Система автоматичного управління сау 1т 2б. Загальні відомості про системи повітряних сигналів. Канал працює в режимах

Поряд з приладами і датчиками, що визначають висотно-швидкісні параметри, на літаках застосовують системи повітряних сигналів (СВС), які називають також централями швидкості і висоти. Вони призначені для комплексного вимірювання цих параметрів і централізованого постачання ними різних споживачів. Ктакім параметрів відносять: число М, справжню повітряну швидкість V, Індикаторну швидкість Vі, відносну барометрическую висоту Н отн, Абсолютну барометрическую висоту Н, Температуру зовнішнього повітря Т, відхилення ΔМ,? Н, ΔVчисла M,висоти Н, швидкості V Івід заданих значень.

На рис. 2.1 приведена схема використання СВС в каналі керма висоти в системі автоматичного управління САУ-1Т. У режимі стабілізації кута тангажу υ в сервопривід керма висоти СПРВодновременно з сигналами U υі U ωzпропорційними відхилення кута тангажу і кутової швидкості ω zщодо поперечної осі літака, подається сигнал U V,пропорційний швидкості V І.сигнал U vпри зростанні швидкості вище допустимої надходить на вхід приводу СПРВ через диодную ланцюг зони нечутливості і підсилювач. Привід відхиляє кермо висоти на кабрування ВС, і швидкість його зменшується,

У режимах стабілізації числа М, швидкості V Іабо висоти польоту на вхід приводу СПРВ надходять відповідно сигнали U ΔМ, U? Н, U Δ V, Пропорційні відхилень цих параметрів від заданих значень. сигнал U ΔМвидається електричним блоком корекції числа МБКМЕ, сигнали U? Ні U Δ V- коректорами-задатчиками швидкості приладової (КЗСП) і коректора-задатчика висоти (КЗВ) відповідно.

структурні схемиможливих аналогових систем повітряних сигналів наведені на рис. 2.2. Відмінною особливістю систем СВС є те, що автоматичне рішення розрахункових залежностей проводиться в окремому від покажчиків обчислювачі. Останній видає бортовим споживачам і вказівниками електричні сигнали, пропорційні визначеним параметрам. У системах СВС, побудованих по структурній схемі (рис. 2.2, в), рішення розрахункових залежностей проводиться в обчислювачах, суміщених конструктивно з покажчиками. Сигнали видаються покажчиками.

Введені в обчислювачі електричні сигнали, пропорційні рі р дин, Видаються блоками датчиків тиску БД,виділеними окремо або суміщеними з обчислювачем, а електричний сигнал, пропорційний температурі Твидається приймачем температури Т Т.При необхідності в обчислювачі можуть вводиться вручну значення тиску р 0і температури Т про біля поверхні Землі, тиску р ззаданого рівня.

Мал. 2.1. Схема використання СВС в системі САУ-1Т

Потенциометрический блок перетворення напруги БПнП (рис. 2.2, б)призначений для перетворення сигналів напруги в сигнали у вигляді відносних опорів. Схемою, наведеною на рис. 2.2, а, відповідає система повітряних сигналів, що застосовується під назвою централі швидкості і висоти типу ЦСВ, Схемі, наведеної на рис. 2.2, б, відповідає система повітряних сигналів типу СВС -ПН, а схемою, показаної на рис. 2.2, в,- система повітряних сигналів типу СВС.

Мал. 2.2. Структурні схеми можливих аналогових систем повітряних сигналів

Системи СВС, побудовані за схемами, зображеним на рис, 2.2, аі в, Формують сигнали тисків рі р динв лінійному масштабі, т. е. УЧЕ мають лінійні характеристики по вимірюваним тискам. Всі операції, пов'язані з рішенням розрахункових залежностей, виробляються на самобалансірующіхся мостових схемах, до складу яких входять лінійні і функціональні потенціометри разом з елементами стежать систем відпрацювання.

Системи СВС, побудовані за схемою, показаної на рис. 2,2, б, Формують сигнали тисків в логарифмічному масштабі, т. Е. УЧЕ мають характеристики по вимірюваним тискам, мінливі за логарифмічною закону. Це дозволяє більш просто вести функціональні перетворення в системі. У таких системах СВС застосовується безконтактний аналоговий обчислювач, заснований на використанні діодних функціональних перетворювачів напруги. Самобалансірующіхся потенциометрические мости застосовуються лише в покажчиках і блоках БПнП.

ТЕМА 3 «СИСТЕМА АВТОМАТИЧНОГО КЕРУВАННЯ САУ 1Т-2Б»

ВСТУП

при ручному управліннілітаком «системою управління» є льотчик, який використовує інформацію пілотажно-навігаційних приладів і візуальну орієнтування. Багатоканальність управління, необхідність логічної обробки інформації комплексу приладів і сигналізаторів, завантаженість іншими обов'язками, обмежена швидкість реакції і невисока інформаційна пропускна здатність людини обумовлюють значну дискретність і обмежену точність ручного управління. Проте в наявності висока надійність, здатність до адаптації і аналізу виникаючих ситуацій.

при напівавтоматичному (діректорной) управлінніобробка інформації різних датчиків здійснюється в обчислювальному пристрої. Льотчик отримує інформацію, так би мовити, в готовому вигляді - у вигляді відхилень стрілок командного (діректорной) приладу. Нормальне управління літаком забезпечується, якщо льотчик відхиляє органи управління пропорційно відхиленню командних стрілок. Техніка пілотування різко спрощується. Більш того, при напівавтоматичному управлінні канали управління і, як правило, закони формування керуючих (командних) сигналів ті ж, що і в автоматичних системах.

при автоматичному управліннікеруючі сигнали після посилення надходять на рульові машини, відхилення яких викликає переміщення рульових поверхонь і виведення літака на заданий режим польоту. Льотчик контролює по командним стрільцям діректорной приладів витримування заданої траєкторії руху.

При справно працюючою САУ командні стрілки і планки положення діректорной приладів в сталому режимі повинні знаходитися поблизу нуля. Значне тривале відхилення командної стрілки зазвичай свідчить про несправність виконавчої або інформаційної частини системи управління. В цьому випадку можливий перехід на діректорной або ручне управління. Контури ручного і діректорной управління в САУ є резервом автоматичного контуру.

Зручність переходу від автоматичного управління до напівавтоматичного і ручного, і навпаки, є одним з найважливіших вимог, що підлягають реалізації в системі управління.

В САУ передбачено резервування каналів автоматичного управління, що забезпечує нормальне функціонування і працездатність при відмові одного з каналів. Виявлення відмовив каналу і заміна його справним в польоті здійснюється автоматично в результаті безперервно виконуваного самоконтролю.

ЗАПИТАННЯ «ПРИЗНАЧЕННЯ І КОМПЛЕКТ САУ»

САУ-1Т-2Б забезпечує:

Автоматичне і діректорной пілотування літака по заданому маршруту в діапазоні висот від 400м до максимальної висоти польоту в режимах набору висоти, горизонтального польоту і зниження;

Виконання спеціальних завдань (десантування, політ в бойових порядках);

Автоматичне і діректорной побудова предпосадочного маневру;

Автоматичний і діректорной захід на посадку до висоти 60м.

САУ-1Т-2Б має два полукомплекта: основний і дублюючий (резервний). Управління здійснюється одним (основним) каналом, другий (дублюючий) знаходиться в "гарячому" резерві і включається автоматично або вручну при відмові першого. При цьому заміщення відбувається безударно зі збереженням маневру літака.

Кожен з полукомплектов включає:

Автопілот АП;

Автомат тяги АТ (працює спільно з каналом тангажу автопілота);

Автомат перестановки стабілізатора АПС (працює спільно з каналом тангажу автопілота);

Демпфери крену і нишпорення (використовувані при вимкнених каналах курсу і крену автопілота).

Управління системою здійснюється за допомогою пульта управління, розташованого на ЦПЛ.

2 ПИТАННЯ «АВТОПИЛОТ»

Автопілот САУ, впливаючи на елерони, кермо напряму і кермо висоти, забезпечує:

1) стабілізацію кутового положення літака за курсом, крену і тангажу;

2) стабілізацію заданих значень висоти Н, числа М і приладової швидкості V ПР в польоті по маршруту;

3) координовані розвороти, набір висоти і зниження;

4) автоматичне і діректорной керування літаком в польоті по траєкторії, що задається УВК в горизонтальній площині;

5) автоматичне і діректорной керування літаком при виконанні маневру «Коробочка», а також при заході на посадку до висоти 60 м за сигналами курсогліссадних маяків;

6) автоматичне обмеження приладової швидкості.

Автопілот формує і видає на прилади індикації КПП і НПП наступні параметри:

Поточні кути крену, тангажу і курсу (колійного кута) літака;

Відхилення літака від заданої лінії шляху при польоті по маршруту і від рівносигнального зон курсогліссадних маяків при заході на посадку;

Командні сигнали для діректорной управління літаком при заході на посадку, виконанні маневру «Коробочка» та польоті по маршруту;

Кут зносу;

Курсовий кут приводних радіостанцій;

Кут ковзання.

Виконавчими елементами автопілота, призначеними для відхилення поверхонь управління і утримання їх в заданому положенні, є кермові машини (РМ). До складу автопілота входять чотири РМ: 1 - елеронів, 1 - РН і 2 - РВ.

Кожна РМ має муфту пересіліванія, що дозволяє льотчику втрутитися в роботу автопілота за допомогою органів управління. Муфти пересіліванія спрацьовують при додатку зусиль:

За елерони-спойлерам (штурвалом) 32 ± 5 кг;

За керма висоти (колонкою) 41 ± 8 кг;

По керму напрямки (педалями) 66 ± 13 кг.

Автопілот здійснює автоматичний контроль роботи системи у всіх режимах польоту і автоматичне перемикання основного каналу на дублюючий в разі відмови основного каналу, вимикання обох каналів при подвійному відмову автопілота.

3 ПИТАННЯ «АВТОМАТ ТЯГИ»

АТ призначенийдля стабілізації приладової швидкості V ПР з точністю 2,5% (в невозмущенной атмосфері) шляхом регулювання тяги двигунів у польоті по маршруту і на предпосадочном зниженні при автоматичному і напівавтоматичному управлінні.

АТ являє собоюдвухканальную систему. Канали АТ дублюють один одного. При роботі одного каналу другий знаходиться в гарячому резерві, автоматично підключаючись в роботу при відмові першого.

АТ може бути включенийза умови, що РУД Расстопор і коректор заданої швидкості КЗСП готовий до роботи. Включений в роботу АТ шляхом регулювання тяги двигунів стабілізує ту V ПР, яку мав літак на момент включення АТ. При зміні V ПР АТ відхиляє руд в потрібному напрямку. При цьому зміна кута тангажу компенсується каналом тангажу автопілота.

При необхідності АТ може бути пересилити екіпажем шляхом докладання зусиль 5,6 кгс · м.

4 ПИТАННЯ «АВТОМАТ ПЕРЕСТАНОВКИ СТАБІЛІЗАТОРА»

АПС забезпечує:

Автоматичну перестановку стабілізатора при зміні поздовжньої балансування літака (вироблення частини пального, зміна завантаження і інші причини), що викликає відхилення керма висоти на кут> 1,5 °, при кутах крену менше 10 ° з затримкою часу 2 с;

Автоматичну перестановку стабілізатора на пікірування від балансування положення при виконанні парашутного десантування техніки та вантажів;

Автоматичний контроль роботи АПС;

Сигналізацію про включенні і виключенні АПС.

АПС єдвухканальную систему. Канали ідентичні і дублюють один одного.

включення АПСздійснюється вручну кнопкою АПС ОСН. (АПС дубль.) На ПУ САУ за умов, що РВ відхилений від нейтрального положення на кут< 1,5° и что предварительно включен канал тангажа автопилота. АПС включается автоматически при тех же условиях во время открытия в полете грузолюка.

Лівий або правий льотчики в залежності від положення перемикача «ПЕРЕМИКАННЯ УПРАВЛІННЯ стабілізатори» на ЦПЛ можуть виробляти ручне управління стабілізатором незалежно від того, включений АПС чи ні.

АПС вимикаєтьсявручну кнопкою АПС ОТКЛ або ОТКЛ САУ. Автоматично АПС відключається при відмовах, а також при автоматичному або ручному відключенні каналу тангажа.

5 ПИТАННЯ «ЗВ'ЯЗОК САУ з бортовою системою»

САУ працює спільно з бортовими системами і датчиками:

Центральні гіровертикалі ЦГВ-10П (лев. І прав.)видають в САУ (осн. і дубл.) електричні сигнали, пропорційні поточним кутах крену γ і тангажа υ літака. Інформацію про готовність до роботи і відмовах трьох Гіровертикаль САУ отримує від блоку БСГ-2П.

Керуючий обчислювальний комплекс КП1-76 (НВК)видає електричні сигнали:

1) заданий крен γ З;

2) бічне відхилення Z від заданої траєкторії польоту на КПП;

3) заданий шляхової кут ЗПУ, який використовується при польоті в режимі роботи «Довільний напрямок»;

4) сигнали постійного струму +27:

- «Курсова стабілізація», що включає режим стабілізації кутів курсу, крену і тангажа літака;

- «Вихід на ЗПС», що перемикає САУ в режим заходу на посадку;

- «Найкоротша відстань», що включає режим «Довільний напрямок»;

- «Робота» при включенні НВК.

Точна курсова система ТКС-Пвидає сигнали, пропорційні поточному ортодроміческое або гіромагнітного курсу літака для індикації на НПП та управління літаком за курсом.

радіотехнічний комплексапаратури ближньої навігації і посадки РСБН-7С і КУРС-МП-2 видають сигнали:

1) відхилень від рівносигнального зон курсових і глісадних наземних радіомаяків систем «Катет», «ІЛС» і «СП-50» під час заходу на посадку;

2) відхилень від ЛЗП при польоті по маяках «VOR»;

3) готовність РТС до роботи при вході літака в зону дії наземних радіомаяків.

Доплеровский вимірник путньої швидкості і кута зносуДІСС-013 формує сигнал, пропорційний куту знесення літака УС.

автоматичні радіокомпасиАРК-15М і АРК-У2 видають сигнали, пропорційні курсовим кутах приводних радіостанцій.

Система повітряних сигналівСВС1-72 видає сигнал готовності і сигнал відхилення від заданого значення числа М.

Коректори швидкості і висотиКЗСП і КЗВ видають в САУ сигнали відхилення від заданих значень приладової швидкості і відносної висоти.

Автомат кутів атаки і перевантаженьАУАСП-18КР видає сигнал критичного кута атаки для виключення САУ.

Радіовисотомір РВ-5видає сигнал істинної висоти польоту.

інерціальна системаІ-11 вимірює бічне відхилення z і швидкість бічного відхилення ż від заданої траєкторії.

6 ПИТАННЯ «ОСНОВНІ ТЕХНІЧНІ ДАНІ САУ»

1) Точність стабілізації кутів, заданих від ручок управління автопілота на всіх режимах польоту:

За крену ± 1,0 °;

За тангажу ± 0,5 °;

По курсу ± 0,5 °;

2) Діапазон зміни кутового положення літака від ручок управління автопілота:

За крену ± 30 °;

За кутку тангажу при кабрірування 20 °;

За кутку тангажу при пікіруванні 10 °;

3) Точність польоту в сталому режимі, крім умов сильної бовтанки, при автоматичному управлінні:

По висоті при польоті по трасі ± 30 м;

По висоті на Передпосадкових маневрах ± 20 м;

За кількістю М ± 0,005;

За приладової швидкості ± 10 км / год;

4) Експлуатаційні обмеження:

Висота включення> 400 м;

Висота роботи на посадці> 60 м;

Швидкість використання АПС< 500 км/ч;

Умови використання АТ 4 двигуна справні,

Н ПОЛ< 7000 м,

механізація прибрана,

вхідні двері закриті.

7 ПИТАННЯ «ПУЛЬТ УПРАВЛІННЯ САУ»

ПУ САУ розташований на ЦПЛ і призначений для управління автопілотом, автоматом тяги і автоматом перестановки стабілізатора. Для включення всіх елементів автопілота під струм, крім підключення рульових машин, служить перемикач під ковпачком ВКЛ.АП. Кнопка-лампа ВКЛ.АП. призначена для включення рульових машин всіх трьох каналів автопілота. Канали крену і тангажа при цьому працюють в режимі стабілізації за курсом і тангажу.

Пульт управління САУ

Роздільне включення (відключення) основного і дублюючого каналів автопілота проводиться натисненням зелених (червоних) кнопок-ламп КУРС, КРЕН, тангажу. Швидке відключення автопілота проводиться кнопкою ОТКЛ.САУ на штурвалах льотчиків.

Включення одного з режимів (ВИСОТА, МАХ, СКОР.) Стабілізації виконується натисканням відповідних кнопок стабілізується. Вимкнення здійснюється натисканням рукоятки УЗВІЗ-ПІДЙОМ.

У нижній частині пульта розташований перемикач режимів роботи САУ, який може встановлюватися в положення ЗАХІД, КУРС, наві. При цьому включаються відповідні основні режими автопілота.

Режим ЗАХІД включається для виконання маневру КОРОБОЧКА і заходу на посадку. Режим КУРС використовується для кутовий стабілізації літака і виконання різних маневрів. Режим НАВІГАЦІЯ застосовується під час польоту за маршрутом, заданому НВК.

8 ПИТАННЯ «Режими роботи САУ»

Управління бічним рухом, стабілізація становища літака відносно поздовжньої і нормальної осей здійснюється каналом крену автопілота. Управління поздовжнім рухом і стабілізація кутового положення літака здійснюються каналом тангажу автопілота.

Перед включенням каналу крену в агрегаті управління бічним рухом сигнали крену, що надходять від ЦГВ-10П, наводяться до нуля, щоб АП включався безударно, без різкого переміщення рулів. Після включення каналу автопілот виводить літак з крену і стабілізує курс, з яким летить літак після виходу з крену.

Канал крену працює в наступних режимах:

- «Курсова стабілізація». Літак відновлює заданий курс (курс літака перед включенням каналу крену), а потім відновлює крен;

- «Управління». Дозволяє здійснювати управління бічним рухом літака через автопілот за допомогою ручок «КУРС» і «КРЕН» на ПУ САУ. При цьому літак виконує координований розворот до повернення ручок в початкове положення.

- «Політ по заданій траєкторії». Автопілот за рахунок зміни крену утримує центр мас літака на тректоріі, розрахованої НВК;

- «Найкоротша відстань». Дозволяє вивести літак з даної точки в задану по найкоротшій відстані (з довільного напрямку);

- «Коробочка». Автопілот забезпечує автоматичне виконання предпосадочного маневру - стандартної коробочки (лівої чи правої) з метою виведення літака в зону четвертого розвороту (зону впевненого прийому сигналів курсогліссадних радіомаяків). Режим включається по команді штурмана після прольоту ДПРС через 90 с при виконанні малої коробочки або через 150 с при виконанні великої коробочки. При цьому за сигналами КУРЕЙ формуються сигнали I, II, III і IV розворотів (при правій коробочці - по кутах 180, 120, 120, 75 °, при лівій коробочці - по кутах 180, 240, 240, 285 °). Вимикається режим автоматично на початку четвертого розвороту.

- «Захід на посадку». Виконується для виходу на вісь ВПП з подальшим зниженням до висоти 60 м по траєкторії, що задається курсогліссаднимі маяками.

Канал тангажу працює в режимах:

- «Стабілізація кута тангажу». В даному режимі автопілот стабілізує заданий льотчиком кут тангажу;

- «Управління». Дозволяє льотчику керувати літаком по тангажу за допомогою ручки «УЗВІЗ-ПІДЙОМ» на ПУ САУ. При цьому дія ручки «УЗВІЗ-ПІДЙОМ» обмежена кутами 20º на кабрірування і 10º на пікіруванні;

- «Стабілізація швидкості або числа М». Чи включається кнопками-лампами «СКОР.» або «МАХ» на ПУ САУ. При відхиленні V ПР або числа М від заданого значення автопілот, відхиляючи РВ, змінює кут тангажу, відновлюючи при цьому значення V ПР або числа М, після чого відновлюється колишнє значення υ.

- «Стабілізація висоти». Режим включається натисненням кнопки-лампи «стабілізується. ВИСОТА »на ПУ САУ. При цьому автопілот, змінюючи кут тангажу, стабілізує задану висоту польоту.

- «Захід на посадку». Чи включається автоматично або вручну. При цьому після виходу літака на курс посадки автопілот спочатку працює в режимі «Стабілізації висоти». При перетині осі равносигнальной зони гліссадну радіомаяка, за умови випущених закрилків, вимикається стабілізація висоти, і літак переходить в режим зниження. При цьому автопілот забезпечує стабілізацію центру ваги літака щодо заданої глісади.

9 ПИТАННЯ «Командно-пілотажний прилад (КПП)»

КПП - це комбіноване пристрій, що складається з індикатора авіагоризонту і індикатора діректорной напрямки. Дві системи, що стежать відпрацьовують кути крену і тангажа, що надходять з ЦГВ. Кут крену відраховується по нерухомій шкалі крену 8 при повороті силуету літака 7. Практично максимальні кути крену літака не перевищують 32º, а на висоті нижче 200 м при посадці при включеній САУ вони складають не більше 13º. Кут тангажу відраховується по стрічкової шкалою (картушке) 9 щодо центру 11 покажчика крену в межах 0 ÷ 80º. Шкала тангажу вище лінії горизонту пофарбована в білий колір, нижче - в чорний. Механізм шкали тангажа має пружину, яка при вимкненому живленні переміщує стрічку шкали в крайнє верхнє положення. На передній панелі приладу встановлена ​​ручка, за допомогою якої можна встановлювати шкалу тангажу в межах ± 12º.

Вертикальна командна стрілка 1 бічного каналу (командна стрілка крену) вказує напрямок і величину відхилення штурвала для забезпечення плавного виходу літака на лінію заданого шляху (ЛЗП) при польоті по маршруту, виконанні маневру «Коробочка», на лінію равносигнальной зони курсу при виході на вісь ВПП за сигналами курсового маяка (КРМ). Відхилення командної стрілки обмежується електричним упором при досягненні кута 22º.

Планка 4 бічних відхилень (планка курсу) показує бічне відхилення літака від ЛЗП при польоті по маршруту. Гурток зображує становище літака, рухлива планка - положення ЛЗП. При польоті літака точно по ЛЗП командна стрілка і планка бокового положення будуть знаходитися в центрі. Необхідно чітко уявляти собі різницю в показаннях командної стрілки і планки положення. Командна стрілка не вказує положення літака, цю інформацію несе показання планки положення.

Командна стрілка 6 поздовжнього каналу (коричнева або жовта) показує напрямок і величину відхилення колонки управління для забезпечення плавного вписування літака в ЛЗП по вертикалі, в лінію глісади (на посадці за сигналами ГРМ).

У лівій частині приладу є горизонтальна планка 2 відхилення по висоті літака у вертикальній площині щодо заданої висоти польоту. При зниженні і заході на посадку планка вказує знаходження лінії равносигнальной зони гліссадну маяка щодо літака. Гурток індикатора характеризує стан літака. У нижній частині приладу розташований покажчик 12 кута ковзання. Всі чотири індикатори (командні стрілки і планки положення) є логометріческімі приладами.

Відхилення командної стрілки бокового каналу пропорційно різниці заданого обчисленого кута крену і поточного кута крену. Відхилення командної стрілки поздовжнього каналу визначається різницею заданого і поточного кутів тангажа.

При діректорной управлінні льотчик переміщенням штурвала і колонки повертає командні стрілки в центр гуртка 11. При автоматичному управлінні і нормальній роботі САУ командні стрілки весь час знаходяться в межах центрального гуртка.

На лицьовій панелі приладу зліва розміщується кнопка-лампа 13 (червона) аретира, що служить для дистанційного прискореного арретірованія ЦГВ. Вона горить при натисканні на неї і при відмові ЦГВ. Після арретірованія і при нормальній роботі ЦГВ ця лампа гасне.

Червоні прапорці-сигналізатори Т і К 3 і 5 з'являються на лицьовій частині приладу при відключенні харчування каналів крену або тангажу, при відмові цих каналів, при відмовах ЦГВ або РТС посадки.

Якщо літак знаходиться під струмом, а автопілот вимкнений, то на КПП командна стрілка поздовжнього каналу знаходиться в нижній частині шкали, не заважаючи льотчику контролювати положення літака по авіагоризонт.

Командно-пілотажні прилади живляться трифазним змінним струмом U = 36B, f = 400 Гц від РУ25 (лівий КПП) і РУ26 (правий КПП) через автомати захисту ЦГВ-10 П ЛЕВАЯ, ЦГВ-10 П ПРАВА.

Харчування постійним струмом здійснюється від РУ23 (лівий КПП), РУ24 (правий КПП) через автомати захисту ЦГВ ЛЕВ, ЦГВ ПРАВ.

10 ПИТАННЯ «НАВІГАЦІЙНО-пілотажного ПРИЛАД (НПП)"

НПП є основним індикатором положення літака в горизонтальній площині. За приладу визначаються ортодроміческое або гіромагнітний курс, заданий курс або заданий шляхової кут, кут зносу, ортодроміческое або магнітний шляховий кут, кут зносу, ортодроміческое або магнітний шляховий кут, курсовий кут приводний радіостанції, ортодроміческое або магнітний пеленг на приводную радіостанцію, відхилення літака від рівносигнального ліній по курсу і глиссаде, коли літак знаходиться в зоні дії курсогліссадних маяків.

За НПП штурмана визначаються ортодроміческое курс і шляховий кут. Індикація КУРЕЙ і пеленг на радіостанцію відсутні.

Залежно від положення перемикача «ОК-МК», розміщеного під приладом на панелі льотчика, прилад НПП показує ортодроміческое або гіромагнітний курс. Відлік проводиться по внутрішній рухомий шкалою 6 щодо верхнього нерухомого індексу 5. Шкала отградуирована від 0 до 360º, оцифровка - через 30º, ціна ділення - 2º. З цієї ж шкалою встановлюється або відраховується заданий курс за допомогою широкої стрілки 3. Ручкою ЗК заданого курсу користуватися забороняється до спеціального вказівки. Установка заданого курсу проводиться ручкою КУРС від пульта управління САУ (перемикач режимів знаходиться в положенні КУРС або ЗАХІД, рукояткою РЗК штурмана або від керуючого обчислювального комплексу).

У режимі «Захід» заданий курс може встановлюватися тільки від ручки КУРС льотчика. Поточний шляховий кут (ортодроміческое або магнітний) відраховується щодо рухомий шкали за допомогою вузької стрілки 2 в режимах «Навігація» і «Курс».

Кут зносу і курсової кут радіостанції відраховуються відносно нерухомої шкали 1 також за допомогою вузької стрілки.

Сигнал УС надходить в НПП, якщо перемикач режимів на пульті управління САУ знаходиться в положенні КУРС або наві.

При знаходженні перемикача в положенні ЗАХІД, а також при вимкненому живленні САУ вузька стрілка відносно нерухомої шкали показує КУРЕЙ, а щодо рухомого шкали - пеленг на радіостанцію.

У польоті в режимі «Управління» від ручки КУРС після відпрацювання заданого курсу стрілка ЗК повинна збігатися з вузькою стрілкою, яка показує кут зносу. При відмові ДІСС-013-С2 стрілка ЗК збігається з нерухомим індексом у верхній частині приладу.

При виконанні режиму «Коробочка» стрілка ЗК збігається з нерухомим індексом до початку першого розвороту, при виконанні наступних розворотів стрілка ЗК повертається синхронно з курсовою шкалою приладу.

За планок 7 і 8 визначаються кутові відхилення ɛ г ɛ до від рівносильних ліній гліссадну і курсового радіомаяків. Сигнали на магнітоелектричні системи планок надходять від РСБН-7С або КУРС-МП-2.

На приладі НПП розташовані індикатор До і Г, що спрацьовують при вході в зони впевненого прийому сигналів курсового і гліссадну радіомаяків. При цьому індикатор закриваються.

Навігаційно-пілотажний прилад харчується змінним струмом U≈36 B 400 Гц і постійним струмом U = 27 B.

АТ-1 (Артилерійський танк-1) - за класифікацією танків середини 1930-х років ставився до класу спеціально створених танків, по сучасно класифікації вважався б протитанкової самохідної артилерійської установкою 1935 року випуску. Роботи зі створення танка артилерійської підтримки на базі Т-26, який отримав офіційне позначення АТ-1, почалися на заводі №185 ім. Кірова в 1934 році. Передбачалося, що створений танк замінить Т-26-4, серійний випуск якого радянської промисловості так і не вдалося налагодити. В якості основного АТ-1 виступала 76,2-мм гармата ПС-3, сконструйована П. Сячентовим.

Дана артилерійська система була спроектована як спеціальне танкове знаряддя, яке оснащувалося панорамним і телескопічним прицілами і ножним спуском. За своєю потужністю гармата ПС-3 перевершувала 76,2-мм гармата обр. 1927 року, яке встановлювалося на танки Т-26-4. Всі роботи з проектування нового танка АТ-1 велися під керівництвом П. Сячентова, що був начальником конструкторського відділу по САУ дослідного заводу № 185 ім. Кірова. До весни 1935 року було вироблено 2 дослідні зразкиданої машини.

особливості конструкції

САУ АТ-1 ставилася до класу закритих самохідних установок. Бойове відділення було розташоване в середній частині машини в захищеній бронерубки. Основним озброєнням САУ була 76,2-мм гармата ПС-3, яка монтувалася на обертовому вертлюге на штирьовий тумбі. Додатковим озброєнням служив 7,62-мм кулемет ДТ, який встановлювався в кульовій установці праворуч від гармати. Додатково АТ-1 могла озброюватися другим кулеметом ДТ, який міг використовуватися екіпажем для самооборони. Для його установки в кормі і бортах бронерубки були спеціальні амбразури, що прикриваються бронезаслонками. Екіпаж САУ складався з 3 чоловік: механіка-водія, який розташовувався у відділенні управління праворуч по ходу руху машини, спостерігача (він же заряджаючий), який знаходився в бойовому відділенні праворуч від гармати і артилериста, який розміщувався зліва від нього. У даху рубки були люки для посадки і висадки екіпажу самохідки.

Гармата ПС-3 могла посилати бронебійний снаряд зі швидкістю 520 м / с, мала панорамний і телескопічний приціли, ножний спуск і могла використовуватися як для стрільби прямою наводкою, так і з закритих позицій. Кути вертикального наведення становили від -5 до +45 градусів, горизонтального наведення - 40 градусів (в обидві сторони) без повороту корпусу САУ. Боєкомплект включав в себе 40 пострілів до гармати і 1 827 патронів до кулеметів (29 дисків).

Броньовий захист самохідки була противопульной і включала в себе катані броенелісти товщиною 6, 8 і 15 мм. Бронерубки виготовлялася з листів товщиною 6 і 15 мм. З'єднання броньованих деталей корпусу забезпечувалося заклепками. Бортові та кормові бронелисти рубки для можливості видалення порохових газів при веденні вогню наполовину своєї висоти були зроблені відкидними на петлях. При цьому щілини в 0,3 мм. між відкидними щитками і корпусом самохідки не забезпечували екіпажу машини захисту від ураження свинцевими бризками від куль.

Ходова частина, трансмісія і двигун були в незмінному вигляді запозичені у танка Т-26. Пуск двигуна проводився за допомогою електростартера «Мач-4539» потужністю 2,6 к.с. (1,9 кВт), або «Сцінтілла» потужністю 2 к.с. (1,47 кВт), або за допомогою заводний рукоятки. У систем запалювання застосовувалося основне магнето типу «Сцінтілла», «Бош» або АТЕ ВЕО, а також пусковий магнето «Сцінтілла» або АТЕ ПСЕ. Ємність паливних баків установки АТ-1 становила 182 літра, цього запасу палива вистачало для того щоб подолати 140 км. при русі по шосе.

доля проекту

Перший примірник самохідної установки АТ-1 був переданий на випробування в квітні 1935 року. За своїми ходовим якостям він нічим не відрізнявся від серійного танка Т-26. Проведення вогневих випробувань показало, що скорострільність знаряддя без виправлення наведення досягає 12-15 пострілів в хвилину при максимальній дальності ведення вогню в 10,5 км., Замість необхідних 8 км. На відміну від випробовуваної раніше установки СУ-1, ведення вогню під час руху пройшло в цілому успішно. При цьому були виявлені і недоліки машини, які не дозволили передати АТ-1 на військові випробування. Щодо знаряддя ПС-3 військінженер 3 рангу Соркін написав в своєму листі на ім'я наркома оборони наступне:

«Ствол № 23 був змонтований на АТ-1 і пройшов з ним повний цикл полігонних випробувань ... Знаряддя №№ 4 і 59 багаторазово проходили випробування на НІАПе і дали задовільні результати, при цьому повністю безперебійної роботи автоматики домогтися так і не вдалося. До усунення даного дефекту передавати систему АТ-1 на військові випробування не представлялося можливим ... »

За результатами проведених випробувань САУ АТ-1 була відзначена задовільна робота гармати, але по ряду параметрів (наприклад, незручне становище поворотного механізму, розташування боєкомплекту і т.д.) допускати САУ на військові випробування не стали.

Хоча конструктори заявляли про те, що дане знаряддя перевершує всі наявні танкові гармати, на ділі Л-7 також мала досить велику кількість недоліків. Спроба озброїти АТ-1 даними знаряддям не привела до успіху через низку конструктивних особливостей, А займатися проектуванням нової бронерубки визнали недоцільним. Зіставивши всі наявні дані по проекту АБТУ вирішилося на випуск невеликої предсерийной партії з 10 САУ АТ-1, які оснащувалися гарматами ПС-3, а також поліпшеним шасі. Дану партію хотіли використовувати на розширених полігонних і військових випробуваннях.

Виробництво гармат ПС-3 планувалося налагодити на Кіровському заводі, корпусу САУ повинні були проводитися на Іжорському заводі, поставками ходової частини повинен був займатися завод №174. При цьому, замість того щоб готує машину до серійного випуску і займатися усуненням виявлених недоліків артсистеми ПС-3, «Кіровці» займалися посиленим просуванням своїх конструкцій. Після невдачі з знаряддям Л-7 на заводі запропонували спробувати її покращений варіант, який отримав позначення Л-10. Однак і це знаряддя в рубку АТ-1 встановити не вийшло. Ускладнювався положення тим, що завод №174 був завантажений випуском серійних танків Т-26, тому навіть випуск 10 шасі для САУ АТ-1 став для нього непосильним завданням.

Одному з вироблених корпусів АТ-1 знайшлося застосування лише 3 роки по тому, під час радянсько-фінської війни. У січні 1940 року на прохання командирів і бійців 35-ї танкової бригади, яка вела бойові дії на Карельському перешийку, завод №174 взявся за роботи зі створення «санітарного танка», який призначався для евакуації поранених з поля бою. Дана ініціатива була схвалена начальником АБТУ РККА Д. Павловим. За базу для створення машини був використаний один з наявних на заводі корпусів АТ-1, який на місці, без будь-яких креслень, був перероблений під евакуацію поранених. Заводчани планували подарувати санітарний танк танкістам до свята 23 лютого, але через затримки з виготовленням машина на фронт так і не потрапила. Після закінчення бойових дій санітарний танк Т-26 (так він називався в заводських документах) був відправлений в Приволзький військовий округ, про подальшу долю цієї розробки нічого не відомо.

Підводячи підсумок можна сказати, що АТ-1 був першою в СРСР самохідної артилерійської установкою. Для того часу, коли військові все ще захоплювалися кулеметними танкетками або танками, збройними 37-мм гарматами, САУ АТ-1 справедливо могла вважатися дуже потужною зброєю.

Тактико-технічні характеристики: АТ-1
Маса: 9,6 т.
Габаритні розміри:
Довжина 4,62 м., Ширина 2,45 м., Висота 2,03 м.
Екіпаж: 3 чол.
Бронювання: від 6 до 15 мм.
Озброєння: 76,2-мм гармата ПС-3, 7,62-мм кулемет ДТ
Боєкомплект: 40 пострілів, +1827 патронів до кулемета
Двигун: рядний 4-ціліндровийкарбюраторний повітряного охолодження від танка Т-26 потужністю 90 к.с.
Максимальна швидкість: по шосе - 30 км / год, по пересіченій місцевості - 15 км / ч.
Запас ходу: по шосе - 140 км., По пересіченій місцевості - 110 км.

Система САУ-42Т виконана на вітчизняній елементній базі на мікроконтролерах 1986ВЕ1Т розробки і виготовлення ЗАТ «ПКК Міландр».

Блок обчислювальний системи САУ-42Т БВС-42Т виконаний двоканальним і містить два дублюючих один одного обчислювача з автономними модулями харчування. Кожен з обчислювачів блоку пов'язаний з датчиками і багатофункціональними індикаторами по кодовою лініях зв'язку ARINC 429 та за разовими командам. Крім того, кожен з обчислювачів блоку БВС-42Т пов'язаний з блоками приводів БП-42Т двома лініями зв'язку з інтерфейсом CAN. При такій структурі досягається підвищена відмовостійкість системи за рахунок того, що вона зберігає працездатність у всіх режимах управління при хоча б одному справному датчику параметрів руху і індикаторі з числа дубльованих.

Основні характеристики

• Склад системи САУ-42Т:

Система САУ-42Т складається з блоку обчислювального системи БВС-42Т - 1 шт. і блоків приводу БП-42Т для керма напряму, елеронів, висоти і тріммера керма висоти (всього 4 шт.).

• Система САУ-42Т виконує наступні функції:

Автоматичну і діректорной стабілізацію заданих значень тангажу, крену, курсу, вертикальної швидкості і барометрической висоти польоту;

Автоматичне приведення літака до горизонту по команді екіпажу (за умови установки на літаку датчиків положення органів управління);

Автоматичну і діректорной відпрацювання сигналів від навігаційної системи;

Обмеження граничних режимів польоту по параметрам і бічного рухів, супроводжуване видачею відповідних сигналів в систему СОІ-42Т;

Пріоритет ручного керування літаком перед автоматичним шляхом пересіліванія через важелі керування літаком;

Можливість екстреного відключення і включення САУ-42Т (втручання пілота в керування літаком);

Відсутність різких переміщень рульових поверхонь і органів керування літаком у разі відмов і перемикання режимів роботи САУ-42Т.

• Система САУ-42Т має наступні режими роботи:

Розширений контроль;

Стабілізація заданих з СОІ-42Т кутів крену і тангажа;

Стабілізація заданого з СОІ-42Т курсу;

Стабілізація вертикальної швидкості;

Стабілізація поточної висоти;

Зміна ешелону польоту зі стабілізацією заданої висоти;

Управління з даними системи БМС-2010;

Діректорной управління по каналах рулів висоти, напрямку і елеронів по команді переходу на ручне управління;

Приведення літака до горизонту по команді екіпажу;

Тріммірованіе керма висоти по команді екіпажу.

• Комплекс наземної відпрацювання системи (КНО САУ-42Т):

КНО САУ-42Т є автоматизованою системоювідпрацювання вироби. Моделювання здійснюється в середовищі MATLAB з машиною реального часу Real Target Machine, пов'язаної з керуючим комп'ютером за допомогою Ethernet. КНО включає в себе комп'ютер відображення польотних даних по каналу JTAG і навантажувальний стенд, який містить датчики кутових положень органів управління, сигнали з яких надходять в модель об'єкта, реалізованої у вигляді програмного модуля в машині реального часу.

Технічні характеристики САУ-42Т:

Габаритні розміри:

блоку БП-42Т 104 × 113 × 225 мм,

блоку БВС-42Т 148 × 121 × 312 мм.

Загальна маса блоків системи - 15 кг.

Матеріал корпусів блоків - алюмінієвий сплав.

Електроживлення: від мережі постійного струму 27 В СЕС з двох бортів.

Параметри електропостачання по ГОСТ Р 54073-2010 для споживачів 2 категорії.

Споживана потужність - не більше 100 Вт (пікова потужність - не більше 250 Вт).

Умови експлуатації:

Робоча температура - від мінус 40 ° С до + 55 ° С,

Вологість повітря - до 95% при температурі 35 ° С,

Атмосферний тиск - від 45,7 кПа (350 мм рт.ст.)

Показники надійності:

Середнє напрацювання на відмову в польоті (Т оп) - не менше 2000 год,

Середній термін зберігання в заводській упаковці в неопалюваному приміщенні - не менше 5 років.

Компоненти САУ-42Т відповідають вимогам по блискавкостійкості для ступеня жорсткості 3 по ОСТ 1 01160-88.

Кількісні показники САУ-42Т:

Час готовності до роботи - не більше 3 хв,

Час безперервної роботи - не менше 8 год,

Точність стабілізації (без урахування похибок датчиків, в спокійній атмосфері, в сталому польоті):

За кутку тангажу ± 1 °;

За кутку крену ± 1 °;

За кутку курсу ± 1,5 °;

За барометрической висоті польоту:

± 8 м при висоті ± 500;

± 10 м при висоті 2000;

± 12 м при висоті 4000;

За вертикальної швидкості 1 м / с в діапазоні експлуатаційних обмежень.

Динамічний діапазон моментів швидкостей обертання приводів:

Керма напряму: 22,59 Нм при 0 ° / с, максимальна швидкість без навантаження - 84 ° / с;

Керма висоти, триммера керма висоти, елеронів: 13,55 Нм при 0 ° / с, максимальна швидкість без навантаження - 114 ° / с;

Моменти прослизання муфт сервоприводів і граничні кута відхилення:

Керма напряму: (9,04 ± 1,13) Нм, вліво (27 ± 1) °, вправо (29 ± 1) °;

Керма висоти: (6,21 ± 0,79) Нм, вгору (15,5 ± 0,5) °, вниз (13 ± 1) °;

Тримери керма висоти: (5,08 ± 0,68) Нм, вгору (28 ± 5) °, вниз (25 ± 5) °;

Елеронів: (5,08 ± 0,68) Нм, вгору (25 ± 2) °, вниз (15) °.

При автоматичному і діректорной режимі управління від 400 мдо експлуатаційних,

• 
  при автоматичному або діректорной режимі управління заходом на посадку до висоти не нижче 60 м;

3. кутів крену: при включенні і експлуатації до ± 30 5 °.

Примітка. Автомат тяги дозволяється використовувати на висотах не більше 7000 м., М  0,74.

Система контролю пілотажного комплекту, забезпечує автоматичне перемикання несправного полукомплекта САУ на відповідний справний полукомплект. Система САУ забезпечує обмеження приладової швидкості 600 +20 -10 км / год.

Примітка. САУ забезпечує заданий режим польоту в умовах бовтанки з інтенсивністю, що не викликає вихід літака на обмеження (n укр;  кр; Vкр), зазначені нижче.

САУ (поздовжній канал) автоматично відключається при досягненні літаком:

Вертикальної перевантаження, меншою 0,5 і більшою 1,5 в режимі маршрутного польоту; меншою 0,65 і більшою 1,35 в режимі заходу на посадку з висоти 200 мза сигналом радіовисотомір;

• 
  кута атаки, рівного ( кр - 0,5) за сигналом АУАСП;
• 
  кута тангажу більше 20 ° на кабрування і 10 ° на пікірування.

1. Перед включенням АП в сталому польоті збалансувати літак стабілізатором так, щоб кермо висоти (РВ) знаходився в нейтральному положенні. Положення РВ контролювати за вказівником положення РВ. Механізм триммерного ефекту РВ (МТЕ) встановити в нейтральне положення. МТЕ РН і елеронів зняти навантаження з відповідних органів управління.

2. Відразу після включення АП переконатися за вказівником РВ в тому, що РВ відхилений на кут не більше ± 2 °. Якщо РВ відхилений на кут більше ± 2 °, балансування літака виробляти стабілізатором (без відключення АП), відхиляючи його в напрямку, зазначеному в п. 1.

3. На всіх етапах польоту з включеним АП, що вимагають зміни швидкості польоту, а також при зміні центрування літака, коли РВ відхиляється на кут більше ± 2 ° і загориться лампа "ПЕРЕВІР ПОЛОЖЕННЯ РВ" на приладовій дошці, балансування літака виробляти стабілізатором (без відключення автопілота), відхиляючи його в напрямку, зазначеному в п. 1.

ПОПЕРЕДЖЕННЯ: Для літаків до № 0306 балансування літака дозволяється виконувати, якщо приладова швидкість літака не перевищує 530 км / ч.

4. У разі виконання маневрів на практично незмінною швидкості (вихід на перевантаження, розворот і т. П.), Коли РВ може виявитися відхиленим тривало на кут більше ± 2 °, стабілізатором користуватися не слід.
ЗАБОРОНЯЄТЬСЯ:

• 
  включати харчування АП нижче 400 м;
• 
  використовувати САУ як в автоматичному, так і в напівавтоматичному режимі до Н нижче 60 м;
• 
  встановлювати перемикач "норм.-БОЛТ." в положення "БОЛТ." до особливого розпорядження;
• 
  автоматичний захід на посадку здвома відмовили двигунами;

Використовувати канал тангажа в автоматичному режимі заходу на посадку, якщо центрування виходить за межі 26 ... 36% САХ;

Продовжувати автоматичний захід на посадку з відхиленим РВ на кут більше 4-5 °. Потрібна обов'язкова ручна балансування стабілізатором;

Расстопарівать керма для перевірки САУ на землі, якщо швидкість вітру більше 15 м / с;

• 
  використовувати АПС при приладової швидкості більше 500 км / год;
• 
  включати автомат тяги при:

У процесі управління відбором повітря;

Відмову двигуна;

Управлінні бічними дверима;

Випуск механізації;

Бовтанки не рекомендується.
Система пожежогасіння
Для ліквідації пожежі у відсіках крила, мотогондолах двигуна, відсіку ВСУ, відсіку ГНГ є: 3 УБЦ-16-6 (I і II чергу справа між 26-27 шп., III черга - зліва 27-28 шп. У вантажній кабіні).

Для ліквідації пожежі в відсіку ГНГ призначені 3 УБШ-3-1 (I і II чергу зліва 26-27 шп. І III чергу справа 29 шп.) У вантажній кабіні.

Сигнальні окуляри розташовані на нижній поверхні фюзеляжу зліва (III) і праворуч (I і II) на 26-27 шп.

При виникненні пожежі в будь-якому відсіку (наростання температури 2 ° / с і, якщо при цьому спрацюють більш 3-х датчиків і температура середовища 180-400 ° С) сигнал надходить на відповідний виконавчий блок БИ-2А.

В кабіні екіпажу:

Блимає головне табло "ПОЖЕЖА", на панелі управління і сигналізації спалахує червоне сигнальне табло "МІСЦЕ ПОЖЕЖІ", а також жовта стрілка, що показує на той перемикач, яким необхідно користуватися при даному місці пожежі (крім того під час пожежі в крилі горять зелені мнемознакі "КРАН ВІДКРИТО ");

За РІ-65 надходить інформація: "ПОЖЕЖА, Я БОРТ №, ПОЖЕЖА!";

Спрацьовують Піропатрони піроголовкі I черги даного відсіку і хладон надходить до місця пожежі. При необхідності можна застосувати II і III черги вручну: I чергу спрацьовує як автоматично, так і вручну, а II і III тільки вручну. При зникненні пожежі червоні сигнальні табло гаснуть. Для погашення стрілки і зеленого мнемознака необхідно натиснути на кнопку "ПЕРЕВІРКА ЛАМП пиропатрон та розблокування ЛАМП МІСЦЯ ПОЖЕЖІ" на панелі перевірки пиропатронов.

На закінцівках крила і обох обтічниках шасі встановлені механізми аварійного включення протипожежної системи. Якщо при посадці з прибраними шасі хоча б один з механізмів спрацює, то все Піропатрони вибухнуть і хладон надійде в усі пожарозащіщенние відсіки. Харчування на підрив пиропатронов походить від акумуляторів.
Перевірка працездатності системи сигналізації про пожежу

1. 
   1. Головний перемикач в положення "ПЕРЕВІРКА".

• 
  гондоли двигуна;
• 
  ВСУ і ГНГ;
• 
  крила,

Після постановки відповідного перемикача в нейтральне положення все гасне за винятком:

Горить жовта стрілка;

Для крила зелений мнемознак "КРАН ВІДКРИТО". Їх необхідно погасити натисканням на кнопку "ПЕРЕВІРКА пиропатрон та розблокування ЛАМП МІСЦЯ ПОЖЕЖІ" після перевірки датчиків гондол, двигунів, ВСУ, і ГНГ, крила.

3. Головний вимикач поставити в положення "ПОЖЕЖОГАСІННЯ" і закрити кришку.

Увага! 1. Не переводити головний перемикач в положення "ПОЖЕЖОГАСІННЯ" при невиключівшейся сигналізації щоб уникнути саморазряда вогнегасників 1-ї черги.

2. Якщо головний перемикач встановлений в положення "ПЕРЕВІРКА", то 1-я черги не спрацьовує ні автоматично, ні вручну.
Перевірка справності пиропатронов вогнегасників
1. Перевірити справність зеленої сигнальної лампи пиропатронов натисканням на кнопку "ПЕРЕВІРКА ЛАМП пиропатрон ВОГНЕГАСНИКІВ та розблокування ЛАМП МІСЦЯ ПОЖЕЖІ".

2. По черзі галетний перемикач встановити на перевіряються відсіки:

• 
  мотогондоли (4 шт.);
• 
  крило;

3. галетних перемикач встановити в положення "ВИКЛ." (Зелена лампа не горить).
Дії екіпажу при виникненні пожежі
Член екіпажу, виявивши пожежу, зобов'язаний доповісти КК. Ліквідація пожежі проводиться по команді КК. При виявленні пожежі в пожарозащіщенних відсіках БТ необхідно:

1. Продублювати включення вогнегасника 1-ї черги для чого:

Встановити перемикач подачі вогнегасної складу на панелі УСПС під палаючої жовтою стрілкою в положення 1.

2. Якщо пожежу не ліквідовано вогнегасником 1-ї черги, то застосувати 2-ю чергу, якщо не ліквідовано - 3-ю чергу.

3. Через 20-30 зпісля ліквідації пожежі перевести перемикач подачі вогнегасної складу в нейтральне положення (вимкнути жовту стрілку), а для крила і зелений мнемознак натисканням на кнопку "ПЕРЕВІРКА ЛАМП пиропатрон").

4. При пожежі в кабіні екіпажу або вантажній кабіні застосовувати переносні вогнегасники.

Примітка. Якщо пожежа сталася в гондолі двигуна, ВСУ або ТНГ, то необхідно вимкнути відповідний двигун, ВСУ, ГНГ і забезпечити рівномірне вироблення палива, а при пожежі в крилі при включеному ПОС - відключити ПОС крила.
переносні вогнегасники
В технічному відсіку, кабіні штурмана і кабіні повітряного стрілка встановлені по вогнегаснику ОР-1-2;

У вантажній кабіні встановлені вогнегасники ОР-2-6-20-30 один на 14 шт., Інший на 56 шт. лівий борт;

При перевезенні вогненебезпечних вантажів можуть бути встановлені додатково 4 вогнегасника замість кисневих балонів:

2 шт.- 25 шп, ліворуч, праворуч;

2 шт. - 56-57 шп. праворуч.

Основні дані

ОР-1-2 ОР-2-6

ПАЛИВНА СИСТЕМА
Дренажна система паливних баків
Баки кожного напівкрила мають автономну дренажну систему, що включає в себе наступні агрегати:

Дренажний бак (НК-38-39);

Повітрозабірник системи (знизу крила) має 3 вакуумних і 1 запобіжний клапан, що забезпечує роботу в разі обмерзання повітрозабірника;

Лінію основного і додаткового дренажу. Головні баки зовнішніх двигунів мають автономну магістраль основного дренажу, а решта баки напівкрила мають загальну магістраль основного дренажу. Лінія додаткового дренажу є спільною для всіх баків напівкрила;

Система перекачування палива з дренажного бака:

а) ЕЦН-87 (поза бака);

б) паливний фільтр;

в) датчик-сигналізатор 1 СМК-З системи спут-4;

г) СД-02 (сигналізатор тиску).
Робота

У наборі Н і горизонтальному польоті - паливні баки повідомляються з атмосферою через основний дренаж, при зниженні через додатковий дренаж.

У разі закупорки повітрозабірника повідомлення баків з атмосферою забезпечують вакуумні клапани (в горизонтальному польоті і на зниженні) і запобіжний клапан (в набір Н). При наявності 120 лпалива в дренажному баку відбувається автоматичне включення насоса - паливо надходить в баки 1Р (4Р), вимикається насос автоматично від СДУ2А-0.2. Так само насоси можна включати вручну.
Система програмного керування

і вимірювання палива СПУТ4-1
Вимірювальна частина забезпечує:

• 
  постійне вимірювання запасу палива на літаку;
• 
  почергове вимір, запасу палива в кожному баку даної групи і вимірювання запасу палива в цілому на двигун (то ж і при заправці);

Автоматична частина забезпечує:

• 
  управління перекачуванням палива;
• 
  закінчення заправки паливних баків;

палива на двигун 2000 кг.

Індикація системи представлена ​​9-ма покажчиками:

5-на зовнішній частині центральної приладової дошки;

4-на щитку заправки.

Кабіна покажчики з позначенням номера двигуна мають дві шкали:

Зовнішня для вимірювання сумарного запасу палива на двигун і в резервному баку;

• 
  внутрішня - в додатковому і головному баку.

Зовнішня (біла) - зміна запасу в резервному баку;

• 
  середня (жовта) - в додатковому баку;
• 
  внутрішня (червона) - в головному баку.

Включення харчування системи здійснюється з РУ-24 по +27 В і з приладової дошки БІ за допомогою перемикача "паливоміри" за змінним струмом.

Система централізованої заправки
Дана система забезпечує заправку баків під тиском знизу:

2. Швидкість заправки - 3000 л / хв.

Примітка. Повна заправна ємність 114500 л.

склад:

1. 
   два бортових заправних штуцера в правому обтічнику шасі;
2. 
   головний кран заправки (перед входом в бак ЗР) - магістральний;
3. 
   клапан подвійної дії - забезпечує повноту відкачування палива після заправки або захист її від термічного розширення палива (правий борт вгорі);

5. 2 електрогідравлічних клапанів заправки;

6. 12 датчиків-сигналізаторів СПУТ4-1 - видають електричний сигнал на закриття клапана заправки;

7. елементи електронних схем управління заправкою;

8. 12 сигналізаторів СДУ2А-0,2 підвищеного тиску в баках при Р більше 0,2 видають сигнал на закриття клапана заправки (червона лампа на щитку заправки).
Індикація, сигналізація, органи управління

12 агрегатних ламп (зелені) відкритого положення клапанів заправки;

12 сигнальних ламп (червоні) підвищеного тиску в баках;

Зелена і жовта лампи відкритого і закритого положень головного крана заправки.

Органи управління:

• 
  перемикач покажчиків топливомера (в кабіні);
• 
  два галетних перемикача (один в кабіні);
• 
  вимикачі управління краном і клапанами заправки, розташованими на щитку заправки.

1. Включити головний перемикач - горить жовта лампа закритого положення головного крана.

2. Відкрити головний кран заправки - загоряється зелена лампа.

3. Вимкнути вимикачі клапанів заправки - загоряться зелені лампи.

При повній заправці баків, їх клапани автоматично закриваються по сигналу:

• 
  датчика-сигналізатора СПУТ4-1;
• 
  по команді поплавкового клапана (якщо не закривається від спут);
• 
  від СДУ2А-0.2.

Примітка. АЗС "АВТОМАТ. ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ баків "вимкнути при заправці.