Руководство по летной эксплуатации самолета DA-42. РЛЭ DA-42. Руководство по летной эксплуатации da 42 ngкатегория летной годности
 Скачать 6.72 Mb.
|
|
Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-51 Если выполнена рекомендация MÄM 42-403 СТ АРТ ЕР П РАВ ЫЙ С РЕЛ Е СТ АРТ ЕР А ГЕ НЕ Р А Т О Р П РАВЫЙ 28 В / 70 А РЕГ У Л ЯТ О Р П РАВО ГО ГЕ НЕ Р А Т О Р А БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я А ПР А В ОГО Д ВИ ГА Т Е ЛЯ БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я B ПР А В ОГО Д ВИ ГА Т Е ЛЯ РЕЗЕ РВНА Я Б А Т АРЕЯ БЛОК О В У П РАВЛ ЕНИ Я П РАВО ГО Д В И ГАТ ЕЛ Я ТОПЛ. НАСОС А ТОПЛ. НАСОС B ДА Т Ч ИК ТО К А П РАВЫЙ ГЛ АВНЫЙ ВЫКЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь П РАВО ГО Д В И ГАТ ЕЛ Я Т О ПЛИВ НЫ Й НАСОС B БЛОК У П РАВЛ ЕНИ Я B Т О ПЛИВ НЫ Й НАСОС A БЛОК У П РАВЛ ЕНИ Я A ШИН А БЛОКОВ У П РАВЛ ЕНИ Я РЕЛ Е ПР А В ОГО ГЕ НЕ Р А Т О Р А ШИНА БЛОКОВ УПРАВЛЕНИЯ ПРАВОГО ДВИГАТЕЛЯ ПРАВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА ГЕ НЕ Р А Т О Р П РАВЫЙ РАЗЪ Е М АЭ РО Д Р О М НО ГО ПИТ А Н ИЯ ГЛ АВНАЯ АККУ М У Л Я Т О РНАЯ Б А Т АРЕЯ 24 В / 13,6 Ач Б А Т АРЕЯ ПОСА ДОЧ Н А Я Ф АРА / ВКЛ ШИН А БР ЭО У П РАВЛ ЕНИ Е БР ЭО / АВАР СИ ГН АЛ И З АЦ И Я А В Т ОПИЛОТ А ВЫКЛ ВКЛ ГЛ АВНЫЙ ВЫКЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь БР ЭО ГЛ АВНО Е РЕ Л Е БР ЭО ШИНА БРЭО ГЕ НЕ Р А Т О Р П РАВЫЙ ГЛ АВНЫЙ ВЫ КЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь ЭЛЕ К Т Р ООБОР УДОВ А Н ИЯ РЕЛ Е АЭ РО Д Р О М НО ГО ПИТ А Н ИЯ РЕЛ Е Б А Т АРЕИ РЕЛ Е СТ АРТ ЕР А ВЫКЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь ЗАП У СКА АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА ЛЕВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА ШИНА БЛОКОВ УПР. ЛЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ Б А Т АРЕЯ ГЕ НЕ Р А Т О Р Л ЕВЫЙ ГЕ НЕ Р А Т О Р Л ЕВЫЙ СТ АРТ ЕР Л ЕВЫЙ С РЕЛ Е СТ АРТ ЕР А РЕЛ Е Л ЕВО ГО ГЕ НЕ Р А Т О Р А ШИН А БЛОКОВ У П РАВЛ ЕНИ Я БЛОК У П РАВЛ ЕНИ Я А ТО П Л И В Н Ы Й НАСОС А БЛОК У П РАВЛ ЕНИ Я B Т О ПЛИВ НЫ Й НАСОС B ГЛ АВНЫЙ ВЫ КЛ Ю Ч АТ ЕЛ Ь Л ЕВО ГО Д В И ГАТ ЕЛ Я РЕЗЕ РВНА Я Б А Т АРЕЯ БЛОКОВ У П РАВЛ ЕНИ Я Л ЕВО ГО Д В И ГАТ ЕЛ Я ГЕ НЕ Р А Т О Р Л ЕВЫЙ 28 В / 70 А ДА Т Ч ИК ТО К А Л ЕВЫЙ РЕГ У Л ЯТ О Р Л ЕВО ГО ГЕ НЕ Р А Т О Р А БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я А ЛЕВОГ О Д ВИ ГА Т Е ЛЯ БЛОК У П РА ВЛ Е Н И Я B ЛЕВОГ О Д ВИ ГА Т Е ЛЯ ТОПЛ. НАСОС А ТОПЛ. НАСОС B Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-52 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.10.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Самолет DA 42 NG оснащен электросистемой постоянного тока с напряжением 28 В. Систему можно разделить на следующие подсистемы: – Генерирование электроэнергии – Хранение электроэнергии – Распределение электроэнергии – Потребители Генерирование электроэнергии Генерирование электроэнергии осуществляется двумя генераторами постоянного тока 70 A, которые установлены с левой нижней стороны каждого двигателя. Привод генераторов осуществляется через плоский ремень. Выходная линия левого генератора подключена к ЛЕВОЙ ОСНОВНОЙ ШИНЕ через реле левого генератора и предохранитель номиналом 60 A. Выходная линия правого генератора подключена к ПРАВОЙ ОСНОВНОЙ ШИНЕ через реле правого генератора и предохранитель номиналом 60 A. Обе основные шины подключены к АККУМУЛЯТОРНОЙ ШИНЕ через предохранитель номиналом 90 A. На выходных линиях обоих генераторов также установлены датчики тока, обеспечивающие индикацию силы тока в электросистеме, включая ток на зарядку аккумуляторной батареи, на индикаторе комплекса G1000. При отказе главной аккумуляторной батареи напряжение возбуждения на каждый генератор подается от двух последовательно соединенных герметичных свинцово-кислотных аккумуляторных батарей (резервных аккумуляторных батарей блоков управления двигателем) напряжением 12 В и емкостью 7,2 Ач, которые установлены под пассажирскими креслами. Резервные аккумуляторные батареи блоков управления двигателем обеспечивают также питание блоков управления двигателем в течение 30 минут (условие). Подключение резервной аккумуляторной батареи блоков управления двигателем к генератору осуществляется левым (правым) выключателем ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) через плавкий предохранитель номиналом 10 A. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-53 Управление генератором: Управление каждым генератором осуществляет блок управления генератором. Блок управления измеряет выходное напряжение генератора и регулирует силу тока, подаваемого на катушки возбуждения генератора, при помощи сигнала с широтно-импульсной модуляцией (ШИМ). Для обеспечения стабильности выходного напряжения при всех значениях нагрузки и скорости выполняется соответствующее модулирование сигнала возбуждения генератора. Блок управления генератором имеет полный набор встроенных функций диагностики, которые обеспечивают загорание предупредительного индикатора L/R ALTN FAIL (отказ генератора левого/правого) на основном пилотажном индикаторе (PFD) комплекса G1000 в случае чрезмерного понижения или повышения напряжения; а также несколько других внутренних диагностических функций. Хранение электроэнергии Основным элементом, выполняющим функции хранения электроэнергии, является главная свинцово-кислотная аккумуляторная батарея напряжением 24 В и емкостью 13,6 Ач, установленная в правой задней части носового багажного отсека. Главная аккумуляторная батарея подключается к АВАРИЙНОЙ АККУМУЛЯТОРНОЙ ШИНЕ и АККУМУЛЯТОРНОЙ ШИНЕ через реле аккумуляторной батареи, установленное в релейной коробке в задней центральной части носового багажного отсека. Реле батареи управляется выключателем ELECT. MASTER (главный выключатель электрооборудования), расположенным в левой части главной приборной панели. Кроме того, в качестве резервного источника питания резервного указателя пространственного положения (авиагоризонта) и приборов заливающего освещения установлена неперезаряжаемая батарея сухого типа. При установке выключателя EMERGENCY (аварийный выключатель) в положение ON (вкл.) на эти две системы в течение не менее 1,5 ч подается электропитание независимо от всех других электропотребителей. Исправность данной батареи необходимо проверять в ходе осмотра через каждые 100 ч. Батарею необходимо заменять каждые 2 года или каждый раз после использования (если нарушена пломба на выключателе). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-54 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Распределение электроэнергии Распределение электроэнергии осуществляется через АВАРИЙНУЮ АККУМУЛЯТОРНУЮ ШИНУ, АККУМУЛЯТОРНУЮ ШИНУ, ЛЕВУЮ (ПРАВУЮ) ШИНУ БЛОКА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ, ЛЕВУЮ (ПРАВУЮ) ОСНОВНУЮ ШИНУ и ШИНУ БРЭО. АВАРИЙНАЯ АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА: АВАРИЙНАЯ АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА подключена непосредственно к главной аккумуляторной батарее, ее отсоединение от батареи невозможно. АВАРИЙНАЯ АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА используется для подачи питания на лампу для чтения карт и блок дистанционного управления и индикации (RCPI) аварийного приводного передатчика, перед которыми установлены отдельные плавкие предохранители. АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА: АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА подключена к главной аккумуляторной батарее через реле аккумуляторной батареи, управление которым осуществляется при помощи выключателя ELECT. MASTER (главный выключатель электрооборудования). АККУМУЛЯТОРНАЯ ШИНА используется для подачи электропитания на ЛЕВУЮ (ПРАВУЮ) ОСНОВНУЮ ШИНУ и тока большой мощности на оба стаpтеpа. ШИНА БЛОКА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ: Если рекомендация MÄM 42-403 не выполнена: ЛЕВАЯ (ПРАВАЯ) ШИНА БЛОКА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ подключена к ЛЕВОЙ (ПРАВОЙ) ОСНОВНОЙ ШИНЕ через диод и к выходной линии генератора через диод и предохранитель номиналом 30 A и обеспечивает подачу электропитания на блоки управления двигателем A и B через реле левого (правого) блока управления двигателем A (B), управление которым осуществляется при помощи выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) левого (правого) двигателя. Для подключения блоков управления двигателем A (B) к ШИНЕ БЛОКА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) левого (правого) двигателя должен быть установлен в положение ON (вкл.). Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-55 Если рекомендация MÄM 42-403 выполнена: ЛЕВАЯ (ПРАВАЯ) ШИНА БЛОКОВ УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ подключается через диод к Левой (Правой) Основной Шине и через диод и предохранитель номиналом 30 A к выходной линии напряжения генератора и обеспечивает питание блока управления двигателем A и соответствующего топливного насоса. Напряжение питания блока управления двигателем B и соответствующего топливного насоса подается от соответствующей шины блоков управления двигателем через дополнительный диод и плавкий предохранитель. Кроме того, напряжение питания на каждый блок управления двигателем B и соответствующий топливный насос подается также от шины блоков управления двигателем противоположного двигателя через диод и плавкий предохранитель. Для включения электронного блока управления двигателем главный выключатель (ENGINE MASTER) левого (правого) двигателя должен быть установлен в положение ON (вкл.). Для подачи электропитания от генератора на блоки управления двигателями в случае неисправности главной аккумуляторной батареи к шинам блоков управления правым и левым двигателями подключены дополнительные герметичные свинцово-кислотные батареи (резервные батареи блоков управления двигателями). В случае полного отказа электрооборудования самолета батареи обеспечивают работу двигателя в течение 30 минут. По истечении 30 минут возможен останов обоих двигателей. ОСНОВНАЯ ШИНА: ЛЕВАЯ (ПРАВАЯ) ОСНОВНАЯ ШИНА подключена к АККУМУЛЯТОРНОЙ ШИНЕ через предохранитель номиналом 90 A. ЛЕВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА используется для подачи электропитания потребителям, непосредственно подключенным к ЛЕВОЙ ОСНОВНОЙ ШИНЕ. ПРАВАЯ ОСНОВНАЯ ШИНА используется для подачи электропитания потребителям, непосредственно подключенным к ПРАВОЙ ОСНОВНОЙ ШИНЕ, а также к ШИНЕ БРЭО через реле, управляемое главным выключателем БРЭО. Для подключения правой основной шины к ШИНЕ БРЭО выключатель AVIONIC MASTER (главный выключатель БРЭО) должен быть установлен в положение ON (вкл.). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-56 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Потребители Отдельные потребители (радиостанция, стояночные огни и т.д.) подключаются к соответствующей шине через автоматы защиты (предохранители). Обозначения и расшифровка сокращений предохранителей приводятся в разделе 1.5 «ОПРЕДЕЛЕНИЯ И АББРЕВИАТУРЫ». Вольтметр Вольтметр обеспечивает индикацию напряжения в электросистеме. В штатных рабочих условиях отображается напряжение генератора, в других условиях – напряжение аккумуляторной шины основной батареи. Амперметр Амперметр обеспечивает индикацию силы тока, подаваемого в электросистему левым (правым) генератором постоянного тока. Посадочно-рулежные фары Посадочно-рулежные фары установлены в центроплане. Для включения фар используются соответствующие выключатели (LANDING (посадочные фары), TAXI (рулежные фары)), расположенные в ряду выключателей на главной приборной панели. Стояночно-проблесковые огни Комбинированные стояночно-проблесковые огни (проблесковые световые маяки) установлены на законцовках обоих крыльев. Для включения каждой системы используется соответствующий выключатель (POSITION (стояночные огни), STROBE (проблесковые огни)), расположенные в ряду выключателей на главной приборной панели. Заливающее освещение Светильник заливающего света установлен над главной приборной панелью. Он обеспечивает освещение главной приборной панели, а также всех рычагов, переключателей и т.д. Для включения заливающего освещения и регулировки его яркости используется поворотная кнопка (FLOOD (заливающее освещение)) в левой части главной приборной панели. Подсветка приборов Для включения внутренней подсветки приборов и регулировки ее яркости используется поворотная кнопка (INSTRUMENT (подсветка приборов)) в левой части главной приборной панели. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-57 Обогрев приемников полного давления Приемник полного давления, обеспечивающий измерение давления для системы полного давления, оснащен электрообогревом. Для включения обогрева используется выключатель (PITOT HEAT (обогрев ПВД)), расположенный в ряду выключателей на главной приборной панели. Поддержание постоянной температуры осуществляется при помощи термореле на приемнике полного давления. Для дополнительной защиты предусмотрен также встроенный плавкий предохранитель. При срабатывании плавкого предохранителя включение обогрева ПВД невозможно, и на индикаторе отображается сигнал PITOT HT fail (отказ системы обогрева ПВД). В этом случае необходимо провести обслуживание системы. Если обогрев ПВД выключен, горит индикатор PITOT HT OFF (обогрев ПВД выключен). Разъем аэродромного питания Самолет DA 42 NG оснащен разъемом аэродромного питания постоянного тока напряжением 28 В, который расположен на нижней стороне носовой части фюзеляжа. При подключении аэродромного питания подается ток на реле управления, и сеть самолета подключается к системе аэродромного питания. Разъем имеет три контакта: • большой контакт «минус» • большой контакт «плюс» • малый контакт «плюс» Защита системы от обратной полярности обеспечивается диодом. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-58 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.10.2 ЭЛЕКТРОННЫЙ БЛОК УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ (EECU) Управление двигателем и регулирование параметров двигателя Электронный блок управления двигателем осуществляет управление исполнительными устройствами двигателя (например, топливными форсунками) в соответствии с информацией, поступающей от датчиков двигателя. Блок управления двигателем осуществляет контроль всех важных параметров работы двигателя, управление ими и их регулирование. Установлены следующие датчики: - Температуры масла (маслосистема двигателя) (OIL TEMP) - Давления масла (маслосистема двигателя) (OIL PRES) - Температуры охлаждающей жидкости (COOLANT TEMP) - Температуры редуктора (GEARBOX) - Частоты вращения распределительного вала (2 шт.) - Частоты вращения коленчатого вала (2 шт.) - Давления топлива в общем нагнетательном трубопроводе - Давления в коллекторе - Температуры воздуха в коллекторе - Давления окружающего воздуха - Регулятора оборотов воздушного винта/давления масла - Положения рычага управления двигателем (2 шт.) - Напряжения - Сигнала запуска стартера - Давления топлива - Сигнала включения переключателя блоков управления двигателем (VOTER) - Сигнала проверки блока управления двигателем (ECU TEST) Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-59 На основании поступивших сигналов и сравнения запрограммированных диаграмм характеристик производится расчет необходимых входных сигналов, которые подаются на двигатель через следующие линии управляющих сигналов: - Сигнал на клапан регулятора оборотов воздушного винта - Сигнал на клапан регулирования давления в общем нагнетательном коллекторе - Сигналы на каждое из 4 сопел системы впрыска - Включение свечей зажигания - Сигнал на клапан отсечки На основном пилотажном индикаторе (PFD) комплекса G1000 отображаются следующие сигналы: - Включение свечей зажигания - Состояние блока управления двигателем A - Состояние блока управления двигателем B Электронный блок управления двигателем состоит из двух одинаковых блоков управления двигателем. Электронный блок управления двигателем имеет встроенный переключатель VOTER (переключатель блоков управления двигателем), который предлагает переключение управления двигателем на блок, имеющий меньшую наработку или (в случае отказа) обладающий лучшими рабочими характеристиками. При неисправности одного из блоков управления двигателем на основном пилотажном индикаторе (PFD) загорается предупредительный сигнализатор (L/R ECU A/B FAIL (неисправность блока управления A/B двигателя левого/правого)). После формирования предупредительного сообщения L/R ECU A/B FAIL (неисправность блока управления A/B двигателя левого/правого) необходимо выполнить обслуживание двигателя. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-60 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.10.3 АВАРИЙНАЯ, ПРЕДУПРЕДИТЕЛЬНАЯ И УВЕДОМЛЯЮЩАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ Система оповещения экипажа (CAS) Система аварийного оповещения экипажа (CAS) G1000 обеспечивает подачу экипажу визуальных и звуковых сигналов. Сигналы разделяются на три уровня: АВАРИЙНЫЕ СИГНАЛЫ ПРЕДУПРЕДИТЕЛЬНЫЕ СИГНАЛЫ УВЕДОМЛЯЮЩИЕ СИГНАЛЫ Сигналы появляются в окне сигнализации на основном пилотажном индикаторе (PFD). При этом аварийные сигналы отображаются в верхней части данного окна, за ними следуют предупредительные и уведомляющие сигналы. В пределах одной категории критичности сигналы отображаются по времени: от новых (сверху) к старым (снизу). В левом нижнем углу индикатора имеется экранная кнопка MSG (сообщение). Кнопка MSG (сообщение) в системе предупреждения экипажа выполняет две функции: 1. Нажатие кнопки MSG (сообщение) подтверждает новое аварийное / предупредительное/уведомляющее сообщение центральной системы. 2. Дополнительное нажатие кнопки MSG (сообщение) при отсутствии активных сигналов центральной системы открывает контекстную страницу вспомогательного пилотажного индикатора (AFD) с информацией обо всех активных сигналах. Такая система позволяет экипажу просматривать все системные сигналы при переполнении окна сигнализации. При этом наиболее критичные сигналы всегда отображаются рядом с основным полем зрения пилота, и обеспечивается возможность отображения сигналов с меньшей степенью критичности на дополнительной контекстной странице (окне) вспомогательного пилотажного индикатора в случае переполнения основного окна сигнализации. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-61 Уровни критичности сигналов Уровень Цвет текста Значимость Звуковой сигнал Аварийный сигнал Красный Может потребоваться немедленное выполнение корректирующих действий Аварийный звуковой сигнал, повторяющийся без задержки до подтверждения экипажем Предупредите- льный сигнал Янтарный Может потребоваться выполнение корректирующих действий в будущем Однократный аварийный звуковой сигнал Уведомляющий сигнал Белый Нет Уведомляющее сообщение Белый Нет Уведомление о безопасном эксплуатацион- ном режиме Зеленый Низший Нет Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-62 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Аварийная сигнализация на индикаторе комплекса G1000 Аварийные сигналы Значение / причина L/R ENG TEMP Сигнал подается, если температура охлаждающей жидкости двигателя превышает 105°C. L/R OIL TEMP Сигнал подается, если температура масла двигателя превышает 140°C. L/R OIL PRES Сигнал подается, если давление масла двигателя составляет менее 1,5 бар. L/R FUEL TEMP Сигнал подается, если температура топлива двигателя превышает 60°C. L/R GBOX TEMP Сигнал подается, если температура масла редуктора превышает 120°C. L/R FUEL PRES Сигнал подается при низком давлении топлива двигателя. L/R ALTN AMPS Сигнал подается, если нагрузка генератора постоянного тока превышает 70 А. L/R ENG FIRE Сигнал подается при обнаружении пожара двигателя. L/R STARTER Сигнал информирует пилота о запуске стартера, если стартер не должен быть запущен. DOOR OPEN Сигнал информирует пилота о наличии открытой двери багажного отсека или фонаря или задней двери. POSN ERROR Сигнал подается, если комплекс G1000 работает без навигационных данных системы GPS. ATTITUDE FAIL Сигнал подается при отсутствии данных о пространственном положении самолета, поступающих на комплекс от курсовертикали. AIRSPEED FAIL Сигнал подается при отсутствии данных о воздушной скорости, поступающих на комплекс от вычислителя воздушных параметров. ALTITUDE FAIL Сигнал подается при отсутствии данных о высоте, поступающих на комплекс от вычислителя воздушных параметров. VERT SPEED FAIL Сигнал подается при отсутствии данных о вертикальной скорости, поступающих на комплекс от вычислителя воздушных параметров. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-63 Аварийные сигналы Значение / причина HDG Сигнал подается при отсутствии действительных данных о курсе, поступающих на комплекс от курсовертикали. WARN Сигнал подается для предупреждения о состоянии системы RAIM (автономного контроля целостности в приемнике). Убрана полоса отклонения. Звуковые аварийные сигналы Аварийные сигналы Значение / причина Шасси убрано Аварийный звуковой сигнал, повторяющийся без задержки; подается при уборке шасси, если закрылки установлены в посадочное положение или рычаг управления двигателем установлен в положение менее 25% мощности. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-64 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Предупредительная сигнализация на индикаторе комплекса G1000 Предупредительные сигналы Значение / причина L/R ECU A FAIL или L/R ECU B FAIL Сигнал подается в случае неисправности блока управления двигателем A или B. В случае несущественной неисправности сигнал можно однократно сбросить нажатием кнопки ECU TEST (проверка блока управления двигателем) и удержанием ее в течение 2 с. Тем не менее, при следующей попытке запуска двигателя сигнал подается повторно. L/R FUEL LOW Сигнал подается, если количество расходуемого топлива составляет менее 4 ± 1 ам. галл.. L/R VOLTS LOW Сигнал подается, если напряжение шины составляет менее 25 В. L/R ALTN FAIL Сигнал подается в случае отказа генератора постоянного тока. L/R COOL LVL Сигнал подается при низком уровне охлаждающей жидкости двигателя. PITOT FAIL Сигнал подается в случае отказа обогрева ПВД. PITOT HT OFF Сигнал подается, если обогрев ПВД выключен. STAL HT FAIL Сигнал подается в случае отказа обогрева системы предупреждения о сваливании. STAL HT OFF Сигнал подается, если обогрев системы предупреждения о сваливании выключен. STICK LIMIT Отказ системы ограничения перемещения ручки управления (переменный ограничитель руля высоты). L/R AUX FUEL E Подача этого сигнала возможна только в том случае, если установлена система дополнительных топливных баков (по дополнительному заказу). Сигнал подается, если левый/правый дополнительный топливный бак пуст и включен насос дополнительного топливного бака. INTEG RAIM not available Сигнал подается, если система RAIM (система автономного контроля целостности в приемнике) недоступна. AHRS ALIGN: Keep Wings Level Сигнал подается во время калибровки курсовертикали. CHECK GEAR Шасси не выпущено полностью или не встало на замки. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-65 Предупредительные сигналы Значение / причина DEICE LVL LO Низкий уровень противообледенительной жидкости (если установлена ПОС). DEICE PRES HI Высокое давление в противообледенительной системе (если установлена ПОС). DEICE PRES LO Низкое давление в противообледенительной системе (если установлена ПОС). Уведомляющая сигнализация на индикаторе комплекса G1000 Уведомляющие сигналы Значение / причина L/R GLOW ON Сигнал подается, если на свечи зажигания подано напряжение. L/R AUX PUMP ON Сигнал подается во время перекачки топлива из дополнительного в основной бак (если установлен дополнительный бак). Уведомляющие сообщения на индикаторе комплекса G1000 Уведомляющие сигналы Значение / причина PFD FAN FAIL Сигнал подается при отказе вентилятора охлаждения основного пилотажного индикатора. MFD FAN FAIL Сигнал подается при отказе вентилятора охлаждения многофункционального индикатора. GIA FAN FAIL Сигнал подается при отказе вентилятора охлаждения интегрированного блока БРЭО Garmin. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-66 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.11 СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ ПОЛНОГО И СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ Полное давление измеряется на передней кромке приемника воздушного давления (ПВД), расположенного под левым крылом. Измерение статического давления обеспечивается приемниками статического давления в хвостовой части фюзеляжа. Для защиты от грязи и конденсации в системе установлены фильтры. Приемник воздушного давления оснащен электрообогревом. Кран резервного приемника статического давления позволяет переключиться на использование источника статического давления в случае отказа системы измерения полного и статического давления. 7.12 СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ О СВАЛИВАНИИ Датчик подъемной силы самолета DA 42 NG установлен на передней кромке левого крыла под линией хорды крыла. Датчик питается от электросети и обеспечивает подачу предупреждения о приближении к режиму сваливания до достижения самолетом критического угла атаки. Предупреждение о приближении к режиму сваливания подается в виде непрерывного звукового сигнала в кабине. Предусмотрен обогрев лопасти датчика подъемной силы, монтажного основания и всего корпуса для предотвращения его обледенения. Система обогрева датчика объединена с системой обогрева ПВД. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-67 7.13 КОМПЛЕКСНАЯ СИСТЕМА ПИЛОТАЖНОГО ОБОРУДОВАНИЯ GARMIN G1000 7.13.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Комплекс БРЭО Garmin G1000 представляет собой комплексную полнофункциональную систему, выполняющую пилотажные функции, функции управления двигателем, функции связи, навигационные функции и функции наблюдения. В состав комплекса входят основной пилотажный индикатор (PFD), многофункциональный индикатор (MFD), пульт управления звуковой сигнализацией, курсовертикаль (AHRS), вычислитель воздушных параметров (ADC), а также датчики и вычислители, необходимые для обработки полетных данных и данных о параметрах работы двигателя и отображения этих данных для пилота. Комплекс включает в себя два GPS-приемника, два приемника VOR/ILS, два приемопередатчика УКВ-связи, ответчик и комплексную систему сигнализации, обеспечивающую индикацию заданных нештатных состояний. Блок дистанционного БРЭО расположен за каркасом заднего багажного отсека. На конце каждой ручки управления самолетом установлена кнопка тангенты (PTT) COM-радиостанции комплекса G1000. Между передними креслами имеются гнезда для подключения 4 гарнитур. Полное описание комплекса G1000 и порядка работы с ним можно найти в документах «Комплекс Garmin G1000. Справочное руководство», № 190-00963- 00, и «Руководство пилота» самолета Diamond DA 42 NG, № 190-00962-00. ПРИМЕЧАНИЕ Вблизи от наземных станций дальномерного оборудования (DME) в некоторых неблагоприятных условиях возможна потеря прямого сигнала наземной станции приемопередатчиком DME Bendix/King KN 63 и его настройка на отраженный сигнал, что ведет к ошибочному измерению расстояния. ПРИМЕЧАНИЕ Во время уборки и выпуска шасси показания автоматического радиокомпаса (АРК) могут быть неточными. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-68 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.13.2 ОСНОВНОЙ ПИЛОТАЖНЫЙ ИНДИКАТОР (PFD) На основном пилотажном индикаторе (PFD, см. рисунок ниже) в типовой конфигурации отображаются значения воздушной скорости, пространственного положения, высоты и курса в традиционном формате. Информация о скольжении отображается в виде трапеции под указателем крена. Одна ширина трапеции соответствует величине скольжения «один шарик». Информация о скорости разворота отображается на шкале над картушкой компаса; полное отклонение шкалы соответствует развороту по стандартной схеме. На основном пилотажном индикаторе возможно отображение следующих органов управления (по часовой стрелке, начиная с правого верхнего угла): * Ручка автоматической регулировки громкости и уровня частоты связи * Ручки установки частоты связи * Кнопка переключения частоты связи * Ручка установки высотомера (барометрического давления) * Ручка установки курса * Ручка выбора масштаба карты и органы управления курсором * Кнопки и ручка управления системы управления полетом (FMS) * Экранные кнопки основного пилотажного индикатора, включая кнопку подтверждения аварийной/предупредительной сигнализации * Ручка установки высоты отсчета * Ручка управления задатчиком курса * Кнопка переключения частоты навигации * Ручки установки частоты навигации * Ручка регулировки громкости на частоте навигации и устройства опознавания Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-69 На основной пилотажный индикатор выводятся сигналы и сообщения системы предупреждения экипажа (сигнализации). При формировании аварийного или предупредительного сообщения мигает аварийный или предупредительный сигнализатор на основном пилотажном индикаторе, и подается звуковой сигнал. Аварийные сигналы сопровождаются повторяющимся звуковым сигналом, предупредительные сигналы — однократным. При подтверждении сигнала мигание сигнализатора прекращается, и появляется текстовое описание сигнала (сообщение). См. разделы 3 «ДЕЙСТВИЯ В АВАРИЙНОЙ ОБСТАНОВКЕ», 4B «НЕШТАТНЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ПРОЦЕДУРЫ» и 7.10.3 «АВАРИЙНЫЕ, ПРЕДУПРЕДИТЕЛЬНЫЕ И УВЕДОМЛЯЮЩИЕ СООБЩЕНИЯ». Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-70 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Уведомляющие сообщения о состоянии комплекса G1000 отображаются белым цветом и сопровождаются миганием белого уведомляющего сигнализатора. Описания сообщений и рекомендованные действия (при необходимости) см. в документах «Руководство пилота» и «Комплекс Garmin G1000. Справочное руководство». На указателях воздушной скорости и высотомере отображаются векторы тенденций изменения соответствующих параметров в виде малиновой линии на глубину 6 с от текущего момента. Указатель скорости разворота также указывает тенденцию изменения на круговой шкале компаса. В нештатных ситуациях возможен вывод на основной пилотажный индикатор совмещенной информации обоих индикаторов, для чего следует нажать кнопку DISPLAY BACKUP (совмещенная индикация) на пульте управления звуковой сигнализацией. В совмещенном режиме сохраняются все функции системы предупреждения экипажа, однако функции карты отсутствуют. 7.13.3 МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ ИНДИКАТОР (MFD) На многофункциональном индикаторе (MFD) обычно отображаются данные о работе двигателя, карты, данные о рельефе, воздушном движении, топографическая информация, информация о плане и ходе полета. Индикатор аналогичен ранее описанному основному пилотажному индикатору и имеет те же органы управления, что и пилотажный индикатор. Приборы контроля двигателя отображаются на многофункциональном индикаторе. Цифровые данные, поступающие с датчиков контроля двигателя, обрабатываются подсистемой приема и обработки сигналов датчиков двигателя Garmin (GEA). При выходе величины сигнала какого-либо датчика контроля двигателя за установленные для нормальной эксплуатации пределы, условные обозначения отображаются желтым цветом (предупредительный сигнал) или красным цветом и начинают мигать (аварийный сигнал). См. также раздел 7.9.4 «ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ». Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-71 7.13.4 ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ ЗВУКОВОЙ СИГНАЛИЗАЦИЕЙ На пульте управления звуковой сигнализацией расположены традиционные переключатели передатчика и приемника, а также органы управления встроенной системой внутренней связи и маркерным маяком. Световые индикаторы маркерного маяка отображаются на основном пилотажном индикаторе. Кроме того, последние 1/2 минуты радиообмена (прием) записываются на регистратор информации УВД. Работа органов управления сопровождается загоранием расположенных над ними световых индикаторов. Нажатие красной кнопки DISPLAY BACKUP (совмещенная индикация) переводит основной пилотажный индикатор и многофункциональный индикатор в режим совмещенной индикации. 7.13.5 КУРСОВЕРТИКАЛЬ (AHRS) Курсовертикаль (AHRS) используется для определения пространственного положения самолета по крену и тангажу, бокового скольжения и курса по данным системы GPS, датчиков угловых скоростей, воздушных параметров и магнитному склонению. Работа курсовертикали возможна также при отсутствии некоторых из исходных сигналов. При пропадании исходных сигналов выдаются предупреждения для экипажа. Калибровка курсовертикали во время движения самолета возможна, однако происходит быстрее, если крылья самолета установлены горизонтально. 7.13.6 ВЫЧИСЛИТЕЛЬ ВОЗДУШНЫХ ПАРАМЕТРОВ (ADC) Вычислитель воздушных параметров (ADC) обеспечивает подачу данных о воздушной скорости, высоте, вертикальной скорости и температуре воздуха в систему индикации. Кроме основных индикаторов, данная информация используется системой управления полетом (FMS) и системой информации о воздушном движении (TIS). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-72 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E 7.14 БОРТОВОЕ РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ 7.14.1 СИСТЕМА АВТОПИЛОТА Общие сведения Система автоматического управления полетом GFC 700 представляет собой комбинированный автопилот / командный пилотажный прибор, обеспечивающий управление по 3 осям и работу в следующих режимах: задание и выдерживание высоты (ALT); демпфер рыскания; изменение эшелона с выдерживанием воздушной скорости (FLC); выдерживание вертикальной скорости (VS); навигация по радиомаякам VOR (NAV) и сигналам системы GPS (GPS); выдерживание курса (HDG); управление по тангажу и крену в режимах захода на посадку и ухода на второй круг (GA). Система состоит из органов управления автопилотом на многофункциональном индикаторе, сервомеханизмов со схемами логики автопилота, схем логики командного пилотажного прибора в блоках GIA, выключателя триммера руля высоты на ручке управления, выключателя отключения системы управления триммером и отключения автопилота на ручке управления, выключателя CWS (выключатель режима совмещенного управления) на ручке управления, выключателя GA (уход на второй круг) на рычаге управления двигателем и ручек установки высоты, истинного курса и курса следования на основном пилотажном индикаторе и многофункциональном индикаторе. В состав автопилота GFC 700 входит электросистема управления триммером канала тангажа, которая используется автопилотом для автоматической балансировки самолета по тангажу (при включенном автопилоте) и пилотом для ручного управления триммером (при отключенном автопилоте). Для ручного управления триммером канала тангажа используется раздельный переключатель на ручке управления пилота. Автопилот и электросистема ручного управления триммером (MET) GFC 700 не работают до успешного выполнения предполетной проверки. Предполетная проверка начинается автоматически при включении электропитания автопилота (установке главного выключателя БРЭО (AVIONIC MASTER) в положение ON (вкл.)). Автоматическое отключение автопилота происходит в следующих случаях: – Пропадание напряжения электропитания – Внутренний отказ системы автопилота – Неисправность курсовертикали – Пропадание информации вычислителя воздушных параметров Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-73 Систему GFC 700 можно в любое время отключить одним из следующих способов: – Нажать красную кнопку AP DISC (отключение автопилота) на ручке управления первого или второго пилота – Сдвинуть влево (во внешнюю сторону) переключатель электросистемы ручного управления триммером на ручке первого пилота – Нажать кнопку AP (автопилот) на панели управления автопилотом при включенном автопилоте – Нажать кнопку GA (уход на второй круг) с левой стороны рычага управления двигателем – Вытянуть предохранитель AUTOPILOT (автопилот) – Установить главный выключатель БРЭО (AVIONICS MASTER) в положение OFF (выкл.) – Установить главный выключатель электрооборудования (ELECT. MASTER) в положение OFF (выкл.) Кроме того, сервомеханизмы автопилота отключаются от рулевых поверхностей самолета при нажатии на кнопку CWS (режим совмещенного управления) на ручке управления первого пилота и остаются в таком состоянии до отпускания кнопки CWS. Электропитание на автопилот и электрическую систему управления триммером GFC 700 подается через главный выключатель БРЭО (AVIONICS MASTER) и предохранитель AUTOPILOT (автопилот). Главный выключатель БРЭО (AVIONICS MASTER) можно использовать в качестве дополнительного средства отключения автопилота и электрической системы управления триммером. Красный выключатель AP DISC (отключение автопилота) на ручке управления первого пилота отключает подачу электропитания на электросистему ручного управления триммером. Питание на систему не подается до отпускания выключателя. Отказы приборов и элементов системы G1000 влияют на работу системы автоматического управления полетом GFC 700 следующим образом: – Отказ курсовертикали приводит к отключению автопилота. Автопилот и командный пилотажный прибор не работают. Электросистема ручного управления триммером работает. – Отказ функции курса курсовертикали приводит к невозможности работы автопилота в режиме полета по курсу (HDG). При отказе во время работы автопилота в режиме полета по курсу автопилот переключается в режим полета без крена (ROL). Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-74 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E – Отказ многофункционального индикатора не приводит к отключению автопилота; автопилот продолжает работу в ограниченном режиме, однако после отключения пилотом повторное включение автопилота невозможно. – Отказ основного пилотажного индикатора приводит к отключению автопилота. Автопилот и командный пилотажный прибор не работают. Электросистема ручного управления триммером работает. – Пропадание информации вычислителя воздушных параметров приводит к отключению автопилота. Автопилот не работает. Командный пилотажный прибор работает, кроме режимов, требующих наличия воздушных параметров (ALT (выдерживание высоты), VS (выдерживание вертикальной скорости), FLC (изменение эшелона)). Электросистема ручного управления триммером работает. – Отказ блока GIA 1 приводит к отключению автопилота. Автопилот, командный пилотажный прибор и электросистема ручного управления триммером не работают. Отказ блока GIA 2 также приводит к отключению автопилота и электросистемы ручного управления триммером, однако командный пилотажный прибор продолжает работать. – Отказ резервного указателя воздушной скорости, резервного авиагоризонта, резервного высотомера или компаса не влияет на работу автопилота. – Отказ обеих систем GPS приводит к снижению точности автопилота и командного пилотажного прибора при работе в режимах навигации (LOC (курсовой радиомаяк), BC (заход на посадку с обратным курсом), VOR, VAPP (заход на посадку по VOR)). Точность захвата курса и захвата сигналов станций можно повысить, переключаясь на время захвата курса и захвата сигналов станций в режим HDG (полет по курсу), затем переключаясь обратно в требуемый режим навигации. Система автоматического управления полетом GFC 700, установленная на самолете Diamond DA 42 NG, состоит из следующих элементов: – Один блок GDU со следующими кнопками управления режимами работы: AP (включение/выключение автопилота) FD (включение/выключение командного пилотажного прибора) HDG (включение/выключение режима полета по курсу) NAV (включение/выключение режима навигации) APR (включение/выключение режима захода на посадку) Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-75 ALT (включение/выключение режима выдерживания высоты) VS (включение/выключение режима выдерживания вертикальной скорости) FLC (включение/выключение режима изменения эшелона) NOSE UP (кабрирование) и NOSE DN (пикирование) (изменение заданного угла тангажа самолета) YD (включение/выключение демпфера рыскания) Этот блок GDU используется в качестве многофункционального индикатора. – Сервомеханизмы с логикой управления в каналах управления по тангажу, крену, рысканию и канале управления продольной балансировкой – Узлы крепления сервомеханизмов и кронштейны – Логика командного пилотажного прибора в блоках GIA – Переключатель электросистемы ручного управления триммером (MET) (раздельный переключатель) для управления продольной балансировкой на ручке управления – Выключатель отключения системы управления триммером и отключения автопилота на ручке управления – Выключатель CWS (режим совмещенного управления) на ручке управления – Выключатель ухода на второй круг с левой стороны рычага управления двигателем – Ручка установки высоты (ALT) на основном пилотажном индикаторе / многофункциональном индикаторе – Ручка установки истинного курса (HDG) на основном пилотажном индикаторе / многофункциональном индикаторе Команды командного пилотажного прибора и режимы работы автопилота отображаются на основном пилотажном индикаторе. Все функции системы автоматического управления полетом доступны только при исправности обоих индикаторов. В определенных случаях в режиме совмещенной индикации некоторые функции системы недоступны. После включения электропитания системы автоматически выполняется предполетная проверка. После завершения проверки подается звуковой сигнал отключения автопилота и световые сигнализаторы PFT (предполетная проверка) и AFCS (система автоматического управления полетом) гаснут. Включение автопилота и электросистемы ручного управления триммером возможно только при успешном завершении предполетной проверки. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-76 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Сигнализация командного пилотажного прибора и режимов автопилота отображается на основном пилотажном индикаторе в нижнем поле состояния. В общем случае, зеленым цветом обозначаются текущие режимы работы, белым – следующие заданные режимы работы системы. При непосредственном задании режима пилотом сигнализатор режима не мигает. При автоматическом переключении на режим на переключение указывает мигание сигнализатора нового режима, который отображается зеленым цветом. При нештатном выходе из режима по любой причине сигнализатор режима становится желтым и мигает в течение десяти секунд, после чего загорается зеленый сигнализатор нового режима. На штатное отключение автопилота указывает желтый мигающий сигнализатор AP (автопилот) на основном пилотажном индикаторе, индикация которого сопровождается звуковым сигналом отключения автопилота, подающимся в течение двух секунд. Штатным отключением считается отключение системы нажатием кнопки AP DISC (отключение автопилота), переключателя электросистемы ручного управления триммером, кнопки AP (автопилот) на панели многофункционального индикатора или кнопки GA (уход на второй круг). На нештатное отключение автопилота указывает красный мигающий сигнализатор AP (автопилот) на основном пилотажном индикаторе, индикация которого сопровождается непрерывным звуковым сигналом отключения автопилота. Звуковой сигнализации отключения и мигающий сигнализатор можно отключить нажатием кнопки AP DISC (отключение автопилота) с левой стороны от переключателя электросистемы ручного управления триммером. Полное описание комплекса G1000 и порядка работы с ним можно найти в документах «Комплекс Garmin G1000. Справочное руководство», № 190-00963- 00, и «Комплекс Garmin G1000. Руководство пилота» для самолета Diamond DA 42 NG, № 190-00962-00. Электропитание Главный выключатель БРЭО (AVIONIC MASTER) подает питание на шину БРЭО, к которой подключены предохранители радиооборудования и предохранитель автопилота. Для защиты элементов системы автопилота GFC 700 используется следующий предохранитель: Предохранитель Назначение AUTOPILOT (автопилот) Подача питания на сервомеханизмы управления по тангажу, крену и сервомеханизм управления продольной балансировкой. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-77 7.14.2 АВАРИЙНАЯ, ПРЕДУПРЕДИТЕЛЬНАЯ И УВЕДОМЛЯЮЩАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ Сигнализация состояния системы автоматического управления полетом На основном пилотажном индикаторе, над указателем воздушной скорости и авиагоризонтом, возможно появление следующих сигналов. Одновременно загорается только один сигнализатор, сообщения распределяются в порядке приоритетности. Аварийные сигналы системы автоматического управления полетом Аварийные сигналы Значение / причина PFT (предполетная проверка) PREFLIGHT TEST (предполетная проверка) – неуспешное завершение предполетной проверки системы; при отказе подается звуковой сигнал. AFCS (система автоматического управления полетом) SYSTEM FAILURE (отказ системы) – автопилот и электросистема ручного управления триммером не работают; демпфер рыскания может работать. PTCH (тангаж) PITCH FAILURE (отказ управления по оси тангажа) – отказ управления по оси тангажа; автопилот не работает. ROL (крен) ROLL FAILURE (отказ управления по оси крена) – отказ управления по оси крена; автопилот не работает. YAW (рыскание) DAMPER FAILURE (отказ демпфера рыскания) – отказ управления демпфером рыскания; автопилот не работает. PTRM (продольная балансировка) PITCH TRIM FAILURE (отказ продольной балансировки) или залипание переключателя триммера автопилота – если автопилот включен, взять управление самолетом и отключить автопилот. Если автопилот отключен, по отдельности передвинуть выключатели управления триммером для их освобождения. Описание самолета и его систем Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Стр. 7-78 Ред. 2 30 ноября 2009 г. Док. № 7.01.15-E Предупредительные сигналы системы автоматического управления полетом Предупредительные сигналы Значение / причина ↑ELE (РВ↑) ELEVATOR MISTRIM UP (нарушение управления РВ в направлении вверх) – сервомеханизм управления по тангажу прикладывает к рулю высоты постоянное усилие в указанном направлении. ↓ELE (РВ↓) ELEVATOR MISTRIM DOWN (нарушение управления РВ в направлении вниз) – сервомеханизм управления по тангажу прикладывает к рулю высоты постоянное усилие в указанном направлении. ←AIL (элероны←) AILERON MISTRIM LEFT (нарушение управления элеронами в направлении влево) – сервомеханизм управления по крену прикладывает к элеронам постоянное усилие в указанном направлении. AIL→ (элероны→) AILERON MISTRIM RIGHT (нарушение управления элеронами в направлении вправо) – сервомеханизм управления по крену прикладывает к элеронам постоянное усилие в указанном направлении. ←RUD (←РН) RUDDER MISTRIM LEFT (нарушение управления РН в направлении влево) – сервомеханизм управления по оси рыскания прикладывает к рулю направления постоянное усилие в указанном направлении. RUD→ (РН→) RUDDER MISTRIM RIGHT (нарушение управления РН в направлении вправо) – сервомеханизм управления по оси рыскания прикладывает к рулю направления постоянное усилие в указанном направлении. Уведомляющие сигналы системы автоматического управления полетом Уведомляющие сигналы Значение / причина PFT (предполетная проверка) PREFLIGHT TEST (предполетная проверка) – выполняется предполетная проверка системы; после завершения подается звуковой сигнал. Запрещается нажимать на выключатель AP DISC (отключение автопилота) во время проверки сервомеханизмов при их включении и во время предполетной проверки системы. Это может привести к неуспешному завершению предполетной проверки системы или сбою при ее запуске (в случае неуспешного завершения проверки сервомеханизмов при включении). При возникновении такой ситуации необходимо выключить и снова включить электропитание сервомеханизмов. Самолет DA 42 NG Руководство по летной эксплуатации Описание самолета и его систем Док. № 7.01.15-E Ред. 2 30 ноября 2009 г. Стр. 7-79 Страница намеренно оставлена пустой. |