/
Текст
САМОЛЕТ
АН-32
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
1986
ПЕРЕЧЕНЬ ДЕЙСТВУЮЩИХ СТРАНИЦ
Раздел, подраздел. пункт Стр Дата Раздел, подраздел, пункт Стр. Дата
Титульный лист — Янв 15/86 Раздел 2 6 Май 9/91
Перечень
действующих стра- I Дек 7/93 Шмуцтитул —
ниц 2 Дек 7/93 раздела 3
3 Дек 7/93 Содержание 1/2 Янв 15/86
4 Дек 7/93 Раздел 3 1 Нояб 13/91
5 Дек 7/93 2 Март 15/90
6 Дек 7/93 3 Июль 24/93
7 Дек 7/93 4 Нояб 30/88
8 Дек 7/93 5/6 Июнь 10/92
Содержание 1/2 Март 15/90 Шмуцтитул —
Введение I Янв 15/86 раздела 4
2 Июнь 10/92 Содержание 1 Дек 7/^3
3 2 Нояб 13/91
4 Нояб 13/91
5/6 Нояб 13/91 Раздел 4 1 Июль 24/93
2 Нояб 13/91
Шмуцтитул — 3 Дек 7/93
раздела I 4 Дек 7/93
Содержание Раздел 1 1/2 Нояб 13/91 5 Июль 24/93
I Нояб 13/91 6 Дек 7/93
2 Янв 15/86 7 Нояб 30/88
3/4 Нояб 13/91 8 Нояб 13/91
5 Нояб 13/91 9 Дек 7/93
6 Нояб 13/91 10 Нояб 13/91
7/8 Дек 7/93 11/12 Нояб 13/91
13 Янв 15/86
Шмуцтитул “ 14 Янв 15/86
раздела 2 15 Янв 15/86
Содержание 1/2 Нояб 30/88 16 Янв 15/86
Раздел 2 1 Дек 7/93 17 Янв 15/86
2 Нояб 13/91 18 Янв 15/86
3 Нояб 13/91 19 Янв 15/86
4 Июнь 10/92 20 Нояб 13/91
5 Нояб 13/91 . 21 . Нояб 13/91
22 Нояб 13/91
23 Нояб 13/91
f~ — Раздал, подраздел, пункт Стр. Дата
Раздел 4 24 Нояб 13/91
25 Нояб 13/91
26 Нояб 13/91
27.28 Нояб 13/91
28а/28б Дек 7/93
29 Нояб 13/91
30 Дек 7/93
31 Нояб 13/91
32 Алр 25/90
33 Нояб 13/91 •
34 Нояб 13/91
35 Нояб 13/91
36 13/91
37 Янь 13/86
38 Нояб 30/88
39 Май 22/87
40 Яяв 15/86
41 СентЮ/92
42 Дек 7/93
Шмуцтитул раздела 5 - -
Содержание 1/2 Сект 20/89
Раздал 5 1/2 Нояб 13/91
Шмуцтитул раздела 6 - -
Содержание 1/2 Дек 7/93
Раздал 6 I Нояб 30/88
2 Нояб 30/88
3 Нояб 13/91
4 Нояб 13/91
5 Нояб I3/SI
6 Немь 1Q/92
7 Нсяб 30/88
8 Дея 7/93
Раздел, подраздел, пункт Стр. Дата 4
Раздел 6 9/10 Дел 7/93
II Нояб 30/68
12 Нояб 1о/91
13/14 Нояб 13/91
15 Нояб -13/91
16 Яяв 15/86
17 Нояб хЗ/91
18 Яяв 15/86
19 Нояб 13/91
20 Нояб '3/91
Шмуцтитул 21 /’2 Дек 7/93
раздела 7
Содержание 1/2 ' До 7/93
7.1 I Нояб I3/SI
2 Янв 15/86
3 Нояб 13/91
4 Дек 7/93
5 Дек 7/93
6 Нояб 13/91
7/8 Нояб 13/91
9/10 Янв 15/86
II Дек 7/93
12 Янв 15/86
13/14 Аир 25/90
15/16 Яяв 15/86
17/18 Яяв 15/86
19/20 Янв 15/86
21/22 Яяв 15/86
23/2 ч Нояб 13/91
7.2 I. • Май 22/87
2 Май 22/87
3 Май 22/87
4 Нояб 13/91
• Рат дел, подраздел, пункт Стр. Дата
7.2 5-8 Нояб 13/91
9/10 Май 22/87
ПД2 Mat 22/87
13/14 Май 22/87
15/16 Май 22/87
17 Май 22/87
18 Май 22/87
19/20 Mat 22/87
21/22 Mat 22/87
23/24 Май 22/87
25/26 Май 22/87
27/28 Май 22/87
29/30 Май 22/87
31/32 Май 22/87
1 33/34 Mat 22/87
1 7.3 I I Янв 15/86
2 Нояб 13/91
3/4 Зояв I3/SI
5/6 Яяв 15/86
7/8 Яяв 15/86
9/10 Янв 15/86
11/12 Янв 15/86
13 Яяв 15/86
14 Mat 22/87
Раздел, подраздел, пункт Стр. Дата ।
7.3 15 Янв 15/86
16 Янв 15/86
17/18 Янв 15/86
7.4 I Нонб 13/ £1
2 Янв 15/86
3 Дак 7/93
4 Дак 7/93
S Нояб 30/88
6 Дак 7/93
7 Дек 7/93
8 Нояб 13/91
9 Май 22/87
10 Янв 15/86
11/12 Янв 15/86
13/14 Май 22/87
15/16 Янв 15/86
17/18 Янв 15/86
19 Янв 15/86
20 Янв 15/86
21 Янв 15/86
22 Янв 15/86
23/24 Яяв 15/86
25/26 Янв 15/86
27/28 Янв 15/86
29/30 Янв 15/86
31/32 Янв 15/86
33/34 Янв 15/86
35/36 Янв 15/86
37/38 Янв 15/86
39/40 Янв 15/86
41/42 Янн 15/86
43/44 Янв 15/86
45 Янв 15/86
46 Нояб 30/88
47/48 Янв 15/86
л
РЯ-ЧПАЛ, подраздел, пункт Стр. Дата
7.5 I Нояб 13/91
2 Нояб 13/91
3 Нояб 13/91
4 Нояб 13/91
5 Дак ’/93
6 Нояб 13/91
7/8 Нояб 13/91
9/10 Нояб 13/91
II/I2 Нояб 13/91
13/14 Нояб 13/91
15/16 Hurt 13/91
17/18 Нояб 13/91
I9/2C Нояб 13/91
21/22 Нояб 13/91
23/24 Нояб 13/91
Шмуцтитул
раздела 8
Содержание I Июнь IQ/92
2 Март 15/ЭО
8.1 I Нояб 30/88
2 Янв 15/86
3/4 Нояб 30/88
5 Ишь 24/93
6 Янв 15/86
7 Янв 15/86
8 Яо 15/86
9 Яо 15/86
10 Нояб 30/88
II Нояб 30/88
12 Нояб 30/88
13 Нояб 30/88
14 Нояб 30/88
15 Нояб 30/88
Раздел, 1
подраздел. Стр. Дата
пункт 1
8.1 16 1 Нояб 30/88
17 Нояб 30/88
18 Нояб 30/88
19 Март 15/90
20 Нояб 30/88
21 Нояб 30/88
22 Март 15/90
23 Март 15/90
24 Март 15/90
25 Март 15/90
26 Аир 25/90
27 Март 15/90
28 Март 15/90
8.2 I Дея 7/93
2 Дек 7/93
3 Дея 7/93
4 Дек 7/93
5 Дек 7/93
6 Нояб 30/88
7 Март 15/90
8 Нояб 30/88
9 Июль 24/93
10 Mal 9/91
8.3 I Дак 7/93
2 Янв 15/86
3 Ишь. 24/93
4 Ишь 24/93
5 Янв 15/86
6 Янв 15/86
7/8 Март 15/90
8.4 I Нояб 13/91
2 Нояб 30/88
3 Нояб 30/88
4 Нояб 30/88
5/6 Hort 13/91
Разлад, подраздел, пункт Стр. Дата
. 8.5 I Янв 15/86
! 2 Янв 15/86
1 3/4 Июль 24/93
1 5 Янв 15/86
6 Янв 15/86
7/8 Нояб 13/91
8.6 I Ишь 24/93
2 Ишь 24/93
3 Ишь 24/93
4 Янв 15/86
5 Яяв 15/86
6 Ишь 24/93
1 7 Янв 15/86
8 Ишь 24/93
9/10 Янв 15/86
8.7 I Дек 20/90
2 Янв 15/86
3 Дек 7/93
4 Янв 15/86
5 Дек 7/93
6 Янв 15/86
7/8 Март 15/90
1 8.8 I Нояб 13/91
2 Янв 15/86
3 Нояб 13/91
4 Нояб 13/91
5 Янв 15/86 3f.
6 Янв 15/86
7 Янв 15/86
8 Янв 15/86
8.9 I Янв 15/86
2 Янв 15/86
3 Яве iS/M ।
Раздал, подраздел, пункт Стр. ' I • Дата
8.9 4 Янв 15/86
5 Нояб 13/91
6 Янв 15/86
7 Ишь 24/93
8 Нояб 13/91
9 Янв 15/86
10 Нояб 13/91
8.10 I Нояб 13/91
2 Яяв 15/86
3 Янв 15/86
4 Янв 15/86
5 Янв 15/86
6 Янв 15/86
7 Май 22/87
8 Янв 15/86
9/10 Ишь 24/93
8. II I 1 Дек 7/93
2 Янв 15/86
3 Янв 15/86
4 Янв 15/86
5/6 Янв 15/86
7 Янв 15/86
8 Нояб 30/88
9 Янв 15/86
10 Янв 15/86
8.12 I Нояб 30/88
2 Нояб 30/88
3 Апр 25/90
4 Янв 15/86
8.13 I Дак 7/93
2 Ихнь IC/S2
3 Дек 7/93
4 Нояб 30/88
5 Ишь 24/93
Раздал, подраздел, пункт Стр. Дата
8.13 6 Ишь 10/92
7 Июнь 10/92
8 Нояб 30/88
9 Нояб 30/88
10 Ишь Ю/92
II Нояб 30/88
12 Ишь 10/92
13 Нояб 30/88
14 Нояб 30/88
15 Ишь 24/93
16 Ишь 24/93
17 Нояб 30/88
18 Нояб 30/88
8.14 I Яяв 15/86
2 Нояб 30/88
3 Янв 15/86
4 Янв 15/86
5 Дак 7/93
6 Янв 15/86
7 Янв 15/86
8 Янв £5/86
9 Яяв 15/86
10 Яяв 15/86
8.15 I Ишь IQ/S2
2 Ишь 24/90
3 Ишь IQ/92
4 Mat 9/91
5 Янв 15/86
6 Нояб 13/91
7 Дек 7/93
8 Июнь IQ/92
9 Ишь 10/92
10 Июнь 1Q/92
11,12 Июнь 10/92
12а,126 Ишь IQ/92
12в,12г Июнь 10/92
РЯЯПАЛ, подраздел, пункт Стр. г 4 Дата 1
8.15 8Д6. 12л,12» 12x,12а 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37.38,39 40,41/42 I 2 3 4 5 6 7 8 9 10 II Ишь IQ/92 Ишь 10/92 Янв 15/86 Янв 15/86 Янв 15/86 Янв 15/86 Нояб 13/91 Нояб 13/91 Дек 7/93 Март 15/90 Нояб 13/91 Янв 15/86 Нояб 13/91 Янв 15/86 Янв 15/86 Нояб 30/88 , Май 22/87 Нояб 30/88 Янв 15/86 Нояб 13/91 1 Нояб 13/91 Янв 15/86 Янв 15/86 Июнь 10/92 Ноле 30/88 МаЯ 22/87 Ишь 1Q/92 Июнь 10/92 Нояб 13/91 Дм 7/93 Янв 15/86 Яяв 15/86 Янв 15/86 Янв 15/86 Нояб 13/91 Дм 20/90 Яяв 15/86 Яяв 15/86 Янв 15/86
--\ I——5 г --
Раздел, додоаздел, пункт Стр. Дата
6.16 12 Янв 25/86
13 Яяв 25/86
14 Янв 15/86
25 Янв 15/86
16 Яяв 15/66
17 Янв 15/86
28 Март 15/90
19 Март 15/90
20 Янв 15/36
21 Нояб 13/91
22 Май 22/87
23 Май 22/67
24 .Янв 15/86
25 Нояб 13/91
26 Нояб 13/91
27 Нояб 23/Эа
28 Янв 25/66
29 Нояб 23/92
30 Нояб 13/91
31 Янв 25/86
32 Янв 15/66
33 Нояб 30/88
34 Янв 25/86
35 Нояб 23/91
36 Янз 15/66
37 Дэк 7/93
38 Нояб 13/92
39 Яяв 15/86
40 Нояб 23/91
ц Г Яояо 13/91
42 Нояб 23/91
43 Нояо 23/92
44 Дек 7/93
45 Яояб 23/91
46 Нояб 13/92
47 Нояб 13/91
48 Нояб 13/91
Раздал, подраздел, пункт Стр. Дата
8.16 49 Нояб 13/92
50 ЯаЪ 15/86
51 ЛЕВ 15/66
Дек 20/9С
53 .Янв 15/86
54 Нояб 13/9.
55 Нояб 30/86
56 Нояб 30/88
57 Иояо 30/88
58 Нояб 23/91
59 Нояб 23/92
60 Нояб 30/88
61 Нояб 23/91
62 НОЛб АО/9.
63,6ч Нояб 2о/92
оча/646 Нояб 13/91
65 Сент 15/86
66 Сент 15/86
8.27 -4 Нояб 30/86
2 \iafl 22/87
3 Апр 25/90
4 Янв 15/66
Шмуцтитул • <*
приложений
Содержание 1/2 Нояб 23/91
Приложение I I Нояб 30/86
2 Нояб 30/88
3/4 Нояб 23/91
Ноиложениа 2 I ! Нояб 30/66
2 Нояб 3C/S6
3 Нсяо 30/66
4 Нояб ЗС/88
5 Нояб 30/36
6 Нояб ЗС/88
SPP46H3 ДЕЛСТВЛЫК СТРАНЕ.’
Стр. 7
tec
Раздел, подраздел, пункт i- — Стр. Дата 1
Приложение 2 1 е i Приложение 3 i Лист учете изменений Лист учвта временных изменений 1 i 1 1 i < i i | 1 1 i 1 i 1 1 7 8 9/10 I 2 3/4 I 2 I 2 • Нояб 30/88 Нояб 13/91 Нояб 30/88 Дек 7/93 Нояб 13/91 Дак 7/93 Янв 15/86 Яяв 15/86 Янв 15/86 Янв 15/86 1
Раздел,
подраздел,
пункт
Дата
ТТЕЯйНЬ CTP.Vl...
Стр. 8
Дек 7/М
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДШИЕ
РАЗДЕЛ I. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ
РАЗДЕЛ 2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧШИИ
РАЗДЕЛ 3. ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ
РАЗДЕЛ 4. ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
РАЗДЕЛ 5. СПЕЦИАЛЬНОЕ ППКЕНЕНИЕ
РАЗДЕЛ 6. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
РАЗДЕЛ 7. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
РАЗДЕЛ 8. ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ
ПРИЛОЖЕНИЯ
ЗВШНЕ
I. Назначение РЛЭ
Руководство по летной эксплуатации самолета Ан-32 является основным техническим до-
кументом, определяющим и регламентирующим для данного типа самолета конкретные пра-
вила его летной эксплуатации, технику и методику выполнения полета с учетом особен-
ностей его пилотирования в объеме, необходимом для обеспечения безопасности полетов.
Требования и указания, изложенные в РЛЭ, обязательны для всего командно-летного и
летного состава.
Зылет без РЛЭ на борту самолета запрещается.
2. Принятые символы и сокращения
ASP - автомат защиты разрывной
ASC - автомат защиты сети
АНЗ - аэронавигационный запас (топлива)
АНО - аэронавигационные огни
АУАСП - автомат углов атаки, скорости и перегрузок
ЕПЕД - ближний приводной радиомаяк
ВПА - входной направляющий аппарат
2ПП - взлетно-посадочная полоса
ПНР - высота принятая решения
ЭСУ - вспомогательная силовая установка
ДИОР - датчик предельных отклонений рулей
лЛИ.! - дальний приводной радиомаяк
Цк - датчик углов атаки
S'JT - земной малый газ
КЮй - измеритель крутящего момента
ЮТ - концевая полоса безопасности
KUU - конечный пункт маршрута
КПП - командно-пилотажный прибор
КЭ - командир экипажа
ЛЗП - линия заданного пути
НШ1 - навигационно-пилотажный прибор
ОСП - оборудование слепой посадки
ПК - помощник командира экипажа
ПВД - приемник воздушного давления
и
ЛЗП - сразила визуального полета
1ГЛГ - полетный малый газ
1ДЛУ - простые метеоусловия
ПОС - противообледенительная система
ШД - приемник полного давления
ПИП - правила полетов по приборам
ПУ - пульт управления
РЛС - радиолокационная станция
РВ - руль высоты
РН - руль направления
РУД - рычаг управления двигателем
РСДН - радиотехническая система
СА - стандартная атмосфера
САС - система автоматической сигнализации
САХ - средняя аэродинамическая хорда
СЗ - свободная эона
СКВ - система кондиционирования воздуха
СМУ - сложные метеоусловия
СО - сигнализатор обледенения
ССОС - система сигнализации опасной скорости сбли»
ССУ - система следящего упора
СУ - силовая установка
СТГ - стартер-генератор
ЗЛУ - самолетное переговорное устройство
ТГ - турбогенератор
УВД - управление воздушным движением
УВПД - указатель высоты и перепада давления
УИРТ - указатель положения рычага топлива
УРВК - указатель расхода воздуха в кабине
ЦСО - центральный светосигнальный огонь
Ы - штурман
БТ - бортвхник
Н - высота полета
Н_.„ - высота эшелона
3 - экипаж
ау - вертикальная перегрузка
7 - скооость полета
- скорость полета приборная*'
Уя„ - скорость полета истинная
7„„ - скооость полета индикаторная
Vv - вертикальная скорость
Д3 - угол отклонения закрылков по указателю положения
закрылков
аул?г ~ положенИ0 п0 уярт
t °C ' - температура воздухе
КО-ПК-0 - операция выполняется командиром экипажа и (или)
(КЗ — Э) по его команде другими членами экипажа
КРИЛЕЧАЯЖ. Скорости полета в РЛЭ - приборные, поэто;<у индекс "пр" по тексту
служен.
3. Содержание РЛЭ
РЛЭ состоит из 8 разделов, содержание которых приведено ниже.
Нумерация страниц разд. 1-6 выполнена с учетом автономности разделов, а нумерация
страниц разд. 7-8 - с учетом автономности подразделов.
РАЗДЕЛ I. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ
I.I. Назначение и условия эксплуатации
1.2. Геометрические данные
I.J. Функциональные обязанности членов экипажа
РАЗДЕЛ 2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
2.1. Ограничения по самолету
2.2. Ограничения по силовой установке
РАЗДЕЛ 3. ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ
3.1. Действия экипажа перед посэчкой в кабину
3.2. Действия экипажа после посадки в кэояну
3.3. Запуск и опробование двигателей
3.4. проверка систем зри работающих двигателя.’.
ЕВЕЕЕпИЗ
Стр. 3
Ноя/
РАЗДЕЛ 4. 2Ш0ДН221Е ПОЛЕТА
4.1. Подготовка к выруливанию и руление
4.2. Подготовка к взлету. Взлет. Полет по кругу.
Посадка и заруливание на стоянку
4.3. Уход на второй круг
4.4. Особенности взлета и посадки в различных
условиях с бетонированных ВПП
4.5. Набор высоты
4.6. Полет по маршруту
4.7. Снижение
4.8. Заход на посадку
4.9. Особенности палета ночью
4.10. Особенности полета в СИУ днем и ночью
4.II. Особенности полета в условиях обледенения
4.12. Особенности эксплуатации самолета на небетонированных ВПП
4.13. Пилотирование на больших углах ата^И'
4.14. Полет в условиях повышенной турбулентности
атмосферы
4.15. Особенности полета с открытым грузовым люком
4.16. Останов и запуск двигателя в полете.
Посадка с остановленным (задросселировашшм)
двигателем
4.17. Особенности эксплуатации самолета с
доэФ]я1Г ’итом сцепления ВПП меньше 0.6
РАЗДЕЛ 5 СГШИАЛЬНОЕ ИРИНЕЕ. ДИЕ
5.1. Варианты эагрузки
5.2. Особенности подготовки к полету
5.3. Особенности выполнения палета
РАЗДЕЛ 6. 0С0ШЕ СЛУЧАИ В ПОЛИТЕ
6.1. Пожар на самолете
6.2. Отказ двигателя
6.3. Обесточивание основных шл 36 В.
6.4. Отказ двух стартеров-гзиераторсз
6.5. Отказы систем вы: ;ска шасси
3BE.T.SL1P
Стр. 4
Полб f?/Si
6.6. Вынужденная посадка на супу
6.7. Вынужденная посадка на воду
?АЗДЕ1 7. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
7.1. Общие сведения
7.2. Взлетные характеристики
7.3. Чистая траектория валета
7.4. Характеристики полета по маршруту
7.5. Посадочные характеристики
РАЗДЕЛ 8. ЭКСПЛУАТАЦИЯ CMCTW
8.1. Силовая установка
8.2. Топливная системе
8.3. Масляная система
8.4. Пожарное оборудование
8.5. Гидравлическая система
8.6. Шасси
8.7. Системе управления самолетом
8.8. Кислородное оборудование
8.9. Системе кондиционирования воздуха
8.10. Противообледенительная система
8.II. Двери ж леки
8.12. Бытовое ж аварийно-спасательное
оборудование
8.13. Электроснабжение
8.14. Освещение ж сигнализация
8.15. Пилотажно-навигационное оборудование
8.16. Радиоэлектронное оборудование
8.17. Бортовые средства регистрации полетных
данных
ТРИДОХЕНИЯ: I. Карта контрольно! проверки
2. Перечень допустимых отказав
3. Перечень топлив ж присадок
ВВЕДЕНИЕ
Jrp. 5/6
РАЗДЕЛ 1
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ
О САМОЛЕТЕ
.хшреание
1.1. НАЗНАЧЕНИЕ И УСГЭВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
1.3. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ ОБЯЗАННОСТИ ЧЛЕНОВ ЭКИПАНА
I.3.I. Функциональные обязанности командира экипажа
1.3.2. Функциональные обязанности помощника командира
1.3.3. Функциональные обязанности штурмана
1.3.4. Функциональные обязанности борттехника
(при наличии его в составе экипажа)
. .ГАЗНАЧЕКЕ И УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ
легкий транспортный самолет Ан-32 предназначен дал перевозки народно-
хозяйственных грузов и техники.
Цдя перевозки спакетированных грузов и моногрузов применяются поддоны.
Заг.узка грузов, техники и поддонов производится с помощью бортовых
средств механизации.
дялстажно-навигационное, радио электронное, светотехническое оборудование и ПОС са-
лолета и двигателя обеспечивают эксплуатацию самолета-
- днем и ночью в ПМУ и СМУ при установленном минимуме;
- в условиях обледенения.
Конструкция взлетно-посадочных устройств и тяговооруженность обеспечивают эксплуа-
тацию самолета на аэродромах:
- с бетонированными ВПП (1-3 классов);
- с грунтовшст ВПП с минимальной прочностью грунта 8 кгс/см2;
- расположенных на высоте до м над уровнем моря;
- при температуре воздуха от минус 60 °C до +50 °C.
Угловая установка самолета состоит из турбовинтовых двигателей АИ-2СЩ пятой серии
с винтами АВ-68ДМ.
вспомогательно'’ силовой установкой является турбогенератор TT-I6U второй серии.
Осхияй вид самолета показан на рис. I.I.
I. Стр. I
Общи® вп самолете
Pwc. I.I
?>
1.2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННш!
Длина самолета ......................................... 23,68 м
Размах крыла ...............................................29,2 м
Площадь крыла ............................................ 74,98
Яысота самолета ............................................ 8,75 м*
Расстояние от земли до конца лопасти винта ............... 1,72 м*
Габаритные размеры грузовой кабины:
- ширина..................................................2,78 м
- высота ................................................ 1,84 м
- длина ................................................... 12,48 м
Расстояние от земли до порога грузового люка .............. 1,37 м*
Расстояние от земли до задней кромки грузового люка ..... 2,9 м*
Размеры дверей и ликов:
- входной двери........*................................ 0,6x1,4 м
> аварийных люков по бортам........,,.................... 0,5x0,6 м
- аварийного лика в полу.................................0.75x1,02 м
Колея шасси...............................................7,9 и
База шасси................................................ 7,62 м*
* Размеры даны для массы самолета 27 т и центровки 24 % САХ.
п
ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ ОЕ^АНИОСТ?. ЧЛЕНОВ ЭКЕИА-^
1. 4у:п-лионэльные обязанности командира экипазэ
I) П:..-зтпровэние самолета, контроль эежямсв по.-=тс ;: полгсхеняя самолета в про-
странстве.
2) руководство экипажем и контроль работы члг-'ов экипажа.
3) Ведение внег-ей радиосвязи.
4) Управление и контроль работы:
- двигателе, л ЗСУ;
- пожарного оборудования;
- системы управления;
- пилот ^-сно-навигационного оборудования;
- основной а вспомогательной гидросистемы;
- системы поворота колес передней опоры я торможения ko.vc оснсе.чыд опер;
- стеклоочистителя и электрообогрева левого стекла фонаря кабины зкипежа;
- системы ава/лйног-' открытия лпков;
- системы электроснабжения;
- ответчиков УВД и опознавания;
- освещения приборов;
- внешней сигнализации;
- кислородного оборудования своего рабочего места;
- сред тв регистрации полетных данных я магнитофона.
1.3.2. Функциональные обязанности помощника командира
I) Пилотирование самолета по указанию командира экипажа, контроль режимов полета
и положения самолета в пространстве.
2) Ведение внешней радиосвязи.
3) Управление и контроль работы:
- пилотажно-навигационного оборудования;
- топливной систеь_;
- системы уборки и выпуска ыгзои;
- механизации крыла;
- ' дслородного оборудования самолета и своего рабочего места;
- СКВ и регулирования давления воздуха в кабинах;
- ПОС и обогрева ППД, ПВЛ ДУА;
- стеклоочистителя и электрообогрева праг'го стекла фонаря кабины экипажа;
- внешнего и внутреннего освещения;
- радиосвлзного оборудования.
4) Чтение карт контрольной проверки.
.3.3. Функциональные обязанности штурмана
I) Самолетовождение.
2) Управление и контроль работы:
- навигационного оборудования;
- ПОС блистера;
- системы тактического открытия грузолпка;
- кислородного оборудования рабочего места;
- бортовых часов;
- аварийного выпуска шасси;
3) Контроль параметров раоотн ВСУ в процессе запуска да га та left AHCUfi.
Г.3.4. Функциональные обязанности оорттехникь
(при наличии его в составе экипажа;
£) Выполнение обслуживания самолета в соответствии о руководством ао техвпчг^д-т?
эксплуатации и Регламентам по техническому ооодужнианав на ьниоззивси
зарод роме.
2} Управление и контроль работы:
- верхнего и нижнего погрузочных устройств;
- системы открытия и закрытия грузового люка с пульта в ггузовей ляс.ши.
3) Контроль параметров работы силовой установки и БСУ в процессе запуске
двигателей АИ-2ОЛ, топливной и масляной систем. пожарного соорудила; да ।
до указанно командира экипажа.
4) Контроль положения шасси к закрылков по указанию командира экиаяжв.
5} По указанию командира экипажа выполнение рзОот в грузоаой кабине
( аварийный выпуск шасси, тушение пожара ручными огнетушнтолямп и др.
6) при необходимости питается кислородом от переносного кислородного оа- о
ВНЖАНЙЕ! ПРИ BUXOifi В ГРУЗОВУЮ КАБИНУ БОРПШИК ОБпЗАН
УСТАНОВИТЬ КРЬСЛО В ПОХОДНОЕ
РАЗДЕЛ 2
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
ОГРАНИЧЕНИЯ
СОДЕРЖАНИЕ
2.1. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО САМОЛЕТУ
2.I.I. Ограничения по массе
2.1.2. Ограничения по загрузке и центровке
2.1.3. Ограничения по скорости
2.1.4. Ограничения по маневрированию
2.1.5. Прочие ограничения
2.2. ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ
31
2.1. ОГРАНИЧЕШН ПО 2AM0JET7
2.I.I. Ограничения по массе *'
Максимальная рулеиная масса.......................................27,£5 г
Максимальная взлетная масса ..................................... £?, j *
Максимальная посадочная масса:
- при нормальное посадке ........................................25,0 х
- при аварийной посадке ...................................... 27, и -
2.1.2. Ограничения по загрузке и центровке
Максимальная масса заправляемого топлива ........................ 5,5 т
Максимальная масса коммерческой нагрузки...........................6,7 т
Предельно-передняя центровка .................................... 15 •
Предельно-задняя центровка ........................................ 33 *
Ограничения центровок по массам .................................. см. рис. £.2
2.1.3. Ограничения по скорости
Предельная скорость полета........................................ 540 к.-4/Ч
Предельное число U.............................................. 0,7
Максимально допустимая скорость полета .......................... 460 км/ч
Максимально допустимое число М ................................. 0,65
Максимально допустимая скорость полета
с выпущенным шасси ............................................... 45С км/ч
Максимально допустимые скорости полета
при выпуске (уоорке) шасси, при открытии
(закрытии) грузового люка и при ползти
с открытым грузовым люком ........................................ 355 км/ч
‘Лахсимально допустимая скорость полета
при открытии грузового люка
с установленными на рампе наездами ............................... 340 км/ч
и) ^ксят'чльно допусти?лыв взлетная и поедлочнзя массы и зависимости от
фактических условий олределяктсл ко рехсмейдппжяи разд. 7. * латяые
характеристики".
Максимально допустимая скорость полета
с выпущенными закрылками:
- на угол 15°...................................................... 345 км/ч
- на угол 25°.......................................................315 км/ч
2.1.4. Ограничения по маневрированию
Максимальные утлы крена:
- при визуальном полете.................................................... 45°
- при полете по приосрам......................................... 25°
- при полете с одним работающим двигателем......................... 15е
- при полете с включенным автопилотом:
а) до высоты 600Q м............................................ 25°
: б) на высота более 6000 м................................ ......... не оалее 20J
.'Максимально допустимые перегрузки:
- закрылки убраны ............................................ 2,5
- закрылки выпущены .............................................. 2,0
Минимально допустимая перегрузка ..................................С
Максимальное скольжение при маневрировании ........................не более 1,5
( по указателю скольжения J диаметра шарика
по указателю
С-ЯПЛВи^ния
Максимально допустимый угол атаки:
- на взлете при отрыва.......................................
- на посадке при касании .......................................о °
- на с садке при касании в условиях обледенения.................6
2.1.5. Прочие ограничения
Максимальная скорость ветра при взлете и посадке:
- встречная составляющая .......................................... 30 м/с
- попутная составляющая ........................................... 5 м/с
- боковая составляющая .......................................... см. рис. 2.2
Максимальная скорость разворота при рулении ....................... 15 км/ч
Минимальный радиус разворота (по внешним колесам) ................. 13 м
Максимально допустимая скорость начала
торможения колес на пробеге....................................... см. рис. 7.5-2
Минимальное количество члене? экипажа .............................. 3 чел.
Параметры бетонированных или грунтовых ЫП для взлета (посадки):
- минимальных коэрдицхент сцепления Bld ( бетон )..... 0,3
- минимальная прочность сухого грунте.....................8ии кПа
. г.
(6 кгс/см )
Минимумы для взлета........................................ см. табл. 2.1
.минимумы для посадки...................................... см. табл. 2.2
Максимальная высота полета ........................... .... 8000 м
Максимально допустимая величина отрицательного (
перепаде давления в кабине ............................ • 0»05 кгс/см
.иаксимадьные углы отклонения закрылков ограничиваются следукижи
величинами:
- для взлета . . . ................................15°
- для посадки................................... 25°
диапазон допустимых эксплуатационных центровок
Рис. 2.1
Зависимость :гакся:хальной боковой составляще;; скорости
ветра от коэффициента сцепления БИ
Рис. 2.2
.холеты в высоких полярных широтах и над безориентирнои местностью временно
ЗАПРЕЩАЮТСЯ при отсутствия средств автономной навигации и определения курса.
Ге пользование автопилота на высотах ниже IOOC м в наборе высоты, на снижения,
при разгоне.); торможении ЗАПРЫГАЕТСЯ.
;ia самолете разрешается выполнять только грузовые перевозки.
^холеты на международных трассах ЗАЛРЩАЬТСЯ до установки необходимых
радиотехнических средств я футомеров.
.1спользование директорного режима управления на маршруте ЗА.ТгеххАьТСЯ.
ДНЯ ВЗЛЕТА. Таблица 2.1,
Дальность видимости на ВПП, м.
С огнями осевой линии (днем . ночью) Без огней осевой линии (с маркир вкой осевой линии)
При :.зличии ОВИ Без ОНИ
Пнем Ночью Днем Ночью
300 300 400 400 400
и) ОВИ - огни высокой интенсивности
При зденные минимумы пр: гнилы при наличии запасного аэродрома, время полета до которого
от аэродром вылета не превышает одного часа.
3 качестве запасного аэродрома в этом случае принимается аэродром, на котором практичес-
кие и прогнозируемые меиоусловия не ниае минимума командира экдпака для посадки на нем.
При отсутствии запасного аэродрома решение на вылет принимается., если метеоусловия на
аэродроме вылета не ниме минимума для посадки на нем.
,'ШМ ДЛЯ ЦОдАДКИ. Таблица 2,2,
Ретты захода на посадку Параметры
ВПБ, м Дальность видимости, а
ДЗП ( директорами ) 60 800
ПСП (..о радиомаячной системе) 60 ( 800
РСП+ОСП (по радиоле катонной системе и двум приводным радиостанциям) 80 1000
ГСП (по радиолокационное системе) 80 1000
ОСП (по двум приводным радиостанциям) I0C 1500
ОПГС (по одной приводной радиостанции) 200 2500 1
2,2, ОГРАЬ
№ ПО СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ
LiUiatii
Допустимая скорость при запуске двигателя АИ ЗОД
в полете ....................................... 300...310 км/ч
Максимальная высота запуска двигателя в полете . 8000 м
(Максимальная высота аэродрома для работы ИСУ . . 4500 м
Время реботы ЭСУ ня аэродрожх высотой 4200...
...4500 м..................».................... 25% от ресурса
ВНИМАНИЕ! РАБОТА ВСУ В ПОЛЕТЕ ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Остальные ограничения изложены н подразд. 8.1.
37
РАЗДЕЛ 3
ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ
СОДЕРЖАНИЕ
3.1. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПЕРЕД ПОСАДКОЙ В КАБИНУ
3.I.I. Предполетная подготовка экипажа
3.1.2. Предполетный осмотр кабин самолета
3.2. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПОСЛЕ ПОСАДКИ В КАШУ
3.3. ЗАПУСК И ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
3.4. ПРОВЕРКА СИСТЙЛ ПРИ РАБОТАЮЩИХ ДВИГАТЕЛЯХ
39
3.1. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПЕРЕД ПОСАДКОЙ В КАБИНУ
3.I.I. Предполетная подготовка экипажа
После получения полетного задания:
- изучите задание на полет;
- изучите район выполнения задания;
- подготовьте полетные карты и наносите на них маршрут
полета;
- изучите метеоусловия на основных и запасных аэродроглах,
на маршруте полета и оцените возможность выполнения
задания;
- определите максимально допустимую взлетную массу
самолета, положение закрылков и значение скоростей
на взлете и посадке, исходя из аэродромных условий, по-
требный режим работы двигателей для взлета э с.ответствии
с разд. 7;
- определите потребную массу топлива и массу коммерческой нагрузки
в соответствии о полетным заданием;
КЗ, ПК, ш
КЗ, ПК, ш
КЗ, ПК, ш
КЗ, ПК, ш
КЗ, ПК, ш
- рассчитайте взлетную, полетную и посадочную центровки само- лета в зависиу-'сти от выбранной схемы загрузки, оформите центровочный график в соответствии с Инструкцией по загруз- ке и центровке; КЭ - ПК
- рассчитайте потребное количество кислорода на полет (см. подразд. °.8); ПК
- убедитесь в том, что чехлы ж заглушки с приемников ПЬД и ДУА смяты; Ж
- проинструктируйте перевозимый личный состав о правилах поведения в полете и пользования кислородным оборудованием; КЭ
- примите доклад от техника самолета о проведенных работах при подготовке к полету (по устранению неисправностей, вы- явленных в предыдущем полете, п- зяпраъке самолета топливом, маслами и другими жидкостями); КЭ
- произведите предполетный осмотр кабин самолета. га - э
3.1.2. Предполетный осмотр кабин самолета
Убедитесь, что г гпузовой кабине:
- входная дверь свободно закрывается и открывается, ПК
замок исправен, лестница зафиксирована;
- посторонние предметы отсутствуют; ПК
- внутренняя поверхность грузовой кабины чистая
и поврекцений нет;
- остекление окон чистое, повреждений нет;
- бортовые переносные огнетушители закреплены и
опломбированы;
- бортовые аварийные лики закрыты, опломбированы,
фиксаторы замков сняты и установлены в сигнализатор
бортовых аварийных люков;
- рампа, створка и гермощиток грузового люка закрыты
(метки на крюках боковых замков долов выступать);
- грузы размещены и закреплена в соответствии с
Инструкцией по загрузке и центровка;
- битовое и аварийно-спасательное оборудование
укомплектовано;
- краны управления грузовым . жом находятся в
исходной подоаении. Закройте крышку пульта.
Убедитесь, что в кабине мошам:
- входная дверь свободно закрывается и открывается,
замок исправен;
- посторонние предметы отсутствуют;
- остекление фонаря и блистера чистое, повреждений нет;
- форточки легко открываются и плотно прилегают
в закрытом положении;
- верхний аварийный люк закрыт и опломбирован:
- кпесла п привязные ремни исправны..
Займите рабочее место, отрегулируйте
и застегните привязные ремни.
ТК
ПК
КЭ - ПК
КЭ
ПК
КЗ - ПК
ПК
ПК
КЭ
КЭ - э
КЭ - э
КЭ, ПК
КЭ
КЭ - 3
КЗ - 3
J
3.2. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПОСЛЕ ПОСАДКИ В КАБИНУ
Убедитесь, что: - панели приборных досок и пультов летчиков закреплены, внешних повреждений приборов и панелей нет; - бортовые часы заведены и показывают точное время: КЭ, ПК Ш
- органы управления самолетом, двигателями и системами находятся в исходном положении в соответствии с разд 8; КЭ, ПК, Ш
- кислородная система заряжена, индикаторы и маски исправны; КЭ, ПК, Ш
- стрелки высотомеров установлены на нуль, показания шкал барометрических давлений соответствуют давлению нп аэродроме На аэродроме высотой бодее 2000 м показания шкал барометри- ческих давлений соответствуют давлению аэродрома, приведенному к уровню моря, а стрелки высотомеров показывают абсолютную высоту аэродрома над уровнем моря; КЭ, ПК, Ш
- таблицы показаний высотомеров и указателей скорости и графики девиаций к компасам имеются; КЭ. ПК, ш
- авиагарнитуры имеются. КЭ, ПК, ш
- все АЗС и АЗР отключены КЭ, ПК, ш
Расстопорите рули и элероны, зафиксировав ручку стопорения в положение ОТСТОП кэ-пк
Включите стояночный тормоз КЭ
Включите все АЗС и АЗР КЭ, ПК, ш
Проверьте напряжение аккумуляторных батарей КЭ
Проверьте напряжение и подключите аэродромные источники электропитания к бортсети самолета КЭ
Включите и отрегулируйте освещение приборов и пультов КЭ, ПК, ш
Прверьте исправность светосигнализаторов и светосигнальных табло. ПК
Установите триммеры РВ во взлетное положение, а РН и элеронов - в нейтральное положение. кэ-пк
Отрегулируйте и застегните привязные ремни
Убедитесь в работоспособности под током систем.
- СПУ со своего абонентского аппарата (см. п. 8.16.1)
- противопожарного оборудования (см подразд. 8.4.)
- виброаппаратуры двигателей (см. подразд. 8.1.)
- топливной системы (см подразд 8.2.)
- гидравлической системы (см подразд 8.5.)
- системы управления самолетом (см. подразд 8.7.)
- ПОС самолета и двигателей (см. подразд. 8.10.)
- пилотажно-навигационного оборудования (см. подразд. 8 15.)
- радиоэлектронного оборудования (см. подразд. 8.16.)
- средств регистрации полетных данных (см подразд 8.17.)
кэ-э
КЭ
КЭ
ПК
КЭ
КЭ
ПК
КЭ, ПК, ш
КЭ, ПК, ш
КЭ
Включите проблесковые маяки
ПК
Примите от членов экипажа доклад о результатах проверки
оборудования и готовности к запуску двигателей
Установите связь по СПУ с выпускающим
Произведите проверку "Перед запуском двигателей’
по Карте контрольной проверки
Получите разрешение на запуск двигателей.
КЭ
КЭ, ПК, Ш
КЭ
3.3. ЗАПУСК И ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
Произведите запуск двигателей в соответствии с требованиями
подраэд. 8.1 и 8.13.
После выхода двигателей на режим 3iJT подключите генераторы
систем электроснабжения 27 3 в 115 3 на бортсеть и
проверьте напряжение в соответствии с требованиями
подраэд. 8.13.
Дайте команду по СПУ выпускающему отсоединить кабели, если
запуск производился от аэродромных источников электропитания.
Отключите ЗСУ, если запуск производился от генератора ВСУ.
Произведите прогрев и опробование двигателей в соответствии
с требованиями подразд. 8.1,
кэ-лг,ш
КЗ
КЭ - ПК
КЭ - ПК
3.4. ПРОВЕРКА СЛОТЫ ПРИ РАБОТАЮТ ДВИГАТЕЛЯХ
Убедитесь в работоспособности:
- топливной системы в автоматическом режиме (см. подразд. 8.2); ПК
- масляной системы (см. подразд. 8.3); - гидравлической системы (см. подраац. 8.5); - СКВ и ПОС (см. лодразд. 8.9 и 6.10); КЭ КЭ ПК
- систем электроснабжения (см. подраэд. 8.13); - системы длоекторного управления (см. и. 8.15.6). - 0030 (ом. л« с.13-8) КЭ КЭ, ПК 13
ПРИМЕЧАНИЕ. Проверку систем совмещайте с прогревом и опробованием .двигателей.
3. Стр. 5/6
Кинь iC/Ui
РАЗДЕЛ 4
ВЫПОЛНЕНИЕ
ПОЛЕТА
4
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ССДЕРЕАНИЕ
4.1. ПОДГОТОВКА К ВЫШИВАНИЮ И РУЛЕНИЕ
4.I.I. Подготовка к выруливанию
4.1.2. Руление
4.2. ПОДГОТОВКА К ВЗЛЕТУ. ВЗЛЕТ. ПОЛЕТ ПО КРУГУ.
ПОСАДКА И ЗАРУЛИВАИЕ НА СТОЯНКУ
4.2.1. Подготовка к взлету
4.2.2. Взлет с выпушенными не 15° закрылками
4.2.3. нолат по кругу визуально
4.2.4. Посадка
4.2.5. Заруливание на стоянку
4.3. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ
4.4. ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА И ПОСдДКИ В РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ
С ^ТОНИРОВАННЫХ ВПП
4.4.1. Взлет к посадка при боковом ветре
4.4.2. Последовательные полеты по кругу
4.4.3. Заход на посадку ж посадка с убранными закрылками
4.5. НАБОР ВЫСОТЫ
4.6. ПОЛЕТ ПО МАРШРУТУ
4.7. СНИИЕИЕ
4.8. ЗАХОД НА ПОСАДКУ
4.8.x. Общие указания
4.8.2. Директории! релям захода на посадку
4.8.3. Заход на посадку в режиме ОСП
4.8.4. Заход на посадку в режиме ОСП
4.5. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА НОТЫ
4.10. Подраздел отсутствует
4.II. ОСОБЕННОСТИ ЛОЛЕТА В УСЛОВИЯХ ОБЛЩЕНЕНИН
4.II.I. Общие указания
4.II.2. Вздет и набор высоты
руководство ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
4.П.З. Полет по маршруту
4.II.4. Снижение, заход на посадку и посадка
4.12. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА НА НЕБЕГОНИРОВАННКХ ВПП
4.13. ПИЛОТИРОВАНИЕ НА БОЛЫПИХ УГЛАХ АТАКИ
4.14. ПОЛЕТ В УСЛОВИЯХ ПОВЫШЕННОЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ АТМОСФЕРЫ
4.I4.I. Пилотирование в болтанку
4.14.2. Полет при грозовой обстановке
4.14.3. Заход да посадку в условиях сдвига ветра
4.15. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА С ОТКРЫТЫМ ГРУЗОВЫМ ЛЮЙОД
4.16. ОСТАНОВ И ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. ПОСАДКА С ОСТАНОВЛЕННЫМ
(ЗАДРОССЕЛИРОВАННЫМ) ДВИГАТЕЛЕМ
4.I6.I. Останов двигателя в полете
4.16.2. Запуск двигателя в падете
4.16.3. Посадка на одном работавшем двигателе
4Д7. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА С КОЭФФИЦИЕНТОМ
ПЦЕПЛВДМЯ ВПП МЕНЬШЕ 0,6.
4.1. ПОДГОТОВКА К ВЫРУЛИВАЛИ И РУДНЫЕ
4.1.I. Подготовка к выруливанию
Проверьте, что РУД установлены в положение "О0"
зо УИРТ (на ЗаГ,.
Убедитесь, что выключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА
установлен в положение ВИНТЫ СНЯТЫ С УПОРА.
Установите переключатели ПО АВАР. ABTOU. - РУЧНОЕ и ПО
АВАР. ВОЗДУХ - ЗНАЙ соответственно в положения АНТОМ, и ВОЗДУХ.
Установите но яшихаторв радиовысотомера индекс
опасной высоты на значение 100 м.
Установите переключатель обогрева стекол в положение
ОСЛАЕЛ.
Установите выключатели СО в верхнее положение.
Включите ПОС воздухозаборников и ША двигателей,
если температура воздуха 5 °C или ниже.
Производите проверю' по разделу Карты контрольной
проверки "Перед выруливанием".
Запросите разрешение на выруливание и дайте
выпускающему команду: "Убрать колодки. Отключить СПУ".
Убедитесь в отсутствии препятствий в полосе руления.
Отключите стояночный тормоз z подайте команду: "Выруливаю".
4.1.2. Руление
Увеличьте режим работы двигателей до необходимого
для плавного страгивания самолета с места.
Установите переключатель управления колесами передней
опоры в положение ГУДШИЕ.
Задерживайте необходимую скорость руления на установив-
шихся режимах работы двигателей в згвисимости от
состояния рулежной дорожки, наличия препятствий и
условии видимости.
На руления проверьте раооту:
— основной системы торможения нажатием на педали;
- аварийной системы торможения плавным и одновременным
отклонением рукояток;
- управления колесами передней опоры шасси от педалей и
от рукоятки;
- авиагоризонтов, ДА-30 и курсовой системы.
На рулении выполните следующие операции:
- выпустите закрылки во взлетное положение;
- включите обогрев ЩД, ПОД и Д?к за 3 мин до взлета.
ВНИКАНИЕI ЕСЛИ ВЗЛЕТ ЗАДЕРЖИВАЕТСЯ ПОСЛЕ ВКЛЮЧЕНИЯ ОБОГРЕВА НА
БРЭМ БОЛЕЕ 3 мин, ОТКЛЮЧИТЕ ОБОГРЕВ И ВКЛЮЧИТЕ ЕГО
ПОВТОРНО ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ;
- отключите СКВ, если рекомендованный режим двигателей для
взлета выше 92°по УПРТ;
- проверьте, установлен ли переключатели СТВ.МАСЛОРАД.
з положение АВТОМ.
КЭ - LK
КЭ
!
j КЭ
I
| КЭ, ПК
4
I
кэ - пк
ПК
, КЗ-ПК*
G
(
4. СТО. Z
Зои? 13/5 Г
4.2. ПОДГОТОВКА К ВЗЛЕТУ. ВЗДЕТ. ПОЛЕТ ПО КРУГУ.
ПОСАДКА Л ЗАРУЛИВАНИЕ НА СТОЯНКУ
4.2.1. Подготовка к взлету
На предварительном старте:
- сличите показания авиагоризонтов;
- проверьте работу систем флюгирования, если эта проверка
не выполнена при опробовании двигателей;
- закройте форточку;
- произведите проверку по разделу Карты контрольной
проверки "На предварительном старте";
- запросите разрешение для выруливания на ВПП.
На исполнительном старте:
- установите самолет в направлении взлета по оси ВПП;
- переведите переключатель управления колесами передней опоры в
положение ВЗЛЕТ-ПОСАДКА. Загорятся табло ПОДГОТ.ВЗЛЕТ-ПОСАДКА,
ВЗЛЕТ-ПОСАДКА. Табло РУЛЕНИЕ погаснет;
- прорудите 5-10 м по прямой и затормозите колеса;
- установите переключатели СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА в
положение ВИНТЫ НА УПОРЕ;
оШШАНИЕ. ПОСЛЕ УСТАНОВКИ ВИНТОВ НА УПОРЫ УМЕНЬШАТЬ РЕЖИМ
РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗИЛЕ НИЖЕ 40° QD УПРТ
ЗАПРЕЩАЕТСЯ. ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ УМЕНЬШЕНИЯ РЕЖИМА
НИЖЕ Ч)” ПО УПРТ СНЖИТЕ ВИНТЫ С УПОРОВ С ИОЕ-
ДУША1 УСТАНОВКОЙ НА УПОРЫ ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ.
- произведите проверку по разделу Карты контрольной
проверки "На исполнительном старте";
- запросите разрешение не взлет.
4.2.2. Взлет с выпущенными на 15° закрылками
А. Взлет с увеличением режима работы двигателей
до рекомендованного на исполнительном старте
Взлет по п. А выполняйте, если длина ВИП аэродрома
взлета не позволяет применить методику взлета по п. Б.
Удерживая самолет на тормозах, плавно и синхронно увеличьте
□ежгч работы двигателей до рекомендованного для взлета
а убедитесь в исправной работе двигателей.
ПРИМЕЧАНИЕ. Взлет с мокрой или скользкой ВПК, когда удержать
самолет на тормозах невозможно, выполняйте по п. Б.
Отпустите тормоза и начните разбег самолета.
КЗ, ПК
КЭ
КЗ, ПК
КЭ, ПК, I
КЭ
КЭ
КЭ
КЗ
КЭ - ПК
КЭ, ПК, и
КЭ
КЭ
Появляющийся разворачивавши:! момент вправо парируете отклонением j КЭ
левой педали или незначительным подтормаживанием колес левой опе-
ры шасси. На скоростях более 56»7G км/ч разворачивашии момент
уменьшается г перед отрывом практически исчезает. |
ЗНИУАНИЕ. НА РАЗБЕГЕ ДО СКОРОСТИ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ ВЗЛЕТ ПРЕКРАТИТЕ, ЕСЛИ:
I. ЗАГОРЕЛИСЬ КРАСНЫЕ СЗЕТОСИГНАЛЫЛЕ ТАБЕС.
2. ВОЗНИКЛИ ОБСТОИТЕ "ЬСТВА ИЛИ НЕИСПРАВНОСТИ, КОТОРЫЕ ПО ОПЕНКЕ
КОМАНДИРА ЭКИПАЕА МОГУТ ПРЕДСТАВЛЯТЬ УГРОЗУ БЕЗОПАСНОСТИ ПК-
ДОЛКЕНИЯ ВЗЛЕТА ИЛИ ПОСЛЬДУШЕГО ЗАВЕРШЕНИЯ ПОЛЕТА.
ДЕЙСТВИЯ ЭЮШАЕА ДЛЯ ПРЕКРАЩЕНИЯ ВЗЛЕТА АНАЛОГИЧНЫ ДЕЯСТБИЯЦ
ПРИ ОТКАЗЕ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ (см. П. 6.2.2).
Произведите отсчет скорости в прсдессе разбега через
20 км/ч, начиная со 160 км/ч, а также скорости V..
Начните подъем передней опоры шасси на скорости 210-220 км/ч
плавным движяниям штурвала на себя. Отделение самолета от
произойдет на скорости 220-230 км/ч.
Переведите самолет в набор высоты ьа скорости 225-245 км/ч.
Убедитесь в погасании светосигнального табло ВЗЛЕТ -
ПОСАДКА на высоте 5 м , затормозите колеса и уберите шасси.
Установите переключатель управления колесами передней
опоры в положение ОТКЛ. Табло ПОДГОТ. ВЗЛЕТ- ПОС АДКА погаснет.
Приступите к уборке закрылков приемами по 5° ’-э высоте
не ниже 120 м над рельефом местности без потери высоты.
Л
кэ
КЭ
КЭ - ПК
кэ
кэ-пк
ЭДЖАЗКЕ! ЕСЛИ В ПРОЦЕССЕ УБОРКИ ЗАКТЫЛКОБ СглЕАТЫВАЕТ СИШЛИЗАЦПЯ
"ОПАСНАЯ ВЫСОТА". ПРЕКРАТИТЕ УБОРКУ, НАБЕРЕТЕ ВЫСОТУ ДС
ОТКЛЮЧЕНИЯ СИГНАЛИЗАЦИИ И УБЕРИТЕ ЗАКРЫЛКИ.
Выдерживайте скорость палета в пределах 230-265 км/ч j КЭ
в начале уборки зак^члков. Усилия на штурвальной колонке
снимайте триммером РВ после каждого приема уоорки закрылков.
ПРИЛЕГАНИЕ. В РЛЭ приводится диапазон минимальных скоростей
для взлетных (полетных) масс от 20 до 27 т.
Увеличьте скорость полета до 270-295 км/ч, установите
двигателям номинальный режим работы на высоте 40С м.
Включите СКВ, если она отключена.
Включите ПОС крыла и оперения в автоматический режим.
КЭ
ПК
ПК
Взлет с увеличением режима работы двигателей
до рекомендованного на разбеге
Методика взлета по п. Б, в отличие от взлета по п. А.
снижает нагрузки планера. При этом п^тресная длина взлетной
полосы увеличивается на 50 ...
7дараавая самолет на тормозах. плавно и синхронно увеличьте
режим работы двигателей до 60й до УИРТ и убедитесь
в исправней работа двигателей.
Отпустите тормоза и начните разбет’ самсдать,
Ецдерзивайта направление на разбега отклонение* педалей.
црн дсстцлзйзи скорости 50 км/ч увеличьте рекам раооты
двигателей до рекомендованного для вздета за время не белее 5 с.
При дсстзхаыии скорости 150 км/ч доложите по СПУ: "Контрольная".
Контролируйте параметра работы двигателей.
Если до скорости 150 км/ч двигатели не вышли на рекомендованный
реаим, прекратите взлет (см. п. 6.2.2, А)
Производите отсчет скорости разбег- через 20 км/ч, начиная
со 160 км/ч, а такав отсчет V., 7_ v„.
ПрадолкаДте взлет в соответствии с ракоыендацияыи п. "А".
КЗ
КЗ
ПК
ш
КЭ, ПК
ш
КЗ, ш
4.2.3. Полет по кругу визуально
Выполните первый разворот на высоте круга.
Установите скорость полета по кругу в пределах 3GO-325 км/ч.
Запустите шасси перед третьим разворотом отраверз ДНЕМ,.
Установите дереклочатаяь удрлиленпа но..асзыи передней
опора в положение ВЗлЕ! - ДССАдКл.
Загорится табло .10ДГ0Т.Ь2ЛйТ-[ЮСАдК/..
Выполните третий разворот
и пределах 270-310 км/ч.
Выпустите закрылки на 15°
скорости до 260-300 км/ч.
снимайте триммером ?Ь.
2 установите скорость полета
приемами по 5W с уменьшением
Усилия на штурвальной колонке
Зынолните четвертый разворот и установите скорость полета
в пределах 235-265 км А.
Выпустите закрылка на 25° приемами по 5м перед входом
в глиссаду с уменьшением скорости до 210-240 км/ч.
Усилия со штурвала снимайте триллером РЕ.
произведите проверку по разделу Карты контрольной
проверки "Перед посадкой".
КЗ
КЭ
Ш;
КЭ
КЭ
КЗ - дк
КЗ
КЗ - ПК
КЭ
КЗ, ПК, Е
4. Dtp. 5
203
4.2.4. Посадке
Начните выравнивание самолета на высоте 7-5 м с плавной
я синхронной уборкой РУД на ЗМГ.
Задержите самолет с постепенным снижением до приземления
на колеса основных опор шасси на скорпстм 190-220 км/ч
2 плавно опустите колеса передней опоры шасси на 1мШ.
Установите переключатели СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА в положение
БИНТЫ СНЯТЫ С УПОРА и при наосходимости примените торможение
колес на скорости в соответствии с рис. 7.5-3.
ПНШЕЧАНИЕ. Если на пробеге винт не снялся о упора,
остановите двигатель стоп-краном.
Выдерживайте на пробеге направление отклонением педалей. Должны
гореть табло СОДГОТ.ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, ВЗЛЕТ-ПОСАДКА.
Установите переключатель управления колесами передней
опооы в положение РУЛЕНИЕ и освободите ВПП. Должно гореть табло
РУЛЕНИЕ.
Уберите закрылки.
Отключите ЦОС самолета и двигателей, обогрев стекол,ЛВД.ДПД,ДУА*
Отключите пилотажно-навигационное и радиоэлектронное обору-
дование в соответствии с рекомендациями подразд. 5.15 и 8.16.
4.2.5. Заруливание ня стоянку
Ведите наблюдение в полосе руления.
Убедитесь в нормальной работе тормозов в наличии давления в
гидравлической системе. Если руление невозможно, остановите
двигатели с последующей буксировкой самолета на стоянку.
Ня стоянке:
- включите стояночный тормоз;
- отключите рулежное управление;
- установите триммеры в нейтральное положение;
- застопорите рули и элероны;
- отключите радиостанции, СПУ, магнитофон и все потребители
электроэнергии. При неооходямости оставьте резервное осве-
щение;
- отключите генераторы постоянного и переменного тока;
- отключите СКВ, разгерметизируйте кабину перед открытием двери;
- остановите двигатели в соответствии с пздразд. 8.1.
- отключите асе АЭС и АЗР.
I
i к»
I
i
j КЭ - ПК
| КЭ
। кэ
i
| КЭ - ПК
J ю - ЛК
| Кэ, пк. ш
I
t
| КЭ. ПК. Д
КЭ
I. КЭ
1 ю
[ КЭ-ПХ
i кэ - пк
I кэ, ПК. щ
КЭ
пк
КЭ - ПК
кэ. пк. а
4.3. УГОД НА-ВТОРОЙ КРУГ
Уход на второй круг с выпущенным шасси и выпущенными
на 25° закрылками выполняйте до высоты 15 м.
Предупредите экипаж об уходе на второй крут
Установите двигателям взлетный режим, перемещая РУД за 3-5 с.
КЭ
Переведите самолет в набор высоты, сохраняя скорость полета. КЭ
Уберите шасси.
Приступите к уборке закрылков до 15° приемами по 5°.ня высоте
не ниже 120 м над рельефом местности с увеличением скорости
др 230-265 км/ч. Дальнейшую уборку закрылков и полет по кругу
производите в соответствии с рекомендациями пп. 4.2.2, 4.2.3.
ПК
КЭ-ПК
4.4. ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ В РАЗЛИТЫХ УСЛОВИЯХ
J БЕТОНИРОВАННЫХ ВИС
4.4.1. Взлет и посадка при боковом ветре
/азресается взлет и посадка при боковой составляющей ветра до 12 м/с с коэффЕ-
циентом сцепления ЧШ С.6 и более или согласно рис. 2.2 при коэффициентах
сцепления меньше Q.C.
Для выдерживания направления на разбеге (пробеге) при необходимости пользуйтесь
тормозами колес.
Взлет и посадку производите-на скоростях, увеличенных на 10 км/ч.
/дерзитчйте самолет от сноса при наборе высоты и при снижении изменением курса
на угол упреждения.
4.4.2. П-следовательные полеты по кругу
Последовательные полеты по кру.у выполняются в учебно-тренировочных целях при
соблюдении следующих условий:
- количество полетов ......................................
- положе те шасси .........................................
- торможение колес на пробеге .............................
- интервал между посадками ..............................
- посадочная масса ........................................
- осмотр шасси ............................................
- температура воздуха......................................
4.4.3. Заход на посадку и посадка с убранными закрылками
После четвертого разворота установите скорость полета
в пределах 250-285 км/ч *
Начните выравнивание самолета на высоте 7-5 м с план .ой
л синхронной уборкой РУД на 34Г
Зидержите самолет с постепенным снижением до приземления
на колеса основных опор шасси на скорости 235-270 км/ч
а пл<_вно опустите колеса передней опоры шасси на ВПП
Установите переключатели СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА в поло-
жение ВШПЫ СНЯТЫ С УПОРА и примените торможение колес
па скорости в соответствии с рис. 7.5-2
не более 5
аыцущенс
до интенсивного
не менее 15 г мн
25,0 - 23.5 т
после каждой
посадки
не более СА+25Х
КЗ - ПК
Потребную посадочную дистанцию и длину пробега определяйте по графикам,
приведенным на ряс. 7.5-10 и 7.5-11
4. Стр. 8
РУКОВОДСТВО ЛО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
4.5. iiAEO? ВЫСОТЫ
Характеристики набора высоты приведены в таол. 4.1 и подразд. 7.4. i
Надвыгоднейший угол атаки при наборе высоты 7-8°.
Набор высоты производите согласно схеме аэродрома.
При достижении высоты перехода долежите "Высота перехода"
Дайте команду "Установить давление 760"
Установите на высотомерах барометрическое давление
760 лаа рт.ст. и доложите "Давление 760 установлено, высота
... м"
Дайте команду НК "Взять управление на себя" и после доклада
ПК "Взял управление" установите давление 760 мы пт.ст. и
сообщите "Давление 760 установил, высота . . . м"
Проворьте установку давления и, если оно совпадает, доложите
"На высотомерах 760, показания одинаковые"
Контролируйте высоту, которая не должна превышать 2400 м, и перепад
давления в кабине до УВЦД.
Выдерживайте скорости полета при наборе высоты в соответствии
с ряс. 7.4-1.
Включите ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей при темпера-
туре воздуха 5°С, если она не была включена перед взлетом
4.6. ПОЛЕТ ПО ЫАЯЛРУГУ
Ш
КЗ, ПК
КЗ
ПК
4W
Перед достижением высоты заданного эшелона:
- отключите автопилот, если он был включен и вручную переведите КЗ
самолет в горизонтальный полет на высоте заданного эшелона;
ДПЫАНЛГ» ВЫХОД НА ВЫСОТУ ЗАДАННОГО ЭШ0НА ОСУЩЕСТВЛЯЙТЕ ПО ВЫСОТОМЕРУ ВЭЩ
С КОНТРОЛЕМ ПО ВЫСОТОМЕРУ ВЫ, УЧИТЫВАЯ ПОПРАВКИ К ПОКАЗАНИЯМ ШСС-
ТОМЕРОВ ИЗ БОРТОШХ ТАВЛЛц;
- доложите службе УВД о выходе на заданный эшелон
- установите двигателям необходимый режим работы, сбалансируй-
те самолет триммерами и включите автопилот в режим стабилиза-
ции высоты;
- контролируйте работу двигателей и систем самолета в соответ-
ствии с требованиями разд. 8;
- выдерживайте высоту заданного эшелона по электромеханическо-
му высотомеру
Используйте пилотажно-навигационное а радиоэлектронное обо-
рудование в соответствии с рекомендациями подразд. 6.15 и
8.16
кэ - z:
кэ
кэ,
КЗ, ПК
КЭ, ЛК, Z
4. Стр. S
Характеристики горизонтального полета по маршруту приведены в таол. 4.2, 4.2,
4.4 и в подразд. 7.4.
Щ*ЛмйЧАН4Д. I. В таблицах не приводятся характеристики для Н^щ. на которых
скорость горизонтального полета выше максимально допустимой
или горизонтальный полет невозможен.
2. Часовой расход топлива определяется по формуле Q. =
где - километровый расход топлива, кг/км.
Полет по маршруту может выполняться с правым креном 1° - 1,5° (без скольжения)
или без крена (о незначительным скольжением). Полет с креном (.без скольжения,-
из условия расхода толпива является предпочтительным.
Таблица 4.1
:ОРАКГЕРИСТИКИ НАБОРА БИСО1-
Двигатели работают на номинальном режиме квудру = 80°), температура по СА.
расход топлива на взлет учтен *•*
м V, км/ч Залетная масса, т ....... . .. |
22 23 24 25 1 26 пг- «С » " 1 —<
Путь, км Время, мин Расход топлива, кг Путь, км Время, мин Расход топлива, кг Путь, К.Ч Время, мин Рэсхсц Т01ЫИВ2, кг Путь, км Время, МИЯ Расход топлива, кг Путь, км Время, мин Расход топлива, кг Путь, км Время, мин 1 Расход 1 топлива, I кг
600 320 3,2 0,6 71 3,4 0,6 72 3,6 0,7 73 3,8 0,7 74 4,0 0,8 75,6 4,3 0,8 г 77
900 320 4,8 0,9 81 5,1 1,0 83 5,4 1,05 85 5,7 I.I 86 6,1 1,2 88,0 6.4 1,2 ОС •
1200 320 6,5 1,2 91 6,9 1,3 94 7,4 1,4 96 7,7 1.5 98 8,2 1.6 101 8.7 1.6 104
1500 320 8,3 1,5 101 8,8 1,7 104 9,3 1.6 107 9,8 1.9 НО 10,5 2,0 114 II.I 2,1 <118
1800 320 10,0 1,9 III 10,7 2,0 115 11,3 2,1 119 II, 9 2,3 123 12,7 2,4 127 13,5 2.5 132 •
2100 320 И,8 2,2 121 12,6 2,4 126 13,4 2,5 130 14,1 2,6 135 15,1 2.3 1-Ю 16,0 3,0 145
2400 320 13,8 2,5 132 14,7 2,7 137 15,6 2,9 142 16,6 3,1 147 17,6 3,2 153 18,7 3,4 160 <
2700 320 15,9 2,9 142 16,8 3,1 148 17,8 3,3 153 19,0 3,5 160 20,1 3,6 167 21.2 3." I7-- ’
3000 320 17,9 3,2 153 18,9 3,4 159 20,0 3,7 16.' 21,4 3,9 172 22,7 4,1 180 24.1 4,3 188
3300 320 20,2 3,6 163 21,5 3,8 170 22,8 4,1 17. 24,3 4,3 185 25,8 4,6 194 27,4 4.8 203
3600 320 22,6 . 4,0 174 24,0 4,3 182 25,5 4,5 190 27,1 4,8 198 п8,8 5,1 208 30,6 5,4 218 :
3900 320 24,9 4,4 185 26,5 4,7 193 28,2 5,0 202 30,0 5,3 211 31,9 5 6 221 33,9 5.9 233
4200 320 27,6 4,8 196 29,4 5,1 205 31,2 5,5 215 33,3 5,8 275 35,4 6,2 236 37,7 6.5 248
'4500 320 30,5 5,3 207 32,5 5,6 217 34,6 6,0 228 36,9 6,4 239 39,2 6,8 251 41,9 7,7 264
14800 325 33,4 5,7 219 35,6 6,1 230 37,9 6,5 241 40,4 6,9 253 • 43,1 4,3 266 46,0 7.8 28С
5100 325 36,5 6,2 231 38,9 6,6 242 41,5 7,0 254 44,3 7,5 267 47.3 8,0 281 50,6 8.5 297 i
5400 325 40,3 6,8 243 43,0 7,2 256 45,9 7,6 269 49,3 8,2 284 52,5 8,7 299 56,2 9.3 316
5700 325 44,0 7,3 256 47,0 7,8 270 50 '2 8,3 284 53,8 8,9 300 57,6 9,5 316 61,8 10.1 335
6053 325 47,7 7,8 269 51,1 8,4 283 54,6 8,9 299 58,5 9,6 316 62,8 10.2 334 67,4 11,0 354
6300 325 52," 8,5 284 56,6 9,1 300 60,7 9,8 317 65,1’ 10,5 3-6 70,2 11,3 356 75,7 12,1 379 i
6600 325 57,8 9,2 299 62,1 9,9 316 66,8 10,6 335 71,9 II.4 356 77,7 12,3 379 84,0 13.3 404
6900 325 62,9 9,9 314 67,7 10,6 333 72,9 II-5 354 78,6 12,3 376 85,1 13,3 402 92,3 14.4 430
7200 325 69,6 10,8 333 75,1 11,6 354 61,3 12,6 377 88,2 13,6 403 96,0 14,7 432 105 16.1 466
7500 325 77,2 II,8 354 84,0 12,7 378 91,0 13,8 404 99,3 15,1 434 109 16,4 468 121 18.1 508
7800 325 84,9 12,8 375 92,3 13,9 । 402 101 15,1 431 НО 16,5 464 122 18,1 504 136 20.1 550
8100 325 94,5 14 400 103 15,3 1 430 ИЗ 16,7 463 126 18,5 50ч 141 20,6 552 158 23,0 600 |
8600 1 325 118 17 453 131 19,0 492 148 21,0 541 170 L— 24,0 605 199 27,6 684 224 — — 3I.I 1 764 i
и) Рисход топлива ва валет ( от отерта до Н=400 м ) составляет 50 кг. а время, - 2 мин. ( в табл. 4.1 ае учтеио <
Таблица 4.2
ХАРАКТЕРИСТИКИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ЛОЛЕТА
Двигатели работают на номинальном режиме («уцрр = 80°), температура по СА
Наш- м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 458 457 457 457 457 456 454 454
4500 V, км/ч ИС 568 567 566 565 564 563 562 561
q, кг/км 2,82 2,83 2,83 2,83 2,84 2,84 2,85 2,85
V, км/ч 453 452 450 450 450 449 448 448
4800 V, км/ч ИС 569 567 566 565 564 563 562 561
q, кг/км 2,75 2,75 2,75 2,76 2,76 2,77 2,77 2,78
V, км/ч 447 445 445 444 444 443 441 441
5100 V, км/ч ИС 569 567 566 565 564 563 562 561
q, кг/км 2,67 2,67 2,68 2,68 2,69 2,69 2,70 2,70
V, км/ч 440 440 439 438 438 436 435 435
5400 V, км/ч ИС 569 568 567 565 564 563 561 561
q, кг/км 2,60 2,60 2,60 2,61 2,61 2,62 2,62 2,63
V, км/ч . 434 434 433 432 432 430 429 429
5700 V, км/ч ИС 569 569 568 566 565 564 562 561
q, кг/км 2,52 2,52 2,53 2,53 2,54 2,54 2,55 2,55
V, км/ч 428 428 427 425 425 424 423 421
6000 V, км/ч ИС 569 569 567 566 565 564 562 560
q, КГ/км 2,45 2,45 2,45 2,46 2,46 2,47 2,47 2,48
V, км/ч 421 421 420 419 419 417 417 415
6300 V, км/ч ИС 569 569 567 565 564 563 562 559
q, кг/км 2,38 2,38 2,38 2,40 2,40 2,40 2,40 2,41
V, км/ч 415 415 413 413 412 411 408 406
6600 V, км/ч ИС 569 569 566 565 564 562 558 555
q, кг/км 2,31 2,31 2,32 2,32 2,33 2,33 2,35 2,36
V, км/ч 409 408 407 406 405 402 400 398
6900 V, км/ч ИС 569 568 566 564 562 558 556 552
q, кг/км 2,24 2,25 2,25 2,26 2,26 2,27 2,28 2,29
Продолжение табл. 4.2
^эш’ м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 402 401 401 398 397 394 392 389
7200 V, км/ч ИС 568 566 566 562 560 556 552 548
q, КГ/км 2,18 2,18 2,18 2,19 2,20 2,21 2,22 2,25
V, км/ч 395 395 393 392 389 386 383 379
7500 V, км/ч ИС 566 566 562 562 557 552 548 541
q, кг/км 2,II 2,11 2,12 2,12 2,14 2,15 2,17 2,19
V, км/ч 388 387 386 383 380 377 373 369
7800 V, км/ч ИС 566 564 562 558 552 548 541 537
q, КГ/км 2,04 2,05 2,05 2,06 2,08 2,09 2,11 2,14
V, км/ч 382 380 378 374 372 369 365 360
8100 V, км/ч ИС 565 562 558 552 548 544 537 529
q, кг/км 1,97 1,98 2,00 2,01 2,02 2,03 2,07 2,12
V, км/ч 370 368 364 362 357 353 348 339
8600 V, км/ч ИС 562 558 552 548 541 533 524 509
q, кг/км 1,88 1,89 1,91 1,92 1,94 1,98 2,03 2,13
Таблица 4.3
ХАРАКТЕРИСТИКИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ЛОЛЕТА
Двигатели работают на крейсерском режиме («удру = 70°). температура по СА
нэш* м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 458 457 457 456 455 454 453 452
3300 V, км/ч ИС 535 534 533 532 531 529 529 529
q, КГ/КМ 2,947 2,953 2,955 2,960 2,966 2,973 2,980 2,988
V, км/ч 453 452 452 451 451 449 448 448
3600 V, км/ч ИС 537 536 535 534 533 531 529 528
q, кг/км 2,867 2,873 2,876 2,882 2,888 2,895 2,903 2,910
Продолжение табл. 4.3
НЭШ’ м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 447 447 447 446 445 444 443 442
3900 V, км/ч ИС 537 536 535 534 533 532 531 530
q, КГ/КМ 2,797 2,798 2,801 2,805 2,809 2,815 2,822 2,829
V, км/ч 441 441 441 440 439 438 437 435
4200 V, км/ч ИС 537 537 536 535 534 533 531 529
q, КГ/КМ 2,726 2,727 2,729 2,733 2,738 2,744 2,752 2,760
V, км/ч 436 435 435 434 433 432 431 429
4500 V, км/ч ИС 539 538 537 536 534 533 531 529
q, кг/км 2,649 2,652 2,656 2,660 2,666 2,672 2,680 2,688
V, км/ч 430 429 429 428 427 426 425 423
4800 V, км/ч ИС 539 538 537 536 534 533 531 529
q, КГ /км 2,578 2,581 2,585 2,590 2,596 2,602 2,610 2,618
V, км/ч 425 424 423 423 421 420 419 417
5100 V, км/ч ИС 540 538 537 536 534 533 531 529
q, кг/км 2,503 2,508 2,514 2,519 2,525 2,532 2,538 2,546
V, км/ч 419 418 416 415 414 414 412 411
5400 V, км/ч ИС 540 539 537 535 533 532 531 529
q, кг/км 2,433 2,437 2,442 2,447 2,453 2,459 2,466 2,474
V, км/ч 413 412 411 409 408 408 405 404
5700 V, км/ч ИС 540 538 536 535 533 532 529 527
q, кг/км 2,361 2,367 2,374 2,381 2,388 2,396 2,403 2,410
V, км/ч 407 405 405 403 402 399 399 396
6000 V, км/ч ИС 540 537 536 535 533 530 529 525
q, кг/км 2,291 2,303 2,304 2,310 2,317 2,33 2,331 2,346
V, км/ч 400 399 399 396 396 393 391 387
6300 V, км/ч ИС 539 537 536 533 533 528 525 520
q, кг/км 2,231 2,237 2,241 2,250 2,258 2,267 2,278 2,296
V, км/ч 394 393 393 390 389 385 383 380
6600 V, км/ч ИС 539 537 537 533 531 525 523 517
q, кг/км 2,166 2,172 2,175 2,185 2,195 2,210 2,22 2,239
Продолжение табл. 4.3
ИЭШ’ м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 387 387 3&4 384 382 379 376 370
6900 у, км/ч ИС 537 537 533 533 529 525 520 511
q, кг/км 2,106 2,108 2,112 2,118 2,131 2,145 2,161 2,191
у, км/ч 381 381 379 376 374 370 366 361
7200 V, км/ч ИС 537 536 533 530 525 519 513 506
q, кг/км 2,040 2,046 2,052 2,062 2,077 2,098 2,118 2,140
V, км/ч 375 373 371 368 364 362 355 351
7500 V, км/ч ИС 537 533 531 525 520 515 505 498
q, кг/км 1,974 1,982 1,991 2,009 2,026 2,045 2,074 2,1
V, км/ч 368 367 363 360 356 352 330 322
7800 V, км/ч ИС 535 533 527 522 515 509 498 487
q, кг/км 1,914 1,919 1,936 1,951 1,979 1,992 2,03 2,068
V, км/ч 361 359 356 351 347 340 333 321
8100 V, км/ч ИС 533 529 525 516 510 498 487 467
q, кг/км 1,856 1,867 1,88 1,906 1,924 1,962 1,999 2,067
V, км/ч 348 344 342 337 329 320 *
8600 V, км/ч ИС 527 520 516 507 494 479 —
q, кг/км 1,776 1,795 1,808 1,833 1,873 1,922 - -
Таблица 4.4
ХАРАКТЕРИСТИКИ горизонталыюго полета
Двигатели работают на крейсерском режиме («уцрр = 56°), температура по CA
^эш» м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
600 V, км/ч V, км/ч ИС q, кг/км 461 473 3,329 461 473 3,33 460 472 3,337 459 471 3,344 458 470 3,353 457 469 3,363 455 468 3,375 455 467 3,387
Продолжение табл. 4.4
НЗШ’ м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 460 460 458 457 457 457 455 453
900 V, км/ч ИС 479 479 478 477 476 475 473 471
q, кг/км 3,254 3,259 3,264 2,271 3,279 3,288 3,298 3,309
V, км/ч 457 457 457 456 455 454 453 452
1200 V, км/ч ИС 483 483 482 481 480 479 478 477
q, кг/км 3,192 3,193 3,195 3,201 3,208 3,218 3,219 3,231
V, км/ч 456 456 455 455 454 453 452 451
1500 V, км/ч ИС 489 488 487 486 485 484 483 482
q, КГ /км . 3,12 3,122- 3,124 3,128 3,132 3,142 3,156 3,162
V, км/ч 455 455 454 454 452 452 450 449
1800 V, км/ч ИС 494 494 493 492 491 490 488 486
q, кг/км 3,049 3,05 3,06 3,061 3,067 3,074 3,084 3,096
V, км/ч 452 451 450 449 448 448 447 446
2100 V, км/ч ИС 498 497 496 495 494 493 492 490
q, кг/км 2,988 2,988 2,989 3,000 3,004 3,0П 3,022 3,033
V, км/ч 448 447 446 445 444 443 442 441
24 ОС1 V, км/ч ИС 500 499 498 497 496 495 494 492
q, кг/км 2,933 2,938 2,944 2,949 2,956 2,962 2,970 2,979
V, км/ч 444 444 442 441 440 439 437 436
2700 V, км/ч ИС 502 501 500 498 497 496 495 494
q, кг/км 2,878 2,882 2,887 2,892 2,900 2,909 2,919 2,930
V, км/ч 438 438 437 436 435 434 433 432
3000 V, км/ч ИС 502 501 500 499 498 497 495 494
q, кг/км 2,834 2,836 2,839 2,844 2,850 2,856 2,864 2,873
V, км/ч 433 433 432 432 430 428 428 427
3300 V, км/ч ИС 504 503 502 501 499 497 496 495
q, кг/км 2,757 2,762 2,767 2,772 2,778 2,786 2,792 2,799
V, км/ч 429 429 427 426 426 424 423 423
3600 V, км/ч ИС 506 505 504 503 502 498 497 496
q, кг/км 2,681 2,684 2,691 2,700 2,708 2,719 2,729 2,743
Продолжение табл. 4.4
НЭШ» м Параметры Полетная масса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
V, км/ч 424 423 422 421 420 419 418 417
3900 V, км/ч ИС 507 506 . 505 504 503 502 498 497
q, КГ/КМ 2,608 2,612 2,618 2,625 2,633 2,642 2,651 2,660
V, км/ч 419 417 417 415 414 414 411 411
4200 V, км/ч ИС 508 506 505 504 502 500 498 497
q, кг/км 2,541 2,548 2,553 2,560 2,566 2,574 2,583 2,591
V, км/ч 413 412 411 410 409 407 406 404
4500 V, км/ч ИС 508 507 506 504 502 501 498 496
q, кг/км 2,471 2,477 2,480 2,489 2,498 2,506 2,515 2,524
V, км/ч 407 406 405 404 402 401 399 397
4800 V, км/ч ИС 508 507 506 504 502 500 498 494
q, кг/км 2,404 2,409 2,413 2,422 2,43 2,439 2,447 2,463
V, км/ч 402 401 400 398 397 395 392 389
5100 V, км/ч ИС 508 507 506 504 502 500 496 490
q. КГ/км 2,337 2,342 2,346 2,355 2,363 2,371 2,386 2,409
V, км/ч 395 395 394 392 390 388 386 383
5400 V, км/ч ИС 508 507 505 503 500 497 493 489
q, кг/км 2,271 2,272 2,279 2,286 2,296 2,31 2,325 2,341
V, км/ч 390 389 388 385 384 380 377 372
5700 V, км/ч ИС 508 5С7 506 502 500 494 490 483
q, кт/км 2,204 2,209 2,213 2,227 2,235 2,256 2,271 2,299
V, км/ч 384 383 381 379 377 373 369 364
6000 V, км/ч ИС 508 506 504 502 498 492 487 479
q, кг/км 2,138 2,144 2,153 2,160 2,174 2,194 2,215 2,245
у, км/ч • 378 377 375 371 368 364 359 354
6300 V, км/ч ИС 507 506 504 498 493 487 479 472
q, кг/км 2,079 2,084 2,092 2,112 2,128 2,152 2,179 2,205
Продолжение тэйл. 4.4
м Параметры Полетная месса, т
20 21 22 23 24 25 26 27
т, км/ч 372 370 368 366 361 356 351 343
6600 | v, км/ч 'ЛС 507 504 502 498 490 483 475 463
q, кг/км 2,018 2,030 2,037 2,090 2,076 2,102 2,132 2,175
У, км/ч Эбб 363 360 358 353 348 341 330
6900 Т, км/ч ИС 506 502 498 494 487 479 469 452
1 q, КТ/КМ 1,961 1,975 1,988 2,001 2,025 2,054 2,090 2,156
У, км/ч 360 357 352 347 343 337 328 295
7200 V, км/ч ИС 506 501 494 487 479 470 456 406
Ч, КГ/КМ 1,902 1,915 1,938 1,963 1,989 2,020 2,072 2,297
V, км/ч 362 349 344 340 332 325 291
7500 V, км/ч ИС 502 498 400 483 471 459 404 —
<ь кг/км 1,863 1,865 1,888 1,912 1,953 1,995 2,225
у, км/ч 344 342 335 330 323 310
7800 ▼ , км/ч ИС 496 494 483 475 463 442
4, кг/км 1,802 1,814 1,848 1,875 1,915 1,99 - *•
У, км/ч 337 332 327 318 309 * —
8100 У, км/ч ИС 494 487 479 469 448 — — —
1 q, КГ/КМ 4» 1,754 1,776 1,801 1,849 1,904 - — -
▼, км/ч 321 316 307 276 * «м ж
8600 у, км/ч ИС 483 474 459 406 * —
q, кг/км 1,694 1,719 1,767 1,967
if.l . .
РУКОВОДСТВО по летной эксплуатации
4.7. сииютога
Характеристики снижения с янсоты эшелона до высоты круга приведены
а также на рис. 7.4-18.
Просмотрите схему снижения и захода на посадку и определите
рубеж начала снижения
Установите связь с аэродромом посадки, запросите разрешение
па снижение и условия посадки
Переведите самолет на снижение с эшелона на рубеже начала
снижения до эшелона перехода
Установите двигателям режим ПМГ.
Выполните полет на скоростях, указанных в табд. 4.5
Переведите управление радиокомпаса» на ПУ летчиков,
проверьте частоты ДПРС и БИРС аэродрома посадки
На эшелоне_ перехода ^горизонтальный полету
Дайте j манду ПК "Взять управление, сохранять высоту . . . м"
и, получив доклад ПК "Управление взял" установите на высо-
томерах барометрическое давление аэродрома досада
Сообщите: "Давление . . . установил, высота ... м", "Уп-
равление взял" и дайте команду "Установить давление ..."
Установите барометрическое давление аэродрома досада и
доложите "Давление . . . установил, высота ... и"
Сравните показания высотомеров. При расхождении в показа-
ниях высотомеров повторно проверьте давление аэродрома
посада
Доложите диспетчеру УВД "Эшелон перехода, давление . . .
установил", сравните показания трех авиагоризонтов и ДА-ЗОК
ТЩВДЕЧАРЗГО. При посадке на аэродром высотой более 2000 и
запросите у диспетчера абсолютную вяооту
давление аэродрома, приведенное к уровню мо-
ря и установите его на высотомерах. Стрелки
высотомеров будут показывать абсолютную высо-
ту полета, а в момент приземления - высоту
аэродрома над уровнем моря.
в табл. 4.5,
кз, ПК, ш
КЭ - ПК
КЭ
КЭ
КЭ - ПК
ш
КЭ
ЕЭ
ПК, ш
ш
кэ-пк
Установите на задатчике радиовысотомера (РВ) значение высоты
круга или максимально возможное, если высота крута больше той,
на которую можно установить задатчик РВ.
КЭ
ВНИМАНИЕ! I. ЕСЛИ ПРИ СНИЕНИИ С ЭШЕЛОНА ПЕРЕХОДА ДО ВЫСОТЫ
КИПА СРАБОТАЛА СИГНАЛИЗАЦИЯ ОПАСНОЙ ШСОГЫ РВ:
- ПРЕКРАТИТЕ СЕ
И.ГУИКГ
В, ПРОВЕРЬТЕ ПОКАЗАНИЯ
ШШЕГРИЧЕСК'Ц ВЫСОТОМЕРОВ И ОЦЕНИТЕ ИХ СООТ-
ВЕТСТВИЕ С ЕВ (С УЧЕТОМ РЕЛЬЕСА МЕСТНОСТИ);
- ПРОВЕРЬТЕ ПРАВИЛЬНОСТЬ УСТАНОВКИ ДАВЛЕНИЯ. НА
БАРОМЕТРИЧЕСКИХ ВЫСОТОМЕРАХ И ВЫСОТЫ КРУГА
НА ГВ;
- УТОЧНИТЕ У ДИСПЕТЧЕРА УВД МЕСТО САМОЛЕТА И ДАВг
ДЕИИЕ АЭРОДРОМА ПОСАДКИ (ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ).
СНИХЕЕИЕ ДО ВЫСОТЫ КРУГА РАЗРЕШАЕТСЯ ПРИ УВЕ-
РЕННОМ КОНТРОЛЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕГА ЭКИПАЯШ.
2. ЕСЛИ ШИ СНИЕЕНИИ ДР ВЫСОТЫ КРУГА НЕ СРАБОТАЛА
СИГНАЛИЗАЦИЯ ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ РВ:
- НА ВЫСОТЕ КРУТА ОЦЕНИТЕ СООТВЕТСТВИЕ ПОКАЗАНИЙ
БАРОМЕТРИЧЕСКИХ ВЫСОТОМЕРОВ И РВ (С УЧЕТОМ
РЕЛЬЕФА МЕСТНОСТИ);
- ПРОВЕРЬТЕ ВСТРОЫМА! 1ЖГРСЛЕМ РАБОТОСПОСОБНОСТЬ
РВ.
Произведите проверки по Карте контрольной проверки "Перед
заходом на посадку"
Снижение чнпппните до высоты начала загодя на пост tjqt с исполь-
зованием посадочных систем согласно схеме аэродрома (указаниям
руководителя полетов) или до высоты прута при визуальном полете
На высоте круга установите на задатчике радиовысотомера значе-
ние 60 м (или ВНР, если ЗПР меньше 60 м)
КЭ, ПК, Щ
КЭ, ПК, ш
кэ
Экстренное снижение производится по решению командира экипажа при разгерметизации
кабины, болезни членов экипажа, возникновении пожара и других обстоятельствах
Яри экстренном снижении:
- наденьте кислородные маски и перейдите на питание кислородом;.
- отключите автопилот;
- уберите РУД на ЗИГ;
- переведите самолет на снижение. Скорость полета не должна
превышать 640 км"ч, а число М - 0,65;
- следите за перепадом давления в кабине.
Кри необходимости увеличьте скорость изменения давления
в'кабине до 0,5 мм рт.ст./с
КЭ, ПК, ш
кэ
кэ
кэ
Ж
- установите РУД на ПМГ на высоте 2СХ м яжж ренъаа, если
частота вращения роторе двигателя снижается ниже 80,5 %;
- выведите самолет из снижения, не доцусхзн иэраглуао
Смев 2,2;
- у стан они те двигателям режим для горжаоатвльного полива;
- продолжите полет по указанию руководитеда полетов.
ТмПмвд 4.5
ХАРАКТЕРИСТИКИ CSOBHIE С D ЗМОЛЫ ПУГА
Двигатели работают ив ПМГ, температуре до СЗЦ ямошан массе 20-26 т
3ЗИ’ Т, км/ч Дальность, им Вреж, мая Расход топлива, иг
аеос 390 по 14,5 а
асао 350 IX 13,7 172
тах 365 9? 13,0 Ж
7500 360 93 12,8 164
7300 ЗЕ 88 Г2.4 158
6900 370 84 £2,0 154
6600 375 80 П.4 150
6300 Ж 76 П.0 145
6000 ЗИ5 70 Ш.6 140
5700 390 67 10,0 .94
5400 400 64 9,4 126
5100 405 60 9,0 122
4800 410 55 а.4 П0
4500 415 51 8,0 П2
4200 420 48 7,2 108
3900 420 44 6,8 100
3600 420 40 6.4 95
3300 420 35 5,8 8В
30 ОС 420 30 5,2 82
2700 ‘120 28 4,7 76
2400 420 24 4,0 70
2100 420 22 3,5 62
1800 420 10 3,0 55
1500 420 15 2,4 47
1200 420 12 1.8 38
ЭОС 420 8 1.0 25
600 420 2 3,4 9
•ЦЖьЧАНИВ. Расход топлива ж время пол ат а по яругу в г в ОД. 4.5 м учтены. Расход топлива
на полет до кругу и посадку составляет 240 кг, а время полета - 10 мин.
4.8. ЗАХОД НА ПОСАДКУ
4.8.1. Общие указания
Построение предпосадочного маневра производится в соответствии со схемой,
установленной для данного аэродрома и указаниями службы УВД.
Заход на посадку может быть осуществлен в одном из режимов управлений (ДЗП,
ДСП, РСП-ЮСП, ГСП, ОСП и ОПРС (ом. табл. 2.2).
Распределение обязанностей летчиков приводится для случая выполнения захода на
посадку в сложных метеоусловиях.
Командир экипажа в простых метеоусловиях может взять на себя управление самоле-
том. Помощник командира экипажа при этом обязан осуществлять контроль полета по
приборам. Командир экипажа на -чале принятия решения о посадке (от ЗПР+ЗО м до
ВНР) пилотирует самолет по приборам и визуально.
Заход на посадку и посапка в простых метеоусловиях может выполняться помощником
командира с выполнением всех функций командира экипажа, кроме принятия решения
о посадке. В этом случае командир экипажа осуществляет контроль полога.
При любом варианте 'взаимодействия в экипаже решение о посадке принимает командно
и дает команду "Садимся", если он визуально определил, что положение самолета и
параметры е^о движения обеспечивают безопасную посадку.
Решение о необходимости ухода на второй крут с высоты ниже ВПР (в частности,
при внеза.лой потере нидимосг* наземных ориентиров) принимает только командир
экипажа.
Порядок взаимодействия в полете определяется командиром экипажа или проверяют? •
перед полетом и при проведении предпосадочной подготовки.
4.8.2. "чректорный режим захода на посадку
После пролета КИМ настройте первые каналы обоих лРК на частоту
ДЦН1, а вторые каналы - на частоту ШШ, прослушайте позывные
и переключите АРК й I на частоту ДЛИЛ, а АРК й 2 на частоту
ШРМ
Нажмите кнопку 3& у ШШ и установите стрелку ЗК прибора ШШ на
магнитный курс ВПП аэродрома посадки
Установите на верхнем пульте летчике J переключатель IIS -СП-50
(для Курс МП-70 - на селекторе режимов) в положены» IX $ или
СП-50 в зависимости от системы посадки, а переключатель МАЯНР -
ЛССАД - в положение ПОСАД (см. рис. S.-I6-S)
КЭ, ПК, ш
КЭ, ПК
КЭ, лк
Установите на блоках управления м I и 2 (для Курс МП-.О на пультах управления Ji I и 2) частоту радиомаяка аэродрома посадки. При посадке по ПБМГ установите ча пульта управления ?СН1 сдвоенной ручкой номер канала посадочного радиомаяка НС1_. и режим работы ”П" | КЭ. ПК
Перед заходом на посадку по сзстеме СП-50 установите с помощью потенциометров блока баланса "Курс ЫП-2" стрелки положения курса приборов НПП з ПСП на нулевой индекс при работе приборов от пер- вого и второго полукомплектов
Установите переключатели АЖ. - УОШ и АРК2 - V0E2 (на ИКУ и у штурмана) соответственно в положения V0E и V0E2 (см. рис. 8.16-7) КЭ, ПК, Е
Установите переключатель ПОСАДКА ПО СДУ в положение Д,рс Ж К I или Курс Ж й 2 и зависимости от выбора полукомплекта аппаратуры "Курс Ш" (см. рис. 8.15-7), при этом загорается светосигнальное табло КУРС Ш й I на СДУ (Курс ЫП И 2 на-ОДУ) КЭ-ПК
При посадда по ПГИГ (самолет Ан-32Б) установите переключатели ПОСАДКА ПО СДУ в положение .Cffi (загорится светосигнальное табло PCJH ча ОДУ) и ОД - РСШ в положение PCffi
Установите переключатель бокового канала на пульте СДУ в положе- ние ЗАХОД, а переключатель ЫАЯК НА - ОТ в положение НА КЭ
Установите переключатель радиосвязей на абонентском аппарате СПУ поочередно в положение Ж и РК2, прослушайте сигналы радио- маяка и отрегулируйте громкость КЭ, ПК, Е
остановите скорость полета 300-325 км/ч на высоте круга КЭ-ПК
Выпустите шасси перед третьим ра-воротом (или на удалении
25-30 км а г аэродрома при заходе на посадку с прямой)
Установите переключатель управления колесами передней опоры
в положение ВЗЛЕТ - ПОСАДКА
ИЗ — ПК
КЭ
Выполните третий разворот в установите скорость полета, в КЭ
пределах 270-310 юл/ч
Выпустите закрылки на I5V приемами по 5° с уменьшением скорости КЭ-ПК
до 260-300 км/ч. Усилия на штурвальной колонке снимайте тримме-
ром
Убедитесь при входе самолета в зону уверенного приет г сигналов КЭ, ПК
вазе, лого курсового радиомаяка, что бленкеры курса на приборах
НПП и ПСП такрылись,. (на селекторе режимов "Курс МП-70" за-
горелись лампы "KI" и "К2"), сигнализирующие о нормальной рабо-
тоспособности курсового канала первого и второго полукомплек-
тов "Курс МП". <Дри посадке по ПРЫГ на пульте управления УСЫ!
загорается •'ветоо-'гнадизатор "Д") 4. Стр. 24
3 точке начала четвертого разворота командная стрелка крена на
приборах КПП отклоняется в сторону разворота. Плавным отклоне-
нием штурвала удерживайте командные стрелки крена в пределах
нулевого I...Декса прибора КПП и следите за показаниями приборов
КПП и ПСП, на которых стрелка положения курса должна медленно
приблизиться к нулевому индексу. Самолет входит в равносигналь-
иую зону курсового радиомаяка и следует по ней с учетом угла
сноса. При посадке по ПРЫГ на ИОД индицируется значение даль-
ности до начала ВПП.
Установите скорость полета в пределах 235-265 км/ч
Убедитесь при входе самолета в зону уверенного приема сигналов
наземного глиссадного радиомаяка, что бленкеры глиссады на
приборах ВПП и ДСП закрылись (на селекторе режимов "Курс
iJu-70" загорелись лампы "П" и "Г2"), сд-пализирулцие о нор-
мальной работоспособности глиссадного канала первого и второго
полукомплектов "Курс LET
Выведите самолет на посадочный курс по сигналам курсового
радиомаяка, удерживая командную стрелку крена КПП в пределах
кулевого индекса
Довыпустите закрылйи в посадочное положение 25° перед входом
в глиссаду с уменьшением скорости до 210-240 км/ч
Цдуститс бары перед входоги в глиссаду на высоте круга, а после
установления надежного визуального контакта с землей на высоте
150-100 м включите ^ры
Произведите проверки по Карте контрольной проверки "Перед
посадкой"
Передайте, управление самолетом помощнику командира не позд-
нее точки входа в глиссаду, контролируйте выполнение им полета
и выдерживайте заданную скорость полета, управляя РУД
В момент прохождения стрелки положения глиссады приборов НЛП
и ПСП через нулевой индекс и отклонения командной стрелки
тангажа вниз от нулевого индекса прибора КПП планним движени-
ем штурвала от себя удерживайте командную стрелку тангажа в
пределах нулевого индекса
3 процессе захода на посадку по командным стрелкам прибора
КПП постоянно контролируйте положение самолета относительно
равносигнальных зон посадочных радиомаяков по стрелкам поло-
жения приборов НЛП и ПСП
"Флотируйте самолет по командным стрелкам КШ до получе-
ния команды КЗ "Садимся" или "Уходим". Следите за скоростью,
докладывая КЭ "Скорость мала (велика)" при отклонении ее
на ±10 км/ч от заданной
КЭ - ПК
IS - ПК
КЭ, ПК
кэ-пк
КЗ-ПК
КЗ-ПК
КЭ, ПК, ш
кэ
ПК
КЭ, ПК
ПК
Контролируйте предпосадочное снижение и нмхоп самолета на поса-
дочный курс, докладывайте через каждые 2 км расстояние до точки
входа в глиссаду и о замеченных от лонениях
Контролируйте пролет ДЛИЛ и ЕЛЕН на заданных высотах по АГЕ и
сигналам ЫИ1.
До высоты ЗПР-ьЗО м оцените по приборам точность стабилизации
относительно заданной траектории. На участке ДНЕМ - ВПР, если
отклонения планок положения HIF превышают: по курсу - пределы
центрального кружка, а по глиссаде - одну точку, выполните
уход на второй круг
На высоте начала визуальной оценки (BIIP+30 ы) доложите ЬЬ
"Оценка" и продолжайте управление самолетом
На высоте ВПР+30 ы начните устанавливать визуальный контакт
с наземными ориентирами и оценку бокового отклонения от оси
ШП (см. табл. 4.5а)
IL
КЭ
ПК
КЭ
Таблица 4.5а
ЕЫсоть начала маневра, м 150 100 80 60
Предельно допустимое боковое отклонение от оси ШП, и 200 100 70 4D
I. Если фактическое боковое отклонение превышает предельно
допустимое, КЭ на высоте не ниже ВПР должен начать уход
на второй круг.
Если фактическое боковое отклонение находится в допусти-
мых пределах, КЭ, принимая решеьде о посадке на высоте
не ниже ВНР, должен начать маневр ..о устранению бокового
отклонения.
2. Маневр состоит из двух ^спряженных разворотов (вид буквы
"S "). Первый разворот (в сторону оси Hui) выполняется с
углом крена 10-12°, а второй разворот (в обратную сторо-
ну) - с углом крена 6-8“. Наневр должен быть закончен до
начала ВПП. Даксицад-лый угол крена в начале первого раз-
ворота не должен превышать 15°и 2-Зс к началу ВПП.
3. Если до установления надежного визуального контакта с огня-
ми приближения аэродрома или другими ориентирами по курсу
посадки сработала сигнализация ТВ,уйдите на второй круг.
До ЗПР после принятия радения о посадка дайте команду "Садимся” i Е2
("Уходим"), возьмите управление самолетам на оебг и выполните |
посада^ в соответствии с п. 4.2.4 (уйдите на второй круг в соот- |
зетствии с подразд. 4.3)
Допустимые на НИР отклонения самолета от глиссады (I точка
по НИИ) не исправляйте. Выполняйте полет по продолженной
глиссаде, сохраняя вертикальную скорость и установившийся
(подобранный) режим работы двигателей до высоты начала вы-
равнивания. Не допускайте резкой отдачи штурвала "от себя"
я (или) уменьшения подобранного режима работы двигателей.
После команды КЭ "Садимся", не отвлекаясь от приборов до
высоты начала выравнивания, контролируйте параметры полета
по приборам. Докладывайте: "Крен левый (правый) велик",
если крен достигает 5 и более; "Крутое снижение", если
вертикальная скорость достигает 5 м/с и более; "Скорость
мала (велика)", если V эп на 10 меньше (больше) рас-
четной.
Сообщайте по СПУ значение высоты по радиовысотомеру:
20 м,10 м,8 м,6 м,4 м,2 м.
Пели до высоты ВНР не дана команда "Садимся", дайте команду
"Уходам на второй круг" и выполните полет по приборам до
команды КЭ "Взял управление"
КЭ
ПК
4.8.3. Заход на посадку в режиме ПСП
Пилотируйте самолет таким образом чтобы курсовая и глиссад-
ная планки находились в пределах центральных точек шкал
Прекратите снижение и уйдите на второй ’-руг, если на участке
ДЛИ! - ЗПР отклонение самолета от заданной траектории пре-
вышает:
- по курсу - пределы центрального кружка;
- по глиссаде - одну точку по прибору НЛП.
выполнение захода на посадку производите в соответствии с
рекомендациями п. 4.8.2. "Джректорный режим захода на
посадку"
4.8.4. Заход на посадку в режиме ОСП
3 расчетной точке дайте команду о начале четвертого разворота
По КУР ДНЕМ контролируйте начало выполнения четвертого разво-
рота и выход самолета на посадочный курс. Контроль пути по
направлению осуществляйте путем сравнения текущего МНР с ПМПУ,
а по дальности с использованием РЛС, ДНЕ, информации диспет-
чера УВД и (или) по расчету
После выхода из четвертого разворота выпустите закрылки на
25° и продолжайте горизонтальный полет до точки входа в глис-
саду, запомните режим работы двигателей. В точке входа в
глиссаду переведите самолет в снижение с вертикальной ско-
ростью, превышающей расчетную для данного аэродрома (с учетом
ветра) на 0,5-1 м/с
КЭ-ПК
КЭ-ПК
КЭ-ПК
I ш
кэ
I лк
Дродолдайте снижение с указанной вертикальной скоростью до ИК
высоты, установленной для пролета ДИШ. Если к моменту
достижения высоты, установленной да. пролета ДПШ, самолет
не прошел ЖШ, переведите самолет в. горизонтальный полет
до пролета ДиШ
При переводе самолета в горизонтальный полет установите дни- ©
гателям режим работы для горхзонтального полета.
При пролете ДИН! переведите самолет в снижение с вертикаль-
ной скоростью, равной расчетной для данного аэродрома (с
учетом ветра)
Примите решАинА до ЧИР о выполнении посадки в соответствии
с п. 4.2.4 или об уходе на второй круг в соответствии с
подразд. 4.3
ПК
КЭ—ПК
аГИМАНИЕ! ПИ ОТКАЗЕ ОДНОГО Д31ГАТЕДН НА ГЛИССАДЕ, ДО ДЛИ ПОСЛЕ
ПРОЛЕТА ДПРМ ПРИ ОТСУТСТВИИ НАДЕЖНОГО ЖЗУАЛЬЕОГО
КОНТАКТА С НАЗЕМНЫМИ ОРИЕНТИРАМИ ПО КУРСУ ПОСАДКИ
ЗАПОЛНИТЕ УХОД НА ВТОРОЙ КРУТ.
4. Стр. 28
иЗОЕЖЕТИ ПСХЕТА H04W
Пои подготовке к палету:
- проверьте освашеняе иаоин, приоорных доел: и пультов; КЭ, ПК, Ш
- включите АНО и проверьте их исправность; ПК
- пионерьте раьотоспосооность фар. ПК
На рулении;
- надшито АНО к фары на малый или оольшоя свет (на время до 5 мин;; КЗ, ПК
- убедитесь в отсутствии аварийных сигналов. КЗ, ПК, ш
^ри взлете и наооре высоты:
- ы&лвчкте фары ма оольаои свет; - вылерхивните направление на разоаге по огням осевой линии ВПП. если она освещена, или по дневной маркировке осевой линии с мсполь- зованием фар, если отсутствует световой вкрвн, иди ао Роковым огням ЭПП; - «ерьидите на пилотирование по приборам одновременно с подъемом Нареднеи опоры шасси; - отключите и уоерите фары на высоте ЬО-70 м. Пои поездке: б б б б В
- выполните заход на поездку по приборам; КЗ
- включайте фары на большой свет на высоте I5G-I00 м только при видимости земли. Если сват фар создает световой экран, отключите их; КЭ
- произведите посадку на ЗИП, освещавшую прозекторами; КЗ
- переведите фарп на малый свет после освоооадония ЗИП. кэ-пк
На стоянке:
- отключите фары; КЭ - ЛК
- отключите проблесковые маяки и АНО после полного останова двигателе!;. КЭ-ПК
4.11.
4.11.1.
4.11.2
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА В УСЛОВИЯ X ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Общие указания
Убедитесь зимой в том, что планер самолета от и нея, снега и льда
Условия возможного обледенения: облачность, туман, мокрый снег, дождь, морось
При температуре воздуха 5° С и ниже.
Выход из зоны обледенения осуществляется на скорости не менее 320-340 км/ч
(закрылки убраны) в следующих случаях:
- при отказе ПОС крыла и оперения или ПОС двигателей;
- при отказе одного двигателя;
- при попадания самолета в условия сильного обледенения.
ВНИМАНИЕ! СИЛЬНЫМ СЧИТАЕТСЯ ОБЛЕДЕНЕНИЕ, КОГДА ВРЕМЯ ОЧЕРЕДНОГО
СБРОСА ЛЬДА СО ЩЕТОК СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЕЙ МЕНЕЕ 5 МИН
- при температуре воздуха минус 20°С.
Признаки обледенения, появление даже одного из которых требует включения ПОС са-
молета
- загорание светосигнального табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ и светосигнализаторов ОБЛЕДЕ-
НЕНИЕ ЛЕВ. ДВИГ, ОБЛЕДЕНЕНИЕ ПРАВ ДВИГ;
- отложение льда на среднем необогреваемом стекле и стеклоочистителях;
- удары по обшивке льда, срывающегося с винтов;
- уменьшение скорости полета
Включение ПОС самолета при постоянном режиме работы двигателей приводит к
уменьшению скорости полета на 10-15 км/ч Сохраняйте заданную скорость полета уве-
личением режима работы двигателей, что приводит к увеличению километрового расхо-
да топлива на 3,5%.
При включенной ПОС крыла и оперения возможно появление на штурвале переменных
усилий по крену, которые необходимо парировать.
Если включение ПОС крыла и оперения производилось при включенном автопилоте, то
при отключении автопилота парируйте возможные усилия на штурвале.
При отключенном ПОС крыла и оперения усилия по крену исчезают.
Взлет и набор высоты
Включение ПОС производите в следующей последовательности
- установите выключатели ВОЗДУХОЗАБ. И ВНА ЛЕВ (ПРАВ.) ПК
ДВИГ В положение ВКЛ после запуска двигателей.
Убедитесь в загорании табло ОБОГРЕВ ЛЕВ (ПРАВ ) ДВИГ;
- установите переключатель ВИНТЫ И КОКИ в положение ПК
ОСНОВН За 10 мин до взлета и убедитесь в очередном
загорании с интервалом 25 с светосигнализаторов
ОБОГРЕВ ВИНТОВ И КОКОВ ЛЕВ (ПРАВ );
- установите переключатели ОБОГРЕ ЛЕВ. (ПРАВ.) СТЕКЛА в КЭ, ПК
положение ИНТЕНС. Через 5 мин после прогрева в положение
ОСЛАБЛ
- установите переключатели ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЕ ПК
в положение РУЧН. После перевода РУД двигателей на номиналь-
ный режим и убедитесь в загорании табло ЛЕВ КРАН ОТКРЫТ,
ПРАВ КРАН ОТКРЫТ.
Отключение ПОС производите после выхода из зоны обледенения и при отсутствии льда
на крыле и стабилизаторе в следующей последовательности:
- убедитесь в погасании табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ и установите КЭ - ПК
переключатели ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ в положение
АВТОМ
- установите переключатели ОБОГРЕВ ЛЕВ. (ПРАВ ) СТЕКЛА КЭ, ПК
в положение ОСЛАБЛ.
- установите переключатель ВИНТЫ И КОКИ в положение ОТКЛ.
- убедитесь в погасании саетосигнализаторов ОБЛЕДЕНЕНИЕ
ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ. и через 4-5 мин установите выключатели
ВОЗДУХОЗАБ. И ВНА ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ. в положение ОТКЛ.
Если температура воздуха 5°С или ниже, ПОС воздухозаборни-
ков и ВНА двигателей не отключайте.
4.11.3.
Полет по маршруту
Включение ПОС двигателей производите при температуре
воздуха 5°С и ниже, а ПОС самолета - перед входом в зону
с условиями возможного обледенения при загорании табло
ОБЛЕДЕНЕНИЕ или при появлении хотя бы одного признака
обледенения
При образовании льда на щетках стеклоочистителей толщиной,
равной толщине рычагов или щеток, периодически сбрасывайте
лед с них включением стеклоочистителей
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ ЗАПОЗДАЛОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС ВОЗДУХО-
ЗАБОРНИКОВ И ВНА ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ-
ВОДИТ К СБРОСУ ЛЬДА В ДВИГАТЕЛИ,
ПАДЕНИЮ МОЩНОСТИ, ПОВРЕЖДЕНИЮ
И ОСТАНОВУ ДВИГАТЕЛЕЙ.
ПОС блистера используйте для удаления льда на блистере
после выхода из зоны обледенения или при необходимости
Время работы ПОС блистера 2-4 мин.
ПК
ПК
КЭ-ПК
ПК
Отключение 20С производите в соответствии с п. 4.II.2, если
снижение и посадка будут производиться ня аэродроме без
фактических или прогнозируемых условий обледенения.
4.II.4. Снижение, заход на посадку и посадка
Включите ПОС перед снижением с эшелона в соответствии
о п. 4.II.2 в случае:
- наличия условий обледенении;
- фактического или прогнозируемого обледенения в районе
аэродрома посадки.
Производите заход на посадку ж посадку в условиях
обледенения с исправно работающей ПОС при отсутствии
лада на крыле и стабилизаторе в соответствии с подразд. 4.2.
Вийците из зоны обледенения при отказе ПОС крыла и оперения,
при наличии льда на краха и стабилизаторе или при сомнении
в его отсутствии и следуйте на запасной аэродром, где нет
.• условий обладаавиия.
Вол уйти на запасной аэродром невозможно, выполните
посадку в условиях обкадааянян о выпущенными па 15°
закрнлкашг, вццеркивая скорость полета в соответствии
с табл. 4-6.
КЭ-ПК
ПК
кэ
кэ-пк
КЭ, ПС
Пилотируйте самолет плавно, не допуская:
- значительных перегрузок (Ажу - не более ±0,3);
- кренов на развороте божие 15°;
- «ткодмяндн при маневрировании более 1,0 диаметра шарика.
ВНИМАНИЕ. В03КИИ0 УЖОЯЯИЕ УСИЛИЙ НА ШТУРВАЛЕ ДО 25 кгс
из-за нясингронапста выхода и уборки предкрылков.
0ОЗНИКАПЩЙ КРЕН ПАРИРУЙТЕ ЭЛЕРОНАМИ.
Таблица 4-6
Этап полета Скорость полета, км/ч
Полет по кругу, выпуск шасси 320-340
ВИлусх закрылков на 15° 300-325
Четвертый разворот 270-300
Планирование 265-290
Прияаыювнже 245-270
ПРИМЕЧАНИЕ. Посадочная дистанция и длина пробега определяются хак пои
посадке с убранными закрылками (см. ряс. 7.5-10 и 7.5-II).
<i
1.12. ОСОБЕННОСТИ ЖСГШАТАЦИИ САМОЛЕТА НА ШБГГСНИРСВАНЯП НЕ
Разрешается эксплуатации самолета на грунтовых ЯШ с прочностью грунта> 8 кгс/см"
и более. Глубина колея от колес основных опор масел должна сыть не более 5,5 см.
Рамус разворота по внешним колесам без применения тормозов должен оыть не менее
13 м.
Полеты с грунтовых ВПП в зимнее время следует производить после очистки ВПП от
снеге.
гуление и взлет самолета с грунтовой ВПП не представляют сложности, если не до-
пускать остановки самолета, крутых разворотов и тормомваш колес.
На разбеге разрешается производить разгрузку и подъем колес передней опоры шасси
на скорости 195-200 км/ч.
При посадке:
- после приземления самолет Солее энергично опускается на передние опору шасси;
- для уменьшения нагрузки на переднюю опору дольше ударкивайте штурвал в положе-
нии "на себя";
- по возможности снимайте винты с упоре во второй оттяг дробеа;
- тормозить колеса разрешается в крайних случаях, не допуская остановки самолета
не ВПП.
Э ксплуатация самолета на грунтовых ВПП с прочностью грунта более 8 кгс/см2
особенностей не имеет по сравнению с овтоифгяютнпй ВПП.
Расчет максимально допустимой взлетной мессы по аэродромным условиям производится
в соответствии с графиками, приведенным на рис.>7.2-8, 7J3-9, 7.2-Ю после
определения следуиих параметров:
- располагаемой длины разбега « К - 50 м;
- располагаемой дистанция прерванного взлета (1^^ + ьчгтв) • К - 50 м;
- располагаемой дистанции валета (Ц^гп ♦ * Ьсг^ ' К ~ 50 ж-
К оэффициент К учитывает прочность грунта л его выбирает из табл. 4*7.
Таблица 4.7
Прочность грунта, кгс/см2 10 9 . 8
Коэффициент К I.C 0,96 0,92
4. Стр. 32
Адр 35/ЬС
РУКОВОДСТВО по ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
4.13. ПИЛОТИРОВАНИЕ 'IA БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
Характеристики устойчивости и управляемости самолета на больших углах атаки,
включая режим сваливания, в диапазоне эксплуатационных центровок при всех кон-
фигурациях удовлетворительные.
Скорости сваливания приведены на рис. 7.1-9.
3 испытательном полете на режимах работы двигателей от ПЫГ до 50° по УИРТ на
больших углах атаки определено, что при полном отклонении штурвальной колонки
на себя опускается носовая часть, увеличивается скорость на ID-I5 км/ч и само-
лет переходит в режим парашютирования с вертикальной скоростью до 10 м/с.
Тенденции к сваливанию на крыло нет.
На режимах работы двигателей 79° по УИРТ и выше минимальные скорости соответ-
ствуют режиму ПМГ, но при меньших значениях углов атаки. Тенденции к сваливанию
на крыло нет.
Зыход самолета ня большие утлы атаки возможен при попадании в зону сильной бол-
танки или при грубых ошибках в технике пилотирования, а именно.
- уменьшении скорости полета до скорости сваливания;
- создании значительной перегрузки при отклонении штурвала на себя.
При выходе самолета на большие углы атаки автоматически выдвигаются предкрылки,
что увеличивает коэффициент подъемной силы и улучшает характеристики самолета.
Своевременное предупреждение о приближении самолета к сваливанию обеспечивает
АУАСП (срабатывает звуковая сигнализация, загорается табло КРИТИЧ. РЕКЖ, всту-
пает в работу вибратор штурвала).
3 таблице 4.8 приведены значения допустимых углов атаки в зависимости от числа М
и конфигурации самолета, допустимых углов атаки при выпущенных закрылках, допу-
стимых значений перегрузки , при которых срабатывает сигнализация
лгИТИЧ.РЕЖИМ системы АУАСП.
Таблица 4.8
конфигурация i "t о и ОС1 ^>0
Число М 0*2 0,3 | 0,4 ! 0,5 0.6 0.65 —
О^°«МЛ 14.5 12,95 11,25 10,5 9,7 9.4 12,5
При доотнжвижж перегрузки 2,2
руководство ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
На выход предкрылков влияют углы скольжения, перегрузка, интенсивность кренения
и рогами работа двигателей.
При полета в болтанку, на разворотах и на переходных режимах возможен несинхрон-
ный выход (уборка) предкрылков и хранение самолета, которое легко парируется
элеронами.
В полете со скольжением, которое влияет на работу ДУА, показания углов атаки
увеличиваются (уменьшается) при скольжении аа левое (правое) полукриле.
Сигнализация АУАСП срабатывает также при достижении положительной перегрузки 2,2.
При срабатывании сигнажияяцпи АУАСП и появлении предупредительной тряски аг
всех режимах полета отклоните штурвал от себя, руль направления и элероны уста-
новите в нейтральное положение.
После выходя самолета на меньшие углы атаки, прекращения сигнализации и преду-
предительной тряски переведите самолет в горизонтальный полет.
При запоздалом вмешательстве в управление при срабатывании сигнализации АУАСП и
появлении предсршной тряски воаможяо сваливание самолета (появление самопроиз-
вольных колебаний по тангоду, переход аа режим Е<раиаотированмн).
Для вывода самолета на эксплуатационные углы атаки установите руль высоты, ц/л±
направления и элероны в нейтральное положение, кв нвмеяяя коафигурации самолета
и режима работа двигателей. Потеря высоты с момента отклонения рулвй в нейтраль-
ное положение до вывода самолета в горизонтальный полет не превышает 300 м.
ВНИМАНИЕ!ПРИ ПЕРЕГРУЗКЕ БОЛЕЕ 1.5 (КОНФИГУРАП,^ ПОЛЕТНАЯ) С ВЫХОДОМ НА УГЛЬ
АТАКИ МЕЛЬЧЕ УГЛА ВЫХОДА ПРЕДКРЫЛКОВ (см. табл. 4.8) ВОЯКИНС
КРЕНЕНИЕ САМОЛЕТА (ПРЕИШГиВСТВЩНО ЛЕВОЕ), КОТОРОЕ НЕОБХОДИМО
ПАРИРОВАТЬ ОТКЛОНЕНИВЛ ПГГУРЫЛЬНОЙ КОЛОНКИ С- СЕБЯ С 1ЙСЛЕДЛ1Ш:
ВЫВОДОМ САМОЛЕТА ИЗ КИВА.
•1.14. ПОЛЕТ 3 УСЛО. ИХ ПОВШЕННОЙ ТУРБУЛЕНТНОСТИ АТМОСФЕРЫ
4.I4.I. Пилотирование в болтанку
Пилотирование самолета в условиях слабой (0,05 < Дпу < 0,2) и умеренной
(0,2 < Дпу < 0,5) болтанки производится хак при включенном, так и при отклю-
ченном автопилоте.
При входе в зону с сильной болтанкой (Дпу > ±0,5):
- отключите автопилот, и СД7;
- подтяните привязные ремни;
- установите скорость полета в пределах 350-400 км/ч;
- пилотируйте самолет, избегая резких отклонений РВ и
элеронов, развороты выполняйте о креном не более 10° -
это исключает выход самолета на больше углы атаки.
КЭ
КЭ, ПК, ш
кэ
3 .мощном восходящем порыве самолет может выйти па большие углы атаки. При этом
автоматически выдвигаются предкрылки, возникает предупредительная тряска, сраба-
тывает звуковая п световая сигнализации АУАСП. В этом случае пилотируйте самолет
в соответствии с рекомендациями подразд. 4.13.
ГЬшолнение захода на посадку л посадку пр" сильной болтанке производите при ско-
ростях палета на 5-10 км/ч больше рекомендуемых в подразд. 4.2.
J.I4.2. Золет при грозовой обстановка
ЗАЗРЖлЕТСЯ преднамеренный вход в мощные кучевые и кучеао-дождевые облака и
полет над облаками в зоне осадков.
Зри обнаружении бортовым радиолокатором или визуально кучевых и кучево-
дождевых облаков,или грозовых очагов обходите их на удалении 15 км или с
превышением на 500 м лад верхней границей.
/ересекать фронтальную облачность с отдельным! грозовыми очагами разре-
шается на удалении не менее 50 км между ними, определенном по засзаткаь:
да экране бортового радиолокатора.
4 .L..3.. Заход на посалю в условиях сдвига ветра
Запросите диспетчера УВД о скорости и направлении ветра i КБтПП
да высоте 100 м и у земли
При разности скоростей ветра менее 5 м/с на 100 м высоте I КЗ
выдерддзантз скорости заход, ла посадку, рекомендованные
в п. 4.2
• I
Спи разности скоростей ветра 5 м/с и оолее на 100 м высоты КЗ
(если продольная составляющая скорости ветра у земли мень-
ше. чем на высоте 100 м) скорости захода на посадку выдег-
давапте на 10-20 км/ч больше, чем указанные в п. 4.2
ЖМЕ! ДН1 ОТС7ГСТНШ ЖаСЯйШИИ 0 СКОРОСТИ И НАКШЕЙК
ЗЕТРА ПМЗНАлОМ СУЕЕС'жЗШНОГО СДЗИГА ЗЕТРА ЯВЛЯЕТ-
СЯ НЗОБХОДШОСТЬ РЯДА ПОСЛЕДО^Ш'ЕДБЕКХ УЗЕЕЧШЫ
3XLiA РАБОТЫ ДЗИГАТЕЛЕЛ ДНЯ СОХРАННЫ. НЕОБХОДИ-
МОЕ СКОРОСТИ НА ГЛИССАДЕ. В ЗТШ СЛУЧАЕ СКСРОСЫ
ЗЦДЕИПЗАЕТЕ НА 20-20 км/ч БОЛЬШУЮ. ЧШ Л<ДЗАНА
3 П. 4.2.
Если пш снижении по глиссаде до ВНР для выдерживания не- i КЗ-2
обходимой скорости полета потребуется увеличить режим ра-
боты двигателе!, до номинального, установите двигателям
взлетный режим и уйдите на 2-ц круг
Посадку выполняйте в соответствии с рекомендациями п. 4.2 i KS-3
при скоростях по п. 4-а.
ДНШЕЧАНИЕ. Посадочная дистанция и длина пробега определя-
ется по рас. 7.5-и (К = 1,67 или К = 1,43; г
оис. 7.5-7.
4.15. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА С ОТКРЫТЫМ ГРУЗОВЫМ ЛЮКОМ
При необходимости разрешается завершение полета с открытым грузовым люком.
В полете:
- выдерживайте скорость полета не более 355 км/ч. Рекомендуемая скорость
220-240 км/ч с выпущенными на 15-25° закрылками;
- создавайте перегрузку не более 1,5;
- выполняйте развороты с креном не более 30°;
- не допускайте скольжения при маневрировании более 1,0 диаметра шарика.
При заходе нэ посадку и посадке:
- выполняйте заход на посадку на скорости 210-240 км/ч с выпущенными на 25° за-
крылками;
- начинайте выравнивание самолета на высоте 6-3 м с постепенным снижением до при-
земления на колеса опор шасси (посадка близка к трехточечной).
ПРИМЕЧАНИЕ. Уход на второй круг для уточнения захода на посадку производите
в соответствии с псдразд. 4.3.
Выполняйте руление по РД или ВПП на скорости не более 15 км/ч.
4.16. ОСТАНОВ И ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. ПОСАДКА
С ОСТАНОВЛЕННЫМ (ЗАДРОССЕЛИРОВАННЫМ) ДВИГАТЕЛЯ.!
4.I6.I. Останов двигателя в полете
Останов двигателя разрешается:
- в учебно-тренировочном (испытательном) полете при отсутствии
условий обледенения в ПМУ;
- при отказе двигателя и несрабатывании систем автоматического
флотирования.
Для останова двигателя:
- отключите генераторы СТГ и СТО (см. подразд. 8.13);
- отключите СКВ (см. подразд. 8.9);
- установите РУД на ЗМГ;
- нажмите на 2-3 с лампу-кнопку ФЛЮГИРОВАНИЕ останавлива-
емого двигателя. Загорится табло ЛЕВ. (ПРАВ.) ФЛ. НАСОС
РАБОТАЕТ;.
- убедитесь, что загорелись табло ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ,
ЛЕВ. ВИНТ ЗАФИКСИР. (ПРАВ. ДВИГ. - ОТКАЗ, ПРАВ.
ВИНТ ЗАФИКСИР.) и лампа-кнопка ФЛЮГИРОВАНИЕ остановлен-
ного двигателя.
- закройте стоп-кран и пожарный кран остановленного
двигателя.
КЭ
КЭ-ПК
КЭ
кэ-пк
КЭ, ПК
кэ-пк
ПРИМЕЧАНИЕ. Если предполагается запуск остановленного двигателя,
разрешается:
- прерывать цикл работы флюгерного насоса на частоте
вращения винта О % для сохранения масла в баке
в количестве 20 л;
- не закрывать стоп-кран и пожарный кран
остановленного двигателя.
4.16.2. Запуск двигателя в полете
Разрешается запускать исправный двигатель, который был
остановлен в учебно-тренировочном (испытательном) полете
или по ошибке экипажа, при следующих условиях:
- обледенение отсутствует;
- высота полета 2000-8000 м;
- скорость полета 300-3IU км/ч;
- температура масла не ниже 25 °C;
- воздушный винт медленно вращается.
Перед запуском двигателя:
- установите скорость полета в пределах 300-310 км/ч.
ПРИМЕЧАНИЕ. Если воздушный винт не вращается, увеличьте ско-
рость на 10-30 км/ч до начала вращения винта;
- проверьте наличие масла в баке (должно быть не менее 20 л);
- откройте стоп-кран и пожарный кран остановленного
двигателя, если они были закрыты;
- убедитесь в том, что РУД установлен на ЗМГ.
Запустите двигатель, для чего:
- откройте колпачок, нажмите выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ
и кнопку секундомера;
- произведите вывод лопастей винта из флюгерного положения
до частоты вращения ротора 15-20 %. При этом вытягивайте
кнопку ФЛОТИРОВАНИЕ импульсами длительностью до I с.
Очередной импульс производите, если рост частоты прекра-
щается (всего два-три импульса);
- контролируйте частоту вращения ротора и начало роста тем-
пературы газов. При увеличении частоты и температуры
отпустите выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ. Если частота
"зависает", обеспечьте ее нарастание до равновесной
вытягиванием кнопки ФЛЮГИРОВАНИЕ.
ПРИМЕЧАНИЯ: I. Допускается кратковременный заброс частоты
до 105 %, что приводит к автоматическому
включению ОСУ с фиксацией лопастей винта
и снижением частоты до 89 %, которая повы-
шается до равновесной при увеличении режи-
ма работы двигателя.
2. Допускается в конце запуска частота 93-95 %,
если запуск выполнялся при температуре
40 °C. После нагрева масла частота увели-
чится до равновесной.
- переведите РУД на режим НАГ, проверьте работу двигателя
по приборам;
КЭ
КЭ
КЭ-ПК
КЭ
КЭ-ПК
КЭ-ПК
КЭ, ПК
КЭ, ПК
- увеличьте режим работы двигателя. При давлении по ИКМ
в пределах 18-26 кгс/с»Г загорятся табло ЛЕВ. АВТОФЛ.
ГОТОВ (ПРАВ. АВТОФЛ. ГОТОВ).
КЭ
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПРЕКРАТИТЕ ЗАПУСК, НАЖАВ КНОПКУ "ФЛЮГИРОВАНИЕ",
В СЛЕДЯЩИХ СЛУЧАЯХ:
- ПРИ ЧАСТОТЕ 30 % (ЧЕРЕЗ 30 с С НАЧАЛА ЗАПУСКА)
НЕ РАСТЕТ ТЕМПЕРАТУРА ГАЗОВ;
- ТЕМПЕРАТУРА ГАЗОВ ПРЕВЫШАЕТ 750 °C;
- ЧАСТОТА ВРАЩЕНИЯ ПРЕВЫШАЕТ 105 %.
Повторный запуск разрешается производить через 1-1,5 мин. Допускаются две
попытки запуска. В одном тренировочном (испытательном) полете разрешается
производить три запуска одного и того же двигателя.
4.16.3. Посадки на одном работающем двигателе
Доложите руководителю полетов о принятом решении выполнить КЭ
посадку на одном работающем двигателе.
Выполните снижение до высоты круга, полет по кругу КЭ
(см. п. 4.2.3) и посадку (см. п. 4.2.4) с вылущенными
на 15° закрылками.
4.17 ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА С КОЭФФИЦИЕНТАМИ СЦЕПЛЕНИЯ
ВПП МЕНЬШЕ 0,6
При коэффициентах сцепления ВПП меньше 0,6 снижается эффективность тормозов и
управляемость передней опоры.
При рулении:
- на разворотах используйте асимметрию тяги двигателей и одностороннее торможение
колес Радиус разворота по внешним колесам составляет 12-13 м;
- при опасности сближения с препятствием, вследствие неуправляемого разворота на уча-
стках чистого льда, произведите остановку двигателей;
- развороты с одним работающим двигателем выполняйте в сторону неработающего дви-
гателя.
- Взлет производите в соответствии с подразделом 4.2 2. по методике п. Б.
При взлете:
- удерживая самолет на тормозах, плавно и синхронно увеличьте режим работы двигате-
лей до рекомендованного для взлета за время не более 5 с;
- синхронно отпустите тормоза колес с увеличением режима работы двигателей до реко-
мендованного для взлета за время не более 5 с,
- в первой половине разбега разрешается парировать разворачивающий момент асиммет-
рией тяги двигателей Во всех случаях асимметрия тяги не должна превышать 10° по
УПРТ
ВНИМАНИЕ> НЕ ДОПУСКАЕТСЯ ДВИЖЕНИЕ РУД НА СЕБЯ ПРИ СОЗДАНИИ АСИММЕТ-
РИИ ТЯГИ ВО ИЗБЕЖАНИЕ ВЫХОДА ДВИГАТЕЛЯ НА РЕЖИМ ВСТРЕЧНОЙ
ПРИЕМИСТОСТИ И ЕГО ОТКАЗА
- взлетные скорости увеличиваются на 10 км/ч как при встречном так и при боковом ветре
При этом длина разбега увеличивается на 15% (см рис. 7.2-12).
При посадке:
- заход на посадку и посадку выполняйте в соответствии с рекомендациями раздела 4.2.;
- направление движения на пробеге выдерживайте отклонением педалей руля направле-
ния, элеронами и раздельным торможением колес шасси.
ПРИМЕЧАНИЕ 1. Если на пробеге винт не снялся с упора, остановите двигатель
стоп-краном на скорости 100 км/ч.
2 При отказе томозов колес на пробеге остановите двигатели
стоп-краном на скорости 100 км/ч
J
Потребная посадочная дистанция и длина пробега определяются по номограммам раздела 7, ко-
торые составлены для сухой бетонной ВПП (коэффициент сцепления 0,6 и больше). Полученные
посадочная дистанция и длина пробега при посадке на ВПП с меньшими коэффициентами сцеп-
ления увеличиваются. Коэффициент увеличения приведен в таблице 4 9.
Таблица 4.9
Определяемая характеристика (положение закрылков и номер рис) Коэффициент сцепления ВПП
0,3 0.4 0,5 0,6 и более
Коэффициент увеличения
Посадочная дистанция (6з=25°, рис. 7.5-6) 1,25 1,2 1,1 1.0
Длина пробега (5з=25°, рис.7.5-7) 1,45 1,3 1,15 1.0
Посадочная дистанция (бз=15°, рис 7.5-8) 1.3 1,2 1.1 1.0
Длина пробега (83=15°, рис.7.5-9) 1,55 1,4 1.2 1.0
Посадочная дистанция (5з=0°, рис. 7.5-10) 1.2 1,1 1,05 1,0
Длина пробега (5з=0°, рис.7.5-11) 1.25 1,2 1.1 1,0
Расчет максимально допустимой взлетной массы по аэродромным условиям производится в со-
ответствии с графиками, приведенными на рис. 7.2-8, 7.2-9, 7 2-10 после определения следующих
параметров:
- располагаемой длины пробега: L РДР= LBnn * К, - 50 м;
- располагаемой дистанции прерванного взлета: 1РДПв= (ЬВПп+1-кпб) * К2- 50 м;
- располагаемой дистанции взлета: 1Рдв= 1ВПп+1-кпб+ 1-сэ- 50 м
Коэффициент Кп = 0,75, учитывающий увеличение скорости подъема передней опоры и скорости
отрыва
Коэффициент К;, учитывающий снижение эффективности тормозов в зависимости от коэффици-
ента сцепления, приведен в таблице 4 10.
Таблица 4.10.
Коэффициент сцепления о.з 0.4 0,5 0,6 и более
Коэффициент К2 0,7 0,8 0,9 1,0
РАЗДЕЛ 5
СПЕЦИАЛЬНОЕ ПРИМЕНЕНИЕ
СОДЕРЖАНИЕ
5.1. ВАРИАНТЫ ЗАГРУЗКИ
5.2. ОСООЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕТУ
5.3. ОСОБЕННОСТИ ЗЫПОЛЕКН ПОЛЕТА
5. СОДЕРЖАНИЕ
Стр. 1/2
3.1. ВАРИАНТЫ за:
Зруэовой вариант самолета позволяет перевозить грузы и технику массой до 6700 кг с
/чего?: съемного и швартовочного оборудования, входящего в коммерческую загрузку.
I
5.2. ОСОБЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕГУ
Проинструктируйте экипаж о порядке покидания самолета и высадке из самолета в осо-
бых случаях полета.
2. Проверьте готовность самолета к полету.
3. Провесьте готовность самолета к полету на транспортировку грузов или техники.
Проверьте, что подрессоривание техники выключено, электросистема обесточена, в баках
техника не менее 1/4 и не более 3/4 объема топлива, швартовка техники произведена в соот-
ветствии с Инструкцией по загрузке и центровке.
Уточните расчет центровки.
4. Уточните центровку самолета после размещения грузов в кабине. ।
5. Осмотрите, свои рабочие места к убедитесь в исходном положении органов управления
.'скрытием грузового люка.
ССОБлНЛиСТ! выла
Я ПОЛЕТА
I. Начет выползайте в соответствии с разд. 4 "ВЫЮ/НЕВИЕ ПОЛЕТА".
-. ?тг.оводствултесь рекомендациями подразд. 6.5 и 6.6 при посадке с неисправным
—оси. а также Лнструкцией по загрузке и центровке при необходимости дополнительной
гваитовки грузов.
3. Периодически в наборе высоты эшелона, при полете по маршруту, перед снижением с
песты эшелона борттехник кдругой член экипажа) по команде командира экипажа оставляет
:зое рабочее место для осмотра грузовой кабины. При этом он должен убедиться в том, что
1.V3E надежно закреплены, смещений грузов от первоначального их расположения нет.
РАЗДЕЛ 6
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ
В ПОЛЕТЕ
СОДЕРЖАНИЕ
6.1. ПОЖАР НА САМОЛЕТЕ
6.I.I. Общие указания
6.1.2. Пожар в гондоле двигателя
6.1.3. Пожар в отсеке ВСУ
6.1.4. Пожар внутри двигателя
6.1.5. Пожар в отсеке крыла
6.1.6. Пожар в кабинах самолета
6.2. ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ
6.2.1. Общие указания
6.2.2. Отказ двигателя на взлете
6.2.3. Полет по кругу на одном работающем двигателе
и посадка
6.2.4. Отказ двигателя при наборе высоты и на маршруте
6.2,5. Отказ двигателя на предпосадочном снижении
6.2.6. Уход на второй 'крут с одним работавшим двигэт^^лем
8.3. ОБЕСТОЧИВАНИЕ ОСНОВНЫХ ШИН 36 В
6.4. ОТКАЗ ДВУХ СТАРТЕРОВ-ГЕНЕРАТОРЫ
8.5. ОТКАЗЫ СИСТЕМ ВЫПУСКА ШАССИ
6.5.1. Общие указания
625.2. Посадка самолета на основные опоры
с невыпущенной жередней опорой
6.5.3. Посадка самолета на основную и переднюю
опоры с невыпущенной основной спорой
6.5.4. Посадка самолета на переднюю опору
с невыпущенными основными опорами
6.5.5. Посажса самолета на фюзеляж при невозможности
выпуска веек опор шасси
6.6 . ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА НА СУШУ
6.7 . ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА НА ВОД}
6.8 . ОТКАЗ УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЁС
передней опоры шасси
6.9 .Отсутствие видимости через стекло
с места командира экипажа
6.
in
СОДЕРЖАНИЕ
Стр. 1/2
Дек 7./93
л
6.1. ПОЖАР НА САМОЛЕТЕ
6.I.I. Общие указания
Признаки пожара:
. - загорание красного мигающего светосигнального табло
ПОЖАР;
- загорание соответствующей лампы-кнопки;
- срабатывание звуковой сигнализации;
- появление дыма, пламени или запаха гари в кабине
При пожаре двигателя на разбеге:
- прекратите взлет, если скорость меньше или равна скорости
принятия решения;
- продолжите взлет, если скорость больше скорости принятия
решения.
При продолженном взлете или пря посадке с пожаром на
двигателе останов двигателя производите:
- немедленно, если имеются признаки его отказа;
- после достижения скорости ?2 (при взлете) или на пробеге
(при посадке), если нет призйаков его отказа, предвари-
тельно закрыв отборы воздуха.
Во всех случаях пря возникновении пожара:
- установите место возникновения пожара по загоранию
соответствующей лампы-кнопки иди визуально;
- примите меры для ликвидации пожара. Если автоматическое
срабатывание огнетушителей не произошло, включите их
вручную;
- при необходимости выполните экстренное снижение;
- включите сигнал бедствия и доложите руководителю
полетов о пожаре;
- потребуйте от членов экипажа постоянной информации
о состоянии места пожара и эффективности мер по тушению;
- если пожар потушен, по согласованию с руководителем полетов
продолжайте полет до ближайшего аэродрома или совершите
посадку на выбранную площадку.
При возникновении пожара на земле производите его тушение
как в полете, дополнительно используя наземные противо-
пожарные средства.
КЭ
КЭ
КЭ
кэ-пк
КЭ, ПК, ш
КЭ, ПК, ш
КЭ
КЭ
КЭ
КЭ
КЭ, ПК
Проверку ликвидации пожара производите через 15 с после
срабатывания огнетушителей первой очереди.
Если пожар ликвидирован, светосигнальное табло ПОЖАР
гаснет, звуковая сигнализация отключается.
Для приведения системы в исходное положение установите
переключатель ГОТОВНОСТЬ - ОТКЛ. - ПРОВЕРКА в положение
ОТКЛ., а затем в положение ГОТОВНОСТЬ. При этом соответ-
ствующая лампа-кнопка гаснет.
КЭ, ПК
6.1.2. Пожар в гондоле двигателя
При возникновении пожара в гондоле левого или правого
двигателя загорится соответствующая лампа-кнопка ПОЖАР
ЫОТОГОНД. ЛЕВ. ДВИГ. ИЛЛ ПОЖАР МОТОГОЦД. ПРАВ. ДВИГ.
и автоматически сработают огнетушители первой очереди.
При пожаре:
- остановите двигатель, в гондоле которого обнаружен пожар,
принудительным флюгерованием винта (см. 6.2.1);
- откройте колпачок и нажмите кнопку ОПЕШЬ ВНУТРИ ЛЕВОГО
ДВИГ. или О1НЕТУШ. ВНУТРИ ПРАВОГО ДВИГ.;
- произведите проверку ликвидации пожара (см. □. 6.I.I);
- если пожар не ликвидирован, откройте колпачок и нажмите
кнопку ОГНЕТУШ. 2 ОЧЕРЕДИ.
КЭ-ПК
КЭ-ПК
кэ-пк
кэ-пк
6.1.3. Пожар в отсеке ВСУ
При возникновении пожара в отсеке ВСУ загорится
лампа-кнопка ПОЖАР ВСУ, автоматически сработают
огнетушители первой очереди и отключится ВСУ.
------—----------------------------------------------------
После срабатывания огнетушителей первой очереди:
- закройте противопожарный кран;
- произведите проверку ликвидации пожара (см. п. 6.I.I),*
- если пожар не ликвидирован, разрядите огнетушители
второй очереди.
КЭ
КЭ-ПК
КЭ
6.1.4. Пожар внутри двигателя
При возникновении пожара внутри левого или правого
двигателя загорается соответствующий сигнализатор
ПИАР "{УТРИ ДЕВ. ДБ. или ПОКА? ВНУТРИ ПРАВ. ДВ.
При пожаре:
- остановите двигатель, на которой обнаружен пожар,
принудительным флотированием винта (см. п. 6,2.1);
- откройте колпачок и нажмите кнопку ОгеЕТУШ. ВНУТРИ
ЛЕВОГО ДВИГ. или ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ПРАВОГО ДВИГ.,
контролируя по загорание зеленых светосигнала заторов
срабатывание пиропатронов огнетушителей;
- разрядите первую очередь огнетушителей в гондолу
двигателя, нажав лампу-кнопку ПСЯАР МОТОГСЕД. ЛЕВ ДВ.
иля ПСЖАР МОТОГОНД. ПРАВ. ДВ.;
- произведите проверку ликвидации пожара (см. ц. 6.1.I);
- если пожар не ликвидирован, откройте колпачок я нажмите
кнопку ОТЛЕГЛИ. 2 ОЧЕНШЯ,
6.1.5. Пожар в отсеке крыла
КЭ-ПК
КЗ - ПК
КЗ - ПК
кэ - ж
КЗ - ПК
При пожаре в отсеках крыла на щитке пожаротушения
загорится лампа-кнопка 1ЮКАР ЛЕВ. КР. или
ПОЖАР ПРАВ. КР. и автоматически сработает система
пожаротушения первой очереди.
При пожаре:
- произведите проверку ликвидации пожара (см. п. 6.1.I);
- если пожар не лик ни,пировав, откройте колпачок и нажмите
кнопку ОГНЕТУП. 2 ОЧЕРЕДИ;
- произведите посадку на ближайшем аэродроме с убранными
закрылками (см. ц. 4.5.5).
6.1.6. Пожар в кабинах самолета
1рн появлении дыма в кабинах:
- передайте управление самолетом ПК к наденьте кислородную маску;
кэ-пк
кэ-пк
кэ
кэ
- примите управление самолетом, доложите "Управление взял";
- возьмите управление самолетам на себя и дайте команду
надеть кислородные маски все5 членам экипажа и выполните
экстренное снижение до высоты 4000 м:
- дайте команду борттехнику (штурману) определить зону
пожара;
- наденьте маску, снимите я зактепите на себе прибор КП-19
с баллоном КБ-2. Установите источник дыма я примите меры
по его ликвидации, используя ручной огнетушитель, заря-
женный фреоном или водой в зависимости от характера
пожара;
- отключите СКВ, разгерметизируйте кабину;
— отключите все потребители электроэнергии, расположенные
в зоне пожара, если они являются источниками пожара
\ дама К
- доложите руководителю полетов о случившемся и в зависи-
мости от результатов ликвидации пожара о принятом решении
на посадку.
ПК
КЭ
!
1
i
i
кэ
БТ (Ш)
i
I
I
I КЭ, ПК, II
| к-
6.2. ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ
6.2.1. Общие указания
Признаки отказа двигателя:
- разворот и кренение самолета в сторону отказавшего двигателя;
- загорание светосигнального табло ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ или ПРАВ. ДВИГ. - ОТКАЗ
и соответствующей лампы-кнопки ФЛКГИРСВАНИЕ.
При отказе двигателя срабатывает система автоматического флотирования. Если винт
не зафлюгировался автоматически, примените систему принудительного флотирования
кнопкой ФЛЕГИРОВАНИЕ или краном гидроостанова.
ЛЕДУПРЕУДЕНЖ. ПРИ АВТОМАТИЧЕСКОМ И ПРИНУДИТЕЛЬНОМ ФЛИГИРОВАНИИ ДРЕНЕ АТЬ ЦИКЛ
ФЛЮГИРОВАНИЯ ВЫТЯГИВАНИЕМ КНОПКИ "ФЛШ1РСВАНИЕ" ЗАЛЕЗДАЕТСЯ.
После автоматического или принудительного флотирования винта
на отказавшем двигателе выполните операции:
- установите РУД на ЗМГ;
- закройте пожарный кран, стоп-кран и отключите
отборы воздуха;
- отключите генераторы;
- при необходимости примените систему пожаротушения.
КЭ
ПК
КЭ
КЭ - ПК
6.2.2. Отказ двигателя на взлете
Решение о прекращении или продолжении взлета принимает командир экипажа
в зависимости от скорости принятия решения, определенной по п. 7.2.3
А. Прерванный взлет
При отказе двигателя на скорости принятия решения или
менывей прекратите взлет, для чего:
- установите РУД на ЗИГ;
- удерживайте самолет от разворота рулем направления,
элеронами и тормозами;
- снимите винты с упора;
- отклоните штурвал полностью от себя, примените основное,
а при необходимости е аварийное торможение колес.
КЭ
КЭ
КЭ - ПК
КЭ
Б. Продолженный взлет
При отказе двигателя на скорости, большей скорости принятия
решения, продолжайте взлет, для чего:
- удерживайте самолет от разворота рулем направления и
элеронами;
- убедитесь, что винт отказавшего двигателя зафлюгировался,
или зафлюгируйте ого принудительно;
- плавным движением штурвала на себя начните подъем передней
опоры дасси на скорости 210-220 км/ч (<53 = 15°).
Отделение самолета от ВПП произойдет на скорости 220-230 км/ч
(<53 = 15°) •
- убедитесь в погасании светосигнального табло ВЗЛЕТ - ПОСАДКА
и уберите шасси на высоте 5 м;
- создайте крен 6°-8° в сторону работающего двигателя;
- переведите самолет в набор высоты на скорости 225-245 км/ч;
- при необходимости установите работающему двигателю взлетный
режим.( на скорости не менее Vj).
ВНИГААН/Е! УВЕЛИЧЕНИЕ РЕЖИМА РАБОТЫ ДВИШЕГЛ ДО ВЗЛЕТНОГО
ОБЯЗАТЕЛЬНО ПРИ ВЗЛЕТЕ НА АЭРОДРСМл С ПРЕПЯТСТВИЯМ
( см.лодразд. 7.3.)
- приступите к уборке закрылков приемами по 5° нэ высоте 120 м
над рельефом местности, не допуская потери высоты;
- выдерживайте скорость полота в пределах 230-265 км/ч з начале
и 270-295 км/ч в конце уборки закрылков. Усилия со штурвала
снимайте триммером РВ после каждого приема уборки закрылков;
- примите решение о выполнении полета до аэродрома посадки или
о посадке на аэродроме вылета и доложите руководителю полетов;
- произведите посадку с выпущенными на 15° закрылками в соот-
ветствии с п. 6.2.3.
6.2.3. Полет до кругу на одном работающем
двигателе и посадка
На высоте круга выполните первый разворот и установите
скорость полета 30-3-325 км/ч.
Выпустите шасси перед третьим разворотом (траверз ДЛИЛ).
КЭ
КЭ - ПК
КЭ
кэ-пк
КЭ
КЭ
КЭ
КЭ - ПК
КЭ
КЭ
КЭ
.(3
ПК
Установите переключатель управления колесами передней
опоры в положение ВЗЛЕТ-ПОСАДКА.
Выполните третий разворот и установите скорость полета
270-310 км/ч.
Выпустите закрылки на 15° приемами по 5° с уменьшением
скорости полета до 260-300 км/ч.
Усилия на штурвальной колонке снимайте триммером РВ.
Выполните четвертый разворот, установите скорость полета
235-265 км/ч и выдерживайте ее на глиссаде до начала
выравнивания.
Произведите проверку по разделу Карты контрольной проверки
"Перед посадкой".
Начните выравнивание самолета на высоте от 7 до 5 м с
плавной уборкой РУД на ЗМГ и выдержите самолет с
постепенным снижением до приземления на колеса основных опор
шасси на скорости 220-255 км/ч.
Заверните полет в соответствии с рекомендациями п. 4.2.4.
КЭ
КЭ
кэ-пк
кэ
КЭ, ПК, ш
КЭ
КЭ, ПК, ш
6.2.4. Отказ двигателя при наборе высоты и на маршруте
Убедитесь, что воздушный винт отказавшего двигателя
зафлпгировадся автоматически или зафлюгируйте его принуди-
тельно.
Создайте крен до 3° в сторону работающего двигателя
для обеспечения полета без скольжения.
Вздерживайте скорости набора высоты согласно рис. 7.4-1,
а горизонтального полета - не менее 335 км/ч.
Снимите триммерами усилия с органов управления.
Примите решение о выполнении полета до аэродрома посадки
или о посадке на ближайшем аэродроме, доложите руководителю
полетов.
ВНИМАНИЕ: I. ПРИ ДПИТЕДЫОМ ПОЛЕТЕ НА ОДНОМ ДВИГАТЕЛЕ ОБЕСПЕЧЬТЕ
РАВНОМЕРНУЮ ВЫРАБОТКУ ТОПЧБА ИЗ БАКОВ, ИСПОЛЬЗУЯ
СИСТЕМУ КОЛЬЦЕВАНИЯ.
2. ПРИ НАБОРЕ ВЫСОТЫ ВОЗМОЖНО ПОДЕРГИВАНИЕ ЭЛЕРОНОВ
И ПЕДАЛЕЙ.
КЭ - ПК
кэ
кэ
кэ
кэ
6.2.5. Отказ двигателя на предпосадочном снижении
Убедитесь, что винт отказавшего двигателя зафдюгировался
автоматически, иди зафлюгнруйте его принудительно.
Удерживайте самолет от раиорота, создав крен до 5°
в сторону работавшего двигателя.
Установите необходимый режим работающему двигателю.
Произведите посадку о выпущенными на 15° закрылками
в соответствии с п. 6.2.3.
ВНИМАНИЕ’ ЕСЛИ ЗАКЛДКИ БЫЛИ ВЫПУЩЕНЫ НА УГОД 25°
УВЕЛИЧЬТЕ СКОРОСТЬ ДО 235-265 км/ч И
УБЕРИТЕ ЗАКРЫЛКИ ДО 15° ПРИ ОТКАЗЕ
ДВИГАТЕЛЯ ДО ВЫСОТЫ 60 И.
ЕСЛИ ДВИГАТЕЛЬ ОТКАЗАЛ НА ВЫСОТЕ НИЖЕ 60 М
ВЫПОЛНИТЕ ПОСАДКУ С ВЫПУШЕННЫМИ НА УГОЛ 25°
ЗАКРЫЛКАМИ 3 СООТВЕТСТВИИ С п. 4.2.*.
6.2.6. Уход на второй круг с одним работающим двигателем
Уход на второй круг о закодированным винтом отдавав-
шего двигателя, выпушен дш шасси и выпушенными на 15°
закрылками выполняйте до высоты 60 м.
Предупредите экипаж об уходе на второй крут.
Установите работающему двигателю взлетный режим,
перемешал РУД за 3-5 с.
Создайте крен до 5° в сторону работающего двигателя.
Переведите самолет в набор высоты, сохраняя скорость полета.
Уберите шасси.
Приступите к уборке закрылков приемами по 5° на высоте не
ниже 120 м над рельефом местности, не допуская потери высоты.
Выполните полет по кругу и посадку.
кэ - лк
КЗ
КЭ
кэ-пк
X?
дЭ
ко-
КЭ
ПК
кэ - пк
КЭ, ПК
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
6.3. ОБЕСТОЧИВАНИЕ ОСНОВНЫХ ШИН 36 в
Признаки отказа:
- горит таоло ЭЛЕКТРОСИЛЫ. ПРОВЕРЬ;
- горят светоситнализатор АРРЕТИР на КПП
правого летчика и табло АГ ПРАВ. ОТКАЗ. На
правом КПП выпал бленкер АГ;
- горит табло ПТ ОСН ОТКЛ, вольтметр 36 В
не показывает напряжение в положении ОСНОВНАЯ
ШИНА.
При обесточивании основных шин 36 В не работают авиагоризонт правого летчика, системы
"Привод АНЭ**, автопилот, "Курс МП", АРК, РСБН и указатель поворота ДА-ЗОК правого летчика.
При обесточивании основных шин 36 В:
- отключите автопилот
- пилотируйте самолет по ВПр левого летчика, АГБ-ЗК, курсовой
системе, компасу КИ-13 и ДА-ЗОК левого летчика
- примите решение о выполнении посадки на ближайший аэродром
- доложите службе движения о принятом решении
КЭ
КЭ
Ю
КЗ-ПК
6.4. ОТКАЗ ДВУХ СТАРТИ’ОВ-ГКЕРАТОРОВ
Признаки отказа:
- отключилось значительное число потребителей электроэнергии;
- загорелись светосигнальные табло ЭЛЕКГРОСНАБХ. ПРОВЕРЬ, ПИТАНИЕ ОТ АККУМ.,
ПТ ОСН. ОГГКЛ., а также табло СТП ОТКЛ., СТГЗ ОТИ.;
- вольтметры не показывают напряжения на основных шинах 27 В, 36 В;
- ампеуметр аккумуляторных батарей показывает ток нагрузки.
При откаив стартеров-геиерагорсв:
I) Убедитесь в нормальной работе аварийных источников электроэнергии:
- напряжение на аварийны шинах 27 В, 36 В и на всех шинах 115 В имеется,
на остальных шинах - отсутствует.
- амперметр аккумуляторных батарей показывает ток нагрузки при установке
переключателя ТОК в положение АКК I и АКК 2-3.
2) Попытайтесь повторно включить отказавшие стартерм-генератеры.
3) Произ эдите посадку на ближеаэродроме, если ни один ЛГ не вкл чжлся.
ВНИМАНИЕ. ВРИЯ ПИТАНИЯ ОТ АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ СОСТАВЛЯЕТ 40-45 мин Г^И РАБОТЕ
ГЕНЕРАТОРОВ П5 В (ПРВСБРАЗОВАТИЪ 115 В СТКЛЯЗН) И 20-25 мин - ПРИ
(ЯКПННШИ ВСЕХ пиастров.
<эз
6.5. отказы оста выпуска ВАССИ
6.5.1. Обвив УК£ ании
Доложите руководителю полетов о положении шасси и принятых
мерах по их выпуску, получите разрешение за посажу.
Выполните посадку на грунтовую ВПП аэродрома (вив аэродрома),
длина которой вместе с КПБ долина составлять не швее 1100 к.
При захода на посадку и п- садка с не ис правей яаося:
- уменьшите посадочную массу салола та выработкой теша'я
и сбросам грузов;
- установите дополи. тельную швартовчг » посброшенные грузи;
- подготовьте зияния
к посадке а эвакуыаы из смиюлвте.;
- отключите СКВ. разгерметизируйте кабяда авяргйным
сбросам дандвния и откройте форточки ва виэоте крутя;
- откройте бортовые аварийные люки и имеете дверь
перед третьим разворотом, а при заявив в претай - пвсда
разгерметизации кабины. Входную дверь фиксируйте в □икре-
том положении швартовочннм ремнем, закрепив егя за скойу
на двери за правя* трос ПВПС-
КЭ
КЭ
КЭ
КЭ - э
кэ - э
кэ - ж
кэ - э
ШШЕЧАИИЕ. При открытии аварийных люков ж этодао* даеря
показания указатели скорости, ресгодамшигга яа
приборной доске со стврони ежрыто* форточек,
уменьшаются ев 60-80 ям-ч. Весле энирытия фер-
точкг показания скорости вессташмиваятчя;
- закрой’. □ форточки после открытия бортовых аварийней
дюков и входной дверц
- отключите генераторы и пврекияжте здамтр^гев,
имюлета на аварийное питание на висят 71-3* и;
- эефлпгидуйте одновременно акты оймк дапгеагелей
кранами гидроостанова на аю о те 15 и. Кабрицпсций момеят,
возникающий при флотировании винтов, парируйте рулем
знсонц
- закройте противопожарные храня;
- произведите посадку в соответствии с и. 4.2.
кэ, ж
кэ
КЭ - ПК
ж
КЭ
- примените (при необходимости) систему пожаротушен"ч
после остановки самолета
- обесточьте самолет и произведите эвакуацию экипажа
из самолета.
КЗ - ПК
КЭ
ВНИМАНИЕ! 3 ЗАВИСИМОСТИ ОТ ОБСТОЯТЕЛЬСТВ ПОКИДАТЬ САМОЛЕТ
МОЕНО ЧЕРЕЗ ВЕРХНИЙ Л БОРТОВЫЕ АВАРИЙНЫЕ ЛЕКИ И
ВХОДНУЮ ДВЕРЬ, ЕСЛИ ПРАВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ОСТАНОВЛЕН.
ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ БОРТТЕХНИК ОТКРЫВАЕТ ГРУЗОВОЙ
ЛЕК ОПУСКАНИЕМ РАМПЫ С ПУЛЬТА В ГРУЗОВОЙ КАБИНЕ
ОТ РУЧНОГО НАСОСА ПОСЛЕ ОСТАНОВКИ САМОЛЕТА.
о. Стр. 13/14
Нояб 13/91
5.5.2. Посадка самолета на основные опор- с невыпущенной передней опорой
Перед посадкой создайте по возможности заднюю центровку
(перемещением грузов)
Посадку производите на основные опоры шасси с нормальным
посадочным углом.
После приземления как можно дольше удерживайте носовую
часть фюзеляжа от опускания отклонением штурвала на себя.
Направление выдерживайте отклонением руля направления без
применения торможения колес.
На минимальной скорости плавно опустите носовую часть
фюзеляжа на полосу и примените торможение колес,
6.5.3. Посадка самолета на основную и переднюю опори
с невыпущенной основной опорой
Приземление самолета выполняйте с нормальным посадочным
утлом на выпущенную основную опопу шасси.
После приземления плавно опустите переднюю опору за
полосу,от"тоняя штурвал в сторону вылущенной основной
опоры.
Перед касанием полосы крылом установите штурвал в нейт-
ральное положение (по элеронам).
В начгте сваливания самолета на крыло затормозите колеса.
6.5.4. Посадка самолета на переднюю опору с невыдущенныш
основными опорами
Приземление самолета производит, с нормальным посадочным
утлом на фюзеляж, не допускайте приземления на малых углах
атака. и удара о землю колесами передней опоры шасси.
Направление на пробеге выдерживай!а рулгл направления и
управлением передней опоры шасси.
Удерживайте самолет от кренены отклонением элеронов.
КЭ-ПК
КЭ
КЭ
КЭ
КЭ
; КЭ
КЗ
КЭ
кэ
кэ
кэ
кэ
6.5.5. Посадка самолета ав фюзеляж при невозможности
atinycij всех опор шасс
Приземление на фюзеляж выполняйте с
посадочным углом, ча допуская крена
нормальным
самолета
КЗ
Направление на пробеге выдерживайте
рулем направления
ги
Z УПУЩЕННАЯ Uv САДКА НА СУШУ
1 1 ................ ** 1 । ||
Вынужденная посадка самолета вне аэродрома производится
только на фюзеляж.
После принятия решения о вынужденной посадке:
- доложите руководителю полетов о месте и времени предпо-
лагаемой посадки;
- включите сигнал БЕДСТЗИЕ;
- подготовьте экипаж к вынужденной посадке
и эвакуации из самолета;
- отключите СКВ, разгерметизируйте кабину аварийным
сбросом давления и откройте форточки на высоте крута;
- откройте боковые аварийные люки и входную дверь
(зафиксировав ее в открытом положении) перед третьим
разворотом, а при заходе с прямой - после разгерметизации
лбины;
- закройте форточки после открытия дверей и лхков;
- произведите заход на посадку и посадку самолета в
соответствии с рекоменда’щями п. 6.5.1;
- примите меры по эвакуации экипгзг
после осадки и остановки самолета.
Эвакуируйте в первую очередь тех, .;то не может покинуть
самолет самостоятельно;
- покиньте самолет последним и отведите
всех в безопасное место.
| КЭ
КЭ
кэ - э
КЭ - ПК
кэ - э
КЭ-ПК
кэ
кэ - э
и
При вынужденной посадке на фюзеляж используйте для
эвакуации грузовой люк (с опусканием рампы), аварий-
ные лики и входную дворь
При заклинивании двери и люков прорубите выходы
топором в указанных местах на самолете.
При пос.' дне в малонаселенной местности из самолета
эвакуируются запасы продовольствия, воды, аварийные
средства связи к сигналкаагчя.
6.7 ВШУВДЕННАЯ ПОСАДКА НА ВОНУ
I При полег ах над водным пространстве i на борту самолета
должны сыть:
- спасательные жилеты и лодки индивидуадь-ого пользования.
Спясатрльные жилеты надевать перед полетом;
- средства группового спасения (СТС);
- аварийный запас продовольствия я воды;
- аварийные среде .'ва связи и сигнализации.
После принятия решения о в1~£узденной посадке на воду:
- установите точные координаты самолета;
- доложите руководителю полетов о месте и времени предпо-
лагаемой посадки;
- включите сигнал БЕДСТВИЕ;
- дайте кок.алду по СНУ: "Приготовиться к вынужденной
посадке на воду";
- подготовьте СТС к выбросу за борт (см. подразд. 8.12);
- отключит- СКВ, разгерметизируйте кабину аварийным сбросом
давления и откройте форточки аа высоте круга;
- выполните заход на посадку с убранными шасси и выпу-
щенными на 15° закрылками (угол атагз » 8-9°);
Ш
КЭ
кэ
кэ
к - о
кэ-пк
кэ
В условиях неспокойн го моря (ветер до 15 м/о) посадку
производите вдоль гребней волн, при более сильном ветре
и волне без наката - против ветра на восходящий склон
волны.
Посадку на воду производите по возможности ближе
к береговой че^те или кораблям.
- отключите генераторы и переключите электросеть самолета
на аварийное питание на высоте 70-50 м;
- зафлюгируйте одновременно винты обоих двигателей кранами
гидроостанова па высоте 15 м;
- закройте противопожарные краны, обесточьте самолет
(ночью оставьте резервное освещение);
- создайте нормальное посадочное положение самолету,
..э допуская крека перед касанием воды и удара
о водную поверхность.
КЭ - ПК
кэ-пк
кэ
После посадки и остановки самолета на водной поверхности:
- определите крен самолета (левый или правый);
- откройте верхний аварийный лпк;
- пес йдите в грузовую кабину;
- откройте бортовой аварийный люк (см. рис. 6.1) на правом
борту, если крен левый, иди на левом борту, если крен
правый.
При необходимости вырубите дополнительные выходы на уровне
или выше уровня открываемого бортового аварийного люка;
- руководите выброской СТО из
грузовой кабины, а также выгрузкой запасов продовольствия, воды,
аварийных средств связи и сигнализации.
ПРИМЕЧАНИЕ. При покидании самолета через верхний люк
прыгать в воду необходимо в сторону распо-
ложения СТС на воде;
Спасательный жилет вводится в действяз “после' '
выхода из самолета.
- покиньте самолет последним;
- займите места на СТО и руководите спасением людей,
лопавших в воду;
- отведите СГС на 50-100 м от самолета и примените
аварийные средства связи и сигнализации для обнаружения
места бедствия кораблями и спасательными командами.
КЭ
ПК
•0-3
ПК, ili
кэ
кэ
КЭ - 3
КЗ - 3
Схема аварийного покидания самолета
после посадки на воду
6.8
69.
ОТКАЗ УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ ШАССИ
Признаки отказа:
Отказ обнаруживается по поведению
самолета
Если отказ произошел на разбеге на скорости меньше или равной скорости V1t
взлет прекратите, для чего:
- установите РУД в положение ЗМГ и снимите винты с упоров;
- примените основное торможение колес шасси;
- выдерживайте направление на пробеге отклонением РН,
элеронов и односторонним торможением колес шасси;
- доложите диспетчеру.
КЭ
КЭ
кэ
кэ-пк
ОТСУТСТВИЕ ВИДИМОСТИ ЧЕРЕЗ СТЕКЛО С МЕСТА КОМАНДИРА ЭКИПАЖА
Признаки отказа:
Отсутствие видимости через стекло
При отказе:
- примите решение о продолжении полета и доложите
службе УВД об отказе и принятом решении;
- по возможности выйдите из зоны обледенения, отключите
обогрев левого стекла;
- при невозможности очистить стекло перед посадкой
на высоте круга отключите наддув кабины самолета
после выпуска закрылков в посадочное положение,
- выполните заход на посадку в соответствии с рекомен-
дациями подразд 4.8., используя открытую форточку;
- контролируйте скорость и режим работы двигателей,
информируйте КЭ о положении самолета относительно ВПП
по приборам (крен, угол атаки), о высоте полета.
КЭ-ПК
КЭ
КЭ-ПК
КЭ-ПК
ПК
РАЗДЕЛ 7
ЛЕТНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
70ДЕР1АНИЕ
7.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
7.1.I. Условия применения летных характеристик
7.1.2. Основные определения
7.1.3. Вспсмагательная информация
7.2. ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
7.2.1. Характерные скорости. Рекомендованные режимы
7.2.2. Полные градиенты набора высоты при взлете
7.2.3. Максимально допустимая взлетная глсса
7.2.4. Взлетные данные при нормальном взлете
7.3. ЧИСТАЯ ТРАЕКТОРИЯ 23ЛЕТА
7.3.1. Определения. Графики
7.3.2. Расчет чистой траектории взлета
7.3.3. Изменение траектории взлета отворотом на
заданный угол
7.4. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОЛЕТА ПО МАРШРУТУ
7.4.1. Характеристики набора высоты
7.4.2. Характеристики горизонтального полета
7.4.3. Характеристики снижения
7.4.4. Пример расчета дальности и продолжительности полета
7.5. ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
7.5.1. Характерные скорости
7.5.2. Полные градиенты набора высоты при уходе на второй круг
7,5.3. Посадочная масса самолета по температуре воздуха
и высоте аэродрома при уходе на второй друг
7,5.4. Посадочная листания и длина пробега
7.5.5. Максимально допустимая посадочная масса самолета
JC
Стр. 1/2
Дет 7/93
’.I. oaaiffi сведения
Приведенная в данном разделе информация позволяет экипажу самолета обеспечить не-
обходимый уровень безопасности при выполнении полета.
^2
Условия применения летных характеристик
.Масса самолета не должна превышать максимально допустимую массу, ограниченную по
усл элям высоты аэродрома и температуры воздуха.
Параметры не должны определяться за пределами диапазонов, указанных на графиках.
При температуре воздуха ниже самого низкого значеь..я, указанного на графике, учи-
тывается лишь влияние самых низких температур, указанных на графике.
Летные характеристики приведены для конфигураций самолета:
- взлетной (при выпушенных на угол 15° закрылках с выпущенным и убранным
шасси);
- полетной (при убранных закрылках и шасси);
- посадочной (при выпушенных на угол 25° закрылках и выпущенным шасси).
Условия, принятые при построении графиков, приведены на рисунках
.1.2. Основные определения
лритический двигатель - двигатель, отказ которого вызывает наиболее неблагопри-
ятные изменения в -оведении и условиях пилотирования самолета. На самолете кри-
тическим является правый двигатель.
Летная полоса (ЛП) состоит из взлетно-посадочной полосы (ВПП) и концевых полос
безопасности (КПБ).
Располагаемая .длина разбега (РДР) равна длине ВПП, уменьшенной на длину участка
выруливания.
Располагаемая дистанция взлета (РДВ) равна сумме длин РДР, концевой полосы безо-
пасности и свободной зоны полосы воздушных подходов.
^Располагаемая дистанция прерванного взлета (РДПВ) равна длине ВПП, уменьшенной
на длину участка выруливания, и длине концевой полосы безопасности.
Уклон определяется как тангенс угла наклона ЛП и выражается в процентах._________
*•/ Балетно-аосадочяые характеристики на графиках даны для бетояипозаяяой с '.сэ/глци
антсм сцепления 0,6 а больше. При коэффпюенте сцепления ?«ное 0,6 руководствуйтесь
подразделом 4,17.
л
Скорость сваливания (VQ) определяется началом сваливания самолета при яядянтат
конфигурации самолета, полетной массе и режиме работы двигателей .
Vqq - скорость сваливания при посадочной конфигурации самолета.
vc1 - скорость сваливания при рассматриваемой конфигурации самолета.
Скорость принятия решения (V^) - наибольшая скорость разбега самолета, при кото-
рой в случае отказа критического двига.еля (отказ распознается на этой скорости)
возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета
э.р CV1 ^7п.оп'’
Минимально эволитивная скорость разбега (У^д э>р)- скорость, при которой в случае
внезапного полного отказа критического двигателя обеспечивается возможность с
помощью одних только основных аэродинамических органов управления восстановить
управление самолетам и затем сохранить прямолинейное движение самолета в направ-
лении, параллельном исходному, с отклонением от последнего не более 10 м.
Минимально эволютивная скорость взлета ^в1п ».В}~ скорость, при которой в
процессе взлета при внезапном полном отказе критического двигателя на воздушном
участке полной взлетной дистанции обеспечивается возможность с помощью одних толь-
ко основных азродкнамичес! лх органов управления восстановить управление самолетом
и сохранить установизвнйся прямолинейный полет при крене не более 5°.
Скорость подъема передней опоры шасси (уп>оп) - скорость начала увеличения угла
тангажа на разбеге для вывала самолета на взлетный угол атаки.
Безопасная скорость взлета (vp - скорость самолета, достигаемая на первом этапе
взлета и выбранная таким образам, чтош обеспечить безопасное получение нормиру-
емых градиентов набора высоты на втором этапе взлета (т2>1,2«Те1,
Z ип о Э • В
Скорость начала изменения положения механизации (v-j) - скорость самолете в мо-
мент начала уборки закрылков не участке начального набора высоты (должна быть не
менее, чем большая из указанных двух величин: 1»2*У. при измененном положении ор-
ганов механизации и _ „).
Скорость начального набора высоты (v^) - скорость самолета в конце полной взлет-
ной листании (должна быть не менее 1t2-Vmtu э_в и 1«3-Ус1 полетнов конфигу-
рации самолета).
Скорость захода на посадку (vg.n) определяется как 1,3-Vqq.
Посадочная скорость (Vп) - скорость самолета в момент касания основными опорами
поверхности ВПП (Тп = V3>E - 20 км/ч).
Ищдосаторная земная скорость (Уи,) - приборная скорость, исправленная на инстру-
ментальную погрешность и аэродинамическую поправку.
Индикаторная скорость - индикаторная земная скорость, исправленная на поправку на
сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на
уровне моря.
Ггеддеят нзбоса высоты (7а) - тангенс угла наклона траектории, умноженный на 100
(выражается в процентах).
Градиенты, приведенные на графиках, определены на основании истинно? вертикальней
скорости.
Градиент снижения (»/сн) определяется как абсолютная величина тангенса угла наклона
траектории снижения, умноженная на 100 (выражается в процентах).
Полный градиент набора высоты или снижения (т]п к или т]п ся) - предельно допустимое
на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях значение градиента
набора высоты или снижения.
Чистый гоадиент набора высоты (снижения) ц (^ч ) - наиболее вероятное для
данного самолета при массовой его эксплуатации в рассматриваемых эксплуатационных
условиях шачение градиента набора высоты или снижения.
Нулевая точка отсчета - точка, от которой отсчитываются координаты различных точек
чистой траектории взлета. За нулевую точку отсчета принимается точка, характеризу-
ющаяся высотой 10,7 м в конце потребной взлетной дистанции при продолженном
взлете.
Деэзый этап взлета - набор высоты о момента отрыва самолета до высоты 10,7 м.
Первый этап включен в потребную взлетную дистанцию при продолженном взлете
(см. рис. ’’.З-Э).
Второй этап взлета - на* >р высоты от 10,7 м до высоты, на которой заканчивается
уосрка ласси.
Третий этап взлета - набор высоты (до 120 м) с выпущенной механизацией крыдз.
Четвертый этап взлета - набор высоты от 120 до 400 м с одновременным увеличением
скорости полета и уборкой механизации крыла.
При расчете чистой траектории взлета аа четвертом этапе выделен участок разгона
самолета по гоо/зентали до полной уборки механизации крыла и достижении сдсрос?гу4.
Высота принятия решения (ВНР) - установленная относительная высота, на которой
должен быть начат маневр'ухода на второй круг в случаях, если до достижения это;:
высоты командиром экипажа не был установлен необходимый визуальны? лоятзкт с
ориентирами для продолжения захода на посадку или полокениз самолета з пространстве,
или параметры его движения не о'эспечпьаэт бззолэсной посадки.
ВНР отсчитывается от урезня порога ВПП.
A
Высота нгд уровнем мопя - барометрическая высота ал и атмосферное давление, пере-
ьленное в высоту в соответствии с распределением атмосферного давления s стан-
дартно! атмосфере (СА).
ЗЫСстз над поверхностью земля - истинное расстояние по вертикали между землей И
само! низко! частью самолета в полете без крена.
Полные характеристики - характеристики, предельно достижиглые для самолета® 8
рассматриваемых эксплуатационных условиях.
Чистые или гарантированные хаопктечсчтт/р отличаются от полных характэристмк
некоторым ухудшением из-за различных обстоятельств, которые не могут сыть уч. ...
при повседневно! эксплуатации (неизбежные отклонения в технике пилотирована .. .
выполнении маневров, снижение летгчх качеств в др./.
Дэронавигаци'знны! ЭЗПЭб (АНЗ) топлива - количество топлива, потребное zr-- уд ..;
на второй круг с высоты принятия решения на аэродроме планируемой досадга.
полета до наиболее удаленного запасного аэродрома на чаданнсй крайсер^кэ;:
со скоростью, соответствующей крейсерскому палету, и посадка на запасхсш -з?'.’
роме.
7.1.3. Вспомогательная информация
дгмдлиампаскдв. доддаакд яр*згхдиаоз стэтяческого дазлвлин .Л-7 г posts ~х ?.
сметами даны о табл. 7.I-I, 7.1-2.
Взаимный перевод приборных и индяюэ торных зегкнх окороот0* для всех к:н;;:;". •..
само, эта проязве__.ся по графику, приведенному на рис. 7.1-1. Поправки д;.-ю
ПВД-7 а действительны для приборов летчиков и штурмана.
Аэродинамические поп запад к указателю скорости определяются по графику, травепе.--
ном? на ряс. 7.1-2.
Поправка к указателю температуры в зависимости от высоты и скорости ;л.*е.
та определяются по графику, приведенному на рис. 7.1-3.
Сост.эадчющие скорости ветра (встречная, попутная иля боковая) определяются т
диаграмме, приведенной на рис. 7.1—4. Из примера видно, что для полученной п:
метеосводка скорости ветра 20 м/с под утлом 30° к оси ВПП встречная состЭг-И-о.:.-.-
ветра равна 17 м/с, а боковая составляющая - 9,5 м/с.
Зависимость температуры воздуха от высоты в условиях СА и при отклонении от СА по-
казана на рис. 7.1.-5.
Перевод бдрометрическргр давления в.барометричрскуювыррту аэродрома и наоборот
производится по графику, приведенному на рис. 7.1-6.
Перевод метров в футы и наоборот производится по графику, приведенному
на рис 7.1.-7.
Перевод скорости полета индикаторной (ИН) в истинную (ИС) и наоборот производится
По графику, приведенному на рис 7.1-8 Примеры, иллюстрируемые пунктирными ли-
ниями со стрелками, показывают, что в полете на высоте 2000 м при температуре возду-
ха 20°С скорости 240 км/ч ИН соответствует скорость 274 км/ч ИС Наоборот, на высоте
6800 м при температуре воздуха минус 30°С скорости 400 км/ч ИС соответствует ско-
рость 280 км/ч ИН
Скорости сваливания при работе двигателей на ПМГ для всех конфигураций и полетных
масс самолета определяются по графику, приведенному на рис 7.1-9.
ПРИМЕЧАНИЕ При пользовании номограммами необходимо иметь в виду, что в том
случае, когда пунктирная линия примера идет слева направо, то она
должна доходить до линии сноски и далее направляться вдоль кривой
номограммы до соответствующего значения параметра на этой кривой
Если пунктирная линия примера идет справа налево, то она должна до-
ходить до соответствующего значения параметра на кривой номограм-
мы и далее направляться вдоль кривой до линии сноски.
J
Аэродинамические поправки приемников статического давления ПВД-7
Таблица 7.1-1.
Высота Эшелона, М Скорость, км/ч
300 350 400 450
Аэродинамическая поправка
600 -25 -25 -30 -30
900 -30 -30 -30 -35
1200 -30 -30 -30 -35
1500 -30 -30 -30 -35
1800 -30 -30 -35 -35
2100 -30 -30 -35 -35
2400 -30 -35 -40 -40
2700 -35 -35 -40 -40
3000 -35 -40 -40 -40
3300 -35 -40 -45 -40
3600 -40 -40 -45 -45
3900 -40 -45 -45 -45
4200 -45 -45 -50 -50
4500 -45 -50 50 -55
4800 -50 -50 -50 -55
5100 -55 -55 -55 -55
5400 -55 -55 -60 -65
5700 -60 -60 -60 -70
6000 -60 -65 -65 -70
6300 -65 -65 -65 -75
6600 -65 -65 -65 -80
6900 -70 -70 -70 -80
7200 -70 -70 -70 -80
7500 -75 -75 -75 -
7800 -80 -75 -80 -
8100 -80 -80 -85 -
8600 -85 -80 - -
9100 -85 -85 - -
ПРИМЕЧАНИЕВ полете высоту заданного эшелона выдерживайте по показаниям высотомеров с
учетом бортовых таблиц, составленных в соответствии с рекомендациями
'Единой методики учета и ввода поправок при изменении высоты на самолетах и
вертолетах всех министерств и ведомств" (изд 1983 г.).
Аэродинамические поправки приемников статического давление
резервной системы
/закрылки, шасси убраны, масса самолета 22-24 т;
Таблица 7.1—2
Зысота эшелона, ‘J Скорость, км/ч
300 350 400 450
Аэродинамическая поправка, м
800 -20 - 50 ! - 80 -Юэ
900 -20 - 50 - 80 -105
1200 -20 - 55 - 90 -НО
1500 -25 - 55 - 95 -115
1800 -25 - 55 - 95 -120
2100 -25 - 50 -100 -125
2400 -25 - 60 -100 -130
2700 -25 - 60 -105 -135
3000 -25 - 65 -105 -140
3300 -30 - 65 -ПО -145
3600 -30 - 70 -ПО -150
3900 -30 - 70 -115 -155
4200 -30 - 75 -П5 -_60
4500 -30 - 75 -120 -165
4800 -30 - 80 -120 -170
5100 -35 - 80 -125 -175
1 5400 -35 - 85 - -130 -180
< 5700 -35 - 85 -135 -165
6000 -35 - 9С -140 -190
6300 -40 - 90 -145 -195
6600 -40 - 95 -150 -200
6900 -40 -100 -155 -205
7200 -40 -100 -160 -210
| 7500 -45 -105 -165 -220
7800 -45 -ПО -170 -230
8100 -45 ! 1 -115 -175 -240 1
I. Таблица используется при переютзчении приборов на резервные приемники
статического давления (см. 8.15. Стр. 7).
Скорость полета, км/ч ИЗ
Взаимный перевод приборных и индикаторных земных скоростей
Рис. 7.I-I
Условия построения:
< 5Э = 0; v= I,075«vnp - 35, км/ч ИЗ;
< 53 = 15°; V= I,I-Vnp - 38, км/ч ИЗ;
< 5Э = 25°; V = I,08-vnp - 31, км/ч ИЗ;
< 5 = 38°; V= I,05’V__ - 24, км/ч ИЗ.
0
145
146
РУКОВОДСТВО ПОЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Аэридииакичеекпе попривкн, км/ч Аэродинамические поправки, км/ч
ПРИМЕЧАНИЕ» В РЛЭ приведены приборные скорости с учетом указанных
аэродинамических поправок к указателю скорости.
Рис. 7.1-2. Поправки к указателю скорости.
Л
Попрлпса
Скорость, км/ч ПР
Поправки к указателю температуры воздуха
Рже. 7.1-3
МО
ISO
Направлена ветра отвосаталыю ВПП
Составхяииже скоростж ветра
Высота, м
5000
1000
8000
7000
6000
3000
2000
9000
-50 -ад -30 - 20 -ю
20 30
Температура воздух, ц °C
Зависимость температуры воздуха от высоты
Рис. 7.1-5
w 'enodoodee exoorn веяээьис1хэ?ч<»1»д
Барометрическое давление, мм рт.ст.
153
154
Перевод барометрического давления в барометрическую
высоту аэродрома
Рис. 7.1-6
156
Футы
Перевод метров в футы
Рис. 7.1-7
157
158
О
С
-бо -ад -и о
20 ад 60 150
250
зоо 350 адо
450
500 550 500
650 700
Температура воздуха, С
Скорость, км/ч ИС
Взаимный перевод скоростей уЙН в vac и наоборот
Рис. 7.1-8
7.1. Стр. 21/22
Янв 15/86
руководство ПО ЛЕТНОЙ эксплуатации
32.12384-6
Plc. 7.1-9. Скороетв оваливаинк при работе
двигателей на режиме ПИТ.
-.1. Стз. 23/24
доле 13/&2
7.2. ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
7.2.1. Характерные скорости. Рекомендованные режимы
На рис. 7.2-1 приведены скорости на взлете в зависимости от взлетной массы.
На рис. 7.2-2 приведены рекомендованные режимы работы двигателей для взлета в за-
висимости от высоты аэродрома и температуры воздуха.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
температуре 15 °C и высоте аэродрома 1000 м “у^рр = 89°, а для высот аэродрома
1400 м и более требуется взлетный режим работы двигателей.
7.2.2. Полные градиенты набора высоты при взлете
На рис. 7.2-3 показана зависимость полного градиента набора высоты на третьем
этапе взлета от взлетной массы, высоты аэродрома и температуры воздухе (работает
один двигатель).
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при тем-
пературе воздуха 30 °C, высоте аэродрома 1000 м, взлетной массе 24,0 т и встреч-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с полный градиент набора высоты на третьем
этапе равен 4,25 %.
На рис. 7.2-4 показана зависимость полного градиента набора высоты на четвертом
этапе от взлетной массы, высоты аэродрома, температуры воздуха и ветра.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при тем-
пературе воздуха 30 °C, высоте аэродрома 1000 м, взлетной массе 23,4 т и встреч-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с полный градиент набора высоты на четвер-
том этапе равен 3,1 %.
На рис. 7.2-5 показана зависимость полного градиента набора высоты на третьем
этапе взлета от взлетной массы, высоты аэродрома и температуры воздуха (работают
два двигателя).
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при тем-
пературе воздуха 30 °C, высоте аэродрома 1000 м, взлетной массе 25,5 т и встреч-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с полный градиент набора высоты равен 16,4 %.
7.2.3. Максимально допустимая взлетная масса
На рис. 7.2-6 показана зависимость максимально допустимой взлетной массы от вы-
соты аэродрома и температуры воздуха из условий ограничения взлетной массы гра-
диентом набора высоты.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при вы-
соте аэродрома 1000 м и температуре воздуха 30 °C взлетная масса равна 26,7 т.
На рис. 7.2-7 показана зависимость максимально допустимой взлетной массы от высо-
ты аэродрома и температуры воздуха из условий ограничения взлетной массы верти-
кальной скоростью на высоте 300 м над уровнем аэродрома.
Пример, иллюстрируемый пунктирной линией со стрелками, показывает, что при высоте
аэродрома 3250 м и температуре воздуха 15 °C взлетная масса равна 25,3 т.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ВЗЛЕТНАЯ МАССА ВЫШРАЕТСЯ ОКОНЧАТЕЛЬНО
ПОСЛЕ ПРОВЕРКИ ПО АЭРОДРОМНЫМ УСЛОВИЯМ.
На рис. 7.2-8 показана зависимость максимально допустимой взлетной массы от высо-
ты аэродрома, температуры воздуха, продольной составляющей скорости ветра и
уклона ВПП из условия ограничения взлетной массы заданной РДР.
На рис. 7.2-9 показана зависимость максимально допустимой взлетной массы от высо-
ты аэродрома, температуры воздуха, продольной составляющей скорости ветра и
уклона ВПП из условия ограничения взлетной массы заданной РДВ.
На рис. 7,2-10 показана зависимость отношения У^/Уд оц от располагаемой дистан-
ции прерванного взлета, взлетной массы, высоты аэродрома, температуры воздуха,
продольной составляющей скорости ветра и уклона ВПП.
На рис. 7.2-II приведены номограммы для определения скорости принятия решения в
зависимости от отношения v1/vn оп и минимально эволютивной скорости в зависимости
от температуры воздуха, высоты аэродрома и взлетной массы.
Пример расчета максимально допустимой
взлетной массы
Аэродромные условия:
- высота аэродрома 1000 м;
- температура воздуха 30 °C;
- длины ВПП, КПБ и СЗ соответственно равны 1800 м, 400 м и 0;
- РДР = ВПП - 50 = 1750 м;
- РДВ = ВПП + КПБ + СЗ - 50 = 2150 м;
- РДПВ = ВПП + КПБ - 50 = 2150 м;
, л
- встречная составляющая скорости ветра 10 м/о;
- уклон ВПП be рх I %;
- 7п.н ~ 2,4 $ Н8 ВЫООТ0 120 м нал Уровнем аэродрома.
I) Пример на ряс. 7.2-8, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показы-
вает, что для условно принятого отношения V|/tn оп я I при РДР = 1750 м, высо-
те аэродрома 1000 м, температуре воздуха 30 °C,’встречной составляющей скорос-
ти ветра 10 м/с и уклоне ВПП вверх I 1> нелегкая масса равна 25,7 т.
2) Пример на рис. 7.2-9, ылюстрируешй пунктирными линиями со стрелками, показы-
вает, что для условно прг.-’того отношения v1/Vn оп = I при РЛВ = 2150 м, высоте
аэродрома 1000 м, темпер >турэ воздуха 30 °C, встречной составляющей скорости
ветра 10 м/с и уклоне ВПП вверх I % взлетная масса равна 25,2 т.
3) Из трех взлетных месс, определенных по ряс. 7.2-6, 7.2-8 и 7.2-9, для дальней-
шего расчета принимаем меныгую, как максимально допустимую взлетную массу,
равную 25,2 т.
4) Пример на рис. 7.2-10, иллюстрируемы.’! пунктирными линиями со стрелками, пока-
зывает, что для принятой максимально допустимой взлетной массы 25,2 т при
РДПВ « 2150 м, высоте аэродрома 1000 ь, температуре воздуха 30 °C, встречной
составляющей скорости ветре 10-м/с и уклоне ВПП вверх I % отношение
V’n.on - !•
ПРИМЕЧАНИЕ. Если при определении отхошения т1/У]1 оп пунктирная линия со стрел-
ками, выходящая справа на линию снос’и шкалы пг (точка "А"),
расположена вше пункт.рной линии, выходящей на линию сноски слива
(точка "Б”), решение г дачи считается законченным и отношение
7ч/тп.оп пр™®*80™ рчвямм I.
Если точка 'А* располагается ниже точки "Б", не о Сходи мо из точки
"Б" провести линию, параллельную направляющим линиям, до пересе-
чения с горизонталью точки "А" и произвести отсчет значения
7Утп оп’ "О0тавтствУ,я38Г0 точке пересечения. По полученному зна-
чению* повторно определяем взлетные мессы по номограммам, приве-
денным на рис. 7.2-8 и 7.2-9.
В нашем примере максимальную взлетную массу по аэродромным усло-
виям принимаем равной 25,2 т, а отношение v^/v^ QQ = 1,0.
5) Пример на рис. 7.2-П, иллюстрируемый цунктирныш линиями со стрелками, пока-
зывает, что для принятых отношения ▼1/Tiuon = I и максимально допустимой
эзлетной 'массы 25,2 т при высоте аэродрома 1000 м и температуре воздуха 30° С
имеем:
Т1 = 7п.оп " 212 т«1л э.р = 204 км/ч-
Золи для других условий валета ж отдалении Ti/'riuan<21 подучится, что
т1<т.1л э.р« тотав лриоошвм Т, - У^ а>р.
ПРИМЕЧАНИЕ. При решении задачи в обраткой направлении ко вас. 7.2-8, 7.2-9 ж
7.2-10 мокко опрадвлить потребите джину разбега, дистанция поо-
долхеиного и прерванного взлета для заданиях жжэтаижй взлетной
массы, высоты .эродрома, температуры воздуха ж отвомездя Т,/* п оц-
7.2.4. Ввлвтввв данные при нормальной взлете
На рже. 7.2-12 показана зависимость длины разбеге от валенюй массы, виооты аэ-
родрома ж температуры воздуха.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиям со стрелками, жекпявает, что пр
взлетной массе 25,2 т, высоте аэродрома 1000 м, темоеретуре воздуха 30 °C, охран-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с ж уклоне НШ вверх I % длина разбега оев-
на 800 м.
На рас. 7.2-13 показана зависимость взлвшой дистажии ет взлатмой маг пн, вмеоты
аэродрома в температуры воздуха.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со етрвлхяж, ииамимит, что при вы-
соте аэродрома 1000 м, взлетной малое 25,2 », темпеуаздро воздуха 30 °C, встреч-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с и уклада ЪШ имерх I $ -влжтявя. жиаамцвя
равна 1260 и.
Скорости нв взлете
7.2. Огр. 5-Ь I
дояО J.3/S2 I
упрт
Высота аэродрома, м
Температура воздуха, °C
Рекомендованные режимы для взлета
Рис. 7.2-2
№9
17
17?
Полный градиент набора высоты на третьем этапе взлета
Рис. 7.2-3
Работает один двигатель
Винт отказавшего двигателя зафлюгировак
Закрылки выпущены на 15
Шасси убрано
Безопасная скорость полета -V-, (см. рис. 7.2-1)
Высота нал уровнем аэродрома'- 120 м
а*
------- взлетный режим
------- рекомендованный режим
(см. рис. 7.2-2)
-60 -40 -20 0 20 40 20
Темлсратурл воздуха. G
Полный градиент набора высоты на четвертом этапе взлета
Рис. 7.2-4
26 10 0 10 20 30
FkiiiyriiHit Пстрсчный
Вегер, м/с
а»
Полный градиент набора нысоты,
22 24
Взлетим мацей
<7Ь
t/6
:::::
н
:tn
:::::
Ра Гота ют два аыггатс'ЛЯ
Закрылки LMin\iiM?Hii на 15
Шаосм убрано
Бе опасная скорость полета - V2 (см. рис. 7.2—1)
Высота над уровням аэродрома — 1 20 м
•HiiHHHdn'ffiiisH.H
css;:
i'tSHH
tsiirt.ui
sHiHHHHitHHiH’HisHLiHHEi
> • * ••.•«••••••.•»•• j :::::::
::tii№:ns'.-.4:m:
is:
ет®§ч!Р®’
инн,
i::i
Л
ашв
ЙЯНшпя!
lirinsan
ФяЯИ
МШ. »ЬМ4. .MU.HUw.UiM. Вмм. Ъа»»(К.<
.....................
«•!
lilts
SB
is:::
ffl
вИЯМшетЯЯЕЯЯ»
(•25
BBMBS
аиычнhiussssuhi
гашю^вжтшннаи
вя»жгй®яявкаяииив8
П:
1/ЖЖЙЖЯЯ
®И1§НИ®^ИШ®НМ1т1...
lEIMii
it?!
iiiii'ii
9Е9ПМ
2D
15
Ж
П
.ii "sisH::
•СПИ!
1М4МИИМ ••»
! ш д r.u ::bz ssszzsn;
---—------«аи aui«t>..H<<i>.<<(
ia. ««а...«•••• laaaxaaiMHtiaaM.
а .aaa*................
iF
Полный градикпт набора высоты,
-------- _ _ _ шши
--------
.
lEiHBiinl^sISB^si.^isit^iLiEtgvEiii^Sl.'lira^HirUflmHaira
....
uuiru;;
pt t i
а. !• гм.» •*•*»•«> iMtai w...в»»44••»•> >»»«« «•••»• «..а <• '«ааааа Ii МН. UaitUiiHHiiU...»
—------ .мв.вв...а «а...м> а.м.а». «.••ма. «»м.... »«• '•«•>•• ааааа.а.мааа в>>ма.
Ш!ШН|
ЖЕ
ш
^?:>?^МММЁ
2000 &
iooot
ЭООО
4000
5000
:::::
•••;••••j*j:::::
::::;
H
Illi
!:!!:::::::::.*::i::::tiu:::::
60
-------------JBa..-и s— ; —i-Ц—;
.••«>а. Наим. v,тхх._...> ..
::::::::::
•• «мЗв»*.1|
--
:::п;;::: п: и:::. t :ш: • :::ж::::::: •!«: litntiss v.tUui:
нпашкиш....................... .....
ивяв»вй®и!!йе»18вв»жякиввага8^э1тй.
в»®|ВЙ!йа1ЯЙ1ЙЯ8ЯИЙК®|1!ЯЯЯ!ВИ»'Яйв®вИВйвЯК®Ô”''“”
йаишквюп
::st:
S
у U:
— взлетный режим
— рекомендованный режим
(см. рис. 7.2-2)
-40
-20
0
20
Температура i«i,'UlyXa. <-
«..«—««-от' — Л' м321м«в« mSSSI
giie«№№^ ___
.
liHiSSii —------------------- "
|g
I::::::;:::::::::.
1^!;
Ш
•!!£!
:trntr.iz:
^йя»Э1ВйЯй1ёой^
40
g Р.|ЙОэд1Й1|ГЙЙ
аМ5И155ПГВ!Г»!115К**5*±«!Нм
й1й8й®Е§анмж
20
22
24
К wF'Tii.ni магия, i
Полный градиент набора высоты на третьем этапе взлета 7.2. Стр. 15/16
Рис. 7.2-5
Май 22/87
1
26
i*:<s:nr
6
К
?Ь.-й?иип»::-::ц::к::1Й:5н;:п”:г.11Ш:лН:
.....................aalaaaaaaAaaaaaaaaa
:::::::::: жшНс НБШНт гШНШ:
10 0 10
lloiiyril'lil B« 17* "lh M
lk i. |S mA
30
10
чН 5
Работает один лвигатглт (см, рис. 7.2—2)
Винт отказавшего двигатели зафпн;гироваи
Закрылхи выпушены на 15
Шасси убрано
Безопасная скорость полета -Vo (см. рис. 7.2-1)
Я - 2,4 % иа высоте 120 м над уровнем аэродрома
п.н
Максимальная взлстшш масса
Максимально допустимая взлетная масса
в зависимости от высоты аэродрома и температуры воздуха
Рис. 7.2-6
Работает один двигатель (см. рис. 7.2-2)
Винт отказавшего двигате^ зафиксирован
Закрылки выпущены на 15
Шасси убрано
Безопасная скорость полета - V2 (см. рис. 7.2-1)
V 0,5 м/с на высоте 300 м над уровнем аэродрома
Высота аэродрома,
Максимально допустимая взлетная масса
в зависимости от высоты аэродрома и температуры воздуха
при взлете с высокогорного аэродрома
Рис. 7.2-7
179
. IBC
4020
35CD
3000
M
i§ggg^fes»BsaBS№
Работает один двигатель (см. рис. 7.2—2)
Винт отказавшего двигателя зафлкзгирован
Закрылка выпушены на 15
Скорости но полете — по рис. 7.2—1
Бстоннропонпая ВПП
Н-2500
2000
1500
tttta:2ooo
1000
500
0
20
-20
ад
2S
20
24
-60
-40
0
2
1
ВЯИШЕГЛШ
гН'й?:“й:
пев
:НН
:::::::: c:::r
:::::
их die «в
::г;в.гв::И:.^::в
пшиншЕН ----------------
10 О 10 20 30 2 1
Попутный Встречный
Вет р, м/с
Вниз Вверх
Уклон ВПП, %
0,7 0,В 0,9 1,0
V,/V
I п.оп
л:и::
Располагаемая длина раабогл (т>т|<ебнля длмио разг* га), м
• .ам м. 'а..««
“Eh’tSrmsSi^SiBgSI’
Вв::::;::Siic
о
Темпе!KiTypi низцуха,
22
Максимально допустимая взлетная масса
в зависимости от располагаемой длины разбега
Рис. 7.2-8
7.2. Стр. 19/20
Май 22/37
Ui ssiiiS:
. * *•.... —а. «м .. -а... аа
1Й§2!Й!®:;5Й§^ж
181
!82
-60 - 40 - 20
20 40 20
24
0,7 0.8 0.9 10
10 0 10 20 30 2 1 0 1 2
Випл Bi«|ix
Уклон ВПП,
•(ox.iLWi tiioiiwXdiiD Kt?Fnjadxou) trxdfeu Kimuoxjiir hoix.wjol-ouocj
Максимально допустимая взлетная масса
в зависимости от располагаемой дистанция до вмсотн 10,7 м
7.2.
Рис. 7.2-9
Стр. 21/22
Май 22/87
Располагаемая инстанция прерванного взлета
(потребная Дистанция прерванного валета), м
183
184
Отношение v1/vn оп в зависимости от располагаемой дистанции
прерванного взлета и взлетной массы
Рис. 7.2-10
185
Работает один двигатель (см. рис. 7.2-2)
Винт отказавшего Двигателя зафлюгирован
Закрылки выпущены на 15
Бетонированная ВПП
Скорость, км/ч
Скорость принятия решения.
Минимально эволютивная скорость разбега
Рис. 7.2-II
Работают ава двигателя (см. рис, 7.2—2)
Закрылки №1 пушены на 15
Скорости на взлете - по рис. 7.2-1
Бетонированная ВПП
Длина разбега
Рис. 7.2-12
107
189
: 1 Скорости
'1
на взле-те — по рис, 7.2-1
1 ^'Тонированная ВПП
Работают две двигателя (смф рис. 7<
Ja»t|viJiKii пнпуадепы на 15
4000
3500
3000
2500
2000
Н К
1500
1000
•Hit?:?::
гпхп'хшлп:
SSF
ijPZxs-s-sZss:::-
rash
1ХШХ]
•in:
ПП!
HissiHs;
;!!!5й "
::::::::::
вшшшш:
пп::пт::хп:
•u::
-60 -40 -20
Томпоратурм »w»a»iv ха, С
20
Взлетная масса, т
Взлетная дистанция до высоты 10,7 м
Рис. 7.2-13
^Н?йшй1гНпЧпЧ1аШ1!иЧЙ
26 27
7.2. Стр. 29/30
?Даи 22/87
• ••» •.«•(HtU/wSSik/MMkK'
кшлшНЯЗЗЯ! тпгг:;1шШш
хп::
пхшг^
.панаш!'
— •M *•? I Ikki*???:* »йй^* *****
Взлетная дистанция
500
0
10 0 10 20 30 2
11аиутнь1й
в>Т<ЧЧ
Встречный
м/с
1 0 1
Вниз Ввг-рх
Уклон ВПП, %
2
192
Работает один двигатель на потребном режиме
Впит отказавшего двигателя зафлюгирован
Закрылки выпушены на 15
Ik опасная скорость набора высоты (У 2^
Т) - 2,4 % на высоте 120 м нал уровнем
41.11 ’
аэродрома |
30
25
20
а
Взлетная масса,
iiii £
-60
-50
!Н=2
па
iaio
-40
-30
-20
-10
о
10
20
30
40
70
ВО
90
15
100°
Температура воздуха. С
Режим работы двигателя,
вУПРТ
Потребный режим работы двигателя для взлета
из условия обеспечения г/п н = 2,4 %
Рис. 7.2-14
7.2
!тр. 31/32
Май 22/87
194
I <'Mnr|wrV|>A I4XM1VXH, <
IVlM'TIUMI миссл, t
Уклон Ш1П, ’
Гг-дпм |>»Г«гипл днпглтг-ЛЯ, Оу цгр
Располагаем ин ллмнл pa.Wx'r.-i
rbmynii'h Встрчный
Вс-тор, м/с
Потребный режим работы двигателя для взлета
из условия заданной РДР
Рис. 7.2-15
л
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
7.3. ЧИСТАЯ ТРАТТОРИЯ ВЗЛЕТА
7.3.1. Определения. Графики
Чистая траектория взлета - это траектория взлета, построенная по чистому градиен-
ту набора высоты на взлете.
Градиент набора высоты определяется как тангенс угла наклона траектории на-
бора высоты и выражается в процентах = tg 0 3 • 100 %).
Чистый градиент набора высоты {г]ч н) принимается равным соответствующему полному
градиенту набора высоты, уменьшенному на:
0,5 % - на втором этапе набора высоты;
0,8 % - на третьем и четвертом этапах набора высоты.
Исходный градиент - это чистый градиент набора высоты самолета в конфигурации,
соответствующей третьему этапу набора высоты на уровне аэродрома.
Построение чистой траектории набора высоты производится с учетом возможного отка-
за двигателя только при взлете с аэродрома, имеющего препятствия в направлении
взлета.
Сравнение чистой траектории взлета до ш :оты 400 м с линией ограничения препят-
ствий позволяет оценить запас высоты над препятствиями.
Чистая траектория взлета должна проходить выше линии ограничения препятствий
за 10 м. Гля соблюдения этого условия ограничивайте максимально допустимую взлет-
.гую массу.
На рис. 7.3-1 приведен исходный градиент набора высоты в зависимости от взлетной
массы, высоты аэродрома, температуры воздуха я составлявшей скорости ветра.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что для
ззлетной массы 25,3 т, высоты аэродрома 1000 м, температуры воздуха ЗС “С г
встречной составляющей скорости ветра 10 м/с исходный градиент равен 2,7 %.
На рис. 7.3-2 приведена зависимость чистого градиента набора высоты от исходного
"радиента .для второго, третьего и четвертого этапов взлета, который сэстветстаен-
Р равен: 1.5 %, 2,6 %; 1,7 %.
Ча >ис. 7.3-3 приведена высота в конце второго этапа взлета в зависимости от
лсхстного градиента и встречной составлявшей скорости ветоа 10 м/с. Высоты г
коал третьего этапа взлета (120 м) и четвертого этапа взлета (400 и; постоянны.
На рис. 7.3-4 показана горизонтальная дистанция участка разгона на четвертом этв-
ое расчетной траектории взлета в зависимости от взлетной мессы, высоты аэродрома,
тешературы воздуха и составляющей скорости ветра.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что для
взлетной массы 25,3 т, высоты аэродрома 1000 м, температуры воздуха 30 “С ?
встречной составляющей скорости ветра 10 м/с горизонтальная дистанция участке
разгона равна 4700 м.
7.3.2. Расчет чистой траектории взлета
I) Для заданных условий по
высоты (см. ряс. 7.3-3)
ДЬ ж Ah— . юо %, где
7ч.н
чистому градиенту высоты (см. рис. 7.3-2) и приращению
определяем горизонтальную дистанцию этапа по формуле:
ДЪ _ горизонтальная дистанция этапа;
ДН - приращение высоты на этапе.
2) Заносим полученные величины в табл. 7.3-1.
Таблица 7.3-1
Номер этапа %.Я» •* 7Н = 2.7 % п Высота, м — —- — ' 1 Горизонтальная дистанция, км j
ДН общая Д1 общая
I >0 10,7 10,7 «• —
1,5 5,3 16,0 0,35 0,35 |
3 2,6 104, И 120.0 4.0 4.35 :
4 С 120,0 120, С 4,7 5,0с
1,7 280 400,0 16,47 25,51 ] 1
3) Цо величинам остей высоты и горизонтальной дистанции строим чистую траекториг
взлета для заданных условий (см. рис. 7.3-5) на масштабной сетке.
асли пролет самолета над препятствием не обеспечиваете.;,
то следует обеспечить его ппохожгзние над поепягствиед
по чистой траектооки уменьшением взлетной массы самолвть.
хотооуз нужно опгедалить по пис. 7.3-1 ♦ 7.3-с.
7.3.3. Изменение траектории взлета отворотом
на заданный угол
За рис. 7.3-6 поведен радиус разворота на третьем этапе взлета в зависимости
от высоты аэродрома, температуры воздуха и взлетной мессы.
За рис. 7.3-7 приведен радиус разворота на четвертом этапе взлета в зависимости
от взлетной массы, высоты аэродрома и температуры воздуха.
На рис. 7.3-8 приведена горизонтальная дистанция, которую проходит самолет при
отвороте, в зависимости от радиуса разворота и угла разворота.
Зная радиус разворота и горизонтальную дистанцию, определяем по карте препятствий
в районе аэродрома необходимое общее изменение курса (ряс. 7.3-9).
Работает один двигатель на валетом режим».
Винт отказавшего двигателя зафлкя-ирован.
Закрылки выпушены на 15°.
Скорость набора высоты безопасная (».,). см. рис. 7.2-1.
•i
Шасси убрано.
Исходный градиент,
Исходный градиент набора высоты
Рис. 7.3-1
215
217
Исходный градиент, %
Зависимость чистого градиента набора высоты
от исходного градиента
Рис. 7.3-2
219
Высота в конце 4-го этапа
сэ
г
Исходный градиент,
К *9Х0О1ЧН
« 1ехоог»а
цннхЛиоц
□/w ‘dexag
Высоты на взлете
Рис. 7.3-3
Работает один в вига толь на оэлвтном режиме.
Винт отказавшего днигате-'Ш эафлю’нрсмн.
Высота 12 U м.
Горизонтальная дистанция разгона,
Высота
Схема чистой траектории взлета
22Э
Рис. 7.3-5
Радиус разворота на третьем этапе взлета
Рис. 7.3-6
Работает один двигатель на максимальном режиме.
Винт отказавшего двигателя -зафлюгирован.
Закрылки убраны, скорость полета при развороте V (см. рис. 7.2-1)
Радиус разворота на четвертом этапе взлета
Горизонтальная листаниям, м
Крен 15°.
Скорость не третьем этапе V
Скорость на четвертом этапе V .
Горизонтальная дистанция при развороте
227
Схема облета препятствий
Рис. 7.3-9
7.4.
XAPAI
РИСТИКИ ПОЛЕТА ПО !.!АЯП7Т7
7.4.1. Характеристики набора высоты
На оис. 7.'4-1 приведены скорости набора высоты лрадттчеслого потолка с U)
з зысоты крахезрского полета с учете:.’ нормирус-гах порывов ветга (2)
.ia риз. 7.4-2 приведены чистые градиенты набора высоты в зависимости от темпера-
туры, полетной массы и высоты полета.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
полетной массе 23 т, высоте полета 1000 м и температуре СА+25 °C чистый градиент
равен 2,7 %.
Па рис. 7.4-3 даны характеристики набора высоты при работе двух двигателей в ус-
ловиях СА.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
ззлетной массе 27 т высота 7600 м будет достигнута через 20.1 мин, на дальности
136 км, при расходе топлива 550 кг.
На рис. 7.4-4 даны характеристики набора высоты при работе двух двигателей в ус-
ловиях СА+25 °C.
пример, иллюстрируемый пунктирными ллная.’лл с- стрелками, показывает, что при
взлетной массе 24 т высота 7800 будет достигнута чер°з 27,5 мин, на дальности
200 км, при ресходе топлива 620 кг.
Ла рис. 7.4-5 2аны характеристики набора высоты при работе одного двигателя в
условиях СА.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
взлетной массе 24 т высота 6000 м будет достигнута через 42 мин, на дальности
230 км, при расходе топлива 695 кг.
На рис. 7.4-6 даны характеристики набора высоты при работе одного двигателя в
условиях CA+I5 °C.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
взлетной массе 24 т высота 5000 м будет достигнута через 43,0 мня, на дальности
235 км, при расходе топлива 690 кг.
Ча рис. 7.4-7 даны характеристики набора высоты при работе одного двигателя в
условиях СА+25 °C.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
ззлетной массе 24 т высота 4000 м будет достигнута через Х,5 мин, на дальности
205 км. при расходе топлива 620 кг.
±ч рис. 7.4—8 приведены гарантированные потолки самолета в зависимости от взлет-
ной масса с учетом выраоотки топлива-
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что ирг
ззлетной массе 23,4 т гарантированный потолок самолета при работе двигателей
на максимальном пеките в условиях СА равен 9400 м, а в условиях СА+25 °C равен
3300 «.
Ча рис. 7.4-9 приведены практические потолки самолета в зависимости от взлет.:".:
г.осы хяя заданных условий.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, доказывает, что при
взлетной массе 24 т в условиях СА практический потолок равен 10250 м (если расс-
?зют два двигателя на максимальном режиме) или 6050 м (если работает один двига-
тель на взлетном режиме;.
7.4.2. характеристики горизонтального полете
1а рис. 7.4-10 приведен AS3 топлива на один час горизонтального полета в зависи-
мости от массы самолета в ксале горизонтального уч'^тка.
За рис. 7.4-II приведен минимальный АНЗ топлива в зависимости от расстояния лс
запасного аэродрома и посадочной массы.
За рис. 7.4-12 приведены удельные дальности в зависимости от скорости полете для
всех высот эшелонов при работе двух двигателей в условиях ЗА.
За рис. 7.4-13 приведены удельные дальности в зг~исимости от скорости полета под
зсех высот эшелонов при работе двух двигателей в условиях СА+25 %.
Ча рис. 7.4-14 приведены удельные дальности в зависимости от скорости полета под
зсех высот эшелонов при работе одного д. зга теля в условгчх Са.
Ча рис. 7.4-15 приведены удельные дальности в зависимости от скорости полете дод
зсех высот эшелонов при работе одного двигателя в условиях CA+I5 °C.
На рис. 7.4-16 приведены удельные дальности в зависимости от скорости полета дат
зсех высот эшелонов при работе одного двигателя в условиях СА+25 °C.
7.4.3. Характеристики снижение
На рис. 7.4-17 приведены скорости снижения с высоты эшелона.
На рис. 7.4-13 приведены характеристики снижения с высоты заданного эшелона дс
высоты круга.
Примеры, иллюстрируемые пунктирными линиями со стрелками, доказывают, что при
снижении с высоты 6000 м до высоты крута самолет проходит расстояние 70 км за
10,5 мин, расходуя 140 кг топлива.
На рис. 7.4-19 приведены номограммы I, 2, 3, 4 для определения чистой траектормс
полета и характеристики снижения с высоты эшелона на одном двигателе в зависимос-
ти от полетной массы в момент отказа двигателя и от температуры воздуха.
Высота горизонтального полета на одном раоотающам двигателе определяется по но-
мограммам I и 2. Пример, иллюстрируемый пунктирной линией со стрелкой, показы-
вает, что горизонтальный полет с массой 25 т в условиях СА возможен на высоте
5250 м.
Траектория снижения с высоты 9000м определяется по номограммам I, 2, 3, 4.
Прикар, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что дле
снижения с полетной массой 25 т в условиях СА до безопасной высоты 6000 м при
попутном ветре 15 м/с потребуется время 20 мин, топлива 225 кг, а расстояние
составит 145 км.
Траектория седдендя q меныдяд выест определяется по номограммам I, 2, 3, 4 в
несколько приемов.
I) Определяем характеристики снижения с высоты 9000 м до безопасной высоты (опре-
делено выше;.
2) Определяем характеристики снижения с высоты 9000 м до высоты отказа двигатель.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что для
снижения с полетной массой 25 т в условиях СА до высоты отказа двигателя
7200 м при попутном ветре 15 м/с потребуется время 7,0 мин, топлива 100 кг. ь
расстояние составит 67,5 км.
3) Определяем характеристики снижения с высоты отказа двигателя 7200 м до безо-
пасной высоты 6000 м как разности полученных выше значений:
- время снижения: 20.0 - 7.0 « 13,0 мин
• расход топлива: 225 - 100 ° 125 кг;
- дистанция полета: 145 - 67.5 = 77,5 км.
Начальная масса оря снижении с высоты 6000 м будет равна:
25000 КГ - 125 кг 24875 нт.
Если требуется получить точные данные для начальной массы 25 т, выполните рас-
чет второго приближения, введя в номограммы 3, 4 значение начальной масса
2500С кг + 120 кг = 25120 кг.
Номограммами можно пользоваться при определении максимально допустимой полетной
массы в критических точках при необходимости прохода над препятствиями при . ы;.
ном удалении точки отказа двигателя для фактических высоты полета, температур*
воздуха и параметров ветра.
7.4.4. Пример расчета дальности и продолжительности полете
Формулы для расчета
Требуемая масса заправляемого топлива на полет (вц,) может быть выражена как су..:.*.'
масс (ж) по этапам:
“тс • «г " “з*
где пи = 225 кг - запуск и проба двигателей, руление;
д - набор высоты эшелона. Определяется по рис. 7.4-34-7.4-7;
j, - горизонтальный участок полета. Определяется расчетом;
а - аэронавигационный запас. Определяется до рис. 7.4-10 или 7.4-11;
» с - снижение с эшелона. Определяется до рис. 7.4-I&
= 240 кг - полет по кругу и посадке;
ж. - масса топлива на старте.
Взлетная масса самолета:
где ж.„ - масса снаряженного самолета с экипажем;
он
- масса коммерческой нагрузки 1с учетом массы съемного
тяартовочного оборудования).
Средняя масса самолета на участке горизонтального полета:
Таиров; !3>
®зач = ®в “а*
®хон " ®сн + ®д * ®с * “к. * “а’
где =Н5Ч - масса самолета в начале горизонтального участке
(после набора эшелона);
“кон “ масса самолета в конце горизонтального участка
(перед снижением с эшелона).
Масса топлива, расходуемого на горизонтальном участке полета:
“г = “нач ” “кон’
Посадочная масса самолете:
“п я “сн + “п * “а- (5)
Общая дальность полета:
где ьа - дальность набора высоты эшелона. Определяется по рис. 7.4-3-7.4-7;
L - дальность снижения с эшелона (по рис. 7.4-18);
W
= и„ • - длина горизонтального участка; (7)
1 - удельная дальность. Определяется по рис. 7.4-12 ♦ 7.4-16;
q - километровый расход топлива, кг/км.
Общая продолжительность полета:
t «3 ♦ t? ч- (8)
где *я - время набора высоты эшелона (по рис. 7.4-3 4-7.4-7);
= -^ - время полета на горизонтальном участке; (9)
t - время снижения с эшелона (по рис. 7.4-18);
и
«з = 10 мин - время полета по кругу и посадки.
4
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭНС. ;луатации
Исходный давние
Температура - по СА.
ж_ - 27000 кг; = 17006 кг; ж_ = 5050 кг.
Высота полета 7800 к
Скорость горизонтального пакета 470 км/ч liC.
Аэронавигационный запас топлива (шд) на горизонтальный участок полета до запас-
ного аэродроме в течение 1,25 ч.
Порядок расчета
I) Масса топлива на старте определяется по формуле (2), а масса заправляемого
топлива - по формуле (I):
= 27000 - 17005 - 5050 = 4945 кг;
тс
и? = 4945 + 225 = 5170 кг.
2) Параметры набора высоты (по рис. 7.4-3):
« 550 кг; l_ я 136 км; Ч = 20,1 мин (~20 мин),
над
3) Начальная масса горизонтального участка определяется по формуле (3):
и„ = 27000 - 550 « 26450 кг.
4) Параметры сниаенля с эшелона (по рис. 7.4-18):
пц. = 167 кг; 1^. = 97 км; tc = 12,8 мин («13 мин).
5) Масса самолета в конце горизонтального участка по формуле (3):
“кон в 17005 * 5050 * 167 + 240 + «а « 22462 + «а
“кон = 22462 * "а-
6) Значение “а определяется несколькими приолскениями по ряс. 7.4-10:
Для л11а& X 22462 кг; ад = 870’1,25 - 1088 кг.
Для nud0H = 22462 + 1088 - 23550 кг: «а « 896’1.25 - 1120 кг.
Ддн = 22462 + 1120 = 23582 кг: «а = 826-1,25 = 1120 кг.
Принимается: ж 1120 кг;
ж_.и = 22462 ♦ 1123 = 23582 кг.
7) Масса топлива, расходуемого на горизонтальном участке полета, определяете?
по формуле (4):
аг - 26450 - 23582 = 2868 кг.
8) Средняя масса самолета на участке горизонтального полета определяется по
формуле (3):
а = 2H5.Q, t _ 25QI6 кг.
ср 2
9) Средняя удельная дальность определяется по рис. 7.4-12 (лист 4) и составляет:
= 0,507 км/кг; j
длина горизонтального участка определяется по формуле (7):
Lp = 2868 . 0,507 = 1452 хм; |
время полета на горизонтальном участке определяется до формуле (9):
t _ И** = 185 мин = 3 ч 5 мин.
г 470
10) Ос-дая дальность полета определяется по формуле (6):
L = 136 + 1452 ♦ 97 = 1685 км.
II) Общая продолжительность полета, рассчитанная по формуле (8) без учета
времени палета по кругу:
t = 20 + 185 + 13 = 228 мин = 3 ч 48 мин.
ПРИМЕЧАНИЕ. Повторив расчет для ряда значений взлетных масс и коммерческих нагрузок,
можно построить зависимости дальности и продолжительности полета от
массы топлива на старте.
2
Скорость, км/ч ПР
1. Набор практического потолка
2. Набор высоты крейсерского полета
(о учетом аормируемнх порывов ветра)
Скорости маоора высоты
7.4. Стр. 8
Нояб 13/91
% 'XHoHtredJ tfi'OOHh
Чистые градиенты набора высоты
Рабо та hit Дм авигатгля на номинальном режиме.
Скорость полета — с учетом нормируемых порыдай нетра.
СКВ включена. ПОС' отключена.
Дальность» км Время набора высоты, мин Расход топлива, кг
Характеристики набора высоты
Характеристики набора высоты
239
Рис. 7.4-4
241
Условия СА
Работает один двигатель на взлетном режиме
Винт отказавшего двигателя зафлюгировнл
Скорость полета — по рис. 7.4—1
СКВ включена, ПОС отключена
Высота, м
Дальность, км
Время набора высоты, мин
Расход топлива, кг
Взлетная масса,
Характеристики набора высоты
Рис. 7.4-5
Условия СА*15 С.
Работает один двигатель на взлетном режиме.
Ви ат отказавшего двигателя аафлюгирован.
Скорость полета по рис. 7.4-1.
СКВ ьключона.
ПОС отключена.
Высота, м
100 200 0
10 20
J0 40 0 200
400 £10
Дальность, км
Время, мин
Расход топлива, кг
Характеристики набора высоты
Рис. 7.4-6
243
Условия СА+25 °C,
Работает один двигатель па вллетиом режиме.
Винт отказавшего двигателя эафлкгирован.
Скорость полета по рис. 7.4-1.
СКВ вклинена.
ПОС отключена.
Высота,
Характеристики набора высоты
Рис. 7.4-7
245
Работают дна двигателя на максимальном или номинальном режиме.
Скорость набора высоты - наивыгодивйшая,
Шасси и эакрнлкн убраны.
П = 2 %.
П.И.
СКВ включена. ЛОС отключена.
Bsicotq полета
Гарантированный потолок самолета
Высота,
3
S
(3
и
г
2
и
5
<П
I
о:
Ё
й
20 21 22 23 М 25 26 27
Взлетная масса, т
Практические потолки самолета
Рис. 7.4-9
Условия СА.
Скорость полета 470 км/ч ИС
1300
1200
1100
Масса топлива, кг
1000
900
800
20
3000
3600
4200
4800
5400
6000
7800
6600
7200
21
22
23
2*
25
26
2400
г
2
8
Л
S
Л
Масса само лота в конце горизонтального
участка, т
АНЗ топлива на один час горизонтального полета
Температура по СА.
Высота полета максимальная.
Скорость полета 470 км/ч ИС.
Посадочная масса, т
Минимальный АНЗ топлива для полета
до запасного аэродрома
Рис. 7.4-II
251
252
Условия СА.
Работают два двигателя.
СКВ включена.
ПОС отключена.
Скорость, км/ч ИС
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-12 (лист I из 4)
У .'и .'п.пам ruun.iiocTi»» км/кг
Скорость, км/ч ИС
253
254
2
*
й
я
I
я
р
О
=3
Скорость» км/ч ИС
Удельная дальность полети
Рис. 7.4-12 (лист 2 из 4)
Удолышя /|ПЛЫИ>СТЪ, км/кг
Скорость, км/ч ИС
255
256
Скорость, км/ч ИС.
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-12 (лист 3 из 4)
Удельная дальность, км/кг
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-12 (лист 4 из 4)
Удельная дальность, км/кг
Х'жористь» км/ч ИС
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-13 (лигт I из 4)
26'
262
аи
олг
0,40
0,38
0,36
0,46
0,44
0,42
0,40
0,38
0,36
0,46
0,44
0,42
0,40
0,3В
0,46
0,42
0,40
0,38
0,36
48'
56
Н = 5100 м
50D
300
300
400
400
500
Скорость, км/ч ИС
300
400
500
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-13 (лист 2 из 4)
0,50
0,48
0,45
0,44
0,42
0,40
0,50
0,48
0,46
• 0,44
0,42
0,52
0,50
0,48
0,46
0.44
30
Н - 5400 м
300
0.42
Н - 5700 м
и
300
400
48
20
23 tpt
24!
125:
26.
27
500
' У
::::
::::
::::
tn:
КП2!
—
:::
400
500
48
;56
70
80
400
500
Скорость, км/ч ИС
Удельная дальность, км/кг
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-13 (лист 3 из 4)
360 адо
CKOffOcrb, км/ч НС.
600
265
Скорость, км/ч ИС
Удельная дальность полета
Рис. 7.4-13 (лист 4 из 4)
267
268
У/НМП1ШЯ дальность, км/кг
Скорость, км/ч ИС
Условия СА,
СКВ гклктчена.
ГК К*. oTK.TKKtf н;и
Удельная дальность полета на одном двигателе
Рис. 7.4-14
Скс«ргстъ, км'ч ilC
jx/мя ’<пэонч1геп ввнчгзгх
Скорость, км/ч ИС
Условии СА+15 °C.
СКВ включена.
ПОС отключено.
Удельная дальность полета на одном двигателе
Рис. 7.4-15
Удельная дальность, км/кг
Скорость, км/ч ИС
Скорость, км/ч ИС
Условия СА+25 °C.
СКВ включена.
ПОС отключена.
Удельная дальность полета на одном двигателе
Рис. 7.4-16
Скорость снижения с высоты эшелона
Рис. 7.4-17
Дшп'.т лл pm'• тают ил ПМГ»
СКВ ПКЛКМГПЛ.
Н< х . отключен/и
РАСХОД ТОЛЛИRd, кг
Характеристики снижения до в. с..•те круга
рис. 7.4-18
Чистая траектория полета на одном .двигателе
Рис. Р.4-19
7.5. ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
7.5.1. Характерные скорости
На рис. 7.5-1 даны скорости захода на посадку и посадки в зависимости от посадоч-
ной масок и положения закрылков на посадке, которое выбирается по аэродромным
условиям (25°) иди отказным ситуациям (15° или 0).
На рис. 7.5-2 приведены максимально допустимые скорости начала торможения колес
на пробеге в зависимости от высоты аэродрома, температуры воздуха, продольной
составляющей скорости ветра и положения закрылкев на посадке.
График построен из условия, что максимальная путевая скорость движения колес по
ЗПП принята 250 км/ч.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
высоте аэродрома 1000 м, температура воздуха 25°С, встречной составляющей ско-
рости ветра 5 м/с скорость начала торможения колес на пробеге равна 265 кы'ч для
> 10° или 264 км/ч - при убрвжнмх закрылках.
7.5.2. Полные градиенты набора высоты при уходе на второй крут
На рис. 7.5-3 приведен полный градиент набора высоты при уходе на второй круг
в зависимости от высоты аэродрома, температуры воздуха и посадочной массы.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при вы-
соте аэродрома 1000 м, посадочной массе 25 т, температуре воздуха 25°С и встреч-
ной составляющей скорости ветра 10 м/с полянй градиент набора высоты при уходе на
второй круг равен 3,6%.
На рис. 7.5-4 приведен полный градиент набора высоты при уходе на второй крут.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
высоте аэродрома 1000 м, посадочной массе 25 т, температура воздуха 30°С и
встречной составляющей скорости ветра 10 м/с полный градиент набора высоты при
уходе на второй крут равен 15,7%.
7.5.3. Посадочная масса самолета по температуре воздуха и высоте аэродрома при уходе
на второй круг.
На рис. 7.6-5 приведена зависимость максимально допустимой посадочной массы от
высоты аэродрома и температуры воздуха при уходе на второй круг с градиентом
набора высоты 2,1%.
Пример, иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показывает, что при
высоте аэродрома 1750 м и температуре воздуха 30°С максимально допустимая поса-
дочная масса равна 24 т.
7.5.4. Посадочная дистанция и длина пробега
Посадочные дистанции определяются с высоте 15 м с учетом коэффициента "К"
(рис 7.5-6).
К = 1,0 - для посадочной дистанции (Фактической);
К = = 1,43 - для потребной посадочной дистанции для запаемого аэродрома;
0,7
К = = 1,67 - для потребной посадочной дистанции для основного аэрадрома.
0,6
На рис. 7.5-6 приведены посадочные дистанции (Фактичесвая и потововвя) в зависи-
мости от посадочной массы, высоты аэродрома и температура воз*ха дин писали?
с <£ 3 = 25°.
Пример, иллюстрируемый пунктирными лииями си стрелками, показывает, что жри
высоте аэродрома 1000 м. посадочной массе 25 т, температуре воздуха 25°С, встреч-
ной составляющей скорости ветра 5 м/с и уклоне ЗИП, ранном 1% квяиэ), посадочная
дистанция равна 1380 м, потребная посадочная дистиггля для запасного аэрадрома -
2000 м. .идя основного аэродрома - 2320 м.
На рис. 7.5-7 подведены длина пробега в зависимости от посадочной массы, высоты
аэродрома и .емпературы воздуха дли посадки с £ 3 = 25°.
Пример, иллюстрируемый пунктирный® линиями с' стоелками, покатывает, что при вы-
соте аэродрома 1000 м, посадочной массе 25 т. тевсературе вэадуха 25°С, встречной
составлявшей скорости ветра 5 м/с и уклоне ВПП, равном 1% (вяжа), длина пробега
равна 640 к.
На рис. 7.5-8 я 7.5-9 приведены посадочная дистанция и длина пробега в зависи-
мости от посадочной массы, высоты аэродрома и температуры воздуха для посадки
с 6 з = 15°.
и
Примеры, иллюстрируемые пунктирными линиями со стрелками, показывают. что при
высоте аэродрома 1000 м, посадочной массе 25 т. температуре воздуха 25°С,
встречной составляющей скорости ветра 5 м/с и уклоне ВПП, равном 1% (вниз),
посадочная дистанция равна 1790 м, а длина пробега завив 940 м.
На рис. 7.5-10 г 7.5-II ппиведены посадочная ддсл.днпия и длина пробега в зависи-
мости от посадочной массы, высоты аэродрома и температуры воздуха для посадки с
убранными закрылками.
Примеры, иллюстрируемые пунктирными линиями со стоелками, показывают, что при
высоте аэродрома 1000 м, посадочной массе 25 т и температуре воздуха 25°С поса-
дочная дистанция равна 1920 м, а длина пробега равна 930 м.
7.5.5. |Даксдаально допустимая посадочная масса
Максимально допустимая посадочная масса определяется по рис. 7.5-э; 7.5-6,
7.5-8 и 7.5-10.
Пртлер_д)асчета_максимально_дощстимой
посадочной_массы_
Исходные данные:
- высота аэродрома 1000 м;
- температуре воздуха 25°C;
- длина ВПП 2225 м;
- располагаемая посадочная дистанция (ВПП - 25 м, "де 25 м -участок выруливания с
ВПП) 2200 м,-
- уклон ВПП 1% (вниз );
- встречная составляющая скорост.: ветра 5 м/с.
Посадка выполнятся на основной аэродром.
I) Пример на рис. 7.5-5 иллюстрируемый пунктирными линиями со стрелками, показы-
вает, что для высоты аэродроме 1000 м и температуры воздуха 25°С максимально
допустимая посадочная масса из условия возможного ухода на второй круг при
отказавшем двигателе принимается 27 т (конструктивное ограничение).
2) Пример на рис.7.5Чъ, иллюстрируемо! пунктирными линиями со стрелками, показы-
вает, что для располагаемой посадочной дистаниции 2200 м (при К = 1,67),
уклоне ВПП 1% (вниз) и встречной составляющей скорости ветра 5 м/с максимально
доп. стимая посадочная масса равна 23 т.
3) Пример на рис. 7.5-8, иллюстрируема п; нктирнаии линиями со стрелками, по азы-
вает, что для располагаемой посадочной дистанции 2200 м, уклоне ВЕГ 15» (вниз)
и встречной составляющей скорости ветре 5 м/с максимально допустимая посадочная
масса равна 27 т (конструктивнее ограничение).
4) Пример на рис. 7.5-10, иллюстрируемый пунктирными линия”и со стрелками,
показывает, что для располагаемой посадочной дистанции 220С м, уклоне ВПП X?
(вниз) и встречной составляющей скорости ветре 5 м/с максимально допустимая
посадочная масса равна 27 т (конструктивное ограничение .
5) Из четырех величин посадочных масс, определЕна_< по рис. 7.5-5; 7.5-6;
7.5-8 и 7.5-10, принимаем меньшую как максимально допустимую посадочную
массу, равную 23 т.
[АННЕ- Бели при определении максимально допустимой посадочной массы
точка А расположится ниже точки Б, необходимо горизонталь
точки А провести до пересечения с наклонной линией точки Ь,
опустить перпендикуляр ня икалу "Посадочная масса" и полу-
чить величину посадочной массы.
6) По рис. 7.5-2 определяем максимально допустимую скорость начала торможения
колес на пробеге, которая равна 265 км/ч (не накладывав.’ ограничения).
Слир »< n,t км/ч
32. 12384—51
Рис. 7.5-1. Скорость на посадке
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Максимально допустимые скорости начала торможения колес на пробеге
Рис. 7.5-2
Работает один двигатель на вэлетя«>м режиме.
Зиит отказавшего двигателя здфлха-иосмн.
Закрылки вылутиены на 15
Шасси убрано.
Скорость полете при наборе высоты равна •• .CM. W
Высота над уро. гем аэродрома м.
ПОЯ1И1Й I ралиенг HO'iopa ЬЫСЫШ,
Полный градиент набора высоты при уходе яа второй круг
Рис. 7.5 3
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТ. ОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
^потают здлглтп» на лмж**С-
*один.ткя имдог -ы на .
JjMXil имчмс.
IwootTTb пе.»етз ли» напоо» лысити 7 . ”4, ',
ibieV'M Л AU vtX>M»»’M k>tAjADt>MM I.-’ '4.
Полный rpar'ser наборе васстк при уходе на * 'про?! ячуг
”.5. Jto. 9/IC
Работает один даигате.тъ на взлети» л режиме
Винт отказавшего двигателя ааф/оогиронон
Закрылка вькг'шены ка 15°
Шасси убрано
Скорость полета при набора высоты V
З.П.
Высота мл урог зм аэродроме - 120 м
1=2,1 %
Высот» аэродрома,
Рис. 7.5-5. Максимально допустимая посадочная масса.
Работают два двигатели
Угол отклонения .закрылков 25°
Скорость полета по рис. 7.5-1
Рис. 7.5-F Потребная посадочная дистанция
Рао полагаемая (поцебная) посадочная дистанция, м
7.5. Ст?. 13/14
HoW 13/91
.-’augтан:т ада двнгаге.из
г ты этк.чзиемия .ишлылков - -
и 'n.iopoJn HHinqt
Ряс. 7.5-7. -£лииа пробега
Работает опии двигатель
Закрылки выпушены на 13'
Вият отхазавш его двигателя •эаа.тпгироваи
Скорост полете по рис. ".5-1
(>' ‘1ЛЯ1НВ1.1/ИЦ BL'HhOllHO'Jll Unr.'PUJBKOrOe.T) И ’Klfttllt ОИТГ BBHhOtfeOOj]
Ряс. 7.5-8. Посадочная листанная.
7.5 с7? /£
'.5. стр. 17/18
Нояб 13/91
мкт
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Работает одая оаагата/ъ,
Заарылхя ныпушаны ч 15 .
Взят отказавшего даагатвла зафкюгаровш.
Сдорост» полета - по рас, 7.3-J.
:3егею. м/с
/клон -ЛИП,
Длмва (цюбага. м
Ддгяа пробега
Ряс. 7.5-9
7.5. Стр. 19/30
ф./&го Н®яб 13/91
Работают два двигателя
Закрылки убраны
Скорость полета по рис. < .3 -1
ТемпераTvoa воздуха, С
Посадочная масса, т Попутяый Встречный Вверх Вниз
Выер, м/с Уклон ВПП, %
дисгаицмя, м кРасаолэгаочан посн1>очнн>( киоянпия. м)
32.12384-63
Тис. 7.5-IG. Посадочная дистанция.
283
294
Рабо текут w льмгате/ви
Захсылы уболмы.
>ооосгь полета - по 'ле. <
'V.lxy nil! VIIHir,/
JL'DiHa пробег?
?ис. 7.5-11
РАЗДЕЛ 8
ЭКСПЛУАТАЦИЯ
СИСТЕМ
СОДЕРЖАНИЕ
8.1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
8.I.I. Двигатель АИ-20Д
8.1.2. Вспомогательная силовая установка
8.2. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
8.3. .’ЛАСЛЯНАЯ СИСТЕМА
8.3.1. Маслосистема двигателя АИ-20Д
8.3.2. Иаслосистема двигателя ЕСУ
8.4. ПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.5. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ ОС ТЕМА
8.6. ШАССИ
8.7. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
8.8. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.9. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
8.10. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
8.П. ДВЕРИ И ЛЮКИ
8.12. БЫТОВОЕ И АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.13. ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ
8.14. ОСВЕЩЕНИЕ И СИГНАЛИЗАЦИЯ
8.I4.I. Внутреннее освещение
8.14.2. Внешнее освещение
8.14.3. Внешняя сигнализация
8.14.4. Внутренняя сигнализация
8.15. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.I5.I. Система питания анероццно-мембранкых приборов
8.15.2. Система индикации и контроля пространственного пзложендл
8.15.3. /.зтопилот
8.15.4. Автомат углов атаки и перегрузок
8.15.5. Курсовая система
8.15.6. Система директорного управления
8.15.7. Магнитный жидкостный компас
6.15.8. Система сигнализации опасно^ скорости сближения с землей
8.16. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.I6.I. Самолетное переговорное устройство
8.16.2. КВ радиостанция
8.16.3. :.В-да радиостанция
8.16.4. .В радиостанция
8.16.5. .[агнитоцюн
8.16.6. Радиовысотомер
8.16.7. Автоматический радиокомпас
8.16.8. Навигационно-посадочная аппаратура
8.16.9. Допплеровская система навигации
8.16.10. Дальномер
8.16.II. Радиолокационная станция
8.16.12. Ответчик
8.16.13. Изделие СРО
8.17. БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ
8.1. Силовая установка
8.1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
8.I.I. Двигатель АИ-20Д
А. Общие сведения
На самолете установлены два двигателя АИ-20Д пятой серии.
Двигатель - турбовинтовой, высотный, выполнен по одновальной схеме, с планетарным
редуктором, осевым компрессором, кольцевой камерой сгорания, трехступенчатой
турбиной и нерегулируемым реактивным соплом.
Редуктор двигателя оборудован измерителем крутящего момента (ИКМ) и датчиком от-
рицательной тяги.
Масляная система двигателя - циркуляционная, замкнутая.
Электрическая система запуска двигателя обеспечивает:
- запуск на земле;
- холодную прокрутку;
- ложный запуск;
- автоматическое или принудительное прекращение цикла запуска;
- запуск в полете от авторотации.
Воздушный винт АВ-68ШЛ - четырехлопастной, флюгерный, изменяемого шага.
Управление и регулирование двигателя и воздушного винта обеспечивают:
- механическая система управления режимами работы двигателя;
- командно-топливный агрегат (КТА), регулирующий подачу топлива в двигатель в за-
висимости от положения РУД, температуры воздуха, высоты и скорости полета;
- электрическая система останова двигателя;
- система автоматического флюгирования воздушного винта по крутящему моменту;
- система следящего упора (ССУ), состоящая из подсистем:
а) фиксации лопастей воздушного винта по сигналу ИИ4;
б) ограничения величины отрицательной тяги затяжелением лопастей воздушного
винта;
в) автоматического флюгирования воздушного винта при уменьшении частоты
вращения ротора двигателя;
- система принудительного флюгирования воздушного винта;
- электрическая система установки лопастей воздушного винта на промежуточный
упор.
Контроль за работой двигателя, воздушного винта и их систем осуществляется по
индикаторам и сигнальным табло, расположенным на приборных досках и пультах в
кабине экипажа.
Органы управления, контроля и индикации двигателя АИ-2ОД показаны на рис. 8.I-I.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.I-I.
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
III
4Я?
штр ив
РЕЗ ТР-Р
ПТ 2
ш
СГГ4
пат пив. дим.
оси тр-р
Установлен
на РК
приборов ДИМ
от OKI
TOK
ли диилшь
ЛИНИИ tlliriM
им м" с*1 turd
1-мТ I». }»>«;»]
lw4 aiMtit н<г>л|
ппнпшпп
нилгаж запуска наган, дит.
стп
«I*
спз
ПУСКА
п Т НЛЯЧЕИО
Органы управления, контроля и индикации двигателя АИ-20Д
Рис. 8.I-I
Таблица 8.I-I
Наименование Функциональное назначение
Центральный пульт руг; гУД РУД ПРАВЫЙ Рычаг стопорения "С" с положениями: - крайнее пераднео - крайнее заднее Переключатели СТОП-КРАНЫ с положениями ОТКР. и ЗАКР. Переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА с положениями: - BittiTU НА УПОРЕ - ванта снята с упора Таблица положений РУД на режиме ЮТ Номогра.'" ’а ,гРвкс:ландованныз режимы для взлета" Краны гидроостанова с положениями рукояток: - нижнее - верхнее Управление работой двигателя з диапазона от ЗИГ до взлетного режима: - левого двигателя; - правого двигателя Фиксация ИГД от непроизвольного смещения: - РУД застопорены; - РУД расстопорены Управление стоп-кранами левого я правого двигателей Управление промежуточным упором лопастей воздушного винта: - включение упоре; - отключение упора Выбор положений РУД по УИРТ на режиме ШГ в зависимости от температуры воздуха на аэродроме посадки в случае отказа ССУ Определение рекомендованного режима работы двигателя на взлете Управление подачей гидросмеси под дав- лением в систему останова и флотиро- вания: - кран закрыт; - ан открыт
РУНОаОДСТЕО ПО ЛЕТНОЙ эксплуатации
Продолжение табл. 0.I-Z
Наименование Функциональное назначение
Средняя панель приборной доски Два индикатора ТСТ Дву'/стрелочный индикатор УИРТ Два трехстрелочных индикатора УИЗ с диапазонами измерения: от 0 до ICO кгс/см2 от 0 до 8 кгс/см2 от минус 50 до *150 °C Двухстралочный индикатор ОБОРОТЫ Индикаторы ВИБРАЦИЯ А I и ВИБРАЦИЯ й 2 Две индикатора давления ИКМ Кнопка КОНТР. ИБ Красные табло ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ, ПРАВ. ДВИГ. - ОТКАЗ далтыа табло ЛЕВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА, ДРАВ, ВИНТ СНЯТ С УПОРА Зеленые табло ЛЕВ. ВИНТ ЗАФИКСИР., ПРАВ. БИНТ ЗАФИКСИР. Контроль температуры газов за турби- ной двигателя Контроль положений РУД левого (стрелка "I") и правого (стрелка "2") двигателей Контроль параметров систем двигателей: - давления топлива перед форсунками; - давления масла на входе в двигатель; - температуры масла на входе в двига- тель Контроль частоты вращения ротора левого (стрелка "I") и правого (стрелка "2") двигателей Контроль текущих значений вибропере- грузок левого и правого двигателей i Контроль величины крутящего момента (мощности) на валу воздушного винта Контроль исправности виброаппаратуры Сигнализация срабатывания датчиков автоматического флотирования или дос- тижения отрицательной тяги 1200 кгс Сигнализация отклонения проклей точного упора лопастей воздушного винта Сигнализация срабатывания ССУ при давлений в НИМ менее 5 кгс/см2
Продолжение табл. 8.I-I
Наименование Функциональное назначение
Зеленые табло ЛЕВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ, ПРАВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ Сигнализация работы флюгерного маслонаcoca
Зеленые табло ЛЕВ. АВТОФЛ. ГОТОВ, ПРАВ. АВТОФЛ. ГОТОВ Сигнализация готовности систем авто- матического флотирования
Нижняя панель верхнего дудьта
Желтые табло ЛЕВ. ДВИГ. - ВИБРАЦИЯ, ПРАВ. ДВИГ. - ВИБРАЦИЯ Сигнализация достижения максимально допустимых (опасных) значений виброперегрузок
Средняя данель верхнего дудьта
Два выключателя ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ левого и правого двигателей Включение псдачл питания на агрегаты зажигания и клапан пускового топлива при запуске в воздухе
Две лампы-кнопки ФЛОТИРОВАНИЕ левого и правого двигателей с положениями: Сигнализация срабатывания датчиков ав- томатического флюгирования или достижения отрицательной тяги 1200 кгс.
Управление системой принудительного флюгирования воздушных винтов:
- нажатое - включение системы принудительного флюгирования;
- нейтральное - отключение системы;
- вытянутое - вывод винтов из флюгерного положения
Две кнопки ЧАСТИЧН. ФЛЮГИРОВ. левого и правого двигателей Включение проверки системы флюгирования винтов двигателей частичным флюгирова- нием
Два выключателя ЗАТЕХЕДЕН. ВИНТА ле- вого и правого двигателей Включение проверки системы ограничения отрицательной тяги затяжелением лопас- тей воздушного винта по команде датчика отрицательной тяги
Продолжение табл. 8.I-I
Наименование I функциональное назначение
Два выключателя ПО ИКМ левого и правого двигателей Веивдя дднвдь ветзго пульта Кнопка СРЕЗКА ТОПЯ. Кнопка ЗАПУСК Переключатель запуска двигателей БОРТ - АЭРО ДР. о положениями: - БОРТ - АЭРОДР. - нейтральное Переключатель ЛЕВ. ДВИГ. - ПРАВ, выбора запускаемого двигателя Кнопка ПРЕКР. ЗАПУСКА Переключатель рода работы с положениями ЗАПУСК, ХОЛОДИ. ПРОКР. Светосигнальные табло: - зеленое табло ЗАПУСК ИДЕТ - желтое табло АВТОМ. ОСТАНОВ - желтое табло СТГ ОТКАЗ - зеленое табло ИРА-800 ВКЛ. Вклинение проверки работоспособности системы автоматического флюгирования по ИКМ Управление перепуском топлива на олив в процессе запуска Включение панели автоматического запуска при запуске на земле Запуск и холодная прокрутка двигателей от бортовых источников электроэнергии Запуск и холодная прокрутка двигателей от аэродромного источника электроэнергии Отключение блокировок запуска Подключение левого или правого двига- теля к электроавтоматике запуска и холодной прокрутки Отключение стартеров-генераторов Выбор режима работы автоматической панели запуска Контроль и сигнализация: - работы автоматической панели запуска; - автоматического останова двигателя в процессе запуска от ВСУ по уменьше- нию частоты вращения ротора; - отказа СТГ в процессе запуска; - подстыковки аэродромного источника питания
Продолжение табл. 8.I-I
Наименование функциональное назначение
Еддаданд д>шдкальаад даней?? левого пульта Выключатель ИВ - ОТКЛЮЧЕНО Вертикальная панель левого пульта Вольтметр НАПРЯХ. ЗАПУСКА МАРШЕВ. ДВИГ. Амперметр СТП ИЛИ СТГЗ Амперметр СТГ2 ИДИ СТГ4 РК приборов ДИМ Переключатель ПИТ. ПРИБ. ДИМ с поло- жениями: ОСН. ТР-Р, ОТКЛ, РЕЗ. ТР-Р Включение и отключение электропитания виброаппаратуры Контроль напряжения в системе запуска Контроль нагрузки СТТ Л I (левого двигателя) или М 3 (правого двигателя) Контроль нагрузки СТТ Л 2 (левого двигателя) или J» 4 (правого двигателя) Подключение основного или резервного трансформатора 36 В питания приборов двигателей
Основные параметры работы двигателя
Режимы и время работы двигателя на земле и в полете приведены в табл. 8.1-2.
Таблица 8.1-2
Режим Положение РУД по УПРТ Время непрерывной работы, мин Время работы в пределах ресурса, %
Взлетный Максимальный Номинальный Крейсерский змг ф ф к £ ООО о W <?' о" Ъ о о о> р о 85 с- is Не более 5 Не более 30 Не ограничено Не ограничено Не более 30 2 10 40 Не ограничено Не ограничено
ПРИМЕЧАНИЯ: I. В особых случаях допускается непрерывная работа двигателя
на режимах:
- взлетном в течение 45 мин;
- максимальном в течение 60 мин.
2. При учете наработки двигателя режимы определяются в зависимости
от положения РУД по УИРТ:
- взлетный режим .............................более 92°
- максимальный................................ более 81° и до 92°
- номинальный ............................. более 70° и до 81°
Максимально допустимая температура газов за турбиной в зависимости от высоты
и режима работы двигателя приведена в табл. 8.1-3.
Таблица 8.1-3
Условия работы двигателя Режим работы двигателя Температура газов за турбиной, °C
На земле и при взлете для всех аэродромов В полете на всех высотах На земле и в полете на всех высотах Взлетный Взлетный Максимальный Номинальный Крейсерский По графику (см. рис. 8.1-2) 600 550 500 470
Частота вращения ротора двигателя
(переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА
находится в положении ЖНТЫ НА УПОРЕ):
- на режимах от взлетного до
крейсерского .................................................... 95,5-96,2 %
(равновесная)
- на режиме ЗМГ (земля) ......................................... 80,5-82,5 %
Изменение частоты вращения
(переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА
находится в положении ВИНТЫ СНЯТЫ С УПОРА)..........................*q’| |
Нояб 30/88 322
Температура воздуха
Эо ‘аоевд есШвбэииех
График изменения максимально допустимой температуры газов за турбиной
в зависимости от температуры окружающей средн и высоты аэродрома
на взлетном режиме
Рис. 8.1-2
- допустимый кратковременный заброс частоты
врацения при резком увеличении режима ......................... до 103 $
- допустимое кратковременное снижение частоты
вращения при резком уменьшении режиме ......................... до 93 %
- допустимое колебание частоты врацения на
установившихся режимах..........................................±1 ?
Давление топлива на взлетном режиме............................ не более 85 кгс/см2
Допустимое колебание давления топлива на
установившихся рабочих режимах................................ ±3 кгс/см2
Максимально допустимые значения виброперегрузок
при работе двигателя:
- на земле на равновесных частотах .......................... 3
- в полете .............................................. 5.5
Максимально допустимое изменение текущих значений
виброперегрузок на установившихся режимах работы
двигателя:
- при работе двигателя на земле на равновесных
частотах.................................................. не более 1,0
- при выполнении трех последних полетов ..................... не более 1,5
- при отработке двигателем ресурса до
очередного ремонта .......................................... не более 2,5
- при работе двигателя на "крейсерском режиме
в полете .......................................................не более 1,0
- в трех последних полетах на крейсерском режиме...............не более 1,5
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления
двигателей:
ИГД 0° по УПРТ (режим ЗИГ)
Рычаг стопорения "С" Крайнее переднее
Переключатели СТОП-КРАНЫ ОТКР.
Переключатели СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА
Переключатель ЗАПУСК - ХОЛОДИ. ПРОКР.
Выключатели ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ
Переключатель выбора запускаемого
двигателя ЛЕВ. ДВИГ. - ПРАВ.
Краны гвдроостанова
Выключатель виброаппаратуры
Переключатель БОРТ - АЭРОДР.
Переключатель ПИТ. ПРИБ. ДИМ
ВИНТУ НА УПСРЕ
ЗАПУСК
Нижнее (закрыты колпачком)
Нейтральное
Нижнее (рукоятки законтрены)
ОТКЛОНЕНО
Нейтральное
ОСН. ТР-Р
После включения электропитания проверьте исходные показания индикаторов и табло:
Табло ЛЕЗ. ВИНТ ЗАФИКСИР., ПРАВ.
ВИНТ ЗАФИКСИР., ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ,
ПРАВ. ДВИГ. - ОТКАЗ, ЛЕВ. ДВ. -
МИН. ДАВЛ. МАСЛА, ПРАВ. ДВ. - МИН.
ДАВЛ. МАСЛА, ШРА-800 ВКЛ. и лампы-
кнопки ФЛОТИРОВАНИЕ
Индикаторы УПРТ, ОБОРОТЫ, ТСТ, ИВ
Индикаторы УИЗ-З-ТР:
- давление топлива
- давление масла
- температура масла
Горят
Стрелки на отметке "О"
Не ниже доцустимой для запуска
Проверьте исправность системы управления двигателями:
- переведите рычаг стопорения "С" в крайнее заднее положение;
- переведите поочередно 1УД до упора взлетного режима и обратно. РУД должны
перемещаться плавно и свободно;
- проверьте фиксацию РУД на упорах ПМГ;
- установите РУД на ЗМГ.
Подготовьте к запуску:
- систему электроснабжения (см. подразд. 8.13);
- топливную систему (см. подразд. 8.2);
- масляную систему (см. подразд. 8.3);
- пожарное оборудование (см. подразд. 8.4);
- гидравлическую систему (см. подрезд. 8.5).
Проверьте исправность виброаппаратуры, .для чего:
- включите виброаппаратуру и прогрейте ее в течение 3 мин;
- нажмите кнопку КОНТР. ИВ. Должны загореться табло ЛЕВ. ДВ. - ВИБРАЦИЯ и ПРАВ.
ДВ. - ВИБРАЦИЯ, а стрелки индикаторов - отклониться на величину более 5,5.
Установите переключатель БОРТ - АЭРОДР. в положение БОРТ или АЭРОДР., в зависимос-
ти от выбранного источника электроэнергии.
Запуск двигателя
Дайте команду по СПУ о начале запуска.
Установите переключатель выбора запускаемого двигателя в положение ЛЕВ. (ПРАВ.),
я переключатель ЗАПУСК - ХОЛОДИ. ПРОКР. - в положение ЗАПУСК.
Нажмите кнопку секундомера.
Нажмите на 2-3 с кнопку ЗАПУСК. Должно загореться табло ЗАПУСК ИДЕТ и двигатель
должен автоматически выйти на режим ЗМГ.
В процессе запуска необходимо контролировать следующие параметры, отклонение ко-
торых от указанных значений (условий) требует прекращения запуска:
Частота вращения ротора двигателя ......................... увеличивается
ПРИМЕЧАНИЕ. Запуск двигателя прекращается автоматически
и загорается табло АВТОМ. ОСТАНОВ, если
запуск выполнялся от ВСУ и частота вращения
ротора ВСУ уменьшилась
Максимальная температура газов за турбиной .................. не более 750 °C
ПРИМЕЧАНИЕ. При интенсивном росте температуры газов произведите перепуск топлива
кнопкой СРЕЗКА ТОПЛ. При достижении температуры 120-200 °C нажмите
кнопку СРЕЗКА ТОПЛ. и удерживайте ее в этом положении до прекраще-
ния резкого роста температуры, сохраняя увеличение частоты вращения
ротора. При запуске в условиях высоких температур воз.цуха нажмите
кнопку СРЕЗКА ТОПП, через 15-18 с с начала запуска. В дальнейшем
кнопкой СРЕЗКА ТОПЛ. пользуйтесь по мере необходимости.
Начало роста давления масла и температуры газов .............. не позднее 30-й
секунды с начала
запуска
Напряжение бортсети .......................................... не менее 16 В
Отключение СТТ................................................не позднее 70-й
секунды с начала
запуска при частоте
вращения 42-46 %
Время выхода двигателя на режим З'АГ ......................... не более 2,5 мин с
начала запуска до
достижения частоты
вращения ротора
80,5-82,5 %
В процессе запуска убедитесь в работоспособности:
- системы автоматического флюгирования по минимальной частоте вращения ротора.
При частоте 60-80 % должны погаснуть табло ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ (ПРАВ. ДВИГ. -
ОТКАЗ) и лампа-кнопка «МИНИРОВАНИЕ;
- системы фиксации лопастей винта. При увеличении частоты вращения от 40 % до
равновесной должны погаснуть табло ЛЕВ. ВИНТ ЗАФИКСИР. (ПРАВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.);
- мяслосистемы двигателя по достижению давления масла на входе 4 кгс/см2.
Если в течение 60 с после выхода на режим ЗМГ давление масла не достигнет ука-
занного значения, остановите двигатель.
После выхода двигателя на режим ЗМГ:
- установите переключатели БОРТ - АЭРОДР. и ЛЕБ. ДВИГ. (ПРАВ.) в нейтральное
положение. Остановите ВСУ, если запуск двигателя АИ-20Д производился от
ВСУ (см. п. 8.1.2);
- закройте крышку щитка запуска;
- подключите бортовые источники электроснабжения в соответствии с подразд. 8.13.
ПРИМЕЧАНИЕ. Разрешается производить пять последовательных запусков при работе
СТГ до 60 с или четыре запуска при работе СТГ до 70 с. Интервал
между каждым запуском - не менее 3 мин, после чего требуется пере-
рыв в течение 30 мин для охлаждения СТГ.
Прекращение запуска
Закройте стоп-кран. Нажмите кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА и закройте пожарный
кран. Если температура газов за турбиной стремится превысить 750 °C при нажатой
кнопке СРЕЗКА ТОПЛ., закройте краны, не отпуская кнопки.
Контролируйте прекращение подачи топлива по падение давления топлива перед рабо-
чими форсунками и температуру газов за турбиной до полного останова двигателя.
Если подача топлива не прекращается, остановите двигатель краном гидроостанова,
для чего откройте и зафиксируйте предохранительный щиток, поверните рукоятку
крана гвдроостанова влево, потяните вверх до упоре и поверните влево.
После полного останова двигателей установите переключатели СТОП-КРАНЫ в положе-
ние ОТКР., если не будет производиться холодная прокрутка, и обесточьте самолет.
Холодная прокрутка двигателя
Холодная прокрутка двигателя производится:
- после прекращения запуска двигателя из-за отсутствия роста температуры газов;
- при сохранении высокой температуры за турбиной после останова двигателя;
- при необходимости откачки масла.
Для прокрутки:
- установите переключатель ВОРТ - АЭРОДР. в положение БОРТ или АЭРОДР., а пере-
ключатель выборе двигателя - в положение ЛЕВ. или ПРАВ.;
- установите переключатель ЗАПУСК - ХОЛОДИ. ПРОКР. в положение ХОЛОДИ. ПРОКР.;
- установите переключатель СТОП-КРАНЫ в положение ЗАКР.;
- дайте команду по СПУ о начале холодной прокрутки;
- нажмите кнопку секундомера;
- нажмите на 2-3 с кнопку ЗАПУСК. Цикл холодной прокрутки длится (30£2) с.
После останова двигателя:
- установите переключатель ЗАПУСК - ХОЛОДИ. ПРОКР. в положение ЗАПУСК;
- установите переключатель СТОП-КРАНЫ в положение ОТКР.
Опробование двигателя
Опробование двигателя производится в полном или сокращенном объеме.
Опробование двигателя в полном объеме производится в соответствии с Руководством
по технической эксплуатации и Регламентом технического обслуживания самолета.
Опробование двигателя в сокращенном объеме производится экипажем перед полетом
по графику (рис. 8.1-3).
Проверки по пп. 3 и 4 могут выполняться на стоянке или на предварительном старте.
3?8
I) Прогрейте двигатель на режиме ЗМГ до получения температуры масла на входе
40 °C. Если перерыв в работе двигателя превышает 5 ч, прогрев производите в
течение не менее 5 мин.
2) Прогрейте масло в системе воздушного винта, для чего:
- увеличьте режим работы двигателя до 48° по УПРТ;
- установите переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА в положение ВИНТЫ СНЯТЫ С
УПОРА. Должны загореться табло ЛЕВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА, ЛЕВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.
(ПРАВ. ВИНГ СНЯТ С УПОРА, ПРАВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.);
- переведите последовательно РУД в положение ЗМГ, 48° по УПРТ и снова в поло-
жение ЗМГ. При температуре воздуха 5 °C и выше разрешается однократное пере-
мещение ВУД на ЗМГ.
3) Проверьте работу системы автоматического флотирования по ИКМ, для чего:
- переведите РУД в положение 65° по УПРТ. Через 3-4^с после прохода режима
56°+2° по УПРТ (давление в ИКМ не менее 30 кгс/см^) должно загореться
табло ЛЕВ. АВТОФЛ. ГОТОВ (ПРАВ. АВГОФЛ. ГОТОВ);
- нажмите и удерживайте выключатель ПО ИКМ;
- установите РУД в положение ЗМГ;
- при уменьшении давления масла в ИЮЛ ниже 10 кгс/см^ загораются табло
ЛЕВ. ДВИГ. - ОТКАЗ, ЛЕВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ, СТО ЛЕВ. ОТКЛ. (ПРАВ. ДВИГ. -
ОТКАЗ, ПРАВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ, СТО ПРАВ.ОТКЛ.), ЭЛЕКГР0СНАБ2. ПРОВЕРЬ
и соответствующая лампа-кнопка ФЛЮГИРОВАНИЕ.
Через 2-3 с после загорания табло отпустите выключатель ПО ИКМ.
После отработки цикла автоматического флюгирования погаснут табло ЛЕВ. ДВИГ.
- ОТКАЗ, ЛЕВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ (ПРАВ. ДВИГ. - ОТКАЗ, ПРАВ. ФЛ. НАСОС
РАБОТАЕТ) и лампа-кнопка ФЛЮГИРОВАНИЕ;
- подключите СТО на сеть, установив выключатель СТО ЛЕВ. (СТО ПРАВ.) в поло-
жение ОТКЛ., затем в верхнее положение и нажав кнопку СТО ЛЕВ. НА СЕТЬ
(СТО ПРАВ. НА СЕТЬ).
ВНИМАНИЕ. ЕСЛИ ПОСЛЕ ОТПУСКАНИЯ ВЫКЛЮЧАТЕЛЯ "ПО ИКМ" НАЧАЛОСЬ УМЕНЬШЕНИЕ
ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ С ОДНОВРЕМЕННЫМ РОСТОМ ТЕМПЕРАТУРЫ, НЕМЕДЛЕННО
ОСТАНОВИТЕ ДВИГАТЕЛЬ.
4) Проверьте работоспособность системы флюгирования частичным флюгированием:
- установите переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УПОРА в положение ВИНТЫ НА УПОРЕ;
- установите РУД в положение 55°±2° по УПРТ - табло ЛЕВ. АВТОФЛ. ГОТОВ
(ПРАВ. АВТОФЛ. ГОТОВ) продолжает гореть, частота вращения ротора двигателя -
равновесная;
Частоте
Ви ит на упоре
упор
Установка на
Винт снят с упора
Снятие с упора
График опробования двигателя перед полетом
Рис. 8.1-3
A
- натайте кратковременно (до 1с) кнопку ЧАСТИЧН. ФЛЮГИРОВ. - частота вращения
ротора двигателя понизится на 1,5-2,5 % и вновь восстановится до равновес-
ной. При нажатой кнопке горят табло ЛЕВ. ФЛ. НАСОС РАБОТАЕТ ( НРАВ. ФЛ.
НАСОС РАБОТАЕТ ). ,
ВНИМАНИЕ. УДЕРЖАНИЕ КНОПКИ "ЧАСТИЧН. ФЛЕГИРОВ." БОЛЕЕ I с ПРИВОДИТ К УМЕНЫПЕ-
НЖ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ РОТОРА ДВИГАТЕЛЯ НИЖЕ 93 % И ПОВЫШЕНИЮ ТЕМПЕ-
РАТУРЫ ГАЗОВ ВЫШЕ ДОПУСТИМОЙ, ЧТО МОНЕТ ВЫЗВАТЬ ПОМПА! ДВИГАТЕЛЯ.
J. Эксплуатация в полете
Перемещение РУД при изменении режима работы двигателей производите плавно. До-
пускается перемещение РУД от ПМГ до взлетного режима (я наоборот) за 3-5 с.
Перед рулением убедитесь, что переключатели СИНТЗЕ ВИНТОВ С УПОРА установлена в
полозагае ВИНТЫ СНЯТЫ С УПОРА и горят табло ЛЕВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА, ПРАВ.
ВИНГ СНЯТ С УПОРА, ЛЕВ. ВИНТ ЗАЙЗЮР., ПРАВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.
Руление производите на установившихся режимах с частотой вращения ротора двига-
теля, соответствующей частоте 3£Г или равновесной.
Перед взлетом установите переключатели СНЯТИЕ ВИНТОВ С ЛЕРА в положение ВИНТЫ
НА УПОРЕ. На равновесной частоте вращения гаснут табло ЛЕВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА,
ПРАВ. ВИНТ СЖТ С УПОРА; ЛЕВ. НЕТ ЗА
ПРАВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.
ЕЕИМАНИЕ. ПОСЛЕ УСТАНОВКИ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ НА УПОРЫ НЕ УИИИДАЙТЕ РЕЫМ
РАБОШ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЗЕМЛЕ НИКЕ 40° ПО УПРТ ВО ИЗБЕЖАНИЕ
УЫЗЗЫЕНИЯ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ РОТОРА, ППИПАНА И АВТОМАТИЧЕСКОГО
ФШИРОВАНИН ВОЗДУШНЫ! ВЖПВ.
ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ УМЕН ЫН ШИН РЕЖИМА НИЖЕ 40° ПО УПРТ СНИЗИТЕ
ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ С УПОРОВ с п
Ж УСТАНОВКОЙ НА УПОРЫ
ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ.
В процессе перемещения РУД на увеличение режима убедитесь, что при давлении по
индикатору ИКМ в пределах 18-26 жге/см2 загорается табло ЛЕВ. АВТОФЛ. ГОТОВ,
ПРАВ. АВТОФЛ. ГОТОВ.
Взлет произведите на рекомендованном режиме работа двигателей (см. ряс. 7.2-2).
Набор высоты производите на номинальном режиме. Разрешается использовать макси-
мальный режим.
В полете по марвдуту используются номинальный и крейсерские режимы работы дви-
гателей. Параметры работы двигателей контролируйте по индикаторам я табло.
ВНИМАНИЕ. ПРИ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ И СИСТЭА ФЛЮГИРОВАНИЯ ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ ПЕРЕХОДИТ
В РЕЕМ АВТОРОТАЦИИ ПОД КОНТРОЛЕМ ССУ. В ЭТИХ СЛУЧАЯХ
ittW.lJMltoi
СНИМАТЬ ВИНТ С УПОРА, ТАК КАК ЭТО ПРИВЕДЕТ К ОТКЛЮЧЕНИЮ ССУ И УВЕЛИЧЕ-
НИЮ ОТНЩАТЕЛЫЮЙ ТЯГИ СШИЕ 1200 кгс.
Через 10-15 мин после набора высота эшелона и перед снижением с эяелояа пре ра-
боте двигателя на установившемся режиме зафиксируйте в бортжурнале величие виб-
ропэрегрузок.
При уменьшении режима ниже 56°+2° по У11ИГ возможно мкганне Тобаго JlltH. MffiXUL,
ГОТОВ (ПРАВ. АРГОФЛ. ГОТОВ).
При уборке РУД на режимы, близкие к нулевой тяте, и давлении по «вджжятору ИКМ пе-
жо 5 кгс/см2 возможно загорание табло ЛИВ. ВИТТ ЗАвИКСИР. (ПРАВ. ЗЕТ ЗАДИКСИ?.),
а также снижение частоты вращения роторе двигателя от равиовесяпЛ (96,5-96,2 %)
до частоты ЗМГ (80,5-82,5 %), что свидетельствуют о рибите ОСУ.
Режим ПИГ при исправной СОУ соответствует положению РУД на упоре пяшлкго мятого
газа и постоянен для всех условий эксплуатации самолета. В случае отяма ССУ
режим ПМГ выбирается по таблице на центральном пульте (см. ряс. 8.I-I). При этак
РУД на ПМГ устанавливайте в конце нырявниванж, а на ЗМГ - после прияемледш..
На пробеге снимайте винты с упоров на частоте врацвып ж имя частота ЗИГ.
Перед остановом охладите двиге тель на режиме ЗМГ в течвкяе 2-3 ми * проверьте
напряжение СТГ.
Вели руление после посадки производилось на режима ниве 32° по УПРТ, посла паря»
веда РУД на ЗМГ двигатель разрешается останавливать без ожямяянж.
В экстренных случаях останавливайте двигатель с любого режима без охлаждения.
Дж останова двигателя:
- установите выклнатель виброаппаратуры (ИВ) в положение ОТК2ВОЧИЮ;
- установите переключатель СТОП-КРАНЫ в положение ЭАКР.;,
- установите переключатель ЮТАРН. КРАН в положение ЗАКРЫТО;
- замерьте время выбега ротора двигателя с 8 % до полного останом, которое долж-
но составлять не менее 60 с.
После полного останова двигателя:
- установите па реключа таль СТОП-КРАНЫ в положение 0ТКР.4
- установите переключатель СНЯТИЕ ВИНТОВ С УШРА в пптпмппм ВИТТЫ НА УТЮР^;
- застопорите ЕУД. переведя рычаг ’С" в переднее положение;
- обесточьте самолет.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Температура газов за турбиной увели- чивается вале допустимых значений Уменьшите ражим работы двигателя и про- должайте полет, контролируя параметры работы двигателя. Если при уменьшении режима работы двига- теля температура газов не уменьшается, остановите двигатель кнопкой ФЛЮГИРОВАНИЕ
Равновесная частота вращения ротора двигателя выходит за допустимые пределы Остановите двигатель кнопкой ФЛЮГИРОЗАНИЕ
Загорелось табло ЛЕВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА (ПРАВ. ВИНТ СНЯТ С УПОРА) Остановите двигатель краном гвдрооста- нова. После снижения частоты вращения до 15-20 % нажмите кнопку ФЛЮГИРОЗАНИЕ для полного ввода винта во флюгерное по- ложение
Загорелось табло ЛЕВ. ВИНТ ЗАФИКСИР. (ПРАВ. ВИНТ ЗАФИКСИР.) на режимах работы двигателя выше ШГ Остановите двигатель кнопкой ФЛЮГИРОВА- НИЕ в наборе высоты или в горизонталь- ном полете
Не горит табло ЛЕЗ. АВТОФЛ. ГОТОВ (ПРАВ. АВТОФЛ. ГОТОВ) на режимах ниже 56° по УПРТ, кренение и разворот само- лета со снижением (отказ ОСУ) Контролируйте параметры работы двигателя. При проявлении признаков отказа остано- вите двигатель
Загорелось табло ЛЕВ. ДВИГ. - ВИБРАЦИЯ (ПРАВ. ДВИГ. - ВИБРАЦИЯ) и вибропере- грузка по индикатору превысила 5,5 Остановите двигатель кнопкой ФЛЮГИРОВАНИЕ
Изменение текущих значений вибропере- грузок составило 1,5 в течение полета и 2,0 - в течение трех последних полетов Остановите .двигатель кнопкой ФЛЮГИРОВАНИЕ
Изменение текущих значений вабропере- грузок составило 1,0 в течение полета и 1,5 - в течение трех последних полетов Проконтролируйте параметры двигателя: а) если параметры в норме, продолжайте полет, усилив контроль за работой двигателя; б) при отклонении параметров от нормы ос- тановите двигатель кнопкой ФЛЮГИРОЗАНИЕ
Проявление неисправности Действия экипажа
Невозможно изменить режим работы двига- теля, РУД не перемещается Удерживайте самолет от кренения. Контроли- руете параметры работы двигателя. Продолжайте полет. При необходимости остановите двигатель. Заход на посадку и посадку выполняйте с одним работающим двигателем. (См. подраз- дел 6.2.)
Самопроизвольно уменьшился режим работы двигателя до ЖГ. При перемещении РУД реипл не увеличивается. Остановите двигатель. Выполните полет с одним работающим двига- телем (см. подраздел 6.2.)
Самопроизвольно увеличился режим работы двигателя до взлетного. При перемещении ГУД режим не уменьшается. Удерживайте самолет от кренения. Продолжай- те полет. Остановите двигатель при необхо- димости, но не позже 5 мин работы на взлет- ном режиме. Выполните полет с одни»? работающим двигате- лем. (См. подраздел 6.2.)
8.1.2. Вспомогательная силовая установка
А. Общие сведения
3 качестве вспомогательной силовой установки (ПСУ) применена турбогенераторная
установка ТГ-16М, включавшая газотурбинный двигатель ГТД-16М, редуктор, стартер-
генератор постоянного тока ГС-24А и системы, обеспечивающие запуск и работу
установки.
Газотурбинный двигатель ГГД-16М представляет собой высокооборотный турбокомпрес-
сор, служащий для привода редуктора с вентилятором, генератора и всех агрегатов,
обслуживающих работу установки.
ВСУ предназначена для:
- запуска .двигателя АИ-2СД на земле;
- питания электроэнергией бортсети самолета при неработающих двигателях АИ-2СД.
Запуск и холодная прокрутка ВСУ производятся от стартера-генератора ГС-24А.
Размещение органов управления и индикации ВСУ показано на рис. 8.1-4.
Функциональное назначение органов управления и индикации ВСУ дано в табл. 8.1-4.
Таблица 8.1-4
Наименование Функциональное назначение
Вертикальная панель левого пульта Кнопка ЗАПУСК Кнопка ЛРЕКР. ЗАП. Переключатель ЗАПУСК - ХОЛ. ПРОКР. с положениями ЗАПУСК - ОТКЛ. - ХОЛ. ПРОКР. Индикатор температуры газов Включение панели автоматического запуска Прекращение закуска и выключение ВСУ с любого режима работы Выбор режима работы панели автомати- ческого запуска. При положении ОТКЛ. панель отключается, работающая ВСУ останавливается Контроль температуры газов за турбиной
Органы управления и индикации ВСУ
Рис. 8.1-4
Основные параметры работы ВСУ
Работа в режа» холостого хода (прж запусмв):
- время выхода на реи».......................................на боди 30 ”
- заброс частоты ври»нм ротора:
а) на высотах до 200С ы.................................... м боям 100 %
б) на высотах белее 2000 м ................................ аа боям 102 %
- частота вряпади ротора:
а) на высотах до 2000 ................... Зв-96 %
б) на высотах бое о 2D00 а ................................ 33-07 %
руютюдстоо яо ломай маммтмлм
Rrtna за бортееть:
- врмн Hiiupui—nt рвбеяи ...... 120 мш
— частота э родине ротора:
а) за вясотах ДО 2000 м ...................................90-96 %
d) яв вяоотах боже 2000 м ........................... 91,5-97 %
— хасвоаап частота spaaai ............................... ±1 %
Райт а редей» залусав додгитш АЙ-20Д:
- частота вреди— ротора;
а) та зевотах до 2000 и .............................. 90-96 %
б) на вивотах сзивв 2000 а ............................... 91.5-97 %
- манимажьно допустимая частота нрадвмдн. .......... S3 %
- заброс частота арацеяли при решаем абросе
ыдгруэжл •
а) нв высотах до 2Ш0 а я» более IX %
б) яв выпотах 'божие 2000 и ............................... не более 102 %
- кмэтество зэлусхов она парарам .......................... 8 (без учета времен/
работа зв бортсеть)
Теашвретура газов эе прбддиЖ:
- в норемьннх условиях .................................... не более 750 °C
- в усладах вдеягагорнеггс взрпдромв и вис стой
температуры воздуха ........................................ не более 790 °C
- заброс температуры газов дрд запуске ПСУ:
а) на аиоотих до 2000 м .................................. ив более 850 °C
б) ня васотп сэмия 2000 м .............................. ла более 900 °C
с восстшкхвлянжем
до доршисьдоД тем-
пературы в течение
3 с
- идамсдрашапим1 забрав а течемм -да более 6 о ............де белее 820 °C
при эаоузяе доксатажя АЙ-2ЦЦ
8.1. Стр. К
Лпг 25791J
»<
Е. Подготовка ЭСУ к работе
Подготовьте к запуску:
- систему электроснабжения (см. подразд. 8.13);
- топливную систему (см. подразд. 8.2);
- пожарное оборудование (см. яодразд. 8.4).
Установите переключатель ЗАПУСК - ХОЛ. ПРОКР. в положение ЗАПУСК.
Нажмите на 2-3 с кнопку ЗАПУСК. Должно загореться табло ЗАПУСК ИДЕТ.
На режиме холостого хода загораются табло ТГ ЗАПУШЕН и ТГ РАБОТАЕТ. При увели-
чении давления масла на входе до 3,5 кгс/см*" и более загорается зеленое табло
ДАВЛ. LiACJlA - НОЖА.
В процессе запуска двигателя ВСУ контролируйте основные параметры.
В случае отклонения хотя бы одного из параметров запуск прекратите, нажав кнопку
ПРЕКР. ЗАЛ., и ждите полной остановки ротора.
Перед повторным запуском двигателя ЭСУ произведите холодную прокрутку.
В. Эксплуатация ВСУ на земле
Контролируйте параметры ВСУ при работе в режимах на бортсеть иля на запуск
АИ-2ОД. В случае отклонения хотя бы одного из параметров остановите двигатель
ВСУ кнопкой ПРЕКР. ЗАП., при этом останов ВСУ, работающей в режиме запуска
двигателя АИ-20Д, производите после прекращения запуска двигателя АИ-20Д.
Остановите ВСУ после запуска двигателя АИ-20Д.
ВНИЛАНЛЕ. ЕСЛИ НА ИСПОЛНИТЕЛЬНОМ СТАРТЕ ПОСЛЕ УСТАНОВКИ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ УПРАВЛЕНИЯ
ПЕРЕДНИ.! КОЛЕСОМ В ПОЛОЖЕНИЕ "ВЗЛЕТ-ПОСАДКА" ГОРИТ ТАБЛО "ТГ РАБОТАЕТ"
И МИГАЕТ ЦСО, ТО ЗТО ОЗНАЧАЕТ, ЧТО ВСУ НЕ ОСТАНОВЛЕНА.
ВЗЛЕТ С РАБОТАЮЩЕЙ ВСУ ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Холодная прокрутка
Холодную прокрутку двигателя ВСУ производите после неудавшегося запуска или
аварийного останова, если температура газов за турбиной в течение 30-60 с
превышает 300 °C.
Для проведения холодной прокрутки:
- установите переключатель ЗАПУСК - ХОЛ. ПРОКР. в положение ХОЛ. ПРОКР.;
- нажмите на 2-3 с кнопку ЗАПУСК - загорается табло ЗАПУСК ИДЕТ. Цикл холодной
прокрутки длится 10 с;
- установите переключатель в положение ЗАПУСК.
Обогрев ВСУ в полете
Включайте обогрев ВСУ установкой выключателя ОБОГРЕВ ТГ в верхнее положение
за 15-20 мин до посадки, если предполагается повторный вылет с использованием
ВСУ для запуска двигателей АИ-20Д. Отключайте обогрев ВСУ перед остановом
двигателей АИ-20Д на земле.
Останов ВСУ
Для останова ВСУ:
- снимите загрузку ВСУ;
- проработайте в режиме холостого хода в течение 2 мин;
- нажмите кнопку ПРЕКР. ЗАП,;
- замерьте время выбега ротора, которое должно быть не менее 20 с;
- установите переключатель ПРОТИВОПОН. КРАН в положение ЗАКР.;
- установите переключатель ЗАПУСК - ХОЛ. ПРОКР. в положение ОТКЛ.
8.2. Топливная система
8.2. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
А. Общие сведения
Топлданая система самолета предназначена для подачи топлива к .двигателям АИ-2цД -
ВСУ.
Топливная система состоит из топливных емкостей; систем дренажа, заправки,, выра-
ботки и слива топлива; приборов и устройств контроля работы топливной системы.
Топливо размещается в десяти мягких баках и четырех баках-кессонах трех очередях
выработки топлива.
Питание .двигателей топливом - автономное. Из баков левого полукрыла питается левдл;
двигатель АИ-20Д, из баков правого полукрыла - правый.
Магистрали питания двигателей топливом соединены мевду собой краном кольцевания.
Питание ВСУ при закрытом кране кольцевания осуществляется из баков правого пеяукрыяз.
заправки самолета применяются отечественные и зарубежные топлива и присадки
нхл з соответствии с Приложением 3.
л-исадки дгикеняится в количестве( 0,1+0,05?4 от объема топлива при температуре
воздухе 5° С и ниже.
На самолете применена дренажная систем открытого типа. Для баков левого и
правого яолукрнльев дренажная система выполнена раздельно.
Заправка баков топливом производится централизованно яри давлении до 3,5 кгс/см "
обесяочиваддем производительность до 700 л/мия или через заливные горловины,
.«ол^ество заправляемого топлива и невырабатываемых остатков топлива
приведено в таблице 8.2-1.
Таблица 8.2-1
Очереди выработки Топливо, кг * Невырабатываемый остаток топлива, кг *
Полная заправка через горловины Эксплуата- ционная заправка через горловины Централи- зованная заправка . Автомати- ческое управление ручное управление Выработка самотеком
Первая 2560 2480 2200 0 0 Не выоаба- тывается
Вторая и третья 2920 2850 2660 55 - 70 210
Итого: 5480 5330 4860 55 70 210
” При р - 0,775 г/см3
РУН020ДСТБ0 ПО ЛкТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
3 процессе выработки топливо подается из баков первой и второй очередей в баки
гретьой очереди (расходные? перекачивающими насосами, а из баков третьей очесали
подается к двигателям подкачивающими насосами. 3 особых случаях предусмотрена по-
дача топлива из баков первой и второй очередей перекачивающими насосами непосред-
ственно к двигателям.
предусмотрена выработка топлива самотеком из баков второй и третьей очеред-зС.
/правление выработкой топлива макет быть автоматическим (по сигналам топливомеза'
или ручные. Работа подкачивающих и перекачивающих насосов контролируется по свето-
сигнал изаторам.
Слив топлнва из баков осуществляется через краны слива или нажимные сливные югзп.-ны
Автоматическое управлзнме заправкой и выработкой, измерение количества топлива и
сигнализацию резервного остатка осуществляет система управления и измерения топл.’Ва
(СПУН).
Размацекие органов управления и индикации топливной системы в кабине экипажа показа-
но на рис. 8.2-1.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 6.2-2.
Таблица 8.2-Л
Наименование Функциональное назначение
! Соедняя пянелв приборной доска Два переключателя КРАЛ ПЕРЕКАЛ, с положениями: - АВАРИЙН. - НОИХ'ьАЪН. Два зеленых свбтоспгналиэгтора НОНШЬН. Два переключателя ПОжАРН. КРАН с лодо- дениями ОТКРЫТ и ЗАКРЫТО Два зеленых светосигнализатора пСдА?Н. КРАЯ ОТКРЫТ 1 — Подача топлива к двигателям: - непосредственно из баков первой и второй очередей; - из расходных баков третьей очереди Сигнализация положения кранов перекачки НОРМАЛЕН. Загораются при нажатии на □ветосигнализаторы /правление пожарными кранами Сигнализация открытого положения попар- ных кранов
Прсдолаоние табл. 8.2-Z
Накменование
Функциональное назначение
’ .рог-сютатель КРАН КОиТЩЕВ. с ыоложе-
яи^/U! ОТКР. и ЗАКРЫТО
Зале^шй светосигналлзатор КРАН
КОЛ6ОЕВ. ОТКР.
I Переключатель АВТОЫ. ЕЫРАБ. ТОПЛИВА
i с положениями: верхним и РУЧНАЯ
Два Лключателя НАСОСЫ ЛЕВ. ГРУППЫ
2 ОЧ. и НАСОСИ ПРАВ. ГРУППЫ 2 04. с
подоесНДЯМЯ :
। - ge пхнее
j - ОТКЛЮЧЕНЫ
Управление краном кольцевания
1
I
Сигнализация открытого положения
крана кольцевания ।
Включение автоматического или ручного !
управления выработкой топлива
Управлениэ перекачивающими насосами
вторых очередей левого з правого
полукрыльев: I
- включение насосов;
- отключение насосов
j
(
।
।
Два выключателя НАСОСЫ ДЕВ. ГРУППЫ
РАСХОДНЫЕ л НАСОСЫ ПРАВ. ГРУППЫ
РАСХОДНЫЕ с положениями:
- верхнее
- ОТКЛЮЧЕНЫ
Управление подкачивающими насосами
третьих очередей левого и правого
полукрыльев:
- включение насосов;
- отключение насосов
j Два выключателя НАСОСЫ ЛЕВ. ГРУППЫ
; I 04. и НАСОСЫ ПРАВ. ГРУППЫ I 04.
; с положениями:
I
! - верхнее
! - ОТКЛЮЧЕНЫ
Управление перекачивающими насосами
первых очередей левого и правого
полукрыльев:
- включение насосав;
- отключение насосов
восемь зеленых светосигнализаторов
"2 C-i.", РАСХОДыЕ, "I 04."
насосов левого и правого полукрыльев
Сигнализация работы соответствующих
насосов
Ячдикатор тошхивомера
Индикации раздельного и суммарного КО*"
дичества топлива в ба!дзх левого
(стрелка "I") и правого (стрелка *2")
полукрыльев
Продолжение табл. 8.2-.'
Наименование функциональное назначение
Галетный переключатель с положениями Переключение индикатора топлива для
ВЫКД.» ДУША, "I'*, "2", "3" контроля раздельного а суммарного
1 1 количества топлива
Два индикатора расхода топлива .!ндикация часового расхода топлив?
Два красных табло: ДЕВ. ДВ. - МИН. ДАНЯ. Сигнализация падения давления топлива i
ТОПЯ, и ПРАВ. ДВ. - МИН. ДАВД. ТОНН. яа входе в двигатель
Нюгаяя панель верхнего пульта ।
Два желтых табло: ТОЕД. ФИЛЬТР Сигнализация засорения топливных
ЛЕВ. - ОТКАЗ, ТОЛП. ФИЛЬТР ПРАВ. - фильтров
ОТКАЗ
желтое табло ТОПЛИВО 580 кг Сигнализация резервного остатка топлив.-.
Передняя вертикальная панель
драного пульта
Два выключателя ТОШИВОЫЕР (ЛЕВ., ПРАВ.) Включение левого и правого тоштивомерг.
с положениями: в
- верхнее - включение;
- ОТКЛЮЧЕНО - отключение
Выключатель РАСХОДОМЕР с положениями: Включение и отключение индикаторов
расходомера;
- верхнее - включение
- ОТКЛЮЧЕНО - отключение
Вертикальная..каналь левого ДУЛЬта
Переключатель ЛР0ТИВ0П01.КРАН Управление противопожарным крэном ВСУ
Зеленое табло ЗЖ.КРАН GTKP. Сигнализация открытого положения ктгн?
Б. Подготовка к полету
Перед включением алектроцитания проверьте исходное положение органов управления:
Переключатели
Переключатели
Переключатель
КРАН ПЕРЕКАЧ.
ПОЕАРН. КРАН
КРАН КОДЩЕВ.
НОРМАЛИ.
ЗАКРЫТО
ЗАКРЫТО
Переключатель АВТО-1. ШРАБ.
ТОПЛИВА
Шесть выключателей НАСОСЫ ЛЕВ.
ГРУППЫ, НАСОСЫ ПРАВ. ГРУППЫ
й.тгзчаталз ТОПЛИВСЫЕР (ЛЕВ., ПРАВ.)
Ди.т.-.зчатель РАСХОДОЫЕР
Галетный переключатель
РУЧНАЯ
ОТКЛЮЧЕНЫ
ОТКЛЮЧЕНО
ОТКЛЮЧЕНО
выкл.
Пос/е здлочзеия электропитания проверьте количество топлива в баках, для чего
- установите оба выключателя ТОШИВСМЕР в верхнее положение;
- установите галетный переключатель в положение СЗС.Ш и через 2-3 с нэкмите К)/г>иху
нэ индикаторе топллвомера. Стрелки ”1" и отклонятся в сторону нуля шкддк
..ли к упору;
- отпустите кнопку. Показания стрелок "I" л "2П соответствуют количеству тоцдиВа &
бонах левого л правого полукрыльев;
- поочередно установите галетный переключатель в положения "I", "2" и "3". Стрелки
"I" л "2" покажут количество топлива ь баках проверяемой очереди левого г правого
лэлукпыльев;
- установите выключатель РАСХОДОйЕР в верхнее положение. Стрелки на индикаторе;; ус-
тановятся на нулевое деление шкалы. Пгоьерьте диддлатопы расходомеоо^ нзматявм нА
.-.шкуф. Стрелка расходомера должна уйти х значения 120С кг/ч.
Перед запуском ВСУ установите:
- ъикдечзтель НАСОСЫ ПРАВ. ГРУППЫ РАСХОДНЫЕ s верхнее положение. Загораются два Зе-
леных светосягнализатора РАСХОДНЫЕ;
- переключатель АВТОМ. ВЫРАБ. ТОПЛИВА в положение РУЧНАЯ;
- переключатель ПРОТИВОПСЕ. КРАН в верхнее положение. Загорается табло СОХ. KR2#
ОТКР.
Соред запуском двигателей АИ-20Д установите:
- .юрсилачзтели ПОЕАРН. КРАН в положение ОТКРЫТ. Загораются светосигналдзаторы
C3LAPH. КРАН. ОТКРЫТ;
- переключатель АВТОЛ. ВЫРАБ. ТОПЛИВА в положение РУЧНАЯ;
- Д23 ;ц--т-счателя НАСОСЫ ЛЕЭ.ГРУТЩ РАСХОДНЫЕ и НАСОСЫ ПРАВ.ГРУНЫ РАСХОДНЫЕ з 0е|>.<
лслодапле. Загораются четпра сигнализатора РАСХОДУЯ-,
После запуска двигателей АИ-20Д установите переключатель АВТОЛ. ЗГРАБ. ТОПЛИВА й
верхнее соложение. Загораются светосигнализаторн работающих насосов. Выработка топ-
лива из баков происходит автоматически.
-‘УНОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭНСПЛУАТАЦИИ
I йим ЯЕДУНУЮМ | |Пма»м1>«я>1яа| [|твпл»м но «г ||
Органы управления и индикации топливной системы
Рис. 8.2—1
В. Эксплуатация в полете
В течение полета производите контроль за выработкой топлива.
При полной заправке баков третьих и вторых очередей (через заливные горловины)
сначала вырабатывается топливо из третьих и вторых очередей до открытия поплавко-
вого клапана перекачки, после чего начинается выработка из баков первых очередей.
При работе перекачивающих насосов первых очередей горят два зеленых светосигнали-
затора "I 04". После автоматического включения перекачивающих насосов вторых очере-
дей загораются зеленые светосигнализаторы "2 04.".
После выработки топлива из баков последовательно отключаются перекачивающие
насосы первых, затем вторых очередей и гаснут зеленые светосигнализаторы "I 04.",
затем "2 04.".
При резервном остатке топлива в баках третьей очереди загорается желтое табло
ТОПЛИВО 580 кг.
После загорания табло выполните следующие операции:
- проверьте по индикатору топливомера наличие остатков топлива в баках первых
и вторых очередей;
- включите насосы первых и вторых очередей при наличии топлива в баках этих
очередей;
- установите переключатель АВТОМ. ВЫРАБ. ТОПЛИВА в положение РУЧНАЯ;
- после погасания зеленых светосигнализаторов "I 04.", "2 04." отключите насосы
этих очередей.
ВНИМАНИЕ. ЗАПРШАЕГСЯ ВКЛЮЧАТЬ ВРУЧНУЮ НАСОСЫ БАКОВ, В КОТОРЫХ НЕТ ТОПЛИВА.
При разнице количества топлива в баках левого полукрыла и правого полукрыла более
200 кг, замеренного при установке галетного переключателя топливомера в положение
"СУММА", произведите в горизонтальном полете без скольжения выравнивание его, для чего:
- установите переключатель "КРАН КОЛЬЦЕВ." в положение "ОТКР.". Должен загореться
светосигнализатор "КРАН КОЛЩЕВ, ОТКР.";
- на полукрыле с меньшим количеством топлива установите выключатель "НАСОСЫ ЛЕВ.
(ПРАВ.) ГРУППЫ РАСХОДНЫЕ" в положение "ОТКЛЮЧЕНЫ".
Светосигнализаторы работы насосов должны погаснуть.
Конец выравнивания определяется по совпадению положений стрелок "I" и "2" топливо-
мера при установленном галетно?д переключателе в положении "СУММА".
После выравнивания количества топлива:
- установите ранее отключенный выключатель "НАСОСЫ ЛЕВ. (ПРАВ.) ГРУППЫ РАСХОДНЫЕ"
в положение "РАСХОДНЫЕ" (верхнее);
Светосигнализаторы работы насосов должны загореться;
- установите переключатель "КРАП КОЛЬЦЕВ." в положение "ЗАКРЫТО".
Светосигнализатор крана должен погаснуть.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
I. Отказ одного перекачивающего насоса Продолжайте полет. Перейдите на ручную
первой очереди: выработку топлива из баков первой оче-
- погаснет светосигнализатор "I 04."; ради, для чего:
- прекратится выработка из бака с - установите переключатель АВТОМ. ВЫРАБ.
отказавшим насосом ТОПЛИВА в положение РУЧНАЯ; - убедитесь, что отказавший насос не работает и отключите его; - включите насос первой очереди другого полукрыла; - откройте кран кольцевания; - отключите насосы РАСХОДНЫЕ полукрыла с отказавшим насосом; - выработайте топливо из баков первой очереди полукрыла с работающим насосом; - включите перекачивающие насосы второй очереди и насосы РАСХОДНЫЕ; - закройте крен кольцевания; - отключите насосы первой очереди
ПРИМЕЧАНИЕ. Произведите перерасчет дальнее ти и продолжительности полета с учетом
невыработанного топлива из баков первой очереди о отказавшим насосом
для завершения полета или посг щки на запасной аэродром
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Проявление неисправности Действия экипажа
2. Отказ одного перекачивающего насоса второй очереди: - погаснет светосигнализатор "2 04."; - прекратится выработка из бака с отказавшим насосом 1 1 i i i l i Продолжайте полет. Перейдите на ручную выработку топлива из баков второй очереди в последовательности, описанной выше (см. п. I). При необходимости выработки топлива самотеком из баков с отказавшими насосами: - установите переключатель КРАЕ ПЕРЕКАЧ. полукрыла с отказавшим насосом в по- ложение АБАРИЙН.; - отключите насосы РАСХОДНЫЕ полукрила с отказавшим насосом и выработайте топливо самотеком; - включите насосы РАСХОДНЫЕ; - установите переключатель КРАН ПЕРЕдАЧ. в положение Н0Н4АЛБН.
> :1?ДДУПРЕДД2Д1Е: I. ПРИ ВЫРАБОТКЕ ТОПЛИВА САМОТЕКОМ ПОЛЕТ ВЫПОЛНЯЙТЕ С МШС21АЛЫК1И
ЭВОЛЮЦИЯМИ, НЕ ДОПУСКАЯ РЕЗКОГО ИЗМЕНЕНИЯ РЕЖИМА РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ.
I 2. В СЛУЧАЕ НЕУСТОЙЧИВОЙ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ВЫРАБОТКЕ ТОПЛИБА
САМОТЕКОМ ОТКРОЙТЕ КРАН КОЛЬЦЕВАНИЯ, УСТАНОВИТЕ КРАН ПЕРЕКАЧКИ
- ТОПЛИВА В ПОЛОЖЕНИЕ "НОРМАЛЬН." И ВКЛЮЧИТЕ НАСОСЫ "РАСХОДНЫЕ’'.
1 3. Отказ одного (двух) насосов РАСХОДНЫЕ Продолжайте полет с минимальными эвошю-
| на полукрыльях днями. Отключите отказавшие насосы.
Питание двигателя топливом осуществляется
самотеком в автоматическом режиме.
Перед заходом на посадку или при остатке
топлива в расходных саках 150 кг открой-
те кран кольцевания
i
i
I
<
I
i
»
L
•1. Обесточены все насосы:
- погасли светосигнализаторы всех
насосов;
- прекратилась выработка из баков
первой и второй очередей
Переведите самолет в горизонтальные
полет.
Установите переключатели КРАН ПЕРЕКАЧ. в
положение АБАРИЙН., если в баках
второй очереди имеется топливо.
Выполните полет до ближайшего аэродрома
с минимальными эво-
люциями, избегая резких перемещений РУД
Проявление неисправности Действия экипажа
5. Обесточены насосы одного полукрыла: - погасли светосигнализаторы насосов одного полукрыла; - прекратилась выработка из баков первой и второй очередей этого полукрыла 6. Горит табло ТОПЛ. ФИЛЬТР ЛЕВ. - ОТКАЗ иди таил. ФИЛЬТР ПРАВ. - ОТКАЗ 7. Кратковременное загорание светосигна- лизаторов "I 04." ("2 04.") пря эво- люциях самолета, если остаток топлива в баках первой (второй) очереди менее 300 кг, а баки второй (третьей) очереди полные d. Кратковременное загорание табло ТОПЛИВО 580 кг при скольжении с кре- ном 15°-18° из-за перетекания топлива из третьих очередей во вторые очереди, если остаток топлива в них менее 500 кг 9. Псвн: энный расход топлива двигателей по указателе расходомера, падение давления топлива л визуально обнару- жена течь топлива из гондолы двига- теля и зоны крыльевых баков др" ос- мотре из грузовой кабины. Полот выполняйте с минимальными эволю- циями, избегая резких перемещений РУД. Перейдгте на ручную выработку топлива, для чего: - установите переключатель АНГОМ. ШРАс. j ТОПЛИВА в положение РУЧНАЯ; - включите исправные топливные насосы; - установите переключатель КРАН ПЕРЕКАЧ. полукрыла с неисправными насосами в положение АВАРИЕН., если в баках второй очереди имеется топливо; i - откройте кран кольцевания для подачи топлива из беков другого полукрыла Усильте контроль за работой двигателя АИ-2ЦЦ с засоренным топливным фильтром, не допускайте резких изменений режима работы двигателей. При загорании второго табло произведите посадку на ближайшем аэродроме Продолжайте полет. Питание двигателей топливом в автомати- ческом режиме не нарушается Продолжайте полет. Питание двигателей топливом в автомати- ческом режиме не нарушается Отключите автопилот, если он был а&пя- чен. Остановите двигатель, лз гондолы которого обнаружена течь топлива и зак- ройте пожарный края. Перейдите на руч- ную выработку топлива. Выполните полет на одном двигателе до ближайшего аэрод- рома. Контролируйте работу двигателя । я топливной системы. ।
8.3. Масляная система
8.3. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА
8.3.1. Маслосистема двигателя АИ-20Д
А. Общие сведения
ызсляная система предназначена для смазки и охлаждения трущихся частей двигателя.
ыаслосмесъ используется как рабочая жидкость в системах управления воздушным
винтом, измерителя крутящего момента и регулирования двигателя.
Каждый двигатель имеет автономную масляную систему по короткозамкнутой схеме.
ашшеняется масляная смесь, составленная из 75? масла Ь'-С-вП (W-8PK, М’-8. Ул-еЛ)
и 25? ...асла !>£-2О, 8 также применяется масло И1-7,5У.
Допускается применение масел в соответствии с действующие Перечнем зарубежных
горюче-смазочных материалов, допущенных к применению на авиационной технике.
Рекомендуац/ю температуру масла на входе в двигатель поддерживает автоматичес-
кий регулятор температуры масла (АРТЫ), который управляет положением заслонки
мзслорадиатора. Для охлаждения масла при работе двигателя на земле в условиях вы-
соких температур воздуха предусмотрена система эжекции, улучшающая продувку мас-
лорадиаторэ.
Органы управления и индикации показаны на ряс. 8.3-1.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.3-1.
Таблица 8.3-1
Нэигленование Функциональное назначение
Центральный пуль? Переключатели СТВ. МАСЛОРАД. с положе- ниям.!: - литой. - нойтрлальное - ОТКР. Управление створками маслорадаатора: - автоматическое управление створками; - отключение управления; - принудительное открытие створок;
IUUW1 МЙШ МЯРШЕ8МХ ДВМГ
ЛИТРЫ
«10
ИУЭ-1
|ПМ1Д8^ИН.ИРЦМЙСДЯ|
|лцд8.-мин.аР01.мясла|
too
яв-э-пя
1QE
Органы упряиляния и инникании маслосиствмы
Рис. 8.3-1
Продолжение табл. с. 3-2
Наименование
- ЗАКР.
шч" .точа тели КРАН ЭДЕКЦ. JEB. ДВИГ.,
• ТАН ЗЖ. ПРАВ. ДДТ.
1’идикнтор ТЮЗ
Средняя пэаель приборной доски
Я реохг-ий пульт
аз индикатора УИЗ с диапазонами
лзцсрепия:
- от и кгс/гнг до 8 кгс/см^
- г»т -53 °C до +150 °C
I
j Еслтпе табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. ДАВЛ.
I ;2АСЛА, ПРАВ. ДВ. - МИН. ДАВЛ. МАСЛА
. л-лтые табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. ТРОЕ.
.’.(АСДА, ПРАВ. ДВ. - МИН. УРОВ. МАСЛА
-елтно табло ЛЕВ. ДВ. - СТРУжКА t°
ПОД-J., ПРАВ. ДВ. - ОТЕСКА t° ПОЛИ.
Функциональное назначение
- принудительное закрытие створок
Управление кранами отбора воздуха в
систему эжекции маслорадаатора
Контроль положения створок маслора-
диатора
Контроль давления я температуры масла:
- давление мосла на входе в двигатель;
- температура масла на входе в двигатель
Сигнализация падения давления масла на
входе в .двигатель ниже 1,6 кгс/слГ
Сигнализация количества масла в баке
менее 20 л
Сигнализация появления стружки в масле
или повышения температуры масла на вы-
ходе из двигателя или засорения масля-
ного фильтра
I ттли-зльнад пенель левого пульта
i
j .с-ухстрелочный индикатор УИ9-1
I
»
I
I__________________________________________
Контроль количества масла в левом
(стрелка "Л") и правом (стрелка "И")
маслобаках
Осаовннэ технические данные
Давление масла:
- на земле на режиме ЗМГ ....................................
- да земле на режиме выше ЗМГ ........................
4-5.5 кгс/схг
5-5,5 кгс/саг
- з полете на всех режимах..................................4,0-5,5 kto/CM*
- допустимые колебания ....................................... ^0,25 кгс/с/ма
Температура масла:
- рекомендуемая........................................ 65-вО ₽С
- минимально допустимая ................................. 40 °C
- максимально допустимая .................................. 90 аС (К 1еч&ш?е
15 мин непрерывной
рзТоТЫ;
ПРИМЕЧАНИЕ. При работе двигателя на земле на режиме
ЗМГ и минимальном , на котором поддерживается
равновесная частота вращения ротора двигател®.,
допускается температура масла на входе в дви-
гатель до 100 °C в течение не более 15 мин
работы. При этой температуре разревется
выполнять взлет при полностью открытых створ-
ках маслорадиатора.
Расход масла......................................... ей более 0,3 л/ч
Количество масла:
- общее в маслосистеме .............................................сэ л
- эксплуатационная заправка масла в маслобака................. 32-3бл
- минимальное в маслобаке , при котором разрешен запуск дьигатв-ьч .. 30 .•
- нечырабзтываемый остаток из маслобака для работ-;
флюгернасоса.........................................................
дикость маслобака.................................................... il
В. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управ..-.:-
маслосистемой:
Переключателя СТВ. МАСЛОРАД. левого Нейтральное
и правого двигателей
Переключатели КРАН ЭЕ8Ц. ЛЕБ. ДВИГ, ЗАКР.
КРАН Э2ЕКЦ. ПРАЕ. ДВИГ.
После подключения электропитания убедитесь в том, что:
Табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. ДАМ. МАСЛА, Горят
ПРАВ. ДВ. - МИН. ДШ. МАСЛА
Индикатор УЮЗ Стрелки в положении ЗАКР.
Индикатор ИУ9 Количество масла не менее 30 л
Индикатор УИЗ Давление мэсла на нуле.
Температура масла не ниже
допустимой для запуска
Перед запуском двигателя произведите откачку масла холодными прокрутками, если
останов двигателя производился флюгированием винта.
ПРИМЕЧАНИЕ. В процессе запуска допускается уход из маслобака не более 5 л масла
или возврат его в маслобак в количестве не более 10 л.
Установите переключатель СТВ. МАСЛОРАД. в положение АВТОМ. При температуре
наружного воздуха выше 25 °C установите переключатель СТВ. МАСЛОРАД. в положение
ОТКР. и удерживайте в этом положении до полного открытия створки. Перед взлетом
установите переключатель в положение АВТОМ.
В процессе запуска контролируйте начало роста давления масла. Если запуск про-
изводится при отрицательных температурах воздуха, возможно загорание табло ЛЕВ.
ДВ. - СТРУЖКА t° ПОДШ. (ПРАВ. ДВ. - СТРУЖА t° ПОДШ.) вследствие повышенного
перепада давления на маслофильтре. После прогрева масла до температуры 20 °C
табло погаснет.
При работе двигателя на режиме ЗМГ убедитесь, что табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. ДА ВЛ.
МАСЛА (ПРАВ. ДВ. - МИН. ДАВЛ. МАСЛА) погасло, а давление масла на входе в дви-
гатель - не менее 4 кгс/см*2.
На рулении пользуйтесь системой эжекции на режимах работы двигателя от 0° до 35°
по УПРТ, если температура воздуха выше 25 °C или температура масла на входе в дви-
гатель 90 °C с полностью открытыми створками маслорадиаторов.
В. Эксплуатация в полете
На работающем двигателе контролируйте:
- давление и температуру масла не входе;
- количество масла в баке;
- сигнализацию появления стружки в масле, повышения температуры масла на выходе
из подшипников или засорения маслофильтров по загоранию табло ЛЕВ. ДВ. -
СТРУХКА t° ПОДЛ. (ПРАВ. ДВ. - СТРУНКА t° ПОДИ.).
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Давление масла на входе в двигатель меньше допустимого Остановите двигатель кнопкой ФЛЮТИРО- ЗАНИЕ
Загорается табло ЛЕВ. ДВ. - ;>(ИН. ДАВЛ. МАСЛА (ПРАВ. ДВ. - МИН. ДАВЛ. МАСЛА) Проверьте давление масла по индикатору: а) при давлении масла в допустимых пре- делах продолжайте полет, усилив контроль за работой двигателя
• б) при давлении масла ниже допустимого остановите двигатель кнопкой ФЛОТИ- РОВАНИЕ
Кратковременно уменьшается давление масла на входе до 2,8 кгс/см~ в полете с эволюциями Продолжайте полет, усилив контроль за работой .двигателя
Загорелось табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. УРОВ. МАСЛА (ПРАВ. ДВ. - МИН. УРОВ. МАСЛА) в горизонтальном полете. Давление маслэ нормальное Разрешается полет в течение 1,5 ч до посадки на ближайшем аэродроме
Загорелось табло ЛЕВ. ДВ. - МИН. УРОВ. МАСЛА (ПРАВ. ДВ. - МИН. УРОВ. МАСЛА) на снижении при наличии в маслобаке более 20 л масла Продолжайте полет
Температура масла увеличивается (умень- шается) из-за полного закрытия (откры- тия) створки маслорадиатора Перейдите на ручное управление створ- кой маслорадиатора, поддерживая тем- пературу масла в пределах 70-80 °C. Для снижения (увеличения) температуры масла установите переключатель СТВ. МАСЛОРАД. в положение ОТКР. (ЗАКР.)
Загорелось табло ЛЕВ. ДВ - СТРУлКА t° пода. (прав. дв. - струнка t° пода.) Проконтролируйте параметры двигателя и температуру масла: а) если параметры в норме, продолжайте полет, усилив контроль за работой двигателя;
Проявление неисправности Действия экипажа
б) если параметры не в норме, остановите .двигатель кнопкой ЭДЮГИРОЕАНИЕ
8.3.2. Маслосистема двигателя ЗСУ
;ласлосистема - автономная, короткозамкнутая, с циркуляцией масла через масло-
бак.
Применяются синтетические масла: ИШ-10, 36/1 (СССР).
Допускается применение масел в соответствии с дествувдим Перечнем
зарубежных горюче-с глаз очных материалов, допущенных к применению на
авиационной технике советского производства.
Емкость маслобака - 3 л. Расход масла - не более 1,2 кг/ч.
Контроль количества масла при заправке осуществляется мерной линейкой.
Контроль работы маслосистемы осуществляется по табло ДАВИ. МАСЛА - НОРМА
(см. рис. 8.1-3), которое загорается при повышении давления масле на входе в дви-
гатель выше 3,5 кгс/см^.
8.4. Пожарное оборудование
8.4, ПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
А. OE"14E СВЕДЕНИИ
Пожарное оборудование самолета состоит из стационарного пожарного оборудования
и переносных ручных огнетушителей.
В состав стационарного пожарного оборудования самолета входят:
- пожйрное оборудование гондол двигателей, отсека ВСУ и отсеков к^ыла, состоящее
из системы пожаротушения и системы сигнализации о пожаре;
- пожарное оборудование двигателей, состоящее из систем пожаротушения и системы
сигнализации о пожаре.
Система пожаротушения в гондолах двигателей, отсеке ВСУ и отсеках крыла состоит
из четырех огнетушителей, срабатывающих в две очереди по два огнетушителя в каждой
очереди, блока элэктромэгнитных распределительных клапанов, трубопроводов и распы-
лительных коллекторов, а система сигнализации о пожаре (ЗСП-2А) состоит из исполни-
тельных блоков и сигнализаторов пожара, установленных в пожароопасных отсеках.
Система пожаротушения каждого двигателя состоит из огнетушителя и трубопроводов, а
система сигнализации о пожаре '’ССП-7) состоит из исполнительного блока и двух сиг-
нализаторов пожара, установленных на двигателе.
Два ручных огнетушителя, предназначенные для тушения пожара в каоине экипажа и в
грузовой кабине, установлены в грузовой кабине по левому борту, между шпангоутами
Ж 8-9.
Первая очередь огнетушителей отсеков самолета включается автоматически от системы
сигнализации о пожаре или вручную соответствующей лампой-кнопкой.
Вторая очередь огнетушителей включается только вручную кнопкой ОГНЕТУШ. 2 ОЧЕРЕДИ.
Огнетушители двигателей включаются только вручную кнопками ОГНЕТУЕ. ВНУТРИ ПРАВОГО
ДВИГ., ОГЕДТУШ. ВНУТРИ ЛЕВОГО ДВИГ.
При тушении пожара в кабинах используются ручные огнетушители:
- 0PI-2 ФРЕОН "ля тушения горяших электропроводки и приборов, находящихся
под напряжением;
- 0PI-2 ВОДА для тушения остальных ви_он пожара.
Для пользования ручным огнетушителем:
- отстегните замок стяжки и снимит огнетушитель с кронштейна;
- направьте сопло на очаг пожара и нажмите пусковую гашетку.
Органа управления и индикации стэдиорнарного пожарного оборудования показаны
на рис. 8.4-1.
Рис. 8.4-1. Органы управления и индикации
стациорнарного пожарного оборудования.
8.4. Стр. 2
Нояб 30/88
функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.4-1.
Таблица 8.4-1
Наименование Функциональное назначение
Циток похароттаеадя
Переключатель ГОТОВНОСТЬ - ОТКЛ. - ПРОВЕРКА Включение стационарного пожарного обо- рудования для работы и проверки и от- ключение его
Пять красных ламп-кнопок: ПОЖАР ЛЕВ. КР., ПОЖАР МОТОГОНД. ЛЕВ. ДВ., ПОЖАР ВСУ, ПОЖАР МОТОГОНД. ПРАВ. ДВ., ПОЖАР ПРАВ. КР. Сигнализация места пожара и открытия распределительных клапанов при авто- матическом включении первой очереди, ручное включение первой очереди огне- тушителей отсеков самолета
Двенадцать зеленых светосигнализаторов Сигнализация срабатывания пиропатронов огнетушителей
Два красных светосигнализатора: ПОЖАР ВНУТРИ ДЕВ. ДВ., ПОЖАР ВНУТРИ ПРАВ. ДВ. Сигнализация о пожаре внутри двигателей
Кнопка под колпачком ОГНЕТУШ. 2 ОЧЕРЕДИ Тучное включение второй очереди огне- тушителей в отсеки самолета
Кнопки под колпачками: ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ЛЕВОГО ДВИГ., ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ПРАВОГО ДВИГ. ручное включение огнетушителей внутрь двигателей
Щат джж ДШ
Галетный переключатель КОНТР. ДАТЧИКОВ И КРАНОВ ПЛЗ Переключение групп проверяемых сигна- лизаторов пожара и распределительных клапанов при проверке
Кнопка ПРИ ПРОВЕРКЕ НАЖМИ Включение индикации при проверке сиг- нализаторов пожара распределительных клапанов
Средняя панель приборной доски
Два красных мигающих табло ПОЖАР Сигнализация о пожаре
Продолжение табл. 8.4-1
Наименование функциональное назначение
Новая, панель .верхнего пудьта Делтое табло ППЗ НЕ ВКЛЮЧЕНА Сигнализация отключенного состояния стационарного пожарного оборудования
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания убедитесь, что органы управления стационарным
оборудованием находятся в исходном положении:
Переключатель ГОТОВНОСТЬ - ОТКЛ. - ОТКЛ.
ПРОВЕРКА
Кнопки ОГНЕТУШ. 2 ОЧЕРЕДИ, ОГНЕТУШ. Колпачки закрыты, застопорены
ВНУТРИ ЛЕВОГО ДВИГ., ОГНЕТУШ. ВНУТРИ и опломбированы
ПРАВОГО ДВИГ.
Включите электропитание - при этом должно загореться желтое табло ПЛЗ НЕ ВКЛЮЧЕНА.
Перед запуском двигателей произведите контроль ПЛЗ в соответствии с трафаретом,
помещенным под щитком пожаротушения.
Установите переключатель ГОТОВНОСТЬ - ОТКЛ. - ПРОВЕРКА в положение ГОТОВНОСТЬ -
табло ППЗ НЕ ВКЛЮЧЕНА погаснет.
В. Эксплуатация в полете
Действия экипажа при возникновении пожара в полете описаны в подраэд. 6.2.
После заруливания на стоянку и останова двигателей установите переключатель
ГОТОВНОСТЬ - ОТКЛ. - ПРОВЕРКА в положение ОТКЛ.
Д Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности
Делтвия экипажа
Пожар в гондолах двигателей или крыле обна-
ружен визуально:
- красная лампа-кнопка и.'сека, где обнару-
жен пожар не горит;
- первая очередь зтоматическм не включилась,
не горят зеленые светосигнализаторы
I ОЧЕР.
При пожаре горит красная лампа-кнопка после
автоматического срабатывания системы пожа-
ротушения или после ручного нажатия лампы-
кнопки отсека, где обнаружен пожар, а
огнетушители первой очереди не сработали
(не горят зеленые сигнализатор^ I ОЧЕР.)
Нажми э красную лалшу-кнопку
отсека, где обнаружен пож?^,
должны загореться красная Лаглер-
кнопка. и зеленые сигнализаторы
срабатывания пиропатронов огн -
тушителей I ОЧЕР.
Через 15 с проверьте лпквидашпо
пожара. Если пежар не ликвидиро-
ван, откройте колпачок и нажмите
кнопку ОГНЕТУЫ. 2 ОЧЕРЕДИ, долхп”
о-гореться зеленые сигнализаторы
срабатывания пиропатронов
2 ОЧЕР.
Откр» .те колпачок и нажмите кн гку
ОГНЕТУШ 2 С’ЕРЕЕЕ. Должны загс- ;
петься зеленые сигнгли.-.. еры ера- !
батывания пиропатронов 2 ОЧЕР.
8.5. Гидравлическая система
8.5. 1ВДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТИЛА
А. Общие сведения
Гидравлическая система самолета предназначена для управления закрылками, шасси,
грузовым и аварийным люками, стеклоочистителями и остановом двигателя с флотирова-
нием воздушных винтов.
Схема гидравлической системы приведена на рис. 8.5-1.
Гидравлическая система состоит из основной и вспомогательной систем.
Основная система обеспечивает:
- выпуск и уборку закрылков;
- уборку и выпуск шасси;
- поворот колес передней опоры шасси;
- торможение колес основных опор шасси;
- останов двигателей с фиксированием воздушных винтов;
- открытие и закрытие грузового люка с откатом и накатом рампы;
- открытие и закрытие нижнего аварийного люка;
- привод стеклоочистителей.
Вспомогательная система обеспечивает:
- резервный выпуск закрылков;
- аварийное торможение колес основных опор шасси;
- открытие и закрытие грузового люка с откатом и накатом рампы;
- открытие и закрытие грузового люка на земле с опусканием и подъемом рампы;
- открытие нижнего аварийного люка;
- заполнение и прокачку линии всасывания насосов 435Ф;
- дозаправку гидробака из емкости.
Источниками давления основной гидросистемы служат два насоса 435Ф переменной подачи
установленные по одному на каждом двигателе. Давление в основной гидросистеме -
150 кгс/см2.
Источником давления вспомогательной гидросистемы служит электроприводная насосная
станция HCI4. Давление во вспомогательной гидросистеме - 160+^ кгс/см^.
В гидросистеме имеется ручной насос, служащий для создания давления рабочей жид-
кости в сети управления грузолпком и для дозаправки гидробака.
Органы управления и индикации гидравлической системы показаны на рис. 8.5-2.
функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.5-1.
Таблица 8.5-1
Наименование функциональное назначение
Зеленое табло ДЕВ. НАСОС И ПРАВ. НАСОС Контроль работы основных гидронасосов. Табло горит при исправном и работающем гидронасосе на соответствующем двигателе
Переключатель НС с положениями: Управление электроприводной НС:
- верхнее - включение НС;
- ОТКЛ. - отключение НС
Желтое табло РАБОТА НС Контроль работы НС
Переключатель ПРОКАЧКА с положениями: Прокачка всасывающих трубопроводов основных гидронасосов:
- ЛЕВ. - левого;
- нейтральное - отключение НС;
- ПРАВ. - правого
Указатель ДАВЛ. ОСН. СМСТ. Контроль давления жидкости в основной гидросистеме
Указатель ДАВЛ. Г/АККУМ. Контроль давления жидкости в гддро- аккуцуляторе тормозов
Указатель ДАВЛ. ВСПОМОГ. СИСТ. Контроль давления жидкости во вспо- могательной гидросистеме
Указатель КОЛИЧ. ЖИДК. В Г/БАКЕ Контроль количества жидкости в гидро- баке
Вентиль ПОДАЧА ДАВЛ. ИЗ ВСПОМОГ. ГЦДРОСИСТ. В ОСНОВЕ. Подключение вспомогательной системы к основной
ДЙВП /—> ДЙ1Л АЙМ
вспомог смет. ч—ittwcr r/аккум
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ШИЧЖШ I г/вякг
И;д KMiKrclM
м
Фильтр
Фильтр
Датчик
ИД-2 40
Перепускной
клапан
Дпхн
Гкдрокраи
628600-1
Отбор ьоалуха от Далгито/Х Й
шиш всасывании:
линии нагнетания
Воздушны
баллоны
Бортоьая
панель
Датчик
ИД—240
Рель
IА1 3ST-
00-45
Гмдроблк
Край
Открытие вакантна
алехтрнчеехш снизь
Опускание и дольем рампы
Открытие и закрытие
створки, гермошитка
и боковых замков
Ручной
насос
HPO1/J
Вентиль 'Подача лавл, из вспомог,
гидросист. в основ».'
Электромагнитный
кран ГА16ЭТ/16
Носснлша
стопили ПС1 4
Основи.
(тактячЭ
Ьвдроахжумуляторя
ОСНОВНОЙ СИСТЕМЫ
Давление нз
лиши уборки
нс
Агрегаты
наддува
Масломер
МЭ-1 веет
DIM.
ЛЙОКЯЧКЙ
ЛЕВ ПРЯВ
Насос
435Ф
Насос
435Ф
Роль
ГА135Т.
00-4 S
Фильтр
Ста КОСО ЧИОТИТвЛИ
Уборка выпуск шаосн
Поворот колес передней опоры
OOC4I
Останов двигателей о
*лкгвроаашвм мшуо*
Гндроашуыуш-
тор тормсиЫим
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
линия слива
Датчик
ИД-240
Дьзапраиа
гидробава
Основа. Торможение колес Авар.
Оскош, Выпуск уборка ааКрылков Рааврмц мпуск
Откат в накат рампы Авар.
Органы управления и индикации гидросистемы
Рис. 8.5-2
L. Подготовка к полету
Убедитесь, что органы управления и индикации гидравлической системы находятся в ис-
ходном положении.
...о включения электропитания
Переключатель НС
Переключатель ПРОКАЧКА
Вентиль ПОДАЧА ДАВЛ. ИЗ ВСПОМОГ.
ГИДРОСИСТ. В ОСНОВЫ.
После включения электропитания
Указатель ДАВЯ. ВСПОМОГ. СИСТ.
Указатель ДАВЛ. ОСН. СИСТ.
Указатель ДАВЛ. Г/АККЛ/.
Указатель КОЛИЧ. Е1ДК. В Г/БАКЕ
ОТКЛ.
Нейтральное
Закрыт
Нулевое значение
"О" или 100-150 кгс/см2
От 60 до 150 кгс/см*-
27-28 л - при отсутствии давления в
системе по указателю ДАВЛ. ОСН.
СИСТ.
20-21 л - при наличии давления в системе
по указателю ДАВЛ. ОСН.СИСТ.
для чего
Перед запуском двигателей
Зарядите гадроэккумулятор тормозов, если давление в нем менее 150 кгс/см2,
- откройте вентиль ПОДАЧА ДАВЛ. ИЗ ВСПОМОГ. ГИДРОСИСТ. В ОСНОВЫ.;
- установите переключатель НС в верхнее положение;
- увеличьте давление до 150 кгс/см2 по. указателю ДАВЛ. Г/АККУМ.;
- установите переключатель НС в положение ОТКЛ.;
- закройте вентиль ПОДАЧА ДАВЛ. ИЗ ВСПОМОГ. ПЩРОСИСТ. В ОСНОВЫ.
Убедитесь, что табло ЛЕВ. НАСОС, ПРАВ. НАСОС горят. Указатели ДАВЛ. ОСН. СИСТ. и
ДАВЛ. Г/АККУМ. показывают давление в гидросистеме 145-150 кгс/см2.
Количество жидкости по указателю КОЛИЧ. аИДК. В Г/БАКЕ - не менее 20 л.
A
В. Эксплуатация в полете
В полете пермсджческв контролируйте количество жюпгостт в гждробак® в дязлвнже в
гидросистеме.
Количество жидкости по указателю КМИЧ. НИДЕ. В Г/БАКЕ при убранной гавссж должно
быть 17-18 л. давление по указателям ДАЕЛ. ОСН. СЛОТ. и ДА ВЛ. Г/АККУМ, должно быть
150 кгс/см2.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
При запуске двигателя АИ-20Д не заго- релось табло ЛЕВ. НАСОС (ПРАВ. НАСОС) Уменьшается количество жидкости по указателю КОЛИЧ. 2ИДК. 3 Г/БАКЕ. Падает давление по указателю ДАЕД. ОСН. СЛОТ., гаснут табло ЛЕВ. НАСОС л ПРАВ. НАСОС Поресто табло ДЕВ. НАСОС или ПРАВ. НАСОС при неизменном количестве жидкости в баке ^явление масляного тумана жидкое те АЫГ-10 в кабинах экипажа и Сили) грузовой из-за разгерметизации гидросистем. Определяется то: - за~аху и визуально; - уменьшению количества жидкости в гидробаке (то указателю) Произведите прокачку всасывающего тру- бопровода основного насоса, установив переключатель ПРОКАЧКА на 20-25 с в положение ЛЕВ. (ПРАЕ.) Используйте вспомогательную гидросистему для выпуска зэкрылког, торможения колес и открытия нижнего люка (в аварийном режиме) или гадроаккумулятор тормозов для останова двигателя, топмочентя колес и открытие нижнего люка (в основном режиме) Управляете органами гидросистемы я потребителями, кэп г при работе двух насосов /стакойЕте :.икс;тлальныА гаоход воздуха з СКЬ. Усильте контроль за тараметрюп гидро- системы. Дродолжацте полет.
8.6. Шасси
и *
A. Осаде свепекль
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме и включает две основные и переднее
опоры, убирающиеся в палете.
Конструкция шасси обеспечивает эксплуатацию самолета на грунтовых аэродромах.
Основное опоры ласси размещены в отсеках гондол двигателей. Каждый отсек основной
опоры закрывается створками - двумя большими и одной малой. Большие створки закры-
ззкт отсек при убранном и выпущенном положениях опор, малые - при убранном полеже-
Все створки открываются наружу.
аереднлл опора разметана в отсеке фюзеляжа под полом кабшгы экипажа. Отсек передней
опоры закрывается створками. Передние и средние створки закрывают отсек при убран-
ном и выпушенном положениях опоры, а задние - при убранном положении опоры. Перед-
ние створка открываются наружу, средние и задние - внутрь отсека.
~асси самолета оснащено системами:
- уборки и выпуска опор;
- поворота колес передней опоры;
- торможения колес основных опор.
Работу систем шасси обеспечивают основная и вспомогательная гидравлические системы.
Система уборки и выпуска опор предназначена для уборки, выпуска и фиксации опор
шасси в крайних положениях. Уборка основных и передней опор осущэствляется вперед,
до направлению полета.
Для предотвращения уборки шасси на земле предусмотрены блокировки:
- по обжатию амортизатора основной правой опоры шасси;
- при положении РУД двигателей на режиме низе 25°+ 2°по УПРТ.
Блокировки отключаются;
- после снятия нагрузки с основных опор шасси;
- прп ' ремедгиди РУД на режим выд» 2^+ 2°по УПРТ;
- прп нажатин на выключатель ОТКЛ.БЛОКИ?.ШАССИ.
Система поворота колес передней опоры предназначена для управления самолетом на
?озые при рулении, разбеге и пробеге. Система поворота колес передней опоры может
работать в рулежном и взлетно-посадочном режимах.
В рулежном режиме колеса передней опоры могут поворачиваться влево и вправо на
угол 45° прп повороте рукоятки управления на максимальный угол влево и вправо
от нейтрального положения.
До взлетно-посадочном режиме колеса передней опоры могут поворачиваться на угол I0v
влево л вправо при максимальном отклонении падалей от нейтрального положения.
Прз отключенной системе колеса свободно ориентируются.
Система торможения колес предназначена для торможения самолета при движении и на *
стоянке и обеспечивает совместное или раздельное торможение колес основных опор ь
режиме основного и аварийного торможения.
Основное торможение осуществляется нажатием педалей левого или правого летчика. От
степени нажатия на педали зависит интенсивность торможения. В системе основного тор-
можения установлены антиюзовые автоматы, предупреждающие возникновение юза колес пр:
торможении.
Аварийное торможение колес применяется при неисправности основной системы торможения
и осуществляется накатиям рукояток аварийного торможения. Степень затормаживания ко-
лес пропорциональна нажатию рукояток аварийного торможения.
Стояночное торможение осуществляется от сети основного торможения фиксацией педалей
левого летчика в частично нажатом положении-, а растормаживание одновременные нажатие',
на носки педалей левого или правого летчика.
Размещение органов управления и индикации показно на рис. 8.6-1, 8.6-2.
функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.6-1.
Таблица 8.6-1
Наименование Функциональное назначение
Рукоятка управления поворотом колес передней опоры с положениями: ВЛЕВО, "Q°", HTTP АЮ Переключатель /ПРАВД. ПЕРЕДО. КОЛЕССМ с положениями: - ВЗЛЕТ - ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ Указатель ДАВД. В ТОРИ. ДЕВ. ПРАВ. Табло зеленого цвета: - ВЗЛЕ1 - ПОСАДКА - ПОДГОТ. ВЗЛЕТ - ПОСАДКА - РУЛЕНИЕ Управление поворотом колес передней опоры влево и вправо в режиме руления Управление передними колесами: - включение взлетно-посадочного режима; - отключение управления; - включение рулежного режима Контроль давления в тормозах колес Сигнализация режима управления колесами передней опоры
Продолжение тасл. 6.5-1
Наименование Функциональное назначение
Переключатель ШАССИ с положениями: - УБОРКА , - GTKE. ; - выпуск 1 Кнопка ТОЛЬКО СТОЯНОЧНЫЙ ТОРМОЗ 1 Табло ЛЕВ., ПЕРЕДН., ПРАВ.: • i - желтого цвета НЕ НА ЗАМКАХ 1 i - зеленого цвета ШПУц. Нажимной выключатель ОТКЛ. БЛОКИР. ШАССИ ♦ j Рукоятки АВАРИЙНОЕ ТОШОЕЕНИЕ 1 Вентиль КРАН СЛИВА ОТКРЫВАТЬ ПЕРЕД j АЗАЕЙНЬМ ВЫПУСКОМ ШАССИ | Рукоятка АВАР. ВЫПУСК ПЕРЕДН. ’ ОПОРЫ j Подали управления । Ручка аварийного выпуска основных опор шасси желтое табло СТОЯН.ТОРМ.ВКЛкЯЕН Долгое табло ШАССИ ВЫПУСТИ - верхнее - нижнее Управление уборкой и выпуском шасси: - уборка шасси; - линия давления соединена со сливом; - выпуск шасси Включение стояночного торможения Сигнализация положения стоек шасси: - не на замках; - на замках выпущенного положения Ручное отключение блокировки цепи уборки шасси Управление аварийным торможением с одновременным включением НС Соединение линии уборки шасси с линией слива при аварийном выпуска шасси Управление аварийным выпуском передней опоры Управление основным и стояночным тор- можением и поворотом колес передней опоры во взлетно-посадочном режиме Управление аварийным выпуском основных опор шасси Сигнализация стояночного торможения 1 Загорается на скоростях менее 240 км/ч при положении РУД до 24+4и по УПРТ, если не установилась на замок выпушенного по- ложения стойка шасси или не закрылась створка Загорается при выпуске закрылков, если ' не установилась на замок выпушенного по- ложения стойка шасси иля не закрылась створка I ।
Органы управления и иццикации шасси
Рис. 8.6-1
Ручка аварийного выпуска основных опор ласси
Рис. 8.6—2
Б. Подготовка к пакету
Проверьте исходное положение органов управления и ицдикаоди.
Перед ттяодям ододтпопитания
Пэреклочатель УПРАВ1. ПЕРКДН. КОЛЕСОМ ОТКЛ.
Родяум уттря паяния На защелке стояночного торможения
Переключатель ШАССИ ОТКЛ., зафиксирован
Выключатель СГШ. НЕСИИР. ШАССИ Зак[нт колпачком я законтрен
Рукоятки АВАРИЙНОЕ Т0НЮ1ЕНИЕ Верхнее
Вентиль КРАН СЛИВА ОТКРЫВАТЬ ПЕРЕД АВАРИЙНЫМ ВЫПУСКОМ ШАССИ Закрыт
Рукоятка АВАР. ВЫПУСК ПЕРКДН. ОПОРЫ Нижнее, зафиксирована
Ручхя аварийного выпуска основных опор Верхнее
Кнопка ТОЛЬКО СТОЯНОЧНЫЙ ТОРМОЗ Вытянута
Пама маиАнм ммтимтаааи
Указатель ДАВЛ. S'TQBi. ЛЕВ. ПРАВ. (6O+J0) кгс/см2
Табло СТОЯН. ТОШ. НК2ЮЧМВ Горят
Три зеленых табло ДЫПУЩ. Горят
Давав аиптддмпяам
Отключите стояночное торможение колес, для чего одновременно нажмите на носки падала! левого ш правого летчика Погаснет табло СТОЯН. ТОРИ. ВКЛЮЧЕН
Проверьте максимальное давление в сяс- теме основного торможения По указателям ДАВЛ. В TOFM. ДЕВ. ДРАВ, давление (lOQtIO) кгс/см2
Установите переключатель УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положение РУЛЕНИЕ Загорится таоло РУЛЕНИЕ
J
В. Эксплуатация в полете
Руленке осуществляйте при минимальном использовании тормозов. Поворотом колес пе-
редней опоры управляйте с помощью рукоятки при движении самолета на скоростях не
более 30 км/ч. При рулении по прямой проверьте работу основной я аварийной сис-
тем торможения.
На исполнительном старте установите переключатель УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положе-
ние ВЗЛЕТ - ПОСАДКА- При этом загорятся табло ПОДГОТ. ВЗЛЕТ - ПОСАДКА и ВЗДЕТ - ПО-
САДКА.
После отрыва убедитесь, что табло ВЗДЕТ - ПОСАДКА погасло.
Затормозите колеса нажатием педалей и уберите ласси, для чего откиньте фиксатор и
установите переключатель ШАССИ в положение УБОРКА. Погаснут зеленые табло ЕЫПУЩ.,
загорятся и погаснут желтые табло НЕ НА ЗАМКАХ. Через 3-5 с после погасания табло
НЕ НА ЗАМКАХ переведите переключатель ШАССИ в положение ОТКЛ. и эвстопорите фик-
сатор.
Установите переключатель УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положение ОТКД. При этом погаснет
табло ПОДГОТ. ВЗДЕТ - ПОСАДКА.
Перед поездкой выпустите шасси, для чего откиньте фиксатор и установите переключа-
тель ШАССИ в положение ВЫПУСК. Загорятся желтые табло НЕ НА ЗАМКАХ. При установка
шасси на замки выпущенного положения гаснут желтые табло НЕ НА ЗАМКАХ и загораются
зеленые табло ЕЫПУЩ. Через 3-5 с посла загорания всех табло ЕЫПУЩ. переведите пе-
реюияатедь ШАССИ в положение ОТКД. и застопорите фиксатор.
Установите переключатель УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положение ВЗЛЕТ - ПОСАДКА, При
этом загорится табло ПОДГОТ. ВЗЛЕТ - ПОСАДКА.
После посадки убедитесь, что табло ВЗЛЕТ - ПОСАДКА загоралось.
При торможении контролируйте давление по указателю ДАВД. В TOFU. ЛЕВ. ПРАВ. Нажатие
тормозных педалей производите плавно.
Перед освобождением ЕПП,на скорости не более 30 км/ч установите переключатель
УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положение РУЛЕНИЕ. Погаснут табло ПОДГОТ. ВЗЛЕТ - ПОСАДКА
и ВЗДЕТ - ПОСАДКА, загорится табло РУЛЕНИЕ.
ПРИМЕЧАНИЕ. Руление заканчивайте по прямой до установки рукоятки управления кодя—
сами передней опоры в положение "0".
Установите переключатель УПРАВЛ. ПЕРЕДН. КОЛЕСОМ в положение ОТКЛ. - табло pyjEHItr
погаснет.
Включите стояночное торможение, ди чего одновременно нажмите падали до полного
обжатия и вытяните кнопку стояночного торможения. Снимите нагрузку с падалей и от-
пустите кнопку. При этом загорится табло СТОЯН.ТОНЦЖДВЧЕВ, а давление по ука-
зателю ДАВЛ. В ТОРЫ. ДЕВ. ПРАВ, должно быть (60^10) кгс/см*'.
Если резкость дянлиния претаптяет 20 кгс/см^, откляите стояночное торможение, про-
рудите 1-2 м и вновь вжлтжте торможение.
ПТОМИЧАЯМЙ- Не рекомендуется вывить стояночное тормогаяже с ниостчтапями тормо-
зам.
Г. Возыояак действии экипажа
Проявление ивжслркдости Действии акяпажа
Пря установке парекллявтелж ШАССЯ в положение УБОРКА горят все золеные таб- ло ашущ. Откиньте колпачок, нажмите выключатель 0IK1. ЫСОР. ШАССИ и удерживайте его до попсашш зеленых табло ВЫПУЩ., загорания и посдадупчаго погасания желтых табло НЕ НА ЗАЙКАХ. Через 5 с после погасания жалтад табло НЕ НА ЗАМКАХ отпустите выклвчатель ОТО. БОЯР. ШАССИ я закройте кол- пачок. Установите перекявчаталь ШАССИ в по- ложение ОГИ. и застопорите его фиксаторам
При установке пернключатадя ШАССИ в положение ЛЕРКА не убрьлась одэв основная стойка Продолжайте полет. На высоте круга, пря отсутствия ренаорота колес аеуб- рвщой стойки, установите пвреклоча- тель ШАССИ в положение ОПИ., а через 2-3 с - в положение УШКА. Золи стойка не убралась, доложите ру- ководителю полетов к действуйте по его указанию
При установка парекличатсли ШАССИ в положение ШПУСК не загораются желтые табло НЕ НА ЗАМКАХ Выпустите шасси аварийно, для чего: - установите аераклхяатадь ШАССИ и АЗР ШПУСК-УБОРКА ШАССИ, эа щите АЭС в положение СИТСТ - откройте вентиль КРАН МИВА ОТКРЫ- ВАТЬ ПЕРЕД АВАРМЙНШ ВЫПУСКОМ ШАССИ;
Проявление неисправности Действия экипажа
При торможении на пробеге отсутствует давление в тормозах, колеса не затор- маживаются - снимите ручку аварийного выпуска передней опоры с фиксатора, пере- ведите ее в верхнее положение до установки на фиксатор. Загорится зеленое табло ПЕРЕДН. ВЫПУЩ.; - откройте панель на потолке грузо- вой кабины в зоне шпангоута Л 17, переведите ручку ШАССИ в крайнее нижнее положение (см. рис. 8.6-2). Загорятся зеленые табло ЛЕЗ. ВЫПЩ., прав, вьлуп;. Примените аварийное торможение, контролируя давление в тормозах
8.7. Система управления
самолетом
8.7. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
А. Общие сведения
Система управления самолетом обеспечивает:
- управление элеронами;
- управление рулем высоты (РЗ);
- управление рулем направления (РН);
- управление триммерами;
- управление закрылками;
- управление стопорением рулей и элеронов.
Управление элеронами, РВ и РН - спаренное а может осуществляться левым яки правам
летчиком штурвалами, штурвальными колонками и педалями через механическую проводку.
Кроме этого, управление элеронами, РБ, РН и триммерами РВ осуществляется автомати-
чески при включенном автопилоте, при этом ручное управление триммсрагл левого эле-
рона и РЕ автоматически отключается.
Управление триммером элерона - электродистаанионное.
Управление триммерами РВ (по одному на каждой половине; - ручное и осуществляется
штурвалами ТЕШЕР ЗоСОТЫ через механическую прозадку.
Управление триАслерсм-сервокомпенсэтором РЕ. работающим в качестве триммера, элэктрс-
1ИСТ2анионное.
/правление закрылками - злектродистанционнэе и осуществляется в основном и резерв-
ном режимах с помощью гидропривода через механическую проводку. 3 основном режиме
обеспечивается выпуск и уборка закрылков от основной гидросистемы. 3 резервном ре-
жиме обеспечивается только выпуск закрылков от вспэмогателвчой гидросистемы.
Автоматическая уберка закрылков с 38° до 250**0 происходят при перемещении РУД в
положение выше 90° по УПРТ. ( Допуск на регулировку в пределах 86% 90 ).
Стопорение рулей и элеронов осуществляется ручкой стопорения, расположенной на де-
зой стороне центрального пульта летчиков, через механическую проводку. Элероны и
РН стопорятся в нейтральном положении, а РВ - в положении, полностью отклоненном
вниз.
Лта предотвращения азлета с застопоренными рулями и элеронами предусмотрена блоки-
ровка, ограничивающая перемещение РУД до 30° по УПРТ, если ручка стопорения рулей
зафиксирована в подожвяик ЗАСТОП.
Расположение органов управления и индикации системы управления показано на
.'с. 8.7-1.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.7-1.
Таблица 8.7-1
наименование I - - - - - - функциональное назначение
Указатель положения закрылков Ражимной переключатель ЗАКИДКИ с по- ложениям! : - УБОРКА - нейтральное - зкшгок Переключатель РЕЗЕРВ. /ПРАВД. ЗАКЕШКАУЫ с положениями: - переднее - ЗЫПУСК Нажимной переклшатель КРЕН с поло- жениями: - ДРАШЯ - нейтральное - ЛЕВЫЙ Зэленый овотосигаалиэатор ТРЯС. ЭДЕР. НЕЙТР. Нажюмюй переключатель РАЗВОРОТ с Контроль положения закрылков Управление гидроприводом закрылков в основном режиме: - включаете гидропривода на уборку закрылков; - отключение гидропривода; - включение гидропривода на выпуск закрылков Управление гидроприводом на выпуск закрылков в резервном режиме: - отключение НС и гидропривода; - включение НС и гидропривода на вы- пуск закрылков Управление механизмом триммера элерона: - отклонение трюмера вверх; - этклкненле михгнжмма; - отклонение триммере вниз Сигнализапяа нейтрального положанян трюмюра эле рома /правление мпаяпаом триммере ffl:
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Продолжение табл. 8.7-1
Наименование функциональное назначение
- ВЛЕВО - нейтральное - ВПРАВО Зеленый светосигнализатор ТРЛИ. РН НЕЙТР. Ручка СТОПОРШИЕ РУДЕЙ с положениями ОТСТОЯ. и ЗАСТОИ. £за переключателя АВТОМАТ. УБОРКА ЗАКРЫЛКОВ 38°-25° с положениями: правое п ОТКЛ. Штурвальные колонки Педали Штурвалы Штурвал ТРИХЕР ВЫСОТЫ с положениями: - IKKKP. - стрелки совмещены - КАБРИР. Нелтое табло АВТОУНОРКИ ЗАКРЫЛ. НЕТ Желтое табло ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ ..... - отклонение триммера вправо; - отключение механизма; - отклонение триммере влево Сигнализация нейтрального положения триммера РН Расстопоривание и застопоривание ру- лей и элеронов при фиксации ручки в крайних положениях Включение и отключение системы автома- тической уборки закрылков с 38° до 25° Управление РВ Управление РН Управление элеронами Управление триммером PS: - отклонение триммера вверх; - нейтральное положение триммера; - отклонение грюйера вниз Сигнализация отказа системы автомати- ческой уборки закрылков Сигнализация о необходимости выпуска закрылков во взлетное положение
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Размещение органов управления и индикации системы управления
Рис. 8.7-1
Б. Подготовка к полету
Перед вклочанием электропитания проверьте исходное положение органов управления:
Штурвальные колонки От себя
Педали Нейтральное
Штурвалы Нейтральное
Переключатели:
ЗАКРЫЛКИ Нейтральное
РЕЗЕРВ. УПРАВД. ЗАКРЫЛКАМИ Верхнее. Закрыт колпачком
КРЕН, РАЗВОРОТ Нейтральное
АВТОМА'.. УБОРКА ЗАКРЫЛКОВ 38°-25° Правое
Ручка СТОПОРЕНИЕ РУЛЕЙ ЗАСТОИ, (зафиксирована)
Штурвалы ТРИММЕР ВЫСОТЫ Стрелки совмещены
После включения электропитания проверьте органы индикации:
Светосигнадизаторы:
ТРИМ. ЭЛЕР. НЕЙТР. Горит
ТРИМ. РН НЕЙТР. Горит
Стрелка указателя положения закрылков "О" (ВЕРХ)
Установите триммер FB во валетноа положение штурвалом ТРИММЕР ВЫСОТЫ
Расстопорите рули и элероны, для чего:
- отведите влево откидную планку-предохранитель;
- оттяните рукоятку и опустите ручку стопорения вниз так, чтобы планка-предохрани-
тель не могла препятствовать дальнейшему опусканию ручки;
- удерживайте ручку стопорения, отклоните и удерживайте штурвальные колонки в поло-
жении полностью от себя (помощник командира помогает отклонять и удерживать
штурвальную колонку);
- опустите плавно ручку стопорения вниз (планка-предохранитель и рукоятка ручки
стопорения под действием своих пружин возвратятся в исходное положение, зафикси-
ровав ручку стопорения в положении ОТСТОП.);
- отпустите плавно штурвальные колонки в нейтральное положение;
- убедитесь в расстопоривании РВ, Hi и элеронов. Переместите штурвальную колонку
полностью от себя и на себя, падали вперед и назад до упоров и отклоните штурвал
влево и вправо от нейтрального положения.
Выпустите закрылки во взлетное положение, для чего:
- нажмите не реклича тель адКРЧЕКИ в положение ВЫПУСК и удерживайте его в этом по-
ложении;
- контролируйте выпуск закрылков по стрелке указателя;
- после выпуска закрылков во взлетное положение отпустите переключатель.
3. Эксплуатация в полете
Закрылки у спрайте импульсным (по 5-6°) нажатием пе рекила теля ЗАКРЫЛИ в положение
УБОРКА, пока стрелка указателя положения закрылков не установится на отметке "О"
(ВЕРХ).
Балансируйте самолет с помощью триммеров, для чего:
- установите переключатель КРЕН в положение ЛЕВЫЙ или ПРАВЫЙ до снятия усилий
на штурвале;
- установите переключатель РАЗВОРОТ в положение ВЛЕВО или ВПРАВО до снятия усилий
на падалях;
- вращайте штурвал ТРИШЕР ВЫСОТЫ в положа taw НИКИТ, или КАБИЛ*. до снятия усилий
за штурвальной колонке.
Выпуск закрылков производите импульсным (по 5-6°) нажатием переключателя ЗАКИШИ
в положение ВЫПУСК, контролируя посадочное положение закрылков по стрелки указате-
ли положения закрылков.
После освоСоаданжя ВПП уберите закрылки.
После останова двигателей застопорите рули и элероны, для чего:
- установите штурвал и падали в нейтральное положение;
- отвадите влево отжаднуо пианку-прадохрамиталь;
- оттяните рукоятку и поднимите ручку стодореаин вверх так, чтобы планкэ-предохрэ-
ниталь не могла препятствовать дальнейшему подъему ручки;
- удерживайте ручку стопорения, отклоните и удерживайте штурвальная колонки в по-
ложения полностью от себя;
- поднимите ручку стопорения вверх (длаякэ-прадохранитель и рукоятка ручки стопо-
рения под действием своих пружин возвратятся в исходное положение, зафиксировав
ручку стопорения в подохании ЗАСТОИ.);
- отпустите штурвальные колонки, которые должны остаться в положении полностью от
себя;
- убедитесь в застопоривании РВ, FH и элеронов. Приложите усилия к штурвальной
колонке, штурвалу и падалям, которые должны быть неподвижны.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
После взлета закрылки не убираются или при уборке закрылков появляется крене- кие самолета Но выпускаются закрылки перед посадкой При выпуске закрылков появляется крене- кие самолета Загорелось желтое табло АВТОУБОРКИ ЗАКРЫЛ. НЕТ при уходе на второй круг Загорелось желтое табло ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ при взлете или уходе на второй круг с выпущенными на 25° закрылками и выпущенным шасси Прекратите уборку закрылков и произво- дите посадку на аэродроме вылета, не изменяя положения закрылков Расконтрите и откройте колпачок, уста- новите переключатель РЕЗЕРВ. УПРАВЛ. ЗАКРЫЛКАМИ в положение ВЫПУСК,руко- водствуясь п. 4.2.3 Прекратите выпуск закрылков. Выполните посадку, .не изменяя положения закрылков Уберите закрылки до 25° переключателем ЗАКРЫЛКИ Продолжайте полет. Табло должно по- гаснуть после уборки шасси
8.8. Кислородное оборудование
j.c. ЯШСРОЛНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
.апае сведения
•'дслсродное оборудованге самолета состоит из ооору.исваная для экипажа а дереяосногг
лдслороднсго сбсоудованая.
Схема кислородного сооруд.вания приведена на рис. З.о-*.
.'лслороднае оборудование ддд экипажа предназначено для питания кислородом членов
экипажа на рабочих местах от стационарных кислородных приборов, а также ддя подза-
рядки переносных баллонов.
Переносное кислородное оборудование пр'дназначено для питания кислороде*'
членов экипажа при передв:шенаи по самолету. Бс'ттзхялк ори чеобхолпгост:’
пользуется кисло'пдо:.; от десэяосяогс кислородного оборудования.
3 состав хлслородногс оборудова ля входят:
- два стали'парных баллона:
- два переносных саллона с кислородными приборами и 'ласками ЯМ-15И;
- три- комплекта стационарных кислородных приборов с масками КМ-32АГ (КМ-32);
' змеаение кислородного оборудования в кабине экипажа показано на рис. 8.8-2 и 8.8-3.
Функциональное назначение органов управления и индик'цнж дано в табл 8.8-1.
. г з о s я и е технические данные
..и. чал? ное давление в стационарных баллонах ........ 150 кгс/см*'
лачальнсе давление в переносных баллонах .............. 30 кге/-’/6
Есодолжительиость питания трех членов экипажа ......... 2 ч
4одолжитеявность питания кислородом от эго
человека от переносного баллона ....................... 15 40 мин
(в зависимости
от "высоты'’ в
лабиме)
Таблица 8.6-1
Нальинованле Функциональное не-начеши >
1 Вентили ОТКРЫТЬ КИСДиРОД i j Указатели КИСЛОРОД Тайле ДОЖИВАТЬСЯ КИСДОР. 1 к • • • Кислорода* дрнбор KG-2U! * 1 Рукоятка подсоса воздуха "100 5 0~ СМЕСЬ" i Чахеничок ЗАКРЫТО ДО ОТКАЗА j Рукоятка АВАРИЯ с по ложенняыж: ЗАКРЫТО и ОТКРЫТО Открытие кислородных стационарных баллокох ! Контроль давленая кислорода л рябить КМ-24М j Сигнализация о неоохо; лмости пользовать ся < кислородом. Мигает при "высоте" в кабине 3500 и с одновременным звуке~ым сигналом в теле-фонах летчиков i ! Пероклхвгекие прибора на питание чист» кислородом иди смесью Регулирование избыточного давленая Включение аварийное (непрерывной струе*; подачи кислорода
давление зарядка кислородных баллонов з заииолмостн от температуры е кабине дане
в табл. 8.8-2.
Таблица 8.8-2
Те «ере тура в -абине, °C Давление в баллонах, кгс/см*' Температура в кабине, сС Давление в баллонах. > кгс/сь*'
стационарных переносных стационарных переносныхi
60 109 21.8 *10 145 29 I
-50 114 22.9 +20 150 X ;
-чО ПЭ 23.9 +30 155 31
-30 124 24.9 +40 I6C 32
-20 130 25.9 +5С 165 33,1
-10 135 26.9 +60 170 34.1
0 140 27.4 1
Время возможного пользования кислородом определяется по формуле:
Т = 2,66 • | мин ,
_ j 2
где Р - давление в системе, кгс/см ;
п - количество членов экипажа, пользуюцихся кислородом
от данного источника.
. ;одгстоз::а к полету
После занятия рабочего места:
- откройте вентиль OTKPtflb КИСЛОРОД а убедитесь в наличии давления кислорода в бор-
товой системе по указателю согласно табл. 8.8-1;
- наденьте и подгоните кислородную маску. Перегните гофрированный шланг маски и
сделайте вдох, дели вдох сделать невозможно, маска исправна и подогнана правильно;
- установите рукоятку "ICO $ О2 *— СМЕСЬ" в положение "ICO % 02" и произведите не-
сколько вдохов и выдохов. Если флажки индикатора кислородного прибора сходятся z
расходятся в такт с дыханием, комплект работает исправно;
- отверните маховичок регулятора избыточного давления против часовой стрелки;
- установите рукоятку "ICC % О2 —* СМЕСЬ" в положение СМЕСЬ;
- проверьте включение аварийней подачи кислорода, установив рукоятку АВАРИЯ в поло-
жение ОТКРЫТО. Убедитесь, что кислород выходит из прибора непрерывной струей и
установите рукоятку в положение ЗАКРЫТО;
- заверните маховичок регулятора избыточного давления до отказа по стрелке вправо;
- снимите маску.
Схем» кжхюродаого оборудовенжя
Ряс. 8.8-1
Кислородное оборудование и элементы индикации у летчиков
Рис. 8.8-2
В. Эксплуатация в полете
При выполнении полетов на высотах больше 4000 и в загерметизированной кабине пило-
тирувдий летчик обязан надеть кислородную маску и пользоваться кислородом.
В полете периодически контролируйте давление кислорода в системе. При уменьшении
давления до 15 кгс/см^ произведите снижение до высоты 4000 м.
Элементы индикации у штурмана
Рис. 8.8-3
При появлении дыма в кабине питайтесь чистым кислородом, установив рукоятку
"100 % 02**СМЕСЬ" в положение "100 % 02".
Для использования переносного прибора:
- откройте вентиль на переносном приборе;
- проверьте давление в баллоне;
- дозарядите переносной прибор из стационарного (при необходимости);
- наденьте кислородную маску КМ-15И и присоедините ее шланг к прибору;
о
- следите за уменьшением давления в приборе до 6 кгс/см , после чего дозарядите
баллон.
При разгерметизации кабины все члены экипажа переходят на питание кислородом. Если
в грузовой кабине имеются люди, необходимо выполнить экстренное снижение до высоты
4000 м.
После прекращения пользования кислородом:
- закройте вентиль ОТКРЫТЬ КИСЛОРОД;
- отсоедините цепочку от чеки переключателя парашютного прибора;
- отсоедините парашютный прибор от шланга и маски.
Стравите кислород из внутренних полостей стационарного прибора, для чего:
- отверните маховичок ЗАКРЫТО ДО ОТКАЗА против часовой стрелки и следите за паде-
нием давления до нуля;
- завернкте маховичок.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ СНЯТЬ МАСКУ В ПОЛЕГЕ СДЕЛАЙТЕ РЕЗКИЙ ВЫДОХ ДЛЯ
ПРЕДОТВРАЩЕНИЯ УТЕЧКИ КИСЛОРОДА ИЗ СИСТЕМЫ.
Г. Возможные неисправности в действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
При пользовании основной кислородной системой на кислородном указателе флажки не сходятся и не расходятся иди затруднено дыхание Утечка кислорода из основной системы Затруднено дыхание при пользовании переносным кислородным прибором Перейдите на аварийное питание кисло- родом, установив рукоятку АВАРИЯ в положение ОТКРЫТО. Если дефект ые устранился, произведи- те снижение до высоты 4000 м. Перейдите на аварийное питание кисло- родом от параиютного кислородного при- бора, вытянув чеку. Произведите снижение до высоты 4000 м Перейдите на аварийное питание кислоро- дом от переносного прибора, повернув маховичок вентиля аварийной подачи до упора (по стрелке на маховичке). Если дефект не устранился, используйте второй переносной прибор
8.9. Система кондиционирования
воздуха
8.9. систаи КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
А. Обане сведения
Система кондиционирования воздуха (СКВ) предназначена для создания и поддержания
в кабинах самолета необходимых условий для жизнедеятельности экипажа и перевозимого
личного состава.
СКВ обеспечивает:
- отбор и подачу воздуха от двигателей в кабины с автоматическим или ручным регули-
рованием расхода;
- распределение воздуха по кабинам;
- обогрев (охлаждение) кабин с автоматическим поддержанием заданной температуры;
- обдув остекления фонаря кабины экипажа;
- дополнительный обогрев ног членов экипажа;
- автоматическое регулирование давления воздуха в гермокабине по заданной программе
(рис. 8.9-1);
- автоматическое ограничение заданной скорости изменение давления в гермокабине;
- высоту начала герметизации при взлете и высоту разгерметизации гермокабины перед
посадкой;
- автоьетическое ограничение заданных значений эксплуатационного и максимального
избыточного давления;
- защиту гермокабины от обратного перепада давлений;
- аварийную разгерметизацию гермокабины.
Отбор воздуха на СКВ допускается на высотах до 10000 м при работе двигателя на
режимах от ЗМГ до максимального. Управление подачей воздуха и регулированием давле-
ния и температуры в кабинах дистанционное. Управление обдувом остекления ручное.
Управление обогревом ног от ножных педалей.
Органы управления и индикации показаны на рис. 8.9-2.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.9-1.
График изменения давления в гермокабине
Рис. 8.9-1
Размещение органов управления и индикации СКВ
Рис. 8.9-2
Таблица 8.9-1
Наименование Функциональное назначение | 1
Переключатели РАСХОД ВОЭД. ЛЕВ. БОРТ и РАСХОД ВОЗД. ПРАВ. БОРТ с положениями: - ОТКР. - ЗАКР. - АНГОМ. - НКЙТР. Указатели расхода Переключатель ДОПСШН. ОБОГРЕВ КАБ. ЭКИП. с положениями: - ХОЛ. - ТЕПЛ. - НЕЙГР. - ЗАКР. Светосигнализатор ДОПСШН. ОБОГРЕВ КАБ. ЭКИП. Задатчик ЗАДАТЧ. ТЕМПЕР. Переключатель СКВ КАБИН с положениями: - АВТ СМ. - ОТКЛ. - РУЧН. Переключатели ЛЕВ. ВОРТ., ПРАВ. БОРГ с положениями: - ТЕПЛ. - ОТКЛ. • Регулирование подачи воздуха из левой и ; правой подсистем: - увеличение подачи воздуха; - уменьшение (прекращение) подачи воздуха; - включение автоматического режима регулирования подачи; - отключение управления Контроль подачи воздуха из левой л правой подсистем Управление дополнительным подогревом воз- духа, подаваемого в кабину экипажа: - понижение температуры; - повышение температуры; - отключение регулирования; - прекращение подогрева воздуха Горит при открытом кране дополнительно- го обогрева кабины экипажа Задание температуры воздуха в грузовой кабине при автоматическом регулировании (рабочий диапазон от 5 до 25 °C) Выбор режима регулирования температуры в кабинах: - включение автоматического режима; - отключение регулирования; - включение ручного режима Ручное управление температурой воздуха, подаваемого от левой и правой подсистем: - повышение температура; - отключение регулирования:
Наименование Функциональное назначение
-ХОЛ - понижение температуры
Галетный переключатель ЗАМЕР t° ПОДАВ с положениями: Подключение указателей t° ПОДАВ на измерение температуры подаваемого воздуха
- КАБ ЭКИП. - КАБ ГРУЗОВ - в кабину экипажа; - в грузовую кабину
Указатели t° ПОДАВ Контроль температуры воздуха, подаваемого в кабины из левой и правой подсистем
Указатель t° В ГРУЗОВ КАБ Контроль температуры воздуха , в грузовой кабине
На командном приборе САРД
Ручка НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ Задание абсолютного давления (высота) начала герметизации кабины при взлете и разгермети- зация перед посадкой
Ручка ИЗБЫТОЧНОЕ ДАВЛЕНИЕ Задание величины избыточного давления 0,4 кгс/см2
Ручка СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ Задание скорости изменения давления в гермо- кабине
Ручка ВЫКЛЮЧЕН - ВКЛЮЧЕН - ПРОВЕРКА РЕГУЛИРОВКИ Экипажу не пользоваться, контролировать контровку в положении ВКЛЮЧЕН
На средней панели приборной доски
Выключатель АВАР РАЗГЕРМ Включение аварийной разгерметизации гермокабины
Указатель высоты и перепада давлений (УВПД) Контроль перепада давления между гермокаби- ной и атмосферой и высоты в гермокабине
РУКОВОДСТВО по летной эксплуатации
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления
Переключатели РАСХОД ВОЗД ЛЕВ БОРТ. РАСХОД ВОЗД. ПРАВ БОРТ ЗАКР
Переключатель ДОПОЛН ОБОГРЕВ КАБ. ЭКИП. ЗАКР
Переключатель СКВ КАБИН ОТКЛ
Переключатели регулирования температу- ры ЛЕВ. БОРТ. ПРАВ. БОРТ ОТКЛ
Галетный переключатель ЗАМЕР f КАБ. ГРУЗОВ
ПОДАВ
Задатчик ЗАДАТЧ. ТЕМПЕР 20°С (5°С - при перевозке грузов, требующих пониженной температу- ры).
Краны обдува остекления и обогрева ног Открыты
Ручки задатчиков: - ИЗБЫТОЧНОЕ ДАВЛЕНИЕ - НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ 0,4 кгс/см2 На 10-15 мм рт. ст. меньше давле- ния на аэродроме
- СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ 0,18±0,045 мм рт. ст/с или на крас- ной метке на корпусе и законтрен
Выключатель АВАР РАЗГЕРМ ОТКЛ , закрыт колпачком и закон- трен
После включения электропитания проверьте показания:
- указателей t° ПОДАВ Значение температуры в трубопро- воде СКВ
- указателя t° В ГРУЗОВ КАБ. Значение температуры в грузовой кабине
После запуска двигателей включите СКВ, для чего:
- установите переключатель СКВ КАБИН в положение АВТОМ.,
- кратковременно нажимая переключатели РАСХОД ВОЗД. ЛЕВ БОРТ и РАСХОД ВОЗД
ПРАВ БОРТ в положение АВТОМ
Расход воздуха должен быть в пределах 3,5-4,5, а температура по указателям
t ° ПОДАВ. - от 2 до 120°С Перепад давления по УВПД может установиться в пределах
0,02+0,06 кгс/см2
ПРИМЕЧАНИЕ Допускается понижение температуры воздуха до минус 20°С и повыше-
ние ее до 150°С в течение не более 5 мин.
Если взлет будет выполняться на режимах работы двигателей выше 92° по УПРТ, то пе-
ред взлетом отключите СКВ, установив переключатели РАСХОД ВОЗД ЛЕВ БОРТ и
РАСХОД ВОЗД ПРАВ БОРТ в положение ЗАКР
Эксплуатация в полете
После уборки закрылков и перевода двигателей на номинальный режим включите СКВ,
если она была отключена, установив переключатели РАСХОД ВОЗД ЛЕВ БОРТ и РАС-
ХОД ВОЗД. ПРАВ БОРТ в положение АВТОМ
СКВ будет работать в автоматическом режиме
При работе СКВ контролируйте:
- значение расхода воздуха, которое должно быть в пределах 3,5-4,5;
- температуру воздуха в грузовой кабине по указателю t° В ГРУЗОВ КАБ., которая не
должна отличаться от значения, установленного на задатчике, более чем на 6°С.
При необходимости отрегулируйте температуру задатчиком.
- температуру воздуха по указателям Г ПОДАВ , которая должна быть в пределах
2-120°С
- высоту в кабине, которая не должна превышать 2400 м и перепад давлений между ка
биной и атмосферой по УВПД.
ВНИМАНИЕ1 ПРИ ПОЯВЛЕНИИ ДИСКОМФОРТНЫХ УСЛОВИЙ В ГЕРМОКАБИНЕ
УМЕНЬШИТЕ ВЕРТИКАЛЬНУЮ СКОРОСТЬ
Перед открытием грузового люка установите переключатель СКВ КАБИН в положение
ОТКЛ., а после закрытия грузового люка - в положение АВТОМ.
При необходимости регулируйте количество воздуха, подаваемого на обдув стекол фо-
наря и ног.
Если по условиям в грузовой кабине задатчик температуры установлен на значение
меньше 15°С, температуру в кабине экипажа регулируйте вручную, для чего;
- установите галетный переключатель ЗАМЕР t° ПОДАВ в положение КАБ. ЭКИП ,
- регулируйте температуру в кабине кратковременными нажатиями переключателя ДО-
ПОЛН ОБОГРЕВ КАБ. ЭКИП. в положение ТЕПЛ, и ХОЛ. (саетосигнализатор должен го-
реть);
- контролируйте температуру подаваемого воздуха по указателю t° ПОДАВ Значение не
должно превышать 120°С
Одновременно с включением ПОС крыла и оперения вручную уменьшайте расход возду-
ха в СКВ до 2 (по указателям расхода воздуха) переключателями РАСХОД ВОЗД ЛЕВ.
БОРТ и РАСХОД ВОЗД. ПРАВ БОРТ, после чего установите переключатели в положе-
ние НЕЙТР
После отключения ПОС крыла и оперения установите переключатели РАСХОД ВОЗД
ЛЕВ БОРТ и РАСХОД ВОЗД. ПРАВ. БОРТ, в положение АВТОМ ; расход воздуха дол-
жен автоматически увеличиться до 3,5-4,5.
Если по условиям полета требуется пониженный перепад давления, установите ручкой
ИЗБЫТОЧНОЕ ДАВЛЕНИЕ значение перепада 0,2 кгс/см .
Перед снижением с эшелона перехода установите ручкой НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ
давление на 10-15 мм рт.ст меньше давления на аэродроме посадки
При экстренном снижении увеличьте скорость изменения давления в кабине до
0,5 мм рт. ст./с ручкой СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ, расконтрив ее
Перед остановом двигателей отключите СКВ, для чего
- установите переключатели РАСХОД ВОЗД ЛЕВ БОРТ и РАСХОД ВОЗД ПРАВ БОРТ
в положение ЗАКР и убедитесь, что расход воздуха по указателям равен нулю;
- установите переключатель СКВ КАБИН в положение ОТКЛ.;
установите остальные органы управления в исходные положения.
Перед открытием двери (люкое) проверьте избыточное давление в кабине
Если избыточное давление не равно нулю, то включите аварийную разгерметизацию ка-
бин и откройте форточку
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Показание одного указателя расхода значительно выходят за пределы 3,5-4,5 (по шкале указателя) По указателю t* В П730В. КАБ. значе- ние температуры значительно отличается от значения, установленного на задатчи- ке температуры На указателях t’ ПОДАВ, значения температуры значительно расходятся Отказ левого (правого) двигателя Появление дыма в кабине Кратковременной установкой соответствую- щего переключателя РАСХОД ВОЗД. в по- ложение ЗАКР. или ОТКР. поддерживайте расход в пределах 3,5-4,5. Если вручную регулировать расход невоз- можно, установите соответствуюсшЙ пере- ключатель в положение НЕЙТР. При необходимости установите переключатель СКВ КАБИН в положение РУЧН. и регулируйте температуру в кабинах вручную Перейдите на ручное регулирование темпе- ратуры в кабинах Перейдите на ручное регулирование темпе- ратуры. Если в одной из подсистем регулировать температуру невозможно, установите соот- ветствующий переключатель РАСХОД ВОЗД. в положение ЗАКР. Установите переключатель РАСХОД ВОЗД. ДЕВ. БОРТ (РАСХОД ВОЗД. ПРАВ. БОРТ) в положение ЗАКР. Установите переключатель СКВ KASE в положение РУЧН. и регулируйте темпера- туру воздуха вручную Перейдите на питание чистым кислородом. Установите переключатели РАСХОД ВОЗД. ДЕВ. SOFT и РАСХОД ВОЗД. ПРАВ. БОРТ в положение ЗАКР. Осмотрите кабины. Если источник дммв обнаружен в кабинах, лжжвжджруйте его (см. о. 6.1.6). Если дым поступает из СКВ, поочередяо
Проявление неисправности Действия экипаже
Перепад давления по УВПД превыдает (0,435+0,02) кгс/см2 Величина отрицательного перепада по УВЦД превышает 0,04 кгс/см установите перекличагели РАСХОД ВОЗД. в положение СТЕР., определите неисправ- ную подсистему и отклоните ее Установите выключатель АВАР. РАЗГЕМ. з верхнее положение и произведите сниже- ние до ВЫСОТЫ 4000 и. Продолжайте аплет с учетом запаса кислород». Уменьшите вертикальную скорость снижения
8.10. Противообледенительная
система
8.10. ПНУГИВООБЛ^ЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
А. Общие сведения
Противообледенительная система (ПОС) обеспечивает защиту самолете от обледенения
в условиях слабой и умеренной интенсивности до температуры воздуха минус 20 С.
ПОС самолета включает в себя:
- ПОС крыла и оперения;
- ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей;
- обогрев винтов и обтекателей втулок винтов;
- обогрев ПВД, ППД, ДУА;
- обогрев передних стекол;
- ПОС блистера;
- сигнализаторы обледенения.
НОС К£ыла и оперения - воздупно-текловая, обеспечивает обогрев носков предкрылков,
центроплана, киля и стабилизатора.
ПОС воздухозаборников и ША двигателей - воздупяо-тепловая, обеспечивает обогрев
носков }оздухозаборников, лопаток ВНА двигателей и носков воздухозаборников масло-
-едиаторэв.
обогрев винтов и обтекателей втулок винтов - электротепловой, обеспечивает обогрев
воздушных винтов и обтекателей втулок винтов.
Обогрев !П?Д. ППД. ДУА ~ электротепловой, обеспечивает обогрев ПВД, ППЦ, ДУА.
....грев передних стекол - электротепловой, обеспечивает обогрев передних стекол.
На передних стеклах кабины экипажа установлены стеклоочистители для удаления
подтаяьлего лада, воды и снега. Включать гидропривод стеклоочистителя при сухом
стекле Э>'ПРИДАЕТСЯ.
ПОС блистера - жидкостная, обеспечивает защиту блистера от обледенения смачиванием
его поверхности спиртом.
Сигнализаторы обледенения С0-121Ш предназначены для автоматического включен»
табло ОЕ
кию
ПЕНИЕ и ПОС крыла и оперения.
Сигнализаторы обледенения 00-4АМ предназначены для сигнализации начала обледенения
воздухозаборников и ЗЛА двигателей.
ИМЬЕгАНИЕ. Лз-за конструктивных особенностей СО--4А’л возможна задержка загорания
сяетосигнэлизаторон СЕГЕДЕНЕНИЕ ДВ!*Г. ДЕВ. (ПРАВ.) до 3 мин после з»-
гопяеия табло СЕДЕДй(Ь2{Ж. В этих случаях включение ПОС двигателей
производится после загорания табло ОЕДЕДЕКЕНИЕ.
Отбор воздуха аа ПОС разрезается на всех режимах работы двигателей.
Размещение оргзпсв управления и индикации ПОС показано на рис. 8.I0-I.
функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.I0-I.
Таблица 8.I0-I
Наименование Функциональное назначение
Соепняя вертикальная панель •-
правого пульта
* Светосигнализэторы ОБЩЕНЯЕШЕ ДВИГ. Загораются при обледенении воздухозабор-
; ДЕВ. (ПРАВ) никой и ЗНА левого (правого) двигателя
I 1 яо сигналу С0-4АЫ 1
1 Сьетосагнализатсры ОБОГРЕЙ ВИНТОВ Загораются при обогреве левого и правого 1
• И КОКОВ ЛЕВ. (ПРАВ.) винтов и обтекателей втулок винтов
j Амперметр ГОК ОБОГР. ВИНТОВ 1 Контроль величина тока, подаваемого на обогрев винтов и обтекателей втулок вин-
j тов
1 Переключатель ВИНТЫ Л КОКИ с поло- Управление обогревом винтов и обтекателей
женин ми: । втулок винтов;
- ОСНОВЕ. - включение обогрева винтов и обтекателей
втулок винтов от основного коммутатора;
! - откл. - отключение обогрева винтов и обтекате-
лей втулок винтов;
, - АВАР. - включение обогрева винтов и обтека-
i ! телей втулок винтов от аварийного коммутатора
[ Выключатели ВОВДУТОЗАБ. И ЗНА ЛЕВ. Управление ПОС воздухозаборников и ЕНА
ДВИГ. (ПРАВ. ДВИГ.) с положениями: левого (правого) двигателей:
42В
Продолжение табл. 8.I0-I
Наименование Функциональное назначение
- ВО. - ОТКЛ. Табло ОБОГРЕВ. ЛЕВ. ДВИГ., ОБОГРЕВ ПРАВ. ДВИГ. Переключатели ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ (ЛЕВ. и ПРАВ.) с положениями: - АВТОМ. - ОТКЛ. - РУЧН. Табло ЛЕВ. КРАН ОТКРЫТ, ПРАВ. КРАН ОТКРЫТ Выключатели СО ЛЕВ. (ПРАВ.) Кнопки КОНТРОЛЬ СО ЛЕВ. (ПРАВ.) Светосигнализаторы ИСПРАВ. Горизонтальная панель левого и правого пультов Кран СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЬ Передняя вертикальная панель левого и правого пультов Переключатели ОБОГРЕВ ЛЕВ. СТЕКЛА, ОБОГРЕВ ПРАВ. СТЕКЛА с положениями: - включение ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей; - отключение ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей Загораются при включении ПОС воздухозабор- ника и ВНА левого и правого двигателей Управление ПОС и оперения: - автоматическое включение ПОС крыла и оперения по сигналу CO-121 DM; - отключение ПОС крыла я оперения; - ручное включение ПОС крыла и оперения Загораются при открытой левой (правой) заслонке крана ПОС крыла и оперения Включение и отключение сигнализаторов обледенения Проверка исправности правого и левого сигнализаторов обледенения Загораются при контроле исправности СО (ЛЕВ. и ПРАВ.) Подача давления на гидропривод стекло- очистителя Управление электрообогревом левого и пра- вого передних стекол:
in-ни
И8ГИИ
О Б Л £ДЕНЕКИЕ
ЛЕВ ДКИГ. ПРЯВ.
ш пвд
ппд
ПРИ. П11 ДНЯ
ОвОГРЬВ iHMTOBИ КОКОВ
пне.
лев.
| OU 111 Mt < « t I
lift Ht Iimiii]
ВВИТЫ И КИМ
TIK ОБОГР.
ЯСНОМ
OTKfl
pm
I танин а. V
РП
CKPPI
ОТБОР ИЯ ЛВС
КРЫЛО И ОПЕРЕНИЯ
KITIN
ОТКЛ. КОИТР ОБОГРЕВ ОТКЛ. штиль
СТИТ КВН
ОТКЛ
0ЫГМ1 ПРЯВ ПЕКИ
ИИТЕИС.
О 03 Л 8 X 03 06.И ВИЯ
ЛЕКД1ИГ
ил —
liHTHT
И1МЫ
ИСПРЯ1 ЛЕВ. CO MJ. ИСПМ8
060TPEI OEB-CTOUIB
хитом.
оиявл.
ГКЛ.
TtHTEMC" ВКЛЮЧИТЬ ПОСЛЕ
5НИИ 1СЛ0М. ПРОТРЕМ
СТЕКЯООЧИСТКПЛ»
1СЛ1Н.
ОТКЛ.
•имтеис включать ПОСЛЕ
5 МИМ КЛЯВЛ. ПРОТРЕМ
ПОС БЛИСТЕР»
РАСХОД
ОТКРЫТО
П1С
НИСТЕР»
HU.
закрыто
Органы управления и индикации ПОС
Рис. 8.I0-I
Продолжение табл. 8.I0-I
Наименование Функциональное назначение
- ОТКЛ. - ОСЛАБЛ. - ИНТЕНС. Нижняя панель веахнегр. ЛУДЬтд Табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ Табло ПВД - НЕТ ОБОГРЕВА Табло ПОС НЕ НЕЛЕЧЕНА Горизонтальная панель правого цулъта Выключатели ЛЕВ. ПВД - ОТКЛ. и ПРАВ. ПВД - ОТКЛ. Переключатель ДУА с положениями: - верхнее - ОТКЛ. - КОНТРОЛЬ Переключатель ППД - ОТКЛ. - КОНТР. ОБОГР. СТАТ. КВ-П Три табло НЕТ ОБОГРЕВА - отключение; - включение ослабленного режима; - включение интенсивного режима Загорается при наличии условий обледенения и при контроле работоспособности СО-12 ИМ Сигнализация отключения обогрева Загорается при включенных СО, если хотя бы один из кранов ПОС крыла и оперения или ПОС воздухозаборников и ВНА двигате- лей не открылся Включение и отключение обогрева левого и правого ПВД Управление обогревом ДУА: - включение обогрева ДУА; - отключение обогрева ДУА; - проверка исправности нагревательного элемента ДУА Включение обогрева ППД и приемников стати- ческого давления питания КВ-П в положе- нии ППД или контроль исправности обогрева приемников статического давления питания КВ-П в положении КОНТР. ОБОГР. СТАТ. КВ-П Сигнализация отключения обогрева левого и правого ПВД и ППД
Продолжение табл.8.10-1
Наименование Функциональное назначение
Табло ЛЕВ. ИСПРАВ. и ПРАВ. ИСПРАВ. Табло ОБОГР. ДУА ИСПРАВ. Рабочее место штурмана Выключатель ПОС БЛИСТЕРА Ручка РАСХОД Кран ПОС с положениями ОТКРЫТО, ЗАКРЫТО Сигнализация исправности обогрева КВ-П Загорается при проверке исправности обогрева флюгера ДУА Включение и отключение системы Регулировка расхода спирта Открытие и закрытие трубопровода ПОС блистера
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления
Переключатели:
ВИНТЫ И КОКИ; ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЙ; ППД; ОТКЛ.
ДУА; ППД - ОТКЛ. - КОНТР. ОБОГР. СТАТ. КВ-П;
ОБОГРЕВ ЛЕВ. СТЕКЛА; ОБОГРЕВ ПРАВ. СТЕКЛА
Выключатели:
ВОЗДУХ ЗАБ. И ЕНА; СО (ЛЕВ. и ПРАВ.); ОТКЛ.
ЛЕВ. ПВД; ПРАВ ПВД; ПОС БЛИСТЕРА; ЛЕВ. ПВД - ОТКЛ.;
ПРАВ. ПВД - ОТКЛ.
Ручка РАСХОД блистера ОТКЛ.
Кран блистера ЗАКРЫТО
Краны СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЬ ЗАКРЫТЫ
После включения электропитания проверьте:
I) Исправность светосигнальных табло
Табло ПВД - НЕТ ОБОГРЕВА и три табло НЕТ ОБОГРЕВА
после включения электропитания должны загореться.
2) Исправность обогрева ПВД, ППД и приемников статического
давления питания КВ-П
Установите выключатели ЛЕВ. ПВД - ОТКЛ. и ПРАВ. НДЦ - ОТКЛ. в положение ЛЕВ.
ИДИ и ПРАВ. ПВД соответственно, а переключатель ППД - ОТКЛ. - КОНТР. ОБОГР.
СТАТ. КВ-П - в положение ПЦД. Должны погаснуть табло НЕТ ОБОГРЕВА и ПВД НЕТ
ОБОГРЕВА. Установите выключатели и переключатель в положение ОТКЛ. - табло
вновь должны загореться.
Установите переключатель ППД - ОТКЛ. - КОНТР. ОБОГР. СТАТ. КВ-П в положение
КОНТР. ОБОГР. СТАТ. КВ-П - должны загореться табло ЛЕВ. ИСПРАВ. и ПРАВ.
ИСПРАВ. Установите переключатель в положение ОТКЛ. - табло погаснут.
ВНИМАНИЕ. ПРОВЕРКУ НА ЗЕМЛЕ ПРОИЗВОДИТЕ В ТЕЧЕНИЕ НЕ БОЛЕЕ I мин.
3) Исправность обогрева ДУА
Установите переключатель ДУА в положение КОНТРОЛЬ. Должно загореться табло
ОБОГР. ДУА ИСПРАВ.
Установите переключатель ДУА в положение ОТКЛ. Табло ОБОГР. ДУА ИСПРАВ. погас-
нет.
4) Исправность обогрева передних стекол
Установите переключатели ОБОГРЕВ ЛЕВ. СТЕКЛА, ОБОГРЕВ ПРАВ. СТЕКЛА в положение
ОСЛАБД. Через 2 мин на олупь проверьте нагрев наружной поверхности стекол.
Установите переключатели ОБОГРЕВ ЛЕВ. СТЕКЛА и ОБОГРЕВ ПРАВ. СТЕКЛА в положение
ОТКЛ. Обогрев передних стекол отключится.
ПРИМЕЧАНИЕ. При температуре воздуха 30 °C и выше система обогрева стекол отклю-
чается автоматом A0C-8IM. Проверку исправности обогрева стекол при
этом производить не требуется.
5) Исправность СО
Установите выключатели СО (ЛЕВ. и ПРАВ.) в верхнее положение.
Нажмите кнопки КОНТРОЛЬ СО ЛЕВ. (ПРАВ.). Загорится табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, через
(6+2) с табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ погаснет, через (40+11) с загорятся светосигналиэато-
рьГисПРАВ.
Установите выключатели СО (ЛЕВ. и ПРАВ.) в положение ОТКЛ. Светосигнализаторы
ИСПРАВ. погаснут.
6) Исправность ПОС блистера штурмана
Установите кран ПОС в положение ОТКРЫТО, выключатель ПОС БЛИСТЕРА - в верхнее
положение, а ручку РАСХОД - на увеличение расхода. Появление спирта на блистере
свидетельствует об исправности системы.
Установите ручку РАСХОД в положение ОТКЛ., выключатель ПОС БЛИСТЕРА - в положе-
ние ОТКЛ., а кран ПОС - в положение ЗАКРЫТО. Поступление спирта на блистер пре-
кращается.
После запуска двигателей проверьте:
I) Включение ПОС самолета
Установите выключатель СО ЛЕВ. (ПРАВ.) в верхнее положение, а переключатели
ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ - в положение АВТОМ. Нажмите на 2 с кнопку КОНТ-
РОЛЬ СО ЛЕВ. (ПРАВ.). Загорится и через (8+2) с погаснет табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, а
табло ЛЕВ. КРАН ОТКРЫТ (ПРАВ. КРАН ОТКРЫТ)? загорится.
Установите переключатели ОТБОР НА ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ в положение ОТКЛ. Погаснет
табло ЛЕВ. КРАН ОТКРЫТ (ПРАВ. КРАН ОТКРЫТ).
ВНИМАНИЕ. ПРИ ПРОВЕРКЕ ПОС КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ НА ЗЕМЛЕ ВКЛЮЧАТЬ ПОС РАЗРЕШАЕТСЯ
НА ВРЕМЯ НЕ БОЛЕЕ 40 с.
2) Включение ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей
Установите переключатели ВОЗДУХОЗАБ. И ВНА в положение ВКЛ. Должны загореться
табло ОБОГРЕВ. ЛЕВ ДВИГ., ОБОГРЕВ. ПРАВ. ДВИГ.
Установите переключатели ВОЗДУХОЗАБ. И ВНА в положение ОТКЛ. Табло ОБОГРЕВ
ЛЕВ. ДВИГ., ОБОГРЕВ ПРАВ. ДВИГ. погаснут.
3) Исправность обогрева винтов и обтекателей втулок винтов
Установите переключатель ВИНТЫ И КОКИ в положение ОСНОВН. Светосигнализаторы
обогрева винтов и коков ЛЕВ. и ПРАВ, должны поочередно загореться через 25 с,
а стрелка амперметра ТОК 0Б01Т. ВИНТОВ - установиться на значение 51-57 А.
Установите переключатель ВИНТЫ И КОКИ в положение ОТКЛ. Светосигнализаторы обо-
грева винтов и коков ЛЕВ. и ПРАВ, погаснут, стрелка амперметра ТОК ОБОГР. ВИНГОВ
установится на значение "О".
Аналогично проверьте обогрев винтов и обтекателей втулок винтов рт аварийного ком-
мутатора.
Ь. Эксплуатация в полете
Рекомендации по эксплуатации ПОС в полете изложены в разд. 4.
В каждом полете независимо от метеоусловий включается обогрев ПВД. ППД, ДУА а стекол
в ослабленный режим, а также СО и ПОС крыла и оперения в автоматический реким.
В полетах при температуре воздуха 5 °C и ниже включается ПОС воздухозаборников и
ВНА двигателей.
ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей включается после запуска двигателей, если
температура воздуха 5 °C и ниже при отсутствии условий обледенения.
Последовательность включения и отключения ПОС в условиях обледенения изложена в
подразд. 4.II.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
После включения ПОС крыла и оперения, НОС воздухозаборников и ВНА двига- телей горит табло ПОС НЕ ВКЛЮЧЕНА От основного и аварийного коммутатора не загораются один иди оба светосиг- нала затора ОБОГРЕВ ВИНТОВ И КОКОВ. Амперметр ТОК ОБО!?. ВИНТОВ не показы- вает увеличение тока до 51-57 А иди его показания колеблются от 0 до 51-57 А че- рез 25 с Горят табло ПВД - НЕТ ОБОГРЕВА и три табло НЕТ ОБОГРЕВА Если не загорелось одно идя несколько табло ЛЕВ. КРАН ОТКРЫТ, ПРАВ. КРАН ОТКРЫТ, ОБОГРЕВ ПРАВ. ДВИГ., выполните полет в соответствии с рекомендациями п. 4.II.4 как при неисправной ПОС Выйдите кз зоны обледенения и произве- дите посадку на ближайшем аэродроме Перейдите на резервную статику. Продолжайте полет, контролируя ско- рость полета
8.11. Двери и люки
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
г. II. ДВЕРИ И ЛЗОКИ
А. Общие сведения
На самолете имеются входная дверь, аварийные выходы и грузовой люк.
Размещение на самолете входной двери и люков показано на рис. 8.II-I.
Входная дверь расположена на правом борту самолета и открывается вручную внутрь
грузовой кабины. На внутренней стороне входной двери закрепляется съемная лестница,
используемая для входа в самолет (выхода из самолета).
Верхний аварийный дюк расположен на потолке кабины экипажа и открывается внутрь
кабины. Люк служит аварийным выходом для экипажа при вынужденной посадке самолета
на сушу или на воду. На земле используется для выхода на фюзеляж и на крыло при
обслуживании самолета.
Бортевые аварийные люки расположены на правом и левом бортах грузовой кабины. Бор-
товые люки предназначены для эвакуации из самолета людей при вынужденной посадке
на сушу или на воду. Люки открываются снаружи и изнутри самолета. При стоянке само-
лета люки изнутри стопорятся. На крышке каждого люка имеется внутренняя ручка замка
закрытого положения, которая стопорится фиксатором. Перед полетом оба фиксатора
устанавливаются в сигнализатор бортовых аварийных ДЮКОВ на перегородке кабины эки-
пажа (шпангоут >7).
Нижний аварийный люк расположен в полу передней зоны грузовой кабины и открывается
наружу. Нижний люк используется для вынужденного покидания самолета экипажем в
полете.
Нижний аварийный люк открывается от основной и вспомогательной гидравлических сис-
тем. В открытом положении люк удерживается давлением в приводных гвдроциляндрах.
Закрывается нижний люк только от основной гидросистемы. Предусмотрено ручное откры-
тие механизма запирания крышки люка из кабины.
ПИФАЕЧАНИЕ. На самолетах, где устанавливается ЛИСС, ручное открытие люка отсутствует.
Грузовой люк расположен в хвостовой части фюзеляжа и используется для погрузки гру-
зов, техники и посадки личного составе в самолет на земле.
Грузовой люк состоит из рампы, гермощитка и створки. Рампа и гермощиток обеспечива-
ют герметичность проема грузового люка.
Грузовой люк открывается и закрывается из кабины экипажа от основной и вспомога-
тельной гидросистем, которые обеспечивают открытие створки, гермощитка г откат рам-
пы под фюзеляж, а также накат рампы, закрытие гермощитка и створки. Створке, гер-
мощиток и рампа в открытом положении фиксируются механическими устройствами.
На самолетах, эксплуатируемых гражданской авиацией, нижний аварийный люк
не используется. Система управления нижним аварийным люком демонтирована.
руководство по летной эксплуатации
Размещение органов управления и индикации нижнего аварийного и грузового ллков
показано на рас. 8. П-2.
Грузовой дюк может быть открыт на земле с пульта управления в грузовой кабине от
вспомогательной гидросистемы, которая обеспечивает открытие створки, гермодитка и
опускание рампы, а также подъем рампы и закрытие гермоцитка ж створки.
Порядок выполнения операций изложен на трафарете крынки пульта (шпангоут А 33).
Функциональное назначение органов управления индикации дано в табл. 8.II-I,
Таблица 8.II-I
Наименование Функциональное нпэиотенже
Девая панель приборной дреки
Выключатель АВАР. СТЕР. ГРУЭОЛХКА Открытие грузового лиха от вспсмогатель-
с положениями: ной гидросистемы:
- верхнее - аварийное открытие грузового люка и включение НС;
- ОТЫ. - отключение систем
Igpaapf ,BPqpgg?_JfflbZa
Гидрокран АВАРИЙНЫЙ ЛАК с положениями: Управление нижним аварийным ио rob от ос- войной гидросистема:
- СТЕР. - открытие люка;
- нейтральное - отключение системы;
- ЗАКР. - закрытие люка
Гориррнтальдая нацель левого стхьта
Выключатель АВАР. ЛК с положениями: Открытие нижнего аварийного люка от вспо- могательной гидросистемы:
- ОТКР. - открытие люка, включение НС;
- ОТКЛ. - отключение cbctcmi
Продолжение табл. 8.II-I
Наименование Функциональное назначение
Нижняя панель верхнего пульта Хелтое табло ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ Рабочее место штурмана Переключатель ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. с положениями: - ОТКР. - ОТКЛ. - ЗАКР. Переключатель ГРУЗОЛЮК АВАР. с положениями: - ОТКР. - ОТКЛ. - ЗАКР. Два зеленых светосигнализатора: - ЗАКР. - ОТКР. Загорается при открытых положениях нижне- го аварийного люка или входной двери, при незакрытом грузовом люке (кроме полностью открытого положения люка) или при отсут- ствии хотя бы одного из двух штырей в сиг- нализаторе бортовых аварийных люков Управление грузовым люком от основной гидросистемы: - открытие люка и срабатывание системы разгерметизации кабины; - отключение управления и светосигнали- затора ЗАКР.; - закрытие люка Управление грузовым люком от вспомогатель- ной гидросистемы: - открытие люка, срабатывание системы раз- герметизации кабины и включение НС; - отключение управления люком, светосиг- нализатора ЗАКР. и НС; - закрытие грузового люка Загорается при установке переключателя ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. или ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ЗАКР. и при полностью закры- том люке Загорается при полностью открытом грузо- вом люке
Б. Подготовка к полету
Проверьте визуально закрытое положение входной двери, верхнего и нижнего аварийных
люков и грузового люка, а также наличие фиксаторов в сигнализаторе бортовых и ава-
рийных люков.
Убедитесь, что лестница зафиксирована на входной двери.
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления
нижним аварийным и грузовым люками:
Рукоятка гидрокрана АВАРИЙНЫЙ ЛШ Нейтральное, зафиксированное
Выключатель АВАР. ЛЮК ОТКЛ.
Выключатель АВАР. ОТКР. ГРУЗОЛИКА ОТКЛ.
Переключатель ГРУЗОДЖ ТАКТИЧ. ОТКЛ.
Переключатель ГРУЗОЛШ АВАР, ОТКЛ.
После включения электропитания проверьте закрытое положение грузового люка, для
чего:
- установите переключатель ГРУЗОЛШ ТАКТИЧ. (или ГРУЗОЛЮК АВАР.) в положение ЗАКР.,
при этом должен загореться светосигнализатор ЗАКР.;
- установите переключатель ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. (или ГРУЗОЛШ АВАР.) в положение ОТКЛ.
при этом светосигнализатор ЗАКР. гаснет.
В. Эксплуатация в полете
Открытие нижнего л юка от основной
гидросис темы
2
Разгерметизируйте кабины самолета до перепада давления менее 0,1 кгс/см .
Установите рукоятку гидрокрана АВАРИЙНЫЙ ЛЮК в положение ОТКР. При этом загорится
табло ДВЕРИ-ЛЕКИ ПРОВЕРЬ, что свидетельствует об открытии нижнего люка.
При необходимости закройте нижний люк, для чего:
- установите рукоятку гидрокрана АВАРИЙНЫЙ ЛЮК в положение ЗАКР., при этом погас-
нет табло ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ;
- установите рукоятку гидрокрана АВАРИЙНЫЙ ЛШ в нейтральное положение.
ВХОДНАЯ ДВЕРЬ
Вид изнутри
открыто
закрыто
Вид снаружи
ДВЕРЬ КАБИНЫ ЭКИПАЖА
ГРУЗОВОЙ
-тюк
Ручку поверните
вниз до упора,
Дверь потяните
на себя
Придерживая крышку,
ручку потяните вниз,
крышку снимите
БОРТОВЫЕ
АВАРИЙНЫЕ ЛЮКИ
Вид изнутри
ВЕРХНИЙ АВАРИЙНЫЙ ЛЮК
Вид изнутри
Вид снаружи
закрыто
открыто
Ручку летяккто
на себя до упора,
крышку снимите
Ручку поверните
вниз до упора,
крышку толкните
от себя
Створка
Крышка
Ручку ЕОЕчернмте
эниз до упора»
дверь толкните
от себя
закрыто
открыто
НИЖНИЙ АВАРИЙНЫЙ ЛЮК
Вид изнутри
закрыто
р\
фиксация замка
Откройте лючок,
поверните рукоятку
на крышке в
положение ОТКР.
и потяните ее
на себя
Размещение дверей и ликов на самолете
Рис. 8. П-1
8. II. Стр. 5/6
Яяв 15/86
Органы управления и индикации нижнего аварийного люка
я грузового люка в кабине экипажа
Рис. 8.П-2
Открытие нижнего люка
от вспомогательной гидросистемы
О
Разгерметизируйте кабины самолета до перепада давления менее 0,1 кгс/см .
Установите выключатель АВАР. ЛК в положение ОТКР., при этом загорятся табло РА-
БОТА НС и ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ, что свидетельствует об открытии нижнего аварийного
лиса.
Управление грузовым люком
от основной гидросистемы
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. в положение ОТКР., при этом сработает
система разегрметизации кабины. При полном открытии грузового люка загорится свето-
сигнализатор ОТКР.
ВНИМАНИЕ. ПРИ ОТКРЫТОМ ГРУЗОВОМ ЛЮКЕ УСТАНАВЛИВАТЬ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ В ПОЛОЖЕНИЕ
"ОТКЛ." ЗА
БАЕТСЯ
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. в положение ЗАКР., при этом погаснет
светосигнализатор ОТКР. При полностью закрытом грузовом люке загорится светосигна-
лизатор ЗАКР.
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. в положение ОТКЛ., при этом погаснет
светосигнализатор ЗАКР.
Управление грузовым люком
от вспомогательной гидросистемы
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ОТКР., при этом сработает
система разгерметизации кабины. При полном открытии грузового люка загорится све-
тосигнализатор ОТКР.
ВНИМАНИЕ. ПРИ ОТКРЫТОМ ГРУЗОВОМ ЛЮКЕ УСТАНАВЛИВАТЬ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ В ПОЛОЖЕНИЕ
"ОТКЛ." ЗАПРЫГАЕТСЯ
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ЗАКР., при этом погаснет
светосигнализатор ОТКР. При полностью закрытом грузовом люке загорится светосигна-
лазатор ЗАКР.
Установите переключатель ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ОТКЛ., при этом погаснет свето-
сигнализатор ЗАКР.
Аварийное открытие грузового люка
командиром экипажа
Установите выключатель АВАР. ОТКР. ГРУЗОЛККА в верхнее положение, при этом срабо-
тает система разгерметизации кабины. При полном открытии грузового люка загорится
светосигнализатор ОТКР.
Установите выключатель АВАР. ОТКР. ГРУЗОЛША в положение ОТКЛ., при этом свето-
сигнализатор ОТКР. продолжает гореть.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Горит табло ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ при закрытых грузовом люке, нижнем ава- рийном люке, входных дверях и встав- ленных в сигнализатор фиксаторах бортовых аварийных люков При установке рукоятки гидрокрана АВАРИЙНЫЙ ЛЮК в положение ОТКР. нижний люк от основной гидросистемы не откры- вается, табло ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ не за- горается Светосигнализатор ЗАКР. не гаснет при установке переключателя ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. в положение ОТКР. Грузовой люк от основной гидросистемы не открывается Светосигнализатор ОТКР. не гаснет при ус- тановке переключетеля ГРУЗОЛЮК ТАКТИЧ. в положение ЗАКР. Откройте и закройте грузовой дюк. Откройте и закройте нижний аварийный люк. Поочередно выдерните и вставьте на место оба фиксатора бортовых аварий- ных люков. Откройте и закройте входную дверь. После выполнения указанных проверок табло ДВЕРИ-ЛЮКИ ПРОВЕРЬ должно по- гаснуть Откройте нижний люк от вспомогатель- ной гидросистемы, установив выключа- тель АВАР. ЛЮК в положение ОТКР. Откройте грузолюк от вспомогательной гидросистемы, установив переключа- тель ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ОТКР. Светосигнализатор ЗАКР. должен по- гаснуть. При полностью открытом грузовом люке загорится светосигна- лизатор ОТКР. Закройте грузолюк от вспомогательной гидросистемы, установив переключатель ГРУЗОЛЮК АВАР, в положение ЗАКР.
Проявление неисправности Действия экипажа
Грузовой люк от основной гидросистемы не закрывается Светосигнализатор ОТКР. должен погас- нуть, а при полностью закрытом грузо- вом люке должен загореться светосиг- нализатор ЗАКР.
8.12. Бытовое и аварийно-спасательное
оборудование
8.12. БЫТОВОЕ И АВАНЬ1НО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
А . Общие сведения
Бытовое оборудование
Бытовое оборудование предназначено для создания необходимых условий экипажу и лич-
ному составу.
В состав бытового оборудования входят:
- кресла летчиков и штурмана;
- противосолнечные щитки и светозащитные шторки;
- электротермос, электрокипятильник и сливной бачок;
- туалет со шторой или модульный туалет.
Кресла оборудованы механизмами регулировки.
Кресла летчиков регулируются по высоте (левая ручка) и по горизонтали (вперед и
назад) с фиксацией в промежуточных и крайних положениях (правая ручка).
Кресло штурмана регулируется по высоте (рычагом подъема-опускания) и поворачивает-
ся влево и вправо.
В чашки кресел вкладываются поропластовые подушки в чехлах. При необходимости по-
душки заменяются парашютами.
По требованию Покупателя в кабине экипажа может устанавливаться кресло борттехни-
ка, которое в походном положении откидывается на шарнирах назад-вниз и служит под-
ножкой. Кресло фиксируется в рабочем и походном положениях.
Аварийно-спасательное оборудование
Аварийнс-спасательное оборудование предназначено для спасания личного состава и
экипажа при покидании самолета в воздухе, а также при вынужденной посадке самолета
на сушу или на воду.
В состав аварийно-спасательного оборудования входят спасательные жилеты, топор,
аптечка, скобы и сигнальные ракеты.
При полетах над водным пространством предусмотрены средства группового спасения
(СГС), которые состоят из плотов и лодок. Устанавливаются СГС вблизи аварийных
выходов на десантных сиденьях и швартуются привязными ремнями.
Спасательные жилеты летчиков находятся в карманах на спинках кресел, а спасатель-
ный жилет штурмана - в кармане на перегородке, слева от кресла штурмана.
Б грузовой кабине около бортовых аварийных люков и входной двери установлены скобы,
к которым крепятся СГС при сбросе на воду.
На борту самолета имеется топор для открытия заклинившихся дверей, люков и выруба-
ния стекол и обшивки при аварийной посадке.
На правом борту между шпангоутами > I и 2 установлена кассета с сигнальными раке-
тами красного, белого, зеленого и желтого цвета.
Размещение бытового и аварийно-спасательного оборудования на самолете показано
на рис. 8.I2-I, а размещение органов управления сигнальными ракетами в кабине эки-
пажа - на рис. 8.12-2.
Б. Подготовка к полету
Проверьте укомплектованность самолета бытовым и аварийно-спасательным оборудованием
и заправку электротермоса и электрокипятильника водой.
В . Эксплуатация в полете
Бытовое оборудование эксплуатируйте в соответствии с его назначением.
Для применения СГС при вынужденной посадке на воду (см. подраэд. 6.8):
- снимите швартовочные ремни с СГС;
- подтяните СГС к аварийным выходам, через которые будет производиться эвакуация
личного состава и экипажа;
- достаньте из карманов на чехлах СГС швартовочные фалы и закрепите карабины фалов
за скобы у аварийных выходов;
- выбросьте СГС за борт после посадки самолета на воду;
- приведите СГС в рабочее состояние;
- произведите эвакуацию людей. После эвакуации перережьте швартовочные фалы и отве-
дите СГС на безопасное расстояние от самолета.
Для применения сигнальных ракет:
- установите выклкяатель ВКЛ. - ВЫКЛ. в положение ВКЛ. (см. рис. 8.12-2);
- произведите отстрел ракет (одиночный или сериями) нажатием кнопок "1","2","3","4".
Для установки кресла борттехника в походное положение:
- отстегните привязные ремни и привстаньте с кресла;
- правой рукой потяните вверх и удерживайте рукоятку фиксатора;
- левой ногой резко отклоните кресло назад-вниз;
- отпустите рукоятку фиксатора и зафиксируйте кресло в походном положении.
Размещение бытового к аварийно-спасательного оборудованая на самолете
Рже. 8.I2-I
СЯГМЯМкН яяястш
?а именииле органов управления сягнаяьааа ранетами
Рав. б. £2-2
8.13. Электроснабжение
8.13. электросил куеяие
А. Общие сведения
Питание электроэнергией бортовых потребителей обеспечивают три системы электроснаб-
жения:
- система переменного однофазного тока напряжением 115 В частотой 400 Гц;
- система переменного трехфазного тока напряжением 36 В частотой 400 ГЦ;
- система постоянного тока напряжением 27 В.
В каждой системе электроснабжения имеется двукратный запас мощности источников
электроэнергии. Поэтому при отказе половины основных источников обеспечивается
нормальное электропитание потребителей.
Допускается одна попытка повторного включения отказавшего источника. При этом про-
верку параметров этого источника после его включения производите за наиболее корот-
кое время. Если сохраняются признаки отказа источника электроэнергии, отключите его
до конца полета.
Структурная схема систем электроснабжения приведена на рис. 8.I3-I.
Система электроснабжения 115 Б
Основными источниками электроэнергии системы 115 В являются два генератора (Г4 и
Г5) мощностью по 12 кВ*А, установленные по одному на каждом двигателе.
Генераторы приводятся во вращение через редукторы. Частота переменного тока зависит
от частоты вращения ротора двигателя и составляет 337-350 Гц при работе двигателя
на режиме ЗЛГ и 403-410 ГЦ при работе двигателя на других режимах.
Раздельно работают два генератора, кавдый не свою группу шин - .* I и я 2. i
На шины М I подключено оборудование, нечувствительное к снижению частоты при работе г
двигателей на режиме ЗМГ, на шины М2- чувствительной к частоте оборудование.
Аварийная пина подключается к генератору Г5, а при его отказе к генератору Гч.
Шина обогрева винтов подключается к генератору Г4, а при его отказе - к генерато-
ру 15. Если частота переменного тока одного из генераторов понижается до 350 Гц,
то его шина J» 2 автоматически подключается к другому генератору, имеющему нормаль-
ную частоту. Цри этом генератор с пониженной частотой продолжает раоотнтъ на ша-
ну .4 I.
Структурная схема электроснабжения
Рис. 8.13-1
При отказ® одного генератора Г4 (Г5; питание потреойтелея эоеспочязается г-™-.—
ним генератором Оез ограничения мощности.
Аварийным источником электроэнергии системы ZI5 3 является элехтромааяжый преоб-
разователь ПС аэап.) мощностью 1.5 кВ«А, который управляется двумя пеоеклвчаталя-
ми ПО АйАЕ.
варианты лосклмкенпя преобразователя на оортсеть приведены э таол. а. 13-!.
. JCJUHl's 8.13-1
> вар. Пвдагааия переКлсчатзлсй ЛО ШР, Подключение пре ооразова теля /еловая подключ анхг ;
I АЗгом. эоздул Нз шины Л 2 я аварийную а) итказ генераторов Г4 и Г5 0) РУД в положения.26° по УПРТ и нижа, снижение частоты гена ре то ров Г4 и ГТ клее 350 Гц; 1) Включено управление колесами передней опоры шасси J j
На аварийную шину Отказ генераторов П, ГД Г4, Г5|
2 РУЧНОЕ ВОЗДУХ На аварийную шину Независимо от раооты генераторов
; 3 АВТОМ. 3£W Но шины й я аъаыЯнзп э) Отключение генераторов Г4 и Г5 и аэродромного источника переменного тока 0) Снижение частоты генератссов. Г4 и Г5 ниже 350 Гп
4 РУЧНОЕ ЗЕМЛЯ На шны Л I, я 2 и аварийную Сткстчаия!) аэсодрсмксгс лоточник- перклеяного тола л генераторов Р4.Г5
ПРЛАЕЧАНИЕ. До подключения на оортсеть преооразовэтель раоотэет на холостом ходу.
Система электроснабжения 36 В
Источника’ли злактгоэнергин 36 3 являются четыре ареооразсазтеля
- основной и резервный мощностью по 1кВ*А каждый;
- левого ДГД л аварийный модностью до 0.2 кв*А кат-j •-«
Оддоврамояно работают ораоосазозатели осдоанси презервный;, аварийны^ а лаведо
А1Д каг:ка яв свою группу потресйтелай.
Дрз отказе основного преобразователя автоматически запускается я подключается к вида:
нагрузил рзэзраный преобразователь, -ря отказа лресср-зодатедей левого АДЕ иди аварий-
ного их шика нагрузки автоматически .переключаются на шины основного презервного'
преобразователя.
IcMt
Система электроснабжения 27В
На каждом двигателе установлены два стартера-генератора, один из которых исполь-
зуется как для запуска двигателей, так и для генерирования электроэнергии, вто-
рой - только дхя запуска двигателей.
Стартеры-генераторы П я ГЗ мощностью по 12 кВт каждый является основными источ-
никами постоянного тока напряжением 27 В.
Вспомогательным источником систем* является генератор ВСУ (Г2) мощностьв 18 кВт,
который используется на земле для запуска двигателя АИ-2СЩ или работы на бортсеть.
Аварийными источниками постоянного тока является три аккумуляторные батареи ем-
костью по 28 А«ч.
Источники электроэнергии при нормальной работе системы образует два независимых
канала - левый и правый. В левый канал входят стартер-генеретор левого двигателя
и аккумуляторная батарея 1 I, в правый канал - стартер-генератор правоте двигате-
ля и аккумуляторные батареи I 2 и 3. При отказе одного стартера-генератора шины
обоих каналов автоматически объединяется и писание всех потребителей обеспечивает
работающий стартер-генератор. При отказе оооих стартеров-генераторов анхумулитер-
ные батареи обеспечивают питание аварийных потребителей в течение ограниченного
времени.
Аэродромное электропитание
Электропитание от аэродромных источников осуществляется через три аиектряческих
разъема, установленных в правой гондоле двигателя:
- ШРА-2ОО1К - для подключения источника переменного однофазного тока напряжением
П5 Р;
- ШРАП-500К - для подключения источника постоянного тока напряжением 27 В;
- ШРА-800 - для обеспечения запуска двигателей.
При аэродромном электропитании снабжение потребителей переменного трехфезяого
тока напряжением 36 В осуществляется от бортовых преобразователей.
Распределительная сеть
Передача электроэнергии от источников к потребителям производится через централь-
ные распределительные устройства (ЦРУ), групповые распределительные устройства
(ГУ) и распределительные коробки (РК):
ЦРУ 115 В; РУ 115 В; (вит АЗС;
ЦРУ 27 В левое; РУ 36 Б РК гондолы двигателя;
ЦРУ 27 В правое; гУ аккумуляторов; РК топливных насосов.
Органз управления, контроля и индикации систем электроснабжения показаны .-ц
рис. 8.13-2.
Функциональное назначение органов упгакленач и индикации дано ь та^л- Я 13-2.
Таблица 0- [3-2
Наименование функциональное назначение.
Табло ЗЛИгТРОСНАЫ. ПРОВЕРЬ Сигнализация о таз за люссго МсТрчШЙСа (гене- ратора переменного токе, СТГ, е эео^р^о&гге^й 35 В, аккуиулятсрнсА йстэреИ), Прео<5разоват“ДЯ 1X5 В только яз аьарйфиук? дину, включения пеоеключаталя аккузо'лкторпыл Матерей э полегание АКК. НА O£JJW0CEJ1>.
Табло ПИТАНИЕ ОТ АКЮТ. ( < Сигнализация питания сети от акхучудятсраыл батасел ।
Система -дектроснабж*няя 115 В
Выключатель АЗР. IIS В 1 t I I Подключение аэродромного источника на таны отклоненного генератора иди на зео оог.тоеть, эсди отключены оба генератора (ГА i IS)
j Табло АЗР. 1X5 В ВКЛ. 1 1 Сигнализация подключения к бортсетп аэродромно- го источника
i Выключатели СТО ЛЕВ., СТО ПРАВ. Приведение в рабочее состояние девсгс и правого генераторов без подключения их на йортезть :
Кнопки СТО ДЕВ. НА СЕТЬ я СТО ПРАВ. НА СЕТЬ Подключение генераторов на йортсеть
Табло СТО ЛЕЕ. ОТКЛ. и СТО ПРАВ. ОТКЛ. Сигнализация отключения генераторов
Ручки РЕГУЛИР. НАПРИ. Регулировка выходного напряззния генераторов i
Переключатель ПО АВАР, с положения- ми: АВТОМ., ОТКЛ., РУЧНОЕ Управление преобразователем ( I
1
1
I
Продолжение тайл. 8.13-2
Наименование Функциональное назначение
Переключатель ПО АВАР, с положения- ми: РЩфГГ, ЗЕМЛЯ Табло АВАР. 115 В ВКЛ. Переключатель НАПРЯЖЕНИЕ с положениями: - АЗР. — СТО ЛЕБ. - СТО ПРАВ. - ОБОГР. ВИНТОВ - СТО ЛЕВ. ШИНА * I - СТО ЛЕВ. ШИНА » 2 - СТО ПРАВ. ШИНА Ji I - СТО ПРАВ. ШИНА Ji 2 - АВАР. Система электроснабжения X в Выключатель ПТ ОСН. Выключатель ПТ РЕЗЕРВН. с положе- ниями АНТОМ. и ОТКЛЮЧЕНО Выключатель ПТ АВАР. 4 Табло ПТ ОСН. ОТКЛ. Табло РЕЗЕРВЕ. ПТ ВКД. Выключатель ИГ А1Щ ЛЕВ Табло iff АД ЛЕВ ОГИ Варианты подключения преобразователя на бортсеть даны в табл. 8.I3-I Сигнализация подключения преобразователя 115 В только на аварийную шину Измерение напряжения: - аэродромного источника; - на выходе левого генератора; - на выходе правого генератора; - на шине обогрева винтов; - на шине А I левого генераторе; - на шине Ji 2 левого генератора; - на шине Ji I правого генератора; - на шине X 2 правого генератора; - на аварийной шине 115 В Запуск и подключение на оортсеть основного яреооррзователя Запуск и подключение на бортсеть резервного преобразователя при отказе основного Запуск и подключение на Оортсеть аварийного преобразователя Сигнализация отключения основного преобразо- вателя Сигнализация включения резервного преобразо- вателя Запуск и подключение на бортсеть преобразова- теля левого А1Щ Сигнализация отключения преобразователя левого АД
Продолжение табл. 8.13-2
Наименование Функциональное назначение
Табло ПТ АВАР. ОТКЛ. Переключатель НАПРКЕНИЕ с положе- ниями: - ОСНОВК. LLS1HA АВ - ВС - СА - АВАР. ШИКА АБ - ВС - СА - АГД ЛЕВ. АВ -ВС - СА Система электроснабжения 27 Е Выключатель АЭР. 27 В Табло АЭР. 27 В ВКЯ. Выключатель ГЕНЕР. ТГ Табло ГЕНЕР. ТГ ВКЛ. Выключатели AKKI, АКК2, АККЗ Табло AKKI ОТКЛ., АКК2 ОТКЛ., АККЗ ОТКЛ. Переключатель ТОК с положениями: - АКК I - АКК 2-3 Выключатели стартеров-генераторов с положениями: - СТГ1 НА СЕТЬ, СТГЗ НА СЕТЬ - ОТКЛ. Сигнализация отключения аварийного преобра- зователя Измерение напряжения: - на основных айнах; - на аварийных айнах - на пинах левого А ГД Подключение на бортсеть аэродромного источ- ника, если отключены основные генераторы и генератор ВСУ Сигнализация подключения на бортсеть аэродромного источника Подключение на бортсеть генератора ВСУ Сигнализация включения генератора ВСУ Подключение на бортсеть аккумуляторных батарей Сигнализация отключения аккумуляторных батарей Измерение разрядного или зарядного тока: - аккумуляторной батареи й I; - аккумуляторных батарей й 2 и 3 Управление ста рте рами-гене ра торами: - подключение на бортсеть; - отключение от бортсети
Продолжение табл. 8.13-2
Наименование Функциональное назначение
Табло СТГ1 ОТКЛ., СТГЗ ОТКЛ. Ручки РЕГУЛИР. НАПЕЯЖ. Ручка ГЕНЕР. ТГ РЕГУЛИР. ИАЛРЯЕ. Кнопка ОТКЛЮЧЕНИЕ РЕЗЕРВИРОВАНИЯ с положениями: - нажата - отпущена Табло РЕЗЕРВ. ВКЛ. Переключатель аккумуляторных батарей с положениями: - АКК. НА ОБЩУЮ СЕТЬ - АКК. НА АВАР. СЕТЬ Переключатель НАПРЯЖЕНИЕ с положениями: - АЭР. - AKKI - АКК2 - АККЗ - ГЕНЕР. ТГ - СТП - СТГЗ — ЦРУ ЛЕВ. Сигнализация отключения стартеров-генераторов Регулировка выходного напряжения основных генераторов Регулировка выходного напряжения генератора ВСУ Обеспечение раздельной работы двух каналов при питании от одного генератора (использует- ся на земле при техобслуживании): - отключение цепей резервирования электропитания; - подготовка цепей резервирования электропитания Сигнализация параллельной работы двух каналов Подключение аккумуляторных батарей, если отключен аэродромный источник 2? В: - на всю бортовую сеть 27 В; - на аварийную сеть 27 В Измерение напряжения: - аэродромного источника - аккумуляторной батареи Л I; - аккумуляторной батареи № 2; - аккумуляторной батареи № 3; - на выходе генератора ВСУ; - на выходе левого генератора; - на выходе правого генератора; - на основной мине левого ЦРУ 27 В;
Продолжение та од. 8.13-2
Наименование Функциональное назначение
- ЦРУ ПРАВ. - АВАР. ЛЕВ. - АВАР. ПРАВ. - на основной шине правого ЦРУ 27 В; - на левой аварийной дине щита АЗС; - на правой аварийной шине щита АЗС
Б. Подготовка к полету
Проверьте исходное положение органов управления:
а) потребители электроэнергии отключены;
б) на щите электроснабжения:
- переключатель ПО АВАР. ВОЗДУХ - ЗЕМЛЯ - в положении ВОЗДУХ;
- переключатель амперметра и галетные переключатели вольтметров - в произвольном
положении;
- переключатель аккумуляторных батарей - закрыт колпачком;
- остальные выключатели и переключатели - в отключенном положении.
Электропитание оборудования самолета при подготовке к полету обеспечивается при
следующих вариантах подключения к бортсети источников электроэнергии:
- аэродромного источника постоянного тока напряжением 27 В и переменного однофаз-
ного тока напряжением 115 В частотой 400 ГЦ с использованием преобразователей
36 В;
- генераторов постоянного и переменного тока работающих двигателей с использованием
преобразователей 36 В;
- генератора постоянного тока ВСУ с использованием преобразователей 36 В и 115 В;
- бортовых аккумуляторных батарей с использованием преобразователей 36 В и 115 В.
.При использовании преобразователя 115 В для проверки оборудования на.земле
(переключателя ПО АВАР, находятся в положении ЗЕМЛЯ и РУЧНОЕ) не допускайте его
нагрузки более I5GC В«А (определяется суммарной мощностью включенных потребителей
напряжения 115 В).
ЩИМАНИЕ. ПЕРЕЦ ВКЛЮЧЕНИЕМ ИСТОЧНИКОВ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ ДОЛаНО БЫТЬ ПРОВЕРЕНО ИСХОДНОЕ
ПОЛОЖЕНИЕ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМ САМОЛЕТА В СООТВЕТСТВИИ С РАЗД. 8.
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Органы управления и индикации системы электроснабжения
Рис. е.13-2.
Подключение аэродромного электропитания
I) Проверьте и включите аккумуляторные батареи:
- установите переключатель вольтметра 27 В в положение AKKI;
- включите выключатель AKKI;
- включите резервное освещение и аварийный преобразователь 36 Б;
- проверьте напряжение аккумуляторной батареи I; при напряжении менее 24 В
замените аккумулятору» батарею;
- включите выключатель АКК2 и отключите выключатель AKKI;
- проверьте аналогично напряжение аккумуляторной батареи № 2;
- включите выключатель АККЗ и отключите выключатель АКК2;
- проверьте аналогично напряжение аккумуляторной батареи .4 3;
- отключите резервное освещение и преобразователь 36 В;
- включите выключатели всех аккумуляторных батарей (погаснут табло отключения
батарей).
2) Проверьте и подключите аэродромный источник 27 В:
- установите переключатель вольтметра 27 В в положение АЗР. (напряжение должно
быть в пределах 28-29 В);
- включите выключатель АЭР. 27 В, при этом должны загореться табло АЗР. 27 В
ВКЛ. и светосигнализатор у разъема аэродромного питания 27 В;
- проверьте напряжение при следующих положениях переключателя вольтметра 27 В:
ЦРУ ЛЕВ., ЦРУ ПРАВ., АВАР. ЛЕВ., АВАР. ПРАВ, (напряжение должно быть з пре-
делах 28-29 В).
3) Проверьте работу преобразователя 115 В:
- установите переключатель ПО АВАР. АВТОМ. - РУЧНОЕ в положение АВТОМ. (пере-
ключатель ПО АВАР. ВОЗДУХ - ЗИАЛЯ должен находиться в положении ВОЗДУХ);
- установите переключатель вольтметра 115 В последовательно в положения СТО ЛЕВ.
ШИНА 5 I, СГО ЛЕБ. ШИНА й 2, СТО ПРАВ. ПИНА .'И, СТО ПРАВ. ШИНА 5 2, АВАР, и
убедитесь по вольтметру, что при положениях АВАР., СТО ДЕВ. ШИНА 5 2, СТО
ПРАВ. ДИНА 5 2 напряжение равно II0-I20 В, а при остальных положениях - от-
сутствует.
4) Проверьте и подключите аэродромный источник 115 В:
- установите переключатель вольтметра 115 В в положение АЭР. (напряжение должно
быть в пределах I15-120 В);
- включите выключатель АЭР. 115 Б, при этом погаснут табло АВАР. 115 В ЕКД.,
загорятся табло АЭР. 115 В ВКЛ. и светосигнализатор у разъема аэродромного
питания 115 В;
- проверьте напряжение при положениях переключателя вольтметра 115 В: СТО ЛЕВ.
ШИНА А I, СГО ЛЕВ. ШИНА J4 2, СТО ПРАВ. ШИНА * I, СГО ПРАВ. ШИНА 5 2, АВАР,
(напряжение должно быть в пределах II5-I2O В).
5) Включите и проверьте преобразователи 36 В:
- включите выключатель ПТ АВАР, (погаснут табло ПТ АВАР. ОТКЛ.);
- установите переключатель вольтметра 36 В в положения АВАР. ШИНА АВ - ВС - СА
(напряжение должно быть в пределах 34-38 В);
- включите выключатель ПГ РЕЗЕРВЫ. АВТОМ. (загорится табло РЕЗЕРВН. ПТ ВКЛ.);
- установите переключатель вольтметра 36 В в положения ОСНОВН. ШИНА АВ - ВС - СА
(напряжение должно быть в пределах 34-38 В);
- включите выключатель ПТ ОСН., при этом отключится резервный преобразователь
(погаснет табло РЕЗЕРВН. ПТ ВКЛ.) и запустится основной преобразователь (по-
гаснет табло ПТ ОСН. ОТКЛ.);
- установите переключатель вольтметра 36 В в положение ОСНОВН. ШИНА АВ - ВС - СА
(напряжение должно быть в пределах 34-38 В);
- включите выключатель .ТГ АП (погаснет табло .21 АГд ЛЕи ОТКЛ.);
- установите переключатель вольтметра об В в положение А1д Л КБ Аз-ВС-СА
( напряжение должно быть з пределах 34-38 В ).
Подключение бортового
электропитания
I) Проверьте и включите аккумуляторные батареи.
2) Произведите запуск ВСУ.
3) Проверьте и включите генератор ВСУ, для чего:
- установите переключатель вольтметра 27 В в положение ГННЕР. ТГ (напряжение
должно быть в пределах 28-29 В, при необходимости подрегулируйте напряжение
ручкой ГЕНЕР. ТГ РЕГУЛИР. НАПРИ.);
- включите выключатель ГЕНЕР. ТГ (должно загореться табло ГЕНЕР. ТГ ВКЛ.);
- проверьте напряжение при положениях переключателя вольтметра 27 В: ЦРУ ЛЕВ.,
ЦРУ ПРАВ., АВАР. ЛЕВ., АВАР. ПРАВ, (напряжение дож но быть в пределах
28-29 В).
4) Включите и проверьте преобразователь 115 В.
5) Включите и проверьте преобразователи 36 В.
Источники питания для запуска двигателей
Запуск ВСУ возможен от следующих источников питания:
- аэродромного источника постоянного тока через разъем ШРАП-500К - в этом случае
питание электростартера и бортсети производится от этого источника;
- от трех аккумуляторных батарей - в этом случае питание электростартера’ и бортсе-
ти производится от работающих параллельно аккумуляторных батарей;
- одного или двух стартеров-генераторов, работающих параллельно с аккумуляторными
батареями.
Запуск двигателя АИ-2СЩ, возможен от следующих источников питания:
- аэродромных источников электропитания типа АПА-50 - в этом случае питание
электростартеров двигателя производится через разъем ШРА-8ОО при плавном из-
менении напряжения от 20 до 70 В, а питание Оортсети - через разъем
ШРАЛ-50Ж;
- генератора ВСУ - в этом случае питание электростартеров двигателя производится
от этого генератора при плавном изменении напряжения от 20 до 70 В, а питание
бортсети - от трех аккумуляторных батарей, работающих параллельно.
Подготовка электрооборудования
для запуска двигателей
I) Перед запуском:
- подключите к бортсети аэродромные или бортовые источники электроэнергии.
ПРИМЕЧАНИЕ. При запуске от бортовых источников установите переключатели
ПО АВАР. АВТОМ. - РУЧНОЕ и ПО АВАР. ВОЗДУХ - ЗЕМЛЯ соответственно
в положения АВТОМ. и ЗЕМЛЯ;
- установите переключатели: вольтметра 27 В - в положение АВАР. ЛЕВ., вольтмет-
ра 36 В - в положение ОСНОВН. ШИНА, вольтметра 115 В-в положение АВАР.;
- убедитесь, что отключены все потребители постоянного и переменного тока, за
исключением необходимых для запуска двигателей;
2) В процессе запуска контролируйте напряжение постоянного тока на шинах бортсети
(напряжение не должно понижаться ниже 16 В).
3) После выхода обоих двигателей на режим ЗМГ:
- проверьте напряжение стартеров-генераторов, установив переключатель вольт-
метра 27 В поочередно в положения СТГ1 и СТГЗ (напряжение должно быть в пре-
делах 28-29 В),
При необходимости подрегулируйте напряжение ручками РЕГУЛИР. НАЛИП.;
- включите выключатели СТГ1 НА СЕТЬ и СТГЗ НА СЕТЬ (погаснут табло CTTI ОТКЛ.,
СТГЗ ОТКЛ., АЭР. 27 В ВКЛ.);
- проверьте напряжение, установив переключатель вольтметра 27 В в положения:
ЦРУ ЛЕВ., ЦРУ ПРАВ., АВАР. ЛЕВ., АВАР. ПРАВ, (напряжение должно быть в преде-
лах 28-29 В);
- включите выключатели СТО ЛЕВ. и СТО ПРАВ.;
- проверьте напряжение генераторов, установив переключатель вольтметра 115 В
поочередно в положения СТО ЛЕВ. и СТО ПРАВ, (напряжение должно быть в преде-
лах II5-I2O В).
При необходимости подрегулируйте напряжение ручками РЕТУЛИР. НАЛРЯН.;
- нажмите кнопки СТО ЛЕВ. НА СЕТЬ и СТО ПРАВ. НА СЕТЬ (погаснут табло АЭР.
115 В ВКЛ., а также табло СТО ЛЕВ. ОТКЛ. и СТО ПРАВ. ОТКЛ.);
- проверьте напряжение, установив переключатель вольтметра 115 В последователь-
но в положения: ОБОГР. ВИНТОВ, СТО ЛЕВ. ШИНА Я I, СТО ЛЕВ. ШИНА Я 2, СТО
ПРАВ. ШИНА Я I, СТО ПРАВ. ШИНА Я 2, АВАР, (напряжение должно быть в пределах
II5-I20 В);
- отключите выключатели АЭР. 27 В и АЭР. 115 В. Если запуск производился от
генератора ВСУ, отключите генератор выключателем ГЕНЕР. ТГ и остановите ВСУ;
- дайте команду по СИУ отсоединить кабели аэродромного питания.
В. Эксплуатация в полете
Перед выруливанием убедитесь в том, что:
- включены выключатели всех аккумуляторных батарей, стартеров-генераторов, генера-
торов 115 В и преобразователей 36 В;
- переключатели преобразователя 115 В - в положениях АВТОМ. и ВОВДУХ после включе-
ния управления передним колесом;
- переключатели вольтметра 27 В - в положении АВАР. ЛЕВ., вольтметра 115 В - в
положении АЙАР., вольтметра 36 В - в положении АВАР. ШИНА;
- табло не горят.
В полете периодически контролируйте:
- напряжение на шинах бортсети;
- напряжечие между фазами шин 36 В;
- зарядив 1 ток аккумуляторных Сатаре;.,
Г. Возжмшь'з неисправности и дайстъяя эг:тяая
проявление неисправности Действия экипажа j
Горит табло ЭЛЕКТРОСНАЫЕ. ПРОВЕРЬ • Сисгжа здектоосивбкенжя 115 в Горит табло СТО ЛЕБ. ОТКЛ. пди СТО НРАВ. ОТКЛ. Горят табло. СТО ЛЕВ. ОТКЛ. z СТО ПРАВ. ОТКЛ. 1 Уточните неисправность по сигнализации на щитке систем электроснабжения 1 Стключите неисправный генератор выключа- телем СТО ЛЕВ. (СГО ПРАВ.). Убедитесь поочередно в наличии напряже- ния 115 В на винах: ОБОГР. ВИНТОВ, СТО ЛЕВ. ШИНА * I, СГГ ЛЕВ. ШИНА » 2, СТО 1 ПРАВ. ШИНА Ji I, СГО ПРАВ. GMHA S 2, АВАР. Убедитесь в наличии напряжения 115 В на шинах: АВАР., СТО ЛЕВ. ШИНА Л 2, СТО ПРАВ. ШИНА И 2. Если напряжение отсут- ствует, установите переклкнатель ПО АМР. АВТОМ. - РУЧНОЕ в положение РУЧНОЕ. Убедитесь в наличии яапояжены на ава- рийной шине 115 В. Табло АНАР. £15 В должно загореться. Отключите выключатели СТО ЛЕВ. д СТО ПРАВ., виовь поочередно включите их и проверьте напряжение. Включите на оортсеть генератор, напря- жение которого равно П5-120 В, убеди- тесь в наличии напряжения 115 В на ши- нах ОБОГР. ВИНТОВ, СТО ЛЕВ. ШИНА Л 1. j СТО ЛЕВ. ШИНА Ji 2, СТО ПРАВ. ШИНА Ji I, СТО ПРАВ. ШИНА Ji 2, АВАР, и установите переключатель ПО АВАР. ЛЕСОМ. ЯГЧНОЕ в положение АВТОМ. Табло АВАР. 115 В должно погаснуть •
Проявление неисправности г " । Действия экипажа j
1 Система электррснасженвд 36 В Горит табло ПТ ОСН. ОТКЛ. Горит табло ПГТ АВАР. ОТКЛ. Система электроснабжения 27 В Горит табло AKKI ОТКЛ., АКК2 ОТКЛ. или АККЗ ОТКЛ. Горит табло CTTI ОТКЛ. иля СТГЗ ОТКЛ. Горит табло ПИТАНИЕ ОТ АККУМ. - — 1 j Отклоните до конца полета выключатель не- исправного генератора СТО ЛЕВ. или СТО । ПРАВ. ♦ Убедитесь в том, что табло РЕЗЕРВЕ. ПТ ВКЛ. горит. Отключите выключатель ПТ. ОСН. Убедитесь в наличии напряжения 36 Б на основных и аварийных шинах Отключите выключаталь ПТ АВАР, /белитесь 3| наличии напряжения 36 В на основных шинах । i > 1 Установите выключатель аккумуляторной батареи в положение ОТКЛЮЧЕНО и проверь- те ее напряжение оез нагрузки. Если напряжение не менее 24 В, включите выключатель аккумуляторной батареи 1 Отключите неисправный стартер-генератор. Убедитесь в горения табло РЕЗЕРВ. ВКЛ. и в наличия напряжения 27 В на шинах АВАР. ПРАВ., АВАР. ЛЕВ., ЦРУ ПРАВ., ЩТ ДЕВ. Убедитесь, что табло AKKI ОТКЛ., АКК2 ОТКЛ., АККЗ ОТКЛ. не горят, на шинах АВАР. ЛЕВ.. АВАР. ПРАВ, напряжение 24 В, а на шинах ШУ ПРАВ., ЦРУ ЛЕВ. напряжение от- сутствует. Проверьте работ;? источнике я 36 В и П5 В. Отключите выключатели СТГ1 НА СЕТЬ и СТГЗ НА СЕТЬ, проверьте напряжение стартеров-генераторов, повторно включи- те стартер-генератор, напряжение которо- го равно 28-29 В, и убедитесь в нэличпи напршеяия на шинах ЦРУ ПРАВ., ЦРУ ЛЕЕ. При отказе двух стартеров-генераторов ру- ководствуйтесь рекоме ядацдями содра эд. 6.4
Д. Перечень аварийных потребителей
Системы двигателей
Запуск двигателей в воздухе.
Запуск ВСУ.
Агрегаты зажигания.
Краны останова.
Противопожарные краны.
Агрегаты управления воздушными винтами.
Флюгирование воздушных винтов.
Передний насос расходной группы правого крыла.
Краны перекачки и заправки топливом.
Сигнализация минимального давления масла.
Сигнализация давления топлива.
Сигнализация остатка топлива 580 кг.
Индикаторы.
Пожарное оборудование.
Топшивомер.
Измерители крутящего момента.
Радиоэлектронное оборудование
МВ (МВ-Л4В) радиостанция № I.
Радиокомпас К I.
Магнитофон.
Радиовысотомер.
Аппаратура опознавания.
Аппаратура навигации и посадки .*₽ I.
Самолетное переговорное устройство.
Авиационное оборудование
Преобразователь 36 В.
Преобразователь 115 В.
Сигнализация источников электроснабжения.
Резервный авиагоризонт.
Выключатель коррекции резервного авиагоризонта.
Курсовая система.
Комбинированный прибор ДА-ЗО левого летчика.
Электромеханиэм триммера элерона.
Электромеханизм триммера руля направления.
Кран управления закрылками.
Указатель и сигнализатор положения закрылков.
Автоуборка закрылков.
Сигнализатор положения шасси.
Кран управления поворотом переднего кмеса шасси.
Управление ПОС крыла и оперения.
Управление обогревом ВНА и воздухозаборников.
Управление обогревом винтов и обтекателей втулок винтов.
Обогрев ПВД летчиков.
Обогрев ППД штурмана и самописца.
Сигнализатор обледенения левый.
Краны подачи воздуха от двигателей в кабину.
Краны аварийного сброса давления в кабине.
Высотный сигнализатор.
Тактическое и аварийное управление рампой и створкой грузового люка.
Тактический и аварийный сброс с подвесок.
Указатели давления гидросистемы.
Регистраторы полетных данных.
Освещение кабины экипажа.
Освещение рабочего места штурмана.
Резервное освещение.
Освещение приборных досок.
Аэронавигационные огни.
Посадочно-рулежные фары.
Система аварийной сигнализации.
Сигнальные ракеты.
8.14. Освещение и сигнализация
8.14. ОСВЕЩЕНИЕ И СИГНАЛИЗАЦИЯ
8.I4.I. Внутреннее освещение
А. Общие сведения
К устройствам внутреннего освещения относятся светильники:
- общего, дежурного и проходного освещения кабин;
- местного освещения рабочих мест членов экипажа и местного освещения грузовой
кабины;
- основного и резервного освещения приборных досок, пультов и щитков.
Освещение грузовой кабины
В грузовой кабине установлены светильники, которые обеспечивают общее и дежур-
ное освещение белым светом, а также освещение синим светом.
Переключатель ОБЩЕЕ - ДЕЗУ РН. расположен справа у входной двери на шпангоуте
Л 7, а выключатель СИНИЙ СВЕТ - ОТКЛ. - на шпангоуте Л 34 по правому борту.
Местное освещение в грузовой кабине осуществляется с помощью переносной фары
и переносных ламп.
Освещение кабины экипажа
Общее освещение кабины экипажа осуществляется белым и красным светом и включа-
ется переключателем КРАСН. СВЕТ - ОТКЛ. - БЕЛ. СВЕЛ1, установленным на каркасе
фонаря кабины.
Общее освещение кабины экипажа осуществляется также выключателем ПРОХОДНОЕ
ОСВЕЩЕНИЕ. ОСВИЦ. КАБ. ЭКИП. - ОТКЛ., установленным на каркасе фонаря кабины.
Для освещения прохода в кабину экипажа установлен выключатель ПРОХОДИ. - ОТКЛ.
справа у входной двери на шпангоуте М 7.
Освещение приборных досок, пультов и щитков осуществляется красным светом и
разделено на основное и резервное.
Размещение органов управления освещением приборных досок и пультов на рабочих
местах экипажа показано на рис. 8.I4-I.
J
Фара подсвета
стабилизатора
Размещение устройств внешнего освещения
и внешней сигнализации на самолете
Рис. 8.14-2
Б. Подготовка к полету
До включения электропитания убедитесь в том, что все ручки переменных резисторов
и трансформаторов находятся в крайнем левом или отключенном положении.
При подключенном электропитании проверьте работоспособность внутреннего освеще-
ния в кабине экипажа.
Пров е.р ка общего освещения:
- установите переключатель КРАСН. СВЕТ - ОТКЛ. - БЕЛ. СВЕТ в положение КРАСН.
СВЕТ - два плафона красного света должны гореть;
- установите переключатель КРАСН. СВЕТ - ОТКЛ. - БЕЛ. СВЕТ в положение ОТКЛ. -
плафоны красного света должны погаснуть;
- установите переключатель КРАСН. СВЕТ - ОТКЛ. - БЕЛ. СВЕТ в положение БЕЛ.
СВЕТ - плафон белого света по правому борту должен гореть;
- установите выключатель ПРОХОДНОЕ ОСВЕЩЕНИЕ. ОСВИЦ. КАБ. ЭКИП. - ОТКЛ. в поло-
жение ПРОХОДНОЕ ОСВЕЩЕНИЕ. ОСВЗЦ. КАБ. ЭКИП. - плафон белого света по левому
борту должен гореть;
- отключите освещение белым светом по левому и правому бортам.
Проверка основного освещения:
- установите выключатель ОСВЕЩЕНИЕ ЛЕВ. ЛЕТЧИКА - ОТКЛ. (см. рис. 8.I4-I) в по-
ложение ОСВЕЩЕНИЕ ЛЕВ. ЛЕТЧИКА;
- поворачивая ручки ПРИБОРЫ ОТКЛ., ЩИТКИ - ОТКЛ., ПРИБОРЫ ДВИГАТ. - ОТКЛ. по
часовой стрелке, убедитесь в изменении яркости светильников в зависимости от
положения ручек;
- отключите освещение поворотом ручек трансформаторов против часовой стрелки
до упора;
- установите выключатель ОСВЕЩЕНИЕ ЛЕВ. ЛЕТЧИКА - ОТКЛ. в положение ОТКЛ.
Проверка резервного освещения:
- поворачивая ручки реостатов ЛЕВ. ПУЛЬТ, ПРАВ. ПУЛЬТ, РЕЗЕРВНОЕ - ОТКЛ. по
часовой стрелке, убедитесь в изменении яркости светильников освещения прибор-
ных досок и пультов;
- отключите освещение поворотом ручек реостатов против часовой стрелки до упора.
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
8.14.2. Внешнее освещение
А. Осадив сведения
К устройствам внешнего освещения относятся:
- посадочно-рулежные фары;
- фара подсвета стабилизатора.
Посадочно-рулажные фары предназначены для освещения взлетно-посадочной полосы и ру-
лежных дорожек.
тр,#ЕЧАНИЕ.В зависимости от орнитологической обстэнов.^и на аэродроме взлета и посадки
включение фар производится для отпугивания отит
Для визуального набладония за обледенением стабилизатора установлена фара подсвета
стабилизатора.
Размещение органов управления устройствами внешнего освещения в кабине экипажа по-
казано на рис. 6.I4-I.
Размещение устройств внешнего освещения на самолете показано на рис. 8.14-2.
функциональное назначение органов управления внешним освещением дано в табл. 8.I4-I.
Таблица 8.I4-I
Наименование функциональное назначение
Переключатель ВЫПУСК - ОТКЛ. - УБСРКА Переключатель ВЗЛЕТ-ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ Нажимной выключатель ПОДСВЕТ СТАВ, (на шпангоуте Л 33 по левому борту) Переключение режима работы электро- i механизма выпуска и уборки посадоч- но-рулежных фар Переключение режима работы посадочно- рулежных фар ] Вклкнение и отключение фары подсвета стабилизатооа - _ _ - -, . - - _ . - - _ — —А
Б. Подготовка к полету
До включения электропитания убедитесь в том, что выключатель и переключатели
фар находятся в отключенном положении.
При подключенном электропитании проверьте работоспособность внешнего освещения.
8.14. Стр. 5
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТЧОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Проверка досадоччо-рулежных фар:
- установите переключатель ВЫПУСК - ОТКЛ. - УБОРКА в положение ВЫПУСК - фаоь
должны быть выпущены;
- установите переключатель ВЗЛЕТ-ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ в положение РУЛЕНИЕ -
лосадочно-рулежные фары должны гореть в рулежном режиме;
- установите переключатель ВЗЛЕТ-ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ в положение ОТКД. -
фары должны погаснуть;
- установите переключатель ВЗЛЕТ-ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ в положение ВЗЛЕТ-iK—
САДКА - фары должны гореть во взлетно-посадочном режиме.
ВНИМАНИЕ. ВРЕМЯ РАБОТЫ ФАР ВО ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОМ РЕгЖЕ НЕ ДОЛаНО ПРЕВЫШАТЬ
5 мин;
- установите переключатель ВЗЛЕТ-ПОСАДКА - ОТКЛ. - РУЛЕНИЕ в положение ОТКЛ. -
фары должны погаснуть;
- установите пероюг чатель ВЫПУСК - ОТКЛ. - УБОРКА в положение УБОРКА - фары
должны убраться;
- установите переключатель ВЫПУСК - ОТКЛ. - УБОРКА в положение ОТКЛ.
Проверка фара подсвета
стабилизатора:
- нажмите выключатель ПОДСВЕТ СТАВ. - фара должна гореть;
- отпустите выключатель ПОДСВЕТ СТАВ. - фара погаснет.
J. Эксплуатация в полете
Рекомендации по эксплуатации внешнего освещения в полете приведены в разд. 4.
8.14.3. Внешняя сигнализация
А. Общие сведения
Внешняя сигнализация предназначена для светового обозначения самолета на земле
и в полете.
К устройствам внешней сигнализации относятся:
- аэронавигационные огни;
- проблесковые маяки.
Аэронавигационые огни включают в себя бортовые аэронавигационные огни (ВАНО) и
хвостовой огонь. Левый ВАНО тлеет красный светофильтр, правый - зеленый, хвосто-
вой огонь - белый. Все три огня включаются одним выключателем АНО - ОТКЛ.
На самолете установлены два проблесковых маяка. Кавдый маяк включается своим
выключателем. Красные светофильтры маяков позволяют получать проблески красного
света.
Размещение органов управления устройствами внешней сигнализации в кабине экипажа
показано на рис. 8.I4-I.
Размещение устройств внешней сигнализации на самолете показано на рис. 8.14-2.
Функциональное назначение органов управления внешней сигнализацией дано в
табл. 8.14-2.
Таблица 8.14-2
Наименование Функциональное назначение
Выключатели: - АНО - ОТКЛ. - МАЯКИ НИДН. - ОТКЛ. - МАЯКИ ВЕРХИ. - ОТКЛ. Управление аэронавигационными огнями Управление нижним проблесков» маяком Управление верхним проблесковым маяком
Б. Подготовка к полету
До включения электропитания убедитесь в том, что выключатели находятся в от-
ключенном положении.
При подключенном электропитании проверьте работу внешней сигнализации.
Проверка аэронавигационных огне б:
- установите выключатель АНО - ОТКЛ. в положение АНО - огни должны гореть;
- установите выключатель АНО - ОТКЛ. в положение ОТКЛ. - огни должны погаснуть.
Проверка проблесковых маяков:
- установите выключатель МАЯКИ НИНЕ. - ОТКЛ. в положение МАЯКИ НИдН. - нижний
маяк должен работать в проблесковом режиме;
- установите выключатель МАЯКИ НЮТ. - ОТКЛ. в положение ОТКЛ. - нижний маяк
должен погаснуть;
- установите выключатель МАЯКИ ВЕРХИ. - ОТКЛ. в положение МАЯКИ ВЕРХН. -
верхний маяк должен работать в проблесковом режиме;
- установите выключатель МАЯКИ ВЕРХН. - ОТКЛ. в положение ОТКЛ. - верхний маяк
должен погаснуть.
В. Эксплуатация в полете
Рекомендации по эксплуатации внешней сигнализации в полете приведены в
разд. 3 и 4.
i
8.14.4. Внутренняя сигнализация
А. Общие сведения
Внутренняя сигнализация предназначена для информации членов экипажа о режимах
самолетных систем и агрегатов с помощью световых и звуковых сигналов.
Основной частью внутренней сигнализации является система аварийной, предупре-
ждающей и уведомляющей сигнализации САС-4, которая выдает следующие сигналы:
- аварийные - мигают красные табло и в СПУ поступает звуковой сигнал типа "зум-
мер";
- предупреждающие - постоянно горят желтые табло и одновременно мигает ЦСО;
- предупреждающие - постоянно горят желтые табло (ЦСО не работает);
- уведомляющие - постоянно горят зеленые табло.
Размещение органов управления устройствами внутренней сигнализации показано
на рис. 8.I4-I.
Функциональное назначение органов управления САС дано в табл. 8.14-3.
Таблица 8.14-3
Наименование функциональное назначение
Кнопка КОНТРОЛЬ Кнопка ОТКЛ. ПРОБЛЕСКА АВАР. СИГНАЛИЗ. Лампа-кнопка Ручка СИГНАЛИЗАЦИЯ. ЯРКОСТЬ Проверка работоспособности системы САС, светосигнальных табло и све- тосигнализаторов систем самолета Переключатель красных аварийных табло в режим постоянного горения, отключение звукового сигнала в СПУ Центральная световая сигнализация отказов систем и агрегатов Регулирование яркости горения све- тосигнализаторов и ЦСО
Б. Подготовка к полету
После подключения электропитания загорается часть светосигнальных табло.
При подключенном электропитании проверьте работоспособность САС, для чего:
- нажмите и удерживайте кнопку КОНТРОЛЬ - красные табло должны мигать, желтые
и зеленые - работать в режиме постоянного горения, в СПУ должен поступать пре-
рывистый звуковой сигнал типа "зуммер";
- нажмите и отпустите кнопку ОТМ. ПРОБЛВСКА АВАР. СИГНАЛЮ. - красные табло
должны переключиться в режим постоянного горения, звуковой сигнал в СПУ
должен отключиться, а ЦСО должен мигать;
- поверните в крайние положения ручку переменного резистора СИГНАЛИЗАЦИЯ.
ЯРКОСТЬ. Яркость горения табло и ЦСО должна изменяться от минимальной до мак-
симальной. Отрегулируйте нужную яркость горения;
- нажмите и отпустите лампу-кнопку ЦСО - центральный сигнальный огонь должен по-
гаснуть;
- отпустите кнопку КОНТРОЛЬ - табло должны погаснуть.
В. Эксплуатация в полете
При появлении мигания красного табло и прерывистого звукового сигнала в СПУ
оцените ситуацию, нажмите и отпустите кнопку ОТКЛ. ПРОБЛЕСКА АВАР. СИГНАЛЮ. -
табло должно переключиться в режим постоянного горения, звуковой сигнал - от-
ключиться.
При появлении мигания ЦСО и загорании соответствующего табло оцените ситуацию,
нажмите и отпустите лампу-кнопку ЦСО - сигнальный огонь должен погаснуть.
8.15. Пилотажно-навигационное
оборудование
8.15. ПИЛОТАЕНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8 .I5.I. Система питания анероидно-мембранных приборов
А. Общие сведения
Система питания анеродино-мембранных приборов состоит из автономных магистралей
.полного и статического воздушных давлений, питавшихся от двух ПВД, одного резерв-
ного ПЩ и двух резервных приемников статического давления. Эта система обеспе-
чивает подачу полного и статического давления к анероидно-мембранным приборам.
Схема питания анеровдно-мембрзнных приборов приведена на рис. 8.I5-I.
ПВД установлены на левом и правом бортах самолета между шпангоутами й 9 и 10.
ПИД установлен на правом борту самолета между шпангоутами Л 4 и 5.
Статические камеры левого и правого ПВД попарно закольцованы и образуют три
автономные магистрали статического давления:
- Cj - магистраль левого летчика;
- Cg - магистраль правого летчика;
- Со - магистраль "Самописцы - штурман".
К магистрали статического давления левого летчика подключен:
- индикатор числа И;
- комбинированный указатель скорости;
- комбинированный прибор ДА-ЗСК;
- высотомер ЙЛ-15К.
К магистрали статического давления правого летчика подключены:
- высотомер ЗЛ-15К;
- указатель высоты ВЭМ;
- комбинированный прибор ДА-ЗОК;
- указатель высоты и перепада давления;
/ - комбинированный указатель скорости.
К магистрали статического давления "Самописцы - штурман" подключены:
- датчик критических углов (из комплекта АУАСИ);
- сигнализатор приборной скорости СОАЗ-З;
- механический высотомер
- вычислитель зертгшально.; скорости лЬС.
- комбинированный указатель скорости;
- датчик воздушной скорости;
- высотомер 3M-I5K;
- реле давления:
- самописец КЗ-83;
- датчик барометрической высоты ДВбП-15 (из комплекта "Тестер-73");
- датчик приборной скорости ДПСМ-2 (из комплекта "Тестер-УЗ").
Два резервных приемнд. статического давления установлены в негерметической
части кабины у шпангоута й 4 по левому и правому бортам. Один приемник подклю-
чен к крану СТАТИКА магистрали левого летчика, а второй - к крану СТАТИКА ма-
гистрали правого летчика.
Для питания корректоров высоты KB-II (двух из комплекта "Привод АНЭ" и одного из
комплекта автопилот 'тановлены два автономных приемника статического давления
на левом и правом бортах у шпангоута )ё 10, которые закольцованы между собой.
Полное давление от левого ПВД подается:
- к комбинированному указателю скорости левого летчика;
- к индикатору числа М;
- к сигнализатору приборной скорости ССА2-3;
- к датчику критических углов.
Полное давление от правого ПВД подается к комбинированному указателю скорости
правого летчика.
Полное давление от ППД подается:
- к комбинированному указателю скорости штурмана;
- к датчику воздушной скорости;
- к датчику приборной скорости ДПСМ-2;
- к самописцу КЗ-63.
- к сигнализатору скорости ССА4.&-7.
При выходе из строя левого ПВД питание приборов левого летчика полным давлением
можно осуществить от ППД установкой крана ДИНАМИКА в положение РЕЗЕРВН.
Размещение анероидно-мембранных приборов и органов управления системой питания
показано на рис. 8.15-2.
490
Кран Крен
СТАТИКА ЛИПАМ ИК Л
Схема питания анероидно-мембранных пгиборов
Рис. 8.15-1
Размещение анероидно-мембранных приборов
и органов управления
Рио. 8.15-2
8.15. Стр. 4
Ь.ай S/SI
Функциональное назначение органов управления системой питания анероидно-мембран-
ных приборов дано в табл. 8.I5-I.
Таблица 8.I5-I
Наименование Функциональное назначение
Ле,вдй таль-?
Кран ДИНАМИКА с положениями ОСНОВН. и PS3EPBH. Подключение полного давления от ре- зервного ПЦД к приборам левого летчика
Кран СТАТИКА с положениями ОСНОВН. и Р23ЕРВН. Подключение резервного приемника статического давления к магистрали левого летчика
Дима КУЛЬТ
Кран СТАТИКА с положениями ОСНОВН. и РЕЗЕРВЕ. Подключение резервного приемника статического давления к магистрали правого летчика
Падущ. приборной доска
Указатель скорости itfC-TOO/HOOK Измерение приборной скорости от 50 до 730 км/ч и истинной воздушной скорости от 400 до 1100 км/ч
Механический высотомер PM-I5K Измерение барометрической высоты в пределах от 0 до 15000 м
Комбинированный прибор ДА-ЗСК Измерение и индикация скорости Т„. Индикация разворотов вокруг верти- кальной ося. Определение наличия или отсутствия скольжения самолета
Указатель MC-IK Измерение числа U в пределах от 0,5 до L.0
Продолжение табл. 8.I5-I
Наименование фун hi i ипнальнле назначение
Указатель высотомера ЗЭЫ-72 Красное табло СКОРОСТЬ ЗЕЛИКА Измерение относительной барометрической высоты от 0 до 15000 метров. Выдача информации об измеренной высоте в самолетный ответчик. Тигналпзация достижения максимальной эксплуатационной скорости 460 км/ч
Б. Подготовка к полету
Проверьте доходное положение органов управления з индикации:
дран jTEALSIKA ОСНОШ., опломбирован
Краны СТАТИКА 0СН03Н., опломбированы
Указатель скорости Стрелка на нулевой отметке
Зысотоиеры Стрелки на нулевой отметке, На шкалах барометрического
давления расхождения с атмосферным давлением аэро-
дрома не превышает допустимых.
НЕСЕЧАЕЕ. I. Допустимые расхождения:
- для высотомера ВЭ1Л-72 £2,0 мм рт.ст. (±3,0 мм рт.ст.) при атмосфер-
ном давления 78С-72С мм рт.ст. (при другая давлениях) в диапазоне
температур воздуха в кабине самолета от 35°С до минус 15°С;
- для зысотомэра ii-15 £2,0 мм рт.ст. при атмосферном давлении
800-6СС ми рт.ст. в диапазоне температур от 45°с до минус 45° С;
- для высотомера 3^2-50 ^3,0 гПа ара атмосферном давлении 1067-798 гПа
в диапазоне температур от 45СС до минус 45°С.
2. На аэродромах высотой более 2000 м при установке на высотомерах давле-
ния аэродрома, приведенного к уровню моря, стрелки высотомеров показы-
вают абсолютную высоту аэродрома над уровнем моря с допуском £30 м.
3. Эксплуатация в полете
На высоте перехода установите на высотомерах барометрическое давление 760 ил рт.ст.
и сверьте паказадея высотомеров.
Для измерения высоты полета относительно любого пункта по маршруту установите на
высотомерах давление этого пункта.
Контролируйте высоту заданного эшелона по электромеханическому высотомеру.
3 полете периодически контролируйте герметичность систем питания анероидно-мембранных
приборов полным и статическим давлением, сравнивая показания указателей скорости
летчиков и штурмана.
На эшелоне перехода установите на высотомерах барометрическое давление аэродрома
посадки и сверьте показания высотомеров.
1ПМ ЗАГОРАНИИ ТАБЛО "СКОРОСТЬ НЯШКА" УМИШПИТН СКОРОСТЬ ПОЛЕТА ДО
ПОГАСАНИЯ ТАБЛО.
руководство ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
”. Зозмоадыэ неисправности и действия окипзза
..роявл'яае неисправности 1
F-i3HXia в показаниях высотомеров оолее j
Z5G м. показания указателей скорости :
л: юотзэтствус-т резиму полота
г
i
I
»
I
1
1
]
!
*
J
I
I
I
i
5
I
•
Эзы-ида в показаниях указателей
скорости ссдэс 20 кы/’ч
Пайствил зкипаха
Определите отказавший канал системы стати-
ческого давления по расхождению показа-
ний высотомеров дЭ. ПК и штурмана
При отказе канала системы статического
давления 12 или ПК установите соответ-
ствующий крон "СТАТИКА" з положение
3E2EI".
Зысоту и скорость выдергиваете с ’'четом
значении приведенных в РЛЭ аэродинамиче-
ских поправок статического давления ре-
зервной системы.
Сели после переключения разница в показа-
ниях высотомеров ЗМ КЭ или ЗУ и ЗЭМ Z.
не уменьшается. то установите кран в по-
лазите "ОСНОВЕ", а неисправными прпоора-
ди не пользуйтесь.
При отказе основной системы статического
давления доложите диспетчеру УЩ л заире-
епте контроль за полетом
Определите отказавший канал системы пол-
ного давленая при сравнении показаний
указателей скссости КЭ. ПК и штурмана.
Лри отказе канала полного давления аЭ
установите кран "ДИНАМИКА" з полелеете
•’’^ЗДРЧР’".
'ели поело переключения указателя скорос-
ти КЭ разница в зэказанзях не уменьшает-
ся. ТО зерните кран в положение "ОСКОвГ.
а неисправным указателем не пользуйтесь
ЛЗГ.ЕЧАЕуЕ- I. Деи литании приборов от резервной системы их пок занял прахтзчесх:
ле изменяются на скоростях до 320 км/ч Пг.
Зозможно кратковременное колзоание стрелок при выпуске (уоорке.
дасся.
2. Зо время взлета, полета по кругу и заходах на посадку при переходе
да резервный приемник статического давления показания указателя
скорости увеличиваются на 5 км/ч ПР, указателя высоты на 5-?£0 «.
3. При полете а диапазоне скоростей 3204450 км/ч ПР и переходя на
резервный приемник статического давления необходимо учитывать зна-
чения поппавок до высоте з сиопости в соответствии с таблицей.
которая дана для высот ниже 600 м:
| TTD а КМ/ ч 320 350 400 450 !
' 1 - £0 -25 -70 - 75
j а -1’/ 4 • ; -£О -15 -20
B.I5-. Стр. 7
flu 7/93
8.15.2. Система индикации и контроля пространственного положение
А. Общие сведения
Система индикации и контроля пространственного положения (.далее "система") вклю-
чает в своя:
— два основных авиагоризонта;
- резервный авиагоризонт АГБ-ЗК;
- три выключателя коррекции ВК-53Я1;
- два комбинированных прибора ДА-ЗОК;
• * сутнд-пк э яттят) Пря ДАЛЬНИХ кренов J
- блок контроля кренов БКК-18 с сигнализатором нарушения питания СНП-1.
Размещение органов управления и индикации системы показано на рис. 8.15-3, а
функциональная схема системы приведена на рис. 8.15-За.
Функциональное назначение органов управления и индикации системы:
; Наименование Функциональное назначение
Командно-пилотажный прибор КПП-75К (КПП) Индикация углов крена и тангажа. Выдача летчику команд по крену и танталу для ' вывода самолета на заданную траекторию и стабилизации на ней. Дгстаицтснное арретирование гиродатчиков авиагоризонта. Оигнь-шзания отказов авиагоризонта, СДУ и радионавигационного оборудования. Индикация положения самолета относительно заданной траектории в вертикальной и гори- зонтальной плоскостях. Индикация скольжения самолета.
Резервный авиагоризонт АГБ-ЗК Индикация углов крена, тангажа и скольжения самолета. Сигнализация отказа авиагоризонта по питанию.
Комбинированный прибор ДА-ЗОК Контроль работы авиагоризонтов. Измерение и тндлкация вертикальней ско- рости. Индикация разворотов вокруг вертикальной оси. Определение наличия (отсутствия) скольжения самолета.
^Действует для самолетов, на которых установлен блок контроля кренов БКК-18.
гас. 0,15-3. Оггпни ^гавгения и индикации системы
Наименование функциональное назначение
Светосигнальные табло: - желтые КРЕН ВЕЛИК - красные АГ ЛЕЗ ОТКАЗ и АГ ПРАВ ОТКАЗ - желтое АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ - зеленое БКК ИСПРАВ - красное АГБ ОТКАЗ Выключатели: - ДА-ЗС ЛЕВ, ДА-30 ПРАВ - АГ ЛЕВ, АГ ПРАВ - АГБ-3 - БКК (закрыт защитным колпачком) - переключатель КОНТР БКК с положениями "Г", "2" (зафиксирован контровочной планкой) Сигнализация о превышении допустимого крена. Сигнализация об отказе левого и правого авиагоризонта Сигнализация об отказе БКК Сигнализация об исправности БКК при встроен- ном контроле Сигнализация об отказе резервного авиагори- зонта Включение и отключение левого и правого ДА-ЗОК Включение и отключение основных левого и правого авиагоризонтов Включение и отключение резервного авиагори- зонта Отключение БКК при его отказе Проверка работоспособности БКК встроенным контролем
Ограничение по системе
1. Время готовности системы к работе после включения не менее 3 мин.
2. Использовать в полете кнопки АРРЕТИР на КПП, кнопку НАЧАТЬ ПЕРЕД ПУСКОМ на
АГБ-ЗК и переключатель КОНТР БКК ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
3. Задерживать утлы крена в полете с одним отказавшим авиагоризонтом без види-
мости естественного горизонта не более 15°.
4. Отключать один отказавший авиагоризонт ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
5. Выводить самолет из крена, руководствуясь только сигнализацией предельных
кренов, ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Гис. с.хэ-оА. ..^нл:с1онаг.ьная схема слсте:.ш
e>eel ах.» «пт '•««зо вх.г "““i ч«ч ег.г
L— ---------------J------------------— -J CZ=
Авиагоризонты
Авиагоризонты предназначены для определения и индикации положения самолета по
углам крена и тангажа относительно плоскости истинного горизонта.
На самолете индикация положения осуществляется двумя основными авиагоризонтами
и одним резервным.
Резервный авиагоризонт АГБ-ЗК является автономным прибором.
Основные авиагоризонты состоят из указателей, в качестве которых используются
командно-пилотажные приборы КПП-75К (далее КПП), и гиродатчиков 458 МгС серия 2,
.являющихся датчиками углов крена и тангажа для ШП (левый - для левого ШП.
правый - для правого КПП). Правый гиродатчик выдает сигналы, пропорциональные
углам крена и тангажа, также в автопилот, в РЛС "Гроза", а левый - в регистратор
"Тестер-УЗ". АГБ-ЗК выдает сигналы по крену и тангажу в "Тестер-УЗ".
Питание авиагоризонтов осуществляется от раздельных источников. Левый авиагори-
зонт питается от ПТ-200Ц АГД ЛЕВ, правый авиагоризонт - от шин централизованного
питания 36 Б, подключенных к основному преобразователю ПТ-1ОООЦС (при отказе ос-
новного - к резервному ПТ-ЮОСЦС), резервный АГБ-ЗК - от преобразователя
ПТ-200Ц АВАР, подключенного к аварийной шине 27 В.
При отказе любого ПТ-200Ц соответствующий авиагоризонт автоматически переключает-
ся на централизованные шины 36 В.
При переходе на аварийное питание (от аккумуляторов) работает только АГБ-ЗК.
Показаниями КПП в этом случае пользоваться ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
При отказе правого гиродатчика отключаются рулевые машины автопилота.
Елок контроля кренов EKK-I8 с сигнализатором нарушения питания СНП-1
БКК-18 (далее БКК) предназначен для осуществления непрерывного сравнения показа-
ний трех авиагоризонтов по крену с выдачей соответствующей сигнализации об
отказе.
Логическая схема сравнения БКК состоит из двух работающих одновременно подкана-
лов. Стказ любого из них не приводит к потере работоспособности БКК в целом. При
рассогласовании по крену на 7°±2° между отказавшим и двумя исправными авиагори-
зонтами БКК выдает сигнал:
- при отказе основного левого (правого) авиагоризонта мигает светосигнальное
табло АГ ЛЕВ. СТКАЗ (АГ ПРАВ. ОТКАЗ), загорается лампа-кнопка АРРЕТИР на ШП
отказавшего авиагоризонта и включается звуковая сигнализация, Кроме того на
КПП отказавшего авиагоризонта выпадает бленкер АГ;
- при отказе резервного АГБ-ЗК загорается только сигнальное табло АГБ СТКАЗ.
После отказа одного авиагоризонта БКК продолжает сравнивать показания оставшихся
двух исправных авиагоризонтов.
При отказе одного из них (появлении между ними рассогласования на 7Oi2°) БКК не
может определить исправный авиагоризонт и выдает сигнал об отказе обоих.
Питание БКК осуществляется по переменному току 36 В 400 Гц от аварийных шин 36 В,
а по постоянному току 27 В от основной я аварийной пин щита АЗС.
Контроль наличия питания БКК осуществляется сигнализатором нарушения питания
ОНП-1.
При нарушении питания БКК сигнализатор СНП-I включает светосигнальное табло
АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ. При этом сигнализация отказа основных авиагоризонтов табло
АГ ЛЕВ. ОТКАЗ (АГ ПРАВ. ОТКАЗ), лампа-кнопка АРРЕТИР и бленкер АГ на КПП будет
срабатывать только при отказах авиагоризонтов по питанию.
Отказ АГБ-ЗК по питанию будет сигнализироваться только выпадением бленкера на
приборе.
Выключатели коррекции BK-53Hli
BK-53KI (далее ВК) предназначены для автоматического отключения цепей поперечной
коррекции гироскопических приборов при выполнении самолетом разворотов.
Левый ВК отключает поперечную коррекцию левого гитодатчика авиагоризонта, правый
ВК - поперечную коррекцию правого гирсдатчика. Резервный отключает поперечную
коррекцию резервного авиагоризонта АГБ-ЗК и выдает сигнал отключения коррекции
в курсовую систему.
Питание ВК осуществляется от источников переменного тока, питающих взаимодейст-
вующие с ними авиагоризонты.
Сигнатизаци предельных кренов
Сигнализация предельных кренов предназначена для выдачи предупреждения летчикам
о достижении самолетом утла крена 15°±1,5° на скоростях полета менее 240 км/ч
и 32°-2° на скоростях полета более 240 км/ч.
При достижении самолетом крена 32°±2° автоматически отключается боковой канал
автопилота по сигналу от левого гиродатчика, мигают табло FM ЭЛЕР. РН ОТКЛЮЧЕНЫ
и включается звуковая сигнализация.
Переключение величин порогов срабатывания сигнализации происходит при скорости
240 км/ч автоматически.
При выполнении разворотов с кренами более предельных загораются светосигнальные
табло КРЕЯ ВЕЛИК. При уменьшении крена табло гаснут.
Сигнализация предельных кренов выполнена на основе гиродатчиков основных авиаго-
ризонтов и включается при включении авиагоризонтов. Сигналы предельного крена
поступают на табло левого летчика с гиродатчика правого авиагоризонта, на табло
правого летчика - с гиродатчика левого авиагоризонта. При отказе одного из гиро-
датчиков сигнализация предельных кренов от него автоматически отключается, соот-
ветствующее ему светосигнальное табло срабатывать не будет. При переходе на ава-
рийное питание (от аккумуляторов) сигнализация предельных кренов срабатывать не
будет.
При отказе левого гиродатчика по питанию предельные крены будут индицироваться
только на табло левого летчика. При этом автоматическое отключение бокового кана-
ла автопилота при достижении самолетом крена 32°±2° не произойдет.
Комбинированный прибор ДА-ЗОК
Комбинированный прибор ДА-ЗОК состоит из трех самостоятельных приборов: варио-
метра, указателя поворота и указателя скольжения, помещенных в один корпус.
Прибор ДА-ЗОК предназначен для:
- контроля работы авиагоризонтов;
- измерения и индикации вертикальной скорости самолета;
- указания правильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси;
- определения наличия или отсутствия скольжения самолета.
Показания стрелки указателя поворота зависят от скорости полета и угла крена
самолета. При полете на скорости 400 км/ч и координированном развороте показания
стрелки указателя поворота равны углу крена самолета. При полете на скорости
менее 400 км/ч прибор выдает завышенные показания углов крена, а при полете на
скорости более 400 км/ч - заниженные.
На самолете установлено два ДА-ЗОК на средней и правой панелях приборной доски
летчиков.
ДА-ЗСК левого летчика питается от аварийной пины РУ 36 3, ДА-ЗОК правого летчи-
ка - от основной шины.
Б. Подготовка к полету
Включение системы производите после запуска двигателей и подключения на борт-
сеть преобразователя ПТ. Перед включением системы убедитесь, что выключатель
БКК включен (защитный колпачок закрыт).
Включите основные авиагоризонты, для чего:
- установите на обоих КПП с помощью кремальеры шкалу тангажа на нулевое зна-
чение;
- установите выключатели АГ ЛЕВ и АГ ПРАВ в верхнее положение. Загорятся
лампы-кнопки АРРЕТИР на КПП. По окончании автоматического арретирования
лампы-кнопки АРРЕТИР погаснут, бленкеры АГ уберутся, показания КПП будут
соответствовать стояночным углам крена и тангажа;
- проверьте отклонение шкал тангажа КПП вниз и вверх вращением кремальеры про-
тив и по часовой стрелке;
- установите шкалы тангажа в нулевое положение.
Включите резервный авиагоризонт, для чего:
- заарретируйте прибор кнопкой НАЖАТЬ ПЕРЕД ПУСКОМ, которая должна возвратиться
в исходное положение после арретирования;
- совместите индекс поправки тангажа с нулевым делением шкалы крена вращением
кремальеры;
- установите выключатель АГБ-3 в верхнее положение. Бленкер сигнализатора отказа
питания должен убраться из видимой зоны скалы танга;ха.
Если после арретирования авиагоризонтов сигнализация отказов не отключилась, от-
киньте контровочную планку и наедите переключатель КОНТР. БКК поочередно в поло-
жение "I" и "2", удерживая его з каждом положении не менее 3 с.
Включите ДА-ЗОК, установив выключатели ДА-30 ЛЕВ и ДА-30 ПРАВ в верхнее положе-
ние.
Проверьте исправность БКК и цепей сигнализации отказа авиагоризонтов, для чего
откиньте контровочную планку и нажмите переключатель ixDHTP БКК поочередно в по-
ложения "I" и “2", удерживая его в каждом положении не менее 3 с.
При нажатом переключателе выпадут бленкеры АГ и загорятся лампы-кнопки АРРЕТИР
на КПП, загорятся табло БКК ИСПРАВ, АГБ ОТКАЗ. Буду- мигать табло АГ ЛЕВ ОТКАЗ,
АГ ПРАВ ОТКАЗ и включится звуковая сигнализация. После отпускания переключателя
бленкеры уберутся, табло погаснут. Зафиксируйте переключатель контровочной
планкой.
При рулении убедитесь, что показания авиагоризонтов не изменяются на разворотах,
стрелки указателей поворота на приборах ДА-ЗОК отклоняются в сторону разворота,
указатели курса индицируют курс.
На предварительном старте убедитесь, что:
- силуэты самолета на всех авиагоризонтах занимают горизонтальное положение и
совпадают с линией горизонта;
- при врааении ручки установки тангажа шкала тангажа отклоняется, после проверки
установите шкалу тангажа на нуль;
- лампы-кнопки АРРЕШР на КПП не горят;
- бленкеры АГ на КПП и флажок сигнализатора отсутствия питания на АГБ-ЗК убраны;
- светосигнальные табло АГ ЛЕВ ОТКАЗ, АГ ПРАВ ОТКАЗ, АГЕ ОТКАЗ и АГ - НИ1
КОНТРОЛЯ не горят.
ВНИМАНИЕ! ПРИ НАЛИЧИИ ОТКАЗА В СИСТЕМЕ ИЛИ ДО ИСТЕЧЕНИЯ 3 мин ПОСЛЕ
ВКЛЮЧЕНИЯ СИСТЕМЫ ВЗЛЕТ ЗАПРЯЧЕТСЯ.
В. Эксплуатация в полете
При выполнении первого разворота убедитесь, что авиагоризонты без запаздывания
реагируют на изменение углового положения самолета, стрелка указателя поворотов
ДА-ЗОК отклонена в сторону разворота и показания курсовой системы изменяются.
Пилотируйте самолет, периодически сравнивая показания авиагоризонтов, ДА-ЗОК и
курсовой системы. При полете с отключенным БКК, снимая показания основного авиа-
8.15. Стр. 12в
Июнь 10/92
горизонта, каждый раз удостоверяйтесь, что они не расходятся с показаниями дру-
гих приборов.
При появлении рассогласования в показаниях авиагоризонтов по тангажу сравните
их показания с вариометром. Отказавшим считайте авиагоризонт, показания которого
расходятся с показалиями других приборов.
При отключении двух отказавших авиагоризонтов и БКК-18 для исключения ошибочного
Iнепреднамеренного) отключения исправного авиагоризонта убедитесь в правильности
выбора выключателя.
Сравнение показаний авиагоризонтов с показаниями ДА-ЗОК по крену допустило при
отсутствии скольжения.
Правому летчику при рассогласовании в показаниях приборов или при срабатывании
сигнализации об отказе авиагоризонтов немедленно доложить командиру экипажа.
В целях повышения безопасности полета при возможных отказах системы и значитель-
ном запаздывании в их обнаружении на всех прямолинейных участках полета кратко-
временно отключайте автопилот и балансируйте самолет по крену и тангажу, снимая
усилия с органов управления триммерами.
При срабатывании сигнализации предельных кренов убедитесь в исправности авиаго-
ризонтов, после чего уменьшите угол крена.
При пилотировании самолета по ДА-ЗОК развороты выполняйте плавно и координиро-
ванно, по мере вывода самолета из разворота уменьшайте угол отклонения элеронов.
При пилотировании не реагируйте на кратковременные отклонения стрелки указателя
поворотов, это может привести к раскачке самолета. Небольшие исправления курса
производите рулем направления по указателю курсовой системы с контролем по
ДА-ЗОК. По возможности смените эшелон для выхода на визуальное пилотирование.
!1Н1Ж(АГй1Е, При отказе одного из основных авиагоризонтов включение автопилота
запрещается.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Отказы системы могут проявляться в виде:
-"застывания" элементов индикации в произвольном положении;
- индикации углов крена или тангажа с погрешностями, в том числе с заниженными
значениями кренов;
- "завалов" элементов индикации с малой (2-3°/'мин), средней (1-3°/с) и большой
(более Ю°/с) скоростью;
- колебаний элементов индикации.
При полете с отключенным БКК наиболыцую опасность при пилотировании представ-
ляют отказы, проявляющиеся в виде "застывания" элементов индикации и "завала"
с малой и средней скоростью.
Признаки распознавания таких отказов:
- расхождение показаний крена отказавшего АГ с двумя другими;
- изменение курса, высоты, угла поворота и отклонение от курсовой зоны;
- несоответствие индикации крека на АГ и сигнализации КРЕН ЗЕЛИК, выдаваемой
с другого АГ при достижении предельных кренов.
При исправном БКК все перечисленные отказы им Фиксируется и сигнализируются
в виде:
- мигания светосигнального табло АГ ."ISB. ОТКАЗ (АГ ПРАЗ. ОТКАЗ) с включением
звуковой сигнализации, загорания лампы-кнопки АРРЕТИР на КПП левого (правого)
летчика с одновременным выпадением бленкера АГ на отказавшем КПП при отказе
одного из основных АГ;
- загорания светосигнального табло АГБ ОТКАЗ при отказе резервного авиагори-
зонта АГБ-ЗК.
Действия командира экипажа во всех случаях отказа системы:
- выведите самолет на исходный режим полета по высоте, скорости и курсу, если
он отклонился от этого режима;
- доложите об отказе диспетчеру УВД;
- при необходимости запросите изменение эшелона в целях улучшения условий ви-
зуальной ориентировки;
- для посадки по возможности выберите аэродром с благоприятными условиями погоды.
При выполнении полета с отключенным БКК в случае запаздывания в обнаружении рас-
согласования в показаниях авиагоризонтов по крену самолет может перейти в спираль
со значительным креном. Признаки неконтролируемого летчиком крена более 30°:
- появление вертикальной скорости снижения, которая существенно не уменьшается
взятием штурвала "на себя";
- отклонение стрелки указателя поворота ДА-ЗОК от нулевого положения до крайнего
(правого или левого);
- уход самолета с курса (самолет входит в спираль).
При появлениях этих признаков:
- определите направление крена по положению стрелки указателя поворота ДА-ЗОК;
- выведите координированно элеронами и рулем направления самолет из крена по
ДА-ЗОК, удерживая ''шарик" в центре;
- после вывода из крена переведите самолет в горизонтальный полет, контролируя
предельные значения скорости полета и вертикальной скорости.
Ниже приведены возможные неисправности системы и действия экипажа при их обна-
ружении.
Проявление неисправности Действия экипажа
Нервна I. Горит лампа-кнопка АРРЕТИР на левом (правом) КПП и мигает табло АГ ЛЕЗ ОТКАЗ (АГ ПРАВ ОТКАЗ), выпал бленкер АГ на левом (правом) КПП, или горит табло АГБ ОТКАЗ, или выпал бленкер на АГБ-ЗК (сигнализируемый отказ од- ного авиагоризонта). Мигают табло РМ РВ ОТЮПСЧЕНА, РМ ЭЛЕР РН ОТКЛЮЧЕНЫ и включилась звуковая сигнализация (при отказе правого авиагоризонта). 2. Горит табло АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ (отказ по питанию БКК) 3. Одновременно горят табло АГБ ОТКАЗ, лампы-кнопки АРРЕТИР на левом и правом КПП, мигают табло АГ ЛЕВ ОТКАЗ, АГ ПРАВ ОТКАЗ, включилась звуковая сигнализация, выпали бленкеры АГ на левом и правом КПП (ложное срабатывание БКК) отказы При отказе одного из основных авиа- горизонтов отключите автопилот, если он был включен. Показаниями отказавшего авиагоризонта не пользуйтесь. Продолжайте пилотирование по исправ- ным авиагоризонтам с постоянным контролем по ДА-ЗОК и курсовой системе. При необходимости передайте управле- ние правому (левому) летчику. При отсутствии рассогласовании в по- казаниях авиагоризонтов (отказ авиа- горизонта по питанию) для срабатыва- ния БКК введите самолет в крен (по исправным авиагоризонтам) до 10° и выведите из него. При этом в случае отказа АГБ-ЗК (выпал бленкер на при- боре) дополнительно загорается табло АГБ ОТКАЗ. Убедитесь в исправности авиагоризон- тов и ДА-ЗОК. Отключите отказавший БКК выключателем на литке над левым пультом. Продолжайте пилотирование по авиагоризонтам с постоянным контролем показаний по ДА-ЗОК. Отключите автопилот если он был вклю- чен. Дайте команду правому летчику вывести самолет из крена по ДА-ЗОК, удерживая "шарик" в центре, и выдер- живать по нему прямолинейный полет без скольжения. Проверьте наличие питания 36 В 400 Гн. Убедитесь в правильности показаний авиагоризон- тов, сравнивая их показания с пока- заниями ДА-ЗОК. Отключите БКК, при этом загорается табло АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ и отклю- чается сигнализация отказов авиа- горизонтов.
Проявление неисправности Действия экипажа
4. Появилось рассогласование в пока- заниях одного ДА-ЗОК с авиагори- зонтами (отказ ДА-ЗОК) Вторые отка 5. Горит сигнализация отказа одного из основных авиагоризонтов и вы- пал Оленкер АГ на отказавшем авиагоризонте. Загорелась сигна- лизация отказа второго основного авиагоризонта и на нем выпал бленкер АГ, или выпал бленкер на АГБ-ЗК (отказ второго авиа- горизонта по питанию) 6. Включена сигнализация об от- казе одного из авиагоризонтов. Сработала сигнализация об отка- зе двух оставшихся авиагори- зонтов. Горят одновременно табло Убедитесь, что срабатывание сигнали- зации произошло из-за отказа БКК, а также в правильности показании авиа- горизонтов. Продолжайте пилотирова- ние по авиагоризонтам с постоянным контролем их показаний по ДА-ЗОК. Проверьте работоспособность авиаго- ризонтов, сравнивая показания всех авиагоризонтов. Отключите неисправ- ный ДА-ЗОК. Продолжайте пилотирова- ние по авиагоризонтам с постоянным контролем по исправному ДА-ЗОК и курсовой системе. Эй Выведите самолет из крена по ДА-ЗОК, удерживая "шарик" в центре, и выдер- живайте по нему прямолинейный полет без скольжения. При пилотировании по ДА-ЗОК используйте для контроля исправный авиагоризонт. Отключите неисправные авиагоризонты. Отключите БКК, при этом загорается табло АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ. Убедитесь в правильности показаний оставшегося включенным авиагоризонта, сравнивая его показания с показания- ми ДА-ЗОК. Продолжайте пилотирование по исправным приборам с постоянным контролем по курсовой системе. При необходимости передайте управление правому летчику. Уйдите на второй крут при отказе авиагоризонта на глиссаде без визу- ального контакта с наземными ориен- тирами. Выведите самолет из крена по ДА-ЗОК, удерживая "парик" в центре, и выдер- живайте по нему прямолинейный полет без скольжения. Определите исправный авиагоризонт
Проявление неисправности Действия экипажа
АГ ЛЕВ ОТКАЗ. АГ ПРАВ ОТКАЗ, АГБ ОТКАЗ, горят лампы-кнопки АРРЕТИР и выпали Оленкеры АГ на левом и правом КПП (отказ второ- го авиагоризонта с рассогласова- нием показаний) 7. Появилось рассогласование в пока- заниях авиагоризонта с другими приборами (несигнализируемый от- каз одного авиагоризонта при от- казавшем и отключенном БКК) путем сравнения показании авиагоризонтов и ДА-ЗОК. Исправным считайте авиагори- зонт, показания которого совпадают с по- казаниями ДА-ЗОК. Отключите неисправные авиагоризонты. От- ключите БКК-18, при этом загорается табло АГ - НЕТ КОНТРОЛЯ и отключается сигнализация отказа включенного (исправного) авиагоризонта. Если одним из двух отказавших авиагоризонтов был АГБ-ЗК, то после отключения АГБ-ЗК и БКК гаснет табло АГБ ОТКАЗ и на АГБ-ЗК остается только бленкер отказа по пита- нию. Убедитесь в правильности показаний остав- шегося включенным авиагоризонта, сравни- вая его показания с показаниями ДА-ЗОК и курсовой системы. Продолжайте пилоти- рование по исправному авиагоризонту с постоянным контролем показаний по ДА-ЗОК и курсовой системе. При необходи- мости передайте управление правому лет- чику. Отключите автопилот, если он был включен. Прекратите пилотирование по командным стрелкам в директорном режиме. Выведите самолет из крена по ДА-ЗОК, удерживая "шарик" в пентре, и выдерживайте по нему прямолинейный полет без скольжения. Определите исправные авиагоризонты, срав- нивая показания авиагоризонтов с показа- ниями ДА-ЗОК. Исправными считайте авиа- горизонты, показания которых совпадают с показаниями других приборов. Продолжайте пилотирование по исправным авиагоризонтам с постоянным контролем показаний по ДА-ЗОК и курсовой системе. Г.ри необходимости передайте управление правому летчику. При исправных основных авиагоризонтах включите автопилот. Уйдите на второй крут при отказе авиаго- ризонта на глиссаде без визуального контакта с наземными ориентирами.
8.15.3. Автопилот
А. Общие сведения
Электрический автопилот АП-28Л1И предназначен для автоматической стабилизации и
управления полетом на заданной траектории.
Автопилот обеспечивает:
- стабилизацию положения самолета относительно основных осей;
- стабилизацию высоты палета;
- автоматический полет самолета по ортодромии и локсодромии при совместной работе
с курсовой системой;
- автоматические довороты самолета на углы до 120° при работе от задатчика
курса;
- набор высоты, снижение, выполнение координированных разворотов с углами крена
24°^о и тангажа 20°+2°;
- приведение самолета к горизонтальному полету при углах крена до 28°+3° и тан-
гажа до 20°±2°;
- автоматическое отключение и сигнализацию отключения рулевых машин (РМ) элеро-
нов, И! РН и РМ РВ при отклонении элеронов на 5,5°£0,7°; РН на 9°+1°; РВ на
3,5°±0,5°;
- автоматическое отключение и сигнализацию отключения ПЛ элеронов и РМ РН при
крене 32°±2°;
- совмещенное управление;
- возможность отключения РМ РВ с переводом канала тангажа в режим согласования;
- возможность пересиливания РМ через систему управления самолетом;
- автоматическое триммирование РВ с сигнализацией наличия и направления усилия
на штурвальной колонке.
Органы управления и индикации автопилота показаны на рис. 8.15-4.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.15-3.
J
| Отличим-килт | |
Органы управления и индикации автопилота
Рис. 8.15-4
Таблица 8.15-3
Наименование Айякциональное назначение
Пудьт автолиле та Ручка РАЗВОРОТ Светосигнализатор ГОТОВ Светосигнализатор ВКЛЮЧЕН Переключатели СПУСК - ПОДЪЕМ Выключатели: АВТОТРИА., ПИТАНИЕ, ТАНГА! с положениями ВКЛЮЧЕНО и ОТКЛЮЧЕНО Переключатель СТАБИЛИЗ. с положе- ниями ШК и ЗК Светосигналиэаторы усилий на штур- вале НА СЕБЯ и ОТ СЕБЯ Кнопка ВКЛЮЧЕНИЕ АП Кнопка ГОРИЗОНТ Кнопка и сигнализатор КВ Падййрдие. Доран Задатчик курса Табло НА РВ ОТКЛЮЧЕНА Управление по крену Сигнализация работы автопилота в режиме согласования Сигнализация включения автопилота Управление по тангажу. При отклонении от нейтрального положения в положение СПУСК или ПОДЪЕМ самолет будет снижаться или на- бирать высоту Включение и отключение автотриммера, пита- ния и режима управления самолетом по тангажу Выбор режима управления и стабилизации курса самолета Сигнализация усилий на штурвале Включение автопилота Включение режима приведения самолета в горизонтальное положение Включение и сигнализация о включении режима стабилизации высоты Задание курса при пилотировании в режиме "ЗК" Сигнализация отключения PM РВ
Продолжение табл. 8.15-3
Наименование Функциональное назначение
Табло РМ ЭЛЕР. РН ОТКЛЮЧЕНЫ Табло ОТКЛЮЧИ АП - УСИЛИЕ Выключатель АВАР. ОТКЛ. РМ Кнопки на штурвало ВЫКЛ, АП СОЕМЫД. УПР. АП Сигнализация отключения РМ элеронов и Hi РН Сигнализация о необходимости отключения автопилота Отключение HI автопилота Оперативное отключение автопилота Отключение РМ автопилота при нажатой кнопке
Б. Подготовка к полету
Перед включением питания проверьте исходное положение органов управления:
Выключатель ПИТАНИЕ ОТКЛЮЧЙЮ
Выключатель ТАНГАЯ ВКЛЮЧЕНО
Ручка РАЗВОРОТ "О"
Переключатель СТАВШИЗ. ТМК - ЗК IMK
При расстопорекных рулях и элеронах проверьте их свободный ход от одного край-
него положения до другого.
После запуска двигателей и подачи на бортсеть напряжения 27 В, 36 В и П5 В:
- установите выключатели АГ ПРАВ, и 1Ш в верхнее положение;
- проверьте нейтральное положение триммеров элерона и РН.
Светосигнализаторы нейтрального положения триммеров элерона и РН должны гореть;
- установите выключатель ПИТАНИЕ в верхнее положение. Через IO-IOO с загорится
светосигнализатор ГОТОВ;
- согласуйте курсовую систему (при работе в режиме "МК");
- нажмите кнопку ВКЛЮЧЕНИЕ АП. Светосигнализатор ГОТОВ погаснет, а светосиг-
нализатор ВКЛЮЧЕН загорится;
- убедитесь, что светосигналазатоны нейтрального положения триммеров элерона
и Ш не гаснут при нажатии не реклича телей КРЕН и РАЗВОРОТ;
- пересильте PU элеронов, прикладывая усилие (да 20 кгс) к штурвалу до срабатыва-
ния датчиков предельных отклонений рулей (ДЮР). РМ элеронов и ИА РН отключатся
(штурвал и падали свободно перемещаются), а табло РЫ ЭЛЕР. FH ОТКЛЮЧЕНЫ заго-
рится;
- вклтяите FM элеронов и ЗЛ РН, для чего нажмите в отпустите кнопку 002ЫЗЦ. УПР.
АП. При этом табло гМ ЭДЕР. Hi ОТКЛЮЧЕНЫ погаснут;
- пересильте ИА РВ, прикладывая усилие (я:22 кгс) к штурвальной колонке до сра-
батывания ДЕЮР. PM РВ отключится (штурвальная колонка свободно перемещается),
а табло НА РВ ОТКЛЮЧЕНА загорится;
- включите РА РВ кнопкой СОВАМ. УПР. АЛ. При этом табло РА РВ ОТКЛЮЧЕНА по-
гаснут;
- пересильте Я4 Ш, прикладывая усилие (» 40 кгс) к педалям, до срабатывания
ДИОР. РМ элеронов и PW Н{ отключатся (штурвал и педали свободно перемешаются),
а табло НА ЭДЕР. РН ОТКДЮЧЕНЫ загорятся;
- включите НА РН кнопкой СОВАМ. УПР. АП. Пря этом табло НА ЭДЕР. РН ОТМЕЧЕНЫ
погаснут.
ПРИМЕЧАНИЕ. Вклшать РМ после срабатывания ДЕЮР можно также отключением авто-
пилота кнопкой Э£КЗ. АП с последующим включением его кнопкой
ВКЛЮЧЕНИЕ АП;
- установите выключатель АВТОТИПА. в верхнее положение. Потяните штурвальную
колонку с усилием («10 кгс) на себя. Примерно через I с качнет двигаться
штурвал триммере РВ, а через 6-10 с загорятся светосигнализатор НА CESi и
табло ОТКЛЮЧИ АП - УСИЛИЕ;
- выполните аналогичную проверку при отклонении штурвальной колонки от себя;
- поверните штурвал ТРИЛЕЕР ВЫСОТЫ в положение ДИКИР. или КАЬРИР. Убедитесь,
что пересиливание автотриммера возможно;
- поверните ручку РАЗВОРОТ в направлении индекса "Д", затем "IT. Дтурвал повер-
нется влево, затем вправо. Эе допускайте его поворота до срабатывания ДДОР;
- нажмите переключатель СПУСК - ШЩВА в положение СПУСК, а затем T'pP'frA-
Штурвальаая колонка переместятся соотаетстаенно вперед и назад. Не допускайте
перемещения колонки до срабатывания EJDP;
- нажмите кнопку ГОРИЗОНТ. Оргаш управления возвратятся в положение, близкое
к нейтральному, а светосигнализатор КВ загорятся. Установите ручку РАЗВОРОТ
в положение "О";
- нажмите и удерживайте кнопку СОВАМ. УПР. АД - светосжгналгаатор КВ погаснет,
НА отключатся (органы управления свободно перемещаются). Отпустите кнопку
СОВАВД. УКВ. АЛ. РМ включатся (перемещение органов управления затруднено);
- с помочью кремальеры установите шкалу задатчика курса на 5-10° в любую сто-
рону от неподвижного индекса, установите переключатель СТАНИИЗ. 1Ж - ЗК в
толожение ЗК. При этом штурвал отклонится по крену до угле срабатывания ДИОР,
а табло ГЫ ЭЛЕР. РН ОТКАЧЕНЫ загорятся;
- установите штурвал в педали в нейтральное положение;
- установите переключатель СТАЕИЛИЗ. ГМК - ЗК в положение 1МК;
- нажмите кнопку ЗЫКД. АЛ на левом штурвале.
Светосигнализатор ЕКЛШЕЯ погаснет, светосигнализатор ГОТОВ загорится, табло
РМ ЭЛЕР. РН ОТКЛГЧЫЫ погаснут.
Нажмите кнопку ВКЛЯЕЕИЕ АП - при этом погасает светослгналиватор ГОТОВ и за-
горится светосигнализатор ВКЛЮЧЕН;
- нажмите кнопку НЯ2. АП на правом штурвале. При этом светосигнализатор ВКЛЮЧЕН
погаснет и загорится светосигнализатор ГОТОВ;
- установите вышин ат ель ПИТАНИЕ в положение ОТКЛЮЧЕНО - светосигнализатор ГОТОВ
погаснет;
- проверьте свободный ход органов управления и установите их в нейтральное по-
ложение.
г-ау^ЖгЖ при отмщении автогилота кнопкой "вьо.ап" кратковрэйвно
<3,0*3,5 с) ЗАГОРАЕТСЯ ТАБЛО "ГМ РВ ОТКЛЮЧЕНА" И "ГМ ЭЛЕР.
РН ОТКЛЮЧЕНЫ" И НА ЭТО IE ВРЕЦЯ ВКЛЮЧАЕТСЯ ЗВУКОВАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ
В. Эксплуатация в полете
Пользоваться автопилотом разрешается на высотах от 1000 м и на скоростях от 300
до 460 км/ч при полетной конфигурации самолета для всех эксплуатационных масс и
центровок. Включение автопилота обеспечивается при углах крена до 28°+3° и углах
тангажа до 20°+2°.
При выполнении полетов на высотах более 6000 и, а также * акта метеорологи-
ческих условиях разворот самолета с вклтешмм автопилотом выполняйте с креном
не более 20°.
______ 0+1°
Зри управлении от ручки РАЗВОРОТ угли крена могут дос нить 24 _дО.
Яри включении автопилота кнопкой ЕКИНЕЯИЕ АП во время развороте или спирали
самолет по крену приводится к горизонту, а по тамгику сохраняет заданный режим
пожзаж.
При отклоиелиой от подмен» "О* ручке РАЗВОРОТ авгашивт яе аданаетск.
При необходимости быстро вмеиаться в управление самолетов в—itn кнопку
СОВМЩ. УПР. АП. Ирв этом И» отклячатся и не будут првигтствмать перевиванию
рулей. После отпускания кнопки (ручка РАЗВОРОТ - в пвловаиви "О*) сямп зет по
креау приводятся к горизонту, а по тангажу сохраняет заданный ражим полете.
Порядок включения автопилота в горизонтальном полете:
- установите выключатель ПИТАНИЕ в положение ВКЛЮЧЕНО. Через 10-100 с загорится
светосигнализатор ГОТОВ;
- выведите самолет на режим горизонтального полета и сбалансируйте триммерами;
- установите переключатель СТАБИЛИЗ. ГМК-ЗК в положение ГМК;
- проверьте установку ручки РАЗВОРОТ в положение “0”;
- установите выключатели АВТОТРИММ. ТАНГАЖ в положение ВКЛЮЧЕНО ;
- нажмите кнопку ВКЛЮЧЕНИЕ АП. Светосигнализатор ГОТОВ погаснет, а светосигнали-
затор ВКЛЮЧЕН загорится,
- нажмите кнопку КВ. Загорится светосигнализатор КВ
ПРИМЕЧАНИЯ. 1. Включение корректора высоты возможно при вертикальной скорости
менее 5 м/с.
2. В горизонтальном полете допускается левый крен до 1,5° или смеще-
ние шарика указателя до 1/2 его диаметра.
Изменение скорости полета разгоном или торможением на величину более ±60 км/ч от-
носительно скорости, на которой был включен автопилот, производите с отключенной РМ
РВ При достижении заданной скорости сбалансируйте самолет триммером РВ и включи-
те РМ РВ.
При длительном полете периодически отключайте автопилот и балансируйте самолет
триммерами
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. 1. ВО ВСЕХ СЛУЧАЯХ ПРИ ОТКЛЮЧЕНИИ АВТОПИЛОТА БУДЬТЕ
ГОТОВЫ К ПАРИРОВАНИЮ РЫВКА ШТУРВАЛЬНОЙ КОЛОНКИ С
УСИЛИЕМ ДО 27 кто. РЫВОК ВОЗМОЖЕН И ПРИ НАЖАТИИ
ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ “СПУСК-ПОДЪЕМ", ЕСЛИ РАЗГОН ИЛИ ТОР-
МОЖЕНИЕ ВЫПОЛНЯЛИСЬ С ВКЛЮЧЕННЫМ КОРРЕКТОРОМ
ВЫСОТЫ.
2. В РЕЖИМЕ АВТОМАТИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ ВЫСОТЫ
СРАВНИВАЙТЕ ПЕРИОДИЧЕСКИЗАДАННУЮ И ТЕКУЩУЮ ВЫ-
СОТЫ ПРИ РАСОГЛАСОВАНИИЗАДАННОЙ И ТЕКУЩЕЙ ВЫСО-
ТЫ НА ВЕЛИЧИНУ БОЛЬШЕ 50 м УБЕДИТЕСЬ. ЧТО РЕЖИМ
СТАБИЛИЗАЦИИ ВЫСОТЫ ВКЛЮЧЕН (СВЕТОСИГНАЛИЗАТОР
"КВ” ГОРИТ
Развороты выполняйте поворотом ручки РАЗВОРОТ в направлении индекса “Л" или “П“
до достижения необходимого крена Самолет с установившимся креном будет совершать
координированный разворот Углу поворота ручки РАЗВОРОТ соответствует определен-
ный угол крена самолета
Для прекращения разворота устанавливайте ручку РАЗВОРОТ в положение “О” в два
приема (первое фиксированное положение для вывода из крена, а когда изменение кре-
на прекратится - в положение “0”).
При развороте самолета возможны небольшие рывки педалей и смещение шарика ука-
зателя скольжения до 1/2 его диаметра.
Для выполнения разворота с помощью задатчика курса:
- установите кремальерой задатчика курса новый курс (допускается угол разворота
до 120°), совместив необходимое деление шкалы задатчика с неподвижным индексом;
- установите переключатель СТАБИЛИЗ ГМК-ЗК в положение ЗК, а после выхода само-
лета на требуемый курс - в положение ГМК
Для снижения (набора высоты) нажмите и удерживайте переключатель СПУСК (ПОДЪ-
ЕМ) до достижения самолетом необходимого угла тангажа. Отпустите переключатель.
Самолет с установившимся углом тангажа будет снижаться (набирать вьюоту). После
нажатия переключателя гаснет светосигнализатор КВ и выключается корректор высоты.
При наборе высоты, снижении, разгонах, торможениях и при изменении скорости
до ±60 км/ч с включенным автопилотом возможен крен до 2,5° с последующим уменьше-
нием его в установившемся режиме полета.
Вывод самолета в горизонтальный полет произведите переключателем СПУСК - ПОДЪ-
ЕМ или кнопкой ГОРИЗОНТ
Для вывода самолета в горизонтальный полет переключателем СПУСК - ПОДЪЕМ уста-
новите его в положение ПОДЪЕМ (СПУСК) при при снижении (наборе вьюоты).
При этом изменение угла тангажа происходит со скоростью 0,7-0,3 °/с.
Для вывода самолета в горизонтальный полет кнопкой ГОРИЗОНТ нажмите ее. Самолет
автоматически выйдет в горизонтальный полет, включится корректор вьюоты и заагорит-
ся светосигнализатор КВ. Установите ручку РАЗВОРОТ в положение “О’, если вывод в
горизонтальный полет производился с разворота
ПРИМЕЧАНИЯ. 1. После нажатия кнопки ГОРИЗОНТ управление ручкой РАЗВОРОТ и
переключателем СПУСК - -ПОДЪЕМ автоматически отключается и мо-
жет быть восстановлено нажатием кнопки ВКЛЮЧЕНИЕ АП.
2. Кнопку ГОРИЗОНТ можно нажимать при включенном автопилоте (го-
рит светосигнализатор ВКЛЮЧЕН) или при работе автопилота в режи-
ме согласования (горит светосигнализатор ГОТОВ)
Снятие нагрузок с РВ при включенном автопилоте осуществляет автотриммер Для рабо-
ты автотриммера установите выключатели АВТОТРИМ и ТАНГАЖ в положение ВКЛЮ-
ЧЕНО.
ПРИМЕЧАНИЕ. На снижении возможно отключение РМ РН и загорание табло РМ ЭЛЕР.
РН ОТКЛЮЧЕНЫ. Выключите автопилот кнопкой ВЫКЛ. АП на штурвале.
После погасания табло сбалансируйте самолет триммерами при ней-
тральном положении педалей. Включите автопилот
Автопилот отключается:
- нажатием кнопки ВЫКД. АП с одновременной установкой выключателя ПИТАНИЕ
в положение ОТКЛЮЧЕНО;
------>
- отключением АЗС АВТОПИЛОТ.
Рулевые машины отключаются:
- кнопками ССЯАЯЦ. ТИР. АП;
- выключателем АВАР. ОТКЛ. В4;
- отклонением рулей и элеронов на углы срабатывания ДПОР с пересаливанием НА;
- при достижении крена самолета 32°+2°;
- при отказе правого гиродатчика авиагоризонта, Р4 РВ отключается также при уста-
новке выключателя ТАНГАЖ в положение ОТКЛЮЧЕНО.
При отключении РМ по сигналам Д1ЮР или болызого крена вхлотается световая и
звуковая сигнализация.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности 1 - 1 1 1 Действия экипажа
После включения выключателя ПИТАНИЕ на пульте управления автопилота не за- горается светосигнализатор ГОТОВ После нажатия кнопки ВКЛЮЧЕНИЕ АП при горящем светосигнализаторе ГОТОВ не загорается светосигнализатор ВКЛЮЧЕН При полете с включенным режимом стаби- лизации высоты нзблвдаются отклонения от стабилизируемой высоты на величину более 50 м При полете с включенным автопилотом наблюдаются автоколебания самолета по креку, по курсу иля по тангажу Отключите выключатель ПИТАНИЕ. Продолжайте полет Отключите выключатель ПИТАНИЕ. Продолжайте полет Отключите автопилот и продолжайте полет или установите выключатель ТАНТАЛ в по- тгажекие ипиаичлии и, стабилизируя тангаж и высоту вручную, продолжайте полет Отключите автопилот. Продолжайте полет
Проявление неисправноета
Действия экипажа
При повороте ручки РАЗВОРОТ влево или
вправо самолет не входит в крен
При нажатии переключателя СПУСК -
ПОДЬЗД в положение СПУСК или ПОДЬЗИ
самолет не изменяет угол тангажа
В горизонтальной полете возникает крен
самолета в результате самопроизволь-
ного отклонения штурвала аа угол 20°.
Сри крене 32°*2° или откатана «тур-
зала на угол долее 20° отключаются Я
элеронов и Я РН, загораются табло
Я ЭЛЕР. РН ОТКЛЮЧЕНЫ и вжлючаетея
звуковая сигяалжэвцая
В горизонтальном полете возникав?
скольжение и небольшой крен самолета
в результате самопроизвольного смешения
падалей до 25 ми (пре смещении падалей
более 25 мм отключается PU элеронов и
гУ Hi, загораются табло BI ЭЛЕР. Ей
ОТКЛОНЕНЫ и включается звуковая елгяв-
лжзацня)
В горизонтальном полете нарастает угол
тангажа самолета в результате самопро-
извольного перемемеяая атурвалъаой ю-
лонки яа себя или от себя на валлчкау
до 20 мм. Поваляется верпжальваа пере-
грузка ж измепется траектории пакета
В горизонтальном палате отмгаютеж Я
Я, загорается табло Я F8 ОТХЖЯ&А я
вжязчается звуковая игипиитма а >•-
зухьтетв саакифоквккпжсго оеразм*мва
Устаноште ручку РАЗВОРОТ в нейтральное
пелпжание.
Используйте для разворота режим совме-
щенного управления
Используйте для снижения или набора вы-
соты рядом совмещенного управления
Нажмите кнопку Э£К2. АП на штурвале.
Выведите самолет в горизонтальный полет.
Установите выкютатель ПИТАНИЕ в поло-
жение ихдЛНЕмО.
Продолжайте полит
Нажжте кнопку ВИКИ. АП на штурвале.
Выведите самолет в горизонтальный полет.
Установите выключатель ПИТАНИЕ в положе-
ние ОТКЛЮЧЕНО.
Продолжайте полет.
Нажяжте кнопку ЗЫКД. АП.
Выведите самолет в горизонтальный полет
отжжмжте питание автпшоота.
Продолжайте полет беа автопилота или
уетаяотете выключатель ТАНГАХ в поло-
жки* (ИЕЛЯВЮ, жамюпм внижгот
и продолжайте может, ствбялжяжруя тан-
гаж и ижсоту вцуыцуш
То МВ
Проявление неисправности Действия экипажа
штурвальной колонки на себя или от себя на величину более 20 мм Горят светосигнализатор НА СЕТИ или ОТ СЕБЯ на пульте управления автопи- лота и табло ОТКЛЮЧИ АП - УСИЛИЕ, но штурвал ручного управления трише- ром РВ не вращается Одновременно горят оба светосигналз- затопа НА СЕБЯ и ОТ СЕБЯ и табло ОТКЛЮЧИ АП - УСИЛИЕ. При этом возможно периодическое погасание на 1,5-2 с од- ного светосигязлпззтора Не вращается штурвал ручного управления триммером РВ и не горит сигнализация наличия усилий на штурвале при измене- нии скорости полета или при наличии других причин, вызывающих изменение ба- лансировки руля ВЫСОТЫ Посла нажатия кнопки ВЫКЛ.АЗ автопилот не отключился (звуковая сигнализация не срабатывает, табло Нй РЭ ОТКДЛьНА и Нй ЭДлР. ОТКЛЮЧЕНЫ не горят, светосягнэ- лизатор ВКЛЮЧЕН не гаснет, усилия на орга- нах управления препятствуют управлять самолетом) Отключите автотриммер и автопилот, сба- лансидгйте самолет. Дальнейший полет можно выполнять с вклю- ченным автопилотом, балансируя РБ вручную То же Отключите автотрилмер и автопилот, сба- лансируйте самолет. Далънейпяй полет можно выполнять с вклю- ченным автопилотом, балансируя РЕ вруч- ную Отключите автопилот гераспдззаа'тз’! ПэодииаЗтэ полет в ручном режиме у правд алия. -—— —-
8.15. Сщ. 23
8.15.4. Автомат углов этвжж и перегрузок
А. Обете сладаяи
АУАСП предназначен цля измерения и индикации текущих углов атаки и вертикальной
перегрузки самолета в полете, а также выдачи нв световые табло, вибратор штурвала
левого летчике я в телефоны летчиков предупреждающей сигнализации о выходе само-
лета из близкие к критическим углы атака а вертикальные перегрузки.
3 маршрутном падете АУАСП производит измерение и индикацию текущих углов атаки
и вертикальных перегрузок самолета, э также определение критических углов этаки
в зависимости от числа М. (сц. табл. 4.6 раздала 4.13)
На взлете и посадке при выпуске закрылков автоматически устанавливается фикси-
рованное значение критического утла этаки, равное 12,5°.
фи подходе самолета к критическому режиму по углу атаки или по вертикально?
перегрузке мигают светосигнализатор на УАП и табло КРИТИЧ. РЕЗИ! на центральной
панели приборной доем летчиков. Одновременно подается звуковой сигнал в телефо-
ны летчиков и вкпяается вибратор штурвала.
цепи сигнализации критического реаяма включаются от концевого выключателя после
подъема колес передней опори на взлете.
Размещение органов управления и индикации АУАСП показано на рис. 8.15-5.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.15-5.
Таблица 8.15-5
Наименование Функциональное назначение
Указатель УАП Табло 2ИЮТ. РЯЕЖ Зииажатвжь АУАСП - СТКЖКШ) Кнопка киИГНДЬ ь—.... . — Индикация текущих и критических углов атаки и перегрузок Сигнализация о выходе на режим, близкий к критическому Включение и отключение АУАСГ Проверка работоспособности АУАСП .. .
ЯУЯСП
Органы управления и индикации АУАСП
Рис. 8.15-5
Б. Подготовка к полету
Установите выключатель АУАСП - ОТКЛЮЧЕНО в положение АУАСП.
Нажмите кнопку КОНТРОЛЬ и убедитесь, что:
- сектор критических углов атаки на УАП установился на 12,5°;
- стрелка текущих углов атаки совместилась с нижней кромкой сектора критических
углов атаки;
4.0 2
- стрелка перегрузок установилась на значение 2,2 ’;
- мигают табло КРИТИЧ. РЕЖИМ и светосигнализатор на УАП, включаются звуковая сигна-
лизация и вибратор штурвала левого лечика.
Отпустите кнопку КОНТРОЛЬ. При этом:
- нижняя кромка сектора критических углов атаки установится на значении 14,5°;
- стрелка текущих углов атаки установится на значение, соответствующее положению
флюгера датчика углов атаки;
- стрелка перегрузок установится на значении 1+0,2;
- табло КРИТИЧ. РЕЖИМ и светосигнализатор на указателе углов атаки и перегрузок
погаснут, вибратор штурвала отключится.
В. Эксплуатация в полете
Не допускайте выхода на режимы, при которых стрелка текущих углов атаки на УАП
приближается к сектору критических углов, а стрелка перегрузок - к сектору пре-
дельных перегрузок.
При включении сигнализации,предупреждающей о критическом режиме, руководствуй-
тесь рекомендациями подразд. 4.15.
8.15.5. Курсовая система
А. Общие сведения
Курсовая система 1Ш предназначена для определения и указания курса и углов
разворота самолета, а в комплексе с радиокомпасом - для определения магнитных
пеленгов (МНР) и курсовых углов радиостанции (КУР).
Курсовая система выдает сигналы курса в автопилот, аппаратуру "Курс МП” и инди-
каторы курсовых углов (ИКУ), в регистратор "Тестер-УЗ", на указатель штурмана
(УШУ), на указатели НПП и в систему дальней навигации.
В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в режи-
мах магнитной коррекции (МК) или гирополукомпаса (ГПК).
Основным режимом работы системы является режим гирополукомпаса с периодической
• коррекцией его показаний магнитным корректором. Выполнение всех функций управ-
ления системой производится с пульта управления системы.
Размещение органов управления и индикации курсовой системы показано на
рис. 8.15-6.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.15-6.
Таблица 8.15-6
Наименование Функциональное назначение
Выключатель КУРС. СИСТ. - ОТКЛЮЧЕНО Пульт управления Переключатель СЕВ. - ШН. Переключатель МК - IUK Переключатель ЗАП. - ОСН. Ручка ПИРОГА Переключатель 0 - КОНТР. - 300 Переключатель ЗК— Два светосигнализатора ЗАВАЛ ГА Включение курсовой системы Выбор полушария Земли для ввода широты Выбор режима работы курсовой системы Выбор канала запасного или основного Установка значения широты местонахождения Контроль курсовой системы При нажатии происходит согласование курсо- вой системы Сигнализация отказа запасного или основного гироагрегата
Наименование Функциональное назначение
Указатель штурмана (УШУ) Индикатор курсовых углов (ИКУ) Навигационно-пилотажный прибор (НПП) Коррекционный механизм (КМ) Индикация штурману курса самолета, пеленгов, КУР и выдача сигналов курса потребителям Индикация летчикам МК и КУР Индикация углов курса и КУР. Индикация положения самолета относительно курса посадки и глиссады планирования. Сигнализация о входе в зоны уверенного приема сигналов наземных радиомаяков. Установка и индикация заданного курса. Выдача в вычислитель СДУ сигналов отклонения от заданного курса Указание МК, ввод магнитного склонения, устранение четвертной девиации и инструмен- тальной погрешности
Б. Подготовка к полету
I) Установите выключатель КУРС. СИСТ. - ОТКЛЮЧЕНО в положение КУРС. СИСТ.
2) Через 1,5-2 мин после включения питания установите на коррекционном меха-
низме отметчик склонения на нулевую отметку.
3) Установите на пульте переключатель СЕВ. - ЮИН. в положение, соответствующее
местонахождению самолета, переключатель режимов работы МК - ПК - в положение
МК, переключатель каналов ЗАП. - ОСН. - в положение ОСН.
4) Установите переключатель 0 - КОНТР. - 300 в положение "О" - на указателях
НЛП и УШУ установится курс, равный 0°+10°. Установите переключатель 0 - КОНТР.
- 300 в положение "300" - на НПП и УШУ установится курс, равный 300°+10°.
ПРИМЕЧАНИЕ. При установке переключателя в положение "О" или "300" загорается
светосигнализатор ЗАВАЛ ГА ОСН. (ЗАВАЛ ГА ЗАП.).
5) Натайте переключатель ЗК; при этом произойдет быстрое согласование курсовой
системы, на НПП и УШУ установится магнитный курс самолета.
РУКОВОДСТВО НО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Органы управления и индикации курсовая системы
Рас. 8.15-6
о) Установите переключатель ЗАД. - ОСН. в положение ЗАП. и повторите проверку
по гш. 4, 5.
7) Установите ручкой ШИРОТА значение широты места вылета.
8) Установите переключатель МК - ПК в положение ПК, а переключатель ЗАЛ. -
ССН. - в положение ОСН.
Показания НПП, УШУ и ИКУ должны соответствовать магнитному курсу самолета
на стоянке.
В. Эксплуатация в полете
Установите переключатель МК - ГПК на пульте управления в положение МК при полете
по локсодромии или в положение ГПК - при полете по ортодромии; при этом основной
глроагрегат будет работать в выбранном режиме ("Ж" или "ЛК"), а запасной - в
другом режиме ("ГПК" или "МК").
Потребители (автопилот, УШУ, НПП), подключенные к основному гироагрегату, полу-
чают гиромагнитный курс (в режиме "МК") или гирсполукомпасный курс (в режиме
"ЛК"), а задатчик курса (ЗК) получает курс, соответствующий режиму запасного ги-
роагрегата.
ПРИМЕЧАНИЕ. Шкалы ЖУ аппаратуры "Курс МП" во всех случаях индицируют маг-
нитный курс.
Установите переключатель ЗАЛ. - ОСН. в положение ОСН.
При работе основных приборов в режиме "ГПК" при необходимости произведите кор-
рекцию по глагнитному курсу. Расхождение показаний между магнитным курсом и по-
казаниями приборов, работающих в режиме "ПК", определяйте, сравнивая показа-
ния НПП с ЗК.
Для быстрого согласования курсовой системы по магнитному курсу нажмите переклю-
чатель ЗК (в режиме "МК").
Для установки шкал указателей на заданный курс нажмите переключатель ЗК (в ре-
жиме "ЛК").
При необходимости получить на указателях показания истинного курса в режиме
"Ж" введите магнитное склонение с помощью кремальеры на коррекционном механиз-
ме с аосдедущмм согласованием системы нажатием переключателя ЗК, при этом
индекс магнитного склонения аа ЖУ должен быть установлен на "О”.
После проверки согласуете систему по магнитному курсу нажатием переключ4теля 31.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Загорелся светосигнализатор ЗАВАЛ ГА ЭСН. Загорелся светосигнализатор ЗАВАЛ А ЗАЛ. ; похождение в показаниях Н(П,31(-2 не величину, аревышвпцую местное маг- нитное склонение на ±5° (повышенный дрейф) очного из гиро- агрегатов) Росхожлен.чз з показаниях УШ и ИИ на величину> лреннаапцуо местное гапцгтнпе склонение на ±5° Установите переключатель ЗАЛ. - ОСН. в по- ложение ЗАЛ. - светосигнализатор ЗАВАЛ ГА ОСН. погаснет. Не пользуйтесь задатчиком курса Для работы аппаратуры "Курс МП" в режиме "тсн" установите переключатель МК - ПИ в половшее ПК Не пользуйтесь задатчиком курса автааилотэ КЭ - информировать штурмана о расхочдея!”т И.ТП я ЗИ-2. Штурману, сравнивая показания ЖГ, КК, КЙ-13, определять исправны;! гироагрегат. Додкияить при необходимости НЛП летчиков к исправному гвроагрегату. Проинформировать летчиков об исправно рабстяиих индикаторах Йгуркэну, сравнивая показания пМ» ЛГУ, ГС5-£3, определить отказавший прибор. Проинформировать летчиков об исправно работаждлх иняЕхаторзх. 1 1 J
8.15.6. Сжстемж дяректорчого управления
А. Оби» сведетя
Система дарвкторного управления (СДУ) "Привод АНЭ" предназначена для упрощения
□ыопрованяя путем обобщения информации о положении самолета в пространстве, по-
лучаемо* от бортового пвлотажно-надарационного оборудования, и формирования
командных сигналов, индицируемых на командно-пи лот.-ч-.х приборах {КПП).
А
СД7 обеспечивает:
- полет по заданному курсу (ЗК);
- полет ын заданной высоте;
- марарутныв полет по сигналам радиомаяков vor (совместно с системой "Курс КП");
- директории^ заход на лосадау (совместно с системой "Курс л'Л");
- сигнализацию отказов CJU я радионавигационного оборудования.
Размечете органов управления и индикации СДУ показано на рис. 8.15-7.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.15-7.
Таблица 8.15-7
йалменованве
Переключатель НЛП с положениями AFK > I
ЛЯ Л 2
Выключатель СД7 - CTKJKHSHO
Приборы слепо* посадки (ПСП)
Переключатель НА Cjff КУРС МП * I -
ЙА (ДУ КУРС МП Ж 2
Тибжо КУРС Ш Ж 1 НА СДУ а КУРС ят
Ж 2 НА (ДУ
Намиадисымо-пжяотажнм* прибор (КПП)
Км—,11 ииоя—— ГП—it (КБ)
Кнопка Ж
Функциональное назначение
Подключение стрелок КУР НИИ к радиокомпа-
су .* I или J4 2
Включение и отключение СДУ
Индикация положения самолета относительно
курса посадки и глиссады планирования
Подключение "Курс JCT Л I или Jf 2 к ОДУ
(Сигнализация о подключении "Курс МП" > I
или "Курс МП" » 2 к СДУ
См. п. 8.15.5
См. п. 8.15.2
Синхронизация заданного магнитного курса
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Продолжение табл. 8.15-7
Наименование функциональное назначение
Пульт управления Переключатель КВ - ОТКЛ. - ГЛИССАДА Переключатель ОТКЛ. - ЗК - НАВИГАЦИЯ - ЗАХОД Лампа-кнопка КОНТРОЛЬ Светосигнализаторы КУРС и ТАНГАЬ Переключатель .«АЯК с положениями НА - ОТ Управление системе!» в полете: Управление продольным каналом Установка режима работы СДУ Включение л сигнализация автскснтрсля Сигнализация отказов канала курса или тангажа Переключение полярности сигнала зоны курсового радиомаяка
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления:
Выключатель СДУ - ОТКЛЮЧЕНО ОТКЛЮЧЕНО
Переключатели:
ОТКЛ. - ЗК - НАВИГАЦИЯ - ЗАХОД ОТКЛ.
КВ - ОТКЛ. - ГЛИССАДА ОТКЛ.
После запуска двигателей и проверки работоспособности курсовой системы, гиро-
датчиков и радиокомпасов проверьте работоспособность СДУ, для чего:
- установите выключатель СДУ - ОТКЛЮЧЕНО в положение СДУ;
- установите ыкалы тангажа на КПП в нулевое положение;
- установите переключатель ОТКЛ. - ЗК - НАВИГАЦИЯ - ЗАХОД в положение ЗК,
НАВИГАЦИЯ или ЗАХОД;
- установите переключатель КВ - ОТКЛ. - ГЛИССАДА в положение КВ или
ГЛИССАДА;
- нажмите лампу-кнопку КОНТРОЛЬ, которая загорается на время автоматического
контроля. При исправной СДУ светосигнализаторы КУРС и ТАНГАМ не горят;
- повторите проверку СДУ на других режимах.
Органы управления и индикации СДУ
Рис. 8.15-7
В. Эксплуатация в полете
Перед каждым новым режимом полета производите проверку СДУ, для чего:
- включите систему;
- установите заданный режим;
- нажмите и отпустите лампу-кнопку КОНТРОЛЬ. Лампа-кнопка загорится, бленкеры
КПП, НПП и ПСП выпадут. Если система работоспособна, лампа-кнопка КОНТРОЛЬ
погаснет, бленкеры закроются, указывая на готовность системы к работе.
При пилотировании допускается расхождение в показаниях директорных стрелок на КПП
и стрелок положения на ПСП, а также расхоадение в показаниях между стрелками КПП
и планками положения равносигнальных зон на НПП в пределах нулевых индексов
центрального кружка.
Привод самолета в район аэродрома, выполнение предпосадочного маневра и заход
на посадку по маякам типа ILS выполняйте в соответствии с п. 8.16.8.
Полет по заданному курсу
Установите на указателе НПП ручкой ЗК заданный курс полета и нажмите кнопку ЗМК.
При этом ручка ЗК второго НПП стопорится.
Установите переключатель ОТКЛ. - ЗК - НАВИГАЦИЯ - ЗАХОД в положение ЗК.
Удерживайте командные стрелки крена КПП на нулевых индексах, управляя самолетом
• по крену. При выходе самолета на заданный курс стрелки заданного курса НПП сов-
местятся с неподвижными индексами отсчета курса, а стрелки отклонения от ЛЗП -
с нулевыми индексами. В дальнейшем удерживайте директорные стрелки на нулевых
индексах. Самолет должен следовать по заданному курсу.
Компенсируйте снос самолета установкой стрелки ЗК в сторону против направления
ветра на угол сноса. Выполните доворот на новый курс, удерживая директорные
стрелки крена КПП на нулевых индексах.
Режим стабилизации заданной высоты
После вывода самолета на заданную высоту полета установите переключатель КВ -
ОТКЛ. - ГЛИССАДА в положение КВ и, управляя самолетом по тангажу, удерживайте
командные стрелки тангажа на нулевых индексах.
Для набора высоты или снижения отключите корректор высоты, установив переклю-
чатель КВ - ОТКЛ. - ГЛИССАДА в положение ОТКЛ.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Загорелся светосигнализатор КУРС (ТАНГАХ) на пульте управления и выпал бленкер "К" ("Т") на КПП Не пользуйтесь каналом крена (тангажа)
Загорелся светосигнализатор КУРС (ТАНГАЖ) на пульте управления и выпали бленкеры "К" и "Т" на КПП Не пользуйтесь СДУ
8.15.7. Магнитный жидкостный компас
Магнитный жидкостный компас КИ-13К предназначен для определения магнитного курса
самолета в прямолинейном горизонтальном полете и используется при отказе курсо-
вой системы.
Компас установлен на приборной доске летчиков по оси симметрии самолета.
Остаточная девиация компаса на курсах С, 90°, Ю, 270° - не более ±10°.
Угол застоя картушки - не более ±1°.
Время полного успокоения картушки - не более 17 с.
Конструкция компаса обеспечивает его нормальную работу при кренах самолета до 17°.
При использовании компаса в полете необходимо в показания магнитного курса вносить
поправки из графика девиации.
Точность показаний магнитного курса повышается при подключении на бортсеть только
аварийных потребителей.
ПРИМЕЧАНИЕ. Списание девиации компаса производится при подключении ня бортсеть
аварийных потребителей.
8.15.8 Система сигнализация опасной скорости сближения с землей
А. Общие сведения
Система сигнализации опасной скорости сближения с землей (ССОС) предназначена
для предупреждения экипажа об опасной скорости сближения самолета с землей
ССОС выдает сигналы предупреждения - загораются красные мигающие табло
‘ОПАСНО ЗЕМЛЯ’ и прослушивается непрерывный звуковой сигнал в телефонах СПУ по
этапам полета при следующих опасных ситуациях:
- в наборе высоты (шасси убрано, в диапазоне геометрических высот 50 - 250 м) при по-
явлении тенденции к снижению с вертикальной скоростью более 1,6 м/с,
- при снижении в диапазоне геометрических высот 600 - 50 м, если барорадиоинерци-
альная скорость снижения превышает значение, определяемое зависимостью I
(см. рис 815-8);
- при снижении в диапазоне геометрических высот 400 - 50 м, если барорадиоинерци-
альная скорость снижения превышает значение, определяемое зависимостью II
(см. рис. 8.15-8);
- при заходе на посадку (шасси убрано, в диапазоне геометрических высот 250 - 50 м).
Ограничения по системе
1. Пользоваться сигналами ССОС разрешается через 3 мин (не ранее) после включения
электропитания
2. Нижняя граница эоны срабатывания ССОС находится в диапазоне геометрических вы-
сот (50±8) м при стандартных условиях.
3. При выходе самолета на критический угол атаки светосигнальные табло ОПАСНО
ЗЕМЛЯ гаснут (из-за срабатывания АУАСП) и загораются мигающие красные свето-
сигнальные табло КРИТИЧ.
Размещение органов управления и индикации показано на рис 8.15-9.
Функциональное назначение органов управления и индикации: Табл. 8.15-8
Наименование Функциональное назначение
Выключатель ССОС (закрыт защитным колпачком) Нажимной переключатель КОНТРОЛЬ ССОС с положениями ЭЛЕКТРОЦЕПИ, ПРОГРАММА 1 и ПРО- ГРАММА 2 Светосигнальное табло: Желтое ССОС ОТКАЗ Два красных ОПАСНО ЗЕМЛЯ Отключение системы Контроль работоспособности системы Сигнализация об отказе ССОС Сигнализация опасной скорости сбли- жения с землей
Высота полета по РВ,
Рис. 8.15-8. Зоны включения сигнализации
ССОС.
I - зона бароинег зональной скорости
снижения
U - зона барорадиоинерциональной скорости
снижения
Рис. 8.15-9. Органы управления и индикации ССОС.
Б. Подготовка к полету
После запуска двигателей и подключения к электросети источников постоянного я
переменного тока:
- Провесьте включение АЗС ССОС, А/АС-1, РВ, УПР.ШАССИ, CHHHAjI ПАССИ;
- проверьте включение выключателей ЕВ-ОТлЛ, А/АС*-ОТ£1, ССОС-ОТЦЛ {должен
быть под колпачком). При этом не должно гореть табло ССОС-ОТНАЗ;
- нажмите переключатель КОНТРОЛЬ ССОС последовательно в положения ЭЛЕКТРОЦЕПИ,
ПРОГРАММ I и ПРОГРАММА 2. При этом не позднее 5 с в положении ЭЛЕКТРОЦЕПИ
а 25 с в положениях ПРОГРАММА I и ПРОГРАММА 2 после каждого нажатая должны
загореться мигающие светосигнальные табло ОПАСНО ЗЕМЛЯ и прослушиваться неп-
рерывный звуковой сигнал в телефонах СПУ. Переключатель нажимайте с интерва-
лом не менее 25 с.
3. Эксплуатация в полете
При срабатывании сигнализации ССОС в наборе высоты над холмистой (горной) мест-
ностью или местностью, характер рельефе которой экипажу неизвестен, энергично
переведите самолет на более крутую траекторию набора, не допуская выхода за
допустимые значения угла атаки и перегрузки, и увеличьте режим работы двига-
телей до взлетного.
После отключения сигнализации установите двигателям необходимый режим для набо-
ра высоты или горизонтального полета на эшелоне.
При срабатывании сигнализации ССОС в горизонтальном полете над холмистой (гор-
ной) местностью, или местностью, характер рельефе которой экипажу неизвестен,
переведите самолет в набор высоты с увеличением режима работы двигателей вплоть
до взлетного. После отключения сигнализации переведите самолет в горизонталь-
ный полет на высоту ближайшего эшелона, установите двигателям требуемый режим
работы и согласуйте высоту занятого эшелона с диспетчером УЗД.
При срабатывании сигнализации ССОС на снижении немедленно уменьшите вертикаль-
ную скорость снижения. При полете над холмистой (горной) местностью или мест-
ностью, характер рельефе которой экипажу неизвестен, переведите самолет в
набор высоты с увеличением режима работы двигателей вплоть до взлетного. После
отключения сигнализации доложите диспетчеру УВД о выполненном маневре и про-
должайте полет по его указанию.
При срабатывании сигнализации ССОС в процессе маневра перед посадкой на аэро-
дром в горной (холмистой) местности энергично переведите самолет в набор
высоты, не допуская выход за допустимые углы атаки и перегрузки, и увеличьте
режим работы двигателей до взлетного. После отключения сигнализации доложите
диспетчеру УВД о выполненном маневре и продолжайте полет по его указанию.
Ери срабатывании сигнализации ССОС на снижении по глиссаде уйдите на второй круг.
Уточните профиль снижения, проконтролируйте положение шасси.
При срабатывании сигнализации ССХ на предпосадочной прямой до установления
надежного визуального контакта с огнями приближения или другими ориентирами по
курсу посадки уйдите на второй крут.
ВНИМАНИЕ? ПН1 ПОЛЕТЕ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ В БОЛТАНКУ, ПРИ ПОДХОДЕ К АЭРОДРОМУ
СО СЛОДНЬСЛ РЕЛЬЕФОМ НА ПОСАДОЧНОЙ ПРЯМОЙ, ПРИ ПОЛЕТЕ ПО ГЛИССАДЕ
С УГЛОМ НАКЛОНА БОЛЕЕ 3° НАД ПРЕПЯТСТВИЯМИ ВОЗМОЖНО KFATKOBPEMEH-
НОЕ (2-3 с) СРАБАТЫВАНИЕ ОИПЫЛИЗАШИ ССОС, НЕ ТРЕБУЮЩЕЕ ОТ
ЗКИПАНА ДЕЙСТВИЙ ПО ИЗМЕНЕНИЮ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА.
. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Загорается светосигнализатор ССОС ОТКАЗ При полетах в горной местности непре- рывно контролируйте высоту по высо- томерам и радиовысотомеру, верти- кальную скорость по вариометру. При снижении при заходе на посадку контролируйте выпущенное положение шасси
8.16. Радиоэлектронное оборудование
В. 16. РШОЭДЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
а.16.1. Самолетное переговорное устройство
А. Общие сведения
Самолетное переговорное устройство (СДУ) предназначено для двусторонней телефон
ной внутрисамолетной связи по двум сетям между членами экипажа.
выхода членов экипажа на внешнюю радиосвязь, прослушивания сигналов радаоаавях*а
ционной аппаратуры и сигналов специального назначения, а такие для связи членов
экипажа с выпускакЕщм при запуске двигателей.
СПУ обеспечивает:
- внутрисамолеткую двустороннюю телефонную связь ыеэду членами аклгпшг
по любой из двух сетей с одновременным прослушиванием с нонижекийи гром
костью сигняяпн внешней сняни;
- переход из одной сети внутрисаыолатаой телефонной связи в другую;
- циркулярную внутрисамолетную телефонную связь со ьсема абонентами с макси-
мальной нерегулируемой громкостью, независимо от подокония переключотедая на
абонентском аппарате каждого абонента, с одновременным прослущиран ?абонен-
тами тех видов связи, которыми они пользовались до додачи циркулярного вызова
- выход на внешнюю двустороннюю радиосвязь с одновременным прослуадванлеы члена
ми экипажа сигналов радионавигационной аппаратуры и ьнутрисаыолетной телефон-
ной связи с пониженной громкостью в зависимости от положения переключателя
радиосвязей (см. табл. 8.I6-I);
- переход с внешней радиосвязи в соответствующую сеть внутрисамолетнок телефск-
ной связи;
- плавное раздельное регулирование уровня речи, принимаемой по сотам внутрн-
самолетной телефонной связи и по сети внешней радиосвязи;
- прослушивание сигналов специального назначения, из которых два регулируыых
и один нерегулируемый (сигнал опасной высоты радиовысотомера), независимо от
положения переключателей на абонентском аппарате;
- подклтярния к абонентскому аппарату командира экадааа самолетного магнитофона
для осуществления записи принимаемых и передаваемых сообщений;
- попарное резервирование разделительных усилителей, размещенных в абонентских
аппаратах членов экипажа аа счет переключения телефонов одного
абонента на выход разделительного усилителя другого абонента параллельно его
телефонам и наоборот, которое осуществляется переключателями СНУ. ОСНОВН. -
РЕЗЕРВН.
На самолете попарно зарезервированы абонентские аппараты командира экипажа и
помощника командира экипажа и штурмана.
Таблица 8.16-1
Положение пеоеключателя радиосвязей i Аппаратура связи ж радионавигации, используемая в полете
командиром Я1ШГПЯЖЯ ПОМОЩНЕКОЫ комадккра явипявр штурманом
Ш "Баклан-20" Л I (Р-863 Л I) "Баклаа-20" А I (Р-863 А I) "Балдан-20" А I (Р-863 А I)
УК2 "Баклан-20" * 2 (Р-863 А 2) "Баклан-20" А 2 (Р-863 А 2) "Бажлан-20" А 2 (Р-663 А 2)
КР 1 "Микрон" "Милроя" "Микрон" (дросдужжваыие)
СР щ-75 - СД-75
PKI АРК А I Ага а I Ага А I
"Курс МП" A I "Курс ИГА I "ЕУрс МП" А I
FK2 АРК А 2 АРК А 2 АРК А 2
"Курс МП" А 2 -Курс МП" А 2 "КУРС МП’ А 2
Любое МРИ, РВ, САС МЕИ, РВ, САС —
Для обе стечения внутрисамолетной телефонной связи
в грузовой кабине установлены (шпангоуты * 32-33):
- розетка для подключения гарнитуры ж переключатель ГОВСИ) - СЛУШАЮ (левый борт);
.. абонентский аппарат, розетка для подключения гарнитуры и кнопка СПУ (правый
Сорт);
- розетка для подключения гарнитуры и переключатель ГОДОИ) - СЛУШАЮ (потолок).
На рабочих местах помощника командира экипажа и штурмана установлены дополни-
тельные кнопки СПУ а розетки подключения гарнитуры, которые используются для
ведения внутрисамолетной и внешней связи проверяющим (лоцманом).
ПРИМЕЧАНИЕ. Одновременное ведение связи с этих рабочих мест от осно~ных и
дополнительных кнопок СПУ не обеспечивается.
По требованию Покупателя устанавливается ножная тангеита борттехкиха, подклю-
ченная параллельно с дополнительной кнопкой СПУ (см. рис. 8.I6-I, вид А).
Управление СПУ осуществляет каждый член экипажа со своего рабочего места.
СПУ включается перед запуском двигателей и отключается после заруливания
на стоянку.
Размещение органов управления СПУ в кабине экипажа показано на рис. 8.16—1.
Размещение органов управления СПУ в кабине экипажа
Рис. 8.I6-I
л
Функциональное назначение органов управления дано в табл. 8.16-2.
Таблица 8.16-2
Наименование Функциональное назначение
Переключатель радиосвязей (на абонентском аппарате) Переключатель СЕТЬ с положениями "I" и "2" Переключение телефонов и микрофонов гарнитур о одной радиостанции на другую или подключе- ние телефонов к радионавигационной аппаратуре
Пьрешиичеале 1аркатуры на нужную сеть ннутри- самолетной телефонной связи
Переключатель СПУ - РАД. Переход из сети ваутршсамолетной телефонной связи в сеть внешней радиосвязи и наоборот
Кнопка ЦВ Осуществление циркулярной внутрисамолетной телефонной связи между членами экипажа и опе- ратором
Регулятор громкости РАД. Регулирование громкости сигналов радиосредств в телефонах
Регулятор громкости СПУ Регулирование громкости сигналов внутрнсамо- летной телефонной связи
Переключатель СПУ. ОСНОВЫ. - РЕЗЕРВЫ. (у штурмана СПУ. ОСНОВЫ. - РЕЗЕРВ.) Подчинение телефонов гарнитуры к выходу раз- делительного усилителя другого абонентского аппарата при резервировании
Выключатель СПУ. РАБОТА С ПРИЦЕЛОМ - ОШ. Обеспечивает штурману ведение длительной внут- рисамолетной связи по СПУ при работе с при- целом
Кнопки на штурвалах: - СПУ - ведение внутрисамолетной телефонной связи летчиками;
- РАДИО - ведение внешней радиосвязи летчиками
Ножная тангеита РАДИО Ведение внешней радиосвязи штурманом
Наименование Функциональное назначение
Кнопка СПУ Переключатель ГОВОРЮ - СЛУШАЮ (в грузовой кабине) Розетки СПУ на рабочих местах членов экипажа и оператора Ведение внутрисамолетной телефонной связи □турманом, проверяющими Ведение внутрисамолетной телефонной связи оператором из грузовой кабины Подключение гарнитур членов экипажа, проверя- ющего и оператора
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания убедитесь, что органы управления СПУ установлены
в исходное положение:
Переключатель СЕТЬ "I" - "2"
Переключатель СПУ - РАД.
Переключатель радиосвязей
Регуляторы громкости СПУ и РАД
Переключатель СПУ. ОСНОВН. - РЕЗЕРВН.
Выключатель СПУ. РАБОТА С ПРИЦЕЛОМ - ОТКЛ.
Переключатель ГОВОРЮ - СЛУШАЮ
СЕТЬ "I"
СПУ
В любом положении
2 среднем положении
СПУ. ОСНОВН.
СПУ. ОТКЛ.
СЛУШАЮ
После подключения аэродромных источников электропитания проверьте работоспособ-
ность СПУ:
I) Убедитесь в возможности ведения внутрисамолетной телефонной связи с каждого
рабочего места, для чего:
- нажмите поочередно (КЭ, ПК, Ш, оператор) кнопку СПУ и произнесите контроль-
ную фразу, которая должна прослушиваться в телефонах.
Штурман и оператор проверят ведение связи от кнопки СПУ и установкой выклю-
чателя СПУ. РАБОТА С ПРИЦЕЛОМ - ОТКЛ. в положение СПУ. РАБОТА С ПРИЦЕЛОМ,
а переключателя ГОВОРЮ - СЛУШАЮ - в положение ГОВОРЮ;
- отпустите кнопку СПУ и установите переключатель ГОВОРЮ - СЛУШАЮ в положе-
ние СЛУШАЮ, а выключатель СПУ. РАБОТА С ПТ¥Т(ЕЛПМ - ОТКЛ. - в положение ОТКЛ.
В телефонах должна прослушиваться передача другого абонента, а также сигна-
лы внешней связи;
- установите перемиатель СЕТЬ "I" - "2" на абонентских аппаратах в положе-
ние СЕТЬ "2". При этом должна обеспечиваться внутрмсамолетная связь между
абонентами в сети 2.
2) Убедитесь в возможности ведения внешней радиосвязи, для чего:
- установите переключатель СПУ - РАД. в положение РАД.;
- установите переключатель радиосвязей в положение выбранной радиостанции.
В телефонах абонента должен прослушиваться сигнал принимаемой радиостанции.
Уровень сигнала регулируйте регулятором РАД.;
- нажмите поочередно кнопки РАДИО и ножную тангетку РАДИО и ведите передачу.
3) Убедитесь в возможности ведения циркулярной внутрисамолетной телефонной
связи, для чего нажмите кнопку ЦВ на абонентском аппарате, произведите вызов
необходимого абонента и отпустите кнопку.
В телефонах всех абонентов должен прослушиваться вызов по сетям I и 2 с макси-
мальной нерегулируемой громкостью, независимо от положения других органов
управления.
Сигналы с выходов приемников радиостанций, на которые установлены переключа-
тели радиосвязей, прослушиваются с пониженной громкостью.
4) Убедитесь в возможности резервирования абонентских аппаратов, для чего:
- установите поочередно переключатель СПУ. ОСНОВН. - РЕЗЕРВЫ. на рабочих
местах летчиков в положение СПУ. РЕЗЕРВН. В телефонах летчиков должны
прослушиваться одинаковые сигналы;
- установите переключатель СПУ. ОСНОВЫ. - РЕЗЕРВ, на рабочем месте штурмана
в положение СПУ. РЕЗЕРВ. В телефонах штурмана прослушиваются те же сигналы,
что и в телефонах оператора;
- установите переключатели СПУ ОСНОВН. - РЕЗЕРВЫ, на всех рабочих местах в
положение СПУ ОСНОВЫ.
В. Эксплуатация в палете
Внутрисамолетную телефонную связь и внешнюю радиосвязь ведите в соответствии с
полетным заданием и указаниями командира экипажа.
При возникновении опасной ситуации в полете для одновременного оповещения всех
членов экипажа используйте циркулярную внутрисамолетную телефонную связь.
Для совместной работы гарнитуры ГСП-А-IS с кислородной маской 124-32АГ
необходимо:
- закрепить затылочный ремень на задние держатели телефонов, отрегулировал
его по размеру головы;
- повернуть держатель с микрофоном вверх к оголовью;
- накинуть хомутики ремней кислородной маски на передние дервателя телефонов,
притянуть кислородную маску к лицу натяжение:.: ремней;
- подключить штепсель гарнитуры маски КЛ-32ЛП в спецгнездо гарнитуры ГСП-А-18.
При подключении масочной гарнитуры микрофон гарнитуры ГСЕ-A-IS автоматически
отключается;
- проверить работоспособность СПУ.
После заруливания на стоянку и останова двигателей отключить СП7.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Отсутствует слышимость в сетях внутренней и внешней связи Отсутствует слышимость в сети I внутри- самолетной связи Не отключается передатчик радиостанции после отпускания кнопки РАДИО (возможна поломка возвратной пружины и замыкание контактов кнопки) Проверьте подключение гарнитуры. Если слышимость не восстановилась, установите переключатель СП7 ОСНОВЕ. - РЕЗЕРВЕ, в положение СПУ РЕЗЕРЗН. Установите переключатель СЕТЬ "I" - "2" на абонентском аппарате в поло- жение СЕТЬ "2” Отключите передатчик радиостанции, установив на абонентском аппарате переключатель радиосвязи в положе- ние ?КЕ (РК2)
w
8.16.2. КВ радиос.акция
А. Общие сведения
Коротковолновая (КВ) радиостанция "микрон" предназначена для ведения дальней
беспоисковой бесподстроечной симплексной телефонной радиосвязи экипажа самолета
с наземными радиостанциями и экипажами других самолетов в диапазоне частот от
2,0000 до 23,9999 МГц с дискретностью 100 Гц или только приема в диапазоне от 2
до 28 МГц.
Радиостанция обеспечивает следующие веды работ: "ЯГ, "ОМН", "АМ".
Виды работ "АТ" а "ЧТ" на самолете не используются.
Включение и управление радиостанцией производят помощник командира экипажа.
После включения к настройки радиостанции возможность ведения связи предоставля-
ется командиру экипажа. Штурман может только прослушивать сигналы приемника
радиостанции.
При ведении связи по КЗ радиостанция переключателз радиосвязей на абонентских
аппаратах СИ7 должны находиться в соложении КР.
I. После включения радиостанция готова к работе не более чем через
4,5 мин с пониженной стабильностью и через 15 мин - с номинальной
стабильностью.
2. Радиостанция обеспечивает непрерывную работу в течение 24 ч по циклу:
5 мин - передача, 5 мин - прием.
Допускается непрерывная работа в режиме передачи в течение 15 мин,
после чего радиостанция должна работать в режиме приема не менее I ч.
3. Время перехода с одной частоты на другую составляет не более 26 с.
4. Время перестройки с одной частота на другую в режиме ’ПРИ. 2-28 МГц"
составляет 4-5 с.
5. Радиостанцию разрешается эксплуатировать в диапазоне температур
от «нус 55 °C до +50 °C.
6. При ведении редаос вязи с радиостанциями, имеющими пониженную
стабильность частота, возможна дополнительная подстройка частота
црииивемого сигнала ручкой установки сотен 1Ц на пульте управления
радиостанция - при ваде работа "OUH", и ручкой установки единиц кЩ -
при виде работа "А1Г.
7. Радиостанция автоматически отключается в режиме передачи при умвнь-
оании режима двигателей ниже 30° по УПРТ.
Расположение органов управления и индикации КВ радиостанции показано на
рис. 8.16-2.
функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.16-3.
Таблица 8.16-3
Няименование Функциональное назначение
Переклиатель ОМ - СЫН - АМ - АТ - ЧТ Выбор вида работы радиостанции
Тучки установки частоты и цифровое отсчетное устройство Набор и индикация требуемой частоты
Переключатель АРУ - РРУ Выбор автоматической или ручной регулировки усиления принятого сигнала
Ручка ГРОМК. Регулировка громкости приемника
Ручка ТОН На самолете не используется
Ручка САМОКОНТР. Регулировка уровня самопрослушивания при передаче
Переключатель "НЕМ. 2-28 МГЦ" Переключение радиостанции в режим приема в диапазоне 2-28 МГЦ
Светосигнализатор ПРД Индикация о работе радиостанции в режиме передачи
Светосигнализатор НАСТР. Индикация о работе радиостанции в режиме настройки
Светосигнализатор АВАР. Сигнализация об аварийном состоянии радио- станции
Табло ПРД КВ РАБОТАЕТ Сигнализация о работе КВ радиостанции в режиме передачи
Выключатель КР - ОТКЛ. Включение и отключение электропитания КВ ряди остя нттки
ВТКЛ.
Органы управления и индикации КВ радиостанции
Рис. 8.16-2
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания радиостаними убедитесь, что органы управления
установлены в исходное положение:
Выключатель КР - ОТКЛ.
Переключатель "ПРИ. 2-28 МГц"
Переюпяатель АРУ - РРУ
Переключатель вида работ
ручки GAMOKOHTP. и ГРОМК.
Переключатель радиосвязей
Переключатель СПУ - РАД.
(на абонентских аппаратах)
ОТКЛ.
В положении, противополож-
ном направлению стрелки
АРУ
AL5
В среднем положении
КР
РАД.
После подключения аэродромных источников электропитания проверьте работоспособ-
ность радиостанции, для чего:
- установите на абонентском аппарате сПУ переключатель радиосвязей в положение
КР, а СПУ - РАД. - в положение РАД.;
- установите выключатель КР - ОТКЛ. в положение КР - на пульте управления радио-
станции должно загореться табло НАСТ.;
- установите переключателем ОМ - ОМЕ - АМ - АТ - ЧТ необходимый вид работы;
- установите ручками установки частоты на пульте управления частоту аэродромной
радиостанции. По окончании цикла настройки табло НАСТ, гаснет, а в телефонах
прослушиваются шумы приемника или сигналы аэрюдрсыной радиостанции;
- нажмите кнопку РАДИО, установите двустороннюю связь с аэродромной радиостан-
цией и отпустите кнопку. Радиосвязь должна быть устойчивой. В режиме передачи
в телефонах четко прослушивается собственная передача, горят светосигнализа-
затор ПРД и табло ПРД КВ РАБОТАЕТ;
- отключите радиостанцию, установите выключатель КР - ОТКЛ. в положение ОТКЛ.
В. Эксплуатация в полете
Радиосвязь вадите в соответствии с полетным заданием.
При необходимости использования режима работы "НЕМ. 2-28 МП:":
- откройте крышку переключателя "ШИ. 2-28 MDj" на пульте управления радио-
станции я установите переключатель в положение, указанное стрелкой;
- ручками набор» частоты наберите необходимую частоту в диапазоне 2-28 МГЦ.
По окончании цикла настройки табло НАСТ, на пульте управления должно погаснуть;
- прослушайте принимаемую информацию.
Громкость принимаемого сигнала устанавливайте регулятором РАД на абонентском
аппарате СПУ и регулятором ГРОМК. на пульте управления радиостанции.
ПРИМЕЧАНИЯ: I. Установку новой частоты разрешается производить,. когда табло
НАСТ, не горит.
2. Основным режимом работы радиостанции является режим автоматичес-
кой регулировки усиления принятого сигнала (AIV).
По окончании прослушивания информации установите переключатель "ШК. 2-28 МЩ"
в положение, противоложное указанному стрелкой, и закройте крышку переключателя
на пульте управления.
Перед посадкой отключите радиостанцию, установив выключатель КР - ОТКЛ. в
положение ОТКЛ.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
В режиме передачи погасли светосигнали- заторы ПРД и табло ПРД КВ РАБОТАЕТ на рабочих местах членов экипажа, пропало самопрослушивание собственной передачи На пульте управления загорелось табло АВАР. Экипажу продолжать прием сигналов, а для перевода радиостанции в решим передачи необходимо отключить и снова включить режим передачи Отключите радиостанцию и через 3 с снова включите. Если табло АВАР, загорелось вновь, от- ключите радиостанцию
8.16.3. МВ-ДМВ радиостанция
А. Общие сведения
МВ-ДМВ радиостанция Р-863 предназначена для ведения беспоисковой бесподстроеч-
ной двусторонне! радиотелефонной связи членов экипажа самолета с командными
пунктами и экипажами других самолетов в МВ диапазоне от 100 до 149,975 МГц и в
ДМВ диапазоне от 220 до 399,975 МГц с разносом частот между соседними канала-
ми 25 к!Ц.
Радиостанция дозволяет осуществить выбор любого канала связи из 9200 частот
без предварительной настройки или одной из 20 частот, заранее установленных
на земле.
Радиостанция обеспечивает следующие виды работ: "АМ" и "ЧМ".
Выбор вида работы осуществляется переключателем АМ - ЧМ на пульте управления
радиостанции.
На самолете установлены две радиостанции: 1 I и * 2. Радиостанция > I укомплек-
тована пультом управления с запоминающим устройством, а радиостанция Л 2 укомп-
лектована пультом управления с наборным устройством.
Каждая радиостанция имеет аварийный приемник, обеспечивающий дежурный прием
сигналов на аварийной частоте (в радиостанции * I - на частоте 243 МГЦ, в радио-
станции 1 2 - на частоте 121,5 МГц).
При приеме сигнала на аварийной частоте загорается светосигнализатор АП незави-
симо от положения выключателя АП. Включение и отключение прослушивания аварий-
ного приема производится выключателем АП.
Управление радиостанцией * I осуществляется командиром экипажа, радиостанцией
> 2 - помощником командира экипажа.
После включения и настройки радиостанций * I и М 2 возможность ведения связи
предоставляется штурману.
При ведении связи по радиостанциям переключатель радиосвязей на абонентских
аппаратах СПУ должен находиться в положении УК1 для радиостанции № I или
УК2 - для радиостанции > 2.
Расположение органов управления и индикации МВ-ДМВ радиостанции а I и * 2
показано на рис. 8.16-3.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.16-4.
УКРН1 УКРМ2
Органы управления и индикапия МВ-ДМВ радиостанций
Рис. 8.16-3
I. Время готовности радиостанции к работе - не более 5 мин, время выхода на
заданную стабильность - 15 мин.
2. Радиостанция обеспечивает работу по циклу: I мин - передача, 5 мин - прием.
Максимальная длительность работы в рекиме "Передача”: - не более 20 мин.
3. При наличии помех выключатель ПШ на пульте управления радиостанции должен
быть установлен в верхнее положение.
4. Включение и отключение электропитания радиостанции, переключение каналов
и видов работы разрешается только в режиме приема.
5. В момент включения радиостанции или в момент перехода с передачи на прием
при работе радиостанции в полосе пропускания аварийного приемника возможно
кратковременное загорание светосигнализатора АП.
Таблица 8.16-4
Наименование Функциональное назначение
Переключатель АМ-ЧМ Выключатель АП Светосигнализатор АП Выключатель ПШ Выключатель АРК Ручка КАНАЛ я спецокно на запоминающем устройстве Кодовые диски и шкала на наборном устройстве Регулятор громкости Выключатели УКР > I - ОТКЛ. и УКР > 2 - ОТКЛ. Выбор вида работы ("АМ" или "ЧМ") Включение и отключение аварийного приемника Ивдикяция приема сигнала на аварийной частоте Включение и отключение подавителя шума На самолете не используется Переключение и индикация требуемого канала связи Набор и индикация требуемой частоты связи Регулировка громкости приемника Включение и отключение электропитания МВ-ДМВ радиостанций Ji I и Ji 2
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания убедитесь, что органы управления установлены в
исходное положение.
На пульте управления радиостанции:
Выключатель УКР > I - ОТКЛ.
Выключатель УКР J* 2 - ОТКЛ.
Выключатель АД
Выключатель П11
Переключатель АМ - ЧМ
Регулятор громкости
На абонентских аппаратах СПУ:
Переключатель радиосвязей
Переключатель СПУ - РАД.
ОТКЛ.
ОТКЛ.
Нижнее
Нижнее
АМ
Правое крайнее
УК1 (УК2)
РАД.
После подключения аэродромных источников электропитания проверьте исправность
МВ-ДМВ радиостанций Я I и > 2, для чего:
- установите выключатели УКР * I - ОТКЛ. и УКР 12- ОТКЛ. в положения УКР Я I
и УКР * 2 соответственно.
В телефонах гарнитуры должны прослушиваться шумы приемника;
- установите на пультах управления канал (частоту) аэродромной радиостанции;
- нажмите поочередно кнопку РАДИО и ножную тангеиту РАДИО и установите двусторон-
нюю радиосвязь. Радиосвязь должна быть устойчивой, в телефонах гарнитуры долж-
на четко прослушиваться собственная речь;
- убедитесь в нормальной работе подавителя шума, для чего установите выключатель
ИШ в верхнее положение. Шумы в телефонах должны уменьшиться.
В. Эксплуатация в полете
Радиосвязь ведите в соответствии с полетным заданием.
При загорании светосигнализатора АП включите выключатель АП, прослушайте инфор-
мацию на частоте аварийного канала и при необходимости установите двустороннюю
радиосвязь.
Перед остановом двигателей отключите МВ-ДМВ радиостанции > I и М 2.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Отсутствует прием сигналов и не прослушивается в телефонах собственная речь абонента по радиостанции Ji I (Л 2) Используйте для связи радиостанцию Л 2 (Л I). Отказавшую радиостанцию отключите
8.16.4. МВ радиостанция*
А. Общие сведения
Радиостанция МВ диапазона ("Баклан-20") предназначена для ведения беспоисковой
бесподстроечной двусторонней радиотелефонной связи членов экипажа с наземными
радиостанциями и экипажами других самолетов в диапазоне от 118 до 135,975 МГц
с разносом частот между соседними каналами 25 кГц.
На самолете установлены две МВ радиостанции: № I и J6 2.
Управление радиостанцией J* I осуществляется командиром экипажа, радиостанцией
М2- помощником командира экипажа.
После включения и настройки радиостанций Ji I и * 2 возможность ведения связи
предоставляется штурману.
При ведении связи по радиостанциям переключатели радиосвязей на абонентских ап-
паратах СПУ должны находиться в положении УК1 - для радиостанции й I, в положе-
нии УК2 - для радиостанции > 2.
I. Время готовности радиостанции к работе после включения - I мин.
2. Радиостанция обеспечивает работу по циклу:
I мин - передача, 4 мин - прием.
3. При наличии помех выключатель ПШ на пульте управления установите в
верхнее положение.
4. Одновременная работа МВ радиостанций, из которых одна работает на
передачу, а другая - на прием, не рекомендуется ввиду возможных
взаимовлияний.
Расположение органов управления и индикации МВ радиостанций > I и > 2 показано
на рис. 8.16-4.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.16-5.
ПРИМЕЧАНИЕ. На самолете может быть установлена радиостанция
"Баклан-20" с диапазоном частот от 118 до 136,975 МГц.
* Устанавливается на самолете вместо МВ-ДМВ радиостанции Р-863 по требованию
Покупателя.
культы управления УКР # I и й 2 "Бакхан-20а
с диадаяоном частот от 118 до 135,975 МГц.
Органы управления и индикации МВ радиостанций
Рис. 8.16-4
руководство ПО ЛЕТНОЙ эксплуатации
ТЖбжжца 8.16-5
Наименование Зунтпжлнидьаде казначее»
Ручки установки частоты Цифровое отсчетное устройство Выключатель ЛЕ Выключатели УКР А I - ОТКЛ. и УКР А 2 - от. Набор требуемой частоты Индикации установленной частота Зклхнение и отключение педяедтвля щуме Включение и отключение ажакгрошстаижя № раджостаяедй А I ж А 2
Б. Подготовка к полету
Перед включением алектропжтанжи убедитесь, что органы управлении установлены
В негодное положение:
Выключатель УКР А I - ОТ8Д.
Выключатель УКР А 2 - (ИМ.
Выключатель ПЛ
да абонентских аппаратах СПУ:
Переключатель радиосвязей
Переключатель СПУ - РАД.
Регуляторы громкости РАД. и СПУ
от.
она.
3 ниям оожяммжж
Ш СУЕ)
эт.
В среднем положеижж
После подключения аэродромных источников едахтрохаетнжжя проверьте райсяосшособ-
ность радиостанций * I л * 2, для чего:
- установите выключатели УКР A I - ОТК£_ ж УКР А 2 - 0TEL в ножами УКР А I
и УКР А 2.
В телефонах гарнитуры должны прослушиваться цуш щжаижжа;
- установите на пультах управления радиостанций частоту аэродромной радиостанции;
- нажмите поочередно кнопки РАДИО и нежную тангеиту РАДИО ж уставомта двусто-
роннюю радиосвязь с аэродромной радистанцией. Раджосви» должна быть устой-
чивой, а в телефонах гарнитуре должна четко проадуживаться coder тлтп
передача;
- убедитесь в нормальной работе подавитедя пума, дли чего установите тмивяа-
тель ПШ в верхнее положение. Шумы в телег знах должны умятедп i.ж.
s*e
В. Эксплуатация в полете
Радиосвязь вадите в соответствии с полетным заданием.
Зри работе КВ радиостанции в режиме передачи возможны помехи приему
сигналов МВ радиостанции й I (2).
Зри работе JAB радиостанции на частотах кратных "2" и одновременной работе
ответчика 00-725» возможно наличие шумов на выходе радиостанции при
включенном подавителе шума.
Зеред остановом двигателей отключите Ш радиостанции 3 1 и л 2.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Появление неисправности Действия экипажа
Отсутствует прием сигналов и не прослуши- вается в телефонах собственная передача радиостанции № I (Я 2) Используйте для связи радиостанцию 12 (11), а неисправную радиостан- цию отключите
8.16.5. Магнитофон
А. СОиие сведения
Самолетный магнитофон МС-61Б предназначен для непрерывной записи на проволочный
звуконоситель информации, передаваемой и принимаемой командиром экипажа, а также
для записи скрытой информации с микрофона гарнитуры командира экипажа.
Включение и управление самолетни* магнитофоном осуществляется с пульта управ-
ления командиром экипажа.
Для сохранения записанной информации в аварийных ситуациях магнитофон помешен
в бронекожух.
I. Самолетный магнитофон обеспечивает непрерывную запись речевой инфор-
мации в течение 5,5 я.
2. На самолете предусмотрено автоматическое включение магнитофона пере-
ключателем УИРА2Д. ПЕИДН. КОЛЕССЫ (см. подразд. 8.6) при установке
его в положение ГУЛЕНИЕ или ВЗЛЕТ-ПОСАДКА и при отрыве самолета от ВПП.
Расположение органов управления и индикации магнитофона показано на рис. 8.16-5.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.16-6.
Таблица 8.16-6
Наименование Функциональное назначение
Выключатель ВК2. - ВЫКл. Включение и отключение магнитофона
Светосигнализатор ЗАПИСЬ Сигнализация работы протяжного механизма магнитофона
Переключатель СПУ - ЛАР. Переключение входа усилителя записи на мик- рофон гарнитуры командира экипажа или на выход спу
Регулятор ПОДСВЕТ Регулировка яркости подсвета пульта
Переключатель АВТОПУСК - - НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА В обоих положениях магнитофон подключен на режим непрерывной работы
Органа управления и индикации магнитофона
Рис. 8.16-5
4
Б. Подготовка к полету
После включения электропитания проверьте работоспособность магнитофона, для чего:
- убедитесь, что переключатель СПУ - ЛАР. установлен в положение ЛАР.;
- установите выключатель ВКЛ. - ВЫКЛ. в положение ВКЛ. - загорится светосигнали-
затор ЗАПИСЬ;
- произведите кратковременную контрольную запись - в телефонах должна прослуши-
ваться записываемая информация;
- установите переключатель СПУ - ЛАР. в положение СПУ и произведите кратковре-
менную запись - в телефонах должна прослушиваться записываемая информация.
В. Эксплуатация в полете
Контролируйте работоспособность магнитофона по свечению светосигнализатора
ЗАПИСЬ.
Для записи скрытой информации, не предназначенной для передачи в эфир и прослу-
шивания другими членами экипажа, командир экипажа должен установить переключа-
тель СПУ - ЛАР. в положение ЛАР.
После заруливания на стоянку и останова двигателей отключите магнитофон, уста-
новив выключатель ВКЛ. - ВЫКЛ. в положение ВЫКЛ.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Погас светосигнализатор ЗАПИСЬ Замените на щитке АЗС предохранитель ПМ-2 с трафаретом "МС"
.0. Радиовысотомер
А. Общие сведения
Радиовысотомер РВ-5Ш предназначен для непрерывного автоматического измерения
истинной высоты полета самолета в диапазоне ст 0 до 750 ы.
Радиовысотомер обеспечивает:
- визуальную индикацию данных о текущей высоте;
- звуковую и световую сигнализации пролета высоты, на которую установлен индекс
опасной высоты;
- сигнализацию исправности радиовысотомера.
звуковой сигнал о пролете опасной высоты (при снижении) подастся в телефоны
летчиков в течение 3-9 с независимо от положения органов управления на их
абонентских аппаратах СПУ.
Одновременно со звуковой сигнализацией на индикаторе радиовысотомера загорается
желтый све;осигналиэатср ОПАСНАЯ ВЫСОТА л постоянно горит при выполнении полета
ниже высоты, на которую установлен индекс опасной высоты.
Зклкчение радиовысотомера производите за 2 мин до его использования, а при
температурах ниже минус 2С°С и повышенной влажности - за 10 млн.
ЗДМАШЕ! I. Ш УГЛАХ KP3IA Л ТАНТАЛА БОЛЛЕ 15° ТОЧНОСТЬ ПОКАЗАНИЙ РАДИОЗЫСО-
ГОйЕРА УХйДДлЕГСД.
2. ПИ ПОЛЕТАХ НАД ТОЛСТЫМ СЛОИ! ЛЬДА, СНЕГА ДЕСН1ДД1 ШАССЛ2АШ
РАДЮЗЫСОТОМЕР «ЕИЕРЯЕГ ЗЫС0Т7 С ОШЖОК В СТ ОРШУ КАДЕГЭДХ,-
BUCOTU, ПОЭТОМУ ПРИ ПОЛЕТАХ НА ВЫСОТАХ 50-ВС ы ТСПЕТРаЕП^Д'З
ВЫСОТУ ПО БАРОМЕТРИЧЕСхЮЦХ ВЫСОТОМЕРУ.
3. ПРЯ ОТКАЗЕ (ОТКЛЮЧЕНИИ ПИТАЮШ) РАДИОВЫСОТОМЕРА, A TAMffi ПР.1
IlPSIAX БОЛЕЕ 30° ИЛИ ПИ! П0ЛЕ1Е ВЫиЕ РАБОЧЕГО Д1АПА50НА 2*001
3 01 ЛЕ ШКАЛЫ ИНДИКАТОРА ПОЯВЛЯЕТСЯ БЕНКЕР.
ПОЛЬЗОВАТЬСЯ П01.АЗАН1Ш1 РАДИОВЫСОТОМЕРА ПИ НАЛИЧИЯ БЕНКЕРА
3 ОКНЕ ШКАЛЫ ИНДИКАТОРА ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
«ункциоиальное назначение органов управления и индикации дано в табл. 3.16-7.
Размещение органов управления и индикации радиовысотомера показано на
рис. 3.16-6.
Па самолете может быть установлен радиовысотомер РВ-5И с модифицировшшым индикл
тором (см. рис. 8.16-6).
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Таблица 8.16-7
(Наименование функциональное назначение
Индикатор высоты с органами управления и индикации (в скобках для модернизи- рованного индикатора): - ручка-кнопка КОНТРОЛЬ УСТ. ВЫСОТ (кнопка ТЕСТ) - желтый светосигнализатор ОПАСЕАд ВЫСОТА (лампа-ручка " @ '') - окно с бленкером (сигнальный флажок) - подвижный индекс Визуальная индикация текущей высоты и исправности радиовысотомера. Установка и индикация ВНР Установка индекса ВПР, контроль работо- способности РВ Индикация достижения ВПР (установка индекса ВНР) Сигнализация неисправности РВ Установка ВПР
Органы управления и индикации радиовысотомера
Рис. 8.16-6
Б. Подготовка к полету
После включения электропитания проверьте работоспособность радиовысотомера,
для чего:
- установите ручкой УСТ. ВЫСОТ, на индикаторе высоты индекс опасной высоты на
значение "10 м" шкалы индикатора;
- установите выключатель РВ - ОТКЛЮЧЕНО в положение РВ. При этом стрелка индика-
тора должна уйти за маску со стороны больших высот, бленкер в окне шкалы ин-
дикатора должен быть виден, светосигнализатор ОПАСНАЯ ВЫСОТА не должен гореть.
После прогрева прибора стрелка индикатора высоты должна установиться в пре-
делах (0±0,8) м, из окна шкалы индикатора должен убраться бленкер, должен за-
гореться светосигнализатор ОПАСНАЯ ВЫСОТА, а в телефонах в течение 3-9 с дол-
жен прослушиваться тональный сигнал;
- нажмите кнопку КОНТРОЛЬ на индикаторе высоты. Стрелка индикатора должна пока-
зывать высоту (15x1,5) м. Светосигнализатор ОПАСНАЯ ВЫСОТА гаснет;
- отпустите кнопку КОНТРОЛЬ и убедитесь, что стрелка возвращается в положение
(0^0,8) м, а при прохождении ее через значение высоты (10+0,5) м загорается
светосигнализатор ОПАСНАЯ ВЫСОТА и в телефоны летчиков в течение 3-9 с пода-
ется звуковой сигнал частотой 400 Гц.
В. Эксплуатация в полете
При наборе высоты контролируйте срабатывание светосигнализатора
ОПАСНАЯ ВЫСОТА (при прохождении стрелки через индекс), а при сни-
жении - световой и звуковой сигназиэадии РВ.
Для контроля работоспособности РВ назмите и удерживайте кнопку
КОНТРОЛЬ /СТ.ВЫСОТ. Стрелка индикатора должна установиться в
пределах контрольного сектора.
После посадки отключите питание радиовысотомера, установите
выключатель РВ-ОТКЛЮЧЕНО в положение ОТКЛЮЧЕНО.
Г. Возможные неисправности и действия Э1лд—в
Проявление неисправности Действия экипажа
При проверке РВ в режиме встроенного контроля контрольное значение высоты не отрабатывается, а бленкер в окне шкалы индикатора не появляется На высоте кике 750 и в окне шкалы индикатора появился бленкер Замирание стрелки или завышение (зани- жение) показания радиовысотомера Нет сигнализации пролета опасной высоты Отключите радиовысотомер. При выполнении снижения сравнивайте показания левого и правого барометрических высотомеров То же Тс же Высоту определяйте по показаниям барометрических высотомеров
руководство по лгтной ЭКСПЛУАТАЦИИ
8.16.7 Автоматический радиокомпас
А. Общие сведения
Автоматический радиокомпас (АРК) предназначен для самолетовождения по приводным
и широковещательным радиостанциям и радиомаякам и позволяет:
- совершать полет на радиостанцию или от нее с визуальной индикацией курсового
угла радиостанции (КУР);
- определять местонахождение самолета по наземным станциям;
- выполнять совместно с другой аппаратурой заход на посадку по системе ОСП;
- вести прием и прослушивание сигналов радиостанций, работающих в диапазоне
частот 150-1799,5 нГЦ.
На самолете установлены два двухпультовых комплекта радиокомпаса АРК-15
S I и 1 2.
Размещение органов управления и индикации АРК показано на рис. 8.16-7.
Индикация КУР АРК А I и АРК А 2 осуществляется:
- у командира экипажа и его помощника - на индикаторы ИКУ (КУР1 - на узкую
стрелку при установке переключателя APKI - VOR1 на ИКУ в положение APKI;
КУР2 - на широкую стрелку при установке переключателя АРК2 - V0R2 на 1Ш в
положение АРК2), а также на стрелку КУР приборов КПП. Подключение стрелки КУР
к АРК Л I и АРК А 2 производится переключателями КПП АРК Ji I - АРК Я 2;
- у штурмана - на указатель УШУ (КУР1 - на стрелку "I" при установке переклю-
чателя APKI - V0R1 в положение APKI; КУР2 - на стрелку "2" при установке
переключателя АРК2 - V0R2 в положение АРК2).
Прослушивание позывных сигналов радиомаяков в телефонах летчпков и штурмана
возможно при установке на абонентских аппаратах переключателя СПУ - РАД. в по-
ложение РАД. и переключателя радиосвязей в положение PKI - для АРК A I или
РК2 - для АРК Л 2.
При этом:
- у командира экипажа и его помощнигл переключатели APKI - vosi (для АРК A I)
и АРК2 - VCR2 (дня АРК А 2) на индикаторах ИКУ должны быть установлены в
положения APKI и АРК2 соответственно;
- у штурмана переключатели APKI - VCH1 (для АРК А I) и АРК2 - V0H2 (для
АРК А 2) должны быть установлены в положения APKI и АРК2 соответственно.
Органы управления и индикации АРК
Рис. 8.16-7
Включение и проверку работоспособности АРК J6 I и АРК № 2 перед полетом выпол-
няет штурман.
При необходимости работоспособность АРК Я I проверяет командир экипажа, а ра-
ботоспособность АРК J» 2 - помощник командира. При проверке работоспособности
АРК М I и АРК > 2 летчики следят за показаниями индикаторов КУР и прослушивают
позывные радиостанций.
Управление АРК М I и АРК J6 2 в полете осуществляет штурман.
При выполнении предпосадочных маневров управление АРК № I осуществляет командир
экипажа, управление АРК Л 2 - помощник командира.
I. При загорании табло ПРД КВ РАБОТАЕТ (см. п. 8.16.2) показания КУР
не снимаются.
2. При кренах самолета показания КУР снимать не рекомендуется из-за
возможности дополнительных ошибок.
Функциональное назначение органов управления и индикации АРК дано в
табл. 8.16-8.
Таблица 8.16-8
Наименование Функциональное назначение
Пульт таоавдения радаокомдаса Переключатель режимов работы с положениями: - ВУК. - КОМ. - АНТ. - РАМ. Выбор режима работы АРК: Отключение АРК Включение режима автоматического пеленгования наземных радиостанций и радиомаяков с опреде- лением КУР Включение режима прослушивания сигналов радиостанций Включение режима пеленгования радиостанций на слух
Продолжение табл. 8.16-8
Наименование Функциональное назначение
Наборные устройства "I" и "2" Предварительная настройка на две частоты
Переключатель КАНАЛ с положениями "I" и "2" Включение предварительно настроенных частот
Кнопка РАМКА Вращение стрелок индикаторов с целью проверки устройства отработки КУР
Кнопка У ПР. Подключение управления радиокалпасом к пульту с нажатой кнопкой .
Переключатель ТЛФ - ТЛГ с положениями: Прослушивание сигналов:
- ТЛФ - модулированных;
- ТЛГ - немодулированных;
Регулятор ГРОМК. Левая и правая панели приборной доски летчиков Регулировка громкости прослушиваемых сигналов
Переключатели на ИКУ:
APKI - V0R1 Индикация на узкую стрелку ИКУ сигналов КУР и прослушивание сигналов АРК Ji I в телефонах при положении APKI
АРК2 - V0R2 Индикация на широкую стрелку ИКУ сигналов КУР и прослушивание в телефонах сигналов АРК Ji 2 при положении АРК2
* Переключатели НШ АРК Ji I - АРК Л 2 Подключение стрелки КУР НЛП к АРК Ji I или АРК Ji 2
Переключатели у штурмана:
APKI - VOR1 Индикация на стрелку "I" УШУ сигналов КУР и прослушивание в телефонах сигналов АРК Ji I при положении APKI
Продолжение тайл. 8.16-8
Наименование функциональное назначение
АРК2 - VOR2 Индикация на стрелку "2" УШУ сигналов КУР и прослушивание в телефонах сигналов АРК й 2 при положении АРК2
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания убедитесь, что органы управления установлены
в исходное положение:
Переключатели на пультах АРК № I и АРК й
ВЫК. - КОМ. - АНТ. - РАМ.
ТЛФ - тлг
КАНАЛ "I" - "2"
Регулятор ГРОМК.
Переключатели на ИКУ:
APKI - VOR1
АРК2 - VOR2
Переключатель НПП АРК Н - АРК й 2
Переключатели у штурмана:
APKI - VOR1
АРК2 - VOR2
2:
ЗЫК.
ТЛФ
"I"
Крайнее левое
APKI
АРК2
АРК № I
APKI
АРК2
электропитания проверьте работоспособ
настройке на частоты ШРИ и ДЛИЛ, для
положение
АРК Я 2);
АНТ.;
После подключения аэродромных источников
ность радиокомпасов АРК Ji I и АРК № 2 по
чего:
- установите на абонентских аппаратах переключатели СПУ - РАЛ. в
РАД., 8 переключатели радиосвязей - в положение PKI (РК2 - для
- установите переключатель ВЫК. - КОМ. - АНТ. - РАМ. в положение
- нажмите кнопку УПР.;
- плавным вращением установите регулятор ГРОМК. в крайнее правое положение.
Убедитесь в увеличении громкости прослушивания собственных шумов приемника;
- установите ручками наборного устройства канала "I" частоту ДПН4 и прослушайте
позывные ДПРМ;
- установите переключатель режимов работы в положение КОМ. Стрелки ИКУ, НПП,
УШУ должны занять положение пеленга ДПРМ;
- нажмите кнопку РАМКА и отведите стрелки КУР на 150-170° от положения пеленга.
После отпускания кнопки стрелки должны возвратиться в исходное положение;
- переведите переключатель КАНАЛ "I" - "2" в положение "2", а переключатель
режимов работы - в положение АНТ.;
- установите ручками наборного устройства канала "2" частоту БПРМ и прослушайте
позывные ЕПРМ;
- установите переключатель режимов в положение КОМ. Убедитесь, что стрелки
указателей КУР займут положение пеленга ЫПЫ;
- нажмите кнопку УПР. на пульте управления радиокомпасом, установленным у лет-
чиков, предварительно настроив его на пеленгование ЫНЫ.
Убедитесь, что положение стрелок указателей курса не изменилось;
- нажмите кнопку УПР. на гульте управления радиокомпасом на рабочем месте штур-
мана.
Убедитесь, что положение стрелок указателей курса не изменилось;
- нажмите кнопку РАНКА и отведите стрелки КУР на 150-170° от положения пеленга.
Убедитесь, что после’ отпускания кнопки стрелки возвратились в положение пеленга.
В. Эксплуатация в полете
Переключатель режимов работы АРК должен находиться в положении КОМ.
Для прослушивания сигналов радостанций при настройке (перенастройке) радиокомпаса
включайте режим "АНТ.". В случае необходимости убедитесь в правильности выбора
приводной радиостанции.
При подходе к аэродрому посадки установите на АРК Jfc I частоту ДЛИЛ, а на
АРК # 2 - частоту НИМ.
После посадки отключите АРК.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Показания КУР не соответствуют расчет- ным Проверьте правильность установка частоты станции и ее позывных сигналов
Наблюдаются колебания, самоход стрелок всех указателей КУР, пропадание сигнала прослушивания АРК >1 (А 2) во всем диапазоне частот Переключитесь на второй пульт управления (лу) арк а 2 (;:i) Если работоспособность но восстановилась, отключите неисправный АРК
Отсутствуют шумы и сигналы в телефонах и нет пеленгования на одном из поддиа- пазонов АРК Ji I и (Ji 2) Переключитесь на второй Л/ АРК )в £ (Ji 2). Если работоспособность не восстано- вилась, настройте АРК Ji I (Ji 2) на радио- станцию с частотой работающих поддиапазо- нов
АРК Ji I (М2) работает нормально только в режиме "РАМ." . Hej ключитесь на второй ПУ АРК .% I (* 2). Если работоспособность АРК не восстанови- лась, перейдите на режим работы "РАМ." и осуществляйте пеленгование радиостанций на слух
В АРК № I (Ji 2) думы и сигналы прослу- шиваются только в режиме "АНТ." и нет пеленгования Переключитесь на второй Л АРК Ji I (Ji 2). Если работоспособность АРК не восстанови- лась, перейдите на режим работы "АНТ."; используйте АРК в качестве резервного радиоприемника. Пользуйтесь для пеленгования исправным АРК Ji 2 (* I). ।
8.16.8. Навигационно-посадочная аппаратура
в. Общие сведения
Навигационно-посадочная аппаратура "Курс Ш" предназначена для обеспечения по-
летов по сигналам наземных радиоьсаяксв TOR, выполнения предпосадочных маневров
и заходов на посадку по сигналам посадочных радиомаяков международной системы
I1S и систем типа СП (СП-50, СП-68, СП-70).
В состав аппаратуры входят два полуксмплекта (Ji I и а 2),работавших независимо.
Аппаратура "Курс МП" выдает информацию:
- о положении самолета относительно равносигнальных зон курсового и глиссадного
.маяков ILS и типа СП - на приборы НПП я КПП, а также на ПСП;
- об отклонении самолета от азимута - на курсовые планки приборов ШШ, КПП и
ПСП;
- о текущем азимуте и курсовом угле радиомаяков тон - на ИКУ и УШУ;
- о пролете маркерных маяков - на светосигнализаторы и в телефоны.
Размещение органов управления и индикации "Курс МП" показано на рис. 8.16-8.
На ИКУ осуществляется индикация текущего азимута а курсового угла радиомаяков
VCRs
- на узкие стрелки - от пслукомплекта Л I при установке переключателей
APKI - VOR1 в Положение VOR1;
- на широкие стрелки - от полукоьшдекта А 2 при установке переключателей
АРК2 - VOR2 В ПОЛОЖенИв VOR2.
Индикация текущего азимута yqri и TOR2 на стрелки "I", "2" указателя УШУ
осуществляется при установке переключателей APKI - vori , АРК2 - VOR2 в по-
ложение VOR1 и V0R2 соответственно.
Переключение полужомплектов на приборы СДУ или ПСП осуществляется в блоке
связи СДУ и зависит от положения переключателя НА СДУ КУРС МП Л I - НА СДУ
КУРС МП * 2.
Принятая система ко»и*утации обеспечивает:
- одновременную независимую работу двух полукомплектов О I и А 2) по двум
различным маякам ТОВ (в режиме полета по заданному азимуту) или по одному
маяку VCR и из (СП-50, СП-68, СП-70) с индикацией от одного полукомплекта
аа приборы СИУ, от другого - на приборы ПСП (в зависимости от положения
переключателя НА СДУ КУРС МП > I - НА СДУ КУРС МП * 2);
РУКОвОДС! SO ПО Я£ТНОЙ
- работу одного полупомдлекта в режиме “цз" или "vor” с индикацией на дрдоос-
СДУ и работу другого паяукомпяекта а режиме “УШ" иди "115" с индадациси на
приборы ПСП;
- работу светосигнальных табло.
; «1о:.'.ент пролета маркерных маяков системы 1LS или тина СП определяется с всдмиш-
тональной (телефоны) и световой (оветосигнализаторн) индикации.
Прослушивание сигналов радиомаяков обеспечивается через СПУ в телефонах ара
установке переключателя радиосвязей на абонентских аппаратах в положения PKI а
РК2, а переключателей APKI - voai и АРК2 - V0R2 на ИКУ и у ытурмаяа. - в дало-
ИНДИЯ VOR1 И V0R2.
Сигналы маркерных радиомаяков прослушиваются летчиками независимо от асяошлиа
переключателя радиосвязей на абонентских аппаратах СПУ.
включение аппаратуры производится ‘за 5 мин до Использования ее в полете.
• ‘ Лри полете по радиомаякам ТАУАасзмовйо’влняние МВ радиостанция. саоотзюцьн в par
’ киые передачи, на ра'боту .аппаратуры на-частотах-, бтяичавдихен менее чем Но 2 »Гц,
Зри работе КВ'(ЦВ) радиостанции в режиме передачи возможно выпадение Оаенкерсв* ы
колебания курсовых страдой на приборах Н»Ш (КАД) и QQfi.
. Функциональное назначение органов управления'и индикация дано-в'таш. б.Хо-».
е , xG""w
ааименование • • ’ . . ’ ! Функциональное назначение г . * ♦ I
Глоки управления to I и to 2 аппаратуры "Курс МП" I • Дистанционное управление и 'автоматичес- кое включение режима нанигаади идж по- садки полукомпдектов to I и й 2
Селекторы курса й I и Я 2 с переклю- чателями и светосмгнализаторами НА - ОТ Установка линия заданного пути fЛЯП) в режиме навигации и световой индие^дща полета самолета на маяк и-та от маяка
Глок установки электрического баланса и контроля нуля СП-50 Установка электрических нулей фазоаад детекторов канала СП-50 с нулевым поло- жением индикаторных приборов
Переключатель МАРКЕР с положениями: ОТКЛ.. МАРШР., ПОСАД. Отключение алектропитавин маркерного радиоприемника (ОТКЛ.) и переключение его режимов работы (МАРШРУТ или ПОСАДЕ.-.) | 1
руководство ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Продолжение шОл. 8.16-9
. Намменование ^ункционалыаое назначение<
Переключатель ILS - СП-50 Переключатель НА СДУ КУРС МП * I - НА СДУ КУРС МП Л 2 Выключатели: - КУРС Ш1 и I - (ЖИЛЕНО - КУРС МД л 2 - ОТКЛЮЧЕНО Переключатели на ИКУ: VQH1 - APKI, VQR2 - АРК2 Сэетоадгваджзаторн МАРКЕР: - синий - желтый - белым Светосигнальные табло: - VOR1 Ж VQH2 - ILS1 И ILS2 - СЕ-50 И ж СП-50 * 2 - КУРС МП А I НА СДУ ж КУРС МП * 2 НА ОДУ Приборы слепой посадки (ПСП) Переключатели атурмана: APKI - VO°1, АРК2 - VOR2 Выбор смстсш! посадки Лсдалючение пмужошивжте А I или Л 2 к системе джректврного управления ♦ Шиоочаыыв злвюгредсгадид даи^жемвлактов "Курс МП" А I ж “Курс МП"* 2 Црж нодежадуж там (VQH2)- на стрелка ИКУ поступают тажувдй азимут ж курсовой угол радаяцнжюэ yat Смгаадизацжа б npeuete радиомаяков: - дальнего; - среднего; - ближнего Сжгвдяиаддя о поджлкяажжж полухэыплек- tos i I I А 2 ждя работы в режимах: - - "НА"; - "СП-50"; _ “UA СДУ" Индикация отяломвния самолета от задан- ного азимута, журса посадки ж глиссады симжижя При полоаавиж ТСВ1 (VQB2) на стрелки УШУ поступают текучий азимут ж курсовой угод рядиомняжов тов
Органы управления и индикации аппаратуры “Курс МП’
Рис. 8.16-8
3. Подготовка к полету
Перед включением электропитания проверьте исходное положение органов управления:
Зыключатели:
КУРС МП Э I - ОТКЛЮЧЕНО -ЛЮИЯЕНО
КУРС ЫН .» 2 - ОПШЯЕНС ОТШНЕНС
переключатели на ИКУ:
APKI - VOB1 70Н1
АРК2 - V0R2 тоВ2
Переключатели штурмана:
APKI - ТОЕ1 VQR1
АРК2 - TOR2 70R2
Переключатель МАРКЕР МАН2Р.
После включения электропитания проверьте работоспособность аппаратур!», для
чего:
- установите выключатели КУРС ЙП I I - ОТКЛЮЧЕНО и КУРС МП Jr 2 - ОТКЖЧЕНС
в положение КУРС МП Jr I 2 КУРС МП Ж 2 соответственно;
- наберите на блоках управления Ji I i 5 2 частоту маяков VOR и ILS и проверь-
те по загоранию табло подключение режимов "VCR" и "ILS";
- установите переключатель ILS - СП-50 в положения ILS и СП-50 и проверьте
по загоранию табло подключение режимов "ILS" и "СП-50";
- установите переключатель НА СДУ КУРС МП Л I - НА СДУ КУРС МП Л 2 поочередно
в каждое из положений и убедитесь по загоранию табло КУРС MD Jr I НА СДУ и
КУРС ИИ Л 2 НА СДУ в подключении полукомплектов И i I 2 к СДУ;
- установите на блоках управления частоту посадочного радиомаяка аэродрома вы-
лета, а переключатель ILS - СП-50 в положение ILS или СП-50.
3. Эксплуатация в полете
Полет по радиомаякам тон
I) Установите на блоках управления Jt I и * 2 частоту выбранных маяков ТОД.
2) Установите на селекторах курса Jr I и Ж 2 азимут маяка.
3) Установите переключатель МАРКЕР в положение МАРШР.
8.16, Стр. 40
л
4) Установите переключатели АШ - У0Я1, АЖ? - УС32 на ,ЕлУ л у штурмана в лоложе-
ние УОН и Y0R2 соответственно.
5) Установите переключатель радиосвязей на абонентском аппарате СПУ в положение
PKI или FK2 и прослушайте сигналы выбранного радиомаяка. Отрегулируете гром-
кость.
6) Убедитесь по бленкерам на НЛП и ПСП в уверенном приеме сигналов полукомплск-
тами № I и й 2.
По ПСП контролируйте:
- работоспособность полукомплекта "Курс ЫН", подключенного к ПСП, по бленкерам;
- точность выхода и стабилизации ДЗП - по стрелкам положения.
До выхода на радиомаяк V0RI настройте второй полукомплект "Курс :Д1" на сигналы
маяка VOK2, по ПСП определите его работоспособность.
При нахождении самолета в зоне действия радиомаяка (радиомаяков) на ПСП зарыва-
ются бленкера курса, на ИКУ и УШУ стрелки покажут азимут, в телефонах будут
прослушиваться позывные радиомаяка (радиомаяков).
Убедитесь, что прослушиваются позывные сигналы выбранного радиомаяка (радио-
маяков) и отрегулируйте требуемую громкость прослушивания регулятором РАД на
своем СПУ.
Снимите показания ИКУ и УШУ или определите местоположение самолета (.'.О при
работе по двум радиомаякам по показаниям 'АКУ (УШУ).
Для полета по ЛЗП удерживайте стрелки положения ПСП и НЛП на нулевых индексах.
При полетах на радиомаяк на селекторе курса горит световое табло КА. При проле-
те радиомаяка световое табло НА гаснет и загорается световое табло ОТ, сраба-
тывает сигнализация пролета маршрутного радиомаяка (загорается лампа /JAPK2P
синего цвета, в телефоны летчиков подается тональный сигнал 400 Гц).
Заход на посадку в режиме "ILS " или "СП-50"
I) Установите переключатель ILS- СП-50 в положение ILJ или СП-50, в зависи-
мости от системы посадки.
2) Установите переключатель МАРКЗР в положение ПОСАД.
3) Установите на блоках управления й I и *5 2 частоту радиомаяка аэродрома
посадки.
4) Установите переключатель радиосвязей на абонентском аппарате СПУ в положе-
ния JKI и ЯС2, прослушайте сигналы радиомаяка и отрегулируйте громкость.
При этом переключатели AHCI - УОШ и АРК2 - V0B2 на ИКУ и у штурмана долж-
ны быть установлены в положениях УОШ иУ0В2 соответственно.
При посадке в режиме "СП-90" проверьте, и, в случае необходимости, отрегулируй-
те установку электрического нуля стрелок положения на НПП и ПСП, для чего наж-
мите ручки БАЛАНС СП-50. I и БАЛАНС СП-50. П на блоке установки электричес-
кого баланса и контроля нуля СП-50. При этом стрелки положения курса должны
установиться в пределах нулевых индексов. Пели стрелка положения сдвинуты, то
поворотом ручек установите их на нуле.
При выходе в зону уверенного приема сигналов курсового и глиссадного радиомая-
ков убедитесь по бленкерам приборов НПП и ПСП в уверенном приеме сигналов полу-
комплектами "Курс in" I и Д 2.
Пилотируйте самолет строго по курсу л глиссаде, удерживая планки положения
курса я глиссады в пределах нулевых индексов центрального кружка.
Контролируйте дальность до начала ЗПП по срабатыванию световой и звуковой
сигнализаций при пролете маркерных маяков.
При посадке в режиме "IL5 " в момент пролета дальнего, средонего и ближнего
радиомаяков:
- загораются поочередно светосигнализаторы МАРКЕР синего, желтого и белого
цветов;
- в телейонах летчиков прослушивается звуковой сигнал частотой 400 Га,
1300 Гц и 3000 Гц соответственно.
При посадке в режиме "СП-50" в момент пролета дальнего и блшхнего радиомаяков:
- загорается светосигнализатор I.JAHSP белого цвета;
- в тедионах летчиков прослушивается звуковой сигнал частотой 300С Гц.
Для определения дальнего и ближнего радиомаяков световая и звуковая сигнализа-
ция манипулируются:
- для дальнего радиомаяка - два тире в секунду;
- для ближнего радиомаяка - десть точек в секунду.
ВНИМАНИЕ! ПРИ НмПОЛНЯШИ ПОСАДКИ ПО СИСТЭЕ ILS АППАРАТУРА НЕ РАБОТАЕТ
ПО СЛВДЛШМ КАНАДАМ. МГц:
108,15; 108,35-, 108,55; 108,75-, 108,95;
109,15; 109,35; 109,55; 109,75; 109,95;
ПС,15; 110,35; ПО,55; ПО.75-, ПО,95;
III, 15: III,35'; 111,55; 111,75-, Ш,95.
8.16. Стр. 42
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Не включается электропитание аппаратуры Проверьте исправность предохранителей •Курс МП" в РУ 115 В Замените неисправные предохранители
Отклонения стрелок положения на НПП и КПП не соответствуют положению команд- ных стрелок КПП (отказ типа "Обнуление управляющего сигнала’ в режиме захода на посадку с использованием систем посадки) Контролируйте положение самолета относи- тельно равносигнальных зон курса и глиссады по стрелкам отклонения от равносигнальных эон на НПП, КПП и ПСП. При отклонении стрелок НПП на одну точку на высоте не ниже ВПР КЭ обязан принять ре- шение уходить на второй круг или выполнять посадку
Выпали бленкеры на НПП или ПСП Проверьте полукомплект № 1 (№2) встроен- ным контролем Если не выполняются требования проверки, то отключите электропитание неисправного полукомплекта. Для продолжения захода на посадку исполь- зуйте исправный комплект.
J
8.16.9. Доплеровская система навигации
А. Общие сведения
Доплеровская система навигации ДИСС-013-26ШМ предназначена для автоматического
непрерывного измерения путевой скорости и угла сноса, а также счисления пути в пря-
моугольной ортодромической системе координат
Система измеряет путевую скорость в диапазоне 180-1300 км/ч с ошибкой 0,7%,
угол сноса в пределах ±30° с ошибкой не более 30'.
Ошибка в счислении пути в режиме “АНУ С ДИСС" не должна превышать ±3,5%.
Включение и управление системой в полете, а также проверку работоспособности сис-
темы при помощи встроенного контроля перед полетом и в полете производит штурман.
Включается система не позже чем за 3 мин до использования ее в полете.
ВНИМАНИЕ! 1 ПРИ ПРОВЕРКЕ ДИСС НА ЗЕМЛЕ ПЕРКЛЮЧАТЕЛЬ ДЕНЬ-НОЧЬ УСТА-
НОВИТЕ В ПОЛОЖЕНИЕ НОЧЬ
2. ПРИ ПОЛЕТЕ САМОЛЕТА НАД ВОДНОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ, ИМЕЮЩЕЙ
ШТИЛЕВЫЕ УЧАСТКИ, ВОЗМОЖЕН ПЕРЕХОД ИЗМЕРИТЕЛЯ ИЗ РЕЖИ-
МА “Работа" В РЕЖИМ “Память". ПОСЛЕ ПРОЛЕТА ШТИЛЕВОГО УЧА-
СТКА ВОДНОЙ ПОВЕРХНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЬ АВТОМАТИЧЕСКИ ПЕРЕ-
ХОДИТ В РЕЖИМ “Работа".
3. ПРИ ЭВОЛЮЦИЯХ САМОЛЕТА (ИЗМЕНЕНИЕ КРЕНА БОЛЬШЕ 20°,
НАБОР ВЫСОТЫ ИЛИ СНИЖЕНИЕ) ВОЗМОЖЕН ПЕРЕХОД
ИЗМЕРИТЕЛЯ ИЗ РЕЖИМА “Работа" В РЕЖИМ ‘Память’ НА ВРЕМЯ
3-5 МИН
Размещение органов управления и индикации системы ДИСС показано на рис.8 16-9.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл 8.16-10.
Таблица 8.16-10
Наименование Функциональное назначение
Индикатор измерителя ДИСС со следующими органами управления и индикации(в скобках отличия для модернизированного индикато- ра): - четырехразрядное цифровое табло (трех- разрядное и четырехразрядное цифровые табло соответственно) Дистанционное управление измерителем и индикация данных, выдаваемых измерителем Индикация значений угла сноса (а) и путевой скорости (w)
- левая кнопка (табло: !<—j и
- правая кнопка
- табло "<Z" и "V7"
- табло "П"
- переключатель "К - Р"
- переключатель "М - С"
- переключатель ДЕНЬ - НОЧЬ
Счета к-кндакатор пути Ш1-5ССчК со
следующими шкалами, стрелками и
ручгю":
- икала с градуировкой 0-1000 юл
з стрелками "С" и "В"
- шкала с градуировкой (0-5)х1000 км
и с индексом отсчета
- ручка "СТРЕЛКИ"
Задатчик угла карты ЗУК-I со шкалой
и ручкой:
- шкала с градуировкой 0-360° со
стрелкой
- ручка
Вызов на индикацию значения угла сноса ;
(индикация направления угла сноса)
Вызов на индикацию значения путевой
скорости
;1ндикация параметра, вызванного на
цифровое табло
’.Индикация режима "Память"
Выбор режима работы "Контроль" или
"Работа"
Установка режима работы, соответствую-
щего поверхности, над которой летит
самолет (море или суша)
Изменение освещенности цифр и табло
днем или ночью
Индикация координат местоположения
самолета в ортодромической системе
координат и индикация суммарного пути
самолета
Отсчет скоростей са&.элета по координат-
ным осям
Отсчет суммарного пути самолета в
условном направлении
Установка стрелок "С" и "В" на "О"
пиалы
Введение вручную значения угла карты,
суммирование сигналов курса и утла
карты
Индикация угла карты
Перемеще”ие стрелки угла карты
Органы управления и индикации ДЛ.СС
Рис. 8.16-9
8.16. Стр. 46
Задатчик вет. а ЗВ-1
(используете/ только при работе
в режиме "Авином") с органами
управления:
- ручка •. “ЫТЕР"
- шкала скорости ветра, отградуирован-
ная от 0 до 2СО км/ч
- вращающийся лимб с нанесенной шка-
лой угла карты (и она же шкала
направления ветра), отградуированной
от 0° до 360°
- неподвижный индекс "УК"
О
- ручка "
Введение вручную величин скорости,
направления, угла атаки ветра
Ввод величин скорости ветра
Индикация вводимой величины скорости
ветра
Ввод величия угла карты и направления
ветра
Отсчет вводимого угла карты по шкале
на вращающемся лимбе
Установка величины направления ветра
по шкале аа вращающемся лимбе
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания
Убедитесь, что органы управления находятся в исходном положении:
Переключатель "К - Р"
Переключатель "М - С"
Переключатель ДИЙЬ - НОЧЬ
Выключатель СЧЕГЧ. АНУ - ОТСИЖЕНО
Переключатель АНУ С ДИСС - КОНТРОЛЬ -
АВТОНОМ.
Стрелки счетчика
АЗС "ДИСС"
Выключатель ДнСС - ОТКПНЗЮ
"Р"
"С"
ночь
ОТКЛЮЧЕНО
АНУ С ДИСС
В нулевом положении
выключен
ОТКЛЮЧЕНО
Проверьте работоспособность ДЦСС, для чего:
- включите АЭС "ДИСС";
- установите выключатель ДОСС - ОТКИЮЧЫЮ в верхнее положение, - на индикаторе
загорится табло "И";
- установите переключатель АНУ С ДИСС - КОНТРОЛЬ - АВГСНОМ. в положение
КОНТРОЛЬ ;
- установите переключатель "Р - К" в положение "К" - табло "П" погаснет. Через
3 мин снимите показания путевой скорости и угла сноса(должны быть 696*19 км/ч
и 0*1,5° соответственно);
- установите органы управления в исходное положение, не отключая электропитания
систем».
В. Эксплуатация в полете
При взлете после захвата отраженного сигнала система из режима "Память" переходит
в режим "Тйбота" (табло "П" гаснет) и выдаются текущие значения путевой скорости
и угла сноса.
Если полет выполняется днем, установите переключатель ДЯТЬ - НОЧЬ в положение
При пролете самолетом границы между сушей и морем установите переключатель
"С - 1Г в положение "W", и наоборот, при пролете границы между морем и сушей -
в положение "С".
В случае сомнения в правильности работы ДОСС осуществляйте проверку работоспособ-
ности ДИСС с помощью встроенного контроля.
При переходе измерителя из режима "Работа" в режим "Память", который возможен
при эволюциях или в полете над штилевыми участками моря, на индикаторе загорает-
ся табло "П" и остаются последние значения путевой скорости и угла сноса.
iiawwi&arlibir, । я
ПРИ ПОЛЕТЕ НАД ППИЛЕВОЙ ВОДНОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ ПЕРЕД ПЕРЕХОДОВ
ИЗМЕРИТЕЛЯ В РЖИ "Память" ВОЭИЛНЫ 1ЮКАЙЫ1ИЯ ЗНАЧЕНИЙ ПУ-
ТЕВОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА
С ПОС.
И! ЗАПС1ИНАНИЕМ.
В исходном пункте маршрута (ЙПМ) установите на задатчике требуемый по программе
маршрута угол карты, стрелки счетчика установите на "О", а выключатель СЧЕТЕ.
АНУ - ОТКЛЮЧЕНО - в верхнее положение. Счетчик будет отрабатывать путь вдоль
ЛЭН, а также боковое уклонение от ЛЗП с учетом угла сноса.
В поворотном пункте маршрута установите на задатчике угол карты второго участка
маршрута.
Для решения обратной задачи (контроля оставшегося до ПШ расстояния) в ИПМ на
счетчике установите длину первого участка маршрута и угол карты, отличающийся
от расчетного на 100°.
В этом случае счетчик будет отрабатывать расстояние, оставшееся до поворотного
пункта маршрута.
При отказе ДИСС для счисления пути в автономном режиме установите:
- переключатель АНУ С ДИСС - КОНТРОЛЬ - АВТОНОМ. - в положение АВГШС11.;
- на задатчикв ветра - величину и угол ветра;
- на задатчике угла карты - угол карты в соответствии с маршрутом полета;
- на счетчике - пройденное расстояние от ИПМ до точки текшего местонахождения
самолета.
При смене Л31 установите в ИЛИ очередные значения угла карты и параметров ветра.
Контроль и корректировку пройденного самолетом пути осуществляйте по РЛС.
После выполнения задания установите органы управления в исходное положение.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Горит табло "П" на индикаторе или возникли сомнения в правильности работы ДИСС 1 Показания счетчика АНУ не изменяются. Возникли сомнения в достоверности показаний счетчика « 1 1 1 1 Проверьте работоспособность ДИСС с помощью встроенного контроля. Если не выполняются условия проверки, используйте систему в автономном ре- жиме, отключив электропитание выключа-t телем ДИСС Отключите электропитание АНУ выключа- телем "СЧЕГЧ. АНУ"и пользуйтесь для продолжения полета показаниями на ин- дикаторе дисс 1 1 I » !
8.16.10. Дальномер
А. 0(ЩП гимдыни
Дальномер СД-75 предняанячяя для определения наклонной дальности до наземных
маяков систем ШК их Тасак при полетах по междуняродшш трассам.
Информация о дальности в цифровом виде поступает на индикаторы дальности.
Каждый наземный маяк имеет свой частотный канал к передает сигнал опознавания
с помощью азбуки Морзе, прослушиванием которого можно убедиться в правильном
вибора хавала.
Проверка работоспособности дальномере обеспечивается встроенной системой конт-
рой (впж) двплямрв.
4уккциояалънмй контроль работоспособности дальаомере производится ВСХ авто-
метичосиж п$в его работа.
Дасусхояий контроль производится от кнопки КСВГРОЛЬ 88 пульте управления даль-
номера. Ирм этом ВСК автоматически производит поэтапную допусковую проверку
приемного к передающего трактов дальномере, устройстве измерения дальности и
схемы звукового апоенаваюя.
*
Общая работоспособность оценивается по наличию звукового сигнала я паятатюй
смене показаний на индикаторах.
Рмммитгип органов управления ж индикации дальномере показано не рас. 8.16-10.
йуижфоналъное ввзнечение органов управления ж ивдиклцм даяо в табл. 8.I6-U.
Таблица 8.16-П
S78
Органа управления и литлкацжя дальномера
Ряс. 8.16-10
3. Додготонаа к палету
I) Зхтвчите дальномер, повернув вправо ручку ТРОК. ВО. ка пульте управления.
2) Включите СПУ а устаножте пиршияяатель радиосвязи иж абонентском аппарате
3 ДОДП1НИМ1 СР.
3) Установите переключатель ж - ,-£to. в положение ж, переключатель каналов
М-ИПШ - УЛ - з яузное положение.
4) Зажмите кнопку ЗШГРОЛЪ на пульте управления после появления на индикаторах
"черточек".
5) Проверьте поочередно иядидкрование на индикаторах:
- нуле! в течение 0.5-2 с;
- черточек в течение 0.5-2 с;
- засвечивание нянчений 401,8-402,6 ж (401,0-401,4 кимыж) в течение 0,5-2 с;
- контрольное значение дать тестя (2,2±0,4) зм идж (1,2^0,2) w wnv в печение
5-15 с.
ПРЖЗЧАНИЕ . допускается с моменте гяликацдг значений дальности,последовательное
увеличение иди тленьаение индицируемого значения с зыхего^ за
гредалы допуска.
6J Прослуоайте зяугсэо-й сигнал оппджнкнния ражмомаавь.
7) -ри наличии иаяка ж в аэропорту установите завал, с оо таетегвуиои частоте
этого маяна, проедут"Лте позмвннв маяла и амрадаляте дальяость до маяка по
лндикатору дальности.
3. Зксплуатаджп в "олете
г) Зашючите дальномер н проверьте его в режиме коятроля.
2) Устеяоахте на пульте управденжи код, аостветстауивис! частоте вмйраянст маяка.
3) Прослущайте в CU позыннве маяка л /садитесь, что дмьяоыер вас троен яв иы£>-
paww# .маяк.
РайотоспосоОмостъ дальномера определяется плавя» хзмвивямаы эмвчемм лышкюта
за инджяжторих.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
Дальномер не работает Проверьте исправность предохранителя “СД” в РУ 115 В Неисправный предохрантель замените Проверьте работоспособность дальномера в режиме контроля. При отстутствии нужной последовательности смены показаний, мигании нулей на индикаторах отключите дальномер
A
8-16.11 Радиолокационная станция
А. Общие сведения
Радиолокационная станция "Гроза" предназначена для обзора земной поверхности в ре-
жиме “ЗЕМЛЯ обнаружения опасных гидрометеообразований в режимах “МЕТЕО” и
“КОНТУР" и измерения угла сноса в режиме “СНОС"
Индикация радиолокационной обстановки осуществляется на индикаторы летчиков и
штурмана (главный). Управление РЛС осуществляется штурманом
Для стабилизации радиолокационного изображения при кренах самолета РЛС имеет
связь с гиродатчиком правого авиагоризонта.
РЛС готова к работе через 3-5 мин после включения.
Режим “ГОТОВ” является режимом горячего резерва, когда РЛС готова к работе без
выдержки 3-5 мин, если до этого выдержка времени была соблюдена
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ
1. Проверку работоспособности РЛС производите толко при отсутствии в
переднем азимутальном секторе ±100° людей, находящихся на расстоянии
ближе 15 м, и крупных отражающих объектов (ангары) на расстоянии ближе
100м.
2. При кратковременном перерыве в электропитании по сети 27 В излучение
РЛС может прекратиться, поэтому для возобновления нормальной работы РЛС
установите переключатель режимов в положение ГОТОВ, а затем верните его в
положение рабочего режима
При работе на масштабе “375" развертка начинается с дальности 200 км
В конце развертки (нерабочий участок) на всех масштабах допускается наличие одной
калибрационной метки (на масштабе “375" км - одной или нескольких близко располо-
женных меток) с увеличенной яркостью и размерами, при этом яркость этих меток не
зависит от положения регулятора МЕТКИ.
На масштабах “30" и "50" калибрационные кольца дальности расположены через 10 км,
на масштабе “125” - через 25 км, на масштабах “250” и “375“ - через 50 км
Размещение органов управления и индикации показано на рис 8.16-11 и 8.16-12.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.16-12.
5Я1
Размещение органов управления и индикации РЛС у штурмана
Рис. 8.I6-II
Размещение органов управления и индикации РЛС у летчиков
Рис. 8.16-12
Таблица 8.16-12
Наименование Функциональное назначение
Рабочее место штурмана Главный индикатор
йгключателъ СТАВ. РЛС - ОТКЛ. Включение и отключение режима стабилизации антенны РЛС
Переключатель режимов с положениями: Выбор режима работы:
- ГОТОВ - горячее резервирование (исходное поло- жение) и кратковременное отключение электропитания;
- ЗЕМЛЯ - обзор земной поверхности;
- ЖТЕО - обзор гвдрометеообразований;
- КОНТУР - выделение наиболее опасных зон гидро- метеообразоваиий для построения маневре обхода;
- СНОС - определение угла сноса (сканирование антенны прекращается)
Переключатель масштабов Включение соответствующего масштаба
"30"-"50"-"125’'-"250"-"375" Ручьи: изображения
- ЯРКОСТЬ Регулировка яркости изображения
1 - КОНТРАСТ Регулировка контрастности изображения. В режиме "СНОС" изменение скорости пере- мещения антенны
- НАКЛОН Регулировка угла наклона антенны. Используется для получения равноконтраст- наго изображения в режиме "ЗЕМЛЯ", оценки нысоты мощных кучевых облаков или опреде- ления высоты полета
- МЕТКИ Регулировка яркости масштабных колец дальности
— - ЧАСТОТА В РЛС не задействована
Продолжение гайл. 8.16-12
Наименован» Функциональное назначение
Клавиши * Клавиша РЛС Включение двигателя азимутального привада антенны в режиме ’СНОС" и перемещение ли- нии развертки Включение (при нажит) ж отключение (при повторном нажатии) электропитания РЛС
Б. Подготовка к полету
Перед включением электропитания установите органы управления в исходное
положение:
Переключатель режимов ГОТ® -
ЗЕЛИЯ - ИЕГ80 - КЕВГУР - СНОС
Регуляторы ЯРКОСТЬ, КОНТРАСТ,
НАКДСЕ, ЖТКИ
Первклшатель масштабов
•30"-"50’-’125’-"250"-"375"
Выключатель СТАК. PIC
ГОТОВ
В среднее положение
’50"
ОТКЛ.
Включите электропитание, нажав г*«шжмт НЕС.
После включения электропитания проверьте работоспособность РЛС, для чего:
- через 3-5 мин после включения электропитания установите перек-початель режимов
в положение ЗЙАЕЯ. Полина появиться движущаяся в азягутальвом секторе £100°
развертка, светящиеся масштабные кольца дальности ж радиолпкя1^иптапе изобра-
жение местных предается;
- отрегулируйте качество радиолокационного изображения и меток вращением регу-
ляторов ЯРКОСТЬ, КОНТРАСТ, МЕТКИ ж НАКЛОН на главном индикаторе и на интпгуя-
торе летчиков;
- проверьте работоспособность РАС на всех масштабах дальности во всех реждаах
рмботы, для чего:
а) убедит ас ь в наличии 10-км меток дальности на масштабах "30" и ”50п, 25- км веток
на мвемтабе "125* ж 50-км меток дальности на иаемтабвх *250" "375";,
б) устажоамте переключатель режимов в ооложевие KTED, • перекличитиль масатебов
в жаловала» "30". Регулятором НАКЛОН поднимите луч вверх м + 5*ж убедитесь,
что метки от местных предметов;
584
в) включите режим КОНТУР и проверьте наличие развертки и меток на всех цасстаоах;
г) установите переключатель режигов в положении СНОС я убедитесь, что сканирование
антенна прекратилось, а управление движение’.* а/тени осувзсталяется от клавиш «V*
После окончания проверки установите все органы ущ эвлення в исходное лоло. .а;г'а.
В. Эксплуатация в полете
На исполнительном старте включите рабочий режим и установите выключатель
СТАВ. РЛС в верхнее положение.
Обзор земной поверхности,
навигация, ориентирование
I) Установите переключатель режимов в положение ЗЕМЛЯ, а переключатель масшта-
бов - в положение "гбО".
2) Наклоните луч антенны вниз до появления радиолокационного изображения.
3) Отрегулируйте яркость, контрастность изображения местности и яркость калиб-
рационных колец дальности.
Для просмотра ориентиров (целей) выбирайте требуемый оптимальный масштаб раз-
вертка (но не менее чем шесть высот) и соответствующий наклон антенны.
Обнаружение зон гидро метеообразований
I) Установите переключатель режимов в положение METSO, а переключатель масшта-
бов - в положение ”250".
2) Установите регулятор НАКЛОН в нулевое положение для обнаружения гвдрометео-
объекта.
3) Отрегулируйте яркость изображения (регулятор КОНТРАСТ. - отключен) и по
мере приближения к объекту переключайте масштаб развертки.
4) После обнаружения изображения гидрсметеообъекта установите переключатель в
положение КОНТУР и отрегулируйте яркость.
5) Постройте маневр для обхода наиболее опасных зон, учитывая, что высота про-
сматриваемого объекта зависит от расстояния до него и составляет = 52 м на
каждый километр расстояния.
Измерение угла сноса
I) Установите переключатель режимов в положение СНОС (только после получения
радиолокационного изображения в режиме "ЗЕ.1ЛЯ"). Сканирование антенны
прекращается.
L) Установите переключатель масштабов в положение "50".
3) Нажимая одну из клавиш ">*Vxb, добейтесь перемещения линии развертки в такое
положение, при котором частота мерцания отраженных сигналов будет наименьшей
(скорость перемещения развертки регулируйте регулятором КОНТРАСТ;.
Г. Возможные неисправности и действия экипажа
Проявление неисправности Действия экипажа
После включения РЛС и регулирования яркости отсутствует развертка При переводе РЛС из режима "ГОТОВ" в любой другой нс удается получить кольца дальности на индикаторе При работе РЛС з режиме "ЗЕМЛЯ" наблю- дается периодическое исчезновение (или полное отсутствие) изображения по краям экрана (либо в центральной части) При нажатии на клавишу " >rV*- " в режиме "СНОС" движение линии развертки отсутствует При работе РЛС в одном из режимов исче- зает радиолокационное изображение мест- ности Замените предохранители РЛС в цепи питания Проверьте наличие колец дальности на другом индикаторе и пользуйтесь исправных Проверьте исправность гировертикали. В случае ее неисправности установите выключатель СТАВ. РАС в положение ОТКЛ. Вращая регулятор КОНТРАСТ, добейтесь нужной скорости движения развертки Проверьте наличие электропитания по сети 27 В. Установите переключатель режимев в поло- жение ГОТОВ, затем снова в пояснение выб- ранного режима
ь
8.16.12. САМОЛЕТШЯ ОТВЕТЧИК С0-72М
А. ОБЩЕ СВЕДЕНИЯ
Ответчик СО-72М предназначен для работы со вторичными радиолокаторами (ВРЛ)
аэродромов и трасс, входящих в систему управления воздушным движением (УВД).
Ответчик обеспечивает автоматическую передачу наземным ВРЛ информации о борто-
вом (или тактическом) номере самолета и высоте полета, которые индицируются на
экранах ВРЛ.
Ответчик может-работать в следующих режимах:
УВД - основной режим при полетах на внутрисоюзных авиалиниях
ГСП - вспомогательный режим, предназначотгый для наземной
проверки ответчика. По команде диспетчера УВД может
устанавливаться во время полета на внутрисоюзных
авиалиниях
УВД-М - перспективный режим работы с отечественными ВРЛ. Режим
в настоящее время не используется
АС - основной режим при полетах на зарубежных авиалиниях,
может также применяться при работе с отечественными ВРЛ,
отвечающими нормам ИКАО (типа "Корень")
А - вспомогательный режим при полетах на зарубежных авиалиниях.
Включается по команде диспетчера при передаче ответчиком
неправильной информации о высоте полета. В этом режиме
передается только тактический номер самолета.
ГОТОВ - включается при рулении самолета для уменьшения помех наземным
радиотехническим средствам. Е этом режиме ответчик не излучает
(находится в горячем резерве).
Управление ответчиком осуществляет командир экипажа.
Кроме вышеуказанных режимов работы ответчик обеспечивает возможность включения:
- режима "Знак" для передачи по команде диспетчера УВД сигнала индивидуаль-
ного выделения самолета на экране ВРЛ;
8.16. Стр. 61
- режима "Авария":
а) в режимах УВД, ГСП. УВД-’J сигнал "Авария" передается после включения
тумблера "АЗАКИ" на пульте управления ответчиком;
б) в режимах "АС" л "А" - после набора кода "7700" на пульте управления
ответчиком.
- режимов "Потеря радиосвязи" и "Нападение на экипаж" (в режимах работы "АС"
и "А") - после набора кодов "760С" и "750С" соответственно.
Ответчик имеет систему встроенного контроля.
При накатай кнопки "КОНТРОЛЬ" об исправной работе ответчика свидетельствует
загорание светосигнализатора белым светом, при неисправной работе - красным
свэтом. Об исправной работе ответчика свидетельствует также периодическое
загорание светосигнализатора белым светом при облучении самолета наземным
ЭРЛ.
Информация о бортовом поморе самолета в режимах УВД, ПСП, УЭД-J набрана на
головке набора номера, установленной на моноблоке ответчика и передастся авто-
матически. Тактический номер в режимах "АС” и "А" устанавливается на пульте
управления ответчика с помощью кнопок (колесиков) командиром экипажа
в соответствии с полетным заданием.
)1н.лормация о высоте полета передастся в ответчик от электромеханического
барометрического высотомера ЗЭм.
ТЪзмедение органов управления и индикации показаны на рис. 8.16-12.
Рис. 8.16-12. Органы управления и индикации ответчика.
Б. ПОДГОТОВКА К ПОЛЕГУ
I. Исходное положение органов управления:
- переключатель режимов работы Установлен в положение "ГОТОВ”
- переключатель "СО-72М - ОТКЛ" Установлен в положение "ОТКЛ*
- АЗС "СО" Включены
- автомат защиты ВЭН Вклггэяы
2. Включение и проверка работоспособности:
- переключатель "СО-7224 - ОТКЛ" Установите в положение "C0-72LI"
Через 1.0 - 2,0 >лин после включения ответчика
- переключатель режимов работы Последовательно установите в поло- жения "ГСП", "УВД", "АС", "А"
- кнопка "КОНТРОЛЬ" Нажмите при включении каждого режима работы
До загоранию светосигнализатора белым светом убедитесь в исправности
ответчика
- переключатель р .жимов работы Установите в положение "ГС ГСП'
3. ЭКСПЛУАТАЦИЯ В ПОЛЕТЕ
I. Полет на внутрисоюзных авиалиниях:
- переключатель режимов работы
На исполнительном старте установите
режим работы "УВД"
При передаче ответчиком сигналов ответа световое табло на пульте
управления подсвечивается белым светом
- по команде диспетчера нажмите кнопку "ЖАК" на пульте управления
- если необходимо передать сигнал "Авария", поднимите предохранительную
крышу и включите выключатель "АВАРИЯ" на в/льте управления
- по команде диспетчере установите режим работы "ГСП"
8.16. Стр. 63
2. Полет по зарубежным авиалиниям:
- колесики к кнопки) на пульте
управления
Перед началом руления (и при
перелете госгранипн ) установи-
те тактический номер самолета,
требуемый планом полета или
диспетчером
ПИи.ПЛАНИЕ: Крайней левой наборной кнопкой (колесиком) устанавливается
старшая цифра номера - тысячи, следующей кнопкой набирает-
ся следующая цифра - вторая слева а т.д. Если требуется ус-
тановить трех, двух, или однозначный номер, то в старших
разрядах набирают нули.
- переключатель редшлов работы
На исполнительном старте устано-
вите режим "АС"
При передаче ответчиком сигналов ответа световое табло на пульте
управления подсвечивается белым светом
- по команде диспетчера нажмите кнопку "31АК" на пульте управления
- по команде диспетчера (при передаче ответчиком неправильной информации
о высоте) установите ре.аии "А"
- колесики (кнопки) на пульте управ- Др: аварийных ситуациях наберите
ления номер "7700". При потере радиосвязи наберите номер "7600". При нападении на экипаж наберите номер "75ОС"
При подлете к аэродрому посадки рекомендуется проверить работоспособность
ответчика с помощью кнопки "КОНТРОЛЬ" (независимо от того, в каком режиме
.-.аботает ответчик).
После посадки выключатель "С0-72Ц - ОТКЛ" установите в положение "ОТКЛ".
8,16. Стр. 64
/
Г. В03Л0ХНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ С0-72М И ДЕЙСТВИЯ ЭгЛПАХА
Проявление неисправности
I. Ответчик не раоотает.
При нажатии кнопки "КОНТРОЛЬ"
светосигнализатор не загорает-
2. Ответчик не раоотает.
При нажатии кнопки "КОНТРОЛЬ"
светосигнализатор загорается
красным светом
3. жал оби службы УВД на искажение
информации о высоте полета при
работе в режиме АС
На экране ВРЛ данные о высоте
не соответствуют показаниям
высотомеров
Действия экипажа
г- ' ' ----
»
j Проверьте включение АЭС "СО"
I и исправность предохранителя "СО"
I в РУ 115 В, неисправный предохра-
нитель замените tпредварительно
отключив электропитание)
Установите переключатель "С0-72Ы -
ОТКЛ" в положение "ОТКЛ".
I Доложите диспетчеру УВД об отказе
I ответчика.
Переключатель режимов работы устано-
вите в положение "А".
| Доложите диспетчеру УВД о включении
; режима "А"
8.16.13. %ЗД8Х« СРО
А. Сбдие сведения
Изделие СРО прсднззяачано для эулачи ответных сигналов на запросы с эгвсям, что
конхрсягруется по свстосигнялизатору ИЗДУЧ.
Упра^теет изд-длпом кгликдир экипажа.
Ргзк?г;гни1 органов упрзгле«*ы и индикации изделия СРО показано на рис. 8.16-14.
Вылет с пеиспразкым СРО запрещен.
Устеновка и смена кода производится
согласно расписанию.
Б. Подготовив к палету
Проверка изделия СРО перед полетом фоизводятся по прибору контроля техилчесшм
персопялоы совместно с экипажем.
Включитз изделие, установив вчключатзль ПИТАНИЕ - BEJKJI. в положение ПИТАНИЕ;
при этом доетш загореться свстосигналвэяторы КОНТР. ПИТ. и КОД BKJL
Установите кол ручкой пере’апэчйцчя ко. эн - при этом высветится номер избранного
кода. Установите переключатели 1-2 и РА GO Ч ИЯ-ЗАПАС-НО И в положенно
согласно заданию иа полет
В. Эксплуатация в полете
После шлвчения изделие СРО работает в автоматическом режиме.
Следит9 за с. зезремзнной смена! кода (по расписанию).
В особых случаях полета вклотгге выключатель БЕДСТВИЕ.
Выключите изделие СРО после посадки.
Г. Возможные зсиспрэвиостк к действия экигчжа
Проявлонзе неисправности Действия экипажа
Погас светосигнализатор ЫН ЕЖЛ. а (или) КОНТР. Ш£Г. Замените неисправные лредохреагталя на пульте (см. рис. 8.16-14). Запросите руководителя полетов о работе СРО. Отключите СРО при неисправности.
Органы управления и индихапии СРО
Рис. 8.16-14
во 4
8.17. Бортовые средства
регистрации
полетных данных
8.17. БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ ПОД2ТНЫХ ДАННЫХ
А. Общие сведения
Регистратор "Тестер-УЗ" второй серии предназначен для записи и сохранения инфор-
мации, характеризующей:
- техническое состояние основных систем и агрегатов;
- траекторию движения самолета и его положение в пространстве;
- действия экипажа во время полета;
- текущее время полета (часы, минуты, секунды);
- служебные параметры (номер полета, дата полета).
Запись информации производится на металлическую ленту магнитного накопителя.
На ленте сохраняется информация последних 3 ч полета (на самолетах до серии 12-07)
или 2,5 ч полета (на самолетах с серии 12-07).
Установка служебных параметров и проверка работоспособности регистратора произво-
дится с блока 6TI (на этажерке ПНО, между шпангоутами $ 6 и 7).
Включение регистратора вручную производится установкой переключателя ТЕСТЕР
в положение РУЧН. ВКД.
Включение регистратора автоматически производится при установленном переключателе
ТЕСТЕР в положение АВТОМ:
- после запуска одного из двигателей и включения переключателя его стартера-
генератора в положение СТГ1 НА СЕТЬ (СТГЗ НА СЕТЬ);
- при отрыве колес передней опоры шасси от ВПП.
Органы управления и индикации регистратора показаны на рис. 8.I7-I.
Функциональное назначение органов управления и индикации дано в табл. 8.I7-I.
Таблица 8.I7-I
Наименование Функциональное назначение
Переключатель ТЕСТЕР с положениями: - РУЧН. ВКЛ. - АВТОМ. Светосигнализатор РАБОТА Светосигнальное табло ТЕСТЕР ОТКАЗ Блок 6TI Включение регистратора: - ручное включение; - автоматическое включение Сигнализирует о работе регистратора Сигнализирует об отказе регистратора Установка служебных параметров и про- верка работоспособности регистратора
8.17. Стр. I
Нояб 30/88
Блок 6TI
Органы управления и индикации регистратора
Рис. 8.I7-I
Б. Подготовка к палету
I) Убедитесь, что переключатель ТЕСТЕР находится в положения АВТОМ. и закрыт
предахранительнгч колпачком.
2) Проверьте, закрыт ди разъем 6Т1-Ш5 заглушкой.
3) Нгпмате кнопку КОНТРОЛЬ ИНДИКАЦИИ. Загорятся с вето-сигнализаторы СИСТЕМА, "Г"
*2’, и ТЕСТЕР ОТКАЗ.
”4" и ТЕСТЕР ОТКАЗ погаснут.
5) Нажмите кнопку КОНТРОЛЬ. Регистратор исправен, если через 30 с с^етосигнадиза-
торы СИСТЕМА, тЗСТдг ОТКАЗ и "I” жгэвт, светосигнализатор "2" горит, а
светосигнализатор “4я не горит. Отпустите кнопку КШТРСДЬ.
6) Установите переключатель ШиТЕР в положение РУЧН. BKI. При этом светоскгяали-
затор РАБОТА горит, а светосигнальное табло ТЕСТЕР ОТКАЗ не горят.
7) Установите переключатель ТЕСТЕР в положен"е АВИИ.
8) Установите служебные парт мег ры перекютатадями ДАТА и Я ПОЛЕГА.
| яьитат с ВЕИСЕРАаньм РЕГИСТРА ТОРСМ ЗА ПРИВЕТЕН
3 эксплуатация в полете
При нормально! работе регистратора светосигнализатор РАБОТА горит, а тесло
ТЕСТЕР ОТКАЗ не горит.
Дрслвленяе тастгряяиоста Действия эияважв
Не горит сяетосжгн&агзатор 3LEDT& ГорВТ тябло ТЕСТЕР ГЯТА-Я 1 1 Установите пвралии—тель ТЕСТЕР в ш>- -тоиепвв РУЧЕ. BKL Веля еввтоежгвалжэатор не загорелся, завашяте время отюютанин релыгаторе в Осртяурвел Зап—гтр время загорания теоло в Оорт- хурвал
вов
63$
ПРИЛОЖЕНИЯ
СОДЕРЖАНИЕ
ПРИЛОЯШИЕ I. КАРГА КОНТРОЛЬНОЙ ПРОВЕРКИ
I. Общие требования
2. Карга контрольной проверки:
Перед запуском двигателей
Перед выруливанием
На предварительном старте
На исполнительном старте
Перед заходом на посадку
Перед посадкой
2У.Ж2ЕНИЕ 2. ПЕРЕЧЕНЬ ДОПУСТИМЫХ ОТКАЗОВ
I. Общие сведения
2. Перечень допустимых отказов и рекомендации экипажу
2.1. Силовая установка
2.2. Топливная система
2.3. Масляная система
2.4. Гидравлическая система
2.5. Шасси
2.6. Система управления
2.7. Кислородное оборудование
2.8. Система кондиционирования воздуха (СКВ)
2.9. Противообледенительная система (ПОС)
2.10. Двери, люки
2.II. Бытовое оборудование
2.12. Планер, кабины
2.13. Электроснабжение
2.14. Освещение и световая сигнализация
2.15. Пилотажно-навигационное оборудование
2.16. Радиоэлектронное оборудование
2.17. Оборудование специального применения
Ж’ОЖЕНИЕ 3. ПЕРЕЧЕНЬ ТОДЕИВ И ПРИСАДОК
ПРИЛОЖЕНИЕ I
КАТТА КОНТРОЛЬНОЙ ПРОВЕРКИ
I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Читка "Карты контрольной проверка" производится помощником командира экипажа по СПУ при
подготовке и выполнении полета. Карта предусматривает, что до проведения контрольной
проверки каждый член экипажа выполнил в полном объеме весь комплекс требуемых технологи
ческих операций по включению и проверке оборудования. По Карте контролируются только
наиболее ответственные операции.
Установлены следующие рубежи начала читки "Карты контрольной проверки":
"Перед запуском двигателей" - после подготовки экипажа к запуску двигателей.
"Перед выруливанием" - после запуска двигателей и проверки работоспособности самолетных
систем.
"На предварительном старте" - перед выруливанием на ВШ.
"На исполнительном старте" - на исполнительном старте.
"Перед заходом на посадку" - на эшелоне перехода.
"Перед посадкой" - перед входом в глиссаду.
В карте применены следующие условные обозначения:
(2) - кружок показывает, кто отвечает за выполнение операции;
(Т), (2), @ - цифра в кружке указывает на очередность докладов.
2. КАРТА КОНТРОЛЬНОЙ ПРОВЕРКИ
Объект контрольный проверки Форма доклада Очередность доклада
КЭ ПК ш
• Перед запуском двигателей
I. Тестер, магнитофон Включены О - -
2. Заглушки, чехлы Сняты, на борту — —
3. Двери, люки Закрыты, проверены — о —
4. Управление самолетом Расстопореяо, свободно © © *•
5 Триьмеры Нейтрально, РВ взлетное © -
6 Взлетные данные Масса...т, центровка...% - о —
7 Пожарная защита Включена о *
Объект контрольной проверки Форма доклада Очередность доклада
КЭ ПК
I. Топливная система 2. ТГ-16, щиток запуска 3. Гидросистема 4. Электроснабжение 5. ПОС 6- Авиагоризонты, ДА-30 7- "Курс-МП", АРК 8. Курсовая система 9. Ответчик 10. Готовность к рулению I. Высотомеры 2. Радиовысотомер 3. Закрылки 4. Управление 5. СКВ 6. Системы флюгирования 7. Форточки I. Аварийные сигналы 2. Воздушные винты Перед выруливанием Топлива на борту...т, по заданию...т, автоматика включена Отключен, закрыт Работает Включено, работает Включена (отключена) Включены, работают, тангаж ноль Включены, позывные прослу- шаны Включена, согласована Включен, работает Готов На предварительном старте Высота ноль, давление аэродрома Включен Выпущены, 15° (25°) Проверено, свободно Отключена (включена) Проверены Закрыты На ДОДОДЙДТМЬИОЦ ртадте Не горят На упоре о © © © о © © © © © © © © © © © © о о © © © II 1 1 1 1 1 1 (2) (^) 1 (^) (^) 1 1 1 1 1 (^)
Объект контрольный проверки Форма доклада Очередность доклада
КЭ ПК с
3. Курсовая система Согласована, курс взлета... © © ©
4. Передняя опора Подготовлена о - —
5. Готовность к взлету Готов Детед заходом на посадку © © ©
I. Схема Просмотрена © © ©
2. Посадочные данные Аасса топлива...?; масса самолета...?; центровка..Л; скорость планирования...км/ч; дистанция...м © ©
3. Высотомеры Давление аэродрома посадки, высота..,м © © ©
4, Радиовысотомер Включен, задатчик на...м установлен —
W • курсовая система Согласована, курс... © © ©
5. "Курс ..СГ, АРК Вклдчены, позывные прослушаны © © ©
Гидросистема Работает о - -
ПОС Включена (отключена) и о —
Авиагоризонты Проверены, показания одинаковые Дегед посадкой © ©
X. Засся Выпущено •• о -
2. Передняя опора Подготовлена о — -
3. Дарение в тормозах "Ноль" о — —
4. Дед на крыле и оперении Отсутствует (имеется) © © ©
О. Закрылки Выпущены на...градусов — о -
6. Фары Выпущены © © —
7. Аварийные и предупреждающие табло Не горят © © ©
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ЖЖ
I. ОБЩИЕ СНЕДЕНИЯ
Настоящий Перечень определяет допустимые отказы и неисправности самолета, с которыми
разрешается вылет до аэродрома базирования.
Вылет самолета с отказами и неисправностями, обнаруженными на аэродроме базирования,
ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Командир экипажа принимает решение на вылет с промежуточного аэродрома без устра-
нения неисправности, основываясь на данном Перечне, если устранить неисправность
невозможно или нецелесообразно.
Командир может принять решение задержать вылет до устранения неисправности, если
он считает, что конкретные условия предстоящего полета не обеспечивают безопасности
без устранения обнаруженной неисправности.
О разрешении вылета с отказами (неисправностями), предусмотренными настоящим Переч-
нем, должна быть сделана запись в бортжурнале самолета лицом инженерно-авиационной
службы промежуточного аэродрома.
2. ПЕРЕЧЕНЬ ДОПУСТИМЫХ ОТКАЗОВ И РЕКОМЕНДАЦИИ ЭКИПАЖУ
Отказ (неисправность) Рекомендации
2.1. Силовая установка
I. Единичные трещины длиной до 20 мм на обшивках обтекателя редуктора, воз- духозаборника и капота двигателя, верхней и хвостовой части гондолы, отсека шасси Вылет разрешается, если нет повреждения силовых элементов
2. Отказ измерителя вибрации ИВ на одном двигателе Вылет разрешается, если не было измене- ния виброперегрузок более 1,5 в течение последнего полета и более 2,0 в течение трех последних полетов. В полете контролируйте параметры двига- теля
3. Отказ ВСУ Запуск двигателя АИ-20Д производите от наземных средств
2.2. Топливная система
I. Негерметичность сальникового уплот- нения одного (нескольких) подкачиваю- щих насосов (подтекание топлива из дренажной трубки насоса) Вылет разрешается, если подтекание топ- лива не превышает трех капель в минуту
2. Неработоспособна система централизо- ванной заправки топливом Заправляйте самолет топливом через заливные горловины
3. Не работает система СПУТ по автомати- ческому управлению выработкой топлива Вылет разрешается. Выработку топлива производите в ручном режиме
4. Течь топлива из одного мягкого топливного Оака первой очереди Вылет разрешается без заправки топлива в бак первой очереди, где обнаружена течь топлива, с учетом дальности полета
5. Отказ одного перекачивающего насоса выработки топлива из первой очереди Полет выполняйте в соответствии с подразд. 8.2, п. Г, I
Отказ (неисправность) Рекомендации
6. Отказ одного перекачивающего насоса выработки топлива из второй очереди Полет выполняйте в соответствии с подразд. 8.2, п. Г, 2
7. Отказ одного из двух насосов РАСХОДНЫЕ на полукрыльях Полет выполняйте в соответствии с подразд. 8.2, п. Г, 3
8. Негерметичность одного (нескольких) сливных клапанов Вылет разрешается, если подтекание топлива из клапана не превышает трех капель в минуту
2.3.
I. Неисправен указатель уровня масла од- ного двигателя Перед полетом проверьте уровень масла мерной линейкой
2. Не работает АРТО одного двигателя В полете регулируйте температуру масла в ручном режиме
3. Не открывается заслонка отбора воздуха на систему эжекции от одного двигателя При запуске двигателя и на рулении не допускайте превышения максимально допустимых температур масла
2.4. Гидравлическая система
I. Отказ гидроаккумуляторов Вылет разрешается при условии сохранения герметичности
2. Не работает стеклоочиститель у помощника командира экипажа Вылет разрешается в ПМУ
3. Не работают указатели давления в основной и вспомогательной системах Вылет разрешается при работоспособной и герметичной гидросистеме
4. Не работает система наддува гидробака Полет выполняйте на высотах до 3000 м
2.5. Щасси
I. Местное истирание одной из авиашин передней опоры и одной авиашины основ- ной опоры Вылет разрешается, если местное истирание не превышает одного слоя корца
Отказ (неисправность) Рекомендации
2. Подтекание рабочей жидкости по штокам амортизаторов опор шасси Вылет разрешается, если обжатие аморти- заторов в допустимых пределах
3. Отказ системы стояночного торможения Вылет разрешается
4. Отказ концевого выключателя блокировки уборки шасси Вылет разрешается
5. Не работает система управления поворо- том колес передней опоры в рулежном режиме Вылет разрешается при исправном управле- нии поворотом колес в режиме "Взлет - Посадка"
6. Не убираются шасси Разрешается полет с выпущенными шасси. При этом взлетная масса уменьшается на 3 т. Дальность полета уменьшается на 15 %
2.6. йшещ уддаадедда
I. Неработоспособен механизм регулировки положения педалей летчиков Вылет разрешается, если механизм засто- порен в положении, обеспечивающем летчи- ку возможность управлять самолетом
2. Обрыв одного троса системы стопорения рулей и элеронов Вылет разрешается после установки руко- ятки стопорения в положение ОТСТОП. и отбортовки оборванного троса
2.7. Кислородное оборудование
Неработоспособен один переносной баллон с кислородным прибором Вылет разрешается, если работоспособны кислородное оборудование для экипажа и второй переносной комплект
2.8. сисшга кэддиииртдванда воадула №)
I. Не открывается кран подачи воздуха через верхние и нижние короба грузовой кабины Вылет разрешается
2. Отказ турбохолодильника левой или правой подсистемы Закройте отбор воздуха в подсистему с отказавшим турбохолодильником
Отказ (неисправность) Рекомендации
3. Кран отбора воздуха от двигателя (левого или правого) в СКВ не откры- вается Вылет разрешается
4. Неработоспособен APT по автоматичес- кому регулированию весовой подачи или температуры Вылет разрешается. Регулируйте расход или температуру воздуха вручную
5. Неработоспособны термометры замера температуры в кабине и за бортом Вылет разрешается
6. Неработоспособен командный прибор, или задатчик избыточного давления, или задатчик абсолютного давления Вылет разрешается с разгерметизированной кабиной. Выдерживайте высоту полета не более 3500 м и вертикальную скорость ^3 м/с
7. Неработоспособен УВДД-20 или погреш- ности по шкалам высоты и перепада давления превышают допустимые величины Вылет разрешается с разгерметизированной кабиной. Выдерживайте высоту полета не более 3500 м и вертикальную скорость ±3 м/с
8. Не открывается один выпускной клапан Вылет разрешается
2.9. Противообледенительная система (ЦОС)
I. Отказ одного сигнализатора обледенения С0-4АМ Вылет разрешается при ручном управлении ПОС двигателей
2. Не работает ПОС блистера Вылет разрешается
3. Отказ одного сигнализатора обледене- ния C0-I2IBM Вылет разрешается при исправном втором сигнализаторе
4. Не работает обогрев передних стекол кабины экипажа Вылет разрешается в ГВЛУ при отсутствии обледенения по маршруту
5. Не работает обогрев правого стекла кабины экипажа Вылет разрешается при исправном обогреве левого стекла
i
Отказ (неисправность) Рекомендации
2.10. Двери, люки
I. Неисправна сигнализация положения дверей и люков Вылет разрешается при надежном закрытии дверей и люков
2. Не обеспечивается герметичность гру- зовой кабины из-за разрушения профиля герметизации рампы Разрешается вылет с разгерметизированной кабиной и полет на высоте не более 3500 м
2.и. Бытовое оборудование
Не работает механизм регулировки кресла летчика Вылет разрешается, если механизм засто- порен в положении, обеспечивающем летчи- ку возможность управлять самолетом
2.12. Ддтв. кабины
I. Повреждение стенок грузового отсека без повреждения силовых элементов фюзеляжа Вылет разрешается
2. Повреждение обшивки панелей пола в кабинах Вылет разрешается, если обеспечивается безопасность хождения людей
3. Не открывается одна форточка в кабине экипажа Вылет разрешается, если неисправная форточка закрыта
4. Растрескивание покровного слоя обог- реваемого стекла Вылет разрешается в ПМУ, если сохраняет- ся обзор через стекло без включения электрообогрева. Полет выполняйте на высотах не более 6000 м при перепадах давления не более 0,3 кгс/см2
5. Трещина (пробоина) наружной обшивки рампы Вылет разрешается
6. Трещина (пробоине) обшивки подфюзе- ляжных гребней, форкиля Вылет разрешается. Трещины необходимо заклеить
Отказ (неисправность) Рекомендации
7. Трещины (пробоины) обшивки носка опе- рения размером 100 мм (50x50) в коли- честве не более 3 шт. Вылет разрешается в ПГЛУ при отсутствии обледенения
2.13. Электроснабжение
I. Не работает один генератор СГО-12 Вылет разрешается
2. Не работает преобразователь ПО-1500 Вылет разрешается, если работают оба генератора СГО-12
3. Не раоотает основной преобразователь пт-юосцс Вылет разрешается, если работают резервный (ПТ-IOOOUC) и аварийный (ПТ-200Ц) преобразователи
2.14. Освещение и световая .сигнализация
I. Нет освещения грузовой кабины Вылет разрешается
2. Нет подсвета приборов Вылет разрешается днем
3. Нет общего освещения кабин Вылет разрешается днем
4. Не работают АНО Вылет разрешается днем в ПМУ
5. Не работает один проблесковый маяк Вылет разрешается днем
6. Не работают посадочно-рулежные фары Вылет разрешается днем в ПМУ
7. Неисправна фара подсвета стабилиза- тора Вылет разрешается. При полете ночью в условиях обледенения посадку выполняйте согласно п. 4.II.4, как при отказавшей ПОС
2.15. Пилотажно-навигационное обоптлование
I. Неисправен электромеханический высо- томер Вылет разрешается, если исправны баро- метрические высотомеры летчиков
Отказ (неисправность) Рекомендации
2. Неисправен барометрический высотомер _ i Вылет разрешается, если исправны высото-
правого летчика меры электромеханический и барометричес- | кий левого летчика i
3. Неисправен барометрический высотомер Вылет разрешается, если исправны баро- |
штурмана метрические высотомеры летчиков
4. Неисправен указатель скорости штур- Вылет разрешается, если исправны указа- |
мана тели скорости летчиков 1 »
5. Неисправен НЛП правого летчика Вылет разрешается, если исправны курсе- 1 вая система ПСП, НПП левого летчика i
6. Неисправен указатель штурмана Вылет разрешается, если исправны курсо- вая система и указатели курса НЛП
7. Неисправен компас КИ-13 Вылет разрешается, если исправна курсо- | вая система
8. Неисправен автопилот Вылет разрешается при отключенном электропитании автопилота
9. Неисправна СДУ Вылет разрешается, если исправны НПП,КПП 1 СД/ должна быть выключена.
10. Не работает самописец Вылет разрешается, если работает "Тестер-УЗ" t •
Отказ (неисправность) Рекомендации
2.16. Радиоэлектронное оборудование
I. Не работает УКВ радиостанция Ji I (А 2) Вылет разрешается, если работает УКВ радиостанция А 2 (А I)
2. Но работает КВ радиостанция Вылет разрешается, если дальность полета позволяет пользоваться связью УКВ радиостанции
3. Не работает один комплект радиоком- паса № I (А 2) Вылет разрешается, если работает второй комплект - А 2 (А I)
4. Не работает аппаратура "Курс МП" Вылет разрешается. Посадку выполнять по ОСП
5. Не работает дальномер Вылет разрешается
6. Не работает радиовысотомер Вылет разрешается, если работоспособны барометрические высотомеры
7. Не работает РЛС Полет выполняйте днем в ПМУ при отсутствии грозовой деятельности по маршруту
8. Не работает ответчик Вылет разрешается по согласованию со службой УВД
2.17. Оборудование специального применения
I. Не работает кран-балка или деформи- рован монорельс Вылет разрешается без применения кран- балки при загрузке (выгрузке)
2. Не работает нижнее погрузочное устройство Вылет разрешается без применения нижнего погрузочного устройства при загрузке (выгрузке)
3. Неисправны: - ограждение грузового люка; - ловители вытяжных парашютных звеньев; - балочный держатель; - роликовое оборудование Вылет разрешается, если не обязательно применение неисправного оборудования
4
ПРИЛОЖРНИЕ 3
ПЕРЕЧЕНЬ ТОПЛИВ И ПРИСАДОК
I. Для заправки самолета применяются топлива отечественного производства Т-I, Т-2, ТС—I
:: РТ баз противовододристахлизационных (ПВК) жядаостеи (присадок) иди о ПВК хедлсстяш.
Присадки применяются в количестве 0,1+0,05% от объема топлива при температуре воздуха
Ь°С и киле.
2. Чистота заправляемого топлива:
- механические примеси не дожни превышать 0,0002% по массе;
- содержание свободной (эмульсионной)воды - не больше 0,003% по массе.
3. Для заправки самолета разрешается применять зарубежные аналоги топлива и присадки к ним.
В тобл. I приведены топлива отечественного производства и зарубежные аналоги к ним.
11Р£ДУПРЕ2ДШИЕ. В СЛУЧАЕ ИЗМЕНЕНИЯ ТЕХНОЛОГИИ ПРОИЗВОДСТВА ТОПЛИВА ИЛИ АССОРТИМЕНТА
И КОНЦЕНТРАЦИИ ВВ0ДОШ В.НЕГО ПРИСАДОК ПО СРАВНЕНИЮ С ОБРАЗЦОМ,
РАНЕЕ ИСПЫТАННЫМ, ЭКВИВАЛЕНТНОСТЬ ЭТОГО ТОПЛИВА ДСДЕНА БЫТЬ ПОДТВЕРЖ-
ДЕНА ПОВТОРНЫМ ИСПЫТАНИЕМ.
В табл. 2 приведены противоводокристаллизадионные жидкости (присадки) отечественного
производства и зарубежные аналоги к ним.
Таблица I
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ ТОПЛИВА ЗАРУБЕЯНЫЕ ТОПЛИВА
ДАРКА ГОСТ МАРКА СВЕШ® ИКАНИЯ СТРАНА, ФИРМА
TC-I 10227-66 JET A-I JET A-I T-I, TC-I JET A-I .JET A-I JET A-I (AVTUR) JET A-I JET A-I JET A-I JET A-I JET A-I DERD 2494 DERD 2494 БЛС 5075-62 DERD 2494 APQRJOS DERD 2494 APQRJ03 DERD 2494 DERD 2494 APQRJQS CAM. 2-3.23-4160 АВСТРИЯ, MOBIL OIL АДЖР БОЛГАРИЯ БЕНИН, SCNACOP БУТКИНА-SACCQ,MQBII OIL ВЕЛИКОБРИТАНИЯ TEXAS 0 LTD ГАНА, сна гр ГРЕЦИЯ, BRITISH PETROLEUM ИСПАНИЯ, ESSO КАМЕРУН, AIR ТОТА КАНАДА, SHELL
Продолжение таОд. I
jTETECTHEHEiiE ТОПЛИВА ЗАРУБЕЯНЫЗ ТОПЛИВА • • 4 _
МАЖА ГОСТ ‘ МАЖА СПЕЦИФИКАЦИЯ СТРАНА. ФИРМА
TC-I 10227-06 ТУС -I JLT A-I JET А—I TURBO FUEL A-I JP-I JET A-I JET A-I PSli-2 JET A-I (MKRQX) JET' A-I T-I JET A-I . JET A-I (МЫЩ1). ля X-I S-I JET A-I JET A-I D-2—3 □ERB 2494 DERD 2494 DERD 2494 ASTM D 1655 DERD 2494 DERD 2494 РЯ -72/0-96026 DffiD 2494 STAS 3754-77 STAS 5639-77 DifiD 2494 DERD 2494 DRRB 2494 TGL 38562 DBRD 2494 DEBB 2494 КУБА ДИВАН ЛИВИЯ МАЛАЙЗИЯ, ESSO MALAYSIA BERHAD МЕКСИКА НИКАРАГУА, TEXACO ПАКИСТАН, PAKISTAN BURMAH SHELL LTD ЦСШЫ1А 1 ПОЛЬША РУМЫНИЯ РУМЫНИЯ СИНГАПУР, SINGAPORE EBPINING CO. ФИНЛЯНДИЯ, NESTE OY ФРАНЦИЯ, AIR TOTAL ФРГ “ ЭФИОПИЯ, ETHIOPIAN PETROLEUM CORP. ЯПСКИЯ
РТ 10227-66 , *)jET A-I JET A-I FT FT JET -A—I ATK ЛТ A-I 1 -JET A-I ; J® A-I DEED 2494 DERD П94 ; БДС 15636-83 ! ГОСТ 16^4-71 1 М» 2494 BERD 2494 . Мао 2494 AJKJRLOS APQRLOS АНГОЛА БАНГЛАДЕШ, BURMAH EASTERN Б0ЛГАЖЯ ааптия ЗАМБИЯ, MOBIL OIL ИРАК ИРАН, NIOC ДАОС, THE SHELL TH'.ILAKB IdtD. ОАЭ, BRITISH PETROLEUM
Тоолгао с присадков Hitec в 515 - жпбкгором иоррозжж.
Продолжение тайл. I
ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ ТОПЛИВА ЗАРУБЫНЫЕ ТОПЛИВА.
ЛАТКА гост МАРКА СПВДИМСШМЯ СТРАНА, ОПШ
РТ 10227-86 JBT ,A-l’ JET Д-1 JET A-I PL -6 ATQBT/W DERD 2494 DERD, 2494 ML - 38582 PSD 25-Ш5-Ы ОАЭ, • ADBOC ТАНЗАНИЯ, MOBIL OIL ТАЙЛАНД. CAL TEI OIL (THATLA11D) LTD. ФРГ ЧСФР
Таблица 2
Цротшждокржлскжхиажрокш жидкости (присадил)
отечвспишюго ароишодгам и зарубежные аналоги к дим
итечеотиеянме присадки Зарубвжнме присадки
лаименование марка (сорт) ГОСТ (ТУ) Мариа Спацжфижаци Страна, jape
Э тоцелло золив "эыоай", "!1ЕРВЬМ" ("И”) 8313-88 AL-3I DSHD -2451 ВА-PS -619 В АА-Ы-I, 380в З-ОЭ-526- MIL-1-27686 Е AIR ЗБ52А TL 6850-018 1ии.2 АНГЛИЯ БЕЛЬГИЯ ИТАЛИЯ КАЧАЛА США ФРАНУ {ИЯ ФРГ
SHELL МО-100 PRIST TPQ 2451 MIL-1-27687 SHELL PPG I3IDUSTRIES IKS
СИГБОЛ • (38 I0I74I-78) ASA-3 S TAD IS 450 SHELL DU POKT CO
ПРИЛЭНЖИЕ 3
Стр. 3/4
Дм 7/93
ЛИСТ УЧЕТА ИЗМЕНЕНИЙ. ВНЕСЕННЫХ В РЛЭ
№ л/п или регистрацией ный номер изменения Исходящий номер и дата Втодиший номер и дата Номера страниц Внесение изменений вклейками (количество) Количество листов в РЛЭ Фамилия и подпись лица, внесшего и контролирующего изменения
замененных внесенных вновь уничтоженных
At( Шт- 'Кзлле аЗютс Цителе # гл Э fau Л л^^тел(,Ис
№ n/п или регистрацион- ный номер изменения Исходящий номер и дата Входящий номер м дата Номера страниц Внесение изменений оклейками (количество) Количество листов в РЛЭ Фамилия и । подпись лица, внесшего и контролирующего изменения
замененных внесенных вновь уничтоженных
ЛИСТ УЧЕТА ВРЕМЕННЫХ ИЗМЕНЕНИЙ
Номер Момер раздела, подраздела Номер<Г листов (страниц) Входа ши й номер документа и дата Подпись Дата ‘
измененных новых аннулиро- ванных
Номер изменения Номер раздела, подраздела Номера листов (страниц) Втоаяший номер документа и дата Подпись Дата
измененных новых аннулиро- ванных
ЛИСТ УЧЕТА ВРЕМЕННЫХ ИЗЫ
Стр. 2
Янв 15/86
Самолет Ан—32
Руководство
по летной эксплуатации
Изд. № 60399/4