Sistema de control automático SAU 1t 2b. Información general sobre sistemas de señales aéreas. El canal opera en modos

Junto con los instrumentos y sensores que determinan los parámetros de altitud y velocidad, los sistemas de señales aéreas (SHS) se utilizan en los aviones, que también se denominan controladores de velocidad y altitud. Están diseñados para la medición compleja de estos parámetros y el suministro centralizado de los mismos a varios consumidores. Estos parámetros incluyen: número M, velocidad real V, velocidad del indicador V y, altitud barométrica relativa N rel, altitud barométrica absoluta H, temperatura exterior T, desviaciones ∆М, ∆Н, ∆V los números METRO, altura H, velocidad V y de los valores establecidos.

En la Fig. 2.1 muestra un diagrama del uso de SHS en el canal del ascensor en el sistema de control automático SAU-1T. En el modo de estabilización del ángulo de inclinación υ en el servoaccionamiento del elevador SPRV Simultáneamente con las señales U υ y U ωz proporcional a la desviación del ángulo de inclinación y la velocidad angular ω z en relación con el eje transversal de la aeronave, la señal se da U V, proporcional a la velocidad V I. Señal U v cuando la velocidad supera la permitida, se alimenta a la entrada del variador SPRV a través del circuito de diodos de la zona muerta y el amplificador. El propulsor desvía el elevador para inclinar la aeronave y su velocidad disminuye,

En los modos de estabilización del número M, la velocidad V y o señales de altitud de vuelo U ∆М, U ∆Н, U ∆ V proporcional a las desviaciones de estos parámetros de los valores especificados. Señal U ∆М emitido por la unidad de corrección de número eléctrico METRO BKME, señales U ∆Н y U ∆ V- correctores-fijadores de la velocidad del instrumento (KZSP) y corrector-setpoint de altura (KZV), respectivamente.

Diagramas estructurales Los posibles sistemas analógicos de señales aéreas se muestran en la Fig. 2.2. Una característica distintiva de los sistemas SHS es que la solución automática de las dependencias calculadas se lleva a cabo en una calculadora separada de los punteros. Este último emite señales eléctricas proporcionales a los parámetros determinados a los consumidores e indicadores a bordo. En los sistemas SHS, construidos según el diagrama estructural (Fig. 2.2, c), la solución de las dependencias calculadas se realiza en calculadoras, estructuralmente combinadas con punteros. Las señales se emiten mediante punteros.

Entrada de señales eléctricas a las calculadoras proporcionales a R y r din, emitido por unidades de sensor de presión DB, aislado por separado o combinado con una calculadora, y una señal eléctrica proporcional a la temperatura T emitido por el receptor de temperatura T. T. Si es necesario, los valores de presión se pueden ingresar manualmente en las calculadoras p 0 y temperatura T aproximadamente en la superficie de la Tierra, presión p s un nivel dado.

Arroz. 2.1. Esquema de uso de SHS en el sistema SAU-1T

Unidad de conversión de voltaje potenciométrico BPnP (Fig. 2.2, B) está diseñado para convertir señales de voltaje en señales en forma de resistencias relativas. El diagrama que se muestra en la Fig. 2.2, a, corresponde al sistema de señales aéreas utilizado bajo el nombre del tipo central de velocidad y altitud TsSV, al Esquema que se muestra en la Fig. 2.2, b, corresponde al sistema de señales aéreas del tipo SVS-PN, y el diagrama que se muestra en la Fig. 2,2, v,- sistema de señales aéreas, tipo SVS.

Arroz. 2.2. Diagramas de bloques de posibles sistemas de señales de aire analógicas

Los sistemas SHS, construidos de acuerdo con los esquemas que se muestran en la Fig. 2.2, a y v, generar señales de presión R y r din en una escala lineal, es decir, UCHE tienen características lineales en términos de las presiones medidas. Todas las operaciones relacionadas con la solución de las dependencias calculadas se realizan en circuitos puente autoequilibrados, que incluyen potenciómetros lineales y funcionales junto con elementos de sistemas de seguimiento.

Los sistemas SHS construidos según el esquema que se muestra en la Fig. 2,2, B, generan señales de presión en una escala logarítmica, es decir, las UCHE tienen características para las presiones medidas que varían según una ley logarítmica. Esto facilita la realización de transformaciones funcionales en el sistema. En tales sistemas SHS, se utiliza una calculadora analógica sin contacto, basada en el uso de convertidores de voltaje funcionales de diodo. Los puentes potenciométricos autoequilibrados se utilizan solo en punteros y unidades de suministro de energía.

TEMA 3 "SISTEMA DE CONTROL AUTOMÁTICO ACS 1T-2B"

INTRODUCCIÓN

A control manual un "sistema de control" de un avión es un piloto que utiliza información de los instrumentos de vuelo y navegación y la orientación visual. El control multicanal, la necesidad de un procesamiento lógico de la información de un conjunto de dispositivos y alarmas, la carga de trabajo con otras responsabilidades, la velocidad de reacción limitada y el bajo rendimiento de la información de una persona determinan una discreción significativa y una precisión limitada del control manual. Sin embargo, existe una alta confiabilidad, la capacidad de adaptarse y analizar situaciones emergentes.

A gestión semiautomática (director) el procesamiento de información de varios sensores se lleva a cabo en un dispositivo informático. El piloto recibe información, por así decirlo, lista para usar, en forma de desviaciones de las flechas del dispositivo de comando (director). El control normal de la aeronave está asegurado si el piloto desvía los controles en proporción a la desviación de las flechas de comando. La técnica de pilotaje se simplifica enormemente. Además, con el control semiautomático, los canales de control y, por regla general, las leyes de formación de las señales de control (comando) son las mismas que en los sistemas automáticos.

A Control automático Después de la amplificación, las señales de control se envían a los engranajes de dirección, cuya deflexión hace que las superficies de dirección se muevan y la aeronave a un modo de vuelo determinado. El piloto controla el mantenimiento de la trayectoria dada mediante las flechas de comando de los dispositivos directores.

Cuando el ACS funciona correctamente, las flechas de comando y las barras de la posición de los dispositivos directores en el estado estable deben estar cerca de cero. Una desviación significativa a largo plazo de la flecha de comando generalmente indica un mal funcionamiento de la parte ejecutiva o de información del sistema de control. En este caso, es posible cambiar a director o control manual. Los bucles de control manual y director en el ACS son la reserva del bucle automático.

La facilidad de transición del control automático a semiautomático y manual, y viceversa, es uno de los requisitos más importantes a implementar en un sistema de control.

El sistema de control automático proporciona la redundancia de los canales de control automático, lo que asegura el funcionamiento normal y la operatividad en caso de falla de uno de los canales. La detección de un canal averiado y su sustitución por uno en servicio en vuelo se realiza automáticamente como resultado de un autocontrol continuo.

PREGUNTA "OBJETO Y CONJUNTO DE ACS"

SAU-1T-2B proporciona:

Pilotaje automático y directo de la aeronave a lo largo de una ruta determinada en el rango de altitud de 400 m hasta la altitud máxima de vuelo en los modos ascenso, vuelo nivelado y descenso;

Realización de tareas especiales (aterrizaje, vuelo en formaciones de batalla);

Construcción automática y direccional de la maniobra de pre-aterrizaje;

Aproximación automática y directora para aterrizaje hasta una altura de 60 m.

SAU-1T-2B tiene dos semiconjuntos: principal y de respaldo (reserva). El control se lleva a cabo por un canal (principal), el segundo (respaldo) está en el modo de espera "caliente" y se enciende automática o manualmente cuando falla el primero. En este caso, la sustitución se produce sin sobresaltos mientras se mantiene la maniobra de la aeronave.

Cada uno de los semi-conjuntos incluye:

Autopilot AP;

Acelerador automático AT (funciona junto con el canal de paso del piloto automático);

Reorganización automática del estabilizador APS (funciona junto con el canal de paso del piloto automático);

Amortiguadores de balanceo y guiñada (se utilizan cuando los canales de rumbo y balanceo del piloto automático están desactivados).

El sistema está controlado por el panel de control ubicado en la sala de control central.

2 PREGUNTA "PILOTO AUTOMÁTICO"

El piloto automático ACS, que actúa sobre los alerones, el timón y el elevador, proporciona:

1) estabilización de la posición angular de la aeronave a lo largo del rumbo, balanceo y cabeceo;

2) estabilización de los valores preestablecidos de la altitud H, el número M y la velocidad indicada V PR en vuelo a lo largo de la ruta;

3) virajes, ascenso y descenso coordinados;

4) control automático y direccional de la aeronave en vuelo a lo largo de la trayectoria marcada por la UVK en el plano horizontal;

5) control automático y direccional de la aeronave al realizar la maniobra "Korobochka", así como durante la aproximación al aterrizaje hasta una altura de 60 m mediante señales de balizas de planeo de rumbo;

6) limitación automática de la velocidad indicada.

El piloto automático genera y envía los siguientes parámetros a la caja de cambios y a los dispositivos de indicación de la central nuclear:

Los ángulos actuales de alabeo, cabeceo y rumbo (ángulo de derrota) de la aeronave;

La desviación de la aeronave de la derrota especificada durante el vuelo a lo largo de la ruta y de las zonas de señal igual de las balizas de rumbo-planeo durante la aproximación al aterrizaje;

Señales de mando para el control del director del avión durante la aproximación al aterrizaje, la ejecución de la maniobra de Korobochka y el vuelo en ruta;

Ángulo de deriva;

Ángulo de rumbo de las estaciones de radio de conducción;

Ángulo de deslizamiento.

Los elementos de actuación del piloto automático, diseñados para desviar las superficies de control y mantenerlas en una posición determinada, son los mecanismos de gobierno (RM). El piloto automático consta de cuatro PM: 1 - alerones, 1 - LV y 2 - PB.

Cada RM tiene un embrague de sobremarcha que permite al piloto intervenir en el piloto automático usando los controles. Los embragues de sobrepotencia se activan cuando se aplican fuerzas:

En alerones de spoiler (volante) 32 ± 5 kg;

Ascensor (columna) 41 ± 8 kg;

En el timón (pedales) 66 ± 13 kg.

El piloto automático monitorea automáticamente el funcionamiento del sistema en todos los modos de vuelo y cambia automáticamente el canal principal a uno redundante en caso de falla del canal principal, apaga ambos canales en caso de doble falla del piloto automático.

3 PREGUNTA "TRACCIÓN AUTOMÁTICA"

AT está destinado estabilizar la velocidad aerodinámica indicada V PR con una precisión del 2,5% (en una atmósfera tranquila) ajustando el empuje de los motores en vuelo a lo largo de la ruta y durante el descenso previo al aterrizaje con control automático y semiautomático.

AT es sistema de dos canales. Los canales AT se duplican entre sí. Cuando un canal está en funcionamiento, el segundo está en espera activa y se conecta automáticamente al trabajo si el primero falla.

AT se puede encender siempre que el control del acelerador esté desbloqueado y el corrector de la velocidad configurada KZSP esté listo para funcionar. El AT incluido en la operación al regular el empuje de los motores estabiliza el V PR que tenía la aeronave en el momento de la activación del AT. Cuando se cambia V, el PR AT desvía el acelerador en la dirección deseada. En este caso, el cambio en el ángulo de inclinación se compensa con el canal de inclinación del piloto automático.

Si es necesario, la tripulación puede dominar el AT aplicando un esfuerzo de 5,6 kgf · m.

4 PREGUNTA "EXTRACCIÓN AUTOMÁTICA DEL ESTABILIZADOR"

APS proporciona:

Reajuste automático del estabilizador al cambiar el equilibrado longitudinal de la aeronave (producción de parte del combustible, cambio de carga y otras razones), provocando que el elevador se desvíe en un ángulo> 1,5 °, en ángulos de balanceo inferiores a 10 ° con un retardo de tiempo de 2 s;

Reajuste automático del estabilizador para bucear desde la posición de equilibrio cuando se realiza el equipo de paracaidismo y la carga;

Control automático de la operación APS;

Señalización de encendido y apagado del APS.

APS es sistema de dos canales. Los canales son idénticos y se duplican entre sí.

Habilitando el APS realizado manualmente mediante el botón APS OSN. (APS DUBL.) En el lanzador del ACS en las condiciones en que el RV se desvía de la posición neutral en un ángulo< 1,5° и что предварительно включен канал тангажа автопилота. АПС включается автоматически при тех же условиях во время открытия в полете грузолюка.

Los pilotos izquierdos o derechos, dependiendo de la posición del interruptor de CONTROL DEL ESTABILIZADOR en la CPU, pueden realizar el control manual del estabilizador, independientemente de si el APS está encendido o no.

APS se apaga manualmente usando el botón APS APAGADO o APAGADO ACS. Automáticamente, el APS se apaga en caso de fallas, así como cuando el canal de tono se apaga automática o manualmente.

5 PREGUNTA "COMUNICACIÓN DE ACS CON SISTEMAS A BORDO"

ACS trabaja en conjunto con sistemas y sensores a bordo:

Giroscopios verticales centrales TsGV-10P (izquierda y derecha) dar a los ACS (principal y duplicado) señales eléctricas proporcionales a los ángulos de balanceo actuales γ y cabeceo υ de la aeronave. El ACS recibe información sobre la preparación para el funcionamiento y las fallas de tres giroscopios verticales de la unidad BSG-2P.

Complejo informático de control KP1-76 (UVK) emite señales eléctricas:

1) un rollo dado γ З;

2) desviación lateral Z de la trayectoria de vuelo especificada en el punto de control;

3) el ángulo de derrota especificado de la ZPU utilizado durante el vuelo en el modo de funcionamiento "Dirección arbitraria";

4) Señales DC + 27V:

- "Estabilización del rumbo", que incluye el modo de estabilización de los ángulos del rumbo, balanceo y cabeceo de la aeronave;

- "Entrada a la pista", que conmuta el ACS al modo de aproximación;

- "Distancia más corta", incluido el modo "Dirección arbitraria";

- "Trabaja" cuando enciendes la UVK.

Sistema de rumbo preciso TKS-P genera señales proporcionales al rumbo ortodrómico o giromagnético actual de la aeronave para indicación en el NWP y control de la aeronave a lo largo del rumbo.

Complejo de ingeniería de radio Los equipos de navegación y aterrizaje de corto alcance RSBN-7S y KURS-MP-2 emiten señales:

1) desviaciones de las zonas de señal igual de las radiobalizas terrestres direccionales y de trayectoria de planeo de los sistemas Kathet, ILS y SP-50 durante la aproximación al aterrizaje;

2) desviaciones de LZP al volar en balizas VOR;

3) la disponibilidad del RTS para operar cuando la aeronave ingresa al área de cobertura de las radiobalizas terrestres.

Medidor Doppler de velocidad de avance y ángulo de deriva DISS-013 genera una señal proporcional al ángulo de deriva del avión estadounidense.

Brújulas de radio automáticas ARK-15M y ARK-U2 proporcionan señales proporcionales a los ángulos de rumbo de las estaciones de radio de conducción.

Sistema de señal de aire CBC1-72 emite una señal de preparación y una señal de desviación del valor establecido del número M.

Correctores de velocidad y altitudКЗСП y КЗВ dan al ACS señales de desviación de los valores especificados de la velocidad indicada y la altitud relativa.

Ángulos automáticos de ataque y sobrecargas. AUASP-18KR emite una señal del ángulo crítico de ataque para apagar el ACS.

Radio altímetro RV-5 da una señal de la verdadera altitud de vuelo.

Sistema inercial I-11 mide la desviación lateral z y la velocidad de la desviación lateral ż de una trayectoria dada.

6 PREGUNTA "ESPECIFICACIONES BÁSICAS SPG"

1) Precisión de la estabilización de los ángulos establecidos desde las palancas de control del piloto automático en todos los modos de vuelo:

Rollo ± 1.0 °;

Paso ± 0,5 °;

Rumbo ± 0,5 °;

2) El rango de cambio en la posición angular de la aeronave desde las palancas de control del piloto automático:

Rollo ± 30 °;

Ángulo de cabeceo con un cabeceo de 20 °;

Ángulo de cabeceo al bucear 10 °;

3) Precisión de vuelo en régimen permanente, excepto en condiciones de fuerte turbulencia, con control automático:

Altura al volar a lo largo de la ruta ± 30 m;

Altitud durante las maniobras previas al aterrizaje ± 20 m;

Por el número M ± 0,005;

Según la velocidad indicada ± 10 km / h;

4) Limitaciones operativas:

Altitud de activación> 400 m;

Altura de trabajo de aterrizaje> 60 m;

Velocidad de uso de APS< 500 км/ч;

Las condiciones para utilizar el motor AT 4 están en buen estado de funcionamiento,

N PISO< 7000 м,

mecanización eliminada,

puertas de entrada cerrado.

7 PREGUNTA "PANEL DE CONTROL ACS"

PU ACS está ubicado en el submarino central y está diseñado para controlar el piloto automático, el acelerador automático y la reorganización automática del estabilizador. Para encender todos los elementos del piloto automático bajo corriente, excepto para conectar los mecanismos de gobierno, use un interruptor debajo de la tapa ON.AP. Lámpara de botón ON AP está diseñado para activar los mecanismos de gobierno de los tres canales del piloto automático. En este caso, los canales de cabeceo y balanceo operan en el modo de estabilización de cabeceo y rumbo.

Panel de control ACS

El encendido (apagado) separado de los canales principal y de respaldo del piloto automático se realiza presionando los botones-lámparas verdes (rojos) KURS, CREN, TANGAZH. La desactivación rápida del piloto automático se realiza mediante el botón SAU OFF en los controles de los pilotos.

La activación de uno de los modos de estabilización (ALTURA, MÁX, VELOCIDAD) se realiza presionando los botones ESTABILIZADOR correspondientes. El modo se apaga presionando el mango LOWER-LIFT.

En la parte inferior del panel de control hay un interruptor para los modos de operación del ACS, que se puede configurar en las posiciones WAY, COURSE, NAVIG. Esto activa los modos de piloto automático principales correspondientes.

El modo APPROACH está habilitado para realizar la maniobra BOX y la aproximación. El modo COURSE se utiliza para estabilizar la aeronave de forma angular y realizar varias maniobras. El modo NAVEGACIÓN se aplica durante el vuelo a lo largo de la ruta especificada por la UVK.

8 PREGUNTA "MODOS DE FUNCIONAMIENTO DE SPG"

El control del movimiento lateral, la estabilización de la posición de la aeronave con respecto a los ejes longitudinal y normal se realiza mediante el canal de balanceo del piloto automático. El control de movimiento longitudinal y la estabilización de la posición angular de la aeronave se llevan a cabo mediante el canal de paso del piloto automático.

Antes de encender el canal de balanceo en la unidad de control de movimiento lateral, las señales de balanceo provenientes del TsGV-10P se reducen a cero, de modo que el AP se enciende sin golpes, sin un movimiento brusco de los timones. Después de encender el canal, el piloto automático saca la aeronave del rollo y estabiliza el rumbo con el que vuela la aeronave después del despegue.

El canal de balanceo opera en los siguientes modos:

- "Estabilización del tipo de cambio". La aeronave restablece el rumbo preestablecido (el rumbo de la aeronave antes de que se active el canal de balanceo) y luego restablece el rumbo;

- "Gestión". Le permite controlar el movimiento lateral de la aeronave a través del piloto automático utilizando los mandos KURS y KREN del cañón autopropulsado. En este caso, la aeronave realiza un giro coordinado hasta que las asas vuelven a su posición original.

- "Vuelo a lo largo de una trayectoria determinada". El piloto automático, al cambiar el rollo, mantiene el centro de masa de la aeronave en la trayectoria calculada por el UVK;

- "Distancia más corta". Le permite tomar el avión desde un punto dado a un punto dado a lo largo de la distancia más corta (desde una dirección arbitraria);

- "Caja". El piloto automático proporciona la ejecución automática de una maniobra previa al aterrizaje: una casilla estándar (izquierda o derecha) para llevar la aeronave a la zona del cuarto giro (la zona de recepción segura de las señales de las balizas de planeo de rumbo). El modo se activa a las órdenes del navegador después del vuelo del DPRS después de 90 s cuando se realiza una caja pequeña, o después de 150 segundos cuando se realiza una caja grande. Al mismo tiempo, las señales de los giros I, II, III y IV se generan de acuerdo con las señales del KUR (con el cuadro de la derecha, en los ángulos de 180, 120, 120, 75 °, con el cuadro de la izquierda, en los ángulos de 180, 240, 240, 285 °). El modo se apaga automáticamente al comienzo del cuarto turno.

- "Acercarse". Se realiza para ingresar al eje de la pista con posterior descenso hasta una altura de 60 m siguiendo la trayectoria marcada por las balizas de planeo de rumbo.

El canal de tono opera en los siguientes modos:

- "Estabilización del ángulo de paso". En este modo, el piloto automático estabiliza el ángulo de cabeceo establecido por el piloto;

- "Gestión". Permite al piloto controlar la aeronave en cabeceo utilizando la perilla SPUSK-LIFT del cañón autopropulsado. En este caso, la acción de la empuñadura LOWER-LIFT se limita a ángulos de 20º en cabeceo y 10º en inmersión;

- "Estabilización de velocidad o número M". Se enciende mediante los botones-lámparas "VELOCIDAD". o "MAX" en el cañón autopropulsado. Cuando el número V PR o M se desvía del valor establecido, el piloto automático, desviando RV, cambia el ángulo de inclinación, restaurando el número V PR o M, después de lo cual se restablece el valor anterior de υ.

- "Estabilización de altura". El modo se enciende presionando el ESTABILIZADOR. ALTURA "en el PU ACS. En este caso, el piloto automático, al cambiar el ángulo de inclinación, estabiliza la altitud de vuelo dada.

- "Acercarse". Se enciende automática o manualmente. En este caso, una vez que la aeronave ha entrado en el curso de aterrizaje, el piloto automático opera inicialmente en el modo "Estabilización de altitud". Cuando se cruza el eje de la zona equiseñal de la baliza de la trayectoria de planeo, siempre que los flaps estén extendidos, la estabilización de altitud se apaga y la aeronave entra en modo de descenso. En este caso, el piloto automático proporciona estabilización del centro de gravedad de la aeronave en relación con una trayectoria de planeo determinada.

9 PREGUNTA "Dispositivo de mando de vuelo (CP)"

El puesto de control es un dispositivo combinado que consta de un indicador de actitud y un indicador de dirección. Dos sistemas de seguimiento calculan los ángulos de alabeo y cabeceo provenientes del CGV. El ángulo de alabeo se mide en una escala de alabeo fija 8 cuando la silueta de la aeronave gira 7. Prácticamente, los ángulos de alabeo máximos de la aeronave no superan los 32º, y a una altitud inferior a 200 m al aterrizar con el ACS encendido, no son más de 13º. El ángulo de cabeceo se mide en una escala de cinta (tarjeta) 9 con respecto al centro 11 del indicador de balanceo dentro de 0 ÷ 80º. La escala de tono es de color blanco por encima del horizonte y negro por debajo. El mecanismo de escala de tono tiene un resorte que, cuando está apagado, mueve la cinta de escala a su posición más alta. En el panel frontal del instrumento hay una perilla con la que puede ajustar la escala de tono dentro de ± 12º.

La flecha de comando vertical 1 del canal lateral (flecha de comando de balanceo) indica la dirección y la cantidad de deflexión de la rueda de control para garantizar una salida suave de la aeronave a la línea de la ruta especificada (LZP) durante el vuelo a lo largo de la ruta, realizando el "Cuadro "maniobra, en la línea de la zona de rumbo de señal igual al entrar en el eje de la pista mediante señales de la baliza del localizador (KRM). La desviación de la flecha de mando está limitada por un paro eléctrico cuando se alcanza un ángulo de 22º.

La barra de 4 desviaciones laterales (barra de rumbo) muestra la desviación lateral de la aeronave del LAP durante el vuelo en ruta. El círculo representa la posición de la aeronave, la barra móvil representa la posición del LZP. Cuando la aeronave vuela exactamente en el LZP, la flecha de comando y la barra de posición lateral estarán en el centro. Es necesario tener claro la diferencia entre las lecturas del puntero de comando y la barra de posición. La flecha de comando no indica la posición de la aeronave, esta información es transportada por la lectura de la barra de posición.

La flecha de comando 6 del canal longitudinal (marrón o amarillo) muestra la dirección y la cantidad de deflexión de la columna de control para asegurar un ajuste suave de la aeronave en el LZP verticalmente, en la trayectoria de planeo (al aterrizar mediante señales de sincronización).

En el lado izquierdo del dispositivo hay una barra horizontal 2 de la desviación de la altura de la aeronave en el plano vertical con respecto a la altitud de vuelo dada. Al descender y acercarse, la barra indica la ubicación de la línea de la zona equisignal de la trayectoria de planeo en relación con la aeronave. El círculo indicador indica la posición de la aeronave. En la parte inferior del dispositivo hay un indicador de ángulo de deslizamiento 12. Los cuatro indicadores (flechas de comando y barras de posición) son instrumentos radiométricos.

La desviación de la flecha de comando del canal lateral es proporcional a la diferencia entre el ángulo de balanceo calculado especificado y el ángulo de balanceo actual. La desviación de la flecha de comando del canal longitudinal está determinada por la diferencia entre los ángulos de paso especificados y actuales.

Con control de dirección, el piloto al mover el volante y la columna devuelve las flechas de comando al centro del círculo 11. Durante el control automático y el funcionamiento normal del ACS, las flechas de comando están siempre dentro del círculo central.

En el panel frontal del dispositivo, a la izquierda, hay un botón-lámpara 13 (rojo) ARRETER, que sirve para el bloqueo acelerado a distancia del CGV. Se enciende cuando lo presiona y cuando falla el CHV. Después de bloquear y durante el funcionamiento normal del CHV, esta lámpara se apaga.

Los dispositivos de señalización de banderas rojas T y K 3 y 5 aparecen en la parte frontal del dispositivo cuando se apaga la alimentación de los canales de balanceo o cabeceo, cuando estos canales fallan, cuando falla el aterrizaje CGV o RTS.

Si la aeronave está energizada y el piloto automático está apagado, entonces en el punto de control la flecha de comando del canal longitudinal está en la parte inferior de la escala, sin interferir con el piloto para controlar la posición de la aeronave a lo largo del horizonte artificial.

Los dispositivos de control de vuelo son alimentados por corriente alterna trifásica U = 36V, f = 400 Hz de RU25 (caja de cambios izquierda) y RU26 (caja de cambios derecha) a través de los disyuntores TsGV-10 P IZQUIERDA, TsGV-10 DERECHA.

La alimentación de CC se suministra desde RU23 (caja de cambios izquierda), RU24 (caja de cambios derecha) a través de los disyuntores TsGV LEV, TsGV PRAV.

10 PREGUNTA "DISPOSITIVO DE NAVEGACIÓN Y PILOTACIÓN (NPP)"

NPP es el indicador principal de la posición de la aeronave en el plano horizontal. El dispositivo determina el rumbo ortodrómico o giromagnético, un rumbo dado o un ángulo de rumbo dado, ángulo de desviación, ángulo de rumbo ortodrómico o magnético, ángulo de rumbo, ángulo de rumbo ortodrómico o magnético, ángulo de rumbo de una estación de radio en marcha, rumbo ortodrómico o magnético a un estación de radio de conducción, desviación de la aeronave de las líneas equiseñales a lo largo del rumbo y trayectoria de planeo cuando la aeronave está en el rango de las balizas de planeo del rumbo.

El curso ortodrómico y el ángulo de seguimiento se determinan de acuerdo con la NPP del navegador. No hay indicación de KUR y rumbo a la estación de radio.

Dependiendo de la posición del interruptor "OK-MK" ubicado debajo del instrumento en el panel del piloto, el instrumento NPP muestra un rumbo ortodrómico o giromagnético. El conteo se realiza en la escala móvil interna 6 relativa al índice fijo superior 5. La escala se gradúa de 0 a 360º, digitalización - después de 30º, la graduación es 2º. En la misma escala, el rumbo establecido se establece o mide con la ayuda de la flecha ancha 3. Está prohibido utilizar el mango ZK del rumbo establecido hasta recibir instrucciones especiales. El curso preestablecido se establece mediante la perilla KURS del panel de control ACS (el interruptor de modo está en la posición COURSE o WAY, mediante la perilla RZK del navegador o desde el complejo de computadoras de control).

En el modo "Aproximación", el rumbo preestablecido sólo se puede configurar desde el mando KURS del piloto. El ángulo de seguimiento actual (ortodrómico o magnético) se mide en relación con la escala móvil utilizando una flecha estrecha 2 en los modos "Navegación" y "Rumbo".

El ángulo de deriva y el ángulo de rumbo de la estación de radio se miden con relación a la escala fija 1 también con la ayuda de una flecha estrecha.

La señal de EE. UU. Ingresa a la central nuclear si el interruptor de modo en el panel de control del ACS está en la posición KURS o NAVIG.

Cuando el interruptor está en la posición WAY, así como cuando el ACS está apagado, la flecha estrecha muestra el CUR en relación con la escala fija y el rumbo a la estación de radio en relación con la escala móvil.

En vuelo en el modo "Control" desde la palanca KURS después de haber trabajado en el rumbo establecido, la flecha ZK debe coincidir con la flecha estrecha que muestra el ángulo de deriva. Si el DISS-013-C2 falla, la flecha ZK coincide con el índice fijo en la parte superior del dispositivo.

Al realizar el modo "Caja", la flecha ZK coincide con el índice estacionario antes del inicio del primer giro, al realizar giros posteriores, la flecha ZK gira sincrónicamente con la escala de rumbo del dispositivo.

De acuerdo con las barras 7 y 8, se determinan las desviaciones angulares ɛ g ɛ k de las líneas equivalentes de la trayectoria de planeo y las balizas del localizador. Las señales a los sistemas magnetoeléctricos de las tiras proceden de RSBN-7S o KURS-MP-2.

En el dispositivo NPP hay mezcladores K y G, que se activan al ingresar a las zonas de recepción confiable de las señales del localizador y las balizas de la trayectoria de planeo. Esto cierra las licuadoras.

El instrumento de navegación y vuelo funciona con corriente alterna U≈36 V 400 Hz y corriente continua U = 27 V.

AT-1 (Artillery Tank-1): según la clasificación de tanques de mediados de la década de 1930, pertenecía a la clase de tanques especialmente creados; según la clasificación moderna, se consideraría una artillería autopropulsada antitanque. instalación de 1935. El trabajo en la creación de un tanque de apoyo de artillería basado en el T-26, que recibió la designación oficial AT-1, comenzó en la planta No. 185 que lleva el nombre. Kirov en 1934. Se asumió que el tanque creado reemplazará al T-26-4, cuya producción en serie no logró establecer la industria soviética. El principal AT-1 fue el cañón PS-3 de 76,2 mm, diseñado por P. Syachentov.

Este sistema de artillería fue diseñado como un arma de tanque especial, que estaba equipada con miras panorámicas y telescópicas y un gatillo de pie. El poder del cañón PS-3 era superior al del cañón de 76,2 mm. 1927, que se instaló en tanques T-26-4. Todo el trabajo en el diseño del nuevo tanque AT-1 se llevó a cabo bajo el liderazgo de P. Syachentov, quien era el jefe del departamento de diseño para el ACS de la planta experimental No. 185 que lleva el nombre. Kirov. En la primavera de 1935, 2 prototipo esta maquina.

Caracteristicas de diseño

El ACS AT-1 pertenecía a la clase de unidades autopropulsadas cerradas. El compartimiento de combate estaba ubicado en el medio del vehículo en una cámara blindada protegida. El armamento principal del ACS era el cañón PS-3 de 76,2 mm, que estaba montado sobre un eslabón giratorio sobre un pedestal de clavijas. El armamento adicional fue una ametralladora DT de 7,62 mm, que se instaló en un soporte de bola a la derecha del arma. Además, el AT-1 podría estar armado con una segunda ametralladora DT, que podría ser utilizada por la tripulación para la autodefensa. Para su instalación en la popa y costados de la chaqueta blindada, se dispuso de troneras especiales, cubiertas con deflectores blindados. La tripulación del ACS estaba formada por 3 personas: el conductor, que estaba ubicado en el compartimiento de control a la derecha en la dirección del vehículo, el observador (que también es el cargador), que estaba en el compartimiento de combate a la derecha del arma. , y el artillero, que estaba ubicado a su izquierda. En el techo de la timonera había escotillas para el embarque y desembarque de la tripulación autopropulsada.

El cañón PS-3 podía enviar un proyectil perforador de blindaje a una velocidad de 520 m / s, tenía miras panorámicas y telescópicas, un gatillo de pie y podía usarse tanto para fuego directo como desde posiciones cerradas. Los ángulos de guía vertical variaron de -5 a +45 grados, guía horizontal - 40 grados (en ambas direcciones) sin girar el cuerpo del ACS. La munición incluía 40 rondas para el cañón y 1827 rondas para ametralladoras (29 discos).

La protección de la armadura del cañón autopropulsado era a prueba de balas e incluía placas de armadura laminadas con un grosor de 6, 8 y 15 mm. La chaqueta blindada estaba hecha de láminas con un grosor de 6 y 15 mm. La conexión de las partes blindadas del casco se proporcionó con remaches. Las placas de blindaje laterales y de popa de la cabina se hicieron plegables sobre bisagras para la posibilidad de eliminar los gases de pólvora durante el disparo a la mitad de su altura. En este caso, la hendidura es de 0,3 mm. entre las aletas y el cuerpo de los cañones autopropulsados ​​no protegía a la tripulación del vehículo de los impactos de las balas de plomo.

El chasis, la transmisión y el motor se mantuvieron sin cambios con respecto al tanque T-26. El motor se puso en marcha con un motor de arranque eléctrico "MACh-4539" con una capacidad de 2,6 CV. (1,9 kW), o "Scintilla" con una potencia de 2 CV. (1,47 kW), o utilizando la manivela. Los sistemas de encendido utilizaban el magneto principal de tipo Scintilla, Bosch o ATE VEO, así como el magneto de arranque Scintilla o ATE PSE. La capacidad de los tanques de combustible de la unidad AT-1 fue de 182 litros, este suministro de combustible fue suficiente para cubrir 140 km. al conducir por la autopista.

El destino del proyecto

La primera copia del AT-1 SPG se envió para su prueba en abril de 1935. En términos de sus características de conducción, no se diferenciaba de ninguna manera del tanque T-26 de serie. Las pruebas de disparo mostraron que la velocidad de disparo del cañón sin corregir la puntería alcanza los 12-15 disparos por minuto con el mayor alcance de disparo de 10,5 km, en lugar de los 8 km requeridos. A diferencia de la instalación SU-1 probada anteriormente, el disparo en movimiento fue generalmente exitoso. Al mismo tiempo, también se identificaron las deficiencias de la máquina, que no permitieron la transferencia del AT-1 para ensayos militares. Con respecto al arma PS-3, el ingeniero militar de tercer rango Sorkin escribió lo siguiente en su carta al Comisario de Defensa del Pueblo:

“El cañón No. 23 se montó en AT-1 y pasó un ciclo completo de pruebas de campo con él ... Las pistolas No. 4 y 59 fueron probadas repetidamente en NIAP y dieron resultados satisfactorios, mientras que no se logró un funcionamiento completamente ininterrumpido de la automatización . Antes de la eliminación de este defecto, no era posible transferir el sistema AT-1 para pruebas militares ... "

De acuerdo con los resultados de las pruebas del AT-1 ACS, se observó un funcionamiento satisfactorio del cañón, pero para una serie de parámetros (por ejemplo, la posición inconveniente del mecanismo de giro, la ubicación de las municiones, etc.), al ACS no se le permitió realizar pruebas militares.

Aunque los diseñadores afirmaron que esta arma era superior a todos los cañones de tanque disponibles, de hecho, el L-7 también tenía una gran cantidad de defectos. Un intento de armar el AT-1 con esta arma no tuvo éxito debido a una serie de caracteristicas de diseño y se consideró inconveniente diseñar una nueva chaqueta blindada. Comparando todos los datos disponibles sobre el proyecto ABTU, decidió lanzar un pequeño lote de preproducción de 10 cañones autopropulsados ​​AT-1, que estaban equipados con cañones PS-3, así como un chasis mejorado. Querían utilizar este lote en pruebas militares y de campo extendidas.

Se planeó establecer la producción de cañones PS-3 en la planta de Kirov, los cascos SPG se producirían en la planta de Izhora y la planta No. 174 debía suministrar el chasis. Al mismo tiempo, en lugar de preparar el automóvil para la producción en serie y abordar las deficiencias identificadas del sistema de artillería PS-3, los Kirovitas promovieron activamente sus diseños. Tras el fallo con el cañón L-7, la fábrica se ofreció a probar su versión mejorada, que recibió la designación L-10. Sin embargo, no fue posible instalar esta arma en la timonera AT-1. La situación se vio agravada por el hecho de que la fábrica # 174 estaba cargada con la producción de tanques T-26 en serie, por lo que incluso la producción de 10 chasis para los cañones autopropulsados ​​AT-1 se convirtió en una tarea abrumadora para él.

Uno de los cuerpos AT-1 producidos se usó solo 3 años después, durante la guerra soviético-finlandesa. En enero de 1940, a pedido de los comandantes y soldados de la 35ª Brigada de Tanques, que combatía en el istmo de Carelia, la planta No. 174 comenzó a trabajar en la creación de un "tanque sanitario", destinado a evacuar a los heridos del campo de batalla. . Esta iniciativa fue aprobada por el jefe de ABTU RKKA D. Pavlov. Como base para la creación de la máquina se utilizó uno de los cuerpos AT-1 disponibles en la planta, que en el lugar, sin ningún dibujo, fue reconvertido para la evacuación de los heridos. Los trabajadores de la planta planeaban donar un tanque sanitario a los camiones cisterna para el feriado del 23 de febrero, pero debido a retrasos en la producción, el automóvil no llegó al frente. Después del final de las hostilidades, el tanque sanitario T-26 (como se llamaba en los documentos de la fábrica) se envió al Distrito Militar del Volga, no se sabe nada sobre el futuro de este desarrollo.

Resumiendo, podemos decir que el AT-1 fue la primera unidad de artillería autopropulsada de la URSS. Para la época en que a los militares todavía les gustaban las cuñas de ametralladoras o los tanques armados con cañones de 37 mm, el AT-1 ACS podía considerarse con justicia un arma muy poderosa.

Características tácticas y técnicas: AT-1
Peso: 9,6 toneladas.
Dimensiones:
Largo 4,62 m, ancho 2,45 m, alto 2,03 m.
Tripulación: 3 personas.
Reserva: de 6 a 15 mm.
Armamento: cañón PS-3 de 76,2 mm, ametralladora DT de 7,62 mm
Municiones: 40 rondas, 1827 rondas para la ametralladora
Motor: carburador en línea de 4 cilindros refrigerado por aire del tanque T-26 con una capacidad de 90 hp.
Velocidad máxima: en carretera - 30 km / h, en terreno accidentado - 15 km / h.
Progreso en la tienda: en la carretera - 140 km., En terreno accidentado - 110 km.

El sistema SAU-42T está hecho sobre un elemento doméstico basado en microcontroladores 1986BE1T desarrollados y fabricados por JSC "PKK Milandr".

La unidad de sistema informático SAU-42T BVS-42T está diseñada como de dos canales y contiene dos computadoras duplicadoras con módulos de potencia autónomos. Cada una de las calculadoras del bloque está conectada a sensores e indicadores multifuncionales a través de líneas de comunicación de código ARINC 429 y mediante comandos de una sola vez. Además, cada una de las calculadoras de la unidad BVS-42T está conectada a las unidades de accionamiento BP-42T mediante dos líneas de comunicación con la interfaz CAN. Con tal estructura, se logra una mayor tolerancia a fallas del sistema debido al hecho de que permanece operativo en todos los modos de control con al menos un sensor de parámetros de movimiento en servicio y un indicador del número de duplicados.

Características principales

• La composición del sistema SAU-42T:

El sistema SAU-42T consta de una unidad de sistema informático BVS-42T - 1 ud. y unidades de propulsión BP-42T para timón, alerones, elevador y trimado de elevador (4 uds.).

• El sistema SAU-42T realiza las siguientes funciones:

Estabilización automática y directa de los valores establecidos de cabeceo, balanceo, rumbo, velocidad vertical y altitud barométrica;

Tracción automática de la aeronave al horizonte por orden de la tripulación (siempre que los sensores de posición de control estén instalados en la aeronave);

Procesamiento automático y directo de señales del sistema de navegación;

Limitar los modos de vuelo limitantes en cuanto a los parámetros de movimientos longitudinales y laterales, acompañado de la emisión de señales apropiadas al sistema SOI-42T;

Prioridad del control manual de la aeronave sobre la forma automática de dominar a través de las palancas de control de la aeronave;

Posibilidad de parada de emergencia y activación del SAU-42T (intervención del piloto en el control de la aeronave);

Ausencia de movimientos bruscos de las superficies de dirección y controles de la aeronave en caso de fallas y cambio de modos de operación del SAU-42T.

• El sistema SAU-42T tiene los siguientes modos de funcionamiento:

Control avanzado;

Estabilización de ángulos de alabeo y cabeceo ajustados con SOI-42T;

Estabilización del rumbo fijado con SOI-42T;

Estabilización de la velocidad vertical;

Estabilización de la altura actual;

Cambio de nivel de vuelo con estabilización de una altitud determinada;

Gestión según el sistema BMS-2010;

Control direccional de los canales de ascensor, dirección y alerones al recibir el comando de cambiar a control manual;

Traer la aeronave al horizonte a las órdenes de la tripulación;

Recorte del ascensor al mando de la tripulación.

• Complejo para pruebas en tierra del sistema (KNO SAU-42T):

KNO SAU-42T es sistema automático trabajando fuera del producto. La simulación se realiza en el entorno MATLAB con una Real Target Machine conectada a la computadora de control a través de un canal Ethernet. KNO incluye una computadora para mostrar datos de vuelo a través del canal JTAG y un soporte de carga que contiene sensores de posición angular de los elementos de control, cuyas señales se envían al modelo del objeto, implementado como un módulo de software en una máquina en tiempo real.

Características técnicas de SAU-42T:

Dimensiones:

bloque BP-42T 104 × 113 × 225 mm,

bloque BVS-42T 148 × 121 × 312 mm.

El peso total de los bloques del sistema es de 15 kg.

Material del cuerpo del bloque: aleación de aluminio.

Fuente de alimentación: de la red DC 27 V SES de dos lados.

Parámetros de suministro de energía según GOST R 54073-2010 para consumidores de categoría 2.

Consumo de energía: no más de 100 W (potencia máxima: no más de 250 W).

Condiciones de operación:

Temperatura de trabajo: de menos 40 ° С a + 55 ° С,

Humedad del aire: hasta 95% a una temperatura de 35 ° С,

Presión atmosférica: desde 45,7 kPa (350 mm Hg)

Indicadores de confiabilidad:

Tiempo medio entre fallas en vuelo (T op): no menos de 2000 h,

La vida útil promedio en el empaque original en una habitación sin calefacción es de al menos 5 años.

Los componentes SAU-42T cumplen los requisitos de resistencia al rayo para el grado de dureza 3 según OST 1 01160-88.

Indicadores cuantitativos de SAU-42T:

Tiempo de preparación para el trabajo: no más de 3 minutos,

Tiempo de trabajo continuo: no menos de 8 horas,

Precisión de estabilización (excluidos los errores del sensor, en una atmósfera tranquila, en vuelo constante):

Ángulo de paso ± 1 °;

Ángulo de balanceo ± 1 °;

Ángulo de rumbo ± 1,5 °;

Por altitud barométrica:

± 8 ma una altura de ± 500;

± 10 ma una altitud de 2000;

± 12 ma una altitud de 4000;

Velocidad vertical 1 m / s en el rango de limitaciones operativas.

Rango dinámico de velocidades de rotación de los accionamientos:

Timón: 22,59 Nm a 0 ° / s, velocidad máxima en vacío 84 ° / s;

Elevador, trimado del elevador, alerones: 13,55 Nm a 0 ° / s, velocidad máxima sin carga - 114 ° / s;

Momentos de deslizamiento de los acoplamientos del servodrive y limitación de los ángulos de deflexión:

Timón: (9,04 ± 1,13) Nm, izquierda (27 ± 1) °, derecha (29 ± 1) °;

Ascensor: (6.21 ± 0.79) Nm, arriba (15.5 ± 0.5) °, abajo (13 ± 1) °;

Ajuste del elevador: (5,08 ± 0,68) Nm, arriba (28 ± 5) °, abajo (25 ± 5) °;

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

Con modo de control automático y de director desde 400 metro antes de operacional,

• 
  con modo de control de aproximación automático o director hasta una altitud de al menos 60 metro;

3. ángulos de balanceo: cuando se enciende y se opera hasta ± 30 ± 5 °.

Nota. Se permite el uso del acelerador automático en altitudes que no superen los 7000 m, M  0,74.

El sistema de control del kit acrobático proporciona la conmutación automática del semiconjunto ACS defectuoso al semiconjunto útil correspondiente. El sistema ACS proporciona un límite de velocidad indicado 600 + 20-10 km / h.

Nota. El ACS proporciona el modo de vuelo especificado en condiciones turbulentas con una intensidad que no hace que la aeronave alcance las restricciones (n ukr;  cr; Vcr) indicadas a continuación.

El ACS (canal longitudinal) se desactiva automáticamente cuando la aeronave alcanza:

Sobrecarga vertical inferior a 0,5 y superior a 1,5 en modo de vuelo a campo traviesa; menos de 0,65 y más de 1,35 en el modo de aproximación desde una altitud de 200 metro por una señal de radio altímetro;

• 
  ángulo de ataque igual a ( cr - 0,5) por la señal AUASP;
• 
  un ángulo de cabeceo de más de 20 ° para el morro hacia arriba y de 10 ° para una inmersión.

1. Antes de activar el AP en vuelo estable, equilibre la aeronave con el estabilizador de modo que el elevador (RV) esté en la posición neutral. Verifique la posición del PB según el indicador de la posición PB. Coloque el mecanismo de efecto de recorte PB (MTE) en la posición neutra. MTE LV y alerones eliminan las cargas de los controles correspondientes.

2. Inmediatamente después de encender el AP, asegúrese de que, según el indicador PB, el PB esté desviado en un ángulo de no más de ± 2 °. Si el RV se desvía en un ángulo de más de ± 2 °, equilibre la aeronave con el estabilizador (sin deshabilitar el AP), desviándolo en la dirección indicada en el ítem 1.

3. En todas las etapas del vuelo con el AP encendido, requiriendo un cambio en la velocidad de vuelo, así como cuando el centrado de la aeronave cambia, cuando el RV se desvía en un ángulo de más de ± 2 ° y la "COMPROBAR POSICIÓN RV" Se enciende el piloto del salpicadero, equilibre la aeronave con el estabilizador (sin desconectar el piloto automático), desviándolo en la dirección indicada en el apartado 1.

ADVERTENCIA: Para aviones hasta el No. 0306, se permite equilibrar el avión si la velocidad indicada del avión no supera los 530 km / h.

4. En el caso de maniobras a velocidad prácticamente constante (sobrecarga, viraje, etc.), cuando el RV pueda desviarse durante mucho tiempo en un ángulo de más de ± 2 °, no se debe utilizar el estabilizador.
ESTÁ PROHIBIDO:

• 
  Encienda la fuente de alimentación del AP por debajo de 400 metro;
• 
  utilice el ACS tanto en modo automático como semiautomático hasta H por debajo de 60 metro;
• 
  ajuste el interruptor "NORMAL-BOLT". al "PERNO". hasta nuevo aviso;
• 
  enfoque automático con dos motores averiados;

Utilice el canal de cabeceo en el modo de aproximación automática si el centro de gravedad excede el 26 ... 36% de MAR;

Continúe la aproximación de aterrizaje automático con un RV desviado en un ángulo de más de 4-5 °. Se requiere un equilibrado manual obligatorio con un estabilizador;

Desenchufe los timones para comprobar el ACS en el suelo si la velocidad del viento es superior a 15 Sra;

• 
  utilizar APS a una velocidad aerodinámica indicada de más de 500 km / h;
• 
  encienda el acelerador automático cuando:

En el proceso de control de la entrada de aire;

Falla del motor;

Control de puerta lateral;

Liberación de mecanización;

No se recomiendan los baches.
Sistema de extinción de incendios
Para extinguir un incendio en los compartimentos de las alas, las góndolas del motor, el compartimento APU, el compartimento GNG hay: 3 UBC-16-6 (etapas I y II a la derecha entre 26-27 cuadros, III vueltas - a la izquierda 27- 28 cuadros en el maletero).

Para apagar el fuego en el compartimento GNG, 3 UBSH-3-1 (I y II giran a la izquierda 26-27 shp. Y III giran a la derecha 29 sht.) Son destinados en el maletero.

Los vidrios de señal están ubicados en la superficie inferior del fuselaje a la izquierda (III) y a la derecha (I y II) a 26-27 sh.

En caso de incendio en cualquier compartimento (aumento de temperatura 2 ° / sy, si se activan más de 3 sensores y la temperatura ambiente es de 180-400 ° C), la señal se envía a la unidad ejecutiva BI-2A correspondiente.

En la cabina:

El panel principal “FUEGO” está parpadeando, el panel de señalización rojo “LUGAR DE FUEGO” en el panel de control y alarma se enciende, así como una flecha amarilla que indica el interruptor que debe usarse cuando este lugar fuego (además, en caso de incendio en el ala, se encienden los letreros mnemotécnicos verdes “GRÚA ABIERTA”);

En el RI-65 se recibe la siguiente información: “¡FUEGO, SOY TABLERO №, FUEGO!”;

Se disparan las cabezas de piro cartucho pirotécnico de la primera etapa de este compartimento y el freón se dirige al lugar del fuego. Si es necesario, puede aplicar II y III manualmente: la etapa I se activa tanto automática como manualmente, y II y III solo manualmente. Cuando el fuego desaparece, las señales rojas se apagan. Para apagar la flecha y el letrero verde mnemotécnico, presione el botón “REVISAR LAS LÁMPARAS DE LAS PIROPATRONES Y DESBLOQUEAR LAS LÁMPARAS DEL LUGAR DEL FUEGO” en el panel de control de los pirocartuchos.

En las puntas de las alas y en ambos carenados del tren de aterrizaje, se instalan mecanismos de activación de emergencia para el sistema de extinción de incendios. Si, al aterrizar con el tren de aterrizaje retraído, se activa al menos uno de los mecanismos, entonces todos los squibs explotarán y el freón entrará en todos los compartimentos protegidos contra incendios. La energía para detonar los squibs proviene de las baterías.
Comprobación de la funcionalidad del sistema de alarma contra incendios.

1. 
   1. Interruptor principal a la posición "CHECK".

• 
  góndolas de motor;
• 
  APU y GNG;
• 
  alas,

Después de colocar el interruptor correspondiente en la posición neutra, todo se apaga a excepción de:

La flecha amarilla está encendida;

Para el ala hay un signo mnemotécnico verde "VALVULA ABIERTA". Deben ser apagados presionando el botón “REVISAR PIPROPATRONES Y DESBLOQUEAR LAS LUCES DEL LUGAR DEL FUEGO” luego de revisar los sensores de las góndolas, motores, APU y GNG, alas.

3. Coloque el interruptor principal en la posición “EXTINGUIR INCENDIOS” y cierre la tapa.

¡Atención! 1. No gire el interruptor principal a la posición de “EXTINCIÓN DE INCENDIOS” cuando la alarma no esté apagada para evitar la autodescarga de los extintores de 1ª etapa.

2. Si el interruptor principal está en la posición "COMPROBAR", entonces la 1ª etapa no funciona ni automática ni manualmente.
Comprobación de la capacidad de servicio de los extintores de incendios
1. Verificar el estado de funcionamiento de la lámpara de señalización verde de los extintores pulsando el botón “COMPROBACIÓN DE LAS LÁMPARAS DE LOS EXTINTORES Y DESBLOQUEO DE LAS LÁMPARAS DEL CHIMENEA”.

2. Ajuste uno por uno el interruptor a los compartimentos probados:

• 
  góndolas de motor (4 uds.);
• 
  ala;

3. Coloque el interruptor de pulgar en la posición "APAGADO". (la lámpara verde está apagada).
Acciones de la tripulación en caso de incendio
Un miembro de la tripulación que haya descubierto un incendio está obligado a informar al control de calidad. La extinción de incendios se lleva a cabo por orden del QC. Si se detecta un incendio en los compartimentos ignífugos del BT, es necesario:

1. Duplique la activación del extintor de incendios de 1a etapa para lo cual:

Coloque el interruptor de suministro de agente extintor en el panel de USPS debajo de la flecha amarilla ardiente en la posición 1.

2. Si el fuego no se ha extinguido con un extintor de incendios de la 1ª etapa, utilice la 2ª etapa, si no se eliminó, la 3ª etapa.

3. Después de 20-30 con después de extinguir el fuego, coloque el interruptor de suministro de agente extintor en la posición neutral (apague la flecha amarilla), y para el ala y el nemotécnico verde presionando el botón "VERIFICAR LAS LÁMPARAS DEL PIROPATRÓN").

4. En caso de incendio en la cabina o en el compartimento de carga, utilice extintores portátiles.

Nota. Si se ha producido un incendio en la góndola del motor, APU o TNG, entonces es necesario apagar el motor correspondiente, APU, GNG y garantizar una producción uniforme de combustible, y en caso de incendio en el ala con el POS encendido, apague el Wing POS.
Extintores portátiles
En el compartimento técnico, la cabina del navegante y la cabina del artillero de aire, se instala el extintor OR-1-2;

Los extintores OR-2-6-20-30 están instalados en el compartimento de carga, uno para 14 piezas y el otro para 56 piezas. lado izquierdo;

Al transportar mercancías inflamables, se pueden instalar 4 extintores adicionales en lugar de cilindros de oxígeno:

2 piezas - 25 shp, izquierda, derecha;

2 uds. - 56-57 shp. a la derecha.

Datos básicos

O-1-2 O-2-6

SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Sistema de drenaje de tanques de combustible.
Los tanques de cada media ala cuentan con un sistema de drenaje autónomo, que incluye las siguientes unidades:

Tanque de drenaje (NK-38-39);

La entrada de aire del sistema (en la parte inferior del ala) tiene 3 válvulas de vacío y 1 válvula de seguridad, que asegura el funcionamiento en caso de congelación de la entrada de aire;

Línea de drenaje principal y adicional. Los tanques principales de los motores externos tienen una línea de drenaje principal autónoma, y ​​el resto de los tanques de semi-ala tienen una línea de drenaje principal común. La línea de drenaje adicional es común a todos los tanques de media ala;

Sistema de transferencia de combustible del tanque de drenaje:

a) ESP-87 (fuera del tanque);

b) filtro de combustible;

c) dispositivo de señalización del sensor 1 Sistemas SMK-Z SPUT-4;

d) SD-02 (indicador de presión).
Trabaja

En el juego H y vuelo nivelado, los tanques de combustible se comunican con la atmósfera a través del drenaje principal, mientras descienden por el drenaje adicional.

En caso de una obstrucción en la entrada de aire, la comunicación de los tanques con la atmósfera está asegurada por válvulas de vacío (en vuelo horizontal y en descenso) y una válvula de seguridad (en el conjunto H). En presencia de 120 l combustible en el tanque de drenaje, la bomba se enciende automáticamente - el combustible ingresa a los tanques 1P (4P), la bomba se apaga automáticamente desde SDU2A-0.2. Las bombas también se pueden encender manualmente.
Sistema de control de programas

y mediciones de combustible SPUT4-1
La parte de medición proporciona:

• 
  medición constante del suministro de combustible en la aeronave;
• 
  medición alternativa del suministro de combustible en cada tanque de un grupo dado y medición del suministro total de combustible para el motor (lo mismo al repostar);

La parte automática proporciona:

• 
  control de transferencia de combustible;
• 
  finalización del reabastecimiento de combustible de los tanques de combustible;

combustible por motor 2000 kg.

La indicación del sistema está representada por 9 indicadores:

5-en la parte exterior del salpicadero central;

4-en la placa de repostaje.

Los indicadores de cabina con la designación del número de motor tienen dos escalas:

Externo para medir el suministro total de combustible para el motor y en el tanque de reserva;

• 
  interno - en el tanque adicional y principal.

Exterior (blanco): cambio de la reserva en el tanque de reserva;

• 
  medio (amarillo) - en un tanque adicional;
• 
  interior (rojo) - en el tanque principal.

El sistema se enciende de RU-24 a +27 V y desde el tablero BI mediante el interruptor “MEDIDOR DE COMBUSTIBLE” para corriente alterna.

Sistema de llenado centralizado
Este sistema permite llenar los tanques a presión desde abajo:

2. Velocidad de repostaje: 3000 l / min

Nota. Capacidad de llenado total 114.500 litros.

Composición:

1. 
   dos accesorios de repostaje laterales en el carenado derecho del chasis;
2. 
   la válvula de llenado principal (frente a la entrada del tanque ZR) - principal;
3. 
   válvula de doble acción: asegura que el combustible se bombee completamente después de repostar o lo protege de la expansión térmica del combustible (el lado derecho está en la parte superior);

5. 2 válvulas de llenado electrohidráulicas;

6. 12 sensores-dispositivos de señalización SPUT4-1 - dan una señal eléctrica para cerrar la válvula de llenado;

7. elementos del circuito eléctrico para el control de repostaje;

8. 12 dispositivos de señalización SDU2A-0.2 de aumento de presión en los tanques a P más de 0.2 dan una señal para cerrar la válvula de llenado (luz roja en la placa de llenado).
Indicación, alarma, controles

12 luces agregadas (verdes) de la posición abierta de las válvulas de llenado;

12 luces de advertencia (rojas) de aumento de presión en los tanques;

Lámparas verdes y amarillas para posiciones abierta y cerrada de la válvula de llenado principal.

Los órganos de gobierno:

• 
  interruptor indicador del medidor de combustible (en la cabina);
• 
  dos interruptores basculantes (uno en la cabina);
• 
  interruptores para controlar la grúa y las válvulas de llenado ubicadas en la placa de llenado.

1. Encienda el interruptor principal - la luz amarilla para la posición cerrada de la válvula principal está encendida.

2. Abra la válvula principal de repostaje; la luz verde se enciende.

3. Apague los interruptores de la válvula de cebado; las luces verdes se encenderán.

Cuando los tanques están llenos, sus válvulas se cierran automáticamente mediante una señal:

• 
  dispositivo de señalización de sensor SPUT4-1;
• 
  al comando de la válvula de flotador (si no se cierra desde el SPUT);
• 
  desde SDU2A-0.2.

Nota. Gasolinera "AUTOMAT. TANK SWITCH ”se apaga al repostar.