Automatiskt styrsystem SAU 1t 2b. Allmän information om luftsignalsystem. Kanalen fungerar i lägen

Tillsammans med instrument och sensorer som bestämmer höjd- och hastighetsparametrar används luftsignalsystem (SHS) på flygplan, som också kallas hastighets- och höjdkontrollanter. De är utformade för den komplexa mätningen av dessa parametrar och den centraliserade leveransen av dem till olika konsumenter. Dessa parametrar inkluderar: nummer M, verklig lufthastighet V, indikatorhastighet V och relativ barometrisk höjd N rel, absolut barometrisk höjd H, uteluftstemperatur T, avvikelser ∆М, ∆Н, ∆V tal M, höjd H, hastighet V och från de inställda värdena.

I fig. 2.1 visar ett diagram över användningen av SHS i hissens kanal i det automatiska styrsystemet SAU-1T. I stigningsvinkelstabiliseringsläge υ in i servodriften på hissen SPRV Samtidigt med signalerna U υ och U ωz proportionell mot avvikelsen för stigningsvinkeln och vinkelhastigheten ω z i förhållande till flygplanets tväraxel ges signalen U V, proportionell mot hastigheten V I. Signal U v när hastigheten stiger över det tillåtna, matas den till ingången till SPRV -enheten genom diodkretsen i dödzonen och förstärkaren. Enheten avböjer hissen för att sätta upp flygplanet, och dess hastighet minskar,

I sätten att stabilisera M -talet, hastighet V och eller flyghöjdssignaler U ∆М, U ∆Н, U ∆ V proportionell mot avvikelserna från dessa parametrar från de angivna värdena. Signal U ∆М utfärdad av den elektriska nummerkorrigeringsenheten M BKME, signaler U ∆Н och U ∆ V-korrigeringsinställare för instrumenthastighet (KZSP) respektive höjdpunktsinställning (KZV).

Strukturella diagram möjliga analoga system för luftsignaler visas i fig. 2.2. Ett utmärkande drag hos SHS -systemen är att den automatiska lösningen av de beräknade beroenden utförs i en miniräknare separat från pekarna. Den senare avger elektriska signaler som är proportionella mot de fastställda parametrarna till konsumenterna ombord och indikatorer. I SHS -system, byggda enligt strukturdiagrammet (Fig. 2.2, c), utförs lösningen av de beräknade beroenden i räknare, strukturellt kombinerade med pekare. Signaler utfärdas av pekare.

Elektriska signaler som matas in till räknarna i proportion till R och r din, utfärdade av trycksensorenheter DB, isoleras separat eller kombineras med en miniräknare och en elektrisk signal proportionell mot temperaturen T utfärdad av temperaturmottagaren T. T. Om det behövs kan tryckvärdena matas in manuellt i räknarna s 0 och temperatur T ungefär vid jordens yta, tryck s en given nivå.

Ris. 2.1. Schema för användning av SHS i SAU-1T-systemet

Potentiometrisk spänningsomvandlingsenhet BPnP (bild 2.2, b)är utformad för att omvandla spänningssignaler till signaler i form av relativa motstånd. Diagrammet som visas i fig. 2.2, a, motsvarar luftsignalsystemet som används under namnet på den centrala hastigheten och höjdtypen TsSV, till schemat som visas i fig. 2.2, b, motsvarar systemet med luftsignaler av typen SVS-PN och diagrammet som visas i fig. 2.2, v,- luftsignalsystem, typ SVS.

Ris. 2.2. Blockdiagram över möjliga analoga luftsignalsystem

SHS -system, byggda enligt scheman som visas i figur 2.2, a och v, genererar trycksignaler R och r din på en linjär skala, dvs UCHE har linjära egenskaper när det gäller de uppmätta trycken. Alla operationer relaterade till lösningen av konstruktionsberoenden utförs på självbalanserande bryggkretsar, som inkluderar linjära och funktionella potentiometrar tillsammans med element i spårningssystem.

SHS -system byggda enligt schemat som visas i fig. 2.2, b, genererar trycksignaler på en logaritmisk skala, dvs UCHE har egenskaper för uppmätta tryck som varierar enligt en logaritmisk lag. Detta gör det lättare att utföra funktionella transformationer i systemet. I sådana SHS -system används en kontaktlös analog kalkylator, baserad på användning av diodfunktionella spänningsomvandlare. Självbalanserande potentiometriska broar används endast i pekare och strömförsörjningsenheter.

TEMA 3 "AUTOMATISKT KONTROLLSYSTEM ACS 1T-2B"

INTRODUKTION

På manuell kontroll ett flygplan "kontrollsystem" är en pilot som använder information från flyg- och navigationsinstrument och visuell orientering. Flerkanalig kontroll, behovet av logisk behandling av information från en uppsättning enheter och larm, arbetsbelastning med andra ansvarsområden, begränsad reaktionshastighet och låg informationsgenomströmning av en person avgör betydande diskrethet och begränsad noggrannhet för manuell kontroll. Det finns dock hög tillförlitlighet, förmågan att anpassa och analysera nya situationer.

På halvautomatisk (direktör) hantering behandlingen av information från olika sensorer utförs i en beräkningsenhet. Piloten får så att säga information färdig - i form av avvikelser från pilarna på kommandoenheten (regissör). Normal kontroll av flygplanet säkerställs om piloten avböjer kontrollerna i proportion till avböjningen av kommandopilarna. Pilottekniken är mycket förenklad. Vidare, med halvautomatisk styrning, är kontrollkanalerna och i regel lagarna för bildandet av styrsignaler (kommando) desamma som i automatiska system.

På automatisk kontroll Efter förstärkning skickas styrsignalerna till styrväxlarna, vars avböjning får styrytorna att röra sig och flygplanet till ett givet flygläge. Piloten styr underhållet av den givna banan med kommandopilarna på reglerenheterna.

När ACS fungerar som det ska ska kommandopilarna och staplarna för direktörsenheternas position i steady state vara nära noll. En betydande långsiktig avvikelse för kommandopilen indikerar vanligtvis ett fel på styrsystemet eller informationsdelen av styrsystemet. I det här fallet är det möjligt att byta till regissör eller manuell styrning. Slingorna för manuell och reglerkontroll i ACS är reserven för den automatiska slingan.

Enkel övergång från automatisk styrning till halvautomatisk och manuell, och vice versa, är en av de viktigaste kraven som ska implementeras i ett styrsystem.

Det automatiska styrsystemet möjliggör redundans av automatiska kontrollkanaler, vilket säkerställer normal funktion och funktionsförmåga vid fel på en av kanalerna. Upptäckten av en misslyckad kanal och dess ersättning med en som kan användas under flygning utförs automatiskt som ett resultat av kontinuerlig egenövervakning.

FRÅGA "SYFTE OCH SET AV ACS"

SAU-1T-2B ger:

Automatisk och direktörsstyrning av flygplanet längs en given rutt i höjdintervallet från 400m till den maximala flyghöjden i klättrings-, planflygnings- och nedstigningslägen;

Utföra särskilda uppgifter (landning, flygning i stridsformationer);

Automatisk och riktad konstruktion av förlandningsmanöver;

Automatisk och direktanslutning för landning upp till en höjd av 60m.

SAU-1T-2B har två semi-set: main och backup (reserv). Kontrollen utförs av en (huvud) kanal, den andra (backup) är i "het" standby och slås på automatiskt eller manuellt när den första misslyckas. I det här fallet sker ersättningen ojämnt samtidigt som flygplanets manöver bibehålls.

Var och en av semi-seten inkluderar:

Autopilot AP;

Automatisk gasreglage AT (fungerar tillsammans med autopilotens tonhöjdskanal);

Automatisk omläggning av stabilisator APS (fungerar tillsammans med autopilotens pitch -kanal);

Rull- och gaffeldämpare (används när autopilotens riktning och rullningskanaler är avstängda).

Systemet styrs av kontrollpanelen i det centrala kontrollrummet.

2 FRÅGA "AUTOPILOT"

ACS -autopiloten, som verkar på ailerons, rodret och hissen, tillhandahåller:

1) stabilisering av flygplanets vinkelläge längs banan, rullning och stigning;

2) stabilisering av de förinställda värdena för höjden H, siffran M och den angivna hastigheten V PR under flygning längs rutten;

3) samordnade svängar, klättring och nedstigning;

4) automatisk och direktstyrning av flygplanet under flygning längs banan som UVK ställer in i horisontalplanet;

5) automatisk och riktad styrning av flygplanet vid utförandet av "Korobochka" -manövern, samt vid landningsflygning upp till en höjd av 60 m med signaler från naturligtvis glidfyrar;

6) automatisk begränsning av den angivna hastigheten.

Autopiloten genererar och matar ut följande parametrar till växellådan och NPP -indikeringsenheter:

Flygplanets nuvarande vinkel, stigning och kurs (spårvinkel);

Flygplanets avvikelse från det angivna spåret under flygningen längs rutten och från liksignalzonerna i kursglidfyrarna under landningsflygningen;

Kommandosignaler för direktörskontroll av flygplanet under landningsflygning, utförande av Korobochka-manöver och flygning på väg;

Drivvinkel;

Riktningsvinkel för drivande radiostationer;

Glidvinkel.

Manöverelementen i autopiloten, som är avsedda att avböja kontrollytorna och hålla dem i en given position, är styrväxlar (RM). Autopiloten består av fyra RM: 1 - aileron, 1 - lanseringsfordon och 2 - PB.

Varje RM har en överdrivningskoppling som gör att piloten kan ingripa i autopiloten med hjälp av kontrollerna. Överkraftskopplingar utlöses när krafter appliceras:

På spoilerrullare (ratt) 32 ± 5 kg;

Hiss (pelare) 41 ± 8 kg;

På rodret (pedaler) 66 ± 13 kg.

Autopiloten övervakar automatiskt systemets funktion i alla flyglägen och växlar automatiskt huvudkanalen till en redundant i händelse av att huvudkanalen misslyckas, stänger av båda kanalerna vid dubbel fel på autopiloten.

3 FRÅGA "AUTOMATISK TRAKTION"

AT är avsett för att stabilisera den angivna flyghastigheten V PR med en noggrannhet på 2,5% (i ostörd atmosfär) genom att justera motorns dragkraft under flygning längs rutten och under förlandningen med automatisk och halvautomatisk styrning.

AT är tvåkanals system. AT -kanaler kopierar varandra. När en kanal är i drift är den andra i hett vänteläge, som automatiskt ansluter till jobbet om den första misslyckas.

AT kan slås på förutsatt att gasreglaget är olåst och korrigeraren för den inställda hastigheten KZSP är klar för drift. AT som ingår i operationen genom att reglera motorns dragkraft stabiliserar den V PR som flygplanet hade vid tidpunkten för AT -aktiveringen. När V ändras, avleder PR AT gasreglaget i önskad riktning. I detta fall kompenseras förändringen i stigningsvinkeln av autopilotens tonhöjdskanal.

Vid behov kan AT övermanas av besättningen med en insats på 5,6 kgf · m.

4 FRÅGA "BORTTAGNING AV AUTOMATISK STABILISATOR"

APS tillhandahåller:

Automatisk omläggning av stabilisatorn vid ändring av flygplanets längsgående balansering (produktion av en del av bränslet, förändring av lastning och andra orsaker), vilket får hissen att avvika med en vinkel på> 1,5 °, vid rullningsvinklar mindre än 10 ° med en tidsfördröjning på 2 s;

Automatisk omläggning av stabilisatorn för att dyka från balanseringsläget när fallskärmsutrustning och last utförs;

Automatisk kontroll av APS -operationen;

Signalering till och från APS.

APS är tvåkanals system. Kanalerna är identiska och duplicerar varandra.

Aktivera APS utförs manuellt med APS OSN -knappen. (APS DUBL.) På lanseringen av ACS under förutsättningar att husbilen böjs från neutralläget med en vinkel< 1,5° и что предварительно включен канал тангажа автопилота. АПС включается автоматически при тех же условиях во время открытия в полете грузолюка.

Vänster eller höger piloter, beroende på positionen för STABILIZER CONTROL -omkopplaren på CPU: n, kan utföra manuell kontroll av stabilisatorn, oavsett om APS är på eller inte.

APS stängs av manuellt med APS OFF eller OFF ACS -knappen. APS stängs av automatiskt vid fel, samt när tonhöjdskanalen stängs av automatiskt eller manuellt.

5 FRÅGA "KOMMUNIKATION AV ACS MED INBOARD SYSTEM"

ACS fungerar tillsammans med system och sensorer ombord:

Centrala gyro-vertikaler TsGV-10P (vänster och höger) ge ut till ACS (huvud- och duplikat) elektriska signaler som är proportionella mot flygplanets nuvarande vinkel γ och tonhöjd υ. ACS tar emot information om driftsberedskapen och misslyckanden i tre vertikala gyroskop från BSG-2P-enheten.

Styrdatorkomplex KP1-76 (UVK) avger elektriska signaler:

1) en given rulle y З;

2) lateral avvikelse Z från den angivna flygvägen vid kontrollpunkten;

3) den angivna spårvinkeln för ZPU: n som används under flygningen i "godtycklig riktning" -läge;

4) DC + 27V signaler:

- "Kursstabilisering", som inkluderar sättet att stabilisera banans vinkel, rullning och stigning för flygplanet.

- "Gå in på landningsbanan", som växlar ACS till inflygningsläge;

- "Kortaste sträcka", inklusive läget "godtycklig riktning";

- "Arbeta" när du slår på UVK.

Exakt riktningssystem TKS-P genererar signaler som är proportionella mot flygplanets nuvarande ortodromiska eller gyromagnetiska riktning för indikation på NWP och styrning av flygplanet längs banan.

Radiotekniskt komplex kortdistansnavigations- och landningsutrustning RSBN-7S och KURS-MP-2 ger ut signaler:

1) avvikelser från lika signalzoner för riktnings- och glidbanemarknadsradiofyrar i "Kathet", "ILS" och "SP-50" -systemen vid landningstillväg;

2) avvikelser från LZP vid flygning på VOR -fyrar;

3) RTS beredskap för drift när flygplanet kommer in i täckningsområdet för markradiofyrar.

Dopplers markhastighet och driftvinkelmätare DISS-013 genererar en signal som är proportionell mot drivvinkeln för det amerikanska flygplanet.

Automatiska radiokompassar ARK-15M och ARK-U2 tillhandahåller signaler som är proportionella mot riktningsvinklar för drivande radiostationer.

Luftsignalsystem CBC1-72 utfärdar en beredskapssignal och en signal om avvikelse från det inställda värdet för talet M.

Hastighets- och höjdkorrigerareКЗСП och КЗВ ger ACS -signalerna avvikelse från de angivna värdena för den angivna hastigheten och den relativa höjden.

Automatiska angreppsvinklar och överbelastningar AUASP-18KR ger en signal om den kritiska angreppsvinkeln för att stänga av ACS.

Radiohöjdmätare RV-5 ger en signal om den verkliga flyghöjden.

Tröghetssystem I-11 mäter lateral avvikelse z och hastigheten på lateral avvikelse ż från en given bana.

6 FRÅGA "GRUNDLÄGGANDE SPECIFIKATIONER SPG"

1) Noggrannhet vid stabilisering av vinklar inställda från autopilotens styrpinnar i alla flyglägen:

Rulle ± 1,0 °;

Stigning ± 0,5 °;

Rubrik ± 0,5 °;

2) Ändringsintervallet för flygplanets vinkelläge från autopilots kontrollpinnar:

Rulle ± 30 °;

Stegvinkel vid 20 ° stigning;

Ställningsvinkel vid dykning 10 °;

3) Flygningens noggrannhet i stabilt tillstånd, med undantag för förhållanden med stark turbulens, med automatisk kontroll:

Höjd vid flygning längs rutten ± 30 m;

Höjd under manövrer före landning ± 20 m;

Med talet M ± 0,005;

Enligt den angivna hastigheten ± 10 km / h;

4) Driftsbegränsningar:

Starthöjd> 400 m;

Landningshöjd> 60 m;

APS -användningshastighet< 500 км/ч;

Förutsättningarna för att använda AT 4 -motorn fungerar bra,

N GOLV< 7000 м,

mekanisering borttagen,

ytterdörrarna är stängda.

7 FRÅGA "ACS -KONTROLLPANEL"

PU ACS ligger på den centrala ubåten och är utformad för att styra autopilot, autotrottel och automatisk stabilisering av omarrangemang. För att slå på alla element i autopiloten under ström, förutom att ansluta styrväxlarna, används en omkopplare under ON.AP -locket. Knapplampa PÅ AP är utformad för att slå på styrväxlarna i alla tre autopilotkanalerna. I detta fall fungerar rull- och tonhöjdskanalerna i kurs- och stigningsstabiliseringsläget.

ACS kontrollpanel

Separat inkoppling (av) av huvud- och reservkanalerna i autopiloten görs genom att trycka på de gröna (röda) knapparna-lamporna KURS, CREN, TANGAZH. En snabb avaktivering av autopiloten utförs med SAU OFF -knappen på piloternas kontroller.

Aktivering av ett av stabiliseringslägena (HEIGHT, MAX, SPEED) utförs genom att trycka på motsvarande STABILIZER -knappar. Läget stängs av genom att trycka på LOWER-LIFT-handtaget.

Längst ner på kontrollpanelen finns en omkopplare för ACS -driftlägen, som kan ställas in på VÄG, KURS, NAVIG -lägen. Detta aktiverar motsvarande huvudpilotlägen.

APPROACH -läget är aktiverat för att utföra BOX -manöver och tillvägagångssätt. KURS -läge används för att stabilisera flygplanet i vinkel och utföra olika manövrar. NAVIGATION -läget tillämpas under flygningen längs den rutt som anges av UVK.

8 FRÅGA "SPG DRIFTLÄGEN"

Styrning i sidled, stabilisering av flygplanspositionen i förhållande till de längsgående och normala axlarna utförs av autopilotens rullkanal. Längsgående rörelsekontroll och flygplanets vinkellägesstabilisering utförs av autopilots pitchkanal.

Innan rullningskanalen slås på i sidorörelseenheten reduceras rullsignalerna från TsGV-10P till noll så att AP slås på utan stötar utan en skarp rörelse av roder. Efter att ha slagit på kanalen tar autopiloten flygplanet ur rullen och stabiliserar kursen som flygplanet flyger med efter utrullningen.

Rullkanalen fungerar i följande lägen:

- "Valutakursstabilisering". Flygplanet återställer den förinställda kursen (flygplanets kurs innan rullningskanalen slås på) och återställer sedan rullen;

- "Management". Gör att du kan styra flygplanets sidorörelse genom autopiloten med hjälp av KURS- och KREN-vredet på den självgående pistolen. I detta fall utför flygplanet en samordnad sväng tills handtagen återgår till sin ursprungliga position.

- "Flyg längs en given bana". Autopiloten, genom att byta rulle, håller flygplanets masscentrum på spåret beräknat av UVK;

- "Kortaste sträckan". Låter dig ta planet från en given punkt till en given punkt längs det kortaste avståndet (från en godtycklig riktning);

- "Låda". Autopiloten tillhandahåller automatisk körning av en förlandningsmanöver-en standardbox (vänster eller höger) för att föra flygplanet in i zonen för den fjärde svängen (zonen för säker mottagning av signaler från kursglidfyrar). Läget aktiveras på kommandot från navigatorn efter DPRS -flygningen efter 90 sek när man utför en liten låda, eller efter 150 sekunder när man utför en stor låda. Samtidigt genereras signaler från I, II, III och IV -varv enligt KUR -signalerna (med den högra rutan - vid vinklarna 180, 120, 120, 75 °, med den vänstra rutan - i vinklarna 180, 240, 240, 285 °). Läget stängs av automatiskt i början av det fjärde varvet.

- "Närma sig". Det utförs för att komma in i landningsbanans axel med efterföljande nedstigning till en höjd av 60 m längs banan som ställts in av banglidfyrarna.

Pitchkanalen fungerar i följande lägen:

- "Stabilisering av stigningsvinkeln". I detta läge stabiliserar autopiloten stigningsvinkeln som piloten ställt in;

- "Management". Gör det möjligt för piloten att placera flygplanet med hjälp av SPUSK-LIFT-vredet på den självgående pistoluppskjutaren. I detta fall är handlingen med LOWER-LIFT-handtaget begränsat till 20º-vinklar vid uppstigning och 10º vid dykning;

- "Stabilisering av hastighet eller M -nummer". Den tänds med knappar-lampor "SPEED". eller "MAX" på den självgående pistolen. När V PR- eller M -numret avviker från det inställda värdet, ändrar autopiloten, som avböjer RV, stigningsvinkeln och återställer V PR- eller M -numret, varefter det tidigare värdet för υ återställs.

- "Stabilisering av höjden". Läget aktiveras genom att trycka på STABILIZER. HEIGHT "på PU ACS. I detta fall stabiliserar autopiloten, genom att ändra stigningsvinkeln, den givna flyghöjden.

- "Närma sig". Slås på automatiskt eller manuellt. I detta fall, efter att flygplanet har kommit in i landningskursen, fungerar autopiloten initialt i läget "Höjdstabilisering". När axeln för den equisignaliska zonen för glidbanans fyr är korsad, förutsatt att flikarna förlängs, höjdstabiliseringen stängs av och flygplanet går in i nedstigningsläget. I detta fall ger autopiloten stabilisering av flygplanets tyngdpunkt i förhållande till en given glidbana.

9 FRÅGA "Flygkommandoenhet (CP)"

Kontrollpunkten är en kombinerad enhet som består av en inställningsindikator och en riktningsindikator. Två spårningssystem räknar ut rullnings- och pitchvinklarna från CGV. Rullningsvinkeln mäts på en fast rullskala 8 när flygplanets silhuett vänder 7. Praktiskt taget överstiger inte flygplanets maximala vinkel 32º, och på en höjd under 200 m vid landning med ACS påslagen är de inga mer än 13º. Lutningsvinkeln mäts på en bandskala (kort) 9 i förhållande till rulleindikatorns mitt 11 inom 0 ÷ 80º. Tonskalan är vitfärgad över horisonten och svart under den. Tonhöjdsmekanismen har en fjäder, som, när strömmen är avstängd, flyttar skalbandet till sitt översta läge. På instrumentets frontpanel finns en ratt med vilken du kan ställa in tonhöjden inom ± 12º.

Vertikal kommandopil 1 på sidokanalen (rullningskommandopil) indikerar riktningen och mängden av kontrollhjulets avböjning för att säkerställa att flygplanet går smidigt till linjen för den angivna banan (LZP) när man flyger längs rutten och utför "rutan" manöver, till linjen i den equisignala riktningszonen när du går in i landningsbanans axel med signaler från lokaliseringsfyren (KRM). Avböjningen av kommandopilen begränsas av ett elektriskt stopp när en vinkel på 22º uppnås.

Den 4 laterala avvikelsefältet (kursfältet) visar flygplanets sidavvikelse från LAP under flygning under resan. Cirkeln representerar flygplanets position, den rörliga stången representerar positionen för LZP. När flygplanet flyger exakt på LZP kommer kommandopilen och sidofältet i mitten. Det är nödvändigt att vara tydlig med skillnaden mellan avläsningarna av kommandopekaren och positionsfältet. Kommandopilen indikerar inte flygplanets position, denna information bärs av positionsfältets avläsning.

Kommandopilen 6 på den längsgående kanalen (brun eller gul) visar riktningen och mängden av avböjning av kontrollkolonnen för att säkerställa att flygplanet går smidigt in i LZP vertikalt, in i glidbanan (vid landning med tidssignaler).

På anordningens vänstra sida finns en horisontell stapel 2 av flygplanets höjdavvikelse i det vertikala planet i förhållande till den givna flyghöjden. När den sjunker och närmar sig, indikerar stapeln placeringen av glidbanans equisignalzonlinje i förhållande till flygplanet. Indikatorcirkeln indikerar flygplanets position. I enhetens nedre del finns en glidvinkelindikator 12. Alla fyra indikatorer (kommandopilar och positionsfält) är ratiometriska instrument.

Avvikelsen för sidokanalens kommandopil är proportionell mot skillnaden mellan den angivna beräknade rullningsvinkeln och den aktuella rullningsvinkeln. Avvikelsen för kommandopilen för den längsgående kanalen bestäms av skillnaden mellan de angivna och nuvarande stigningsvinklarna.

Med direktstyrning styr piloten genom att flytta ratten och kolumnen kommandopilarna till mitten av cirkeln 11. Under automatisk kontroll och normal drift av ACS är kommandopilarna alltid inom den centrala cirkeln.

På enhetens frontpanel, till vänster, finns en knapplampa 13 (röd) ARRETER, som fungerar för fjärraccelererad låsning av CGV. Den tänds när du trycker på den och när CHV misslyckas. Efter låsning och vid normal drift av CHV släcks denna lampa.

Röda flaggor-signalanordningar T och K 3 och 5 visas på enhetens framsida när strömmen från rull- eller pitchkanalerna är avstängd, när dessa kanaler misslyckas, när CGV- eller RTS-landningen misslyckas.

Om flygplanet får ström och autopiloten är avstängd, befinner sig längs kanalens kommandopil i kontrollens nedre del av skalan, utan att störa piloten för att styra flygplanets position längs den artificiella horisonten.

Flygstyrenheter drivs av trefas växelström U = 36V, f = 400 Hz från RU25 (vänster växellåda) och RU26 (höger växellåda) via automatiska brytare TsGV-10 P VÄNSTER, TsGV-10 HÖGER.

Likström levereras från RU23 (vänster växellåda), RU24 (höger växellåda) genom effektbrytare TsGV LEV, TsGV PRAV.

10 FRÅGA "NAVIGERINGS- OCH PILOTATIONSENHET (NPP)"

NPP är huvudindikatorn för flygplanets position i det horisontella planet. Enheten bestämmer den ortodromiska eller gyromagnetiska kursen, en given kurs eller en given kursvinkel, driftvinkel, ortodromisk eller magnetisk kursvinkel, driftvinkel, ortodromisk eller magnetisk kursvinkel, riktningsvinkel för en drivande radiostation, ortodromisk eller magnetisk bäring till en drivande radiostation, flygplanets avvikelse från equisignal -linjer längs banan och glidbanan när flygplanet är inom raden av kursglidfyrar.

Den ortodromiska kursen och spårvinkeln bestäms enligt navigatörens NPP. Det finns ingen indikation på KUR och koppling till radiostationen.

Beroende på positionen för "OK-MK" -omkopplaren under instrumentet på pilotpanelen visar NPP-instrumentet en ortodromisk eller gyromagnetisk kurs. Räkningen utförs på den inre rörliga skalan 6 i förhållande till det övre fasta indexet 5. Skalan graderas från 0 till 360º, digitalisering - efter 30º är graderingen 2º. På samma skala ställs eller mäts den inställda kursen med hjälp av den breda pilen 3. Det är förbjudet att använda ZK -handtaget på den inställda kursen tills särskilda instruktioner. Den förinställda kursen ställs in med KURS -ratten från ACS -kontrollpanelen (lägesomkopplaren är i läget COURSE eller WAY, av navigatorns RZK -ratt eller från styrdatorkomplexet).

I "Approach" -läget kan den förinställda kursen bara ställas in från pilotens KURS -vred. Den aktuella spårvinkeln (ortodromisk eller magnetisk) mäts i förhållande till den rörliga skalan med hjälp av en smal pil 2 i "Navigation" och "Heading" -lägen.

Driftvinkeln och riktningsvinkeln för radiostationen mäts i förhållande till den fasta skalan 1 också med hjälp av en smal pil.

Den amerikanska signalen går in i NPP om lägesomkopplaren på ACS -kontrollpanelen är i läget KURS eller NAVIG.

När omkopplaren är i WAY -läget, liksom när ACS -strömmen är avstängd, visar den smala pilen CUR i förhållande till den fasta skalan och lagret till radiostationen i förhållande till den rörliga skalan.

Under flygning i "Control" -läget från KURS -handtaget efter att ha tränat den inställda kursen, bör ZK -pilen sammanfalla med den smala pilen som visar driftvinkeln. Om DISS-013-C2 misslyckas sammanfaller ZK-pilen med det fasta indexet i enhetens övre del.

När du utför "Box" -läget sammanfaller ZK -pilen med det stationära indexet innan den första svängen startar; när du utför efterföljande varv roterar ZK -pilen synkront med enhetens kursskala.

Enligt staplarna 7 och 8 bestäms vinkelavvikelser ɛ g ɛ k från motsvarande linjer i glidbanan och lokaliseringsfyrar. Signaler till remsornas magnetoelektriska system kommer från RSBN-7S eller KURS-MP-2.

På NPP -enheten finns det K- och G -blandare, som utlöses när de går in i zonerna för tillförlitlig mottagning av signalerna från lokalisatorn och glidbanor. Detta stänger blandarna.

Navigations- och flyginstrumentet drivs av växelström U≈36 V 400 Hz och likström U = 27 V.

AT-1 (Artillery Tank-1)-enligt klassificeringen av stridsvagnar från mitten av 1930-talet tillhörde den klassen specialbyggda stridsvagnar; enligt den moderna klassificeringen skulle det betraktas som ett självgående artilleri mot tankar installationen 1935. Arbetet med att skapa en artilleristödstank baserad på T-26, som fick den officiella beteckningen AT-1, började vid anläggningen nr 185 uppkallad efter. Kirov 1934. Det antogs att den skapade tanken kommer att ersätta T-26-4, vars serieproduktion den sovjetiska industrin inte lyckades etablera. Den viktigaste AT-1 var 76,2 mm PS-3-kanonen, designad av P. Syachentov.

Detta artillerisystem utformades som ett speciellt tankvapen, som var utrustat med panorama- och teleskopiska sevärdheter och en fotavtryckare. Kraften hos PS-3-pistolen var överlägsen 76,2 mm pistolmod. 1927, som installerades på T-26-4-tankar. Allt arbete med konstruktionen av den nya AT-1-tanken utfördes under ledning av P. Syachentov, som var chef för designavdelningen för ACS för experimentanläggningen nr 185 uppkallad efter. Kirov. Vid våren 1935, 2 prototyp den här maskinen.

Design egenskaper

ACS AT-1 tillhörde klassen av slutna självgående enheter. Kampfacket befann sig mitt i fordonet i en skyddad pansarjacka. ACS: s främsta beväpning var 76,2 mm PS-3-kanonen, som var monterad på en roterande svivel på en stift. Ytterligare beväpning var en 7,62 mm DT-maskingevär, som installerades i ett kulfäste till höger om pistolen. Dessutom kan AT-1 vara beväpnad med ett andra DT-maskingevär, som kan användas av besättningen för självförsvar. För installationen i aktern och sidorna på den pansrade jackan fanns speciella omfamningar täckta med pansaravvisare. ACS -besättningen bestod av 3 personer: föraren, som befann sig i kontrollfacket till höger i fordonets riktning, observatören (som också är lastaren), som befann sig i stridsfacket till höger om pistolen , och artillerimannen, som var belägen till vänster om den. I kabinens tak fanns luckor för ombordstigning och avstigning av det självgående besättningen.

PS-3-kanonen kunde skicka en pansargenomträngande projektil med en hastighet av 520 m / s, hade panorama- och teleskopiska sevärdheter, en fotavtryckare och kunde användas både för direkt eld och från stängda positioner. Vinkeln för vertikal styrning varierade från -5 till +45 grader, horisontell vägledning - 40 grader (i båda riktningarna) utan att vrida ACS -kroppen. Ammunition inkluderade 40 rundor för kanonen och 1827 rundor för maskingevär (29 skivor).

Pansarskyddet för den självgående pistolen var skottsäkert och inkluderade rullad rustning med en tjocklek av 6, 8 och 15 mm. Den pansrade jackan var gjord av ark med en tjocklek av 6 och 15 mm. Anslutningen av de pansrade delarna av skrovet var försedd med nitar. Hyttens sido- och akterpansarplattor gjordes fällbara på gångjärn för att ta bort pulvergaser vid eldning på halva höjden. I detta fall är slitsen 0,3 mm. mellan klaffarna och karosserna på de självgående kanonerna gav inte fordonets besättning skydd mot att bli påkörd av blystänk från kulor.

Chassit, växellådan och motorn var oförändrade från T-26-tanken. Motorn startades med en elektrisk startmotor "MACh-4539" med en kapacitet på 2,6 hk. (1,9 kW), eller "Scintilla" med en effekt på 2 hk. (1,47 kW), eller med veven. Tändningssystemen använde huvudmagneto av typen Scintilla, Bosch eller ATE VEO, liksom startmagneto Scintilla eller ATE PSE. Kapaciteten för bränsletankarna i AT-1-enheten var 182 liter, denna bränsletillförsel var tillräcklig för att täcka 140 km. när du kör på motorvägen.

Projektets öde

Det första exemplaret av AT-1 SPG lämnades in för testning i april 1935. När det gäller dess köregenskaper skilde den sig inte på något sätt från den seriella T-26-tanken. Avfyrningstester visade att pistolens eldhastighet utan att korrigera sikten når 12-15 omgångar per minut med det största skjutområdet på 10,5 km, istället för de 8 km som krävs. Till skillnad från den tidigare testade SU-1-installationen var avfyrning under rörelse generellt framgångsrik. Samtidigt identifierades också maskinens brister, vilket inte tillät överföring av AT-1 för militära försök. När det gäller PS-3-pistolen skrev rang 3 militäringenjör Sorkin i sitt brev till People's Defense Commissar följande:

”Fat nr 23 monterades på AT-1 och klarade en hel cykel av fälttester med det ... Vapen nr 4 och 59 testades upprepade gånger på NIAP och gav tillfredsställande resultat, medan helt oavbruten drift av automationen inte uppnåddes . Innan denna defekt eliminerades var det inte möjligt att överföra AT-1-systemet för militära test ... "

Enligt resultaten från testerna av AT-1 ACS noterades pistolens tillfredsställande funktion, men för ett antal parametrar (till exempel den obekväma positionen för vridmekanismen, platsen för ammunitionen etc.) , ACS var inte tillåtet för militära tester.

Även om konstruktörerna hävdade att detta vapen var överlägset alla tillgängliga tankvapen, hade L-7 faktiskt också ett ganska stort antal brister. Ett försök att utrusta AT-1 med detta vapen ledde inte till framgång på grund av ett antal design egenskaper, och det ansågs vara olämpligt att designa en ny pansarjacka. Genom att jämföra alla tillgängliga data om ABTU-projektet beslutade man att släppa en liten förproduktionsbunt med 10 självgående kanoner AT-1, som var utrustade med PS-3-kanoner, samt ett förbättrat chassi. De ville använda denna sats i utökade fält- och militära tester.

Produktionen av PS-3-kanoner var planerad att etableras vid Kirov-fabriken, SPG-skroven skulle produceras vid Izhora-anläggningen och fabrik nr 174 skulle leverera chassit. Samtidigt, i stället för att förbereda bilen för serieproduktion och ta itu med de identifierade bristerna i PS-3-artillerisystemet, marknadsförde kiroviterna aktivt sina konstruktioner. Efter misslyckandet med L-7-pistolen erbjöd fabriken att prova sin förbättrade version, som fick beteckningen L-10. Det var dock inte möjligt att installera detta vapen i AT-1-styrhuset. Situationen förvärrades av det faktum att fabrik nr 174 laddades med produktion av seriella T-26-tankar, så även produktionen av 10 chassi för AT-1 självgående kanoner blev en överväldigande uppgift för honom.

En av de producerade AT-1-kårerna användes bara 3 år senare, under det sovjet-finska kriget. I januari 1940, på begäran av befälhavarna och soldaterna vid 35: e tankbrigaden, som kämpade på den karelska ishalmen, började anläggning nr 174 arbeta med att skapa en "sanitär tank", som var avsedd att evakuera de sårade från slagfältet . Detta initiativ godkändes av chefen för ABTU RKKA D. Pavlov. Ett av de AT-1-skrov som fanns på anläggningen användes som bas för att skapa maskinen, som på plats, utan några ritningar, konverterades för evakuering av sårade. Anläggningsarbetarna planerade att skänka en sanitär tank till tankfartygen för semestern den 23 februari, men på grund av förseningar i produktionen kom bilen inte fram. Efter slutet av fientligheterna skickades sanitärtanken T-26 (som det kallades i fabriksdokumenten) till Volga Military District, ingenting är känt om det vidare ödet för denna utveckling.

Sammanfattningsvis kan vi säga att AT-1 var den första självgående artillerienheten i Sovjetunionen. För den tid då militären fortfarande var förtjust i maskingevärskilar eller stridsvagnar beväpnade med 37 mm kanoner, kunde AT-1 självgående kanoner med rätta betraktas som ett mycket kraftfullt vapen.

Taktiska och tekniska egenskaper: AT-1
Vikt: 9,6 ton.
Mått:
Längd 4,62 m, bredd 2,45 m, höjd 2,03 m.
Besättning: 3 personer.
Reservation: från 6 till 15 mm.
Beväpning: 76,2 mm PS-3 kanon, 7,62 mm DT maskingevär
Ammunition: 40 omgångar, 1827 omgångar för maskingeväret
Motor: inline 4-cylindrig luftkyld förgasare från T-26-tanken med en kapacitet på 90 hk.
Maxhastighet: på motorvägen - 30 km / h, i ojämn terräng - 15 km / h.
Framsteg i väntan: på motorvägen - 140 km., I grov terräng - 110 km.

SAU-42T-systemet är baserat på den inhemska elementbasen på 1986BE1T mikrokontroller utvecklade och tillverkade av JSC "PKK Milandr".

Datorsystemenheten SAU-42T BVS-42T är utformad som tvåkanalig och innehåller två kopieringsdatorer med autonoma strömmoduler. Var och en av blockets räknare är ansluten till sensorer och multifunktionella indikatorer via ARINC 429-kodkommunikationslinjer och med engångskommandon. Dessutom är var och en av räknarna för BVS-42T-enheten ansluten till BP-42T-drivenheterna med två kommunikationslinjer med CAN-gränssnittet. Med en sådan struktur uppnås en ökad feltolerans för systemet på grund av det faktum att det förblir operativt i alla styrlägen med minst en användbar rörelsesensor och en indikator från antalet dubblerade.

Viktigaste egenskaperna

• Sammansättningen av SAU-42T-systemet:

SAU-42T-systemet består av en datorsystemenhet BVS-42T-1 st. och BP-42T-drivenheter för roder, rullstänger, hissar och hissutrustning (4 st.).

• SAU-42T-systemet utför följande funktioner:

Automatisk och regissörsstabilisering av de inställda värdena för pitch, roll, kurs, vertikal hastighet och barometrisk höjd;

Automatisk förflyttning av flygplanet till horisonten på besättningens kommando (förutsatt att kontrollpositionssensorerna är installerade på flygplanet);

Automatisk och direktörshantering av signaler från navigationssystemet;

Begränsa de begränsande flyglägena när det gäller parametrarna för längsgående och laterala rörelser, åtföljt av utfärdande av lämpliga signaler till SOI-42T-systemet;

Prioritet för manuell styrning av flygplanet framför det automatiska sättet att övermannas genom flygplanets manöverspakar;

Möjlighet till nödavstängning och aktivering av SAU-42T (pilotens ingripande vid kontroll av flygplanet);

Frånvaro av plötsliga rörelser på styrytor och flygplanskontroller vid fel och byte av driftslägen SAU-42T.

• SAU-42T-systemet har följande driftslägen:

Avancerad kontroll;

Stabilisering av rull- och stigningsvinklar med SOI-42T;

Stabilisering av kursuppsättningen från SOI-42T;

Stabilisering av vertikal hastighet;

Stabilisering av den aktuella höjden;

Flygnivåändring med stabilisering av en given höjd;

Hantering enligt systemet BMS-2010;

Riktningskontroll av hiss-, riktnings- och aileron -kanaler efter kommando för att växla till manuell styrning;

Att föra flygplanet till horisonten på kommando av besättningen;

Hiss trimning på kommando av besättningen.

• Komplex för marktestning av systemet (KNO SAU-42T):

KNO SAU-42T är automatiserat system arbeta bort produkten. Simuleringen utförs i MATLAB med en Real Target Machine ansluten till styrdatorn via en Ethernet -kanal. KNO inkluderar en dator för visning av flygdata via JTAG-kanalen och ett lastställ som innehåller vinkellägesgivare för kontrollelement, vars signaler skickas från objektmodellen, implementerade som en mjukvarumodul i en realtidsmaskin.

Tekniska egenskaper hos SAU-42T:

Mått:

block BP-42T 104 × 113 × 225 mm,

block BVS-42T 148 × 121 × 312 mm.

Systemblockens totala vikt är 15 kg.

Blockhusmaterial - aluminiumlegering.

Strömförsörjning: från DC -nätet 27 V SES från två sidor.

Strömförsörjningsparametrar enligt GOST R 54073-2010 för kategori 2-konsumenter.

Strömförbrukning - högst 100 W (toppeffekt - högst 250 W).

Driftsförhållanden:

Arbetstemperatur - från minus 40 ° С till + 55 ° С,

Luftfuktighet - upp till 95% vid en temperatur av 35 ° С,

Atmosfäriskt tryck - från 45,7 kPa (350 mm Hg)

Tillförlitlighetsindikatorer:

Medeltiden mellan flygfel (T op) - inte mindre än 2000 timmar,

Den genomsnittliga hållbarheten i originalförpackningar i ett ouppvärmt rum är minst 5 år.

Komponenterna SAU-42T uppfyller kraven för blixtresistens för hårdhetsgrad 3 enligt OST 1 01160-88.

Kvantitativa indikatorer för SAU-42T:

Tid för beredskap för arbete - högst 3 minuter,

Tid för kontinuerligt arbete - inte mindre än 8 timmar,

Stabiliseringsnoggrannhet (exklusive sensorfel, i en lugn atmosfär, vid stadig flykt):

Lutningsvinkel ± 1 °;

Rullningsvinkel ± 1 °;

Riktningsvinkel ± 1,5 °;

Enligt barometrisk höjd:

± 8 m på en höjd av ± 500;

± 10 m på 2000 höjd;

± 12 m på 4000 höjd;

Vertikal hastighet 1 m / s inom intervallet för driftsbegränsningar.

Dynamiskt utbud av drivenheters rotationshastigheter:

Rod: 22,59 Nm vid 0 ° / s, maximal hastighet utan belastning - 84 ° / s;

Hiss, hissbeklädnad, rullstänger: 13,55 Nm vid 0 ° / s, maximal tomgångshastighet - 114 ° / s;

Glidmoment för servodrivkopplingar och begränsande avböjningsvinklar:

Rod: (9,04 ± 1,13) Nm, vänster (27 ± 1) °, höger (29 ± 1) °;

Hiss: (6,21 ± 0,79) Nm, upp (15,5 ± 0,5) °, ned (13 ± 1) °;

Hiss trim: (5,08 ± 0,68) Nm, upp (28 ± 5) °, ned (25 ± 5) °;

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

Med automatiskt och regissörsläge från 400 m före drift,

• 
  med automatisk eller direktstyrningsläge upp till en höjd av minst 60 m;

3. rullvinklar: vid påslag och drift upp till ± 30 5 °.

Notera. Autotrotteln får användas på höjder som inte överstiger 7000 m, M  0,74.

Aerobatic kit-styrsystemet ger automatisk omkoppling av den defekta ACS-semi-seten till motsvarande service-semi-set. ACS -systemet ger en begränsning av den angivna hastigheten 600 +20 -10 km / h.

Notera. ACS tillhandahåller det angivna flygläget i turbulenta förhållanden med en intensitet som inte får flygplanet att nå de restriktioner (n ukr;  cr; Vcr) som anges nedan.

ACS (längsgående kanal) inaktiveras automatiskt när flygplanet når:

Vertikal överbelastning mindre än 0,5 och större än 1,5 i cross-country flight mode; mindre än 0,65 och mer än 1,35 i inflygningsläget från en höjd av 200 m med en radiohöjdmätarsignal;

• 
  attackvinkel lika med ( cr - 0,5) med AUASP -signalen;
• 
  en stigningsvinkel på mer än 20 ° för näsa upp och 10 ° för ett dyk.

1. Innan du ansluter AP: n i stadigflygning, balansera flygplanet med stabilisatorn så att hissen (RV) är i neutralläge. Kontrollera PB: s position enligt indikatorn för PB: s position. Ställ in trimeffektmekanismen PB (MTE) i neutralläge. MTE LV och ailerons tar bort lasterna från motsvarande kontroller.

2. Omedelbart efter att du har slagit på AP, se till enligt PB -indikatorn att PB böjs med en vinkel på högst ± 2 °. Om husbilen böjs med en vinkel på mer än ± 2 ° ska du balansera flygplanet med stabilisatorn (utan att inaktivera AP) och avböja det i den riktning som anges i punkt 1.

3. Vid alla flygresor med AP påslagen, vilket kräver en ändring av flyghastigheten, liksom när flygplanets centrering ändras, när husbilen avviker med en vinkel på mer än ± 2 ° och "CHECK RV POSITION" lampan på instrumentbrädan tänds, balansera flygplanet med stabilisatorn (utan att koppla från autopiloten), avböj den i den riktning som anges i punkt 1.

VARNING: För flygplan upp till nr 0306 är det tillåtet att balansera flygplanet om flygplanets angivna hastighet inte överstiger 530 km / h.

4. Vid manövrar med praktiskt taget oförändrad hastighet (överbelastning, svängning etc.), när husbilen kan böjas under lång tid i en vinkel på mer än ± 2 °, bör stabilisatorn inte användas.
DET ÄR FÖRBUDT:

• 
  slå på strömförsörjningen till AP under 400 m;
• 
  använd ACS både i automatiska och halvautomatiska lägen upp till H under 60 m;
• 
  ställ in omkopplaren "NORMAL-BOLT." till "BOLT". tills vidare;
• 
  automatiskt tillvägagångssätt med två misslyckade motorer;

Använd tonhöjdskanalen i läget för automatisk inflygning om tyngdpunkten överstiger 26 ... 36% av MAR;

Fortsätt den automatiska landningssträckan med husbilen avböjd i en vinkel på mer än 4-5 °. Obligatorisk manuell balansering med stabilisator krävs.

Koppla ur rodren för att kontrollera ACS på marken om vindhastigheten är mer än 15 Fröken;

• 
  använd APS vid en indikerad lufthastighet på mer än 500 km / h;
• 
  slå på autotrotteln när:

I processen för luftintagskontroll;

Motorfel;

Sidodörrkontroll;

Frigörande av mekanisering;

Stötar rekommenderas inte.
Brandsläckningssystem
För att släcka en brand i vingfacken, motorcellerna, APU-facket, GNG-facket finns: 3 UBC-16-6 (I och II-steg till höger mellan 26-27 shp., III-steg-till vänster 27 -28 sk. I lastutrymmet).

För att släcka elden i GNG-facket finns 3 UBSH-3-1 (I och II sväng vänster 26-27 shp. Och III sväng höger 29 sht.) I lastutrymmet.

Signalglasögon är placerade på den nedre ytan av flygkroppen till vänster (III) och till höger (I och II) vid 26-27 sh.

Vid brand i något fack (temperaturhöjning 2 ° / s och, om mer än 3 sensorer utlöses och omgivningstemperaturen är 180-400 ° C), skickas signalen till motsvarande BI-2A-enhet.

I sittbrunnen:

Huvudpanelen “FIRE” blinkar, den röda signalpanelen “PLACE OF FIRE” på kontroll- och larmpanelen tänds, samt en gul pil som indikerar omkopplaren som måste användas vid den angivna eldplatsen ÖPPEN ”);

RI-65 får följande information: "BRAND, JAG ÄR STYRELSE Nej, BRAND!";

Pyrokassettens pyrohuvuden i den första etappen av detta fack utlöses och freon går till eldplatsen. Om det behövs kan du tillämpa II och III steg manuellt: I steg utlöses både automatiskt och manuellt, och II och III endast manuellt. När elden försvinner, slocknar de röda signaltavlorna. För att släcka pilen och det gröna mnemoniska tecknet, tryck på knappen "KONTROLLERA LAMPORNA PYROPATRONERNA OCH LÅSA UPP LAMPORNA I BRANDPLATSEN" på panelen för att kontrollera pyrocartridges.

På vingspetsarna och på båda landningsställets kåpor installeras nödaktiveringsmekanismer för brandsläckningssystemet. Om minst en av mekanismerna utlöses vid landning med landningsstället indraget, så exploderar alla squibs och freon kommer in i alla brandskyddade fack. Ström för att detonera squibs kommer från batterier.
Kontrollera brandlarmsystemets funktionalitet

1. 
   1. Huvudströmbrytare till läget “CHECK”.

• 
  motornaceller;
• 
  APU och GNG;
• 
  vingar,

Efter att motsvarande omkopplare har ställts in i neutralläget går allt ut med undantag av:

Den gula pilen är på;

För vingen finns ett grönt minnesmärke "VALVE OPEN". De måste släckas genom att trycka på knappen ”KONTROLLERA PYROPATRONER OCH LÅSA UPP LAMPORNA I BRANDPLATSEN” efter att ha kontrollerat sensorerna på nacellerna, motorerna, APU och GNG, vingar.

3. Ställ huvudströmbrytaren i läget ”BRAND SLÄCKNING” och stäng locket.

Uppmärksamhet! 1. Vrid inte huvudströmbrytaren till läget ”BRANDSLÄCKNING” när larmet inte är avstängt för att undvika självurladdning av brandsläckare i första steget.

2. Om huvudströmbrytaren är inställd på läget ”CHECK” fungerar inte första etappen varken automatiskt eller manuellt.
Kontrollera användbarheten hos brandsläckare
1. Kontrollera brandsläckarnas gröna signallampa genom att trycka på knappen "KONTROLLERA LAMPORNA PÅ BRANDSLÄCKARE OCH LÅSA UPP LAMPORNA PÅ BRANDEN".

2. Ställ omkopplaren en efter en i de testade facken:

• 
  motornaceller (4 st.);
• 
  vinge;

3. Ställ tumkontakten i läge “OFF”. (grön lampa är släckt).
Besättningsåtgärder vid brand
En besättningsmedlem, som har upptäckt en brand, är skyldig att rapportera till QC. Brandsläckning utförs på kommando av QC. Om en brand upptäcks i BT: s brandsäkra fack är det nödvändigt:

1. Kopiera aktiveringen av den första etappens brandsläckare för vilken:

Ställ strömbrytaren för brandsläckningsmedlet på USPS -panelen under den brinnande gula pilen i läge 1.

2. Om elden inte har släckts med en brandsläckare från första etappen, använd sedan den andra etappen, om den inte elimineras - den tredje etappen.

3. Efter 20-30 med efter att du släckt elden, ställ strömbrytaren för släckningsmedlet i neutralläge (stäng av den gula pilen), och för vingen och den gröna mnemoniken genom att trycka på knappen "KONTROLLERA PYROPATRONLAMPAR".

4. Vid brand i cockpit eller lastutrymme, använd bärbara brandsläckare.

Notera. Om en brand har uppstått i motorns nacelle, APU eller TNG, är det nödvändigt att stänga av motsvarande motor, APU, GNG och säkerställa enhetlig bränsleproduktion, och vid brand i vingen med POS påslagen, stäng av Wing POS.
Bärbara brandsläckare
I det tekniska facket, navigatorkabinen och flygskyttens stuga är brandsläckaren OR-1-2 installerad;

Brandsläckare OR-2-6-20-30 är installerade i lastutrymmet, en för 14 delar, den andra för 56 delar. vänster sida;

Vid transport av brandfarligt gods kan ytterligare 4 brandsläckare installeras istället för syrgasflaskor:

2 st. - 25 shp, vänster, höger;

2 st. - 56-57 shp. till höger.

Grundläggande information

ELLER-1-2 ELLER-2-6

BRÄNSLESYSTEM
Dräneringssystem för bränsletankar
Tankarna i varje halvvinge har ett autonomt dräneringssystem som innehåller följande enheter:

Dräneringstank (NK-38-39);

Systemets luftintag (i botten av vingen) har 3 vakuumventiler och 1 säkerhetsventil, vilket säkerställer drift vid frysning av luftintaget;

Huvud- och extra dräneringsledning. Huvudtankarna i de externa motorerna har en autonom huvuddräneringsledning, och resten av de halvvingade tankarna har en gemensam huvuddräneringsledning. Den extra avloppsledningen är gemensam för alla tankar med halvvingar;

Bränsleöverföringssystem från avloppstanken:

a) ESP-87 (utanför tanken);

b) bränslefilter;

c) sensorsignalanordning 1 SMK-Z i SPUT-4-systemet;

d) SD-02 (tryckindikator).
Arbete

I uppsättning H och nivåflygning kommunicerar bränsletankar med atmosfären genom huvudavloppet, medan de sjunker genom det extra avloppet.

Vid blockering av luftintaget säkerställs tankarnas kommunikation med atmosfären genom vakuumventiler (i nivåflygning och vid nedstigning) och en säkerhetsventil (i uppsättning H). I närvaro av 120 l bränsle i avloppstanken, pumpen slås på automatiskt - bränsle kommer in i 1P (4P) tankarna, pumpen stängs av automatiskt från SDU2A -0.2. Pumparna kan också slås på manuellt.
Programkontrollsystem

och bränslemätningar SPUT4-1
Mätdelen ger:

• 
  konstant mätning av bränsletillförseln på flygplanet;
• 
  alternativ mätning av bränsletillförseln i varje tank i en given grupp och mätning av den totala bränsletillförseln för motorn (samma vid tankning);

Den automatiska delen ger:

• 
  kontroll av bränsleöverföring;
• 
  slutförande av tankning av bränsletankar;

bränsle per motor 2000 kg.

Systemindikationen representeras av 9 indikatorer:

5-på den yttre delen av den centrala instrumentbrädan;

4-på påfyllningsplattan.

Cockpitindikatorerna med beteckningen på motornumret har två skalor:

Extern för att mäta den totala bränsletillförseln för motorn och i reservtanken;

• 
  intern - i extra- och huvudtanken.

Yttre (vit) - förändring av reserven i reservtanken;

• 
  medium (gul) - i en extra tank;
• 
  inre (röd) - i huvudtanken.

Systemet slås på från RU-24 till +27 V och från BI-instrumentbrädan med "FUEL METER" -omkopplaren för växelström.

Centraliserat fyllningssystem
Detta system gör det möjligt att fylla tankarna under tryck underifrån:

2. Tankningshastighet - 3000 l / min

Notera. Full påfyllningskapacitet 114 500 liter.

Sammansättning:

1. 
   två sidofyllningsbeslag i chassiets högra kåpa;
2. 
   huvudpåfyllningsventilen (framför ingången till ZR -tanken) - huvud;
3. 
   dubbelverkande ventil - säkerställer att bränslet pumpas ut helt efter tankning eller skyddar det mot termisk expansion av bränslet (höger sida är överst);

5. 2 elektrohydrauliska påfyllningsventiler;

6. 12 sensorer-signalanordningar SPUT4-1-ge en elektrisk signal för att stänga påfyllningsventilen;

7. element i den elektriska kretsen för tankningskontroll;

8. 12 SDU2A-0,2 signalanordningar med ökat tryck i tankarna vid P mer än 0,2 ger en signal om att stänga påfyllningsventilen (röd lampa på påfyllningsplattan).
Indikering, larm, kontroller

12 aggregatlampor (gröna) med påfyllningsventilernas öppna läge;

12 varningslampor (röda) för ökat tryck i tankarna;

Gröna och gula lampor för öppna och stängda lägen för huvudpåfyllningsventilen.

Styrande organ:

• 
  bränslemätare (i hytten);
• 
  två vippomkopplare (en i sittbrunnen);
• 
  brytare för styrning av kran och påfyllningsventiler som finns på påfyllningsplattan.

1. Slå på huvudströmbrytaren - den gula lampan för huvudventilens stängda läge är tänd.

2. Öppna huvudpåfyllningsventilen - den gröna lampan tänds.

3. Stäng av huvudventilens brytare - de gröna lamporna tänds.

När tankarna är fulla stängs deras ventiler automatiskt med en signal:

• 
  sensor-signalanordning SPUT4-1;
• 
  på kommando av flottörventilen (om den inte stänger från SPUT);
• 
  från SDU2A-0,2.

Notera. Bensinstation "AUTOMAT. TANK SWITCH ”stängs av vid tankning.