СУ 27 самолет. Описание. Руководство по летной эксплуатации книга 2 содержание страница Содержание 2 летные характеристики 3
 Скачать 2.64 Mb.
|
РАЗДЕЛ 8ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ. Эксплуатация силовой установки. Силовая установка самолета включает два двухконтурных, турбореактивных двигателя АЛ-31Ф с выносными коробками агрегатов, обеспечивающих запуск двигателей и энергоснабжение самолетных потребителей, а также самолетных систем, обслуживающих работу силовой установки.  ТРДДФ АЛ-31Ф Двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным реактивным двигателем с двухкаскадным осевым компрессором, основной камерой сгорания кольцевого типа, двухступенчатой газовой турбиной, с камерой смешения воздушно-газовых потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и всережимным реактивным соплом. Система регулирования двигателя – электронно-гидравлическая. Регулирование параметров двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах осуществляется гидравлической частью системы, а на максимальном и форсажном режимах – комплексным регулятором двигателя КРД-99Б. Регулятор КРД-99Б является электронной частью системы регулирования. При отказе КРД-99Б регулирование двигателя автоматически переходит на гидравлическую часть с ограничением по оборотам и температуре газов и выдачей сигнала РЕГУЛЯТ ЛЕВ (ПРАВ). Двигатели АЛ-31Ф имеют боевой и учебно-боевой режимы работы. Учебно-боевой режим имеет пониженные относительно боевого режима параметры на максимале и форсаже (температура газов ниже на 60°С, обороты ниже на 2,5 %). Выбор режимов определяется положением переключателя РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ на левом борту кабины самолета. Масляная система двигателя автономная, одноконтурная, циркулярного типа, с топливомасляным радиатором на линии нагнетателя. Система предназначена для смазки и охлаждения трущихся поверхностей вращающихся деталей. В состав системы входят маслобак, система нагнетания, а также системы откачки и суфлирования. Система запуска двигателя обеспечивает: запуск двигателя на земле с раскруткой ротора от бортовых или аэродромных источников электроэнергии; запуск двигателя в воздухе выключателем ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ; запуск двигателя в воздухе (при убранном шасси) от РУД; холодную прокрутку двигателя; холодную прокрутку газотурбинного двигателя – ГТДЭ; автоматический запуск на выбеге системой АЗВ при оборотах n2 < 50 % при положении РУД выше упора малого газа; прекращение цикла запуска; автоматический встречный запуск основной камеры сгорания при применении оружия; автоматический встречный розжиг форсажной камеры в случае погасания форсажа при применении оружия или при помпаже двигателя. Газотурбинный двигатель – ГТДЭ-117-1, установленный на выносной коробке агрегатов (ВКА), предназначен для раскрутки двигателя в качестве стартера. Продолжительность стартерного режима до 50 сек. При отсутствии аэродромных источников питания, в исключительных случаях, подготовку и проверку систем и оборудования самолета и запуск ИК-ВК в соответствии с п. 3.4.5 – 3.4.19 осуществлять от бортовых источников питания при запущенном правом двигателе на оборотах малого газа в этом случае должно быть не более 30 мин. По окончании указанной проверки запустить второй двигатель и далее действовать в соответствии с пунктом 3.6. Для управления системой запуска и работой двигателей, контроля за работой двигателей в кабине установлены следующие элементы управления и индикации: а) на приборной доске: указатель числа оборотов роторов высокого давления (n2) ИТЭ-2ТБ2, имеющий две стрелки с индексами «Л» - левый двигатель и «П» - правый двигатель; индикаторы температуры выходящих газов левого и правого двигателей; сигнальное табло ФОРСАЖ ЛЕВ, ФОРСАЖ ПРАВ, ЗАПУСК ЛЕВ, ЗАПУСК ПРАВ зеленого цвета; индикатор положения клиньев воздухозаборников ПАНЕЛИ ИПК-2-02; б) на щитке энергетики правого борта: трехпозиционные переключатели рода работы ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ, ЗАПУСК, ПРОКРУТКА СТАРТЕРА; кнопки ЛЕВ ПРАВ ЗАПУСК и СТОП; выключатель АВТ ДРОС ФОРСАЖА; в) на щитке самолетных систем № 1 левого борта: выключатели ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ и АВАР ОТКЛ ФОРСАЖА правого и левого двигателей; переключатели ВОЗД ЗАБ РЕЗЕРВНОЕ-АВТ-РУЧНОЕ левого и правого двигателей; выключатели ОТКЛ СПП левого и правого двигателей; г) на щитке самолетных систем № 2 левого борта: переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ АВТ-ОТКР; д) на левом борту: рычаги управления двигателями; переключатель РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ. Система управления двигателями предназначена для изменения режимов их работы. Она обеспечивает автономное управление каждым двигателем. На каждом РУД закреплены две гашетки: задняя, для фиксации в положении МАЛЫЙ ГАЗ, и передняя, для фиксации в положениях МАКСИМАЛ, МИНИМ ФОРСАЖ, ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ. Работа двигателей контролируется по оборотам и температуре газового потока, указатели которых расположены на приборной доске. Для повышения высотности запуска двигателей в полете и наземного запуска стартера ГТДЭ в силовой установке имеется система кислородной подпитки пусковых блоков. Запас кислорода обеспечивает не менее 5 запусков двигателя в воздухе. Двигатели оборудованы системой обнаружения и ликвидации помпажа, которая на высоте, равной или более 2000 м, или при числе М ≥ 0,65 автоматически включается в работу при помпаже двигателей или при возрастании температуры газов за турбиной на 40-60°С выше допустимой. Отключение системы осуществляется выключателями ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП на щитке самолетных систем № 1 левого пульта. При срабатывании системы обороты двигателя автоматически снижаются, включается встречный запуск и двигатели выходят на обороты, заданные РУД (встречный запуск включается на 8-10 сек). При нажатии боевой кнопки блокировка по высоте и числу М снимается на 4 сек. Двигатели оборудованы системой защиты от перегрева при запуске, которая в случае роста температуры свыше 650°С на оборотах менее 85 % автоматически вступает в работу и кратковременными отсечками топлива обеспечивает выход двигателя на режим малого газа или (при запуске за пределами рекомендованного диапазона H и V) поддержание оборотов ниже малого газа, достаточных для обеспечения работоспособности системы управления самолетом без перегрева двигателя. Отключается система выключателем ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП. Двигатели оборудованы системой встречного запуска основной камеры сгорания (ВЗ ОКС), предотвращающей останов двигателя при применении оружия. При нажатии боевой кнопки система обеспечивает подачу кислорода в запальные устройства основной камеры сгорания и включение системы зажигания на время 8-12 сек. Работа системы ВЗ ОКС сопровождается высвечиванием светосигнализаторов ЗАПУСК обоих двигателей. Двигатели оборудованы системой встречного розжига форсажной камеры (ВЗ ФК), обеспечивающей автоматический розжиг форсажной камеры в случае её погасания при применении оружия или при помпаже двигателя. Система ВЗ ФК работает в пределах времени работы системы ВЗ ОКС. Двигатели оборудованы системой автоматического запуска на выбеге (АЗВ), которая вступает в работу при падении оборотов n2 < 50 %. При этом РУД может находиться в любом положении между упорами МАЛЫЙ ГАЗ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ. Двигатели оборудованы системой охлаждения турбин, которая включается автоматически при прохождении одного из 3-х сигналов: n2, Т4 или α РУД. Отключается охлаждение при снятии всех трех сигналов. Отключение охлаждения повышает экономичность двигателя при работе на дроссельных режимах. Для контроля работы двигателей с включенным охлаждением турбины на указателях температуры выходящих газов нанесены желтые риски. Если стрелки совпадают с рисками или находятся левее их, то двигатели работают с отключенным охлаждением турбины (экономичный режим). Включение охлаждения турбины определяется по перемещению стрелок (скачком) правее риски на величину ΔТ4 ≥ 50 % при плавном увеличении режимов работы двигателей на n2 = 91-92 %. При невключении охлаждения (отказы системы охлаждения) на УСТ индицируется кадр ОБОРОТЫ ЛЕВ (ПРАВ) НИЖЕ 90, при этом режим работы двигателя должен автоматически ограничиться по температуре газов. В этом случае необходимо установить режим работы двигателя, не превышающий обороты 90 %. С целью уменьшения разворачивающего момента на самолете установлена система автоматического дросселирования форсажа (АДФ). Система АДФ срабатывает при полете на числах М ≥ 1,35 в случае самопроизвольного погасания форсажа одного из двигателей и вступления в работу его системы ВЗ ФК, а также в случае уменьшения оборотов одного из двигателей ниже 85 %. При этом система АДФ обеспечивает перевод другого двигателя на минимальный форсаж и автоматическое восстановление заданного РУД форсажного режима после розжига погасшей камеры системой ВЗ ФК или после окончания цикла работы системы ВЗ ФК при условии n2 ≥ 85 %. В случае, если по окончании цикла работы системы ВЗ ФК (8-12 сек) розжига форсажа не произойдет и при этом обороты будут не более 85 %, другой двигатель останется на минимальном форсаже до уменьшения числа М ниже 1,15 или до отключения системы АДФ выключателем АВТ ДРОС ФОРСАЖА (на М > 1,15). Включать форсаж разрешается с любого бесфорсажного режима работы двигателей установкой Руд в любое положение между упорами минимального и полного форсажа, контролировать включение – по загоранию светосигнализатора ФОРСАЖ, характерному толчку и нарастанию скорости. Включение форсажа обеспечивается: на земле при Vпр ≥ 0; в полете на высотах до 11000 м на скорости не менее 300 км/ч и на высотах свыше 11000 м на скорости не менее 450 км/ч. Отключать форсаж установкой РУД в любое положение между упорами МАКСИМАЛ и МАЛЫЙ ГАЗ. Если при включении форсажа последний не включился, то светосигнализатор ФОРСАЖ будет мигать. В этом случае повторное включение форсажа выполнять с режима МАКСИМАЛ. Если форсаж не отключается от РУД, то надо отключить его выключателем АВАР ОТКЛЮЧ ФОРСАЖА. Повторное включение форсажа в этом случае ЗАПРЕЩАЕТСЯ. При работе двигателей на учебно-боевом режиме включение форсажа на высотах более 15000 м выполнять с установившегося режима МАКСИМАЛ. Установку РУД из положения СТОП в положение МАЛЫЙ ГАЗ и из положения бесфорсажного режима в положение МИНИМ ФОРСАЖ, а также из форсажного положения в положение МАКСИМАЛ, производить перемещением РУД на 10-15 мм за соответствующие упоры с последующей установкой их в нужное положение. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Диапазон перемещения РУД между упорами МИНИМ ФОРСАЖ и МАКСИМАЛ является проходным, останавливать РУД в этом положении ЗАПРЕЩАЕТСЯ. На земле на режиме МАЛЫЙ ГАЗ обороты n2 могут изменяться от 59 до 74 % (при изменении температуры наружного воздуха от -30°С до +30°С). При этом температура газов не должна превышать 460°С. В полете обороты двигателя на режиме МАЛЫЙ ГАЗ изменяется в зависимости от высоты, скорости и температуры наружного воздуха. При этом обороты n2 не снижаются менее 55 %.  Органы управления и контроля работы двигателя. В диапазоне оборотов от малого газа до n2 = 75 % допускается колебание оборотов n2 на величину ± 1,5 %. На режимах МАКСИМАЛ и ФОРСАЖ максимальные обороты ротора высокого давления (РВД) не должны превышать: 98,5 % на учебно-боевом, 101,5 % на боевом режимах. При увеличении оборотов более указанных величин необходимо режим работы двигателей уменьшить. В случае превышения температуры газов выше допустимой (см. раздел 2, пункт 20) необходимо отключить форсаж, если он был включен, или уменьшить режим работы до получения допустимого значения температуры. При температуре наружного воздуха ниже +15°С максимальные обороты РВД (n2) и температура газов при положении РУД на режимах МАКСИМАЛ или ФОРСАЖ могут быть меньше, чем при более высокой температуре наружного воздуха. При этом на 1 % уменьшения оборотов n2 температура газов уменьшается примерно на 20°С. При приёмистости или при включении форсажа допускается заброс температуры газов сверх допустимой на 15°С в течении не более 5 сек. При длительном полете на крейсерском режиме во избежание утечки масла из маслобака двигателя через каждый час полета устанавливать на 1-2 минуты режим двигателя МАКСИМАЛ. В случае резкого роста температуры газов и падения оборотов руководствоваться указаниями, изложенными в книге 1 РЛЭ на случай помпажа двигателя. Перемещение РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ или обратно производить за время не менее 1 сек во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета. При быстром перемещении РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ (за 1-3 сек) обеспечивается приёмистость двигателя во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета самолета не более 8 сек. Механизация воздухозаборников включает электрогидравлическую систему регулирования АРВ-40А и систему защиты воздухозаборников и двигателей от попадания посторонних предметов. Система АРВ-40А предназначена для управления положением панелей двух раздельных воздухозаборников с целью обеспечения оптимальных характеристик совместной работы воздухозаборников с двигателями. Управление положением панелей осуществляется: на основном канале – автоматически по программе в зависимости от приведенных оборотов двигателя с коррекцией по высоте, а также по сигналам от системы регулирования двигателя. Управление панелями начинается при достижении числа М=1,35, а до этого они в убранном положении; на резервном канале – автоматически по положению панели другого воздухозаборника; в режиме ручного управления – от задатчиков ручного управления на указателе положения клиньев в кабине. Выбор каналов управления осуществляется переключателями воздухозаборников на щитке самолетных систем № 1 левого пульта. При отказе системы автоматического регулирования воздухозаборника на УСТ выдается следующая информация: ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) НА РЕЗЕРВЕ – предупреждает летчика о включении резервного канала; АВТОМАТ ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) – предупреждает летчика об отказе автоматики (выдается также при отказе гидросистемы) и о необходимости перехода на ручное управление, для чего переключатель ВОЗДЗАБ установить в положение РУЧНОЕ, предварительно совместив стрелку задатчика на указателе с положением панели. При автоматическом включении системы АРВ-40А в зависимости от температуры наружного воздуха, а также при срабатывании системы высотной коррекции панель воздухозаборника может занимать положение в пределах от 0-50 % скачком.  Схема воздухозаборника Для защиты двигателей от попадания посторонних предметов в процессе опробования двигателей на земле, руления, взлета и посадки во входной части воздухозаборников установлены защитные устройства (ЗУ). Они представляют собой сетчатые панели с отверстиями 2,5х2,5 мм для прохода воздуха. Защитные устройства могут работать в автоматическом и ручном режимах. Открытие ЗУ на взлете осуществляется после размыкания концевых выключателей обжатого положения левой основной стойки шасси и контролируется по погасанию сигнализаторов на ИП-52. Закрытие ЗУ на посадке осуществляется после обжатия левой основной стойки шасси и контролируется по загоранию сигнализаторов на ИП-52. В случае отказа концевого выключателя обжатого положения левой стойки шасси ЗУ открывается после установки переключателя крана шасси в положение УБРАНО, а закрывается после установки в положение ВЫПУЩЕНО. Поэтому при заходе на посадку после установки переключателя крана шасси в положение ВЫПУЩЕНО необходимо проконтролировать положение ЗУ. Если на ИП-52 высветятся светосигнализаторы закрытого положения ЗУ, установить переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ в положение ОТКР. В ручном режиме для обеспечения принудительного открытия ЗУ необходимо переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ установить в положение ОТКР. Сигнализация положения ЗУ выведена на УСТ системы «Экран» и заблокирована до скорости 450 км/ч. Если хотя бы одно ЗУ не стоит на замке открытого положения, а скорость более 450 км/ч, на УСТ высветится сигнал ВОЗДЗАБ ЗАКРЫТ. Одновременно пройдет речевая информация летчику: «Воздухозаборник закрыт. Скорость не более 550». Самолет оборудован системой предупреждения обледенения СО-121ВМ. Система состоит из датчика, расположенного в левом канале воздухозаборника и блока преобразователя. При попадании самолета в зону обледенения система выдает информацию на УСТ и автоматически включает систему защиты двигателя от обледенения. При выходе самолета из зоны обледенения система СО-121ВМ выключает защиту двигателя от обледенения. Эксплуатация топливной системы. Топливная система самолета предназначена для обеспечения питания топливом двигателей на всех режимах работы, а также охлаждения агрегатов и блоков самолетных систем и оборудования. Топливная система эксплуатируется на топливах РТ, ТС-1 или их смесях в любых пропорциях. Топливо размещено в баках № 1 и 2 центроплана, в баке № 3, состоящем из двух отсеков, расположенных в консолях крыла, и бака № 4, расположенного в хвостовой части фюзеляжа между двигательными отсеками. Эксплуатационная вырабатываемая вместимость топливных баков (при γ=0,785): бак № 1 – 3180 кг; бак № 2 – 4160 кг; бак № 3 – 1060 кг; бак № 4 – 1000 кг; ВСЕГО – 9400 кг.  Схема расположения топливных баков. Предусмотрены следующие варианты заправки самолета топливом: полная, основная и частичная. При основной заправке заправляются только баки № 2 и 3. При полной заправке заправляются все баки. Заправка баков производится закрытым способом – под давлением или открытым – через заливные горловины. При частичной заправке бак № 2 заправляется открытым способом полностью (контроль визуально) или не менее 3400 (контроль по топливомеру). Топливо из баков вырабатывается через расходный отсек бака № 2 автоматически. Порядок выработки топлива регулируется системой топливоизмерения СТР7-2АК. Последовательность выработки топлива из баков следующая: При полной заправке: 1720 кг из бака № 1; полностью из бака № 4; полностью из бака № 1; 70 кг из бака № 2; полностью из бака № 3; 3210 кг из бака № 2, кроме расходного отсека; полностью из расходного отсека бака № 2. При основной заправке: полностью из бака № 3; 3210 кг из бака № 2, кроме расходного отсека; полностью из расходного отсека бака № 2. Порядок выработки топлива из баков указан для бесфорсажных режимов работы. На форсажных режимах или режиме аварийного слива допускается подработка топлива из очередного бака до высвечивания на ИСТР светосигнала об окончании выработки предыдущего бака. Количество подрабатываемого топлива зависит от величины расхода топлива на указанных режимах и продолжительности работы на данном режиме. Порядок выработки топлива контролируется по индикатору топливомера-расходомера ИСТР2-6К. На индикаторе по шкале «Р» определяется остаток топлива во всех баках, а по шкале «Т» остаток топлива в расходном баке. По мере выработки топлива на ИСТР высвечиваются сигналы в следующей последовательности: Б4-1; Б3; 1,5; 600 (аварийный остаток). При остатке топлива 600 кг на УСТ высвечивается сигнал ОСТАТОК 600. При остатке 1500 кг сигнал дублируется речевой информацией: «Остаток 1500». При эволюциях самолета возможно кратковременное высвечивание (погасание) указанных сигналов. При остатке топлива менее 1400 кг возможно кратковременное высвечивание на УСТ сигнала ОСТАТОК 600, а на ИСТР – сигнала 600. Топливомер вступает в работу при выработке бака № 4 и к моменту высвечивания сигнала Б4-1 показания топливомера уменьшаются на 350 кг и далее до начала выработки топлива из бака № 2 показания топливомера не изменяются. В момент начала выработки топлива из бака № 2 топливомер отображает остаток топлива в баке № 2, равный 3500 – 3100 кг. Допустимая разность в показаниях топливомера и расходомера не должна превышать 350 кг. При наличии разности в показаниях по шкалам «Р» и «Т» необходимо руководствоваться меньшим показателем. Остаток топлива по топливомерной шкале указателя следует контролировать на установившемся режиме горизонтального полета. Количество топлива определяется с точностью ±170 кг. при действии нулевых или отрицательных перегрузок подача топлива к двигателям осуществляется из бачка-аккумулятора, расположенного в баке № 2. При действии положительных околонулевых перегрузок подача топлива к двигателям на форсажных и бесфорсажных режимах обеспечивается подкачивающими насосами. В топливной системе предусмотрен аварийный слив топлива. Включение аварийного слива производится выключателем СЛИВ ТОПЛИВА. Аварийный слив топлива следует выполнять на оборотах двигателя n2 = 80-90 % на высотах менее 1100 м и скоростях 360-800 км/ч. Контроль за сливом осуществляется по шкалам ИСТР. Прекращение аварийного слива производится отключением выключателя СЛИВ ТОПЛИВА. При остатке топлива 1500 кг и менее происходит автоматическое отключение аварийного слива топлива, после чего необходимо отключить выключатель СЛИВ ТОПЛИВА. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При появлении на УСТ сигнала НЕТ ПОДКАЧКИ ЛЕВ (ПРАВ) аварийный слив прекратить. Контроль ламп светосигнализаторов ИСТР Б4-1; Б3; 1,5 и 0,6 осуществляется нажатием кнопки ПРОВЕРКА ЛАМП, расположенной на щитке освещения. Регулировка яркости этих светосигнализаторов осуществляется переключением переключателя ЯРКОСТЬ ЛАМП НА ЩИТКАХ «ДЕНЬ-НОЧЬ», расположенном на том же щитке. В кабине на левом пульте размещен щиток контроля топливной системы, который используется техсоставом при заправке, регулировке и управлении топливной системы.  Органы управления и контроля топливной системы. Эксплуатация системы пожаротушения. Система пожаротушения предназначена для обнаружения и тушения пожара в двигательных отсеках фюзеляжа. Система одноразового действия. Сигнализация о пожаре осуществляется системой СПС, которая состоит из шестиканального исполнительного блока и 23 термодатчиков. На самолете установлено две системы СПС (по одной на каждый двигательный отсек). При достижении определенного значения температуры в любом из двигательных отсеков на левом пульте кабины загорается лампа ПОЖАР ЛЕВ (ПРАВ) ДВИГАТ, на приборной доске начнет мигать сигнальная лампа ПОЖАР и прослушивается в телефонах речевая информация «Пожар левого (правого) двигателя». Средства тушения пожара включают: две кнопки пожаротушения; огнетушитель; систему трубопроводов и коллекторов.  Органы сигнализации и включения противопожарной системы.  Функциональная схема противопожарной системы. Эксплуатация гидравлической системы. Гидравлическая система предназначена для обеспечения работы гидроагрегатов, функционирование которых требует больших усилий. Она состоит из первой (1ГС) и второй (2ГС) гидросистем с рабочим давлением 260-300 кгс/см2. Исполнительные гидроцилиндры системы управления самолетом (канала тангажа, путевого канала) конструктивно выполнены с двумя изолированными друг от друга рабочими полостями, к одной из которых подведено давление от первой, к другой – от второй гидросистемы. Управление каналами флаперонов и носков осуществлено однокамерными гидроцилиндрами, при этом половина гидроцилиндров данного канала получает питание от первой гидросистемы, а другая – от второй. При отсутствии неисправностей гидроагрегаты работают от двух гидросистем, причем усилие, развиваемое гидроагрегатом, определяется как сумма усилий обеих полостей исполнительного механизма или суммой усилий двух параллельно работающих групп гидроцилиндров. При отказе одной гидросистемы усилия, развиваемые гидроагрегатами, уменьшаются вдвое, причем усилия одной полости (либо одной из параллельно работающей группы гидроцилиндров) достаточно для завершения полета на номинальных режимах. Совместная работа от двух гидросистем обеспечивает повышенную надежность систем управления самолетом. Первая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов: стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков крыла (совместно с 2ГС); панели левого воздухозаборника; защитной сетки левого воздухозаборника; системы уборки-выпуска шасси, открытия и закрытия створок ниш шасси; автоматического торможения колес при уборке шасси; поворота колес передней опоры; стартового и аварийного торможения колес основных опор; ограничителя хода педалей; системы СДУ (ПМ-15БА – руля направления, РМ-190 – отклоняемых носков консолей крыла – совместно с 2 ГС). Вторая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов: стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков консолей крыла (совместно с 1ГС); системы выпуска-уборки тормозного щитка; панели правого воздухозаборника; защитной сетки правого воздухозаборника; ограничителя хода ручки по крену; основного торможения колес основных опор; систему СДУ (ПМ-15БА – руля направления, РМ-190 – отклоняемых носков консолей крыла – совместно с 1ГС, РМ-130Б – флаперонов и РМ-130Б – ограничителя предельных режимов). Давление в гидросистеме и в тормозной системе контролируется по индикаторам ГИДРО и ТОРМОЗ, расположенным на приборной доске. Для контроля зарядки гидроаккумуляторов азотом по этому же индикатору (ГИДРО) при отсутствии давления в гидросистеме используется расположенная рядом с ним кнопка КОНТР ГИДРОБАК. При падении давления в одной из гидросистем ниже 100 кгс/см2 на УСТ появится сигнал ОДНА ГИДРО и одновременно канал электродистанционного распределителя управления стабилизатором, получавший давление от отказавшей гидросистемы, переключится на работу от исправной гидросистемы, обеспечивая надежное управление гидроприводом стабилизатора по трем каналам электродистанционного распределителя. При одновременном падении давления в 1 и 2 гидросистемах ниже 100 кгс/см2 высвечивается и мигает сигнал ГИДРО на табло аварийных сигналов центральной части приборной доски, свидетельствующий об отказе обеих гидросистем, и одновременно поступает речевая информация: «Отказ двух гидросистем. При отсутствии давления – катапультируйся». В этом случае управление самолетом невозможно. При падении уровня жидкости в гидробаке первой гидросистемы (1ГС) ниже минимального (из-за негерметичности подключенного канала) на УСТ появится сигнал ГИДРО НА УПРАВЛ и поступит речевая информация: «Мал уровень первой гидросистемы. Шасси не убирай». В этом случае уборка шасси отключается.  Функциональная схема гидросистемы. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При малом уровне жидкости в первой гидросистеме шасси выпускать основным переключателем крана шасси. В случае невыпуска от этого переключателя выпускать шасси аварийно. При падении уровня жидкости в гидробаке второй гидросистемы (2ГС) ниже минимального на УСТ появится сигнал ГИДРО НА УПРАВЛЕН и поступит речевая информация: «Мал уровень второй гидросистемы. Тормозной щиток отключен». Одновременно обесточивается кран управления тормозным щитком. В этом случае управление тормозным щитком исключается.  Органы контроля гидро и пневмосистемы. Эксплуатация пневматических систем. На самолете установлены две пневмосистемы, работающие независимо одна от другой. Одна пневмосистема предназначена для аварийного выпуска шасси. Давление в пневмосистеме создается сжатым азотом, заправляемым в изолированную полость амортизационной стойки правой опоры самолета под давлением 185-200 кгс/см2. Контроль давления в пневмосистеме осуществляется по манометру ВОЗДУХ на правом щитке приборной доски. Другая пневмосистема предназначена для обеспечения открытия, закрытия и герметизации фонаря, а также для аварийного сброса откидной части фонаря. Пневмосистема заполнена сжатым азотом, запас которого находится в баллоне объемом 2 л. Давление азота в баллоне после полной заправки – 200 кгс/см2. Пневмосистема рассчитана на 5 циклов открытия и закрытия фонаря, после чего давление в баллоне должно быть не ниже 100 кгс/см2. Герметизация фонаря происходит автоматически после закрытия и установки на замки откидной части фонаря, путем подачи сжатого азота в шланг герметизации, расположенный по контуру откидной части фонаря. При открывании фонаря сжатый азот из шланга герметизации стравливается в атмосферу. Открытие, закрытие, аварийный сброс фонаря осуществляется цилиндром управления фонарем. При аварийном сбросе фонаря пневмосистема работает совместно с пиросистемой. В состав пневмосистемы кроме баллона, цилиндра управления фонарем и шланга герметизации входят: кран управления, блок редукторов, краны герметизации и разгерметизации, манометр, воздушный фильтр, клапаны, заправочный штуцер. Эксплуатация взлётно-посадочных устройств. Взлетно-посадочными устройствами самолета являются шасси и тормозная парашютная установка. Кроме того, для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло самолета оснащено специальной механизацией – отклоняемыми носками крыла и флаперонами в режиме закрылков. Шасси самолета – трехопорное с управляемым колесом передней опоры, с необратимой следящей системой. Колеса основных опор – тормозные, а колесо передней опоры – нетормозное. Управление передним колесом осуществляется отклонением педалей при включенном выключателе УПР КОЛЕСОМ, расположенном на левом пульте кабины. Управление уборкой-выпуском шасси производится двухпозиционной ручкой ШАССИ УБРАНО-ВЫПУЩЕНО, расположенной в левой части приборной доски. Выпущенное положение шасси контролируется по загоранию соответствующих светосигнализаторов в поле индикатора ИП-52 (по каждой опоре в отдельности) и по загоранию светосигнализатора ШАССИ ВЫПУЩ на табло САС (при выпуске всех опор). Выпущенное положение шасси с земли контролируется руководителем полетов по загоранию рулежной фары, для чего по согласованию с РП необходимо установить переключатель фар в положение РУЛЕЖ. Торможение колес основных опор производится от гидросистемы. Управление основным торможением (включая раздельное) осуществляется подножками педалей управления рулями направления, аварийным – ручкой АВАР ТОРМ КОЛЕС, а стартовым – гашеткой стартового тормоза, расположенной на ручке управления самолетом. Давление в тормозах колес при основном торможении 105-120 кгс/см2, при аварийном торможении 90-110 кгс/см2, при стартовом торможении 175-200 кгс/см2 (контролируется по индикатору, расположенному на правом щитке приборной доски). Система основного торможения колес оборудована антиюзовой автоматикой. Управление механизацией крыла включает: систему выпуска-уборки флаперонов в режиме закрылков. При этом флапероны отклоняются на угол 18°; систему отклонения носков крыла. При этом носки крыла отклоняются на угол 23° (в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА). Управление механизацией крыла не связано с ручкой управления и педалями. Выпуск-уборка флаперонов в режиме закрылков производится кнопками ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩ УБРАНЫ, расположенными рядом со щитком управления двигателями на левом борту, отклоненное положение контролируется по индикатору положения ИП-52.  Органы контроля и управления взлетно-посадочными средствами. Управление носками крыла осуществляется переключателем НОСКИ КРЫЛА на левом пульте кабины, имеющем три положения: ВЫПУЩЕНЫ, АВТ, УБРАНЫ. Сигнал об отклонении носков подается от специального датчика на индикатор положения носков с трафаретом НОСКИ КРЫЛА, расположенному на приборной доске. Носки крыла в режиме АВТ отклоняются на 3/4 по шкале индикатора положения носков при выпуске шасси и отслеживают угол атаки после уборки шасси. Управление тормозным щитком производится переключателем УПР ТОРМОЗ ЩИТКОМ, расположенном на РУД. Выпущенное положение тормозного щитка контролируется по индикатору ИП-52. Выпуск тормозного парашюта производится нажатием кнопки ВЫПУСК ТП, а сброс – нажатием кнопки СБРОС ТП, установленных на подфарной жесткости левого борта. Сигнализация о сбросе тормозного парашюта осуществляется высвечиванием светосигнализатора ЗАМОК ТП ОТКРЫТ, расположенного на правой панели доски приборов. Система управления тормозным парашютом, кроме выпуска и сброса ТП от действий летчика, обеспечивает: автоматический сброс ТП при его самопроизвольном выпуске; выдачу речевой информации: «Тормозной парашют сброшен» (только при автоматическом сбросе ТП и выпущенных шасси); запись в системе ТЕСТЕР сигнала ВЫПУСК ТП от нажатия на кнопку. В составе органов управления и сигнализации системой управления ТП входят: кнопка ВЫПУСК ТП – исходное положение – не нажата (в колодце), имеет лампочку для подсвета изнутри; кнопка СБРОС ТП – исходное положение – нажата; светосигнализатор ЗАМОК ТП ОТКРЫТ – исходное положение – не горит. При нажатии кнопки ВЫПУСК ТП кнопка СБРОС ТП становится в ненажатое положение (выступает над панелью). При нажатии кнопки СБРОС ТП (до упора в панель) на приборной доске загорается зеленый светосигнал ЗАМОК ТП ОТКРЫТ и кнопка ВЫПУСК ТП становится в ненажатое положение. Эксплуатация системы управления самолетом. Управление самолетом осуществляется совместной работой механической и дистанционной систем управления. Продольное управление осуществляется синхронным отклонением консолей стабилизатора. Поперечное управление осуществляется дифференциальным отклонением флаперонов и консолей стабилизатора, а также рулей направления. Путевое управление осуществляется отклонением рулей направления. Механическая система управления предназначена для дифференциального отклонения флаперонов при поперечном управлении; синхронного отклонения флаперонов в режиме взлета и посадки; отклонения рулей направления при действии педалями; загрузок рычагов управления и их триммирования. Система дистанционного управления (СДУ) предназначена для ручного управления самолетом по продольному и поперечному каналам, для обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости по всем каналам управления, для ограничения угла атаки и перегрузки, управления носками крыла, синхронного управления флаперонами на маневре. Продольный канал СДУ имеет три режима работы: режим ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, при котором стабилизатор отклоняется по сигналам ручки управления и угловой скорости тангажа; режим ПОЛЕТ, при котором стабилизатор отклоняется по сигналам ручки управления, угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки; аварийный режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при котором стабилизатор отклоняется только по сигналам ручки управления. Переключение режимов СДУ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА-ПОЛЕТ производится автоматически по сигналам выпуска и уборки шасси или вручную, посредством установки переключателя режимов работы СДУ АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА в соответствующее положение. Режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ включается при отказе СДУ. Передаточное отношение Кш, связывающее продольное отклонение ручки управления и отклонение стабилизатора, изменяется как автоматически, в зависимости от режима полета, так и в ручную. В режиме ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ Кш изменяется только вручную. Поперечный канал СДУ предназначен для дифференциального отклонения стабилизатора по сигналам поперечного отклонения ручки управления с соответствующим изменением передаточного числа в зависимости от угла атаки самолета. Продольный и поперечный каналы СДУ четырехкратно резервированы и состоят из четырех отдельных подканалов. Демпфер крена обеспечивает дифференциальное отклонение консолей стабилизатора по сигналам поперечного перемещения ручки управления и угловой скорости крена. Канал рулей направления ДЕМПФЕР КУРСА обеспечивает отклонение рулей направления по сигналам поперечного отклонения ручки управления (перекрестная связь), сигналам угловой скорости рыскания и боковой перегрузки. Каналы демпфера крена и демпфера курса имеют трехкратное резервирование и состоят из трех отдельных подканалов каждый. Механизация крыла включает отклоняемые носки и синхронно отклоняемые флапероны. На взлете и посадке отклонение флаперонов в режиме закрылков производится вручную кнопочным переключателем ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ-УБРАНЫ независимо от положения выключателя АВТ. ФЛАПЕР. Включение канала управления флаперонами на маневре производится выключателем АВТ. ФЛАПЕР, при этом синхронное отклонение флаперонов осуществляется автоматически по сигналу угла атаки в диапазоне α = 6°-13°, при работе СДУ в режиме ПОЛЕТ, ЗАКРЫЛКИ УБРАНЫ и М ≤ 0,8 или Vпр ≤ 860 км/ч. Управление положением носков крыла может осуществляться вручную и автоматически. При установке переключателя НОСКИ КРЫЛА в положение ВЫПУЩЕНЫ – носки в диапазоне режимов до Vпр=860 км/ч отклоняются на угол 21°-25°, при положении УБРАНЫ – носки убираются. В положении АВТ управление осуществляется автоматически, при этом в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА носки отклонены на угол 23°, в режиме ПОЛЕТ отклонение носков производится в диапазоне углов отклонения носков (0-30°) при углах атаки 1°-15°. При увеличении скорости полета до Vпр ≥ 860 км/ч или М ≥ 1,05 носки крыла убираются. При снижении скорости полета следящий режим работы носков включается на Vпр ≈ 790 км/ч или М ≈ 0,98. При отказе автоматического режима управления носками на углах атаки менее 10° носки крыла убираются, при углах атаки более 10° - отклоняются на максимальный угол 30°. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае полета с постоянно выпущенными носками на максимальный угол превышать М = 0,85 или Vпр = 800 км/ч запрещается. Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предупреждения летчика о приближении и выходе самолета за установленные эксплуатационные ограничения по перегрузке и углу атаки. Включение ОПР осуществляется выключателем ОГРАНИЧИТ α, Пу, при этом ограничение угла атаки и перегрузок происходит в режиме работы СДУ ПОЛЕТ. При подходе к αдоп или Пуэ с упреждением по скорости увеличения угла атаки и перегрузки на ручке управления ощущается предупредительная тряска. При пилотировании по границе срабатывания ОПР увеличение угла атаки и перегрузки необходимо выполнять с таким темпом, чтобы тряска ручки управления ощущалась постоянно. В этом случае обеспечивается плавное увеличение угла атаки и перегрузки без превышения ограничений и дальнейший пилотаж вблизи ограничений. При попытке увеличения угла атаки и перегрузки до ограничений с более высоким темпом или при попытке превышения ограничений ощущается «упор» в виде увеличения усилий на ручке управления около 15 кгс. При этом ощущение тряски на ручке управления уменьшается, что ухудшает возможность распознавания срабатывания ОПР, так как без тряски ручки управления увеличение усилий на ней не может восприниматься летчиком как штатная нагрузка. Вследствие этого может произойти пересиливание ОПР и превышение ограничений. При пилотировании на границе срабатывания ОПР минимальное время выхода на допустимую перегрузку на дозвуковых режимах составляет 2,5-3 сек, на сверхзвуковых режимах – 3,6-6 сек. При Vпр < 450 км/ч при энергичном увеличении угла атаки α возможно непреднамеренное пересиливание ОПР и превышение αдоп, при этом тряска на ручке управления не ощущается. Поэтому, увеличивая угол α с темпом более 4-5°/сек необходимо выдерживать αдоп по УАП. Предельные значения α и Пу в зависимости от параметров полета, варианта подвески вооружения и текущей массы самолета, а также текущие значения αист формируются и выдаются в ОПР системой СОС-2-1. При отказе системы СОС-2-1 ОПР настроен на значение Пу макс на числах М ≤ 0,9 и Пу макс = 4 на числах М > 0,9, а также на α = 18° во всем диапазоне чисел М. При отказе двух подканалов демпфера крена и курса, канала управления носками крыла или отключение каналов демпфера крена или курса во всем диапазоне чисел М, а также при полете с убранными носками крыла (переключатель НОСКИ КРЫЛА установлен в положение УБРАНЫ) на числах М ≤ 0,92 ОПР перестраивается на α = 10° В кабине летчика расположены следующие органы управления и контроля СДУ: а) пульт управления СДУ на левом пульте кабины, на котором размещены: выключатель ЖЕСТ СВЯЗЬ, включающий режим ЖЕСТКОЙ СВЯЗИ; переключатель АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА для установки режима работы СДУ вручную или автоматического её переключения при уборке (выпуске) шасси; четыре кнопки-лампы, индицирующие отказы отдельных элементов СДУ. Первые три лампы индицируют отказы элементов в первых трех подканалах продольного управления, в устройстве автоматического изменения Кш, в каналах крена и рыскания. Четвертая лампа индицирует отказы элементов в четвертых подканалах продольного управления, дифференциального управления стабилизатором и автоматического изменения Кш; выключатель ДЕМПФЕР КУРС, включающий канал руля направления; выключатель ДЕМПФЕР КРЕН, включающий канал крена; выключатель Кш РУЧН, включающий ручное изменение Кш; указатель Кш, указывающий значение передаточного отношения. Значение Кш = 1 соответствует передаточному отношению, при котором одному градусу продольного отклонения ручки управления самолетом соответствует один градус отклонения стабилизатора; кремальера для установки Кш вручную; б) пульт проверки СДУ на правом борту кабины, на котором размещены: выключатель 2 и переключатель 1, предназначенные для проверки СДУ летчиком перед полетом; переключатель на 19 положений, предназначенный для проверки СДУ техником; сигнал Н, сигнализирующий о перемещении руля направления (Н) при включенном выключателе 2; в) индикаторы СТАБИЛИЗАТОР (на правом борту кабины), показывающие положения правой и левой консолей стабилизатора; индикатор НОСКИ КРЫЛА (на приборной доске), указывающий положение носков крыла; переключатель НОСКИ КРЫЛА (на левом пульте) с положениями ВЫПУЩЕНЫ-АВТ-УБРАНЫ; выключатель ФЛАПЕР АВТ (на левом пульте), предназначенный для включения канала синхронного управления флаперонами; выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу (на левом борту в щитке самолетных систем № 2), предназначенный для ограничения α и Пу. |