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: 14 из 16

Штепсельный разъём ШРАП-400-3Ф

аэродромного питания трехфазным переменным током

Функциональная схема системы электроснабжения.

При отказе двух генераторов переменного тока каждый канал получает питание от своего аварийного источника электроэнергии трехфазного переменного тока – преобразователя ПТС-800БМ мощностью 800 ВА, часть потребителей при этом отключается.

При отказе одного привода-генератора ГП21 второй обеспечивает питанием все потребители электроэнергии.

В системе распределения электроэнергии переменного тока установлены распределительные устройства РУ № 1 200/115 В и РУ № 2 200/115 В.

Приводы-генераторы и преобразователи включаются выключателями ГЕНЕР.ТОКА, ЛЕВ, ПРАВ и ПРЕОБР. 1, 2 на щитке энергетики правой панели кабины самолёта.

При включенных выключателях ПРЕОБР. 1, 2 преобразователи автоматически вступят в работу при отказе двух приводов-генераторов.

Для аварийного расцепления приводов-генераторов от двигателей на щитке энергетики имеются нажимные выключатели ОТКЛ. ПРИВОДА ГЕНЕР, под колпачками. Нажимать на выключатели следует не более 30 сек.

Аэродромный источник электроэнергии переменного тока подсоединяется к бортсети самолёта через штепсельный разъем аэродромного питания ШРАП-400-3ф и включается выключателем АЭР. ПИТ на щитке энергетики.

Напряжение приводов-генераторов и аэродромного источника электроэнергии должно поддерживаться в пределах 115-120 В, преобразователей – 110-125 В и контролируется по вольтметру переменного тока на заднем щитке правого борта при помощи переключателя КОНТРОЛЬ.

2. 
   Об отказе приводов-генераторов на УСТ выдается информация в виде текста:
   

ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ЛЕВ. ГЕНЕР.	При отказе левого привода-генератора
ГЕНЕР. ПЕРЕМ. ЛЕВ.
ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ПРАВ. ГЕНЕР.	При отказе правого привода-генератора
ГЕНЕР. ПЕРЕМ. ПРАВ.
ДВА ГЕНЕР. ПЕРЕМ.	При отказе двух приводов-генераторов.
ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ЛЕВ. ГЕНЕР.
ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ПРАВ. ГЕНЕР.

Сигнал об отказе двух генераторов и сигнал о необходимости отключения приводов выдаются речевой информацией.

3. 
   При отказе двух генераторов автоматически отключается питание следующих потребителей:
   

• 
  СВС;
  
• 
  обогрев ИК-ВК;
  
• 
  БЦВМ;
  
• 
  система «Нарцисс»;
  
• 
  СПО-15;
  
• 
  АПП-50;
  
• 
  БРЛС;
  
• 
  обогрев ДУА;
  
• 
  запросчик;
  
• 
  ОЛС;
  
• 
  НСЦ;
  
• 
  подсвет левого и правого борта;
  
• 
  аппаратура 11Г6;
  
• 
  РСБН;
  
• 
  изделие Л203ИЭ;
  
• 
  САУ;
  
• 
  система охлаждения колес;
  
• 
  подвески;
  
• 
  топливомер;
  
• 
  насосы ТМР и перекачки;
  
• 
  СОК-Б;
  
• 
  СУО;
  
• 
  система антиобледенения двигателей;
  
• 
  включение форсажа;
  
• 
  обогрев ПВД и ППД;
  
• 
  механизм подъема кресла.
  

Остальные потребители получают питание от аккумуляторных батарей и преобразователей в течение 10 минут.

4. 
   От преобразователей ПТС-800БМ получают питание следующие агрегаты:
   

• 
  ответчик системы опознавания 6202P-1;
  
• 
  самолётный ответчик A-511;
  
• 
  радиовысотомер PB-21;
  
• 
  подсвет приборов;
  
• 
  датчики контроля пневмогидросистем, термометры и счетчики наработки двигателей;
  
• 
  расходомер;
  
• 
  система управления воздухозаборниками;
  
• 
  указатель Кш системы СДУ;
  
• 
  система ограничительных сигналов СОС,
  
• 
  командно-пилотажный прибор КПП;
  
• 
  ДА-200П;
  
• 
  ИК-ВК;
  
• 
  Р-864ЛЕ, Р800Л2, СИМВОЛ Г1Б, Р-098 комплекса связи.
  

5. 
   Система электроснабжения постоянного тока напряжением 27 В состоит из двух каналов: левого и правого. Основными источниками электроэнергии постоянного тока в каналах являются выпрямительные устройства (ВУ): одно в левом канале и два – в правом. Аварийным источником в каждом канале служит аккумуляторная батарея.
   

В системе распределения электроэнергии постоянного тока установлены следующие распределительные устройства:

• 
  самолётных и силовых систем № 1 и № 2;
  
• 
  радиоэлектронного оборудования № 1 и № 2;
  
• 
  спецсистем № 1 и № 2.
  

Распределительные устройства включаются выключателями, расположенными на щитке включения распределительных устройств левой панели кабины самолёта. Выпрямительные устройства автоматически подключаются к бортовой электросети при подключении к бортсети переменного привода-генератора (приводов-генераторов), а также при включении выключателя АЭР. ПИТ и подключенном к самолёту аэродромном источнике электроэнергии переменного тока. Аккумуляторные батареи включаются выключателями АККУМУЛЯТОР 1 2 на щитке энергетики. Напряжение ВУ должно быть 26-30 В, аккумуляторных батарей – 24-20 В.

Напряжение источников электроэнергии постоянного тока контролируется по вольтметру постоянного тока на заднем щитке правого борта с помощью переключателя КОНТРОЛЬ .

Органы управления и контроля электросистемы переменного тока.

6. 
   Об отказах источников электроэнергии постоянного тока на УСТ выдается информация в виде текста:
   

ОДИН ВЫПРЯМ. – при отказе одного ВУ;

ДВА ВЫПРЯМ. – при отказе двух ВУ;

ТРИ ВЫПРЯМ. – при отказе трех ВУ.

Сигналы отказа двух и трех ВУ дублируются речевой информацией: «Отказ двух выпрямительных устройств. Посадка на ближайший аэродром» и «Отказ трех выпрямительных устройств. Время полета 10 мин.» При отказе одного ВУ остальные выпрямительные устройства обеспечивают питание всех потребителей. При отказе двух и трех ВУ автоматически отключается питание следующих потребителей, подключенных к основным шинам:

• 
  СВС;
  
• 
  БЦВМ;
  
• 
  БРЛС;
  
• 
  аппаратура 11Г6;
  
• 
  РСБН;
  
• 
  самолётный запросчик;
  
• 
  Л006ЛМ;
  
• 
  НСЦ;
  
• 
  ОЛС;
  
• 
  система антиобледенения двигателей;
  
• 
  система «Нарцисс»;
  
• 
  подвески и СУО;
  
• 
  включение форсажа;
  
• 
  СОК-Б;
  
• 
  обогрев ПВД и ППД;
  
• 
  механизм подъема кресла;
  
• 
  изделие Л203ИЭ;
  

Остальные потребители, перечисленные ниже, питаются от третьего выпрямительного устройства при отказе двух ВУ или от аккумуляторных батарей при отказе трёх ВУ:

• 
  СДУ;
  

• 
  радиовысотомер PB-21;
  

• 
  ответчик системы опознавания 6202P-1;
  
• 
  командно-пилотажный прибор КПП;
  
• 
  прибор навигационный плановый ПНП;
  
• 
  МРП;
  
• 
  ИК-ВК;
  
• 
  АРК-22;
  
• 
  система ограничительных сигналов СОС;
  
• 
  Р-800Л1, П-515-2М, блоки Б27Л2-ДлА, Б7А-ДлАЭ комплекса связи;
  
• 
  самолётный ответчик A-511;
  
• 
  сигнализация наличия подвесок;
  
• 
  аварийный пуск-сброс подвесок;
  
• 
  ВПУ;
  
• 
  обогрев ПВД-7 (основного и резервного);
  
• 
  система запуска и управления двигателями;
  
• 
  система защиты и управления воздухозаборниками;
  
• 
  система охлаждения двигателей;
  
• 
  система антиобледенения и сигнализации фонаря;
  
• 
  управление гидросистемой;
  
• 
  триммеры элеронов, рулей направления и стабилизатора;
  
• 
  система ограничения хода ручки управления;
  
• 
  внешнее и внутреннее светотехническое оборудование (АНО, заливающий свет, фары);
  
• 
  аварийный слив топлива;
  
• 
  сигнализация топливной системы;
  
• 
  система пожаротушения;
  
• 
  противопожарная система двигателей;
  
• 
  управление передней опоры шасси и стартовым тормозом;
  
• 
  управление шасси, флаперонами и тормозным щитком;
  
• 
  система аварийной сигнализации ОЛС и система «Экран»;
  
• 
  речевая система оповещения;
  
• 
  указатель положения УП-52;
  
• 
  регистратор «Тестер»;
  
• 
  система кондиционирования;
  
• 
  САПС.
  

Органы управления и контроля электросистемы постоянного тока.

При отказе двух ВУ время питания указанных потребителей неограниченно. При отказе трех ВУ отключается питание тех же потребителей, что и при отказе двух ВУ. Остальные потребители получают питание от аккумуляторных батарей которые обеспечивают работу в течение 20 минут, при работе одного или двух привод-генераторов, а при отказе их – в течении 10 минут. Аккумуляторные батареи обеспечивают нормальную работу оборудования до напряжения в бортсети 20 В.

16. 
    Эксплуатация светотехнического оборудования.
    

1. 
   Светотехническое оборудование предназначено для обеспечения эксплуатации самолета ночью и днем на земле и в полете, а также для использования светосигнализаторов в качестве оперативной информации о нормальных и аварийных режимах работы отдельных агрегатов и систем.
   

2. 
   Светотехническое оборудование самолета состоит из:
   

• 
  внешнего светотехнического оборудования (аэронавигационных огней, рулежной и посадочных фар).
  

В качестве сигнала для руководителя полетов и выпущенном положении шасси используется рулежная фара.

• 
  освещение кабины.
  

Аэронавигационные огни предназначены для обозначения габаритов самолета и его местонахождения в пространстве.
Аэронавигационные огни допускают работу в режиме постоянного горения с яркостью 10, 30 и 100 % от номинальной яркости, а также в циклическом режиме со 100 %-ной яркостью.
Управление огнями АНО осуществляется переключателем АНО %. ПРОБЛ. 10. 30. 100, установленным на щитке энергетики правой панели.
Посадочные и рулежная фары предназначены для освещения взлетно-посадочной полосы и рулежных дорожек в ночных условиях, для этих целей на передней опоре установлены рулежная и две посадочные фары.
Управление фарами осуществляется переключателем ФАРЫ ПОСАД-РУЛЕЖ-ОТКЛ, расположенными на щитке самолетных систем № 2 левого пульта.
При выпущенных опорах шасси и при установке летчиком по запросу руководителя полетов переключателя фар в положение РУЛЕЖ загорается рулежная фара ФР-9, сигнализируя руководителю полетов о выпущенном положении шасси.
При уборке шасси свет посадочных фар гаснет независимо от положения переключателей.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:

1. 
   Использование огней АНО в режиме постоянного горения со 100%-ной яркостью без обдува допускается не более 5 мин.
   
2. 
   На стоянке самолета посадочные фары могут быть включены на время не более 10-30 сек.
   

Органы управления светотехническим оборудованием,

пилотажно-посадочный светосигнализатор.

3. 
   Освещение кабины, карты, подсвет пультов, щитков и приборов осуществляется встроенными светильниками и светильниками заливающего белого света.
   

Регулировка освещения осуществляется рукоятками трансформаторов и реостата заливающего света, расположенными на щитке освещения правой панели кабины.

Каждый борт и приборы имеют независимую регулировку яркости.

17. 
    Эксплуатация герметичной кабины.
    

1. 
   Герметичная кабина оборудована системой кондиционирования, обдува стекла, спиртовой системой антиобледенения, вентиляцией летного снаряжения и питания летчика кислородом. Спасение летчика обеспечивается с помощью катапультируемого кресла К-36ДМ сер. 2.06-10К.
   

В полете летчику обеспечивается обзор 15° вперед-вниз, 90° вперед-вверх и круговой обзор по горизонту (с использованием зеркал заднего вида).

Все полеты на самолете независимо от высоты выполнять в загерметизированной кабине и с включенным наддувом.

Герметизация кабины производится автоматически при фиксации фонаря в закрытом положении.

2. 
   Закрытие и открытие откидной части фонаря осуществляется от пневмосистемы с помощью эксплуатационной ручки управления на левом борту кабины. Давление в пневмосистеме фонаря 185-200 кгс/см².
   

В закрытом и открытом положении фонаря ручка управления им находится в нейтральном положении.

3. 
   Для закрытия фонаря внутренней ручкой необходимо:
   

• 
  оттянуть ручку внутрь кабины и повернуть ее в положение ЗАКР, при этом на табло отказов и на УСТ высветится сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ;
  
• 
  при полном закрытии откидной части фонаря гаснет сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ.
  

4. 
   Для открытия фонаря внутренней ручкой необходимо:
   

• 
  оттянуть ручку внутрь кабины и повернуть ее в положения ОТКР, при этом на табло высветится сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ;
  
• 
  удерживать ручку в этом положении 5-10 сек до полного открытия откидной части;
  
• 
  при полном открытии откидной части фонаря гаснет сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ, после чего отпустить ручку и проконтролировать ее возвращение в нейтральное положение;
  
• 
  перед открытием фонаря после полета убедиться, что избыточное давление в кабине не превышает 0,06 кгс/см . При превышении указанного давления разгерметизировать кабину ручкой РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИНЫ.
  

5. 
   Откидную часть фонаря можно фиксировать в любом промежуточном положении, для чего необходимо после открытия фонаря на нужный промежуточный угол отпустить ручку и проконтролировать её возвращение в нейтральное положение, при этом на табло отказов высветится сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ. Для дальнейшего полного закрытия или открытия фонаря необходимо ручку управления фонарем перевести в положение ЗАКР или в положение ОТКР.
   

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Удержание ручки управления фонарем в крайнем положении на открытие фонаря после погасании сигнала ЗАПРИ ФОНАРЬ приводит к излишнему стравливанию давления из пневмосистемы.

6. 
   При отсутствии давления в пневмосистеме открытие откидной части фонаря осуществляется внутренней ручкой ОТКРЫТИЕ ФОНАРЯ БЕЗ ДАВЛЕНИЯ В ПНЕВМОСИСТЕМЕ, расположенной с левой стороны на задней стенке кабины. Качая ручку вверх-вниз открыть фонарь. Фиксация фонаря происходит автоматически при любом его положении.
   

7. 
   Дублирующий аварийный сброс фонаря (откидной части) производится ручкой автономного сброса фонаря, на рукоятке которой выгравирована надпись-трафарет СБРОС ФОНАРЯ СОЖМИ-ТЯНИ (на правом борту).
   

Для сброса фонаря необходимо указанную ручку потянуть на себя до упора. В полете перед сбросом фонаря убрать тормозной щиток.

Органы управления фонарем, системой противообледенения фонаря и разгерметизацией кабины.

8. 
   Для обеспечения нормальных условий работы экипажа, блоков РЭО, вентиляции защитного снаряжения, на самолете установлена система кондиционирования воздуха (СКВ). Она обеспечивает:
   

• 
  поддержание в кабине температуры воздуха 15°-25°;
  
• 
  изменение в кабине давления воздуха по определенному закону в зависимости от высоты полета;
  
• 
  вентиляцию воздуха в кабине;
  
• 
  поддержание в отсеках самолета температуры воздуха +60°;
  
• 
  подачи в охлаждаемые блоки термостатированного воздуха с температурой +(5±3)°С;
  
• 
  создание необходимого микроклимата для экипажа, находящегося в защитном снаряжении.
  

9. 
   Воздух для СКВ отбирается от обоих двигателей за 7-ой ступенью компрессора высокого давления с температурой до 600°С и давлением до 23 кгс/см². Пройдя через агрегаты СКВ, воздух очищается от посторонних частиц, капелек влаги, при этом снижаются его температура и давление. На охлаждение блоков воздух подается с температурой +(5±3)°С и идет к смесителю воздуха на входе в кабину.
   

Заданная температура воздуха в кабине поддерживается автоматически в диапазоне 15°-25°С путем установки задатчика температуры РР-53-4Т, расположенного на левом пульте кабины, на требуемую температуру и установки переключателя ОБОГРЕВ КАБИНЫ в положение АВТ. В случае отказа автоматического регулятора возможно ручное регулирование при установке переключателя ОБОГРЕВ КАБИНЫ в положение ТЕПЛО или ХОЛОД на 10-20 сек с последующей установкой его в нейтральное положение.

В случае повышения температуры воздуха на входе в блоки РЭО до +35°С на УСТ выдается сигнал ОТКЛЮЧИ КОНДИЦ. РЭО. После высвечивания этого сигнала необходимо отключить систему кондиционирования выключателем ОТКЛ КОНДИЦ (под колпачком) на левом пульте кабины. После отключения СКВ начнется постепенная разгерметизация кабины и возможно запотевание (обмерзание) остекления кабины, а также возможен отказ блоков РЭО, СУВ, 6202P-1, 6231P-9, РСБН, ИКВ, СВС, системы единой индикации.

При опробовании двигателей на оборотах МАЛЫЙ ГАЗ возможно высвечивание сигнала ОТКЛЮЧИ КОНДИЦ. РЭО при исправной системе. При увеличении оборотов двигателей до 75-85 %, по мере охлаждения трубопровода, через 1 мин сигнал гаснет.

10. 
    Управление наддувом кабины осуществляется с помощью ручки наддува кабины, расположенной на левом пульте и имеющей три положения ЗАКР-ВЕНТИЛЯЦИЯ КАБИНЫ-ОБДУВ КОЗЫРЬКА. Величина давления в кабине контролируется по ИКЖ-П1.
    

При установке ручки в положение ВЕНТИЛЯЦИЯ КАБИНЫ давление (перепад) в кабине поддерживается автоматически. На рулежке перепад обеспечивает свободную вентиляцию кабины. При взлете на скоростях 100-300 км/ч начинается увеличение перепада и на высоте 4400-5200 м он достигает максимума – 0,32-0,39 кгс/см². На высотах более 4400 -5200 м перепад остается постоянным.

Возможно изменение перепада давления по ИКЖ на следующих режимах:

1. 
   При больших (более 200 м/сек) скоростях набора высоты и снижения:
   

• 
  при наборе от 0,35 кгс/см² до 0,53 кгс/см²;
  
• 
  при снижении от 0,35 кгс/см² до минус 0,02 кгс/см².
  

2. 
   На максимальных оборотах от 0,35 кгс/см² до 0,53 кгс/см², на малом газе от 0,35 кгс/см² до 0,16 кгс/см². При этом обратное повышение давления в кабине при перестановке РУД с упора МАЛЫЙ ГАЗ на МАКСИМАЛ может сопровождаться кратковременным (не более 1,5 сек) увеличением скорости нарастания давления.
   

При отказе системы наддува перепад 0,36-0,53 кгс/см² на всех высотах обеспечивает предохранительный клапан.

При запотевании лобового стекла фонаря ручку наддува кабины установить в положение ОБДУВ КОЗЫРЬКА, сопла индивидуального обдува закрыть, задатчик температуры РР-53-4Т установить на 25°. После снятия запотевания органы управления вернуть в исходное положение.

11. 
    Контроль избыточного давления и «высоты» в кабине производить по прибору ИКЖ. «Высота» в кабине не должна превышать 7000 м.
    

При разгерметизации кабины на высотах с 7000 м до 11000 м шкала высоты ИКЖ показывает барометрическую высоту, которая выше 11000 м остается постоянной не более 12500 м (т.е. кислородная система исправна), а шкала перепада показывает разницу давлений между кабиной и кислородной маской.

Органы управления и контроля системы кондиционирования воздуха в кабине.

12. 
    При отказе системы автоматического поддержания заданной температуры в кабине и при разгоне самолета до чисел М, превышающих 1,5, установить переключатель в положение ХОЛОД и выдержать его в этом положении 60 сек, после чего отпустить в нейтральное положение. В дальнейшем регулировать температуру в кабине импульсами по 10-20 сек. Если температура в кабине при разгоне самолета становится выше переносимой, необходимо уменьшить скорость, снизиться на высоту менее 9000 м и выключить наддув кабины.
    

Кратковременное повышение температуры в кабине до 35°С возможно на максимальных скоростях полета.

В кабине слева и справа от приборной доски установлены сопла обдува летчика, которые при нормальной работе системы кондиционирования должны быть закрыты. В случае необходимости сопла открыть и направить поток воздуха в желаемом направлении.

13. 
    Для обеспечения летчику визуальной видимости при полетах в условиях обледенения на самолете установлена система противообледенения фонаря. Она предназначена для удаления льда с остекления козырька фонаря путем распыления под давлением спирта на поверхности остекления.
    

Система противообледенения состоит из спиртового бака емкостью 5 литров, коллектора, электроклапана и системы трубопроводов.

Управление и проверка системы осуществляется двухпозиционным нажимным выключателем ПРОТИВООБЛЕДЕН. ФОНАРЯ, расположенным на левом борту кабины.

Продолжительность нажатия выключателя 3-5 сек. Запас спирта в бачке обеспечивает 50-80 нажатий.

18. 
    Эксплуатация кислородной системы и специального снаряжения лётчика.
    

1. 
   Для обеспечения нормальной жизнедеятельности, и работоспособности лётчика в полете и при аварийном покидании самолета на самолете установлен комплект кислородного оборудования ККО-15ЛП сер.2.