СУ 27 самолет. Описание. Руководство по летной эксплуатации книга 2 содержание страница Содержание 2 летные характеристики 3

• Название: Руководство по летной эксплуатации книга 2 содержание страница Содержание 2 летные характеристики 3
• Анкор: СУ 27 самолет. Описание
• Дата: 16.02.2023
• Размер: 2.64 Mb.
• Имя файла: Su27_Rus_2.doc
• Тип: Руководство; #940244
• страница: 10 из 16

Отказы в системе дистанционного управления.

11. 
    Непереключение режима работы СДУ при установке переключателя АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАД в положение АВТ.
    

Признак: на УСТ высвечивается сигнал ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ.
Действия: переключить режим управления вручную в соответствии с режимом полета – после взлета установить переключатель режимов СДУ в положение ПОЛЕТ, перед посадкой – в положение ПОСАДКА. После переключения режима сигнал на УСТ должен погаснуть. Допускается кратковременное (не более 3-х секунд) высвечивание на УСТ сигнала ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ при выпуске и уборке шасси.

12. 
    Отказы в продольном канале СДУ, не сопровождающиеся отключением двух подканалов.
    

Признаки:

• 
  на пульте СДУ мигает 3-5 сек, а затем высвечивается кнопка-лампа. Мигание и высвечивание каждой кнопки-лампы может происходить как при мигающих других кнопках-лампах, так и при их высвечивании;
  
• 
  не высвечивается сигнал ДВА КАНАЛА СДУ на экране УСТ.
  

Действия:

• 
  нажать мигающую или горящую кнопку-лампу. В случае, если на пульте СДУ горят несколько кнопок-ламп, нажать также на те кнопки-лампы, нажатие на которые в течение полета на производилось. В случае, если замигала уже горящая кнопка-лампа, произвести её нажатие повторно. Погасание кнопки-лампы после нажатия означает, что отказ в СДУ ликвидирован;
  
• 
  в случае, если после нажатия кнопки-лампы продолжают гореть, продолжить выполнение задания, обращая повышенное внимание на работу СДУ.
  

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Одновременное нажатие на две лампы-кнопки ЗАПРЕЩАЕТСЯ.


Органы управления и контроля СДУ.

13. 
    Отказ одного подканала в канале крена или рулей направления.
    

Признаки:

• 
  на УСТ высвечивается сигнал РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, сопровождаемый речевой информацией: «Нет резерва бокового канала. Скорость менее 600 км/ч и угол атаки менее 10°».
  
• 
  на пульте СДУ может высвечиваться одна из первых трех кнопок-ламп.
  

Действия:

• 
  нажать горящую кнопку-лампу;
  
• 
  если после нажатия на кнопку-лампу продолжает высвечиваться сигнал РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, уменьшить скорость до V < 600 км/ч, угол атаки до α < 10°.
  

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При высвечивании сигнала на УСТ ВКЛЮЧИ ДЕМПФЕР КУРСА необходимо включить демпфер курса и демпфер крена.

14. 
    Отказ канала рулей направления.
    

Признаки:

• 
  на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КУРСА и сигнал ОЧЕРЕДЬ, свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА;
  
• 
  на щитке СДУ высвечиваются первые три кнопки-лампы.
  

Действия:

• 
  отключить ДЕМПФЕР КУРСА. Если отказ не сопровождается резкой эволюцией самолета, разрешается повторное включение выключателя ДЕМПФЕР КУРСА. Если при повторном включении отказ не снимается (продолжает гореть ДЕМПФЕР КУРСА и первые три кнопки-лампы), отключить ДЕМПФЕР КУРСА и изменить режим полета до значений V < 600 км/ч, α < 10°.
  

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КУРС сигналы ДЕМПФЕР КУРСА, РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА на УСТ и кнопки-лампы на пульте СДУ должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера курса свидетельствуют об отказах в других каналах СДУ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во время проверки работы СДУ после запуска двигателя перед полетом при отклонении ручки управления самолетом по крену и педалей в одну сторону и приложении усилий к педалям более 80 кгс возможно пересиливание рулевого агрегата демпфера курса и его отключение, сопровождаемое сигнализацией отказа. Повторное включение демпфера производить после снятия усилий с педалей.

15. 
    Отказ канала крена.
    

Признаки:

• 
  на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и сигнал ОЧЕРЕДЬ, свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА:
  
• 
  высвечиваются первые три кнопки-лампы на щитке СДУ.
  

Действия:

• 
  отключить выключатель ДЕМПФЕР КРЕН на щитке СДУ. Если отказ не сопровождается резкой эволюцией самолета, разрешается повторное включение демпфера. Если при повторном включении демпфера отказ не снимается (продолжает гореть сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и первые три кнопки-лампы) отключить демпфер крена и изменить режим полета до значений V < 600 км/ч, α < 10°.
  

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КРЕН сигналы ДЕМПФЕР КРЕНА, РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА и кнопки-лампы должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера крена свидетельствует об отказах в других каналах СДУ.

16. 
    Отказ канала управления флаперонами.
    

Признак:

• 
  на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН.
  

Действия:

• 
  отключить и включить выключатель ФЛАПЕРОН. Если после повторного включения сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН продолжает гореть, канал флаперонов отключить. Сигнал об отказе должен погаснуть. Разрешается выполнение задания.
  

17. 
    Отказ канала ограничения α и Пу.
    

Признак 1-й:

• 
  на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ОГРАНИЧ α АТАКИ ПЕРЕГР.
  

Действия:

• 
  отключить и включить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу на левом борту. Если после повторного включения сигнал отказа продолжает гореть, отключить ограничитель и сигнал должен погаснуть;
  
• 
  контроль за углами атаки и перегрузкой вести по указателю УАП.
  

Признак 2-й:

• 
  внезапное увеличение тянущих усилий на ручке управления на непредельных значениях угла атаки и перегрузки.
  

Действия:

• 
  отключить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу. Тянущие усилия на ручке управления должны сняться.
  

18. 
    Взлет и посадка должны производится при работе СДУ в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, полет от уборки до выпуска шасси – в режиме ПОЛЕТ.
    

Переключение режимов может производиться автоматически (переключатель АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА в положении АВТ) либо вручную.

Для безрывкового переключения режима с момента начала уборки шасси до включения режима ПОЛЕТ необходимо выдержать перегрузку, близкую к единице.

В процессе полета передаточное число Кш меняется автоматически в зависимости от высоты и скорости полета (если переключатель Кш РУЧ ОТКЛ отключен – закрыт колпачком).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Посадку при ручном изменении Кш производить при значении Кш = 1 по шкале указателя Кш.

8. 
   Эксплуатация системы автоматического управления (САУ).
   

Система автоматического управления (САУ-10) входит в состав пилотажно-навигационного комплекса и предназначена для автоматического и директорного управления самолетом.

1. 
   САУ обеспечивает:
   

• 
  автоматическую стабилизацию угловых положений самолета и барометрической высоты;
  
• 
  автоматическое приведение самолета в горизонтальное положение по крену и тангажу;
  
• 
  стабилизацию истинной высоты по сигналам РВ на Н = 100 – 1000 м с уводом самолета с опасной высоты;
  
• 
  автоматическое и директорное управление при наборе высоты и снижении при ручном вводе данных (при директорном управлении летчик пилотирует по сигналам директорных стрелок КПП, удерживая их в пределах кружка; при отклонении стрелки продольного канала вверх ручка управления берется «на себя», вниз – «от себя», при отклонении стрелки бокового канала влево – ручка управления отклоняется влево, вправо – ручка управления отклоняется вправо);
  
• 
  автоматическое и директорное управление при наземном наведении на воздушную цель;
  
• 
  автоматическое и директорное управление в горизонтальной плоскости по сигналам ПНК при выполнении маршрутных полетов;
  
• 
  автоматическое и директорное управление при возврате на запрограммированный аэродром и заход на посадку до Н = 50-60 м по сигналам ПНК;
  
• 
  комбинированное управление по командам СУВ на атаке (САУ работает в автоматическом режиме, летчик подключается к управлению, когда перегрузка достигает 4 и появившееся отклонение директорной метки требует увеличение перегрузки). При комбинированном управлении приложение усилий к ручке управления самолетом не приводит к отключению автоматического режима САУ;
  
• 
  директорное (дискретное) управление тягой двигателей при снижении и стабилизации высоты в режиме наведения (директорная метка сектора газа ИЛС и горизонтальная планка КПП при необходимости изменить тягу скачком отклоняются на величину, соответствующую половине или четверти полного хода РУД. Приведение их к нулю выполняет летчик перемещением РУД вперед – при отклонении вверх или назад – при отклонении вниз);
  
• 
  командно-директорное управление двигателями в режиме наведения (команды Ф, МАКС, МГ высвечиваются на ИЛС и сопровождаются отклонениями директорной метки сектора газа на ИЛС и горизонтальной планки КПП).
  

2. 
   Управление и контроль за работой САУ производится с помощью следующих органов управления и индикации:
   

а) кнопок с сигнализаторами на пульте САУ:

• 
  АВТОМ – для включения автоматических режимов НАВИГАЦИЯ, НАВЕДЕНИЕ, ПОСАДКА, а также режима стабилизации угловых положений;
  
• 
  НАВИГ – для включения директорного режима управления по сигналам ПНК;
  
• 
  НАВЕД – для включения директорного режима управления при наведении;
  
• 
  ПОСАД – для включения директорного режима управления при заходе на посадку;
  
• 
  Н БАР – для включения автоматической стабилизации барометрической высоты (с одновременным высвечиванием сигнализатора АВТОМ);
  
• 
  Н РВ – для включения автоматической стабилизации истинной высоты по сигналам РВ на Н = 100 – 1000 м (с одновременным высвечиванием сигнализатора АВТОМ);
  
• 
  СБРОС – для отключения автоматического и директорного режимов САУ;
  
• 
  ВЕРТ – для обеспечения стабилизации заданной высоты при ручном вводе данных (выключатель НАВЕДЕНИЕ на пульте П3-188 в положении РУЧ); кнопка ВЕРТ включается только при включенной кнопке НАВЕД.
  

Для аварийного отключения связи САУ с СДУ на щитке САУ расположен выключатель СВЯЗЬ САУ-СДУ. Нормальное положение ручки выключателя – вверх (включено).
б) пульта задатчика П3-188, на котором расположены:

• 
  задатчики Н и М для установки заданных высот и числа М в режиме наведения при ручном вводе данных;
  

Переключатель НАВЕДЕНИЕ АВТ-РУЧ в положении АВТ обеспечивает выполнение наведения по сигналам НАСУ и СУВ, а в положении РУЧ – выполнение программного набора высоты по сигналам задатчиков М и Н (выход на заданную высоту обеспечивается только после нажатия кнопки ВЕРТ или (и) НАВЕД). Основное положение переключателя – АВТ.
в) кнопок и гашетки на ручке управления самолетом:

• 
  кнопка ПРИВЕД К ГОРИЗ – для приведения самолета к горизонтальному положению;
  
• 
  кнопка ОТКЛ САУ – для отключения автоматических режимов и режима комбинированного управления САУ;
  
• 
  гашетки совмещенного управления.
  

При нажатии гашетки совмещенного управления (СУ) в автоматических режимах АВТОМ, Нбар, Нрв управляющие сигналы из САУ в СДУ перестают поступать. После изменения летчиком пространственного положения самолета летчик отпускает гашетку совмещенного управления и САУ стабилизирует новое положение самолета. При нажатии гашетки совмещенного управления в режимах НАВИГ, ПОСАД, НАВЕД (кроме режима «Атака») с включенной автоматикой управляющие сигналы из САУ в СДУ не поступают; после отпускания гашетки – САУ возвращает самолет на требуемую для режима траекторию;
г) сигнальное табло ПРИВЕД К ГОРИЗ на правом верхнем щитке приборной доски.
При отказе САУ или связанных с ней систем в автоматических режимах на аварийное табло красного цвета в постоянном режиме горения высвечивается сигнал УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ.

Кроме того, на УСТ выведен сигнал САУ, высвечивающийся при неисправности системы.

3. 
   В качестве исполнительных органов системы САУ используются исполнительные органы СДУ и механизмы триммерного эффекта (своих исполнительных органов система САУ не имеет).
   

Включение режимов САУ возможно только при исправности систем ПНК, САУ, СДУ и при включенных демпферах курса и крена.

4. 
   Проверка САУ перед полетом производится при проверке комплекса ПНК и после проверки системы СДУ. Для работы САУ необходимо включение питания ПНК и перевод системы ИК-ВК в режим РАБОТА, а на пульте СДУ включение демпферов крена и курса.
   

5. 
   Отказ и неисправность в работе САУ может сопровождаться следующими признаками:
   

• 
  резкие рывки или незатухающие колебания самолета;
  
• 
  высвечивание на аварийном табло сигнала УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ;
  
• 
  высвечивание на УСТ сигнала САУ и речевая информация: «Управляй вручную».
  

Органы управления и контроля САУ.
В этих случаях необходимо отключить САУ кнопкой ОТКЛ САУ на ручке управления и перейти на ручное управление.

Отключение САУ можно произвести также путем приложения усилий к ручке управления: более 5 кгс по продольному каналу и более 3 кгс по боковому.

Если после отключения САУ не обеспечивается нормальное ручное управление, необходимо выключатель СВЯЗЬ САУ-СДУ на щитке САУ отключить.

При отказах САУ, не вызывающих резких эволюции самолёта, разрешается повторное включение САУ после нажатия кнопки СБРОС на пульте САУ.

6. 
   Сигнал и речевая информация «Управляй вручную» могут сопровождать отключение исправного САУ в режиме АТАКА (выполняемое СУВ для перехода от автоматического управления к директорному).
   

9. 
   Эксплуатация пилотажно-навигационного комплекса.
   

Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10-02 предназначен для решения задач пилотирования, навигации, захода на посадку с использованием радиотехнических средств и выдачи пилотажно-навигационной информации на индикаторы и потребителям для решения специальных задач.

1. 
   ПНК обеспечивает:
   

• 
  полёт по заданному маршруту с программированием до 6 ППМ и до 4 наземных радиомаяков с возможностью изменения маршрута полёта по двум дополнительно запрограммированным ППМ (ППМ-7, ППМ-8). Полёт по маршруту выполняется в режиме радиокоррекции счисленных координат места самолёта по одному из 4 (PM 1-3, 5) запрограммированных радиомаяков РСБН при нахождении самолёта в зоне их действия или в автономном режиме при выходе его из этой зоны при автоматическом, директорном и ручном режиме управления;
  
• 
  выход на запрограммированную наземную цель с заданного направления, а также с другого направления, выбранного лётчиком в полёте, при ручном управлении самолётом;
  
• 
  повторный заход на вновь обнаруженную наземную цель с углом доворота 90° или кратным 30°;
  
• 
  изменение заданного маршрута с выходом на любой из запрограммированных ППМ;
  
• 
  межсамолётную навигацию в режиме ИЗМЕРЕНИЕ-РЕТРАНСЛЯЦИЯ;
  
• 
  производство визуальной коррекции координат самолёта по запрограммированной навигационной точке как при пролёте над ней, так и путём визирования с помощью СУВ;
  
• 
  возврат с любой точки маршрута на один из трёх запрограммированных аэродромов по кратчайшему расстоянию с выходом в точку третьего (четвёртого) разворота и снижением до высоты предпосадочного маневра (Нзад), с возможностью возврата на четвёртый (АЭР5) дополнительно запрограммированный аэродром;
  
• 
  выполнение предпосадочного маневра и заход на посадку на запрограммированный аэродром по сигналам курсоглиссадных радиомаяков типа ПРМГ-4 до высоты 60 м;
  
• 
  выполнение повторного захода на ППМ (цель) и на запрограммированный аэродром посадки;
  
• 
  вывод и заход на посадку на незапрограммированный аэродром с помощью радиотехнических средств РСБН и АРК-22.
  

2. 
   В состав ПНК входят:
   

• 
  пилотажный комплекс;
  
• 
  навигационный комплекс.
  

3. 
   Пилотажный комплекс предназначен для решения задач пилотирования по сигналам, выдаваемым информационным комплексом высотноскоростных параметров (ИК-ВСП) и навигационным комплексом (НК).
   

В пилотажный комплекс входят:

• 
  информационный комплекс высотноскоростных параметров (ИК-ВСП);
  
• 
  система автоматического управления (САУ-10), которая описана в подразделе 8.8.
  

4. 
   ИК-ВСП предназначен для измерения, вычисления и выдачи в бортовые системы информации о высотноскоростных параметрах и их предельных значениях.
   

Комплекс выполняет следующие основные задачи:

1. 
   формирование и выдачу для индикации и в другие бортовые системы информации о текущих параметрах полета ( Vист, Vпр, Набс, Нотн, число М, α_тек, Пу тек. и др.);
   
2. 
   формирование и выдачу для индикации, сигнализации и в другие бортовые системы сигналов предупреждения о приближении к предельно допустимым значениям истинного угла атаки, вертикальной перегрузки, числа М и приборной скорости;
   
3. 
   формирование и выдачу в САУ сигналов отклонения текущих значений параметров геометрической высоты (Нг), абсолютной барометрической высоты (Набс), числа М от введенных в момент включения стабилизации;
   
4. 
   формирование и выдачу в бортовые системы разовых сигналов при достижении фиксированных значений геометрической высоты;
   
5. 
   формирование и выдачу в бортовые системы сигналов исправности блоков, систем и линий связи.
   

5. 
   В состав ИК-BCП входят:
   

• 
  система воздушных сигналов СВС;
  
• 
  система ограничительных сигналов СОС;
  
• 
  приемники воздушного давления ПВД-18-3М и ПВД-7;
  
• 
  радиовысотомер PB-21 (А-035).
  

6. 
   Система воздушных сигналов осуществляет измерение, вычисление и преобразование высотноскоростных параметров: Набс, Нотн, Vпр, Vист, М, Vу, Тн, ∆Нб, ∆Нг, ∆Vпр, ∆М.
   

Параметры Нотн, Vпр, Vист и Vу индицируются на ИЛС. Кроме того, все выходные параметры СВС выдаются в бортовые системы (САУ, НК, СО, СУВ).

Включение СВС производится кнопкой ПИТ ПНК пульта-задатчика на щитке управления ПНК (правый борт кабины).

Различие в показаниях высоты СВС-2Ц-2 и ВД-20К более 120 м при полетах на эшелонах до 8100 м включительно, или 200 м при полетах на эшелонах выше 8100 м до эшелона 12100 м включительно, принимается за отказ системы СВС-2Ц-2. В данном случае полет на эшелоне выполнять по показаниям ВД-2ОК с учетом суммарных поправок с докладом органу УВД для обеспечения контроля с земли.

7. 
   Система ограничительных сигналов CОC-2-1 предназначена для решения следующих задач:
   

1. 
   Измерения и выдачи на указатель УАП5-13 текущего значения вертикальной перегрузки.
   

1. 
   Вычисления и выдачи текущего значения истинного угла атаки на указатель УАП и в ОПР.
   

2. 
   Формирование предельно допустимых значений:
   

• 
  максимально допустимого угла атаки, в зависимости от числа М, Н, наличия и признаков внешних подвесок, взлетно-посадочной или полетной конфигурации самолета и наличия разовой команды «АПУ включен»;
  
• 
  минимально допустимых угла атаки и перегрузки в зависимости от числа М;
  
• 
  максимально допустимой перегрузки в зависимости от М, Н, полетной массы самолета, наличия и признаков внешних подвесок;
  
• 
  максимально допустимых скорости и числа М в зависимости от наличия и признаков внешних подвесок;
  
• 
  минимально допустимой скорости в зависимости от Н и взлетно-посадочной или полетной конфигурации самолета.
  

3. 
   Выдача максимально допустимых значений угла атаки и перегрузки на указатель УАП и в ОПР.
   
4. 
   Формирования предупредительной сигнализации о приближении текущих значений α, Пу, Vпр и М к их предельно допустимым значениям.
   

При достижении предельно допустимых значений углов атаки и перегрузки на приборной доске высвечивается в проблесковом режиме табло «α, Пу КРИТ» с выдачей речевой информации: «Предельный угол атаки, предельная перегрузка», а на ИЛС индицируется мигающий индекс.

При достижении предельно допустимых значений V и М выдается речевая информация: «Скорость предельная» и на ИЛС индицируется мигающий индекс.

Срабатывание предупредительной сигнализации о выходе самолета за предельно допустимые значения α, Пу, V и М (за исключением α^доп_мин ) происходит с соответствующим упреждением в зависимости от V, Н и Θ.

5. 
   Фиксации на указателе УАП максимальных и минимальных значений Пу, достигнутых в полете. Для сброса фиксированных значений нажать кнопку на УАП.
   

Система ограничительных сигналов CОC-2-1 не обеспечивает формирование предельных значений по скорости при выпуске тормозных щитков, шасси и ЗУ воздухозаборников, а также предельных значений перегрузки при взлетно-посадочной конфигурации самолета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ.

1. 
   При отказе СУО все предельно допустимые значения, выдаваемые CОC-2-1, соответствуют ограничениям самолета без подвесок независимо от вариантов вооружения.
   
2. 
   При отказе СВС, СТР-7-2АК или ИК-ВК информация от CОC-2-1 выдается неверно. В этом случае использовать только информацию о текущих значениях α и Пу.
   

При горизонтальном полете на сверхзвуковых режимах возможно кратковременное высвечивание табло «α, Пу КРИТ» с выдачей речевой информации. Допускается промигивание сигнала α_доп на индикаторе ИЛС в районе минимально допустимых значений угла атаки.