Automatisches Kontrollsystem SAU 1t 2b. Allgemeine Informationen zu Luftsignalanlagen. Der Kanal arbeitet in Modi

Neben Instrumenten und Sensoren, die Höhen- und Geschwindigkeitsparameter bestimmen, werden in Flugzeugen Luftsignalsysteme (SHS) eingesetzt, die auch Geschwindigkeits- und Höhenregler genannt werden. Sie sind für die komplexe Messung dieser Parameter und deren zentrale Versorgung verschiedener Verbraucher konzipiert. Zu diesen Parametern gehören: Zahl M, wahre Fluggeschwindigkeit V, Anzeigegeschwindigkeit V und relative barometrische Höhe N rel, absolute barometrische Höhe h, Außentemperatur T, Abweichungen , ∆Н, ∆V die Zahlen M, Höhe H, Geschwindigkeit V und von den eingestellten Werten.

In Abb. 2.1 zeigt ein Diagramm der Verwendung von SHS im Aufzugskanal im automatischen Steuerungssystem SAU-1T. Im Nickwinkelstabilisierungsmodus υ in den Servoantrieb des Aufzugs SPRV Gleichzeitig mit den Signalen U υ und U z proportional zur Abweichung von Nickwinkel und Winkelgeschwindigkeit z relativ zur Querachse des Flugzeugs ist das Signal gegeben Uv, proportional zur Geschwindigkeit V ich. Signal U v bei Überschreiten der zulässigen Drehzahl wird sie über die Diodenschaltung der Totzone und den Verstärker dem Eingang des SPRV-Antriebs zugeführt. Der Antrieb lenkt das Höhenruder aus, um das Flugzeug anzuheben, und seine Geschwindigkeit nimmt ab,

In den Modi der Stabilisierung der M-Zahl, Geschwindigkeit V und oder Flughöhensignale U ∆М, U ∆Н, U ∆ V proportional zu den Abweichungen dieser Parameter von den angegebenen Werten. Signal U ∆М ausgegeben von der elektrischen Nummernkorrektureinheit m BKME, Signale U ∆Н und U ∆ V- Korrektor-Einsteller der Instrumentengeschwindigkeit (KZSP) bzw. Korrektor-Sollwert der Höhe (KZV).

Strukturdiagramme mögliche analoge Systeme von Luftsignalen sind in Abb. 2.2. Eine Besonderheit der SHS-Systeme ist, dass die automatische Lösung der berechneten Abhängigkeiten in einem von den Zeigern getrennten Rechner erfolgt. Letztere gibt elektrische Signale proportional zu den ermittelten Parametern an die bordeigenen Verbraucher und Anzeigen ab. Bei SHS-Systemen, die nach dem Strukturdiagramm (Abb. 2.2, c) aufgebaut sind, erfolgt die Lösung der berechneten Abhängigkeiten in Rechnern, strukturell mit Zeigern kombiniert. Signale werden durch Zeiger ausgegeben.

Elektrische Signale, die den Rechnern proportional zu zugeführt werden R und r din, ausgegeben von Drucksensoreinheiten DB, getrennt oder in Kombination mit einem Rechenwerk isoliert und ein der Temperatur proportionales elektrisches Signal T ausgegeben vom Temperaturempfänger T. T. Bei Bedarf können die Druckwerte manuell in die Rechner eingegeben werden p 0 und Temperatur T etwa an der Erdoberfläche, Druck p s ein bestimmtes Niveau.

Reis. 2.1. Schema der Verwendung von SHS im SAU-1T-System

Potentiometrische Spannungswandlereinheit BPnP (Abb. 2.2, B) wurde entwickelt, um Spannungssignale in Signale in Form von relativen Widerständen umzuwandeln. Das Diagramm in Abb. 2.2, a, entspricht dem unter dem Namen des zentralen Geschwindigkeits- und Höhentyps TsSV verwendeten Luftsignalsystem, dem in Abb. 2.2, b, entspricht dem System der Luftsignale vom Typ SVS-PN und dem Diagramm in Abb. 2.2, v,- Luftsignalanlage Typ SVS.

Reis. 2.2. Blockschaltbilder möglicher analoger Luftsignalsysteme

SHS-Systeme, gebaut nach den in Abb. 2.2 gezeigten Schemata, ein und v, Drucksignale erzeugen R und r din auf einer linearen Skala, d. h. UCHE haben lineare Eigenschaften in Bezug auf die gemessenen Drücke. Alle Operationen im Zusammenhang mit der Lösung der Designabhängigkeiten werden auf selbstabgleichenden Brückenschaltungen durchgeführt, die lineare und funktionale Potentiometer sowie Elemente von Nachführsystemen umfassen.

SHS-Systeme, die nach dem in Abb. 2.2, B, Drucksignale auf einer logarithmischen Skala erzeugen, d. h. UCHE haben Eigenschaften für gemessene Drücke, die gemäß einem logarithmischen Gesetz variieren. Dies erleichtert die Durchführung funktionaler Transformationen im System. In solchen SHS-Systemen wird ein kontaktloser Analogrechner verwendet, der auf der Verwendung von diodenfunktionalen Spannungswandlern basiert. Selbstabgleichende potentiometrische Brücken werden nur in Zeigern und Netzteilen verwendet.

THEMA 3 "AUTOMATISCHES STEUERSYSTEM ACS 1T-2B"

EINLEITUNG

Bei manuelle Kontrolle ein Flugzeug-"Steuerungssystem" ist ein Pilot, der Informationen von Flug- und Navigationsinstrumenten und visuelle Orientierung verwendet. Mehrkanalsteuerung, die Notwendigkeit einer logischen Verarbeitung von Informationen aus einer Reihe von Geräten und Alarmen, Arbeitsbelastung mit anderen Verantwortlichkeiten, begrenzte Reaktionsgeschwindigkeit und geringer Informationsdurchsatz einer Person bestimmen eine erhebliche Diskretion und begrenzte Genauigkeit der manuellen Steuerung. Es besteht jedoch eine hohe Zuverlässigkeit, die Fähigkeit, sich an aufkommende Situationen anzupassen und zu analysieren.

Bei halbautomatische (Direktor-)Verwaltung die Verarbeitung von Informationen von verschiedenen Sensoren erfolgt in einem Computergerät. Der Pilot erhält sozusagen vorgefertigte Informationen - in Form von Abweichungen der Pfeile des Befehlsgeräts (Direktors). Eine normale Flugzeugsteuerung ist gewährleistet, wenn der Pilot die Steuerelemente proportional zur Auslenkung der Kommandopfeile auslenkt. Die Pilotiertechnik wird stark vereinfacht. Darüber hinaus sind bei der halbautomatischen Steuerung die Steuerkanäle und in der Regel die Gesetze zur Bildung von Steuersignalen (Befehlssignalen) die gleichen wie bei automatischen Systemen.

Bei automatische Kontrolle Nach der Verstärkung werden die Steuersignale an die Ruderanlagen gesendet, deren Auslenkung bewirkt, dass sich die Steuerflächen bewegen und das Flugzeug in einen bestimmten Flugmodus versetzt wird. Der Pilot steuert die Einhaltung der vorgegebenen Flugbahn durch die Befehlspfeile der Regiegeräte.

Wenn das ACS ordnungsgemäß funktioniert, sollten die Befehlspfeile und die Balken der Position der Regiegeräte im eingeschwungenen Zustand nahe Null sein. Eine signifikante langfristige Abweichung des Befehlspfeils weist in der Regel auf eine Fehlfunktion des ausführenden oder Informationsteils des Steuerungssystems hin. In diesem Fall kann auf Regie- oder Handsteuerung umgeschaltet werden. Die Schleifen der Hand- und Regiesteuerung im ACS sind der automatischen Schleife vorbehalten.

Der einfache Übergang von automatischer Steuerung zu halbautomatischer und manueller Steuerung und umgekehrt ist eine der wichtigsten Anforderungen an ein Steuerungssystem.

Das automatische Steuerungssystem sorgt für eine Redundanz der automatischen Steuerungskanäle, die eine normale Funktion und Betriebsfähigkeit im Falle eines Ausfalls eines der Kanäle gewährleistet. Die Erkennung eines ausgefallenen Kanals und dessen Ersatz durch einen im Flug funktionsfähigen Kanal erfolgt durch kontinuierliche Selbstüberwachung automatisch.

FRAGE "ZWECK UND SET VON ACS"

SAU-1T-2B bietet:

Automatisches und direktes Steuern des Flugzeugs entlang einer bestimmten Route im Höhenbereich von 400 m bis zur maximalen Flughöhe in den Modi Steigflug, Horizontalflug und Sinkflug;

Ausführung besonderer Aufgaben (Landung, Fliegen in Kampfformationen);

Automatische und direktionale Konstruktion des Vorlandemanövers;

Automatischer und direkter Anflug für Landungen bis zu einer Höhe von 60 m.

SAU-1T-2B hat zwei Halbsätze: Haupt- und Backup (Reserve). Die Steuerung erfolgt über einen (Haupt-)Kanal, der zweite (Backup) befindet sich im "heißen" Standby und wird bei Ausfall des ersten automatisch oder manuell eingeschaltet. In diesem Fall erfolgt der Austausch stoßfrei unter Beibehaltung des Flugmanövers.

Jedes der Halbsets enthält:

Autopilot-AP;

Automatic Throttle AT (funktioniert in Verbindung mit dem Pitch-Kanal des Autopiloten);

Automatische Stabilisator-Neuanordnung APS (funktioniert in Verbindung mit dem Autopilot-Pitch-Kanal);

Roll- und Gierdämpfer (wird verwendet, wenn die Kurs- und Rollkanäle des Autopiloten ausgeschaltet sind).

Die Steuerung des Systems erfolgt über das Bedienfeld im zentralen Kontrollraum.

2 FRAGE "AUTOPILOT"

Der ACS-Autopilot, der auf Querruder, Seitenruder und Höhenruder wirkt, bietet:

1) Stabilisierung der Winkelposition des Flugzeugs entlang des Kurses, Roll- und Nickbewegungen;

2) Stabilisierung der voreingestellten Werte der Höhe H, der Zahl M und der angezeigten Geschwindigkeit V PR im Flug entlang der Route;

3) koordinierte Kurven, Aufstieg und Abfahrt;

4) automatische und direktionale Steuerung des Flugzeugs im Flug entlang der vom UVK festgelegten Flugbahn in der horizontalen Ebene;

5) automatische und Richtungssteuerung des Flugzeugs bei der Durchführung des Manövers "Korobochka" sowie beim Landeanflug bis zu einer Höhe von 60 m durch Signale von Kursgleitfeuern;

6) automatische Begrenzung der angezeigten Geschwindigkeit.

Der Autopilot generiert und gibt die folgenden Parameter an die Getriebe- und NPP-Anzeigegeräte aus:

Die aktuellen Roll-, Nick- und Kurswinkel (Spurwinkel) des Flugzeugs;

Die Abweichung des Luftfahrzeugs vom vorgegebenen Kurs während des Fluges entlang der Route und von den Gleichsignalzonen der Kursgleitbaken während des Landeanflugs;

Befehlssignale für die Flugzeugsteuerung während des Landeanflugs, der Ausführung des Korobochka-Manövers und des Streckenflugs;

Driftwinkel;

Steuerrichtungswinkel von fahrenden Radiosendern;

Gleitwinkel.

Die Betätigungselemente des Autopiloten, die die Ruder auslenken und in einer bestimmten Position halten sollen, sind Rudergetriebe (RM). Der Autopilot besteht aus vier PMs: 1 - Querruder, 1 - LV und 2 - PB.

Jeder RM verfügt über eine Overdrive-Kupplung, die es dem Piloten ermöglicht, über die Bedienelemente in den Autopiloten einzugreifen. Überlastkupplungen werden ausgelöst, wenn Kräfte aufgebracht werden:

An Spoilerquerrudern (Lenkrad) 32 ± 5 kg;

Aufzug (Säule) 41 ± 8 kg;

Am Ruder (Pedal) 66 ± 13 kg.

Der Autopilot überwacht automatisch den Betrieb des Systems in allen Flugmodi und schaltet bei Ausfall des Hauptkanals automatisch den Hauptkanal auf einen redundanten um, schaltet bei Doppelausfall des Autopiloten beide Kanäle ab.

3 FRAGE "AUTOMATISCHE TRAKTION"

AT ist vorgesehen die angezeigte Fluggeschwindigkeit V PR mit einer Genauigkeit von 2,5% (in einer ungestörten Atmosphäre) zu stabilisieren, indem der Schub der Triebwerke während des Fluges entlang der Route und während des Sinkflugs vor der Landung mit automatischer und halbautomatischer Steuerung angepasst wird.

AT ist Zweikanalsystem. AT-Kanäle duplizieren sich gegenseitig. Wenn ein Kanal in Betrieb ist, befindet sich der zweite im Hot-Standby und verbindet sich automatisch mit der Arbeit, wenn der erste ausfällt.

AT kann eingeschaltet werden Vorausgesetzt, der Gashebel ist entriegelt und der Korrektor der Solldrehzahl KZSP ist betriebsbereit. Der in die Operation einbezogene AT durch Regulierung des Schubs der Triebwerke stabilisiert die V PR, die das Flugzeug zum Zeitpunkt der AT-Aktivierung hatte. Wenn V geändert wird, lenkt der PR AT den Gashebel in die gewünschte Richtung. In diesem Fall wird die Änderung des Nickwinkels durch den Nickkanal des Autopiloten kompensiert.

Bei Bedarf kann der AT von der Besatzung mit einer Kraft von 5,6 kgf · m überwältigt werden.

4 FRAGE "AUTOMATISCHER STABILISATOR ENTFERNEN"

APS bietet:

Automatische Neuanordnung des Stabilisators bei Änderung des Längsausgleichs des Flugzeugs (Produktion eines Teils des Treibstoffs, Änderung der Beladung und andere Gründe), wodurch das Höhenruder um einen Winkel > 1,5° abweicht, bei Rollwinkeln kleiner als 10° mit a Zeitverzögerung von 2 s;

Automatische Neuanordnung des Stabilisators, um aus der Gleichgewichtsposition zu tauchen, wenn Fallschirmausrüstung und Ladung durchgeführt werden;

Automatische Steuerung des APS-Betriebs;

Alarm beim Ein- und Ausschalten des APS.

APS ist Zweikanalsystem. Die Kanäle sind identisch und duplizieren einander.

Aktivieren des APS manuell über die APS OSN-Taste ausgeführt. (APS DUBL.) Auf der Trägerrakete des ACS unter der Bedingung, dass das RV um einen Winkel aus der neutralen Position ausgelenkt wird< 1,5° и что предварительно включен канал тангажа автопилота. АПС включается автоматически при тех же условиях во время открытия в полете грузолюка.

Linke oder rechte Piloten können, abhängig von der Position des STABILIZER CONTROL-Schalters auf der CPU, den Stabilisator manuell steuern, unabhängig davon, ob das APS eingeschaltet ist oder nicht.

APS schaltet sich aus manuell mit der Taste APS OFF oder OFF ACS. Automatisch wird das APS bei Störungen, sowie beim automatischen oder manuellen Ausschalten des Pitch-Kanals abgeschaltet.

5 FRAGE "KOMMUNIKATION VON ACS MIT ON-BOARD-SYSTEMEN"

ACS arbeitet in Verbindung mit Bordsystemen und Sensoren:

Zentrale Kreiselvertikale TsGV-10P (links und rechts) geben dem ACS (Haupt- und Duplikat) elektrische Signale proportional zu den aktuellen Rollwinkeln γ und Nick υ des Flugzeugs aus. Das ACS erhält von der BSG-2P-Einheit Informationen über Betriebsbereitschaft und Ausfälle von drei vertikalen Kreiseln.

Steuerrechnerkomplex KP1-76 (UVK) gibt elektrische Signale aus:

1) eine gegebene Rolle γ З;

2) seitliche Abweichung Z von der angegebenen Flugbahn am Kontrollpunkt;

3) der während des Fluges in der Betriebsart "Beliebige Richtung" verwendete vorgegebene Spurwinkel der ZPU;

4) DC + 27V-Signale:

- "Kursstabilisierung", einschließlich der Art der Stabilisierung der Kurs-, Roll- und Nickwinkel des Flugzeugs;

- "Entering the runway", wodurch das ACS in den Anflugmodus wechselt;

- "Kürzeste Entfernung", einschließlich des Modus "Beliebige Richtung";

- "Arbeiten" beim Einschalten des UVK.

Präzises Kurssystem TKS-P erzeugt Signale proportional zum aktuellen orthodromischen oder gyromagnetischen Kurs des Flugzeugs zur Anzeige des NWP und zur Steuerung des Flugzeugs entlang des Kurses.

Funktechnikkomplex Kurzstrecken-Navigations- und Landegeräte RSBN-7S und KURS-MP-2 geben Signale aus:

1) Abweichungen von Gleichsignalzonen der Richt- und Gleitpfad-Bodenfunkbaken der Kathet-, ILS- und SP-50-Systeme während des Landeanflugs;

2) Abweichungen von LZP beim Fliegen auf VOR-Baken;

3) die Betriebsbereitschaft des RTS, wenn das Flugzeug in den Abdeckungsbereich von Bodenfunkfeuern eintritt.

Doppler-Bodengeschwindigkeits- und Driftwinkelmesser DISS-013 erzeugt ein Signal proportional zum Driftwinkel des US-Flugzeugs.

Automatische Funkkompasse ARK-15M und ARK-U2 liefern Signale, die proportional zu den Kurswinkeln der fahrenden Radiosender sind.

Luftsignalsystem CBC1-72 gibt ein Bereitschaftssignal und ein Abweichungssignal vom eingestellten Wert der Zahl M aus.

Geschwindigkeits- und HöhenkorrektorenКЗСП und КЗВ geben dem ACS Signale der Abweichung von den angegebenen Werten der angezeigten Geschwindigkeit und relativen Höhe.

Automatische Anstellwinkel und Überlastungen AUASP-18KR gibt ein Signal des kritischen Anstellwinkels aus, um das ACS auszuschalten.

Funkhöhenmesser RV-5 gibt ein Signal über die wahre Flughöhe.

Inertialsystem I-11 misst die seitliche Abweichung z und die Geschwindigkeit der seitlichen Abweichung ż von einer gegebenen Trajektorie.

6 FRAGE "GRUNDLEGENDE SPEZIFIKATIONEN SPG"

1) Genauigkeit der Stabilisierung der von den Autopilot-Steuerknüppeln eingestellten Winkel in allen Flugmodi:

Rollen ± 1,0 °;

Steigung ± 0,5 °;

Kurs ± 0,5 °;

2) Der Änderungsbereich der Winkelposition des Flugzeugs von den Autopilot-Steuerknüppeln:

Rollen ± 30 °;

Steigungswinkel bei 20° Steigung;

Steigungswinkel beim Tauchen 10 °;

3) Fluggenauigkeit im stationären Zustand, außer bei starken Turbulenzen, mit automatischer Steuerung:

Höhe beim Fliegen entlang der Strecke ± 30 m;

Höhe bei Vorlandungsmanövern ± 20 m;

Durch die Zahl M ± 0,005;

Entsprechend der angegebenen Geschwindigkeit ± 10 km / h;

4) Betriebsbeschränkungen:

Einschalthöhe > 400 m;

Landearbeitshöhe > 60 m;

APS-Nutzungsgeschwindigkeit< 500 км/ч;

Die Bedingungen für den Einsatz des AT 4-Motors sind in gutem Zustand,

N STOCK< 7000 м,

Mechanisierung entfernt,

die Haustüren sind geschlossen.

7 FRAGE "ACS-BEDIENFELD"

PU ACS befindet sich auf dem zentralen U-Boot und wurde entwickelt, um den Autopiloten, die automatische Drosselung und die automatische Stabilisatorumordnung zu steuern. Um alle unter Strom stehenden Elemente des Autopiloten einzuschalten, außer zum Anschließen der Rudergeräte, verwenden Sie einen Schalter unter der ON.AP-Kappe. Tastenlampe ON AP wurde entwickelt, um die Lenkgetriebe aller drei Autopilot-Kanäle einzuschalten. In diesem Fall arbeiten die Roll- und Nickkanäle im Kurs- und Nickstabilisierungsmodus.

ACS-Bedienfeld

Das separate Einschalten (Aus) des Haupt- und Backup-Kanals des Autopiloten erfolgt durch Drücken der grünen (roten) Tasten-Lampen KURS, CREN, TANGAZH. Eine schnelle Deaktivierung des Autopiloten erfolgt über die SAU OFF-Taste an den Bedienelementen des Piloten.

Die Aktivierung eines der Stabilisierungsmodi (HEIGHT, MAX, SPEED) erfolgt durch Drücken der entsprechenden STABILIZER-Tasten. Der Modus wird durch Drücken des LOWER-LIFT-Griffs ausgeschaltet.

Unten am Bedienfeld befindet sich ein Schalter für die ACS-Betriebsmodi, die auf die Positionen WEG, KURS, NAVIG eingestellt werden können. Dadurch werden die entsprechenden Hauptautopilot-Modi aktiviert.

Der APPROACH-Modus ist aktiviert, um das BOX-Manöver und den Approach durchzuführen. Der COURSE-Modus dient zur Winkelstabilisierung des Flugzeugs und zur Durchführung verschiedener Manöver. Der NAVIGATION-Modus wird während des Fluges entlang der vom UVK vorgegebenen Route angewendet.

8 FRAGE "SPG-BETRIEBSMODI"

Die seitliche Bewegungssteuerung, die Stabilisierung der Flugzeugposition relativ zur Längs- und Normalachse erfolgt durch den Rollkanal des Autopiloten. Die Längsbewegungssteuerung und die Stabilisierung der Flugzeugwinkelposition werden durch den Pitchkanal des Autopiloten ausgeführt.

Vor dem Einschalten des Rollkanals in der Lateral Movement Control Unit werden die vom TsGV-10P kommenden Rollsignale auf Null reduziert, so dass der AP stoßfrei, ohne scharfe Ruderbewegungen eingeschaltet wird. Nach dem Einschalten des Kanals nimmt der Autopilot das Flugzeug aus der Rolle und stabilisiert den Kurs, mit dem das Flugzeug nach dem Ausrollen fliegt.

Der Rollkanal arbeitet in den folgenden Modi:

- "Wechselkursstabilisierung". Das Flugzeug stellt den voreingestellten Kurs (der Kurs des Flugzeugs vor dem Einschalten des Rollkanals) wieder her und stellt dann den Roll wieder her;

- "Verwaltung". Ermöglicht Ihnen, die seitliche Bewegung des Flugzeugs durch den Autopiloten mit den KURS- und KREN-Knöpfen an der selbstfahrenden Waffe zu steuern. In diesem Fall führt das Flugzeug eine koordinierte Drehung aus, bis die Griffe in ihre ursprüngliche Position zurückkehren.

- "Flug entlang einer bestimmten Flugbahn". Der Autopilot hält durch Änderung der Rollbewegung den Massenschwerpunkt des Flugzeugs auf der vom UVK berechneten Bahn;

- "Kürzeste Entfernung". Ermöglicht es Ihnen, die Ebene von einem bestimmten Punkt zu einem bestimmten Punkt entlang der kürzesten Entfernung (aus einer beliebigen Richtung) zu führen;

- "Kasten". Der Autopilot bietet die automatische Ausführung eines Vorlandungsmanövers - eine Standardbox (links oder rechts), um das Flugzeug in die Zone der vierten Kurve (die Zone des sicheren Empfangs von Signalen von Kursgleitfunkfeuern) zu bringen. Der Modus wird auf Befehl des Navigators nach dem Flug des DPRS nach 90 s bei einer kleinen Box oder nach 150 Sekunden bei einer großen Box eingeschaltet. Gleichzeitig werden Signale von I, II, III und IV entsprechend den Signalen der KUR erzeugt (mit der rechten Box - bei Winkeln 180, 120, 120, 75°, bei der linken Box - bei Winkeln 180, 240, 240, 285°). Der Modus wird zu Beginn der vierten Runde automatisch ausgeschaltet.

- "Sich nähern". Es erfolgt ein Einfahren in die Pistenachse mit anschließendem Sinkflug auf eine Höhe von 60 m entlang der von den Kursgleitfeuern vorgegebenen Trajektorie.

Der Tonhöhenkanal arbeitet in den folgenden Modi:

- "Stabilisierung des Nickwinkels". In diesem Modus stabilisiert der Autopilot den vom Piloten eingestellten Nickwinkel;

- "Verwaltung". Ermöglicht dem Piloten, das Flugzeug mit dem SPUSK-LIFT-Knopf an der selbstfahrenden Waffe in der Neigung zu steuern. In diesem Fall ist die Wirkung des LOWER-LIFT-Griffs auf Winkel von 20º beim Aufstellen und 10º beim Tauchen begrenzt;

- "Stabilisierung der Geschwindigkeit oder M-Nummer". Es wird durch Tasten-Lampen "SPEED" eingeschaltet. oder "MAX" auf der selbstfahrenden Waffe. Wenn die V PR- oder M-Zahl vom eingestellten Wert abweicht, ändert der Autopilot, der RV auslenkt, den Nickwinkel und stellt die V PR- oder M-Zahl wieder her, wonach der vorherige Wert von υ wiederhergestellt wird.

- "Stabilisierung der Höhe". Der Modus wird durch Drücken des STABILIZER eingeschaltet. HÖHE" auf dem PU ACS. In diesem Fall stabilisiert der Autopilot durch Änderung des Nickwinkels die vorgegebene Flughöhe.

- "Sich nähern". Schaltet sich automatisch oder manuell ein. In diesem Fall arbeitet der Autopilot nach dem Einfahren des Flugzeugs in den Landekurs zunächst im Modus „Höhenstabilisierung“. Beim Überqueren der Achse der Äquisignalzone der Gleitpfadbake wird bei ausgefahrenen Klappen die Höhenstabilisierung ausgeschaltet und das Flugzeug geht in den Sinkmodus. In diesem Fall sorgt der Autopilot für eine Stabilisierung des Flugzeugschwerpunkts relativ zu einem gegebenen Gleitpfad.

9 FRAGE "Flugbefehlsgerät (CP)"

Der Checkpoint ist ein kombiniertes Gerät bestehend aus einem Lageanzeiger und einem Fahrtrichtungsanzeiger. Zwei Nachführsysteme berechnen die vom CGV kommenden Roll- und Nickwinkel. Der Rollwinkel wird auf einer festen Rollskala 8 gemessen, wenn sich die Silhouette des Flugzeugs 7 dreht. In der Praxis überschreiten die maximalen Rollwinkel des Flugzeugs 32º nicht, und bei einer Höhe unter 200 m bei der Landung mit eingeschaltetem ACS sind sie keine mehr als 13°. Der Nickwinkel wird auf einem Maßband (Karte) 9 relativ zur Mitte 11 des Rollindikators innerhalb von 0 ÷ 80º gemessen. Die Tonhöhenskala ist über dem Horizont weiß und darunter schwarz eingefärbt. Der Tonhöhenskalenmechanismus hat eine Feder, die bei ausgeschaltetem Strom das Maßband in seine oberste Position bewegt. Auf der Vorderseite des Geräts befindet sich ein Drehknopf, mit dem Sie die Tonhöhenskala innerhalb von ± 12º einstellen können.

Der vertikale Befehlspfeil 1 des Seitenkanals (Rollbefehlspfeil) zeigt die Richtung und den Betrag der Auslenkung des Steuerrads an, um einen reibungslosen Austritt des Flugzeugs auf die Linie des angegebenen Pfads (LZP) beim Fliegen entlang der Route zu gewährleisten, wobei die "Box" ausgeführt wird Manöver, auf die Linie der Äquisignal-Kurszone beim Einfahren in die Landebahnachse durch Signale des Localizer Beacon (KRM). Die Auslenkung des Befehlspfeils wird bei Erreichen eines Winkels von 22° durch einen elektrischen Anschlag begrenzt.

Die 4 seitlichen Abweichungsbalken (Kursbalken) zeigen die seitliche Abweichung des Flugzeugs vom LAP während des Streckenflugs. Der Kreis repräsentiert die Position des Flugzeugs, der bewegliche Balken repräsentiert die Position des LZP. Wenn das Flugzeug genau auf dem LZP fliegt, befinden sich der Befehlspfeil und die seitliche Positionsleiste in der Mitte. Es ist notwendig, sich über den Unterschied zwischen den Anzeigen des Befehlszeigers und der Positionsleiste klar zu werden. Der Befehlspfeil zeigt nicht die Position des Flugzeugs an, diese Information wird von der Positionsleistenanzeige getragen.

Der Befehlspfeil 6 des Längskanals (braun oder gelb) zeigt Richtung und Größe der Auslenkung des Steuerknüppels an, um ein reibungsloses Einpassen des Flugzeugs in das LZP vertikal, in den Gleitpfad (bei der Landung durch Zeitsignale) zu gewährleisten.

Auf der linken Seite des Gerätes befindet sich ein horizontaler Balken 2 der Flugzeughöhenabweichung in der vertikalen Ebene relativ zur gegebenen Flughöhe. Beim Sinkflug und beim Anflug zeigt der Balken die Position der Äquisignalzonenlinie des Gleitpfads relativ zum Flugzeug an. Der Anzeigekreis zeigt die Position des Flugzeugs an. Im unteren Teil des Gerätes befindet sich eine Schiebewinkelanzeige 12. Alle vier Indikatoren (Befehlspfeile und Positionsbalken) sind ratiometrische Instrumente.

Die Abweichung des Seitenkanal-Befehlspfeils ist proportional zur Differenz zwischen dem angegebenen berechneten Wankwinkel und dem aktuellen Wankwinkel. Die Abweichung des Befehlspfeils des Längskanals wird durch die Differenz zwischen vorgegebenem und aktuellem Nickwinkel bestimmt.

Bei der Richtungssteuerung führt der Pilot durch Bewegen des Lenkrads und der Säule die Befehlspfeile in den Mittelpunkt des Kreises 11. Während der automatischen Steuerung und des normalen Betriebs des ACS befinden sich die Befehlspfeile immer innerhalb des mittleren Kreises.

Auf der Vorderseite des Geräts befindet sich links eine Tasterlampe 13 (rot) ARRETER, die zur beschleunigten Fernverriegelung des CGV dient. Sie leuchtet auf, wenn Sie sie drücken und wenn das CHV fehlschlägt. Nach dem Verriegeln und während des normalen Betriebs des CHV erlischt diese Lampe.

Rote Flaggen-Signalgeber T und K 3 und 5 erscheinen auf der Vorderseite des Geräts, wenn die Stromversorgung der Roll- oder Nickkanäle ausgeschaltet wird, wenn diese Kanäle ausfallen, wenn die CGV- oder RTS-Landung fehlschlägt.

Wenn das Flugzeug mit Strom versorgt und der Autopilot ausgeschaltet ist, befindet sich am Kontrollpunkt der Befehlspfeil des Längskanals im unteren Teil der Skala, ohne den Piloten bei der Steuerung der Position des Flugzeugs entlang des künstlichen Horizonts zu stören.

Flugsteuerungsgeräte werden mit Drehstrom U = 36V, f = 400 Hz von RU25 (linkes Getriebe) und RU26 (rechtes Getriebe) über Leistungsschalter TsGV-10 P LINKS, TsGV-10 RECHTS versorgt.

Die Gleichstromversorgung erfolgt von RU23 (linkes Getriebe), RU24 (rechtes Getriebe) über Leistungsschalter TsGV LEV, TsGV PRAV.

10 FRAGE "NAVIGATIONS- UND PILOTATIONSGERÄT (NPP)"

NPP ist der Hauptindikator für die Flugzeugposition in der horizontalen Ebene. Das Gerät bestimmt den orthodromischen oder gyromagnetischen Kurs, einen bestimmten Kurs oder einen bestimmten Kurswinkel, Driftwinkel, orthodromischen oder magnetischen Kurswinkel, Driftwinkel, orthodromischen oder magnetischen Kurswinkel, Kurswinkel einer fahrenden Funkstation, orthodrom oder magnetische Peilung zu a Fahrfunkstation, Abweichung des Flugzeugs von Äquisignallinien entlang des Kurses und des Gleitpfads, wenn sich das Flugzeug in Reichweite der Kursgleitfeuer befindet.

Der orthodrome Kurs und der Spurwinkel werden gemäß dem KKW des Navigators bestimmt. Es gibt keine Anzeige von KUR und Peilung zum Radiosender.

Je nach Stellung des Schalters „OK-MK“ unter dem Instrument auf dem Pilotenpanel zeigt das KKW-Instrument einen orthodromischen oder gyromagnetischen Kurs an. Die Zählung erfolgt auf der internen beweglichen Skala 6 relativ zum oberen festen Index 5. Die Skala ist von 0 bis 360º graduiert, Digitalisierung - nach 30º ist die Teilung 2º. Auf der gleichen Skala wird der eingestellte Kurs mit Hilfe eines breiten Pfeils 3 gesetzt bzw. gemessen. Es ist verboten, den ZK-Griff des gesetzten Kurses bis auf besondere Anweisung zu benutzen. Der voreingestellte Kurs wird mit dem KURS-Knopf auf dem ACS-Bedienfeld eingestellt (der Modusschalter befindet sich in der Position COURSE oder WAY, durch den RZK-Knopf des Navigators oder über den Steuercomputerkomplex).

Im Modus "Anflug" kann der voreingestellte Kurs nur über den KURS-Knopf des Piloten eingestellt werden. In den Modi „Navigation“ und „Kurs“ wird der aktuelle Spurwinkel (orthodrom oder magnetisch) mit einem schmalen Pfeil 2 relativ zur beweglichen Skala gemessen.

Der Driftwinkel und der Kurswinkel des Radiosenders werden relativ zur festen Skala 1 ebenfalls mit Hilfe eines schmalen Pfeils gemessen.

Das US-Signal geht in das KKW ein, wenn sich der Modusschalter am ACS-Bedienfeld in der Position KURS oder NAVIG befindet.

Wenn sich der Schalter in der Position WAY befindet und die ACS-Stromversorgung ausgeschaltet ist, zeigt der schmale Pfeil die CUR relativ zur festen Skala und die Peilung zum Radiosender relativ zur beweglichen Skala an.

Im Flug im "Control"-Modus vom KURS-Griff nach dem Ausarbeiten des eingestellten Kurses sollte der ZK-Pfeil mit dem schmalen Pfeil übereinstimmen, der den Driftwinkel anzeigt. Wenn DISS-013-C2 ausfällt, stimmt der ZK-Pfeil mit dem festen Index im oberen Teil des Geräts überein.

Bei der Ausführung des Modus "Box" stimmt der ZK-Pfeil mit dem stationären Index vor dem Beginn der ersten Kurve überein, bei folgenden Kurven dreht sich der ZK-Pfeil synchron mit der Kursskala des Geräts.

Gemäß den Balken 7 und 8 werden Winkelabweichungen ɛ g ɛ k von den äquivalenten Linien der Gleitpfad- und Lokalisierungsbaken bestimmt. Signale an die magnetoelektrischen Systeme der Streifen kommen von RSBN-7S oder KURS-MP-2.

Auf dem KKW-Gerät befinden sich K- und G-Mischer, die beim Betreten der Zonen des zuverlässigen Empfangs der Signale der Lokalisierungs- und Gleitpfadbaken ausgelöst werden. Dadurch werden die Mixer geschlossen.

Das Navigations- und Fluginstrument wird mit Wechselstrom U≈36 V 400 Hz und Gleichstrom U = 27 V betrieben.

AT-1 (Artillery Tank-1) - nach der Panzerklassifikation Mitte der 1930er Jahre gehörte er zur Klasse der speziell geschaffenen Panzer; nach der modernen Klassifizierung würde er als Panzerabwehrartillerie mit Eigenantrieb betrachtet Aufstellung von 1935. Im nach ihm benannten Werk Nr. 185 begannen die Arbeiten zur Schaffung eines Artillerie-Unterstützungspanzers auf Basis des T-26, der die offizielle Bezeichnung AT-1 erhielt. Kirow im Jahr 1934. Es wurde angenommen, dass der geschaffene Panzer den T-26-4 ersetzen würde, dessen Serienproduktion die sowjetische Industrie nicht etablieren konnte. Der Haupt-AT-1 war die 76,2-mm-PS-3-Kanone, die von P. Syachentov entworfen wurde.

Dieses Artilleriesystem wurde als spezielle Panzerwaffe konzipiert, die mit Panorama- und Zielfernrohr sowie einem Fußabzug ausgestattet war. Die Leistung der PS-3-Kanone war der 76,2-mm-Kanone überlegen. 1927, die auf T-26-4-Panzern installiert wurde. Alle Arbeiten an der Konstruktion des neuen AT-1-Panzers wurden unter der Leitung von P. Syachentov durchgeführt, dem Leiter der Konstruktionsabteilung für das ACS der nach ihm benannten Pilotanlage Nr. 185. Kirow. Im Frühjahr 1935, 2 Prototyp diese Maschine.

Design-Merkmale

ACS AT-1 gehörte zur Klasse der geschlossenen Selbstfahrer. Der Kampfraum befand sich in der Mitte des Fahrzeugs in einer geschützten Panzerjacke. Die Hauptbewaffnung des ACS war die 76,2-mm-PS-3-Kanone, die auf einem drehbaren Wirbel auf einem Stiftsockel montiert war. Zusätzliche Bewaffnung war ein 7,62-mm-DT-Maschinengewehr, das in einer Kugelhalterung rechts neben dem Geschütz installiert war. Zusätzlich konnte der AT-1 mit einem zweiten DT-Maschinengewehr bewaffnet werden, das von der Besatzung zur Selbstverteidigung eingesetzt werden konnte. Für die Installation im Heck und an den Seiten der Panzerjacke gab es spezielle Schießscharten, die mit gepanzerten Deflektoren bedeckt waren. Die ACS-Besatzung bestand aus 3 Personen: dem Fahrer, der sich im Kontrollraum rechts in Richtung des Fahrzeugs befand, dem Beobachter (der auch der Lader ist), der sich im Kampfraum rechts vom Geschütz befand , und der Artillerist, der sich links davon befand. Im Dach des Steuerhauses befanden sich Luken zum Ein- und Aussteigen der Selbstfahrer.

Die PS-3-Kanone konnte ein panzerbrechendes Projektil mit einer Geschwindigkeit von 520 m / s senden, hatte Panorama- und Zielfernrohre, einen Fußabzug und konnte sowohl für direktes Feuer als auch aus geschlossenen Positionen verwendet werden. Die Winkel der vertikalen Führung reichten von -5 bis +45 Grad, die horizontale Führung - 40 Grad (in beide Richtungen), ohne den ACS-Körper zu drehen. Die Munition umfasste 40 Schuss für die Kanone und 1827 Schuss für Maschinengewehre (29 Scheiben).

Der Panzerschutz der selbstfahrenden Waffe war kugelsicher und umfasste gerollte Panzerungen mit einer Dicke von 6, 8 und 15 mm. Der Panzermantel wurde aus Blechen mit einer Dicke von 6 und 15 mm hergestellt. Die Verbindung der gepanzerten Teile des Rumpfes wurde mit Nieten versehen. Die seitlichen und hinteren Panzerplatten der Kabine wurden an Scharnieren klappbar, um Pulvergase beim Schießen auf halber Höhe entfernen zu können. In diesem Fall beträgt der Schlitz 0,3 mm. zwischen den Klappen und dem Körper der Selbstfahrlafetten bot der Besatzung des Fahrzeugs keinen Schutz vor einem Treffer durch Bleispritzer von Kugeln.

Das Chassis, das Getriebe und der Motor waren vom T-26-Panzer unverändert. Der Motor wurde mit einem Elektrostarter "MACH-4539" mit einer Leistung von 2,6 PS gestartet. (1,9 kW) oder „Scintilla“ mit 2 PS Leistung. (1,47 kW) oder mit der Kurbel. Die Zündsysteme verwendeten den Hauptmagnetzünder vom Typ Scintilla, Bosch oder ATE VEO sowie den Startermagnetzünder Scintilla oder ATE PSE. Das Fassungsvermögen der Kraftstofftanks der AT-1-Einheit betrug 182 Liter, dieser Kraftstoffvorrat reichte aus, um 140 km zurückzulegen. beim Fahren auf der Autobahn.

Das Schicksal des Projekts

Die erste Kopie der AT-1 SPG wurde im April 1935 zum Testen eingereicht. In seinen Fahreigenschaften unterschied er sich in keiner Weise vom Serienpanzer T-26. Schießtests zeigten, dass die Feuerrate der Waffe ohne Korrektur des Zielens 12-15 Schuss pro Minute mit der größten Schussreichweite von 10,5 km anstelle der erforderlichen 8 km erreicht. Anders als bei der zuvor getesteten SU-1-Installation war das Schießen während der Bewegung im Allgemeinen erfolgreich. Gleichzeitig wurden auch die Mängel der Maschine identifiziert, die die Übergabe des AT-1 für Militärversuche nicht ermöglichten. In Bezug auf die PS-3-Kanone schrieb der Militäringenieur des Rangs 3, Sorkin, in seinem Brief an den Volkskommissar für Verteidigung Folgendes:

„Lauf Nr. 23 war auf AT-1 montiert und hat damit einen vollen Zyklus von Feldtests bestanden ... Die Geschütze Nr. 4 und 59 wurden beim NIAP wiederholt getestet und lieferten zufriedenstellende Ergebnisse, während ein vollständiger unterbrechungsfreier Betrieb der Automatisierung nicht erreicht wurde . Vor der Behebung dieses Mangels war es nicht möglich, das AT-1-System für militärische Tests zu übertragen ... "

Nach den Ergebnissen der Tests des AT-1 ACS wurde ein zufriedenstellender Betrieb der Kanone festgestellt, jedoch für eine Reihe von Parametern (z. B. die ungünstige Position des Drehmechanismus, die Position der Munition usw.), das ACS war für militärische Tests nicht zugelassen.

Obwohl die Konstrukteure behaupteten, dass diese Waffe allen verfügbaren Panzerkanonen überlegen sei, wies die L-7 tatsächlich auch eine ziemlich große Anzahl von Mängeln auf. Ein Versuch, den AT-1 mit dieser Waffe auszustatten, führte aufgrund einer Reihe von Design-Merkmale, und es wurde als unzweckmäßig angesehen, eine neue Panzerjacke zu entwerfen. Beim Vergleich aller verfügbaren Daten zum ABTU-Projekt entschied man sich, eine kleine Vorseriencharge von 10 AT-1-Selbstfahrlafetten herauszubringen, die mit PS-3-Kanonen sowie einem verbesserten Chassis ausgestattet waren. Sie wollten diese Charge in erweiterten Feld- und Militärtests verwenden.

Die Produktion von PS-3-Kanonen sollte im Werk Kirov aufgebaut werden, die SPG-Rümpfe sollten im Werk Izhora hergestellt werden und das Werk Nr. 174 sollte die Fahrgestelle liefern. Zur gleichen Zeit, anstatt das Auto für die Serienproduktion vorzubereiten und die festgestellten Mängel des PS-3-Artilleriesystems zu beheben, förderten die Kiroviten aktiv ihre Designs. Nach dem Scheitern mit der L-7-Pistole bot die Fabrik an, ihre verbesserte Version auszuprobieren, die die Bezeichnung L-10 erhielt. Es war jedoch nicht möglich, diese Waffe im AT-1-Steuerhaus zu installieren. Die Situation wurde durch die Tatsache verschärft, dass das Werk # 174 mit der Produktion von Serienpanzern T-26 beladen war, so dass selbst die Produktion von 10 Chassis für die AT-1-Selbstfahrlafetten für ihn zu einer überwältigenden Aufgabe wurde.

Eines der produzierten AT-1-Korps wurde nur 3 Jahre später während des sowjetisch-finnischen Krieges eingesetzt. Im Januar 1940 begann das Werk Nr. 174 auf Wunsch der Kommandeure und Soldaten der 35. Panzerbrigade, die auf der Karelischen Landenge kämpfte, mit der Schaffung eines "Sanitärtanks", der die Verwundeten vom Schlachtfeld evakuieren sollte . Diese Initiative wurde vom Leiter der ABTU RKKA D. Pavlov genehmigt. Als Basis für die Erstellung der Maschine diente eines der im Werk verfügbaren AT-1-Korps, das vor Ort ohne Zeichnungen für die Evakuierung der Verwundeten umgebaut wurde. Die Werksarbeiter planten, den Tankern für den Feiertag am 23. Februar einen Sanitärtank zu spenden, aber aufgrund von Produktionsverzögerungen kam das Auto nicht an die Front. Nach dem Ende der Feindseligkeiten wurde der T-26-Sanitärtank (wie er in den Werksdokumenten genannt wurde) in den Wolga-Militärbezirk geschickt, über das weitere Schicksal dieser Entwicklung ist nichts bekannt.

Zusammenfassend können wir sagen, dass der AT-1 die erste selbstfahrende Artillerieanlage in der UdSSR war. Für die Zeit, als das Militär noch Maschinengewehrkeile oder Panzer mit 37-mm-Kanonen liebte, konnte der AT-1 ACS mit Recht als sehr mächtige Waffe angesehen werden.

Taktische und technische Eigenschaften: AT-1
Gewicht: 9,6 Tonnen.
Maße:
Länge 4,62 m, Breite 2,45 m, Höhe 2,03 m.
Besatzung: 3 Personen.
Reservierung: von 6 bis 15 mm.
Bewaffnung: 76,2 mm PS-3 Kanone, 7,62 mm DT Maschinengewehr
Munition: 40 Schuss, 1827 Schuss für das Maschinengewehr
Motor: luftgekühlter Reihen-4-Zylinder-Vergaser aus dem T-26-Tank mit einer Leistung von 90 PS.
Höchstgeschwindigkeit: auf der Autobahn - 30 km / h, auf unwegsamem Gelände - 15 km / h.
Fortschritt auf Lager: auf der Autobahn - 140 km., Auf unwegsamem Gelände - 110 km.

Das SAU-42T-System basiert auf der inländischen Elementbasis auf 1986BE1T-Mikrocontrollern, die von JSC "PKK Milandr" entwickelt und hergestellt wurden.

Die Rechnersystemeinheit SAU-42T BVS-42T ist zweikanalig ausgeführt und enthält zwei sich gegenseitig duplizierende Rechner mit autarken Leistungsmodulen. Jeder der Rechner des Blocks ist über ARINC 429-Code-Kommunikationsleitungen und durch einmalige Befehle mit Sensoren und Multifunktionsanzeigen verbunden. Darüber hinaus ist jeder der Rechenwerke der BVS-42T-Einheit über zwei Kommunikationsleitungen mit der CAN-Schnittstelle mit den BP-42T-Antriebseinheiten verbunden. Mit einer solchen Struktur wird eine erhöhte Fehlertoleranz des Systems dadurch erreicht, dass es in allen Steuerungsmodi mit mindestens einem wartungsfähigen Sensor von Bewegungsparametern und einer Anzeige aus der Anzahl der duplizierten Parameter betriebsbereit bleibt.

Hauptmerkmale

• Die Zusammensetzung des SAU-42T-Systems:

Das SAU-42T-System besteht aus einer Rechensystemeinheit BVS-42T - 1 Stck. und BP-42T Antriebseinheiten für Seitenruder, Querruder, Höhenruder und Höhenrudertrimm (4 Stk.).

• Das SAU-42T-System führt die folgenden Funktionen aus:

Automatische und richtungsweisende Stabilisierung der eingestellten Werte von Nick, Roll, Kurs, Vertikalgeschwindigkeit und barometrischer Höhe;

Automatisches Bringen des Flugzeugs zum Horizont auf Befehl der Besatzung (sofern die Kontrollpositionssensoren am Flugzeug installiert sind);

Automatische und direkte Verarbeitung von Signalen des Navigationssystems;

Begrenzung der begrenzenden Flugmodi in Bezug auf die Parameter der Längs- und Querbewegungen, begleitet von der Ausgabe geeigneter Signale an das SOI-42T-System;

Vorrang der manuellen Steuerung des Flugzeugs gegenüber der automatischen Überwindung durch die Flugzeugsteuerhebel;

Möglichkeit der Notabschaltung und Aktivierung des SAU-42T (Eingriff des Piloten in die Steuerung des Flugzeugs);

Fehlen abrupter Bewegungen von Steuerflächen und Flugzeugsteuerungen bei Störungen und Umschalten der SAU-42T-Betriebsmodi.

• Das SAU-42T-System verfügt über die folgenden Betriebsmodi:

Erweiterte Kontrolle;

Stabilisierung der Roll- und Nickwinkel eingestellt mit SOI-42T;

Stabilisierung des Kurssatzes mit SOI-42T;

Stabilisierung der vertikalen Geschwindigkeit;

Stabilisierung der aktuellen Höhe;

Flughöhenänderung mit Stabilisierung einer gegebenen Höhe;

Verwaltung nach dem System BMS-2010;

Richtungssteuerung der Höhen-, Richtungs- und Querruderkanäle auf den Befehl zum Umschalten auf manuelle Steuerung;

Bringen des Flugzeugs auf Befehl der Besatzung zum Horizont;

Höhenrudertrimmung auf Befehl der Besatzung.

• Komplex zur Bodenprüfung des Systems (KNO SAU-42T):

KNO SAU-42T ist automatisiertes System das Produkt abarbeiten. Die Simulation erfolgt in der MATLAB-Umgebung mit einer Real Target Machine, die über einen Ethernet-Kanal mit dem Steuerungsrechner verbunden ist. KNO umfasst einen Computer zur Anzeige von Flugdaten über den JTAG-Kanal und einen Ladestand mit Winkelsensoren von Bedienelementen, deren Signale an das Objektmodell gesendet werden, implementiert als Softwaremodul in eine Echtzeitmaschine.

Technische Eigenschaften von SAU-42T:

Maße:

Block BP-42T 104 × 113 × 225 mm,

Block BVS-42T 148 × 121 × 312 mm.

Das Gesamtgewicht der Systemblöcke beträgt 15 kg.

Blockkörpermaterial - Aluminiumlegierung.

Stromversorgung: aus dem DC-Netz 27 V SES von zwei Seiten.

Stromversorgungsparameter gemäß GOST R 54073-2010 für Verbraucher der Kategorie 2.

Leistungsaufnahme - nicht mehr als 100 W (Spitzenleistung - nicht mehr als 250 W).

Betriebsbedingungen:

Arbeitstemperatur - von minus 40 ° C bis + 55 ° C,

Luftfeuchtigkeit - bis zu 95% bei einer Temperatur von 35 ° C,

Luftdruck - ab 45,7 kPa (350 mm Hg)

Zuverlässigkeitsindikatoren:

Mittlere Flugzeit zwischen Ausfällen (T op) - nicht weniger als 2000 h,

Die durchschnittliche Haltbarkeit in Originalverpackung in einem unbeheizten Raum beträgt mindestens 5 Jahre.

Die Komponenten SAU-42T erfüllen die Anforderungen an die Blitzbeständigkeit für den Härtegrad 3 nach OST 1 01160-88.

Quantitative Indikatoren von SAU-42T:

Zeit der Arbeitsbereitschaft - nicht mehr als 3 Minuten,

Dauer der kontinuierlichen Arbeit - nicht weniger als 8 Stunden,

Stabilisierungsgenauigkeit (ohne Sensorfehler, in ruhiger Atmosphäre, im stationären Flug):

Steigungswinkel ± 1 °;

Rollwinkel ± 1 °;

Kurswinkel ± 1,5 °;

Nach barometrischer Höhe:

± 8 m in einer Höhe von ± 500;

± 10 m in einer Höhe von 2000;

± 12 m in einer Höhe von 4000;

Vertikalgeschwindigkeit 1 m / s im Bereich der Betriebsgrenzen.

Dynamischer Bereich der Drehzahlen der Antriebe:

Ruder: 22,59 Nm bei 0 ° / s, maximale Leerlaufdrehzahl - 84 ° / s;

Höhenruder, Höhenrudertrimmung, Querruder: 13,55 Nm bei 0 ° / s, maximale Leerlaufdrehzahl - 114 ° / s;

Rutschmomente von Servoantriebskupplungen und Begrenzungswinkel:

Ruder: (9,04 ± 1,13) Nm, links (27 ± 1) °, rechts (29 ± 1) °;

Aufzug: (6,21 ± 0,79) Nm, oben (15,5 ± 0,5) °, unten (13 ± 1) °;

Höhenrudertrimmung: (5,08 ± 0,68) Nm, oben (28 ± 5) °, unten (25 ± 5) °;

Eleronov: (5,08 ± 0,68) Nm, oben (25 ± 2) °, unten (15) °.

Mit Automatik- und Regie-Steuerungsmodus ab 400 m vor dem Betrieb,

• 
  mit automatischer oder direkter Anflugsteuerung bis zu einer Höhe von mindestens 60 m;

3. Rollwinkel: im eingeschalteten und betriebenen Zustand bis ± 30 5 °.

Notiz. Die Autodrossel darf in Höhen von nicht mehr als 7000 m verwendet werden, M  0,74.

Das Kunstflug-Kit-Steuerungssystem sorgt für eine automatische Umschaltung des fehlerhaften ACS-Halbsatzes auf den entsprechenden wartungsfähigen Halbsatz. Das ACS-System bietet eine angezeigte Geschwindigkeitsbegrenzung von 600 +20 -10 km/h.

Notiz. Das ACS stellt den angegebenen Flugmodus unter turbulenten Bedingungen mit einer Intensität bereit, die das Flugzeug nicht dazu führt, die unten angegebenen Beschränkungen (n ​​ukr;  cr; Vcr) zu erreichen.

ACS (Längskanal) wird automatisch deaktiviert, wenn das Flugzeug erreicht:

Vertikale Überlastung kleiner als 0,5 und größer als 1,5 im Streckenflugmodus; weniger als 0,65 und mehr als 1,35 im Anflugmodus aus einer Höhe von 200 m durch ein Funkhöhenmessersignal;

• 
  Anstellwinkel gleich ( cr - 0,5) durch das AUASP-Signal;
• 
  ein Steigungswinkel von mehr als 20° für die Nase nach oben und 10° für einen Tauchgang.

1. Bevor Sie den AP im stationären Flug aktivieren, balancieren Sie das Flugzeug mit dem Stabilisator so aus, dass sich das Höhenruder (RV) in der neutralen Position befindet. Überprüfen Sie die Position des PB anhand der Anzeige der PB-Position. Stellen Sie den Trimmeffektmechanismus PB (MTE) in die neutrale Position. MTE LV und Querruder entfernen die Lasten von den entsprechenden Bedienelementen.

2. Vergewissern Sie sich unmittelbar nach dem Einschalten des AP anhand der PB-Anzeige, dass der PB um einen Winkel von maximal ± 2 ° ausgelenkt wird. Wenn das RV um einen Winkel von mehr als ± 2 ° ausgelenkt wird, balancieren Sie das Flugzeug mit dem Stabilisator (ohne den AP zu deaktivieren) und lenken Sie es in die unter Punkt 1 angegebene Richtung aus.

3. In allen Flugphasen mit eingeschaltetem AP, die eine Änderung der Fluggeschwindigkeit erfordern, sowie beim Ändern der Flugzeugmitte, wenn das RV um mehr als ± 2° abweicht und der "CHECK RV" POSITION"-Lampe auf dem Armaturenbrett aufleuchtet, das Flugzeug mit dem Stabilisator ausbalancieren (ohne den Autopiloten abzuschalten) und es in die in Absatz 1 angegebene Richtung auslenken.

WARNUNG: Bei Flugzeugen bis Nr. 0306 ist es erlaubt, das Flugzeug auszubalancieren, wenn die angezeigte Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs 530 km/h nicht überschreitet.

4. Bei Manövern mit praktisch unveränderter Geschwindigkeit (Überlast, Wende usw.), wenn das Wohnmobil längere Zeit in einem Winkel von mehr als ± 2° ausgelenkt werden kann, sollte der Stabilisator nicht verwendet werden.
ES IST VERBOTEN:

• 
  Schalten Sie die Stromversorgung des AP unter 400 ein m;
• 
  ACS sowohl im automatischen als auch im halbautomatischen Modus bis zu H unter 60 verwenden m;
• 
  Stellen Sie den Schalter "NORMAL-BOLT." zum "BOLZEN." bis auf weiteres;
• 
  automatischer Ansatz mit zwei ausgefallene Triebwerke;

Verwenden Sie den Pitchkanal im automatischen Anflugmodus, wenn der Schwerpunkt 26 ... 36% von MAR überschreitet;

Setzen Sie den automatischen Landeanflug mit einem ausgelenkten RV in einem Winkel von mehr als 4-5° fort. Obligatorisches manuelles Auswuchten mit einem Stabilisator ist erforderlich;

Schalten Sie die Ruder aus, um das ACS am Boden zu überprüfen, wenn die Windgeschwindigkeit mehr als 15 . beträgt Frau;

• 
  APS bei einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von mehr als 500 . verwenden km/h;
• 
  Schalten Sie die automatische Drosselung ein, wenn:

Im Prozess der Lufteinlasskontrolle;

Motorschaden;

Seitentürsteuerung;

Freigabe der Mechanisierung;

Unebenheiten werden nicht empfohlen.
Feuerlöschsystem
Zum Löschen eines Feuers in den Flügelabteilen, Triebwerksgondeln, APU-Abteil, GNG-Abteil gibt es: 3 UBC-16-6 (I- und II-Stufen rechts zwischen 26-27 shp., III-Stufe - links 27-28 sht. im Laderaum).

Zum Löschen eines Brandes im GNG-Abteil sind 3 UBSh-3-1 (I und II links abbiegen 26-27 shp. Und III rechts abbiegen 29 Sht.) im Laderaum vorgesehen.

Signalgläser befinden sich an der Unterseite des Rumpfes links (III) und rechts (I und II) bei 26-27 Sh.

Bei einem Brand in einem beliebigen Abteil (Temperaturanstieg 2 ° / s und wenn mehr als 3 Sensoren ausgelöst werden und die Umgebungstemperatur 180-400 ° C beträgt), wird das Signal an die entsprechende BI-2A-Executive-Einheit gesendet.

Im Cockpit:

Die Haupttafel „FIRE“ blinkt, die rote Signaltafel „PLACE OF FIRE“ auf der Steuer- und Alarmtafel leuchtet, sowie ein gelber Pfeil, der den Schalter anzeigt, der an der jeweiligen Brandstelle verwendet werden muss (zusätzlich bei Brand in der Tragfläche grüne Merkzeichen „KRAN OFFEN“);

Auf RI-65 werden folgende Informationen empfangen: „FIRE, I AM BOARD №, FIRE!“;

Die Pyroköpfe der Pyropatrone der ersten Stufe dieses Abteils werden ausgelöst und das Freon geht an den Ort des Feuers. Bei Bedarf können Sie II und III manuell anwenden: Stufe I wird sowohl automatisch als auch manuell ausgelöst, II und III nur manuell. Wenn das Feuer verschwindet, erlöschen die roten Signaltafeln. Um den Pfeil und das grüne Merkzeichen zu löschen, drücken Sie die Taste „LAMPEN DER PYROPATRONEN PRÜFEN UND DIE LAMPEN DER FEUERSTELLE ENTSPERREN“ auf dem Bedienfeld zur Überprüfung der Pyrokartuschen.

An den Flügelenden und an beiden Fahrwerksverkleidungen sind Notauslösemechanismen für die Feuerlöschanlage installiert. Wenn bei der Landung mit eingefahrenem Fahrwerk mindestens einer der Mechanismen ausgelöst wird, explodieren alle Zündpillen und das Freon dringt in alle feuergeschützten Abteilungen ein. Der Strom zum Zünden der Zündpillen kommt von Batterien.
Überprüfung der Funktionsfähigkeit der Brandmeldeanlage

1. 
   1. Hauptschalter auf Position „CHECK“.

• 
  Triebwerksgondeln;
• 
  APU und GNG;
• 
  Flügel,

Nach dem Einstellen des entsprechenden Schalters in die Neutralstellung erlischt alles außer:

Der gelbe Pfeil ist eingeschaltet;

Für den Flügel gibt es ein grünes Merkzeichen „VENTIL OFFEN“. Sie müssen durch Drücken der Taste „PYROPATRONEN PRÜFEN UND LAMPEN DER FEUERSTELLE ENTSPERREN“ nach Überprüfung der Sensoren der Gondeln, Triebwerke, APU und GNG, Flügel gelöscht werden.

3. Stellen Sie den Hauptschalter auf die Position „FEUER LÖSCHEN“ und schließen Sie die Abdeckung.

Beachtung! 1. Drehen Sie den Hauptschalter nicht in die Position „FEUER LÖSCHEN“, wenn der Alarm nicht ausgeschaltet ist, um eine Selbstentladung der Feuerlöscher der 1. Stufe zu vermeiden.

2. Steht der Hauptschalter auf Position „CHECK“, dann arbeitet die 1. Stufe weder automatisch noch manuell.
Überprüfung der Gebrauchstauglichkeit von Feuerlöscherzündkapseln
1. Überprüfen Sie die Funktionsfähigkeit der grünen Signallampe der Feuerlöscher, indem Sie die Taste „LAMPEN DER LÖSCHPYROPATRONEN PRÜFEN UND LAMPEN DER FEUERSTELLE ENTSPERREN“.

2. Stellen Sie den Schalter nacheinander auf die getesteten Fächer:

• 
  Triebwerksgondeln (4 Stk.);
• 
  Flügel;

3. Stellen Sie den Gasschalter auf die Position „OFF“. (grüne Lampe ist aus).
Maßnahmen der Besatzung im Brandfall
Ein Besatzungsmitglied, das einen Brand entdeckt hat, ist verpflichtet, sich beim QC zu melden. Die Feuerlöschung erfolgt auf Befehl des QC. Wird ein Brand in den feuerfesten Abteilen des BT festgestellt, ist es notwendig:

1. Duplizieren Sie die Aktivierung des Feuerlöschers der 1. Stufe, für die:

Stellen Sie den Feuerlöschmittelversorgungsschalter am USPS-Bedienfeld unter dem brennenden gelben Pfeil auf Position 1.

2. Wenn das Feuer nicht mit einem Feuerlöscher der 1. Stufe gelöscht wurde, dann die 2. Stufe verwenden, wenn nicht beseitigt - die 3. Stufe.

3. Nach 20-30 mit nach dem Löschen des Feuers den Schalter für die Feuerlöschmittelzufuhr auf Neutral stellen (gelben Pfeil ausschalten) und für den Flügel und die grüne Gedächtnisstütze durch Drücken der Taste „PYROPATRON LAMPS PRÜFEN“).

4. Verwenden Sie bei einem Brand im Cockpit oder im Laderaum tragbare Feuerlöscher.

Notiz. Wenn ein Feuer in der Triebwerksgondel, APU oder TNG aufgetreten ist, ist es erforderlich, das entsprechende Triebwerk, APU, GNG abzuschalten und eine gleichmäßige Kraftstoffproduktion zu gewährleisten, und im Falle eines Brandes im Flügel mit eingeschaltetem POS zu schalten aus dem Wing POS.
Tragbare Feuerlöscher
Im Technikraum, der Navigatorkabine und der Luftschützenkabine ist der Feuerlöscher OR-1-2 installiert;

Feuerlöscher OR-2-6-20-30 sind im Laderaum installiert, einer für 14 Stück, der andere für 56 Stück. linke Seite;

Beim Transport von brennbaren Gütern können anstelle von Sauerstoffflaschen zusätzlich 4 Feuerlöscher installiert werden:

2 Stk. - 25 PS, links, rechts;

2 Stk. - 56-57 PS. auf rechts.

Grundinformationen

OR-1-2 OR-2-6

KRAFTSTOFFSYSTEM
Entwässerungssystem von Kraftstofftanks
Die Tanks jedes Halbflügels verfügen über ein autonomes Entwässerungssystem, das folgende Einheiten umfasst:

Entwässerungstank (NK-38-39);

Der Lufteinlass des Systems (an der Unterseite des Flügels) hat 3 Vakuumventile und 1 Sicherheitsventil, das den Betrieb bei Einfrieren des Lufteinlasses gewährleistet;

Haupt- und zusätzliche Entwässerungsleitung. Die Haupttanks der externen Triebwerke haben eine autonome Hauptentwässerungsleitung und die übrigen Halbflügeltanks haben eine gemeinsame Hauptentwässerungsleitung. Die zusätzliche Ablassleitung ist allen Halbflügeltanks gemeinsam;

Kraftstofftransfersystem vom Ablasstank:

a) ESP-87 (außerhalb des Tanks);

b) Kraftstofffilter;

c) Sensor-Signalgeber 1 SMK-Z des SPUT-4-Systems;

d) SD-02 (Druckanzeige).
Arbeit

In Satz H und Horizontalflug - Kraftstofftanks kommunizieren mit der Atmosphäre durch den Hauptablass, während sie durch den zusätzlichen Ablass sinken.

Bei einer Verstopfung des Lufteinlasses wird die Verbindung der Tanks mit der Atmosphäre durch Vakuumventile (im Horizontalflug und im Sinkflug) und ein Sicherheitsventil (im Set H) sichergestellt. In Anwesenheit von 120 l Kraftstoff im Ablauftank, die Pumpe wird automatisch eingeschaltet - Kraftstoff gelangt in die 1P (4P) Tanks, die Pumpe wird automatisch von SDU2A-0.2 ausgeschaltet. Die Pumpen können auch manuell eingeschaltet werden.
Programmkontrollsystem

und Kraftstoffmessungen SPUT4-1
Der Messteil bietet:

• 
  ständige Messung der Treibstoffversorgung des Flugzeugs;
• 
  abwechselnde Messung des Kraftstoffvorrats in jedem Tank einer bestimmten Gruppe und Messung des gesamten Kraftstoffvorrats für den Motor (dasselbe beim Tanken);

Der Automatikteil bietet:

• 
  Kraftstofftransfersteuerung;
• 
  Abschluss des Auftankens von Kraftstofftanks;

Kraftstoff pro Motor 2000 kg.

Die Systemanzeige wird durch 9 Indikatoren dargestellt:

5-am äußeren Teil des zentralen Armaturenbretts;

4-auf der Tankplatte.

Die Cockpitanzeigen mit der Bezeichnung der Motornummer haben zwei Skalen:

Extern zur Messung des gesamten Kraftstoffvorrats für den Motor und im Reservetank;

• 
  intern - im Zusatz- und Haupttank.

Außen (weiß) - Wechsel der Reserve im Reservetank;

• 
  mittel (gelb) - in einem zusätzlichen Tank;
• 
  innen (rot) - im Haupttank.

Das System wird von RU-24 bis +27 V und vom BI-Dashboard mit dem Schalter „FUEL METER“ für Wechselstrom eingeschaltet.

Zentralisiertes Abfüllsystem
Dieses System ermöglicht das Befüllen der Tanks unter Druck von unten:

2. Betankungsgeschwindigkeit - 3000 l / min

Notiz. Volles Füllvolumen 114.500 Liter.

Komposition:

1. 
   zwei seitliche Betankungsanschlüsse in der rechten Fahrgestellverkleidung;
2. 
   das Hauptfüllventil (vor dem Eingang zum ZR-Tank) - Haupt;
3. 
   doppeltwirkendes Ventil - sorgt dafür, dass der Kraftstoff nach dem Tanken vollständig abgepumpt wird oder schützt ihn vor Wärmeausdehnung des Kraftstoffs (rechte Seite oben);

5. 2 elektrohydraulische Füllventile;

6. 12 Sensoren-Signalgeber SPUT4-1 - geben ein elektrisches Signal zum Schließen des Füllventils;

7. Elemente des Stromkreises zur Betankungssteuerung;

8. 12 SDU2A-0.2 Signalgeber für erhöhten Druck in den Tanks bei P mehr als 0,2 geben ein Signal zum Schließen des Füllventils (rote Lampe auf der Füllplatte).
Anzeige, Alarm, Bedienelemente

12 Aggregatlampen (grün) der Offenstellung der Füllventile;

12 Warnlampen (rot) für erhöhten Druck in den Tanks;

Grüne und gelbe Lampen für offene und geschlossene Positionen des Hauptbetankungsventils.

Leitungsgremien:

• 
  Schalter für Tankanzeige (in der Kabine);
• 
  zwei Wippschalter (einer im Cockpit);
• 
  Schalter zur Steuerung des Krans und der Füllventile auf der Füllplatte.

1. Hauptschalter einschalten - die gelbe Lampe für die geschlossene Stellung des Hauptventils leuchtet.

2. Öffnen Sie das Hauptbetankungsventil - die grüne Lampe leuchtet.

3. Schalten Sie die Ansaugventilschalter aus – die grünen Lichter leuchten auf.

Wenn die Tanks voll sind, werden ihre Ventile automatisch durch ein Signal geschlossen:

• 
  Sensor-Signalgeber SPUT4-1;
• 
  auf Befehl des Schwimmerventils (wenn es nicht vom SPUT schließt);
• 
  von SDU2A-0.2.

Notiz. Tankstelle "AUTOMAT. TANKSCHALTER ”beim Tanken ausschalten.