Основные технические данные
Диапазон работы:
высотомера ВМ-15ПБ 0 – 15000 м
Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж:
высотомера УВИД-15фк 0 – 50000 фут
футомера «Жежер» 0 – 55000 фут
вариометра ВР-30ПБ 30 – 0 – 30 м/с
вариометра ВР–75ПБ 75 – 0 – 75 м/с
корректора-задатчика высоты КЗВ-0-15 0 – 15000 м
ПРИМЕЧАНИЕ: Допустимые погрешности КЗВ при измерении отклонений от заданных значений высоты и абсолютной высоты указаны в паспорте корректора.
В связи с тем, что измерение высоты и вертикальной скорости полета производится путем измерения давления воздуха и скорости его изменения, анероидно-мембранные приборы в качестве чувствительных элементов имеют анероидные коробки, которые преобразуют статическое давление в механические перемещения. Статическое давление поступает к приборам по трубопроводам системы статического давления. Механическое перемещение через редуктор передается на стрелки приборов (высотомер, вариометр) или на якорь индукционного датчика (КЗВ). (УВИД, КЗВ – для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж). Высота (вертикальная скорость) индицируется на шкалах приборов.
Рис.10. Размещение анероидно-мембранных приборов
16. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузки (АУАСП). Система сигнализации опасной скорости сближения с землей (ССОС). Система раннего предупреждения приближения близости земли (СРПБЗ). Системы предупреждения столкновений самолетов в воздухе. Проверка работоспособности, исправности, отказоустойчивости и отказобезопасности.
ПРОВЕРКА АУАСП (подробно о системе в Tu-154M_RTE_r034.pdf) раздел 034.14.00
ПРОВЕРКА ССОС (там же)
СРПБЗ
TCAS
Включение режима TEST
ВНИМАНИЕ. ВКЛЮЧЕНИЕ РЕЖИМА TEST ВОЗМОЖНО ТОЛЬКО НА ЗЕМЛЕ. В ПОЛЕТЕ ФУНКЦИИ ТЕСТИРОВАНИЯ ВЫПОЛНЯЕТ ВСТРОЕННАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ. Включение режима TEST осуществляется нажатием кнопки на пульте управления и подтверждается постепенным заполнением символом верхней восьми символьной информационной панели (далее по тексту информационной панели). Продолжительность режима TEST не более 10 секунд. После окончания режима TEST СПС возвращается в тот режим, из которого производилось тестирование. Если результаты тестирования положительны, то на информационной панели появляется информация, которая была до тестирования. Если ответчик режима S не исправен, то на информационной панели появляется надпись XPD FAIL На индикаторах СПС отображается режим «TEST». Через 2-3 секунды на индикаторах СПС отображается тестовая информация, позволяющая проверить символы отображаемых самолетов и рекомендации RA (рисунок 8). Если тест завершен успешно – выдается звуковое сообщение «TCAS SYSTEM TEST OKEY» и система возвращается в режим, предшествующий тестовому. При неисправностях в системе,- в левой нижней части экранов индикаторов на месте режимов работы (рис. 9) отображается сообщение «TCAS FAIL». В центре верхней части экранов по завершению тестирования отображаются сообщения причин отказа СПС. Также выдается речевое сообщение «TCAS SYSTEM TEST FAIL». После завершения процедуры тестирования СПС на индикаторах остается сообщение «TCAS FAIL» и другие отказы, если таковы есть.
17. Система воздушных сигналов (СВС). Информационный комплекс высотно-скоростных параметров (ИКВСП). Проверка работоспособности, исправности, отказоустойчивости и отказобезопасности.
(ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС САМОЛЕТА ИЛ-86 Часть 1,2)(стр.40 стр.18)
СВС предназначена для вычисления высотно-скоростных параметров по-лета:
• абсолютной барометрической высоты Hабс;
• относительной барометрической высоты Hотн;
• приборной скорости Vпр;
• истинной воздушной скорости Vист ;
• числа M;
• отклонения числа М от заданного значения ΔМ;
• температуры наружного воздуха Тн.
Система индицирует на указателях УВ (УВ-Ф для самолетов, изготовлен-ных в варианте для полетов за границу), УМС и УТ параметры: Hотн, Vист, М, Тн. Остальные параметры выдаются системой в виде электрических сигналов, ко-торые используются в других системах. Состав системы приведен в табл.7.
На самолете установлено три комплекта СВС: СВС1 (командир корабля), СВС2 (второго пилота) и СВС3 (бортинженера) (рис.29). Размещение СВС на самолете показано на рис.30 и 31.
отказуст – 1
отказобезопасно – 2
Информационный комплекс высотно-скоростных параметров (ИКВСП)
(рис.11, 12) предназначен для измерения и вычисления высотно-скоростных
параметров полета самолета. ИКВСП обеспечивает экипаж и системы самолета
информацией о текущих значениях высотно-скоростных параметров, а также
вырабатывает управляющие сигналы и разовые команды, используемые для ав-
томатического управления самолетом и сигнализации в системах автоматиче-
ского управления, управления механизацией крыла, противообледенения и для
блокировки включения звукового сигнала (сирены).
ИКВСП представляет собой комплекс систем, блоков и приборов
(табл.2), электрически связанных между собой блоком коммутации. Приборы и
блоки ИКВСП размещены в кабине экипажа, на этажерке в техническом отсеке
за кабиной экипажа, а также на нижней палубе самолета. При этом обеспечива-
ется невозможность случайного повреждения приборов и блоков ИКВСП бага-
жом, грузом, обслуживающим персоналом или пассажирами.
ПРОВЕРКИ ИЩЕМ В КАРТАХ.
18. Приборы измерения пространственного положения самолета (ПИППС). Авиагоризонты (АГ). Курсовертикали (ИКВ). Курсовые системы (КС). Инерциальные системы. Проверка работоспособности, исправности, отказоустойчивости и отказобезопасности.
. (для самолета Ил-86)
Приборы измерения пространственного положения самолета определяют:
· углы крена относительно продольной оси самолета;
· углы тангажа относительно плоскости горизонта;
· курсовые углы в плоскости горизонта между продольной осью самолета и земным меридианом (истинным, магнитным или условным);
· угловую скорость относительно вертикальной оси самолета.
Эта информация необходима экипажу для ориентировки в пространстве и для управления самолетом в сложных метеорологических условиях, а также для автоматического управления самолетом с помощью САУ.
Для определения пространственного положения самолета используются:
· инерциальные курсовертикали ИКВ-72 с блоками контроля крена и тангажа БКК-18, сигнализаторами нарушения питания СНП-1;
· резервный авиагоризонт АГР-72А;
· указатель поворота ЭУП-53;
· выключатель коррекции ВК-90М;
· магнитный компас КИ-13.
АГР-72А – резервный авиагоризонт. Он обеспечивает индикацию углов крена и тангажа в диапазоне допустимых углов крена и тангажа самолета
Работоспособность основных авиагоризонтов проверяется с помощью систем внутреннего и внешнего контроля.
При каком-либо отказе на соответствующем ПКП выпадает бленкер «АГ»
Выключатель коррекции ВК-90М предназначен для отключения поперечной коррекции авиагоризонта АГР-72А и магнитной коррекции в системе БСКВ при выполнении самолетом разворотов с угловой скоростью, превышающей 0,02 град/с при наличии рыскания и 0,05 град/с без рыскания по курсу
Электрический указатель поворотаЭУП-53МП-500 -предназначен для указания правильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси с креном до 45° при путевой скорости 500 км/ч.
Магнитный компасКИ-13К предназначен для определения курса самолета. Прибор является резервным
Курсовертикали
Инерциальная курсовертикаль ИКВ-72 предназначена для измерения углов тангажа самолета относительно плоскости горизонта, углов крена относительно продольной оси самолета и гироскопического курса самолета.
На самолете установлено три ИКВ (ИКВ1, ИКВ2, ИКВ3). Они используются одновременно как гировертикали и как датчики гироскопического курса и курсовой системы самолета.
ИКВ1 и ИКВ3 (левая и правая) работает совместно с пилотажно-командными приборами ПКП левым и правым соответственно образуя два основных авиагоризонта. ИКВ2 является резервной, не имеет указателя и используется для контроля основных авиагоризонтов, а также для стабилизации антенны РЛС «Гроза» . ИКВ как гировертикали образуют с блоками контроля кренов БКК-18, сигнализаторами нарушения питания СНП-1 и приборами ПКП систему основных авиагоризонтов, которая обеспечивает экипаж информацией об углах крена и тангажа самолета, выдает сигналы, пропорциональные этим углам, в другие системы и вырабатывает сигналы об отказах системы.
БКК-18 предназначен для контроля за правильностью измерения углов крена и тангажа курсовертикалями и их индикацией на ПКП и определения отказавшего прибора (ИКВ и ПКП).
Система внешнего контроля определяет правильность измерения и индикации углов крена (тангажа) путем сравнения их величин с достоверной, которая вычисляется в БКК осреднением сигналов крена (тангажа), поступающих в БКК от трех независимых источников: двух ПКП и резервной ИКВ.
Внешняя система контроля, осуществляемая БКК и СНП, должна быть включена выключателем «ПИТАНИЕ БКК» на пульте левого пилота после того, как на ПКП будут убраны бленкеры «АГ» и их указатели крена и тангажа будут индицировать стояночные углы тангажа и крена самолета. При отказе левой и правой ИКВ, а также при срабатывании БКК из-за отказа левой (правой) ИКВ или соответствующего ПКП на этом КП выпадает бленкер «АГ».
При отказе резервной ИКВ по сигналу БКК загорается табло «ОТКАЗ РЕЗ ИКВ». Если прекратится питание БКК переменным или постоянным током, по сигналу СНП загорается табло «ПИТАНИЯ БКК НЕТ» и обнуляются оба блока БКК, при этом выключается внешний контроль показаний основных авиагоризонтов. Однако внутренний контроль ИКВ и ПКП продолжает работать и при отказе приборов бленкер «АГ» на ПКП выпадает
Курсовая система
БСКВ (Базовая система курса и вертикали) предназначена для вычисления курса самолета и выдачи электрических сигналов курса в другие системы. Состав БСКВ приведен в табл.11. В качестве гироскопических датчиков в БСКВ используются 3 курсовертикали ИКВ.
БСКВ имеет три канала вычисления приведенного курса и два канала вычисления гиромагнитного курса. Значение приведенного курса, вычисляемого первым и третьим каналами, индицируется на курсовой шкале левого и правого ПНП. Гиромагнитный курс индицируется на курсовой шкале ПНП ) и на курсовой шкале РМИ.
Для вычисления приведенного курса в каждой БСК поступает сигнал гироскопического курса от соответствующей ИКВ. Этот сигнал подвергается широтной коррекции, при этом определяется гирополукомпасный курс, измеряемый относительно направления, заданного гироскопическим датчиком (ИКВ).
Сигнал гирополукомпасного курса может корректироваться по сигналам внешней коррекции от датчиков ЦВМ, или ЗК, или по сигналам магнитной коррекции от индукционного датчика ИД-6, в зависимости от режима работы БСКВ. Откорректированный гирополукомпасный курс является приведенным курсом к определенному меридиану. Относительно этого меридиана измеряется курс самолета.
Сигнал внешней коррекции представляет собой курс самолета вычисленный в ЦВМ. Он вводится в каждый БСК-4 по сигналу «СОГЛАСОВАНИЕ» который вырабатывается ЦВМ в момент смены ЛЗП, при выходе из зоны аэродрома вылета, при входе в зону аэродрома посадки (зона аэродромов - это круг радиусом 100 км от центра ВПП).
БСКВ имеет систему контроля в каждом канале БСК и БГМК контролируется наличие напряжения питания постоянным и переменным током и исправность работы следящей системы.
Если все исправно и есть сигнал исправности от соответствующей ИКВ то система контроля вырабатывает сигнал исправности для каждого канала БСК и БГМК отдельно.
БСКВ имеет систему контроля в каждом канале БСК и БГМК контролируется наличие напряжения питания постоянным и переменным током и исправность работы следящей системы.
Если все исправно и есть сигнал исправности от соответствующей ИКВ то система контроля вырабатывает сигнал исправности для каждого канала БСК и БГМК отдельно.
Система контроля, кроме того, сравнивает значения приведенного курса на выходе трех каналов БСК. Если сигнал приведенного курса одного канала будет отличаться от сигналов приведенного курса двух других каналов на величину, превышающую допустимое значение, то система контроля определяет отказавший канал и отключает сигнал исправности этого канала.
Сравнение приведенного курса производится при условии, что включен выключатель «СРАВНЕНИЕ ИКВ ПО КУРСУ», размещенный на левом пульте пилотов. Сигналы исправности каналов БСКВ используются для сигнализации об отказах БСК-4 и БГМК-6.