вала различные усилия и создавать различные перемещения на различных режимах полета. Характеристики продольной управляе­мости оказываются переменными.

Перечисленные факторы существенно затрудняют пилотирова­ние самолета, увеличивают загруженность экипажа, в предельных проявлениях сказываются на безопасности полетов. Поэтому обес­печение балансировки и заданных показателей продольной управ­ляемости в течение всего полета возлагается на автоматические средства балансировки и улучшения продольной управляемости. Решается эта задача автоматическим отклонением стабилизатора и руля высоты в функции угловой скорости тангажа, нормальной перегрузки, скорости, высоты, числа М полета, отклонения колонки штурвала, а также путем изменения коэффициента штурвала в функции тех же параметров.

(Кузнецов стр. 33, 43)

3. Определите пилотажную задачу и обоснуйте необходимость ее автоматического решения.

. (Кузнецов – Автоматическое управление полетом самолета, введение)

Необходимость автоматизации управления полета самолетов первоначально была обусловлена их недостаточной устойчивостью и управляемостью. Полет на таких самолетах требовал высокой техники пилотирования. Использование автоматических средств стабилизации самолета по крену и тангажу облегчало труд пилота и делало полет менее опасным. По мере увеличения продолжительности и дальности, полетов возникла потребность разгрузить экипаж от утомительных и однообразных функций стабилизации самолета не только по крену и тангажу, но и по курсу.

4. Охарактеризуйте этап захода на посадку и роль автоматических средств в обеспечении управления самолетом на этом этапе.

(В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов, “Автоматическое управлением полетом самолетов”, стр.362)

Схема захода на посадку обеспечивает безопасность, разведение прибывающих и вылетающих воздушных судов, помогает соблюдать эшелонирование. Существует несколько типов захода, для каждого аэродрома публикуются определённые схемы. Выбор той или иной схемы обусловлен географическим расположением аэродрома и наличием на аэродроме того или иного радионавигационного оборудования.

Есть такое понятие как метеоминимум посадки – это минимальное допустимые значения высоты нижней границы облаков и наклонной дальности видимости , при которых обеспечивается возможность безопасной посадки. В соответствии с этим понятием можно выделить два этапа захода на посадку. Первый происходит в условиях отсутствия видимости земли и наземных ориентиров. Этот этап предусматривает директорное (по приборам) или автоматическое управление полетом с-та. Второй этап проходит в условиях наличия видимости земли и возможности визуальной привязки к наземным ориентирам. Этот этап осуществляется в режимах автоматического , директорного или ручного управления

5. Охарактеризуйте этап посадки и роль автоматических средств в обеспечении управления самолетом на этом этапе.

Посадкой самолёта называется заключительный этап полёта, начинающийся от начала этапа посадки (для полётов по правилам полётов по приборам (ППП) - это момент входа самолёта в глиссаду, для визуальных правил полётов (ПВП) - точки на последней прямой) и заканчивающийся в момент остановки самолёта на посадочной полосе или в момент её освобождения.

Посадка состоит из двух участков: снижения по глиссаде (или по посадочной прямой при полётах по ПВП) и собственно посадки, начинающейся с высоты 50 футов (15 м), на которой начинается выравнивание самолёта, касание посадочной полосы и пробега по ней до момента полной остановки самолёта.

Возможны два способа реализации траектории выравнивания: по жесткой программе, когда траектория формируется по отношению к ВПП с помощью специальных наземных средств (по аналогии с глиссадой), и по гибкой корректируемой программе, когда траектория формируется бортовыми средствами и жестко с ВПП не связана.

В первом способе бортовые средства должны измерять отклонение реальной траектории полета от заданной по жесткой программе наземными средствами. Создание таких наземных и бортовых средств – сложная задача. В то же время при отклонении самолета от траектории выравнивания под действием внешних возмущений устранить это отклонение практически невозможно, так как время переходного процесса стабилизации самолета на заданной траектории соизмеримо с временем выравнивания. Поэтому в современных системах посадки самолетов чаще применяется второй способ реализации траектории выравнивания.

При наличии информации о текущем положении самолета относительно некоторой точки на ВПП (высоты полета и дальности до данной точки) может быть осуществлено автоматическое управление посадкой самолета с выводом в заданную точку приземления. Принцип такого управления состоит в следующем. Если в процессе полета произошло отклонение от первоначальной траектории выравнивания, дальнейшее снижение самолета

происходит по новой траектории выравнивания.

Таким образом, задача автоматического управления выравниванием включает в себя выбор способа формирования оптимальной траектории движения самолета, которая при отсутствии внешних возмущений и расчетных начальных условиях обеспечивает приведение самолета в заданную точку касания ВПП. Кроме того, необходимо осуществить выбор средств, обеспечивающих движение самолета по траектории, близкой к расчетной при разбросе начальных условий и действии внешних возмущений.

(Подробнее см. уч. Воробьев, Кузнецов, АУПС)

6. Как и какими системами ПНО осуществляется автоматическое демпфирование колебаний самолета и устраняются перегрузки?

Ссылка: Учебник Кузнецова, Глава 6, стр 175-203.

7. Как и какими системами осуществляется автоматическое улучшение продольной управляемости и обеспечение постоянства усилий и перемещений ко­лонки штурвала по режимам?

Страница 211 учебник Кузнецова

Устройство и работа. Демпферы тангажа и автоматы продольной

устойчивости обладают одним общим недостатком: снижают эффектив-

ность продольного управления самолетом от колонки штурвала. Если

к тому же самолет обладает неудовлетворительными характеристиками

продольной управляемости, пилоту приходится компенсировать снижение

эффективности продольного управления дополнительным отклонением

колонки штурвала и руля высоты. Автоматы продольного управления

служат для освобождения пилота от решения этой задачи.

Автоматы продольного управления (АПУ)-средства автоматического

управления, обеспечивающие улучшение продольной управляемости са-

молета на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля

высоты при воздействии пилота на колонку штурвала.

Влияние автоматов продольного управления на характеристики управляе-

мости самолета. Автоматы демпфирования и устойчивости обладают од-

ним общим недостатком -снижают эффективность ручного управления

самолетом, увеличивая градиенты перемещений (х^)дт и усилий (РЦ')ДТ на

колонке штурвала

8. Как осуществляется автоматическая стабилизация и управление углом тангажа? Каков принцип действия автопилотов угла тангажа?

(учебник Кузнецова, тема 9.1. или лекция от 19.11.2015)

Самолет, как объект управления, недостаточно устойчив в продольном короткопериодическом движении, под действием внешних возмущений, он отклоняется от опорного значения угла тангажа, пилот, наблюдая по указателям авиагоризонта за изменениями угла тангажа, вынужден воздействовать на колонку штурвала и отклонять рули высоты так, чтобы вернуть самолет к опорному значению угла тангажа или изменить тангаж нужным образом. Автоматика служит для облегчения этой задачи.

Автопилот угла тангажа ( ) – это средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление угла тангажа, путем автоматического отклонения рулей высоты при возникновении отклонения текущего значения угла тангажа от заданного значения.

Закон управления :

Передаточный коэффициент по углу тангажа - показывает, на какой угол должны отклониться рули высоты при изменении угла тангажа на .

=

Схема работает в трех режимах:

-Согласование

-Стабилизация угла тангажа

-Управление угла тангажа

8. Как осуществляется автоматическая стабилизация и управление углом крена? Каков принцип действия автопилотов угла крена?

Автопилот угла тангажа.

Средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление углом тангажа путем автоматического отклонения рулей высоты при возникновении отклонения текущего значения угла тангажа от заданного значения.

Закон управления автопилота угла тангажа:

- передаточный коэффициент по углу тангажа, который показывает на какой угол должны отклонится РВ при изменения угла тангажа на 1 град.

- передаточный коэффициент по угловой скорости тангажа, который показывает на какой угол должны отклонится РВ при изменении угловой скорости тангажа на 1 град/с.

(Подробнее в учебнике Кузнецова на стр. 268.)

10. Как осуществляется автоматическое управление и стабилизация высоты полета? Каков принцип действия САУ?

Ответ. САУн. В учебнике «Автоматическое управление полетом самолетов» В.Г.Воробьев, С.В.Кузнецов. страницы 321-324.Есть в лекциях!

Принцип действия САУвысотой. Самолет как объект управления недостаточно устойчив в продольном траекторном движении на высоте. Под действием внешних возмущений он отклоняется от опорного значения высоты(высоты эшелона) и не способен самостоятельно к нему вернуться.

Пилот, наблюдая по указателю высотомера воздействует на колонку штурвала и отклоняет РВ так, чтобы изменением угла тангажа компенсировать отклонение по высоте. Для облегчения решения этой задачи служит автоматика.

САУ высотой(САУн)-это средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление продольным траекторным движением самолета на маршруте и во время предпосадочного маневра путем автоматического отклонения РВ и изменения угла тангажа при отклонении текущего значения высоты от заданного значения.

Закон управления САУн:

Закон управления:

КВ-корректор высоты. Схема работает в 2-х режимах:

1)Согласование

2)Стабилизация высоты.

В режиме согласование, который включается еще в момент включения автопилотного режима стабилизации угла тангажа, происходит измерение текущего значения барометрической высоты КВ и обнуление его выходного сигнала, пропорционального изменению высоты таким образом, чтобы включение режима стабилизации высоты произошло плавно (безударно), тогда в момент включения режима стабилизации текущее значение высоты становится опорным, которое должно стабилизировать САУ.

В режиме стабилизации высоты различают 4 режима:

11. Как осуществляется автоматическая стабилизация и управление самолетом на линии заданного пути? Каков принцип действия САУ в этом режиме?

Учебник Воробьёв Кузнецов – «Автоматическое управление полётом самолётов» страница 338

Страница - 341

12. Объясните работу системы директорного управления заходом на посадку в боковом и продольном каналах. Каков принцип действия СДУ?

Учебник: Воробьев В.Г., Кузнецов С.В. Автоматическое управление полетом самолетов. Стр. 378-381

Управление продольным траекторным движением самолета при заходе на посадку производится пилотом визуально по наземным ориентирам и показаниям приборов. Наблюдая за изменением углов тангажа и атаки, высоты и вертикальной скорости, пилот воздействует на колонку штурвала и отклоняет рули высоты таким образом, чтобы выдержать предпосадочную траекторию снижения.

8 этапов работы схемы описаны в лекциях

13. Объясните работу автомата тяги.

Автомат тяги (АТ) – средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление скоростью самолета, путем автоматического изменения тяги при отклонении текущего значения скорости от заданного значения.

Назначение

Автомат тяги (АТ) – средство автоматического управления, обеспечивающее стабилизацию и управление продольным движением самолета на этапах захода на посадку и посадки путем изменения тяги двигателей при возникновении рассогласования между значениями текущей и заданной скорости.

Другими словами, скорость перемещения РУД пропорциональна рассогласованию между текущей и заданной скоростью полета. Как видно из закона управления, сервопривод АТ имеет скоростную обратную связь. Исполнительный механизм сервопривода включается по параллельной схеме в прямую систему управления двигателями. Совместное управление тягой со стороны пилота и АТ исключается. При воздействии пилота на РУД, АТ выключается и освобождает механическую проводку управления двигателями. Сервоприводы АТ выполняются, как правило, электромеханическими.

АТ работает в четырех режимах : Согласования, стабилизации, управл. Скоростью и «Уход».

Подробнее: учебник «Автоматич. Упр полетом самолета» со стр. 389, а так же в учебном пособии КАТ (для Ил-86 пособие ч.2 стр. 87)

14. Как устроен демпфер рыскания на самолете Вашей специализации?

Источник: Кузнецов. Учебное пособие ПНК Ил-86 часть 2 (АСУУ-1) ДЛЯ ИЛ-86!!!

Система устойчивости состоит из каналов крена и курса, именуемых демпферами крена и рыскания. Каждый канал состоит из четырех равнозначных подканалов, работающих одновременно и перемещающих общее звено – траверсу. В каждом подканале имеются: датчик угловой скорости, блоки управления и контроля и агрегат управления. При возникновении колебаний вокруг продольной оси самолета датчик угловой скорости, размещенный в БДГ, измеряет угловую скорость колебаний и вырабатывает электрический сигнал, пропорциональный угловой скорости. Этот сигнал поступает в блоки управления вычислителя ВУ-6, где производится его преобразование и усиление и вырабатывается управляющий сигнал, который подается в агрегат управления РА. Выходное звено агрегата перемещает траверсу, связанную проводкой с золотниковым механизмом рулевого привода элеронов. Элероны отклоняются и демпфируют колебания самолета вокруг его продольной оси. Каждый подканал имеет обратную связь, благодаря которой ход выходного звена агрегата управления подканала пропорционален управляющему сигналу и, следовательно, текущему значению угловой скорости колебаний. Это обеспечивает хорошее качество демпфирования. Аналогично работает каждый подканал канала крена. Канал курса работает так же, как канал крена. Отличие состоит в том, что канал курса (демпфер рыскания) реагирует не только на колебания по курсу (вокруг вертикальной оси), но и на колебания по крену (вокруг продольной оси). Чтобы демпфер рыскания не препятствовал выполнению разворотов и виражей, сигнал угловой скорости по курсу проходит через изодром, благодаря чему демпфер рыскания реагирует только на изменение угловой скорости рыскания. При выпуске закрылков на 30 сигнал управления в канале курса увеличивается в четыре раза.

15. Как устроен автомат продольного управления на самолете Вашей специализации?

(Лекции по Кузе и Учебное пособие ПНК часть 2.)

Канал тангажа

Канал тангажа стабилизует положение самолета относительно поперечной оси и управляет продольным движением самолета.

Канал работает в режимах:

• "СТАБИЛИЗАЦИЯ УГЛА ТАНГАЖА";

• "УПРАВЛЕНИЕ ОТ РУЧКИ "СПУСК-ПОДЪЕМ";

• "СТАБИЛИЗАЦИЯ СКОРОСТИ (ЧИСЛА М)";

• "СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ";

• "ЗАХОД";

• "2 КРУГ".

Последние два режима могут быт включены только совместно с системой траекторного управления.

Перед включением канала тангажа осуществляется приведение к нулю управляющего сигнала на входе РМ высоты. Это обеспечивает безударное включение канала независимо от угла тангажа самолета перед включением.

Канал тангажа имеет позиционную, скоростную и изодромную обратные связи. Позиционная обратная связь обеспечивает линейную зависимость между управляющим сигналом и положением руля высоты, скоростная связь - демпфирование колебаний самолета относительно поперечной оси, изодромная устраняет статические ошибки канала при постоянно действующих пикирующем или кабрирующем моментах.

Канал тангажа контролируется блоком контроля. При отказе работающего полукомплекта канала тангажа блок контроля выключает его и одновременно безударно включает резервный полукомплект. При двойном отказе блок контроля полностью выключает канал тангажа, при этом мигают табло "УПРАВЛЯЙ ТАНГАЖОМ" и на ПС горит лампа "ТАНГАЖ ОТКЛ", в телефонах и громкоговорителях прослушивается звуковой сигнал и передается речевая информация: "ОТКАЗАЛ АВТОПИЛОТ! ОТКЛЮЧИ!".

Кроне того, блок контроля отключает канал тангажа, если:

отклонение вертикальной перегрузки от 1 составляет ±0,35 при полете по маршруту и ±0,27 в режиме "ЗАХОД" на высоте 150 м и ниже;

угол тангажа на кабрирование равен 15±2° и на пикирование 7±1°;

отказали две ИКВ;

отказала система автоматического триммирования руля высоты;

угловая скорость тангажа превышает 2 град/с при работе на всех режимах, кроме режимов "УПРАВЛЕНИЕ ОТ РУЧКИ "СПУСК-ПОДЪЕМ" и "ЗАХОД";

не поступает сигнал текущего угла тангажа при работе в режиме "ЗАХОД";

отказали два блока ухода на второй круг при работе в режиме "УХОД НА 2 КРУГ";

отключилось питание канала постоянным или переменным током.

16. Как устроен автопилот на самолете Вашей специализации?

Файл: Tu-154M_ABSU_ch1 начиная с 33 страницы

17. Как работает САУ в режиме стабилизации высоты на самолете Вашей специализации?

(Учебник: Пилотажно-Навигационный комплекс самолета ИЛ-86. Часть 2. С.В. Кузнецов)

Режим используется при выполнении горизонтального полета, а также во время захода на посадку до «захвата» глиссады. Канал тангажа в режиме «стабилизация высоты» работает так же, как в режиме «стабилизация скорости (числа М)». На вход АУ подается сигнал, пропорциональный отклонению от заданной высоты 𝛥Н, который вырабатывается в ИКВСП. При отклонении РВ самолет, изменив угол тангажа, восстанавливает заданную высоту, а затем и угол тангажа. Если условия, влияющие на изменение высоты, действуют постоянно, то благодаря изодромной обратной связи высоты полета восстанавливается без статической ошибки, причем угол тангажа при этом может измениться.

При переключении полукомплектов, автоматическом и ручном, режим сохраняется.

18. Как работает САУ в режиме полета по сигналам НВ на самолете Вашей специализация?

Учебник: Учебное пособие ПНК Ил-86. Часть 2. Относится к теме Системе Траекторного управления. Страницы 72-86. Краткий ответ на странице 81.

Режим «НАВИГАЦИЯ»

Режим может быть включен, если исправна ЦВМ. Для включения режима следует установить переключатель режимов в положение «НАВИГ» и нажать кнопку «ГОРИЗ»

При этом на ПНП стрелка «ЗПУ», счетчик «ЗПУ» и индекс «ЗК» индицируют ЗПУ, вычисленный ЦВМ, планка курса индицирует боковое отклонение от ЛЗП. На пульте режимов горит лампа «ГОРИЗ», на обоих ПУ-2П – табло «ЦВМ», на приборной доске пилотов – табло «УПРАВ НВ»

Для самолетов, оборудованных системой И-11-1:

Режим может быть включен, если исправна ЦВМ или подключенная к САУ система И-11-1. Для включения режима следует установить переключатель «УПРАВЛЕНИЕ САУ» в положение «НВ», «И-11-1(1)» или «И-11-1(2)» (при установке системы И-11-1), переключатель режимов САУ - в положение «НАВИГ» и нажать кнопку «ГОРИЗ». При этом на ПНП стрелка «ЗПУ», счетчик «ЗПУ» и индекс «ЗК» индицируют ЗПУ, вычисленный ЦВМ, планка курса индицирует отклонение от ЛЗП, вычисленное ЦВМ или подключенной с САУ системой И-11-1.

На пульте режимов горит лампа «ГОРИЗ», на обоих ПУ-2П – табло «ЦВМ», на приборной доске пилотов – табло «УПРАВ НВ» или табло «УПРАВЛ от И-11-1».

Самолет под воздействием автопилота разворачивается и выходит на ЛЗП, стрелка «ЗПУ» и индекс «ЗК» на ПНП при этом должны не совпадать с индексом курса на величину угла сноса.

При смене ЛЗП на центральной панели приборной доски загорается табло "СМЕНА ЛЗП», одновременно на ПНП стрелка «ЗПУ», счетчик «ЗПУ» и индекс «ЗК» индицируют ЗПУ новой ЛЗП, планка курса отклоняется и индицирует боковое отклонение от новой ЛЗП. После того как самолет под воздействием канала крена выйдет на новую ЛЗП, табло «СМЕНА ЛЗП» гаснет.

При подходе к КПМ в момент начала разворота на выбранную точку предпосадочного маневра по команде от ЦВМ стрелка «ЗПУ» и счетчик «ЗПУ» индицируют магнитный курс ВПП аэродрома посадки, а индекс «ЗК» - магнитный заданный путевой угол (МЗПУ) текущего участка предпосадочного маневра, планка курса ПНП – расстояние от оси ВПП. Самолет выполняет предпосадочный маневр в соответствии с программой; во время разворота загорается, а затем гаснет табло «СМЕНА ЛЗП». В точке начала четвертого разворота по команде от ЦВМ отключается режим «НАВИГАЦИЯ», и включается режим «ЗАХОД».

19. Как устроена СТУ на самолете Вашей специализации?

На Ил-86 устроена следующим образом:

1xБСДТ(блок связи с датчиками траектории, 3 блока);

1xБСДП(блок связи с директорными приборами, 2 блока);

1xБК(блок коррекции);

1хБРК-000-01(блока разовых команд);

2хБПО(блок предельных отклонений);

1хБР-23-02(блок реле);

1хМР-23(основание);

2хБУ-04-03(блоки ухода);

1хМР-24-02(рама);

2х2КНР(кнопка “2 круг”).

РЭ 22.40.00

20. Как устроен АТ на самолете Вашей специализации?

АТ обеспечивает:

- стабилизацию заданной приборной скорости или числа М путем регулирования тяги двигателей в полете;

- управление приборной скоростью путем изменения тяги двигателей;

- управление тягой двигателей при автоматическом уходе на 2-ой круг;

- контроль за работой блоков АТ, переключение с отказавшего на исправный полукомплект или полное отключение АТ при его отказе.

АТ представляет собой двухканальную систему и состоит из полукомплектов 1 и 2. Полукомплекты дублируют друг друга (работает только один, другой находится в «горячем» резерве и готов к немедленному включению). Блоки, входящие в комплект в одном экземпляре, сдвоенные, они обеспечивают работу обоих полукомплектов.

Состав АТ:

• ДГУ – датчик горизонтальных ускорения (2шт). Вырабатывает электрические сигналы, пропорциональные проекции ускорения самолета на его продольную ось.

• ВАУТ – вычислитель АТ (2шт). Формирует командные сигналы при отклонении скорости (числа М) от заданного значения. Контролирует работу блоков АТ и производит переключение с отказавшего полукомплекта на исправный или полное отключение АТ.

• БМУ – блок магнитных усилителей (1шт). Усиливает и преобразует сигналы, поступившие от ВАУТ, и подает их ИМАТ.

• ИМАТ-2-12-4А – исполнительный механизм АТ (1шт). Перемещает РУДы со скоростью, пропорциональной сигналам, поступившим от БМУ.

• БР-24-01 – блок реле (1шт). Производит коммутацию цепей и сигналов АТ.