Sistema di controllo automatico SAU 1t 2b. Informazioni generali sui sistemi di segnalazione aerea. Il canale opera in modalità

Insieme a strumenti e sensori che determinano i parametri di altitudine e velocità, sugli aerei vengono utilizzati sistemi di segnali aerei (SHS), che sono anche chiamati controllori di velocità e altitudine. Sono progettati per la misurazione complessa di questi parametri e la loro fornitura centralizzata a vari consumatori. Questi parametri includono: numero M, velocità reale V, indicatore di velocità V e, relativa altitudine barometrica N rela, altitudine barometrica assoluta h, temperatura esterna T, deviazioni ∆М, ∆Н, ∆V numeri M, altezza H, velocità V e dai valori impostati.

Nella fig. 2.1 mostra uno schema dell'uso di SHS nel canale dell'ascensore nel sistema di controllo automatico SAU-1T. In modalità di stabilizzazione dell'angolo di beccheggio υ nel servoazionamento dell'ascensore SPRV Contemporaneamente ai segnali tu e U ωz proporzionale alla deviazione dell'angolo di inclinazione e della velocità angolare z rispetto all'asse trasversale del velivolo, il segnale è dato UV, proporzionale alla velocità V io. Segnale U v quando la velocità supera il consentito, viene alimentata all'ingresso dell'unità SPRV attraverso il circuito a diodi della zona morta e l'amplificatore. L'unità devia l'ascensore per far salire l'aereo e la sua velocità diminuisce,

Nelle modalità di stabilizzazione del numero M, velocità V e o altitudine di volo, i segnali U ∆М, U ∆Н, U ∆ V proporzionale alle deviazioni di questi parametri dai valori specificati. Segnale tu rilasciato dall'unità di correzione del numero elettrico m BKME, segnali tu e U ∆ V- correttori-setter della velocità dello strumento (KZSP) e correttore-setpoint di altezza (KZV), rispettivamente.

Schemi strutturali possibili sistemi analogici di segnali aerei sono mostrati in Fig. 2.2. Una caratteristica distintiva dei sistemi SHS è che la soluzione automatica delle dipendenze calcolate viene eseguita in un calcolatore separato dai puntatori. Quest'ultimo emette segnali elettrici proporzionali ai parametri determinati alle utenze e agli indicatori di bordo. Nei sistemi SHS, costruiti secondo lo schema strutturale (Fig. 2.2, c), la soluzione delle dipendenze calcolate viene eseguita nei calcolatori, combinati strutturalmente con i puntatori. I segnali sono emessi da puntatori.

Segnali elettrici in ingresso ai calcolatori proporzionale a R e sto din, emesso dalle unità sensore di pressione DB, isolati separatamente o abbinati ad un calcolatore, e un segnale elettrico proporzionale alla temperatura T emesso dal ricevitore di temperatura T.T. Se necessario, i valori di pressione possono essere inseriti manualmente nei calcolatori p 0 e temperatura T circa alla superficie terrestre, pressione p s un dato livello.

Riso. 2.1. Schema di utilizzo di SHS nel sistema SAU-1T

Unità di conversione della tensione potenziometrica BPnP (Fig. 2.2, B)è progettato per convertire i segnali di tensione in segnali sotto forma di resistenze relative. Il diagramma mostrato in Fig. 2.2, a, corrisponde al sistema di segnale aereo utilizzato sotto il nome della centrale di velocità e altitudine tipo TsSV, allo Schema mostrato in Fig. 2.2, b, corrisponde al sistema di segnali aerei del tipo SVS-PN, e lo schema mostrato in Fig. 2.2, v,- sistema di segnalazione aerea, tipo SVS.

Riso. 2.2. Schemi a blocchi di possibili sistemi di segnale aereo analogico

Sistemi SHS, costruiti secondo gli schemi mostrati in Fig. 2.2, un e v, generare segnali di pressione R e sto din su scala lineare, cioè gli UCHE hanno caratteristiche lineari in termini di pressioni misurate. Tutte le operazioni relative alla soluzione delle dipendenze progettuali sono eseguite su circuiti a ponte autobilanciati, che includono potenziometri lineari e funzionali insieme a elementi di sistemi di tracciamento.

I sistemi SHS realizzati secondo lo schema mostrato in Fig. 2.2, B, generano segnali di pressione su scala logaritmica, cioè gli UCHE hanno caratteristiche per pressioni misurate che variano secondo una legge logaritmica. Ciò facilita l'esecuzione di trasformazioni funzionali nel sistema. In tali sistemi SHS, viene utilizzato un calcolatore analogico senza contatto, basato sull'uso di convertitori di tensione funzionali a diodi. I ponti potenziometrici autobilancianti vengono utilizzati solo nei puntatori e negli alimentatori.

TEMA 3 "SISTEMA DI CONTROLLO AUTOMATICO ACS 1T-2B"

INTRODUZIONE

In controllo manuale un "sistema di controllo" di un aereo è un pilota che utilizza le informazioni provenienti dagli strumenti di volo e di navigazione e dall'orientamento visivo. Il controllo multicanale, la necessità di elaborazione logica delle informazioni da un insieme di dispositivi e allarmi, carico di lavoro con altre responsabilità, velocità di reazione limitata e bassa velocità di trasmissione delle informazioni di una persona determinano una discreta discrezione e una precisione limitata del controllo manuale. Tuttavia, c'è un'elevata affidabilità, la capacità di adattarsi e analizzare le situazioni emergenti.

In gestione semiautomatica (direttore) l'elaborazione delle informazioni provenienti da vari sensori viene eseguita in un dispositivo informatico. Il pilota riceve informazioni, per così dire, già pronte, sotto forma di deviazioni delle frecce del dispositivo di comando (direttore). Il normale controllo dell'aereo è assicurato se il pilota devia i comandi in proporzione alla deviazione delle frecce di comando. La tecnica di pilotaggio è notevolmente semplificata. Inoltre, nel controllo semiautomatico, i canali di controllo e, di regola, le leggi della formazione dei segnali di controllo (comando) sono gli stessi dei sistemi automatici.

In controllo automatico Dopo l'amplificazione, i segnali di controllo vengono inviati agli ingranaggi dello sterzo, la cui deflessione provoca il movimento delle superfici di sterzo e l'aeromobile in una determinata modalità di volo. Il pilota controlla il mantenimento di una data traiettoria tramite le frecce di comando dei dispositivi di regia.

Quando l'ACS funziona correttamente, le frecce di comando e le barre della posizione dei dispositivi regista a regime dovrebbero essere prossime allo zero. Una deviazione significativa a lungo termine della freccia di comando indica solitamente un malfunzionamento della parte esecutiva o informativa del sistema di controllo. In questo caso è possibile passare alla modalità di regia o al controllo manuale. I loop di controllo manuale e direttore nell'ACS sono la riserva del loop automatico.

La facilità di transizione da controllo automatico a semiautomatico e manuale, e viceversa, è uno dei requisiti più importanti da implementare in un sistema di controllo.

Il sistema di controllo automatico prevede la ridondanza dei canali di controllo automatico, che garantisce il normale funzionamento e l'operatività in caso di guasto di uno dei canali. Il rilevamento di un canale guasto e la sua sostituzione con uno funzionante in volo vengono eseguiti automaticamente a seguito di un continuo automonitoraggio.

DOMANDA "SCOPO E COMPOSIZIONE DELL'ACS"

SAU-1T-2B fornisce:

Pilotaggio automatico e diretto dell'aeromobile lungo una determinata rotta nell'intervallo di altitudine da 400 m alla massima altitudine di volo in modalità salita, volo livellato e discesa;

Esecuzione di compiti speciali (atterraggio, volo in formazioni di battaglia);

Costruzione automatica e direzionale della manovra di pre-atterraggio;

Avvicinamento automatico e diretto per atterraggi fino a 60 m di altezza.

SAU-1T-2B ha due semi-set: principale e backup (riserva). Il controllo viene eseguito da un canale (principale), il secondo (backup) è in standby "hot" e si accende automaticamente o manualmente quando il primo fallisce. In questo caso la sostituzione avviene senza scosse mantenendo la manovra del velivolo.

Ciascuno dei semi-set include:

AP pilota automatico;

Acceleratore automatico AT (funziona in combinazione con il canale del pitch dell'autopilota);

Riassetto stabilizzatore automatico APS (funziona in combinazione con il canale pitch dell'autopilota);

Smorzatori di rollio e imbardata (utilizzati quando i canali di rotta e rollio dell'autopilota sono disattivati).

Il sistema è controllato dal pannello di controllo situato nella sala di controllo centrale.

2 DOMANDA "AUTOPILOTA"

L'autopilota ACS, agendo su alettoni, timone ed elevatore, fornisce:

1) stabilizzazione della posizione angolare dell'aeromobile lungo la rotta, il rollio e il beccheggio;

2) stabilizzazione dei valori preimpostati della quota H, del numero M e della velocità indicata V PR in volo lungo la rotta;

3) curve, salita e discesa coordinate;

4) controllo automatico e direzionale dell'aeromobile in volo lungo la traiettoria impostata dall'UVK sul piano orizzontale;

5) controllo automatico e direzionale dell'aeromobile durante l'esecuzione della manovra "Korobochka", nonché durante l'avvicinamento all'atterraggio fino a un'altitudine di 60 m tramite segnali ovviamente di planata;

6) limitazione automatica della velocità indicata.

L'autopilota genera e invia i seguenti parametri al cambio e ai dispositivi di indicazione NPP:

Gli attuali angoli di rollio, beccheggio e rotta (traccia) dell'aeromobile;

La deviazione dell'aeromobile dalla traccia specificata durante il volo lungo la rotta e dalle zone di uguale segnale dei fari di planata durante l'avvicinamento all'atterraggio;

Segnali di comando per il controllo del direttore dell'aereo durante l'avvicinamento all'atterraggio, l'esecuzione della manovra di Korobochka e il volo in rotta;

angolo di deriva;

Angolo di prua delle stazioni radio di guida;

Angolo di scorrimento.

Gli elementi di azionamento dell'autopilota, progettati per deviare le superfici di controllo e mantenerle in una determinata posizione, sono gli organi di governo (RM). L'autopilota è composto da quattro RM: 1 - alettone, 1 - veicolo di lancio e 2 - PB.

Ogni RM ha una frizione overdrive che permette al pilota di intervenire sull'autopilota utilizzando i comandi. Gli innesti a forza eccessiva vengono attivati ​​quando vengono applicate le forze:

Sugli alettoni spoiler (volante) 32 ± 5 kg;

Elevatore (colonna) 41 ± 8 kg;

Sul timone (pedali) 66 ± 13 kg.

L'autopilota monitora automaticamente il funzionamento del sistema in tutte le modalità di volo e commuta automaticamente il canale principale su uno ridondante in caso di guasto del canale principale, disattiva entrambi i canali in caso di doppio guasto dell'autopilota.

3 DOMANDA "TRAZIONE AUTOMATICA"

AT è inteso stabilizzare la velocità V PR indicata con una precisione del 2,5% (in atmosfera indisturbata) regolando la spinta dei motori in volo lungo la rotta e durante la discesa pre-atterraggio con controllo automatico e semiautomatico.

AT è sistema a due canali. I canali AT si duplicano a vicenda. Quando un canale è in funzione, il secondo è in standby a caldo, connettendosi automaticamente al lavoro quando il primo non funziona.

AT può essere attivato a condizione che l'acceleratore sia sbloccato e il correttore della velocità impostata KZSP sia pronto per l'uso. L'AT incluso nell'operazione regolando la spinta dei motori stabilizza il V PR che il velivolo aveva al momento dell'attivazione dell'AT. Quando si cambia V, il PR AT devia l'acceleratore nella direzione desiderata. In questo caso, la variazione dell'angolo di beccheggio viene compensata dal canale di beccheggio dell'autopilota.

Se necessario, l'AT può essere sopraffatto dall'equipaggio applicando uno sforzo di 5,6 kgf · m.

4 DOMANDA "RIMOZIONE AUTOMATICA STABILIZZATORE"

L'APS prevede:

Riorganizzazione automatica dello stabilizzatore quando si modifica il bilanciamento longitudinale dell'aeromobile (produzione di parte del carburante, variazione del carico e altri motivi), causando la deviazione dell'ascensore di un angolo di> 1,5 °, ad angoli di rollio inferiori a 10 ° con un ritardo di 2 s;

Riassetto automatico dello stabilizzatore per tuffarsi dalla posizione di bilanciamento quando viene eseguita l'attrezzatura di paracadutismo e il carico;

Controllo automatico del funzionamento dell'APS;

Allarme all'accensione e spegnimento dell'APS.

APS è sistema a due canali. I canali sono identici e si duplicano a vicenda.

Abilitazione dell'APS eseguita manualmente dal pulsante APS OSN. (APS DUBL.) Sul lanciatore dell'ACS nelle condizioni in cui il RV viene deviato dalla posizione neutra di un angolo< 1,5° и что предварительно включен канал тангажа автопилота. АПС включается автоматически при тех же условиях во время открытия в полете грузолюка.

I piloti di sinistra o di destra, a seconda della posizione dell'interruttore STABILIZER CONTROL sulla CPU, possono eseguire il controllo manuale dello stabilizzatore, indipendentemente dal fatto che l'APS sia acceso o meno.

L'APS si spegne manualmente utilizzando il pulsante APS OFF o OFF ACS. Automaticamente l'APS si spegne in caso di guasti, così come quando il canale pitch viene spento automaticamente o manualmente.

5 DOMANDA "COMUNICAZIONE ACS CON IMPIANTI DI BORDO"

ACS funziona in combinazione con i sistemi e i sensori di bordo:

Centrali giroscopici verticali TsGV-10P (sinistra e destra) fornire all'ACS (principale e duplicato) segnali elettrici proporzionali agli attuali angoli di rollio e beccheggio υ dell'aeromobile. L'ACS riceve informazioni sulla disponibilità al funzionamento e sui guasti di tre giroscopi verticali dall'unità BSG-2P.

Computer di controllo complesso KP1-76 (UVK) emette segnali elettrici:

1) un dato rullo γ З;

2) deviazione laterale Z dalla traiettoria di volo specificata al checkpoint;

3) l'angolo di traccia specificato della ZPU utilizzato durante il volo nella modalità operativa "Direzione arbitraria";

4) Segnali CC + 27V:

- "Stabilizzazione della rotta", che comprende la modalità di stabilizzazione degli angoli di rotta, rollio e beccheggio dell'aeromobile;

- "Entrata in pista", che porta l'ACS in modalità avvicinamento;

- "Distanza più breve", inclusa la modalità "Direzione arbitraria";

- "Lavora" quando accendi l'UVK.

Sistema di rotta preciso TKS-P genera segnali proporzionali all'attuale prua ortodromica o giromagnetica dell'aeromobile per l'indicazione sulla NWP e il controllo dell'aeromobile lungo la rotta.

Complesso di ingegneria radiofonica le apparecchiature di navigazione e atterraggio a corto raggio RSBN-7S e KURS-MP-2 emettono segnali:

1) deviazioni dalle zone di uguale segnale dei radiofari direzionali e del sentiero di discesa dei sistemi "Kathet", "ILS" e "SP-50" durante l'avvicinamento all'atterraggio;

2) deviazioni da LZP quando si vola su beacon VOR;

3) la prontezza dell'RTS per il funzionamento quando l'aeromobile entra nell'area di copertura dei radiofari a terra.

Misuratore Doppler della velocità al suolo e dell'angolo di deriva DISS-013 genera un segnale proporzionale all'angolo di deriva dell'aereo statunitense.

Bussole radio automatiche ARK-15M e ARK-U2 forniscono segnali proporzionali agli angoli di prua delle stazioni radio guida.

Sistema di segnale aereo CBC1-72 emette un segnale di prontezza e un segnale di deviazione dal valore impostato del numero M.

Correttori di velocità e altitudineКЗСП e КЗВ danno all'ACS segnali di deviazione dai valori specificati della velocità indicata e dell'altitudine relativa.

Angoli di attacco e sovraccarichi automatici AUASP-18KR emette un segnale dell'angolo di attacco critico per spegnere l'ACS.

Radioaltimetro RV-5 dà un segnale della vera quota di volo.

Sistema inerziale I-11 misura la deviazione laterale ze la velocità della deviazione laterale dalla traiettoria data.

6 DOMANDA "SPECIFICHE DI BASE SPG"

1) Precisione di stabilizzazione degli angoli impostati dagli stick di controllo dell'autopilota in tutte le modalità di volo:

Rotolo ± 1,0°;

Passo ± 0,5 °;

Rotta ± 0,5°;

2) L'intervallo di variazione della posizione angolare dell'aeromobile dagli stick di controllo dell'autopilota:

Rotolo ± 30°;

Angolo di beccheggio a 20° di beccheggio;

Angolo di beccheggio durante l'immersione 10 °;

3) Precisione di volo in regime stazionario, salvo condizioni di forte turbolenza, con controllo automatico:

Altezza durante il volo lungo la rotta ± 30 m;

Altitudine durante le manovre di pre-atterraggio ± 20 m;

Con il numero M ± 0,005;

Secondo la velocità indicata ± 10 km/h;

4) Limiti operativi:

Altitudine di accensione > 400 m;

Altezza di lavoro in atterraggio > 60 m;

Velocità di utilizzo dell'APS< 500 км/ч;

Le condizioni per l'utilizzo del motore AT 4 sono in buone condizioni di funzionamento,

N PIANO< 7000 м,

rimozione della meccanizzazione,

porte d'ingresso Chiuso.

7 DOMANDA "PANNELLO DI CONTROLLO ACS"

PU ACS si trova sul sottomarino centrale ed è progettato per controllare l'autopilota, l'automanetta e il riassetto automatico dello stabilizzatore. Per accendere tutti gli elementi dell'autopilota in corrente, ad eccezione del collegamento della timoneria, utilizzare un interruttore sotto il cappuccio ON.AP. Spia pulsante ON AP è progettato per attivare le timonerie di tutti e tre i canali del pilota automatico. In questo caso, i canali di rollio e beccheggio operano in modalità di stabilizzazione della rotta e del beccheggio.

Pannello di controllo ACS

L'accensione (spegnimento) separata dei canali principale e di backup dell'autopilota viene eseguita premendo i pulsanti-spia verdi (rossi) KURS, CREN, TANGAZH. Una rapida disattivazione dell'autopilota viene eseguita dal pulsante SAU OFF sui comandi dei piloti.

L'attivazione di una delle modalità di stabilizzazione (HEIGHT, MAX, SPEED) viene eseguita premendo i corrispondenti pulsanti STABILIZER. La modalità viene disattivata premendo la maniglia LOWER-LIFT.

Nella parte inferiore del pannello di controllo è presente un interruttore per le modalità di funzionamento dell'ACS, che può essere impostato sulle posizioni WAY, COURSE, NAVIG. Questo attiva le corrispondenti modalità autopilota principali.

La modalità APPROACH è abilitata per eseguire la manovra BOX e l'avvicinamento. La modalità COURSE viene utilizzata per stabilizzare angolarmente il velivolo ed eseguire varie manovre. La modalità NAVIGAZIONE viene applicata durante il volo lungo la rotta specificata dall'UVK.

8 DOMANDA "MODALITÀ DI FUNZIONAMENTO SPG"

Il controllo del movimento laterale, la stabilizzazione della posizione dell'aeromobile rispetto agli assi longitudinale e normale viene effettuata dal canale di rollio dell'autopilota. Il controllo del movimento longitudinale e la stabilizzazione della posizione angolare del velivolo sono effettuati dal canale del pitch dell'autopilota.

Prima di attivare il canale di rollio nell'unità di controllo del movimento laterale, i segnali di rollio provenienti dal TsGV-10P vengono ridotti a zero in modo che l'AP venga acceso senza urti, senza un brusco movimento dei timoni. Dopo aver attivato il canale, l'autopilota porta l'aereo fuori dal rollio e stabilizza la rotta con cui l'aereo vola dopo il roll-out.

Il canale di rollio funziona nelle seguenti modalità:

- "Stabilizzazione del tasso di cambio". Il velivolo ripristina la rotta preimpostata (la rotta dell'aeromobile prima dell'attivazione del canale di rollio), quindi ripristina il rollio;

- "Gestione". Consente di controllare il movimento laterale del velivolo tramite l'autopilota utilizzando le manopole KURS e KREN sulla pistola semovente. In questo caso, l'aereo esegue una virata coordinata fino a quando le maniglie non tornano nella posizione originale.

- "Volo lungo una data traiettoria". L'autopilota, variando il rollio, mantiene il baricentro dell'aeromobile sulla pista calcolata dall'UVK;

- "Distanza più breve". Consente di portare l'aereo da un dato punto a un dato punto lungo la distanza più breve (da una direzione arbitraria);

- "Scatola". L'autopilota fornisce l'esecuzione automatica di una manovra di pre-atterraggio: una scatola standard (sinistra o destra) per portare l'aereo nella zona della quarta svolta (la zona di ricezione sicura dei segnali dei fari di planata). La modalità viene attivata al comando del navigatore dopo il volo del DPRS dopo 90 s quando si esegue una piccola scatola o dopo 150 secondi quando si esegue una grande scatola. Allo stesso tempo, i segnali di I, II, III e IV giri vengono generati secondo i segnali del KUR (con la casella destra - agli angoli 180, 120, 120, 75 °, con la casella sinistra - agli angoli 180, 240, 240, 285 °). La modalità viene disattivata automaticamente all'inizio del quarto turno.

- "Approccio". Viene effettuato per entrare nell'asse della pista con successiva discesa fino a un'altezza di 60 m lungo la traiettoria impostata dai fari di planata.

Il canale pitch opera nelle seguenti modalità:

- "Stabilizzazione dell'angolo di inclinazione". In questa modalità, l'autopilota stabilizza l'angolo di beccheggio impostato dal pilota;

- "Gestione". Consente al pilota di controllare l'aereo in beccheggio utilizzando la manopola SPUSK-LIFT sulla pistola semovente. In questo caso l'azione della maniglia LOWER-LIFT è limitata ad angoli di 20° in beccheggio e 10° in immersione;

- "Stabilizzazione della velocità o numero M". Si accende tramite i pulsanti-spia "SPEED". o "MAX" sulla pistola semovente. Quando il numero V PR o M si discosta dal valore impostato, l'autopilota, deviando RV, modifica l'angolo di beccheggio, ripristinando il numero V PR o M, dopodiché viene ripristinato il valore precedente di .

- "Stabilizzazione dell'altezza". La modalità viene attivata premendo lo STABILIZER. ALTEZZA "sul PU ACS. In questo caso l'autopilota, modificando l'angolo di beccheggio, stabilizza la data quota di volo.

- "Approccio". Si accende automaticamente o manualmente. In questo caso, dopo che l'aereo è entrato nella rotta di atterraggio, l'autopilota opera inizialmente in modalità "Stabilizzazione dell'altitudine". Quando l'asse della zona equisegnale del faro di planata viene incrociato, a condizione che i flap siano estesi, la stabilizzazione dell'altitudine viene disattivata e l'aereo entra in modalità di discesa. In questo caso, l'autopilota fornisce la stabilizzazione del baricentro del velivolo rispetto a un dato percorso di planata.

9 DOMANDA "Dispositivo di comando di volo (CP)"

Il checkpoint è un dispositivo combinato costituito da un indicatore di assetto e un indicatore di direzione. Due sistemi di tracciamento calcolano gli angoli di rollio e beccheggio provenienti dal CGV. L'angolo di rollio viene misurato su una scala di rollio fissa 8 quando la sagoma dell'aereo gira 7. In pratica, gli angoli di rollio massimi dell'aereo non superano i 32º, e ad un'altitudine inferiore a 200 m quando si atterra con l'ACS acceso, non sono più di 13º. L'angolo di inclinazione viene misurato su una scala a nastro (scheda) 9 rispetto al centro 11 dell'indicatore di rollio entro 0 ÷ 80º. La scala del passo è colorata di bianco sopra l'orizzonte e nera sotto. Il meccanismo della scala del passo ha una molla che, quando l'alimentazione è disattivata, sposta il nastro della scala nella sua posizione più alta. Sul pannello frontale dello strumento è presente una manopola con la quale è possibile impostare la scala del pitch entro ± 12º.

La freccia di comando verticale 1 del canale laterale (freccia di comando roll) indica la direzione e l'entità della deflessione della ruota di controllo per garantire un'uscita regolare dell'aeromobile sulla linea del percorso specificato (LZP) durante il volo lungo la rotta, eseguendo il "Box " manovra, sulla linea della zona di rotta a segnale uguale quando si entra nell'asse della pista dai segnali del beacon localizzatore (KRM). La deflessione della freccia di comando è limitata da un arresto elettrico quando viene raggiunto un angolo di 22º.

La barra di deviazione laterale 4 (barra di rotta) mostra la deviazione laterale del velivolo dal LAP durante il volo in rotta. Il cerchio rappresenta la posizione dell'aereo, la barra mobile rappresenta la posizione dell'LZP. Quando l'aereo sta volando esattamente sull'LZP, la freccia di comando e la barra di posizione laterale saranno al centro. È necessario essere chiari sulla differenza tra le letture del puntatore di comando e la barra di posizione. La freccia di comando non indica la posizione del velivolo, questa informazione è trasportata dall'indicazione della barra di posizione.

La freccia di comando 6 del canale longitudinale (marrone o giallo) mostra la direzione e l'ampiezza della deflessione della colonna di controllo per garantire un adattamento regolare dell'aeromobile nell'LZP verticalmente, nel percorso di planata (all'atterraggio mediante segnali di temporizzazione).

Sul lato sinistro del dispositivo è presente una barra orizzontale 2 della deviazione dell'altezza del velivolo nel piano verticale rispetto alla data altitudine di volo. Durante la discesa e l'avvicinamento, la barra indica la posizione della linea della zona equisegnale del percorso di planata rispetto all'aeromobile. Il cerchio indicatore indica la posizione dell'aereo. Nella parte inferiore del dispositivo è presente un indicatore dell'angolo di scorrimento 12. Tutti e quattro gli indicatori (frecce di comando e barre di posizione) sono strumenti raziometrici.

La deviazione della freccia di comando del canale laterale è proporzionale alla differenza tra l'angolo di rollio calcolato specificato e l'angolo di rollio corrente. La deviazione della freccia di comando del canale longitudinale è determinata dalla differenza tra l'angolo di inclinazione specificato e quello attuale.

Con il controllo direzionale, il pilota muovendo il volante e la colonna riporta le frecce di comando al centro del cerchio 11. Durante il controllo automatico e il normale funzionamento dell'ACS, le frecce di comando sono sempre all'interno del cerchio centrale.

Sul pannello frontale del dispositivo, a sinistra, è presente un pulsante-lampada 13 (rosso) ARRETER, che serve per il bloccaggio accelerato a distanza del CGV. Si accende quando lo si preme e quando il CHV si guasta. Dopo il blocco e durante il normale funzionamento del CHV, questa spia si spegne.

I dispositivi di segnalazione a bandiera rossa T e K 3 e 5 appaiono sulla parte anteriore del dispositivo quando l'alimentazione dei canali di rollio o beccheggio è disattivata, quando questi canali falliscono, quando fallisce l'atterraggio CGV o RTS.

Se l'aereo è alimentato e l'autopilota è spento, al checkpoint la freccia di comando del canale longitudinale è nella parte inferiore della scala, senza interferire con il pilota per controllare la posizione dell'aereo lungo l'orizzonte artificiale.

I dispositivi di controllo del volo sono alimentati da corrente alternata trifase U = 36V, f = 400 Hz da RU25 (cambio sinistro) e RU26 (cambio destro) tramite interruttori automatici TsGV-10 P SINISTRA, TsGV-10 DESTRO.

L'alimentazione CC è fornita da RU23 (cambio sinistro), RU24 (cambio destro) tramite interruttori automatici TsGV LEV, TsGV PRAV.

10 DOMANDA "DISPOSITIVO DI NAVIGAZIONE E PILOTA (NPP)"

NPP è l'indicatore principale della posizione dell'aeromobile sul piano orizzontale. Il dispositivo determina la rotta ortodromica o giromagnetica, una determinata rotta o un determinato angolo di rotta, angolo di deriva, angolo di rotta ortodromica o magnetica, angolo di rotta, angolo di rotta ortodromica o magnetica, angolo di rotta di una stazione radio guida, rilevamento ortodromico o magnetico rispetto a un stazione radio di guida, deviazione dell'aereo dalle linee di equisegnale lungo il percorso e percorso di planata quando l'aereo si trova nel raggio dei segnali di planata del percorso.

La rotta ortodromica e l'angolo della traccia sono determinati in base alla NPP del navigatore. Non c'è alcuna indicazione di KUR e rilevamento della stazione radio.

A seconda della posizione dell'interruttore "OK-MK" posto sotto lo strumento sul pannello del pilota, lo strumento NPP mostra una rotta ortodromica o giromagnetica. Il conteggio viene eseguito sulla scala mobile interna 6 rispetto all'indice fisso superiore 5. La scala è graduata da 0 a 360º, digitalizzazione - dopo 30º, la graduazione è 2º. Sulla stessa scala, la rotta impostata viene impostata o misurata con l'aiuto della freccia larga 3. È vietato utilizzare la maniglia ZK della rotta impostata fino a istruzioni speciali. La rotta preimpostata viene impostata dalla manopola KURS dal pannello di controllo dell'ACS (il selettore di modalità è in posizione COURSE o WAY, dalla manopola RZK del navigatore o dal complesso del computer di controllo).

Nella modalità "Avvicinamento", la rotta preimpostata può essere impostata solo dalla manopola KURS del pilota. L'angolo di traccia corrente (ortodromico o magnetico) viene misurato rispetto alla scala mobile utilizzando una freccia stretta 2 nelle modalità "Navigazione" e "Rotta".

L'angolo di deriva e l'angolo di prua della stazione radio vengono misurati rispetto alla scala fissa 1 anche con l'ausilio di una freccia stretta.

Il segnale USA entra nella centrale nucleare se l'interruttore di modalità sul pannello di controllo ACS è in posizione KURS o NAVIG.

Quando l'interruttore è in posizione WAY, così come quando l'alimentazione ACS è spenta, la freccia stretta mostra il CUR relativo alla scala fissa e il rilevamento alla stazione radio rispetto alla scala mobile.

In volo in modalità "Control" dallo stick KURS dopo aver elaborato la rotta impostata, la freccia ZK dovrebbe coincidere con la freccia stretta che mostra l'angolo di deriva. Se DISS-013-C2 fallisce, la freccia ZK coincide con l'indice fisso nella parte superiore del dispositivo.

Quando si esegue la modalità "Box", la freccia ZK coincide con l'indice stazionario prima dell'inizio della prima virata; quando si eseguono virate successive, la freccia ZK ruota in modo sincrono con la scala di prua del dispositivo.

In base alle barre 7 e 8, vengono determinate le deviazioni angolari g ɛ k dalle linee equivalenti del percorso di discesa e dei beacon localizzatori. I segnali ai sistemi magnetoelettrici delle strisce provengono da RSBN-7S o KURS-MP-2.

Sul dispositivo NPP ci sono i frullatori K e G, che vengono attivati ​​quando si entra nelle zone di ricezione affidabile dei segnali del localizzatore e dei fari del percorso di discesa. Questo chiude i frullatori.

Lo strumento di navigazione e volo è alimentato da corrente alternata U≈36 V 400 Hz e corrente continua U = 27 V.

AT-1 (Artillery Tank-1) - secondo la classificazione dei carri armati della metà degli anni '30, apparteneva alla classe dei carri armati appositamente creati; secondo la classificazione moderna, sarebbe considerato un'artiglieria semovente anticarro installazione del 1935. I lavori per la creazione di un carro armato di supporto dell'artiglieria basato sul T-26, che ha ricevuto la designazione ufficiale AT-1, sono iniziati nello stabilimento n. 185 dal nome. Kirov nel 1934. Si presumeva che il carro armato creato sostituisse il T-26-4, la cui produzione in serie non è riuscita a stabilire l'industria sovietica. L'AT-1 principale era il cannone PS-3 da 76,2 mm, progettato da P. Syachentov.

Questo sistema di artiglieria è stato progettato come un'arma speciale per carri armati, dotata di mirini panoramici e telescopici e grilletto a pedale. La potenza del cannone PS-3 era superiore al mod cannone da 76,2 mm. 1927, installato sui carri armati T-26-4. Tutto il lavoro sulla progettazione del nuovo serbatoio AT-1 è stato svolto sotto la guida di P. Syachentov, che era il capo del dipartimento di progettazione per l'ACS dell'impianto sperimentale n. 185 dal nome. Kirov. Entro la primavera del 1935, 2 prototipo questa macchina.

Caratteristiche del progetto

ACS AT-1 apparteneva alla classe delle unità semoventi chiuse. Il compartimento di combattimento era situato al centro del veicolo in una camera blindata protetta. L'armamento principale dell'ACS era il cannone PS-3 da 76,2 mm, che era montato su una girella rotante su un piedistallo a perno. L'armamento aggiuntivo era una mitragliatrice DT da 7,62 mm, installata in un supporto a sfera a destra della pistola. Inoltre, l'AT-1 potrebbe essere armato con una seconda mitragliatrice DT, che potrebbe essere utilizzata dall'equipaggio per l'autodifesa. Per la sua installazione a poppa e ai lati della giacca corazzata, c'erano feritoie speciali, coperte da deflettori corazzati. L'equipaggio dell'ACS era composto da 3 persone: l'autista, che si trovava nel vano di controllo a destra in direzione del veicolo, l'osservatore (che è anche il caricatore), che si trovava nel vano di combattimento a destra del cannone , e l'artigliere, che si trovava alla sua sinistra. Nel tetto della timoneria erano presenti portelli per l'imbarco e lo sbarco dell'equipaggio semovente.

Il cannone PS-3 poteva inviare un proiettile perforante alla velocità di 520 m / s, aveva mirini panoramici e telescopici, un grilletto a pedale e poteva essere utilizzato sia per il fuoco diretto che da posizioni chiuse. Gli angoli della guida verticale variavano da -5 a +45 gradi, guida orizzontale - 40 gradi (in entrambe le direzioni) senza ruotare il corpo dell'ACS. Le munizioni includevano 40 colpi per il cannone e 1827 colpi per mitragliatrici (29 dischi).

La protezione dell'armatura della pistola semovente era a prova di proiettile e includeva un'armatura arrotolata con uno spessore di 6, 8 e 15 mm. La giacca corazzata era realizzata con lastre con uno spessore di 6 e 15 mm. Il collegamento delle parti corazzate dello scafo era provvisto di rivetti. Le armature laterali e di poppa della cabina sono state realizzate piegando su cerniere per la possibilità di rimuovere i gas in polvere durante lo sparo a metà della loro altezza. In questo caso, la fessura è di 0,3 mm. tra i flap e il corpo dei cannoni semoventi non forniva protezione all'equipaggio del veicolo dall'essere colpito da schizzi di piombo da proiettili.

Il telaio, la trasmissione e il motore sono rimasti invariati rispetto al serbatoio T-26. Il motore è stato avviato utilizzando un avviamento elettrico "MACH-4539" con una capacità di 2,6 CV. (1,9 kW), o "Scintilla" con una potenza di 2 CV. (1,47 kW), o utilizzando la manovella. I sistemi di accensione utilizzavano il magnete principale del tipo Scintilla, Bosch o ATE VEO, nonché il magnete di avviamento Scintilla o ATE PSE. La capacità dei serbatoi di carburante dell'unità AT-1 era di 182 litri, questa riserva di carburante era sufficiente per coprire 140 km. quando si guida in autostrada.

Il destino del progetto

La prima copia dell'AT-1 SPG fu sottoposta a test nell'aprile 1935. In termini di caratteristiche di guida, non differiva in alcun modo dal serbatoio seriale T-26. I test di tiro hanno mostrato che la velocità di fuoco della pistola senza correggere la mira raggiunge 12-15 colpi al minuto con un raggio di tiro massimo di 10,5 km, invece degli 8 km richiesti. A differenza dell'installazione SU-1 precedentemente testata, sparare mentre si è in movimento ha generalmente successo. Allo stesso tempo, sono state identificate anche le carenze della macchina, che non hanno consentito il trasferimento dell'AT-1 per le prove militari. Per quanto riguarda la pistola PS-3, l'ingegnere militare di 3° grado Sorkin scrisse quanto segue nella sua lettera al Commissario della Difesa del Popolo:

"La canna n. 23 è stata montata su AT-1 e ha superato un ciclo completo di test sul campo con essa ... Le pistole n. 4 e 59 sono state ripetutamente testate presso NIAP e hanno dato risultati soddisfacenti, mentre non è stato raggiunto il funzionamento completamente ininterrotto dell'automazione . Prima dell'eliminazione di questo difetto, non era possibile trasferire il sistema AT-1 per i test militari ... "

Secondo i risultati dei test dell'AT-1 ACS, è stato notato un funzionamento soddisfacente del cannone, ma per una serie di parametri (ad esempio, la posizione scomoda del meccanismo di rotazione, la posizione delle munizioni, ecc.), l'ACS non è stato consentito per i test militari.

Sebbene i progettisti affermassero che quest'arma fosse superiore a tutte le pistole per carri armati disponibili, in effetti anche l'L-7 aveva un numero abbastanza elevato di carenze. Un tentativo di armare l'AT-1 con quest'arma non ha portato al successo a causa di una serie di caratteristiche del progetto, ed è stato considerato inopportuno progettare una nuova auto blindata. Confrontando tutti i dati disponibili sul progetto ABTU, ha deciso di rilasciare un piccolo lotto di pre-produzione di 10 cannoni semoventi AT-1, equipaggiati con cannoni PS-3, nonché un telaio migliorato. Volevano usare questo lotto in estesi test sul campo e militari.

La produzione di cannoni PS-3 doveva essere stabilita nello stabilimento di Kirov, gli scafi SPG dovevano essere prodotti nello stabilimento di Izhora e lo stabilimento n. 174 doveva fornire il telaio. Allo stesso tempo, invece di preparare l'auto per la produzione in serie e affrontare le carenze identificate del sistema di artiglieria PS-3, i Kiroviti stavano promuovendo attivamente i loro progetti. Dopo il fallimento con la pistola L-7, la fabbrica si offrì di provare la sua versione migliorata, che ricevette la designazione L-10. Tuttavia, non è stato possibile installare quest'arma nella timoneria AT-1. La situazione è stata aggravata dal fatto che la fabbrica n. 174 è stata caricata con la produzione di carri armati seriali T-26, quindi anche la produzione di 10 telai per i cannoni semoventi AT-1 è diventata per lui un compito travolgente.

Uno dei corpi AT-1 prodotti fu utilizzato solo 3 anni dopo, durante la guerra sovietico-finlandese. Nel gennaio 1940, su richiesta dei comandanti e dei soldati della 35a brigata di carri armati, che stava combattendo sull'istmo careliano, l'impianto n. 174 iniziò a lavorare alla creazione di un "carro armato sanitario", che aveva lo scopo di evacuare i feriti dal campo di battaglia . Questa iniziativa è stata approvata dal capo dell'ABTU RKKA D. Pavlov. Come base per la creazione della macchina è stato utilizzato uno dei corpi AT-1 disponibili presso lo stabilimento, che, sul posto, senza alcun disegno, è stato convertito per l'evacuazione dei feriti. Gli operai dell'impianto avevano pianificato di donare un serbatoio sanitario alle autocisterne per le vacanze del 23 febbraio, ma a causa di ritardi nella produzione, l'auto non è arrivata al fronte. Dopo la fine delle ostilità, il serbatoio sanitario T-26 (come veniva chiamato nei documenti di fabbrica) fu inviato al distretto militare del Volga, non si sa nulla dell'ulteriore destino di questo sviluppo.

Riassumendo, possiamo dire che l'AT-1 è stata la prima installazione di artiglieria semovente in URSS. Per il tempo in cui i militari erano ancora appassionati di cunei per mitragliatrici o carri armati armati di cannoni da 37 mm, i cannoni semoventi AT-1 potevano essere giustamente considerati un'arma molto potente.

Caratteristiche tattiche e tecniche: AT-1
Peso: 9,6 tonnellate.
Dimensioni:
Lunghezza 4,62 m, larghezza 2,45 m, altezza 2,03 m.
Equipaggio: 3 persone.
Prenotazione: da 6 a 15 mm.
Armamento: cannone PS-3 da 76,2 mm, mitragliatrice DT da 7,62 mm
Munizioni: 40 colpi, 1827 colpi per la mitragliatrice
Motore: carburatore a 4 cilindri in linea raffreddato ad aria dal serbatoio T-26 con una capacità di 90 CV.
Velocità massima: in autostrada - 30 km / h, su terreno accidentato - 15 km / h.
Progressi in negozio: in autostrada - 140 km., Su terreno accidentato - 110 km.

Il sistema SAU-42T è realizzato sulla base dell'elemento domestico sui microcontrollori 1986BE1T sviluppati e prodotti da JSC "PKK Milandr".

L'unità di sistema del computer SAU-42T BVS-42T è progettata come a due canali e contiene due computer duplicatori con moduli di alimentazione autonomi. Ciascuno dei calcolatori del blocco è collegato a sensori e indicatori multifunzionali tramite linee di comunicazione in codice ARINC 429 e tramite comandi una tantum. Inoltre, ciascuno dei calcolatori dell'unità BVS-42T è collegato alle unità di azionamento BP-42T tramite due linee di comunicazione con l'interfaccia CAN. Con una tale struttura, si ottiene una maggiore tolleranza ai guasti del sistema grazie al fatto che rimane operativo in tutte le modalità di controllo con almeno un sensore utile dei parametri di movimento e un indicatore dal numero di quelli duplicati.

Caratteristiche principali

• La composizione del sistema SAU-42T:

Il sistema SAU-42T è costituito da un'unità di sistema informatico BVS-42T - 1 pz. e unità di azionamento BP-42T per timone, alettoni, elevatore e trim elevatore (4 pz.).

• Il sistema SAU-42T svolge le seguenti funzioni:

Stabilizzazione automatica e regista dei valori impostati di beccheggio, rollio, prua, velocità verticale e altitudine barometrica;

Portamento automatico all'orizzonte dell'aeromobile su comando dell'equipaggio (a condizione che i sensori di posizione di controllo siano installati sull'aeromobile);

Elaborazione automatica e diretta dei segnali dal sistema di navigazione;

Limitazione delle modalità di volo limitanti in termini di parametri di movimenti longitudinali e laterali, accompagnati dall'emissione di segnali appropriati al sistema SOI-42T;

Priorità del controllo manuale dell'aeromobile rispetto al modo automatico di sovralimentazione tramite le leve di comando dell'aeromobile;

Possibilità di spegnimento di emergenza e attivazione del SAU-42T (intervento del pilota nel controllo dell'aeromobile);

Assenza di movimenti improvvisi delle superfici di sterzo e dei comandi dell'aeromobile in caso di guasti e commutazione delle modalità operative del SAU-42T.

• Il sistema SAU-42T ha le seguenti modalità operative:

Controllo avanzato;

Stabilizzazione degli angoli di rollio e beccheggio impostati con SOI-42T;

Stabilizzazione della rotta impostata con SOI-42T;

Stabilizzazione della velocità verticale;

Stabilizzazione dell'altezza attuale;

Variazione del livello di volo con stabilizzazione di una data altitudine;

Gestione secondo il sistema BMS-2010;

Comando direzionale dei canali elevatore, direzione e alettoni al comando di passaggio al comando manuale;

Portare l'aereo all'orizzonte al comando dell'equipaggio;

Assetto ascensore al comando dell'equipaggio.

• Complesso per il test a terra del sistema (KNO SAU-42T):

KNO SAU-42T è sistema automatizzato lavorando sul prodotto. La simulazione viene eseguita in ambiente MATLAB con una Real Target Machine collegata al computer di controllo tramite un canale Ethernet. KNO include un computer per la visualizzazione dei dati di volo tramite il canale JTAG e un supporto di carico contenente sensori di posizione angolare degli elementi di controllo, i cui segnali vengono inviati al modello a oggetti, implementato come modulo software in una macchina in tempo reale.

Caratteristiche tecniche di SAU-42T:

Dimensioni:

blocco BP-42T 104 × 113 × 225 mm,

blocco BVS-42T 148 × 121 × 312 mm.

Il peso totale dei blocchi del sistema è di 15 kg.

Materiale del corpo del blocco: lega di alluminio.

Alimentazione: dalla rete DC 27 V SES da due lati.

Parametri di alimentazione secondo GOST R 54073-2010 per i consumatori di categoria 2.

Consumo energetico - non più di 100 W (potenza di picco - non più di 250 W).

Condizioni operative:

Temperatura di lavoro - da meno 40 ° С a + 55 ° С,

Umidità dell'aria - fino al 95% a una temperatura di 35 ° С,

Pressione atmosferica - da 45,7 kPa (350 mm Hg)

Indicatori di affidabilità:

Tempo medio tra i guasti in volo (T op) - non meno di 2000 h,

La durata media di conservazione nella confezione originale in una stanza non riscaldata è di almeno 5 anni.

I componenti SAU-42T soddisfano i requisiti di resistenza ai fulmini per il grado di durezza 3 secondo OST 1 01160-88.

Indicatori quantitativi di SAU-42T:

Tempo di preparazione al lavoro - non più di 3 minuti,

Tempo di lavoro continuo - non meno di 8 ore,

Precisione di stabilizzazione (esclusi errori del sensore, in atmosfera calma, in volo stabile):

Angolo di inclinazione ± 1 °;

Angolo di rollio ± 1°;

Angolo di rotta ± 1,5 °;

Per altitudine barometrica:

± 8 m ad un'altezza di ± 500;

± 10 m ad un'altitudine di 2000;

± 12 m a quota 4000;

Velocità verticale 1 m/s nell'intervallo dei limiti operativi.

Gamma dinamica delle velocità di rotazione degli azionamenti:

Timone: 22,59 Nm a 0°/s, velocità massima a vuoto - 84°/s;

Elevatore, trim elevatore, alettoni: 13,55 Nm a 0°/s, velocità massima a vuoto - 114°/s;

Momenti di slittamento dei giunti dei servoazionamenti e angoli di deflessione limite:

Timone: (9,04 ± 1,13) Nm, sinistra (27 ± 1) °, destra (29 ± 1) °;

Elevatore: (6,21 ± 0,79) Nm, su (15,5 ± 0,5) °, giù (13 ± 1) °;

Trim elevatore: (5,08 ± 0,68) Nm, su (28 ± 5) °, giù (25 ± 5) °;

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

Con modalità di controllo automatico e regista da 400 m prima operativo,

• 
  con modalità di controllo dell'avvicinamento automatico o regista fino a un'altitudine di almeno 60 m;

3. angoli di rollio: quando acceso e azionato fino a ± 30 5 °.

Nota. L'automanetta può essere utilizzata ad altitudini non superiori a 7000 m, M  0,74.

Il sistema di controllo del kit acrobatico fornisce la commutazione automatica del semi-set ACS difettoso al semi-set riparabile corrispondente. Il sistema ACS prevede una limitazione della velocità indicata 600 +20 -10 km/h.

Nota. L'ACS fornisce la modalità di volo specificata in condizioni turbolente con un'intensità che non fa sì che l'aeromobile raggiunga le restrizioni (n ​​ukr;  cr; Vcr) indicate di seguito.

L'ACS (canale longitudinale) viene automaticamente disabilitato quando l'aereo raggiunge:

Sovraccarico verticale inferiore a 0,5 e maggiore di 1,5 in modalità di volo di fondo; inferiore a 0,65 e superiore a 1,35 in modalità avvicinamento da un'altitudine di 200 m da un segnale radioaltimetrico;

• 
  angolo di attacco pari a ( cr - 0,5) del segnale AUASP;
• 
  un angolo di beccheggio di oltre 20° per il nose-up e 10° per un tuffo.

1. Prima di innestare l'AP in volo stabile, bilanciare il velivolo con lo stabilizzatore in modo che l'elevatore (RV) sia in posizione neutra. Controllare la posizione del PB in base all'indicatore della posizione PB. Impostare il meccanismo dell'effetto trim PB (MTE) in posizione neutra. MTE LV e alettoni rimuovono i carichi dai corrispondenti comandi.

2. Immediatamente dopo aver acceso l'AP, assicurarsi in base all'indicatore PB che il PB sia deviato di un angolo non superiore a ± 2 °. Se il RV viene deviato di un angolo superiore a ± 2 °, bilanciare il velivolo con lo stabilizzatore (senza disabilitare l'AP), deviandolo nella direzione indicata al punto 1.

3. In tutte le fasi del volo con l'AP acceso, che richiedono una variazione della velocità di volo, così come quando cambia la centratura dell'aeromobile, quando il RV devia di un angolo superiore a ± 2 ° e il "CHECK RV POSITION" spia sul cruscotto si accende, bilanciare il velivolo con lo stabilizzatore (senza scollegare l'autopilota), deviandolo nella direzione indicata al paragrafo 1.

ATTENZIONE: Per i velivoli fino al n. 0306, è consentito bilanciare l'aeroplano se la velocità indicata dell'aeroplano non supera i 530 km/h.

4. Nel caso di manovre a velocità praticamente invariata (sovraccarico, virata, ecc.), quando il RV può essere deviato a lungo con un angolo superiore a ± 2 °, lo stabilizzatore non deve essere utilizzato.
È VIETATO:

• 
  accendere l'alimentazione dell'AP al di sotto di 400 m;
• 
  utilizzare ACS sia in modalità automatica che semiautomatica fino a H inferiore a 60 m;
• 
  impostare l'interruttore "NORMAL-BOLT". al "BULLONE". fino a nuovo avviso;
• 
  approccio automatico insieme a due motori guasti;

Utilizzare il canale di beccheggio in modalità di avvicinamento automatico se il baricentro supera il 26 ... 36% di MAR;

Continuare l'approccio di atterraggio automatico con un RV deviato con un angolo superiore a 4-5 °. È richiesto il bilanciamento manuale obbligatorio con uno stabilizzatore;

Disinnestare i timoni per controllare l'ACS a terra se la velocità del vento è superiore a 15 SM;

• 
  utilizzare APS a una velocità indicata superiore a 500 km/h;
• 
  attivare l'automanetta quando:

Nel processo di controllo della presa d'aria;

Guasto al motore;

Controllo della porta laterale;

Rilascio di meccanizzazione;

L'irregolarità non è raccomandata.
Sistema antincendio
Per spegnere un incendio nei vani alari, gondole motore, vano APU, vano GNG ci sono: 3 UBC-16-6 (I e II stadi a destra tra 26-27 shp., III stadio - a sinistra 27 -28 sht. Nel vano di carico).

Per estinguere l'incendio nel vano GNG, 3 UBSh-3-1 (I e II girano a sinistra 26-27 shp. E III girano a destra 29 sht.) Sono destinati nel vano di carico.

Gli occhiali di segnalazione si trovano sulla superficie inferiore della fusoliera a sinistra (III) ea destra (I e II) a 26-27 sh.

In caso di incendio in un qualsiasi compartimento (aumento di temperatura 2°/se, se intervengono più di 3 sensori e la temperatura ambiente è di 180-400°C), il segnale viene inviato alla corrispondente unità esecutiva BI-2A.

In cabina di pilotaggio:

Il pannello principale “FIRE” lampeggia, il pannello di segnalazione rosso “PLACE OF FIRE” sul pannello di controllo e di allarme si accende, così come una freccia gialla che indica l'interruttore che deve essere usato quando questo posto incendio (inoltre, in caso di incendio nell'ala, si accendono i cartelli mnemonici verdi “GRU APERTA”);

Sul RI-65 si riceve la seguente informazione: “FUOCO, SONO BOARD №, FUOCO!”;

Le teste pirotecniche della cartuccia pirofila del primo stadio di questo vano vengono innescate e il freon si dirige verso il luogo dell'incendio. Se necessario, è possibile applicare manualmente le fasi II e III: la fase I viene attivata sia automaticamente che manualmente, e la fase II e III solo manualmente. Quando il fuoco scompare, i cartelli rossi si spengono. Per spegnere la freccia e il simbolo mnemonico verde premere il pulsante “CONTROLLO LAMPADE DEI PIROPATRONI E SBLOCCO LAMPADE DEL CAMINETTO” sul pannello di controllo delle pirocartucce.

Sulle estremità alari e su entrambe le carenature del carrello di atterraggio sono installati meccanismi di attivazione di emergenza dell'impianto antincendio. Se, durante l'atterraggio con il carrello retratto, viene attivato almeno uno dei meccanismi, tutti i squib esploderanno e il freon entrerà in tutti i compartimenti antincendio. L'energia per far esplodere i squib proviene dalle batterie.
Verifica della funzionalità del sistema di allarme antincendio

1. 
   1. Interruttore principale in posizione “CHECK”.

• 
  gondole motore;
• 
  APU e GNG;
• 
  Ali,

Dopo aver posizionato l'interruttore corrispondente in posizione neutra, tutto si spegne ad eccezione di:

La freccia gialla è accesa;

Per l'ala c'è un segno mnemonico verde “VALVE OPEN”. Devono essere spenti premendo il pulsante “VERIFICA PIROPATRONI E SBLOCCA LE LAMPADE DEL LOCALITÀ INCENDIO” dopo aver controllato i sensori delle gondole, motori, APU e GNG, ali.

3. Portare l'interruttore principale in posizione “ESTINZIONE INCENDIO” e chiudere il coperchio.

Attenzione! 1. Non portare l'interruttore generale in posizione “ESTINTORE” quando l'allarme non è spento per evitare l'autoscarica degli estintori di 1° stadio.

2. Se l'interruttore principale è in posizione “CHECK”, il 1° stadio non funziona né automaticamente né manualmente.
Controllo della funzionalità degli squib degli estintori
1. Verificare la funzionalità della lampada di segnalazione verde degli estintori premendo il pulsante “VERIFICA LAMPADE ESTINTORI PIROPATRONI E SBLOCCO LAMPADE CAMINO”.

2. Installare l'interruttore nei compartimenti testati uno per uno:

• 
  gondole motore (4 pz.);
• 
  ala;

3. Impostare l'interruttore a pollice in posizione "OFF". (la spia verde è spenta).
Azioni dell'equipaggio in caso di incendio
Un membro dell'equipaggio, avendo scoperto un incendio, è obbligato a riferire al QC. L'estinzione dell'incendio viene eseguita al comando del QC. Se viene rilevato un incendio nei compartimenti antincendio del BT, è necessario:

1. Duplicare l'attivazione dell'estintore 1° stadio per il quale:

Impostare l'interruttore di alimentazione dell'agente estinguente sul pannello USPS sotto la freccia gialla accesa in posizione 1.

2. Se l'incendio non è stato estinto con un estintore del 1° stadio, utilizzare il 2° stadio, se non eliminato - il 3° stadio.

3. Dopo 20-30 insieme a dopo aver spento l'incendio, portare l'interruttore di alimentazione dell'estinguente in posizione neutra (spegnere la freccia gialla), e per l'ala e il mnemonico verde premendo il pulsante “CHECK PYROPATRON LAMPS”).

4. In caso di incendio nella cabina di pilotaggio o nel vano di carico, utilizzare estintori portatili.

Nota. Se si è verificato un incendio nella gondola del motore, APU o TNG, è necessario spegnere il motore corrispondente, APU, GNG e garantire una produzione uniforme di carburante, e in caso di incendio nell'ala con il POS acceso, spegnere l'ala POS.
Estintori portatili
Nel vano tecnico, cabina del navigatore e cabina del mitragliere, è installato l'estintore OR-1-2;

Gli estintori OR-2-6-20-30 sono installati nel vano di carico, uno per 14 pezzi, l'altro per 56 pezzi. lato sinistro;

Durante il trasporto di merci infiammabili, al posto delle bombole di ossigeno possono essere installati altri 4 estintori:

2 pezzi - 25 shp, sinistra, destra;

2 pz. - 56-57 CV. sulla destra.

Dati di base

OPPURE-1-2 OPPURE-2-6

SISTEMA DI ALIMENTAZIONE CARBURANTE
Sistema di drenaggio dei serbatoi di carburante
I serbatoi di ogni semiala hanno un sistema di drenaggio autonomo, che comprende le seguenti unità:

Serbatoio di drenaggio (NK-38-39);

La presa d'aria dell'impianto (nella parte inferiore dell'anta) è dotata di 3 valvole di depressione e 1 valvola di sicurezza, che garantisce il funzionamento in caso di congelamento della presa d'aria;

Linea di drenaggio principale e aggiuntiva. I serbatoi principali dei motori esterni hanno una linea di drenaggio principale autonoma e il resto dei serbatoi semi-ala hanno una linea di drenaggio principale comune. La linea di scarico aggiuntiva è comune a tutti i serbatoi semiala;

Sistema di trasferimento del carburante dal serbatoio di scarico:

a) ESP-87 (fuori dal serbatoio);

b) filtro carburante;

c) dispositivo di segnalazione sensore 1 Sistemi SMK-Z SPUT-4;

d) SD-02 (indicatore di pressione).
Opera

Nel set H e nel volo livellato, i serbatoi di carburante comunicano con l'atmosfera attraverso lo scarico principale, mentre scendono attraverso lo scarico aggiuntivo.

In caso di ostruzione della presa d'aria, la comunicazione dei serbatoi con l'atmosfera è assicurata da valvole di depressione (in volo orizzontale e in discesa) e una valvola di sicurezza (in set H). In presenza di 120 io carburante nel serbatoio di scarico, la pompa si accende automaticamente - il carburante entra nei serbatoi 1P (4P), la pompa si spegne automaticamente da SDU2A-0.2. Le pompe possono essere accese anche manualmente.
Sistema di controllo del programma

e misurazioni del carburante SPUT4-1
La parte di misura prevede:

• 
  misurazione costante della fornitura di carburante sull'aeromobile;
• 
  misurazione alternativa dell'alimentazione di carburante in ciascun serbatoio di un dato gruppo e misurazione dell'alimentazione totale di carburante per il motore (lo stesso durante il rifornimento);

La parte automatica prevede:

• 
  controllo del trasferimento di carburante;
• 
  completamento del rifornimento dei serbatoi di carburante;

carburante per motore 2000 kg.

L'indicazione del sistema è rappresentata da 9 indicatori:

5-sulla parte esterna della plancia centrale;

4-sulla targa di rifornimento.

Gli indicatori del cockpit con la designazione del numero del motore hanno due scale:

Esterno per la misurazione dell'alimentazione totale di carburante per il motore e nel serbatoio di riserva;

• 
  interno - nel serbatoio aggiuntivo e principale.

Esterno (bianco) - cambio della riserva nel serbatoio di riserva;

• 
  medio (giallo) - in un serbatoio aggiuntivo;
• 
  interno (rosso) - nel serbatoio principale.

Il sistema è alimentato da RU-24 a +27 V e dal cruscotto BI utilizzando l'interruttore "FUEL METER" per la corrente alternata.

Sistema di riempimento centralizzato
Questo sistema permette di riempire i serbatoi in pressione dal basso:

2. Velocità di rifornimento - 3000 l / min

Nota. Capacità di riempimento totale 114.500 litri.

Composizione:

1. 
   due raccordi di rifornimento laterali nella carenatura destra del telaio;
2. 
   la valvola di riempimento principale (di fronte all'ingresso del serbatoio ZR) - principale;
3. 
   valvola a doppio effetto - assicura che il carburante venga pompato completamente dopo il rifornimento o lo protegge dall'espansione termica del carburante (il lato destro è in alto);

5. 2 valvole di riempimento elettroidrauliche;

6. 12 sensori-dispositivi di segnalazione SPUT4-1 - danno un segnale elettrico per chiudere la valvola di riempimento;

7. elementi del circuito elettrico per il controllo del rifornimento;

8. 12 dispositivi di segnalazione SDU2A-0.2 di aumento della pressione nei serbatoi a P maggiore di 0.2 danno il segnale di chiudere la valvola di riempimento (spia rossa sulla piastra di riempimento).
Indicazione, allarme, comandi

12 spie aggregate (verdi) della posizione aperta delle valvole di riempimento;

12 spie (rosse) di aumento della pressione nei serbatoi;

Spie verdi e gialle per le posizioni aperta e chiusa della valvola di rifornimento principale.

Organi di governo:

• 
  interruttore indicatore livello carburante (in cabina);
• 
  due interruttori a bilanciere (uno in pozzetto);
• 
  interruttori per il comando della gru e delle valvole di riempimento poste sulla piastra di riempimento.

1. Accendere l'interruttore principale: la spia gialla per la posizione chiusa della valvola principale è accesa.

2. Aprire la valvola di rifornimento principale - la spia verde si accende.

3. Spegnere gli interruttori della valvola di adescamento: le luci verdi si accendono.

Quando i serbatoi sono pieni, le loro valvole vengono automaticamente chiuse da un segnale:

• 
  dispositivo di segnalazione a sensore SPUT4-1;
• 
  al comando della valvola a galleggiante (se non si chiude dallo SPUT);
• 
  da SDU2A-0.2.

Nota. Distributore di benzina "AUTOMAT. INTERRUTTORE SERBATOIO ”si spegne durante il rifornimento.