/
Автор: Воробьев В.Г. Лещинер Д.В.
Теги: авиация самолетостроение самолеты учебное пособие авиастроение
Год: 1989
Текст
МЖИСТЕРСТВОТРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
МОСКОВСКИЙ ИНСТИТУТ ИНЖЕНЕРОВ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
<....... ",7 «»>№' I ж. • |~-."п; " " i. ... ,,
Ил-96-300
СМШВГ Ка-86-Э00
По* ро*мцм1 В.Г«Воробьева я Д*В«Ла*а|18ра
Дооуввяо Уяравлеямм утбаа.
ммжмвй МПА в качестве учебного
вособая дяк отудаятов жкяях учеб-
онх ваВедмя* хражямвяо* авааци
Москва - 1909
Учебное пособие подготовлено коллективом авторов в составе:
плана I - Лещинер Д.В., Сакач Р.В., Васильев В.И., УриновскиЙ Б.Д.
(отв. за выпуск); глава П - Катырев И.Я., Мухин Н.В., Ганшин С.Н.,
Матсов Г. В., КошелевокиЙ О.Н., Железняков Ю.Д., Кузнецов В.И., Со-
колов Э.И.; глава Ш - Воробьев В.Г. (руководитель)» Долгушев Г.Е.,
Глухов В.В., Кузнецов С.В., Виль В.П., Решетов С.А., Савелов А .А,,
Васильева Л.С.» Горбунов В.Л., Тужилкин Е.Ф., Макокин Н.Ф.; глава 1У
Доброскоков А.Л., Пивоваров В.А., Михненков Л'.В»; глава У - Смир-
нов li.Н., Лещлнер А.Д., Давыдов П.С., УриновскиЙ Б.Д.» Жсрняк Г.Н.,
Кочкин А.Г., Сахаров ВЛ., Шахнович А.А.
Учебное пособие "Самолет Ил-96-300" издается в соответствии о
Программой целевой подготовки профессорско-преподавательского сос-
тава и студентов специальностей 1610, 0621 и 0706 по самолету
Ил-96-300, утвержденной начальником УУЗ ?ЛГА и Генеральным конструк-
тором ОКБ им. С.В.Ильюшина.
Учебное пособие составлено по материалам, представленным ОКБ
им. С. В. Ильюшина.
Рассмотрено и одобрено на заседании методического совета МИИГА.
xi
°' Научный редактор д-р техн.наук, проф. В.Г.Воробьев
—
Mi.
I
-183 -
(С ) Московский институт Св.план 1989 г.
О инженеров гражданской
авиации
Самолет Ил-96-300
Под редакцией В.Г.Воробьева и Д.В.Лещинера
Учебное пособие
Редакторы: Т.Д.Неведомская Корректор И.В. Литовченко
Г.В.Токарева Художественный редактор В.А.Устенко
Подписано к печати 22.11,89. Л- 27454 Печать офсетная
10,0 уч.-изд.л. 11,1 усл.цеч.л. Заказ Ж II6I/347
Тираж 500 экз. Цена 40 кон.
Московский институт инженеров гражданской авиация
Редакционно-издательский отдел
Участок оперативной полиграфии
125193 Москва, ул.Пулковская, д.ба
- 1О<С —
1У .4.-Система автоматического регулирования.и топливо- ..
питания . ....................................160
1 У.5. Бортовая система контроля двигателя (БСКД-90) . . . 163
Глава У« Особенности эксплуатации, наземное оборудование и
эксплуатационно-техническая документация. .. . . . 164
У. 1. Характеристика самолета как объекта технического
обслуживания. .. . ............. . . • 164
У.2 . Программа технического обслуживания....... . 166
У.З. Особенности технического обслуживания КСПНО и
его оборудования. ................. Г70
У. 4. Состав наземного оборудования • * • ...... 175
У .5. Эксплуатационно-техническая документация. 177 |
- 3 -
Глава I
КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
САМОЛЕТА «0?{
I.I. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ил-96-300 перевозит 300 пассажиров (коммерческая наг-
рузка - 30 т) на практическую дальность равную 9 тыс.км с крейсер*-''
окой скоростью 850-900 км/ч на высоте 9-12 км и при этом должен ^оп
иметь показатель топливной эффективности 23 г/пасс.км. , 1 !Т
Кроме того, самолет обеспечивает перевозку 15 т коммерческой
нагрузки на дальность 11 тыс.км.
Самолет Ил-96-300 должен базироваться на аэродромах класса *'Айэ;т
и имеет скорость захода на посадку 250-270 км/ч.
Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан с низко- глп
расположенным стреловидным крылом и стреловидным хвостовым опере-лон
нием. Крыло снабжено механизацией в виде предкрылков, внутреннего'- 4
двухщелевого и наружного однощелевого закрылков, спойлеров и тор-^дГ
- 4 -
Четыре турбореактивных двухконтурных двигателя 1Г-90А с валет-
нсй тягой по 16 тс снабжены реверсом и установлены на пилонах под
крылом. ’ '
Использование чистых алюминиевых сплавов повышенной прочности,
применение длинномерных панелей обшивки, интенсивное внедрение ком-
позиционных материалов повысили весовую эффективность конструкции
в целом.
Стреловидное крыло с суперкритическим профилем большого удлине-
яия, с вертикальными законцовками имеет высокий уровень аэродинами-
ческого и весового совершенства.
Фюзеляж имеет диаметр 6,08 м. В верхней части размещены кабина
пилотов, два пассажирских салона, буфет и восемь туалетов. В подполь-
ном пространстве размещены три грузовых отсека, технические отсеки
и кухня. Сообщение между верхней и нижней палубой осуществляется
через 2 лифта. .. .
Для автономного запуска двигателей, кондиционирования воздуха
на земле и питания бортсети электроэнергией переменного тока в
хвостовой части самолета установлена вспомогательная силовая уста-
новка ВСУ-10.
Экипаж состоит из 3-х человек: командира корабля, второго пи-
лота и бортинженера. Кроме того в кабине предусмотрено место для
дополнительного члена экипажа или проверяющего. Бортпроводники -
Л) человек для внутренних воздушных линий и 12 человек - для между-
народных.
В основном (туристском) варианте компоновки самолета предусмат-
ривается размещение 66 кресел в первом салоне и 234 кресла во вто-
ром салоне. В трехклассной компоновке,- 22 места-в I классе, 40 меот-
в бизнес-классе и 173 места - в туристском классе.
1.2. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Геометрические характеристики
Габариты самолета:
Длина, м .......................................... 55,345
Высота, м ..........................................17,55
Размах крыла, м .................................... 57,66
Фюзеляж:
Максимальный диаметр, м .............................. 6,08
Объем гермокабины, г ............ 950
Твава В. Пилотажво-кавигацлояное радио- и эдактрооборудо- л .
вавк ........................................................ 82
, Ш.1. Кажиежо стандартного пилотажно-навигационного
оборудования (КСПНО). . ...................... . 82
Ш.1.1* Обцая характеристика комплекса ПВО. ........ 82
Ш.1.2. Слоте» автоматического управления. ... . . . . . 85
Ш.1.3* Вычислительная система самоптовакденм ...... 93
Ш.1.4. Приборное ж радионавигационное оборудование .... 95
I Ш.1.5. Система электронной кндикапаи (СЭЮ . .. . .'. . 98
| Ш.1.6. Слотена сбора л локализации отказав (СОЮ). . . . . 100
л . Ш.2. Комплексная информационная система олгвализа- $
ОДЛ (КИСС) ........................................ юз
| Ш.З. Бортовые цифровые вычислительные машины КСПНО ... НО
* Ш.3.1. Общие принципы организации бортовой цифровой вычис-
лительной системы..................................................... НО
• Ш.3.2. Структурная организация, состав л технические ха-
рактеристики БЦШ 80-400 XX ........... . 1X3
Ш.4. Электрооборудование « . . . . . .« * ...... . 120
Ш.4.1. Первичная система электроснабжения ........ 121
| Ш.4.2. Вторичная система электроснабжения. ....... 127
। Ш.4.3. Управление системой электроснабжения. . .............132 ч
' Ш.4.4. Электрооборудование электрифицированных комплек-
1 сов самолета Ил-96-300 ......................... . . 135 £
Глава 17. Двигатель ПС-904. ............ ..... Х44
ХУД. Общие сведения о двигателе ПС-904 ......... 144
ХУ.2. Краткое описание основных узлов ПС-904 . 146
ХУ.З. Система смазки и суфлирования ..... . 158
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава I. Краткая характеристика я основные данные само-
лета ................................. 3
I.I. Общие сведения ...... ............. 3
1.2* Основные технические данные. ............. 4
Глава П. Конструкция планера и гидромеханических систем ... 7
ПЛ. Конструкция планера* ................ 7
П.1.1. Фюзеляж. ................... 7
ПЛ.2. Крыло. ... i ........ .........12
ПЛ.З. Оперение самолета. . • . . .......... .
ПЛ.4. Пилон и мотогондола.
П.2. Конструкция шасси.
П.2 Л. Главные опоры шасси. ..............
П.2.2. Передняя опора. * • ..............
П.2.3. Управление створками главных опор шасси. ......
П.2.4. Управление створками передней опоры. ........
П.З. Управление самолетом » .............. .
П.ЗЛ* Особенности основного управления самолета. • • • . .
П.3.2. Стандартные спецификации основных каналов управ-
ления самолета ....................
П.4. Гидравлическая система самолета.. . . .
П.4.1. Основные сведения. ............... . *
asa asfe&fessas
П.4.2. Структурная схема блоков энергопитания ....... 69
П.5. Система кондиционирования воздуха (СКВ). ............73
П.6. Система регулированик давления воздуха в гермо-
кабине. . . . .. . . . . . ....... . . . . . . 80
~ 5 -
Объем пассажирской кабины» у? ................. .350..
Ширина между рядами пассажирских кресел, мм ........550
Шаг кресел, ми ........870
Размеры входных дверей, мм ...........................1070 х 1830
Размеры аварийных выходов (6 пгт), ми ...............1070 х 1825
Высота порогов входных дверей и аварийных выходов
от земли, м:
М I, 2 ....................................... 4,54
М3 ........................................4,8
Крыло;
Площадь (полная), у? •..•.•...•..••.••..•..••«......391,6
Угол стреловидности (по.линии 1/4 хорд), град ..’‘.'..“.30
Сужение ... Л.........7.. .';.•?. Л .Г. .Л .Л’. ....... ЛЗ ,25
Расстояние от нижней кромки воздухозаборника
двигателя до земли, мм ............................ .1240
Горизонтальное оперение;
Размах, м ..........................................20,57
Пдощадь, у? ..................................... .96,5
Угол отреловиднооти (по линии 1/4 хорд) ••••••...•,37°Э0
.Вертикальное оперение:
Высота, м ............................ .............9,91
Пдощадь, у? ..................................... .61
Угол стреловидности (по линии 1/4 хорд) «град •••••*.45
Шасси;
|одея, м .................... •...•...••.•.•.•••.....10,4
База, м ............. •........•.•.•..••..•••..•••.20,065
Багажно-грузовые помещения:
Объем багажного отсека,
Л I ........................................,...*37,1
Й2 .............. .......•••.«...•...••••......•63,8
М3 ...................................... 15
Размеры грузовых дверей
(ширина проема и высота по вертикали), мм •••••••*•*1780 х 1825
Весовые характеристики
Максимальная рулежная масса, кто ••.••«••...•••..••.217000
Максимальная взлетная масса, кто .............•••••216000
6
Максимальная масса самолета без топлива „ кто .....157000
Масса пустого самолета, кто ......................ПЮОО+**
Максимальная платная коммерческая нагрузка, кто ...40000
в том числе:
пассажиры ................................... ..22500
багаж ..................................... ..6000
груз и почта ............................... II500
Масса снаряженного самолета, кто ...................II7D00*1*
в том числе:
экипаж (3 человека) ....................... 240
бортпроводники (Ю человек) ....................ТОО
оборудование пассажирской кабины (ковры) .....336
оборудование буфета ........................... 960 .
вода ........................................ ..560
хжлкидкость ................................ ..240
аварийно-спасательное оборудование ...........,450
багажные контейнеры (9штук), сети .............1044
невырабатнваемое топливо (сливаемый остаток) ..300
* масло для двигателей ..................... 160
. продукты питания ..............................4б0
масса грузовых контейнеров (7 штук) ............955
масса средств спасения (при посадке на воду) ..850
. масса автоматической индивидуальной кислород-
ной системы пассажиров ...................... ...175
Посадочная масса, кгс:
максимально допустимая ........................ 175000
нормальная (расчетная) ................. ...169000
Допустимый диапазон центровок на взлете, в полете
и на посадке, % САХ:
передняя ......................................19
задняя:
при максимальной взлетной массе 216 т ...30
при взлетной и полетной массе менее 190т..34
Центровка пустого самолета (шасси выпущено),% САХ..36
Центровка снаряженного самолета, % САХ ............34 **
Эксплуатадисннне ограничения
- 179 -
эксплуатации, сгруппированы по темии следующим образом:
Стр.
Обслуживание ............................ 301-400
Монтаж-демонтаж......................... 401-500
Регулировка/испытание.................. . . 501-600
Осмотр/проверка .......................... 601-700
Очистка/окраска ................. 701-800
Текущий ремонт ............................801-900
Отличительной особенностью изложена! материала в каждой главе
является принцип обеспечения функционирования систем!. Такое изло-
жение отличается от ранее принятого, например, для самолета Ил-86,
когда глава РТЭ формировалась по структуре эксплуатационных служб:
электрика, гидравлика, пневматика. В том случае, если работу систе-
мы обеспечивает автоматика, механика, электроника, то материал из-
лагается в той последовательности, как они включаются в обеспечение
работы функциональной системы.
Новая система изложения материала также принята для раздела
"Отыскание и устранение неисправностей”. В основу положена методи-
ка поэтапной проверки работоспособности системы. Вое этапы провер-
ки представлены в ваде отдельных блоков, соединенных связями, про-
слеживающими исправное состояние. Операции по отысканию и устране-
нию неисправностей выполняются в расчете ня то, что электропровод-
ка исправна и обеспечено электропитание. Если мери, предусмотренные
соответствующей процедурой, не обеспечивают выявление и устранение
неисправностей, то следует проверить электропитание по фидерной
схеме.
В разделе "Технология обслуживания" РТЭ приведены подробные
сведения о порядке выполнения плановых работ по ТО. Ito каждому пунк-
ту регламента представлены технологические карты, содержащие закон-
ченные технологические операции, изложенные в логической последова-
те.-ъности, удобной для исполнителя. Для операций снятия изделия с
борта имеются карты демонтажных работ.
Регламент ТО составлен на основе Программы ТОяР и структурно
состоит из следующих основных частей: оперативные формы ТО; перио-
дические формы ТО; альбом карт контроля; специальные вады ТО после
особых случаев полета.
- 178 -
(РЛЭ), Руководство по технической эксплуатации.(РТЭ), Регламент тех-
нического обслуживания (РО) и Программа технического обслуживания и
ремонта (ПТОиР).
РЛЭ составлено разработчиком самолета, утверждено ГосРегистром
СССР и ГосНИИ ГА и содержит основные летно-техническое данные само-
лета, указания по действиям экипажа при выполнении нормального поле-
та, в аварийной обстановке, летные характеристики, представленные
в виде номограмм. Одновременно в этом документе изложены сведения
о работе экипажа с каждой функциональной системой. Отдельно приведе-
ны раздел/ подготовки к полету, его выполнения и аварийные процеду-
ры. Структура раздела "Выполнение полетов" выполнена по этапам по-
лета, которые представлены в следующей последовательности: осмотр
самолета, запуск двигателей, выруливание, старт, взлет, набор высо-
ты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку, посадка. Изложе-
ние материалов в разделе "Эксплуатация систем" имеет следующую фор-
му: краткое описание отдельной системы, содержащее информацию по
ее назначению, размещению элементов управления, электропитания и
связи с другими системами; эксплуатационные параметры и ограничения
систем; нормальная эксплуатация по этапам выполнения полета; неис-
правности систем и действия экипажа при их появлении.
В РЛЭ включен документ, Который носит название "Перечень мини-
мального оборудования для отправки самолета в рейс".
РТЭ составлено разработчиком самолета и ^разработчиками комп-
лектующих готовых изделий. Последовательность глав принята по меж-
дународной разбивке, рекомендованной Американской транспортной ас-
социацией (АТА-100), где порядок оглавления систем составлен по анг-
лийскому алфавиту.
РТЭ включает техническое' описание, рекомендации по отысканию
и устранению неисправностей, а также технологию выполнения плановых
регламентных работ.
Для удобства использования материала и оперативного внесения
изменений РТЭ сформировано по тематическому принципу на определен-
ные блоки Отраниц: стр>
Описание и работа .... ........................1-100
Отыскание и устранение неисправностей ............... 101-200
Технология обслуживания........................... . 201-300
Работы, не включенные в плановое ТО, но необходимые для други®
-7 -
^Допустимый диапазон маневренных перегрузок в полете;
О убранной механизацией крыла ................ от 0 до +2
с выпущенной механизацией крыла ........... от -+0,3 до+1,7
Общий назначенный ресурс самолета 60000 летных
часов или 12000 посадок
Общий срок службы самолета 20 лет
Максимальное избыточное давление в гермокабине,
кго/ст^ ..................................... 0,65
Глава П
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА И ТдаОМЕМШНВСКИХ СИСТЕМ
П.1. КОНСТРУКЦИЯ манера
Силовые элементы конструкции планера выполнены из алюминиевых,
магниевых, титановых сплавов, сталей и других материалов (в том
числе композитов).
Планер самолета состоит из следующих основных частей: фюзеля-
жа, крыла и оперения.
П.1.1. Фюзеляж
За основу фюзеляжа самолета Ил-96-300 был выбран укороченный
лозеляж самолета Ил-86,
Условное деление конструкции фюзеляжа (по длине):
Передняя часть
Средняя часть
Хвостовая часть
Гермокабина
Отсек ВСУ
Технологический стык
Эксплуатационный стык
Цилиндрическая чаоть фюзеляжа - 23-67 шпангоут. .
Геометрические данные фюзеляжа:
Диаметр фюзеляжа - 6,08 ж;
- до 40 шпангоута;/
- 40-90 шпангоут*
- 90-101 шпангоут;
- 1-90 шпангоут;
- за Ю1 шпангоутам;
- 39-40 шпангоут; '
- 41 шпангоут;
- 8 -
Длина фюзеляжа - 51,15 м;
Длина гермокабины - 43,42 м;
Объем гермокабины - 980 м^.
Центроплан крыла крепится к фюзеляжу в районе 50 шпангоута,
шасси в районе 56-58 шпангоута (отсек основных стоек шаоси). Гер-
мокабина делится на 2 палубы (рис.П.1.1): >
верхняя палуба (кабина экипажа и пассажирский салон);
нижняя палуба (грузовой отсек).
В пассажирском салоне по 3 двери с обеих сторон.
На нижней палубе расположены 3 грузовых люка и загрузочный
люк буфета на правом борту.
К 91-96 шпангоутам крепится киль.
Поворотное горизонтальное оперение крепится к 95-98 и 101
шпангоутам.
В районе 96-101 шпангоутов - вырез для стабилизатора.
На 10I шпангоуте расположена противопожарная перегородка для
ВСУ.
Фюзеляж на Ил-96-300 по сравнению с самолетом Ил-86 укорочен
на 4,95 м (26-31 шпангоуты, а также 51т63 шпангоуты соединены вое-
дино).
Применены дублеры-стопперы (рис.П.1.2); для увеличения дол-
говечности и прочности применены новые материалы.
Рис.П.1.1. Схема поперечного сечения фюзеляжа
— 177 ••
монтажные средства, средства для обслуживания систем и агрегатов,
средства защиты самолета на стоянке, а также различные вспомогатель-
ные средства.
К средствам буксировки и удержания самолета относятся буксиро-
вочное водило, троссовое буксировочное устройство и комплект упор-
ных колодок.
В состав подъемных средств входит комплект гидроподъемников,
кабельная тележка, приспособления для обслуживания опор при съеме
колес, съемники колес, а также приспособление для эвакуации самоле-
та с ВПП.
Для обеспечения доступа к высокорасположенным частям и агрега-
там самолета при ТО применяются простые и универсальные стремянки,
оборудованные необходимой механизацией для изменения высоты рабочей
площадки и для передвижения их по аэродрому.
Для работы внутри фюзеляжа предусмотрены дополнительные средст-
ва (лестницы-стремянки, съемный помост и др.).
Комплект наземного оборудования содержит также специальные при-
способления для подъема и опускания съемных агрегатов самолета при
их монтаже/демонтаже. На съемных агрегатах (двигатели, воздухозабор-
ники, агрегаты шасси, крыла, хвостового оперения и др.) предусмотре-
ны специальные такелажные узлы или гнезда для их установки.
К средствам обслуживания систем и агрегатов относятся различ- f
вне приспособления: для заправки гидрогазовнх систем, для птюверхи
давления, для дозаправки амортстоек жидкостью АМГ-1О и для проверки
уровня жидкости, шланги для слива топлива, переходники для подогре-
ва двигателей перед запуском, ручные приводы закрылков и т.п.
Для обеспечения защиты самолета на стоянке в комплекте СНО спе-
циального применения предусмотрены различные чехлы, насадки, защит-
ные кожухи и маты.
Загрузка самолета грузами осуществляется через грузовые двери
при помощи штатных аэродромных средств погрузки (самоходные погруз-
чики, транспортеры, автолифты, контейнерные тележки).
У.5. ЭКСПЛУАТАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ
Состав и структура эксплуатационно-технической документации
(ЭТД) определены ГОСТ 24067-81, ГОСТ 18675-79 и Положением о техни-
ческой эксплуатации по состоянию, введенном в действие в 1980 г.
В основную группу ЭТД входят Руководство по летной, эксплуатации
- 176 -
Таблица У.4.I
Наименование “i средства j Обозначение или шифр Г ' ! Назначение !
Топливо заправщик ТЗ-бО(СЦЗТ) (ТЗ-22) Заправка топливных баков
Маслозаправщик ЗСЖ-66М, МЗ-66 Заправка маслобаков двигателей
Газозаправщик УГЗМ-А-131, Зарядка азотом гидроаккумулято-
B3-20-350 ров, амортизаторов шаоои
Автомобильная кис- УГЗСМ-К-131 Зарядка кислородной системы
дородная заряд- (АКЗС-75М)
ная станция
Аэродромный перед- АПЧС-63У1,. вижнои электро- (АПА-5Д) агрегат Питание постоянным и переменным током при обслуживании самолета
Установка для про- УПГ-ЗООНГЕ Проверка работы гидросистем, за-
верки гидросистем рядка их жидкостью ЙШ-4, азотом
Установка воздуш- УВЗ-4 Обеспечение запуска двигателей
ного запуска
Кондиционер АКБ 80/180 Охлаждение, подогрев и вентиля-
ция воздуха в кабине и в сало-
нах самолета
Моторный УМП-350-131 Подогрев двигателей при низких
подогреватель температурах
Компрессор низ- КНД-4,(КНД-1, Наддув кабины при проверке на
кого давления 2-2П) герметичность
Буксировщик МОАЗ-7918 Буксировка самолета
(БелАЗ-7421) .
Самоходная пло- A-II02 Обеспечение доступа к высоко-
щадка обслуживания расположенным агрегатам и узлам
Автомобильный КС-4572 Снятие и установка двигателей и
подъемный кран других тяжелых агрегатов само-
лета
Водозаправщик МВ-2, МВ-1 Заправка системы водоснабжения
питьевой водой
Моечная машина МНС-2, A0-J57 Очистка самолета от загрязнений
Машина для йОесе- A200I Удаление обледенения с обшивки
ния противообледе- самолета
нительной жидкости
Машина обслуживания АС-161 Очистка и обработка систем ка-
санитарных узлов нализации туалетных отсеков,
заправка их химжидкостью
Машина обслужива- МОС-2 Уборка кабин и салонов
ния салонов Шгрузка-разгрузка предметов
Автолифт АЛ-ЗА съемного бытового оборудования
и контейнеров о продуктами
- 9 -
Традиционный Д16-Т заменен дюралем II63AT (удобен при фрезе-
ровании панелей, меньше подвержен лрещинообразованию).
Применен материал ВЭ5ПЧТ2 для стрингеров, хорошо работающий
на сжатие (снизу фюзеляжа); в верхних оводах фюзеляжа оставлен ма-
териал Д16Т.
Толщина обшивки - 1,8 мм.
Дублер-отоппер (рис. П.1.2 , П.1.3 , П.1.4 ) - это лист тол-
цгной 1,2 мм, решетчатой конструкции; приклеивается к обшивке та-
кфм образом, что ленты решетки расположены по стрингерам и шпанго-
утам (компенсация высверливаемого материала при соединении закле-
пок). Стык обшивки фюзеляжа показан на рис.П.1.5.
Дублеры-стопперы установлены:
- от стрингеров 0 до 47,
- от шпангоутов 15 по 47 и от 67 до 90.
Там, где фрезерованные панели,дублеры-стопперы не ставят.
Каркас фюзеляжа
На
Поперечный типовой набор - шпангоута с шагом 550 мм.
Избыточное давление, на которое испытывается фюзеляж
= 1,17 кг/см^.
Ил-96-300, как и на Ил-86,отсутствует внутришовннй герме-
- 10 -
| Строительная ось
Ко’лтснсатор (дублер)
Герметик ВЭР-1
_ т 1 хОбшивка
Герметик ВЛТ 35 -I
Рис. П.1.3. Продольный стык обшивки фюзеляжа
Рис. П.1.4. Сечение типового шпангоута
Продольный набор - стрингеры с шагом 170 мм: отсчет ведется
от оси симметрии сверху вниз и слева от 0 до 57 (цилиндрическая
часть). _______
Поперечный:в стык
Вдоль: внахлест
Рио. П.1.5. Стык обшивки фюзеляжа
- 175 -
нического состояния изделия АТ записывается в память ЭВМ УНАСК и
документируется в виде стандартизируемой распечатки.
Восстановление работоспособности ТЭЗ осуществляется путом по-
иска отказавшей микросхемы (в одном ТЭЗ на плате с многослойным мон-
тажом монтируется от IG до 100 микросхем) с последующей оо заменой
и выходного контроля восстановленного ТЭЗ. Поиск отказавших микро-
схем производится путем применения алгоритмов контроля на устройст-
вах стендового типа, устанавливаемых на специализированных рабочих
местах.
Для диагностирования электронной аппаратуры на микросхемах,
больших интегральных схемах и др. модификациях микросхемотехники
находят применение теплофизические методы контроля параметров:
метод термопар, метод температурно-чувствительных красок, метод
с использованием жидко-кристаллической индикации. Эти методы, обла-
дая рядом достоинств, несомненно найдут соответствующее применение
при техническом обслуживании и ремонте КСПНО.
Новая техника КСПНО связана с применением новых методов оценки
состояния поиска места отказа, установления допусков и восстановле-
ния, а также решения задач электромагнитной совместимости. В этом
аспекте потребуется решение ряда квалификационных вопросов перепод-
готовки ИТР, а также проблемы переоснащения технической эксплуата-
ции новыми средствами ТОиР.
У.4. СОСТАВ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Техническое обслуживание и хранение самолета требуют примене-
ния различных средств наземного оборудования (СНО). Часть этих
средств является оборудованием общего применения и может использо-
ваться при техническом обслуживании различных типов самолетов. Дру-
гая часть наземного оборудования - средства специального применения
- придается к каждому самолету или входит в групповые комплекты.
Перечень и назначение основных СНО общего применения представ-
лены в табл.У.4.1.
Минимально необходимое количество спецмашин и установок, участ-
вующих в обслуживании самолета, и примерное их расположение у само-
лета могут меняться в зависимости от конкретных условий.
Комплект СНО специального применения включает: средства букси-
ровки и удерживания самолета, подъемные средства, средства, обеспе-
Рис.У.3.2. Структура HACK
ЭВМ, дисплеи, цифропечатающее устройство, магнитные накопители, циф-
ровые контрольно-измерительные прибора (КИП) и генераторы стимулирую-
щих сигналов (ГСС);
средства поблочного автоматизированного контроля (СПАК).
Посредством СПАК определенное изделие КСЦПНО подключается к ПАСК, в
котором осуществляется его диагностирование и контроль по заданной
программе. Состав СПАК определяет возможности HACK по объему диаг-
ностирования и контроля.
С помощью HACK осуществляется проверка изделий БКС КСПНО на
соответствие нормам технических параметров, определение работоспо-
собного состояния после восстановления и технического обслуживания,
поиск места отказа или неисправности до типового элемента замены
(ТЭЗ) или сменной сборочной единицы (ОСЕ). Восстановление отказав-
ших блоков'осуществляется путем демонтажа вышедшего из строя ТЭЗ и
замены его исправным. После монтажа исправного ТЭЗ производится кон-
троль работоспособного состояния изделия по минимальной и достаток-
- II -
Пол кабины изготовлен из панелей сотовой конструкции (бу-
мажные соты с наклеенными металлическими или углепластиковыми
листами).
Грузовые люки
По правилу борту между (19-22)(70-73А) шпангоутами рас-
положены 2 грузовых люка, массой 190 кг каждый и размером 1600 х
1800 мм в развертке, открываются вверх.
Закрытие и открытие гидравлическое. Поручную - только от-
крытие.
Входные двери
Всего 6 входных дверей: по 3 на каждом борту. Все двери
одинаковой конструкции - открываются наружу (в полете работают
как заглушки). Открываются и закрываются вручную. При аварийном
открытии после ручного открытия замков и частичного разворота две-
ри срабатывает механизм автоматического открытия, одновременно
выбрасывается надувной трап. При открытии двери наружной ручкой
механизм автоматического открытия не работает - блокируется.
Открытие дверей в 2 этапа:
I - открытие замков и открытие створок;
2 - дверь частично разворачивается передним торцом
внутрь фюзеляжа . За счет частичного разворота двери
и складывания отворок как бы уменьшаются ее габарит-
• ные размеры, что позволяет вывести дверь наружу фю-
зеляжа через дверной проем, имеющий меньшие размеры,
чем дверь в неразвернутом и несложенном положении.
Дверь: запирающий механизм, механизм навески, механизм
ручек, механизм автоматического открытия двери, механизм выброса
надувного трапа. Механизм автоматического открытия срабатывает
только при пользовании внутренней ручкой.
Для повторного использования автоматического механизма-
требуется перезарядка (замена мембран). ->
Дверь кухни
Дверь кухни расположена по правому борту в районе 34-35А
шпангоутов,масса 50 кг.
Дверь служит для обслуживания отсека кухни и расположена
- 12 -
на нижней палубе фюзеляжа. Открывание наружу и вниз. Открытие и
закрытие - электрогидравлическая система. Дверь вручную отбывает-
ся только с наружной стороны.
Дверь техотсека
Дверь техотсека расположена в районе 79-81 шп. Отбывается во-
внутрь.
Герметизация двери осуществляется уплотнителем лепесткового
типа (рис. П.1.6.)
Лепесток (
Фюзеляж
7—*" —Резина
А
Рис. П.1.6. Схема уплотнителя лепесткового типа
П.Т.2. Крыло
Конструкция была б®пзитаально новая. Силовая часть крыла -
кессонная.
Центроплан выделен в одну коробку.
Кессонная часть была (КЧК) делится на 7 агрегатов:
I - центроплан (ПЧК);
2 - консольные части ирша (КЧК);
2 - отъемные части б12ла (ОЧК);
2 - вертикальные законцовки (ВЖ).
Центроплан с соседней конструкцией имеет неразъемные стыки.
Отъемка? часть была пристыкована к кессонной части была через
фланцевый стык, ВЗК и ОЧК через 2 узла по схеме "ухо - вилка".
Стык КЧК-ОЧК забыт перебывными лентами, а стык между ВЖ и ОЧК -
обтекателями объемной формы. В месте стыка крыла с фюзеляжем уста-
новлены передний и задний зализы. Низ была между зализами в зоне
центроплана забыт обтекателем и отворкой шасси (основной). Перед-
ний зализ сотовой конструкции предназначен для более плавных пере-
- 173 -
формацией.
В ЦВМ и СЭИ по получению слов-состояний от сопрягаемых изделий
о учетом собственного состояния формируется слово-состояние сопряга-
емого оборудования в ОСЛО и сообщение для отображения экипажу.
Общекомплексное ВСК-ССЛО осуществляет сбор и обработку содержа-
ния олов-состояний и формирует информацию "Готов" или информацию о
месте отказа до КСЕ и ЛС.
При локализации возникшего отказа в ЦШ обеспечивается с выво-
дом на СЭИ формирование сигналов на ручное или автоматическое изме-
нение структуры (реконфигурацию) комплекса.
Проверка КСПНО при восстановлении аналогична процедуре при опе-
ративном ТО, но при этом переводятся в режим "Контроль" только те
изделия (блоки ЦВМ), которые либо подвергаются замене,либо непосред-
ственно связаны с заменяемыми. В случае успешного восстановления
ССЛО формирует сообщение "ПИК готов".
В полете осуществляется непрерывный контроль отдельных систем,
выдача слов-состояний, сбор и обработка результатов контроля в ЦВМ,
накопление и хранение информации по результатам контроля. Система
СЛО собирает информацию по сбоям и словам-состояниям от Цй.' и СЭИ,
запоминает информацию по сбоям и отказам (с привязкой к номеру поле-
та и времени отказа), выдает информацию об отказах в бортовое уст-
ройство регистрации (БУР) параметрической информации и систему автс
магического обмена данных с землей.
Периодическое ТО (НТО) осуществляется по формам, установленным
регламентом по налету планера. Наличие ВСК в каждом изделии комплек-
са позволяет реализовать стратегии ТО по состоят® в полном объеме.
При проведении НТО допускается использование внешних средств
контроля - бортовые АСК (БАСК). По результатам бортового контроля
должен осуществляться демонтаж отдельных изделий (или их блоков) с
последующим восстановлением или техническим обслуживанием в лабора-
тории АТБ.
Восстановление и техническое обслуживание отказавших или неис-
правных изделий А и РЭО, демонтированных с борта воздушного судна,
осуществляется в цехе АТБ с помощью наземной автоматизированной сис-
темы (HACK). Наземная АСК представляет из себя универсальную систе-
му контроля бортового оборудования, в состав которой (ряс. У.3.2)
входят:
унифицированная часть (УНАСК). включающая спепиализитоваштут
~ аг - .
3 11 уровень Общекомплексное средство
Рио.У.3.1. Трехуровневая система ТО и Р КСПНО
производить сбор зафиксированных в полете сбоев ЦВМ;
формировать и отображать обобщенные сообщения о техническом
состоянии (ТС) с указанием отказавших блоков, линий связи (ЛС);
формировать сигналы для ручного изменения структуры или алгорит-
ма работы КСПНО при отказах;
формировать сигналы для определения результатов контроля.
Задачи ЭК при ТО КСПНО решаются в основном с помощью ВСК.
Встроенные средства контроля структурно образуют три уровня иерар-
хии систем* контроля:
первый (нижний) - ВСК отдельных изделий РЭО;
второй (средний) - программные средства ЦВМ, обеспечивающие кон-
троль ТС информационных каналов;
третий (верхний) - общекомплексное ВСК, в качестве которого ис-
пользуется система обора и локализации отказов (ОСЛО).
Оперативное ТО КСПНО сводится к включению всех систем и системы
автоконтроля с заданием режима "Контроль".
По получению сигнала режима "Контроль" ЦВМ трансмируют его в
изделия, в которых осуществляется контроль собственной работоспособ-
ности с выдачей значений выходных параметров и контроль исправности
входных связей и формируется слово-состояние с соответствующей ин-
- 13 -
ходов от фюзеляжа к крылу. На зализе установлены два входа для Bin1
(воздухо-воздушных радиаторов): рамы сотовой конструкции - неметал-
лические. Задний зализ в эксплуатации не снимается. Имеется ребро
для закрытия щели между крылом и закрылком сложной конструкции.
Сотовые конструкции, клеенные на анкерных .болтах.
Конструкция зализа состоит из набора рам, крепящихся к фюзеля-
жу, и набора сотовых неметаллических панелей, закрывающих внутрен-
ний объем. Демонтаж и ремонт зализов в условиях эксплуатации не
предусматривается. Поверхность зализа покрывается токопроводящим
слоем.
Ц Ч К
При проектировании крыла, в том числе ЦЧК,для снижения веса
конструкции был существенно повышен уровень действующих напряжений:
®мсч = 44 кг„ верхи, ТЯГ панель, Бортовая нервюра ч г-, Lz! Пер .лонжерон РАСЧ - 37нижн. (рис. П.1.7 ). миг панель Осевая нервюра / Зада .лонжерон / Бортовая нервюра
Рис* П.1.7. Схема ЦЧК
- 14 -
В конструкции ЦЧК нации применение высокопрочные материа-
лы:
нормальная прочность Д-16(р^= 42 кгс
ыР ’
повышенная прочность В-9б(э= 50-55 кгс а так же мате-
териалн повышенной чистоты:
Д16-Ч (чистый сплав), Д16-ПЧ (повышенной чистоты), В95
(04) - особенно чистый.
В конструкции ЦЧК нашла применение установка крепежа с по-
вышенным натягом (1,2 %), T.e.d6oJITa> (± отверстия на Т’2
При этом используется сульфатмолпбден - смазка для уменьшения тре-
ния, оксидирование, технологическая вытяжка и т.д. Клепка гермети-
ческая. Применяются 2 линии герметизации - внутришовная и поверх-
ностная (рис. П.1.8.).
Дюралевый
Рис, П.1.8. Схема герметизации
(на нижней поверхности)
Схема герметизации аналогична Ил-86. Крепеж - аналогичный
Ил-86 (титановые болты, заклепки - дюраль). Герметик УЗО-ЭКС.
Конструкция центроплана состоит из переднего и заднего
лонжеронов и 4-х дополнительных лонжеронов; 2-х бортовых и 1-й
центральной нервюры. Стенки нервюр и лонжеронов усилены стойками.
Объем центроплана служит для размещения топлива. На центроплане уо- «
тановлены балки для подкрепления пола. Лонжероны стыкуются со шпан-
гоутами фитингами. Стрингеры работают отдельно от обшивки, что уве-
личивает ресурс панели.
- 171 -
ментной высокобезотказной базе микросхемотехники;
резервированием практически всех и двойным резервированием наи-
более ответственных систем (РСП, РВ, БИНС, ВСС и др.);
использованием функциональной информационной избыточности во
всех информационных трактах:
наличием в комплексе трехуровневой системы организа’сии эксплуа-
тационного контроля, включающей бортовую систему сбора и локализа-
ции отказов (СОЛО) и обеспечивающих достоверность обнаружения возник-
шего отказа и его локализацию с вероятностью 0,95;
восстановлением безотказности отказавшего изделия, входящего в
состав КСПНО, после локализации места отказа путем замены отказавше-
го блока; причем, конструкция и схемотехника аппаратуры предусматри-
вает возможность бесподстроечных замен, не требующих дополнительных
регулировок аппаратуры.
Автоматическая процедура поиска места отказа обеспечивает сред-
нее время замены блока отказавшего изделия в пределах 15 иш. (по
данным разработчика).
Высокая функциональная безотказность информационных каналов
позволяет решить задачу полета с наличием на борту отказов отдельных
изделий КСПНО, резервированных физически и функционально. Для этого
разработан и обоснован перечень неисправностей в функциональных ка-
налах, при которых допускается вылет (в том числе и из базового аэро-
порта).
В плане обеспечения высокой безотказности предусматривается воз-
можность в полете передавать в порт посадки информацию о возникнове-
нии отказа для принятия соответствующих мор по доставке в аэропорт
и цех оперативного технического обслуживания исправных блоков для
замены отказавших.
Все зти мероприятия реализованы в системе эксплуатационного
контроля (ЭК) КСПНО, структура которой приведена на рис. У.3.1.
Система эксплуатационного контроля позволяет решать следующие
задачи:
определять техническое состояние комплекса и его отдельных сис-
тем при ТО и в полете, включая проверку готовности к работе, наличия
(отсутствия) устойчивых отказов и устанавливать степень достовернос-
ти вырабатываемой, хранимой и передаваемой информации;
осуществлять поиск места отказа (ПМО) с точностью до конструк-
тивно-сменной единицы (КСЕ) - легкосъемного блока или линии связи;
- 170 -
цпи ТОиР самолетов в АТБ по функционально-системному принципу, пре-
дусматривающему выполнение работ по системе без разделения ее элект-
ро-, гидро- и механических элементов.
При проработке вопроса организации работ по ТОиР должна быть
предусмотрена возможность формирования бригад из специалистов раз-
личных профилей для выполнения плановых работ по ТО и восстановлению
отказавших изделий и блоков.
Ожидаемые трудоемкость и продолжительность ТО в соответствии с
программой характеризуются следующими данными:
Формы ТО I ! ! Продолжительность,’ ! Ч ! ! ! Трудоемкость, чел.-ч
плановая t неплановая
Аг 0,75 4,48 -
As 3,0 6,68 22,5
Б 8,0 45,0 30,0
Ф1 45,7 610,0 30,0
Ф2 178,9 3370,0 30,0
ФЗ 359,0 42000,0 -
У.З. ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ КСПНО И
ЕГО ОБОРУДОВАНИЯ
Особенности ТО КСПНО и входящих в его состав автономных радио-
электронных оиотем (РЭС) определяются в основном характеристиками
его надежности и теми концепциями, которые обеспечивают высокую
степень его функциональной безотказности.
КСПНО - управляющий комплекс, задачей которого является не толь-
ко информационное обеспечение полета, но и подготовка к принятию ре-
шений на определенных этапах, в первую очередь, за счет выбора управ-
ляющей информации. Автомат оказывает прямое влияние на управление и
безопасность полета. Ответственность за его безотказную работу воз-
растает, следовательно, возрастает роль инженерно-авиационного обес-
печения и поддержания безотказности комплекса на заданном уровне.
Нормы ЛГС управляющих систем требуют, чтобы функциональные от-
казы, приводящие к возникновению опасных ситуаций, были практически
невероятны. Это достигается несколькими путями:
применением цифровых методов обработки информации на новой эле-
- 15 -
Бортовая нервюра
Рис. П.1.9. Схема соединения крыла по бортовой нервюре
Передний лонжерон центроплана стыкуется со шпангоутом 40,
а задний лонжерон стыкуется со шпангоутом 50.
Для доступа вовнутрь объема центроплана во всех лонжеро-
ijax имеется по 2 люка. Люки закрыты съемными герметичными крышками,
каждая бортовая нервюра имеет по I съемному люку, закрываемая со
стороны ЦЧК (в зоне переднего лонжерона). Люки бортовых нервюр ис-
пользуются как запасные выходы (рис. П.1.9 ).
Консольная часть крыла (КПК)
Геометрические размеры КЧК: ширина 2 м, длина 24 м.
Изменение толщины КЧК по длине происходит плавно (по кли-
ну). Панель КЧК между двигателями имеет максимальную толщину (рис.
ПЯЛО ).
КЧК имеет 104 стрингера; элементы упрочненные фильерным
способом обработки. Лонжероны КЧК цельные,как и стрингеры.
Весь внутренний объем КЧК зан мает топливо.
Рис. П.1.10. Схема кессонной часта 1фыла
Рио. П.1.11. Схема ОЧК
Дренажный топливный канал
Болт 40
Перекрывная лента
Рис. П.1.12. Схема крепления КЧК и ОЧК
169 -
Таблица У-2.1
Технологический график ТО при форме А^,
Л по Регламен-; ту ТО } । Наименование j работ ; Кол-во испол. {Продолжительность jработ, мин.
’ 30I0I Установка связи по СНУ с экипажем и определе- ние вращения ротора двигателя на выбеге I 2
30103 Установка колодок под колеса шасси. Проварка указателя грубой посад- ки 2 4
- Установка трапа - -
30104 105 107 Подготовка работ по ТО 3 12
- Высадка пассажиров -
30250 Уборка салонов 12 174
Разгрузка и погрузка багажа - -
Разгрузка и погрузка борт, питания м -
30280 Подготовка работ по загрузке топлива I 4
— Заправка топливом I
30303 Заправка воды, удале- ние отбросов
30106 Осмотр по маршруту 2 36
302802 Слив отстоя I 4
Посадка пассажиров - -
Отъезд трапа - -
30304 Заключительные работы по ТО 2 8
Запуск двигателей - -
30307 Уборка колодок I 2,5
30309 Отключение электропи- тания
этапным методом (через 500 часов налета, этапами равной трудоемкос-
ти и равной продолжительности).
В целях повышения эффективности процессов ТОиР самолетов
Ил-96-300 поедставляется целесообразным проработать вопрос ор^аниза
- 168 -
Работы по осмотру и обслуживанию выполняются:
"Ат" - после каждой посадки самолета для обеспечения предстоя-
щего полета;
"Ад" - перед полетом самолета в конечном или базовом аэропорту;
"Б" - в базовом аэропорту не реже одного раза в 12 летных суток.
На форме "Ат" предусматривается минимальный объем плановых работ:
внешний осмотр по маршруту планера, силовых установок, шасси и слив
отстоя топлива.
На формах "Ад" и "Б" предусматривается выполнение как плановых,
так и внеплановых работ по ТОиР.
Работы по встрече выполняются непосредственно после каждой по-
садки, а по обеспечению стоянки - в случае приемки самолета от экипа-
жа или когда планируемая продолжительность стоянки превышает пять
часов.
Работы по обеспечению вылета производятся непосредственно перед
каждым вылетом самолета:
после выполнения на оамолете работ по осмотру и обслуживанию по
формам Ад или Б;
повторно, при подготовке самолета к вылету в случае задержки
предыдущего запланированного полета более чем на один чао.
Пример технологического графика ТО при подготовке к вылету
представлен в табл. У.2.1.
Периодические формы:
Форма I - через каждые 500±50 л.ч;
Форма 2 - через каждые 3000±50 л.ч;
Форма 3 - через каждые 12000150 л.ч.
Форма 3 является ремонтной формой. Объем ремонтных работ опре-
деляется на основании программы (плана) исследований фактического
технического состояния, проводимого в процессе эксплуатации самоле-
та, а также по результатам контроля, диагностики и дефектации, про-
водимых при поступлении самолета на ремонтную форму ТО.
ТО самолета Ил-96-300 по периодическим формам регламента воз-
можно как разовым (пирамидальным), так и поэтапным методами, т.к.^в
это не противоречит требованиям Планов ТОиР по периодичности выпо^
нения работ по ТО и не приводит к увеличению суммарной продолжитель-
ности и трудоемкости.
Поэтому при необходимости периодические формы Ф2 и ФЗ (при до-
статочной обеспеченности АТБ средствами ТОиР) могут выполняться по-
- 17 -
На верхней поверхности КЧК расположены эксплуатационные уз-
лы. Аэродинамических ножей нет.
Нервюры с № 2 по й 33 делят внутренний объем на 4 топливных бака:
бак й 3 (1-8) нервюры;
бак й 4 (8-14) нервюры;
бак № 5 (14-27) нервюры;
бак № 5А (27-33) нервюры.
Бак Л 3 имеет 2 предрасходные секции (нервюры 1-2, 5-6).
Каждая предрасходная секция имеет расходные секции. Нервюры IIA и
2IA - силовые, установлены по осям внутреннего и наружного двигате-
лей. Силовые: I - бортовая; 4, 6, 33.
Отдельные нервюры имеют люки, обеспечивающие подход к зонам обслу-
живания. По 2-й нервюре узел вывески самолета. Стыки крыла с ОЧК -
фланцевые.
ОЧК (рис. П.1.11 )
Конструкция такая же, что и КЧК. Верхняя панель сплошная,
нижняя*о лючками. Заканчиваются 2-мя мощными стальными узлами, к
которым крепятся мощныо вертикальные лонжероны вертикальных закон-
цовок. Облицовываются законцовки сотовыми металлическими заполните-
лями (в перспективе стеклоуглепластик).
Механизация и несущая часть крыла
Механизация крыла включает в себя (рио. П.1.13.):
7 секций предкрылка на передней кромке (I);
внутренний, средний и внешний закрылок (2, 3, 4);
3 секции щитков (5);
6 секций интерцепторов (6);
внешний элерон и внутренний элерон между закрылками (8,7).
Особенность конструкции механизации состоит в широком
применении сотовых конструкций (рис. П.1.14 ).
Применяются такие компоненты; обшивка - преооованная угле-
лента,толщина б = 0,1 мм в несколько олоев ; соты - бумага,
пропитанная смолой, • Это дает уменьшение веса*, повышает жесткость
конструкции.'
Обшивка носка крыла без диафрагм.
- 18 -
”. т
РисЛ.1.14. Схема сотовой конструкция (металлической)
- 167 -
показатели системы ТОиР и возможный гемовой налет;
мероприятия по совершенствованию системы ТОиР.
Программа ТОиР предусматривает проведение планового и неплано-
вого ТО.
Плановое ТО выполняется через определенные интервалы наработки
самолета или календарного срока службы для:
контроля фактического ТС и прогнозирования величины наработки
на последующий контроль с целью обеспечения безотказной работы;
контроля функционирования;
замены агрегатов, выработавших ресурс;
контроля функции систем, не контролируемых экипажем в обычном
полете, с целью предотвращения накопления в них отказов.
Неплановое ТО выполняется по мере необходимости для:
устранения неисправностей, обнаруженных экипажем в полете;
устранения неисправностей, обнаруженных в процессе планового
ТО.
Поддержание требуемого уровня безопасности полетов при эксплуа-
тации достигается:
работами по ТОиР, направленными на своевременное поддержание
уровня функционального и структурного резервирования, заложенного в
процессе проектирования;
работами по ТОиР, направленными на устранение неисправностей
на ранних стадиях их развития до наступления отказа, путем использо-
вания контролепригодности и средств диагностирования.
Эксплуатация самолета, сопровождаемая программой исследования
технического состояния, производится прогрессивными методами без
капитального ремонта.
Обслуживание самолета производится в объеме и в сроки, установ-
ленные Регламентом технического обслуживания.
В Регламенте предусмотрено выполнение оперативных и периодичес-
ких форм обслуживания.
Оперативные формы предусматривают:
работы по встрече;
работы по обеспечению стоянки;
форма "A-транзитная" ("Ат");
форма "A-базовая" ("А^");
форма "Б";
работы по обеспечению вылета.
- 166 -
полкам рабочих лопаток турбины.
12. Существенно увеличена (относительно самолета Ил-86) произ-
водительность заправки топливной системы - с 4000 до 7000 л/мин.,
что сокращает продолжительность подготовки самолета к вылету.
У. 2. ПРОГРАММА ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖВАНИЯ
Программа ТОиР самолета Ил-96-300 разработана в соответствии
с "Общими требованиями к программе технического обслуживания и ре-
монта самолетов гражданской авиации" и с учетом ГОСТа 18675-79,
определяющего требования к эксплуатационной и ремонтной документа-
ции вновь создаваемых самолетов.
Основными ограничениями при формировании программы ТОиР, поми-
мо показателей безопасности, установленными НЕГО, явилиоь заданные
в ТЗ на самолет следующие показатели:
регулярность вылетов - не менее 0,95;
продолжительность транзитного ТО - не более 1,0 ч;
удельная трудоемкость ТОиР - не более 9,5 чел.-ч/л.ч.
Программа действует на период ресурса до списания самолета.
Программа разработана исходя из:
особенностей конструкции и компоновки планера самолета и его
функциональных систем;
наличия функционального резервирования в самолетных системах;'
возможности применения средств диагностирования;
особенностей контролепригодности ФО;
особенностей использования самолета при его эксплуатации;
опыт эксплуатации самолетов-аналогов.
Программа обеспечивает возможность эксплуатации самолета по
техническому состоянию и определяет методы эксплуатации:
техническую эксплуатацию до безопасного отказа (ТЭО);
техническую эксплуатацию до предотказного состояния (ТЭП);
техническую эксплуатацию по ресурсу (ТЭР).
Кроме того определяет:
объем и сроки (периодичность) выполнения работ по ТОиР;
структуру ТОиР и номенклатуру форм ТО;
средства и организацию ТОиР;
требования к инженерно-техническому составу и информационному
обеспечению ТОиР;
- 19 -
Внутренний закрылок - двухщелевой (рис. П.1.Т5)
Рио. П.1.15. Схема внутреннего закрылка
Широко применяются сотовые конструкции, что обеспечивает
^еродинамическую чистую поверхность.
Средний и внешний закрылки - одинаковой конструкции (рис.
П.1.16).
Нервюры(4)
Рис. П.1.16. Схема закрылков
Тормозные щитки применяются на посадке для резкого сниже-
ния подъемной силы; отклоняются вверх на 50°. В систему механиза-
- 20 -
иии включены такие 6 секций интерцепторов (отклоняются на посадке
все вверх на ЗС°) (рис. П.1.17). Кроме торможения на посадке интер-
цепторы работают как управляющие поверхности.
Рис. П.1.17. Схема интерцептора
Элероны
Полностью из композиционных материалов (рис. П.1.18)
Рис. П.1.18. Схема элерона
- 165 -
тем самым повысить интенсивность использовс-ыия самолета.
2. Рационально расположены люки, съемные крышки и панели, че-
рез которые осуществляется подход к агрегатам и системам для их ос-
мотра и обслуживания. Большинство зарядно-заправочных узлов разме-
щено на правом борту фюзеляжа, что позволяет выполнять обслуживание
самолета одновременно с посадкой или высадкой пассажиров с левого
борта фюзеляжа.
3. Проверка работоспособности оборудования при подготовках
самолета к полету производится без применения КПА с помощью борто-
вых средств контроля, что снижает трудоемкость работ по ТО.
4. Обеспечена приспособленность самолета к проведению ТО в
ночное время. Кроме аэродромных и бортовых средств освещения имеет-
ся серия розеток подключения переносных ламп. Для связи обслуживаю-
щего персонала используется бортовое переговорное устройство экипа-
жа, дополненное специальными точками подключения, размещенными по
всей длине фюзеляжа.
5. Все крышки люков, вскрываемые при ТО самолета по оператив-
ным формам регламента Ат и А^, открываются и закрываются без инст-
румента (имеют замки типа "нажим"), а из общего количества крышек
люков, вскрываемых по форме "Б", только две открываются с использо-
ванием инструмента (имеют винтовые замки).
6. Предусмотрено районированное размещение оборудования и сис-
тем в технических отсеках.
7. Выполнена разбивка самолета на эксплуатационные зоны, что
позволяет организовать более рациональный процесс ТО.
8. Обеспечение доступности к местам ТО и контроля узлов и аг-
регатов произведено с учетом проведения на них работ. Лучшая доступ-
ность обеспечена к частооОслуживаемым и частоконтролируемым узлам
и агрегатам.
9. Для агрегатов, подлежащих в эксплуатации демонтажу (монта-
жу), при их ТО или плановой замене предусмотрена геометрическая и
функциональная взаимозаменяемость и легкосъемное крепление.
10. Предусмотрена модульная конструкция двигателей Д-90А, обес-
печивающая замену отдельных модулей в условиях эксплуатации, без
съема двигателя с самолета.
II. На двигателях предусмотрены смотровые лючки для контроля
состояния внутренних полостей (по 26 отверстий). Кроме того, пре-
дусмотрены специальные отверстия для измерения зазстов по бандажным
- 164 -
Глава У. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ, НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
И ЭКСПЛУАТАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ
У.1. ХАРАКТЕРИСТИКА САМОЛЕТА КАК ОБЪЕКТА ТЕХНИЧЕСКОГО
ОБСЛУЖИВАНИЯ
Особенности технического обслуживания (ТО) самолета Ил-96-300
обусловлены его конструкцией, компоновкой систем, оборудования и
их эксплуатационными свойствами.
Самолет спроектирован о учетом принципа "безопасного повреж-
дения". Для обеспечения этого принципа и увеличения ресурса в кон-
струкции планера применяются сложные (препятствующие развитию уста-
лостных трещин) элементы _‘ипа обшивка-дублер на клею BK-5IA, кото-
рые установлены в носовой, средней и хвостовой частях фюзеляжа.
В ответственных элементах конструкции планера, подверженных
усталостным напряжениям, применены материалы, обеспечивающие повы- ।
шенную прочность и улучшенную сопротивляемость к образованию и раз-
витию трещин.
Ресурсы и сроки службы самолета до списания указаны ранее в
главе I.
Несмотря на оложнооть функциональных систем самолета и новиз-
ну некоторых из них, выполнение работ, предусмотренных регламентом
ТО, как правило, не требует применения сложного проверочного обору-
дования. Это обеспечивается наличием на самолете систем встроенного
контроля, обнаружения и распознавания неисправностей. Эти системы
собирают информацию о работе бортовых функциональных систем и обо-
рудования самолета в полете, регистрируют ее и, в случае необходи-
мости, могут выдавать информацию об имевших место неисправностях J
или на индикаторах электронно-лучевых трубок комплексной информа-
ционной системы сигнализации (КИСС) или в виде распечаток. В ре-
зультате обеспечивается сокращение объема ТО и повышение эффектив-
ности процесса эксплуатации самолета.
. С целью снижения затрат на выполнение работ, а также сокраще-
ния простоев самолета при ТО, на самолете предусмотрены следующие
конструктивные мери. .
I. Обеспечена относительно небольшая стояночная высота самоле-
та, позволяющая выполнять многие работы по ТО без применения стре-
мянок. Это позволяет снизить простои самолета при оперативном ТО и
- 21 -
Интерцепторы унифицированы (можно переставить с. одного полукрыла
на другое).
Тормозные щитки все разные.
Узлы подвески элеронов, щитков и интерцепторов - аналогичные.
Механизм отклонения закрылка и обтекателя
Схемы^отклонения закрылков изображены на рис.П.1.19, П.1.20 и
Закрылки выдвигаются по пропорциональному (коническому) закону,
т.е. пропорционально хорде. Каждый винт имеет свой ход.
Рис. П.1.20, Силовая схема отклонения закрылка
Рис. П.1.21. Схема рельса закрылка
Обтекатель закрылка сотовой конструкции: уголь, стеклоткань (рис.
Рис. П.1.22. Схема сотового углепластика
Подвеска закрылков не жесткая во избежание тряски. Нижняя часть
закрылков зашита металлом. Особенности конструкции закрылка приве-
ли к повышению требований к ВПП (отсутствие камней, гудрона и т.д.)
Поверхность закрылка не должна подвергаться действию струи газа от
двигателя.
Предкрылки (рис. П.1.23)
Практически такие'же, что и у Ил-86. На Ия-86 - 6 секций, на Ил-96
- ? секций (рис. П.1.24). Углы отклонения 25° (Ил-86-30с).
Конструкция предкрылка состоит из:
лонжерона, нервюры, обшивки (нижняя, верхняя), хвостового стринге-
ра. Материал АК-6.
- 163 -
турбине и компрессоре.
12.1 . При сСРуД^ 41° обдув корпусов турбины и компрессора включает-
ся, а при °C руд < 39° - выключается.
12.2 . Открытие дополнительного обдува при Р* < 0,5 ата и закры-
тие при Рвх 5- 0,55 ата.
12.3 . Включение обдува КВД одновременно с закрытием ЗПВ ПС.
13. Управление охлаждением рабочих лопаток первой ступени турби-
ны с целью обеспечения экономии охлаждающего воздуха Gcx = f n so).
14. Формирование сигнала для режима повышенной тяги (РГ1Т).
15. Поддержание режима МГ при реверсе.
16. Блокировка максимального режима на взлете с целью исключения
останова двигателя в случае появления аварийного сигнала.
17. Защита от помпажа путем кратковременной отсечки топлива и от-
крытия ЗПВ ПС и КИВ КВД.
Электронная часть схемы управления тягой ПС-90А рассмотрена в
разделе Ш.1.2.
1У.5. БОРТОВАЯ СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ДВИГАТЕЛЯ (БСЗД-90)
БСКД-ьО выполняет следующие основные функции:
прием; преобразование сигналов датчиков;
допусковой контроль параметров по фиксированным и "плавающим" пре-
делам;
выделение установившихся режимов работы двигателя;
контроль механизации компрессора;
контроль положения элементов реверсивного устройства;
расчет и хранение информации о наработке;
анализ тенденций изменения основных параметров двигателя и др.
Работа БСКД осуществляется следующим образом. Электрические
сигналы с датчиков и сигнализаторов поступают на блок преобразова-
ния параметров двигателя (БПЦД2-1). Входными коммутаторами этого
блока производится опрос и выдача электрических сигналов на норма-
лизатор НО 8-1, который приводит эти сигналы к уровню 0-5 В и пере-
дает их на аналоговый преобразователь, преобразующий их в код для
передачи на бортовую ЭВМ. Частота выдачи информации 5 Гц. Поступив-
шая информация с БГШД и РЭД подвергается входному контролю, фильт-
рации и после осреднения поступает в КИСС и МСРП.
- 162 -
САУ осуществляет управление режимами работы двигателя во всем .
их диапазоне с выдачей информации на комплексную информационную
сигнальную систему (КИСС) самолета. Основным управляющим органом
САУ является РЭД-90, а исполнительным - НР-90. В случае выхода из
строя Р5Д насос-регулятор может работать самостоятельно как резерв-
ная система с ограниченными функциями.
Информация о параметрах, характеризующих режим работы и состоя-
ние двигателя, поступает на РЭД от специальных датчиков. Всего на
двигателе контролируется около шестидесяти параметров.
САУ выполняет следующие основные функции.
I. Запуск двигателя.
I.I. Формирование релейных команд на управление запуском (система
зажигания, воздушные заслонки, гидропривод, система сдува вих-
ря и др.). * *
1.2. Регулирование подачи топлива на розжиге по закону, Рвх ).
1.3. Регулирование подачи топлива на участке разгона пв9/Р^ *
1.4. Ограничение Ст на запуске.
1.5. Ограничение температуры за турбиной Тт e f (Т8Х ) .
1.6. Защита от срыва потока в компрессоре.
2. Поддержание режима малого газа (GTmin = 550 кг/ч).
3. Поддержание заданного значения частоты вращения ротора вы-
сокого давления Пв9 = f ,Т* , Р* , )
4. Ограничение давления за компрессором Р*тах= 29 атм ± 2.
5. Ограничение Т*= f (c(.PYft ,Т£Х , РВх )
6. Ограничение температура рабочей лопатки первой ступени тур-
бины (tj.max = 900°С).
7. Ограничение максимальной частоты вращения ротора низкого
давления Пн9 max= 4650 об/мин-.
8. Обеспечение необходимого уровня приемистости П8д =
= ) •
9. Ограничение Ст на режимах приемистости.
10. Управление заслонками перепуска воздуха (ЗПВ ПС). Закрытие
при одновременном выполнении* условий сСР¥Д 32°, Пвзпр = II300 об/миа,
-200 об/мин.-с, с
Открытие при выполнении одного из условий о(Р¥Д< 30е, или Пв9пр<
<;ПЮ0 об/мин., или "200 об/мин;с.
t-' II. Управление положением НА КЕД ( Ч>ВНА).
12. Управление радиальными зазорами между ротором и статором в
- 23 -
Рио. П.1.23. Схема работы предкрылка (углы отклонения 25°?
Рис. П.1.24. Схема уплотнения предкрылка (гибкий нож)
Каждая секция перемещается на 3-х рельсах иэ титанового сплава ВТ 82.
Носовая часть >фнла аналогична Ил-86 (рис. П.1.25).
Рис. П.1.25.Схема носовой чаоти врыла
1,2 - легкосъемные панели. Носки крыла имеют противообледенитель-
ную алектроимпульсиую систему ЭПОС.
П.1.3. Оперение самолета
Оперение самолета классическое, расположено в районе <81—
ТОТ) шп. Изменение конструкции оперения самолета Ил-96 по сравне-
нию с самолетом Ил-86 заключается в изменении киля (стал выше,
изменилось расположение антенн).
Стабилизатор
Крепится на 2-х задних и I переднем узлах; состоит из цент^»
роплаиа и 2-х консолей. Обшивка усиливается дублерами. Лонжероны:
передние и задние (излом в районе 5 нервюры). Нервюры (бортевая)
и в районе узлов навески и приводов - усиленные, остальные облег-
ченные; продольный набор - стрингеры (уголковые и тавровые).
Концевой обтекатель имеет статические разрядники. Передняя
часть стабилизатора включает индукторные катушки,создающие вихрениз
вне токи в носках нервюр для сброса льда. Торцевая нервюра со опло-
шной стенкой. К заднему лонжерону крепятся узлы крепления навески
руля высоты (РВ) и кронштейны системы управления.
Центроплан состоит из:двух лонжеронов,“нервюр и стрингеров.
Рули высоты
Рули высоты - 4-х секционные (внутренняя секция, внешняя секция).
Внешние секция имеют балансировочные грузы,
внутренние - нет.
-161 -
- 160 -
3. Макс;жльная температура масла на входе в двигатель (°C):
максимальная при малом газе +120;
при остановке после максимального режима +100;
максимальная на период не более 10 мин. +130;
максимальная ь магистралях откачки +180.
4. Минимальная температура масла - 40°С.
5. Прокачка масла через двигатель на номинальном режиме 45^ (л/мин).
6. Избыточное давление в системе суфлирования (атм) 0,4.
7. Уровень заправки маслобака 27^х(л).
ГУ. 4. СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ И ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Состав системы автоматического регулированию:
основной электронный регулятор РЭД-90;
насос-регулятор (гидромеханический) НР-90;
автомат распределения топлива АРТ-90;
термодатчик (гидромеханический) ТД-90 для подвода к НР-90 сигнала,
соответствующего Т^ ;
центробежный насос (подкачивающий) ДЦН-94;
блок коммутации БК-90;
автономный генератор питания электронной части системы АГ-0.25Д.
Работа системы топливопитания (рио.ГУ.4.1) осуществляется сле-
дующим образом.
Из самолетного топливного бака топливо под давлением 0,8+3,5 атм
подводится на вход в ДШ-94, откуда под давлением 9,5+10 атм посту-
пает в топливомасляный теплообменник (ТМТ), а затем в топливный
фильтр. При перепаде давлений на фильтре, превышающем 0,4 атм, вы-
рабатывается сигнал о засорении фильтра и срабатывает клапан пере-
пуска. Очищенное топливо попадает в НР-90. Отдозированное топливо
после насоса-регулятора под давлением 100 атм направляется на
АРТ-90, который распределяет топливо по контурам форсунок. Между
НР-90 и АРТ-90 расположен датчик расхода топлива ДРТ-5А, точность
измерения которого составляет ± 0,5%.
На взлетном режиме расход топлива составляет 5750 кг/ч. На
режиме повышенной тяги (РПТ) - 6500 кг/ч. После ДЦН-94 топливо час-
тично отбирается для прокачки через ТМТ оамолетного гидропривода,
а затем возвращается на вход центробежного насоса. Температура топ-
лива на входе в систему может колебаться в пределах от -60 до +45С.
- 25 -
Конструкция руля высоты состоит из:
лонжерона, набора нервюр, обшивки (склеенной из двух слоев).
Торцевые нервюры - цельные (герметичные). Внешняя секция
тлеет кронштейн дан навески грузов (сталь и свинец).
Хвостовая часть клеевая, сотовой конструкции (вместо дублера-стоп-
пера). Профиль несимметричный. Поперечное V = +5°.
Киль (рис. П.1.26)
Киль расположен в районе 91-96 шпангоутов, крепится к фюзе-
ляжу. Крепится двумя профилями и тендерными стяжками. Силовой кар-
кас: 1-й передний лонжерон, задний лонжерон; нервюры и стрингеры.
Лонжероны такие же, как у Ил-86. Нервюры (1-5) расположены
веерно, остальные перпендикулярны заднему лонжерону.
К переднему лонжерону крепится носовая часть киля, где ус-
тановлены индукторы противообледенительной системы.
А - место установки
щелевых антенн
Г 10 - 80 стеклоткань,
съемные панели
Рис. П.1.26. Схема киля (крепление)
Узлы крепления руля направления (PH) - блоки по 3 кронштейна.
Задний лонжерон - место установки приводов. Пилонная часть крепит-
ся к заднему лонжерону, руль поворота - взаимозаменяемый с Ил-86.
Вся пилонная часть крепится на° винтах. Крепление киля к фюзеляжу -
- 26 -
контурное - усиленные стрингеры крепятся к фюзеляжу (крепление бол-
товое ).
Рули направления
Руль направления состоит из: нижней и верхней секций. Конструк-
ция рулей направления аналогична рулям высоты. Лонжероны - балка -
набор нервюр, хвостовые секции, носовая часть. Широко применяются
сотовые конструкции. Торцевые нервюры герметичные.
П.1.4. Пилон и мотогондола
Основной каркас пилона
Основной каркас пилона - силовая конструкция, предназначенная
для подвески двигателя на крыле (рис.П.1.27). Каркасы внешнего и
внутреннего пилонов аналогичны по конструкции, но ичеот разные раз-
меры и конфигурацию.
На основном каркасе имеются узлы стыковки с крылом, узлы подвес-
ки двигателя и узлы крепления подъемника двигателя.
На каркасе предусмотрено также крепление зализа пилона и вспомо-
гательной конструкции пилонов (хвостовой и носовой частей).
Для монтажа систем самолета и двигателя на основной каркас ус-
танавливаются кронштейны и узлы. Низ основного каркаса зашит проти-
вопожарной перегородкой. Основной каркас внутреннего пилона состоит
из 20 рам: I—19 и замыкающая рама. Рамы скреплены сверху и снизу бор-
товыми угольниками и продольными балками. С боков каркас зашит несу-
щими фрезерованными панелями из алюминиевого сплава. Панели крепятся
к боковым элементам рам.
Рама I имеет два боковых кронштейна с конусами навески передней
подвески двигателя. Она воспринимает вертикальные и боковые нагрузки
от двигателя. В нижней части рамы 12 имеется узел с вертикальным шты-
рем и два боковых кронштейна для передачи тяги двигателя и боковых
усилий с каркаса на крыло. На замыкающей раме имеются узлы крепления
пилона к крылу. Замыкающая рама и угольники выполнены из высокопроч-
ных сталей.
Рамы I и 12 штампованы из титановых сплавов, рамы II и 13 (охва-
тывающие) - силовые, штампованы из алюминиевых сплавов, остальные
(промежуточные)рамы клепаные из алюминиевых профилей.
Верхняя балка основного каркаса имеет технологические отверстия
и вырезы для проводки системы управления к магистралям двигателя.
- 159 -
- 158 -
ния РУ. Перекладка РУ осуществляется, начиная с режима малого газа.
На режиме прямой тяги створки и проставки образуют внешнюю по-
верхность проточной части канала наружного контура. Решетки закрыты
со стороны наружного контура корпусом створок, а с внешней стороны
- подвижным наружным обтекателем РУ. Перевод РУ в положение обрат-
ной тяги производится подачей команда от рычага управления реверсом
(РУР) на кран управления реверсом КР-9О. При этом подвижный обтека-
тель перемещается назад и обнажает решетки. Створки же с проставка-
ми, поворачиваясь с помощью тяг и качалок на шарнирах, перекрывают
канал наружного контура двигателя, направляя поток воздуха в откло-
няющие решетки. Величина обратной тяги равна 3600 кГс. При перево-
де РУР в положение прямой тяги все происходит в обратном порядке.
1У.З. СИСТЕМА СТЛАЗКИ И СУФЛИРОВАНИЯ
Предназначена для смазки, отвода тепла и выноса посторонних
частиц из двигателя.
Тип масляной системы - замкнутая, циркуляционная, с откачкой
масла в маслобак.
Применяемое масло - ИПМ-10, обладающее улучшенными термоста-
бильными свойствами (синтетическое).
Схема маслосистемы двигателя ПС-90А приведена на рис. ТУ.3.1.
Масло самотеком поступает в нагнетающую секцию по петлеобраз-
ному участку, превышающему уровень маслобака (этот участок предотв-
ращает самоотток масла в маслобак), и по магистралям подводится к
задней опоре, опоре ТВД, межвальному подшипнику, подшипнику перед-
ней опоры, коробке приводов.
Откачка масла производится по магистралям, имеющим магнитные
пробки и датчики температур, в блок центробежных агрегатов БЦА-94,
затем в топливомасляный теплообменник (TMT-653I-0I) и в маслобак.
На блоке маслонасосов ВМФ-94 имеются регулировочный и предохранитель-
ный клапаны. Здесь предусмотрен кран для стравливания воздушных про-
бок в магистрали между баком и БМФ-94.
Основные данные маслосистемы двигателя ПС-90А приведены ниже.
I.Часовой расход масла на земле и в полете 1,0 (кг/ч).
2.Давление масла на входе в двигатель (атм):
на малом газу 2,5;
максимальное 4,5;
н 2
.на режиме 0,7-м 4,0
- 27 -
Носовая и хвостовая части, а также носок пилона и зализ кре-
пятся к лентам, расположенным по контуру несущих панелей силового
каркаса.
Нижние и верхние ленты имеют ступенчатые вырезы (для облегче-
ния веса). Носовая часть гондолы, воздухозаборник двигателя, обте-
катели гондолы, носовая часть пилонов, панели хвостовой части пи-
лона изготовлены из композиционных материалов (сотовой конструкции).
Конструкция мотогондолы и пилона представлена на рис.П.1.28.
Широко применены композиционные материалы. Кроме носка ыотогондолы
Рис.П.1.28. Схема мотогондолы с пилоном
- 28 -
Силовая часть талона (рис.ТТ.1.29)
Пилон при установке требует нивелировки. Передняя и средняя
части галона выполнены из титана, задняя часть - стальная. Зашивки
выполнены как пластины. Сверху зашивки - дюраль, снизу - титан 5мм
- противопожарная перегородка. Основной узел крепления по 12 раме
(сзади). На 12 росло два силовых кронштейна. Передняя и 12 рама
воспринимают основные усилия,сзади расположен узел крепления пило-
на к крылу. На 12 и I раме такелажные узлы - приспособление для
крепления двигателя. Хвостик пилона и обтекатель - несиловые из
композитов (рис.П. 1.30). Для предотвращения распространения на кры-
ло пожара, возникающего на двигателе, пилон защищен противопожар-
ными перегородками. В качестве противопожарных перегородок пилона
служат: рама I основного каркаса пилона, изготовленного из титано-
вого сплава; нижняя балка пилона (титановый лист толщиной 5 мм).
Противопожарные перегородки обдуваются воздухом, поступающим через
жалюзи для продува внутренних полостей основного каркаса и хвосто-
вую часть гондолы,___________________
Продувка
воздухом
•Титан
Рис.П.1.29. Силовая часть пилона
Рис.П.1.30. Верхний обтекатель из
композита
- 157 -
и уплотнительной лентой. Далее воздух поступает во внутренние полос-
ти лопаток.
Детали ротора ТНД охлаждаются воздухом из подпорных ступеней,
который подается по двум трубопроводам задней опоры. Часть воздуха
идет на охлаждение задней стороны диска У1 ступени.
Большая часть воздуха по каналу, образованному трубой и валом,
попадает в полость между дефлектором и диском Ш ступени. Поверхнос-
ти остальных дисков охлаждаются воздухом, который перетекает из од-
ной междисковой полости в другую. На охлаждение корпусов турбшш
воздух также отбирается из подпорных ступеней и натекает на корпуса
из четырнадцати коллекторов.
Обдув корпусов начинается с режима 0,7 номинала по команде от
РЭД-90.
До режима 0,7 номинала зазоры между бандажными полками и корпу-
сом турбины выбираются за счет прогрева. При выходе на повышенные
режимы минимальная величина зазоров обеспечивается за счет включения
обдува корпусов. В магистралях обдува установлены жиклеры, регулирую-
щие расход воздуха.
Реактивное сопло дозвуковое, нерегулируемое,состоит из: кожуха;
сопла; обтекателя сопла.
Материал сопла - титановый сплав АТ-4.
Реверсивное устройство (ГУ) решетчатого типа служит для созда-
ния обратной тяги путем направления воздуха наружного контура вперед
по направлению полета с целью торможения самолета при пробеге.
РУ расположено в наружном контуре двигателя. Состоит из непод-
вижной и подвижной части, замка створок, гидрогазовой системы управ-
ления РУ, системы сигнализации положения элементов РУ.
Неподвижная часть РУ состоит из набора фланцев и колец, двенад-
цати направляющих штанг отклоняющих решеток, звукопоглощающих пане-
лей, гидроциллндров. Подвижная часть РУ состоит из корпуса створок,
восемнадцати створок и семнадцати проставок, силового кольца, тяг с
качалками и подвижного наружного обтекателя. (
Подвижный наружный обтекатель является как бы продолжением мо-
тогондолы двигателя (двухоболочковая клепаная конструкция с набором
шпангоутов я стрингеров).
Замок РУ удерживает корпус со створками от самопроизвольного
перемещения в положение прямой тяги. Перекладку РУ в положение об-
ратной тяги (и наоборот) обеспечивает гидрогазовая система управле-
- 156 -
заднее фланцу наружного кольца СА 1У ступени крепится задняя опора
ротора низкого давления. Ротор турбины ВД состоит из четырех рабочих
колес, двух роликоподшипников (межвального и роликоподшипника турби-
ны), деталей лабиринтных уплотнений, смонтированных на ваду.
Задняя опора турбины состоит из: непосредственно опоры; смеси-
теля; корпуса териопар; трех силовых тяг задней подвески; шести тяг,
крепящих наружный корпус двигателя к корпусу задней опоры.
К внутреннему корпусу крепятся фланцы лабиринтов и опоры роли-
коподшипника. Через три стойки корпуса задней опоры проходят трубо-
проводы подвода, откачки масла и магистрали суфлирования. Одна стой-
ка используется для вывода коллектора термопар. Последние две стой-
ки служат для подвода воздуха на охлаждение турбины и наддув лаби-
ринтов.
В системе охлаждения турбины применяется воздух, отбираемый
из-за ХШ ступени КВД, которым охлаждаются: сопловые и рабочие лопат-
ки I ступени; передняя сторона и обод диска I ступени; обод перед-
него промежуточного диска ТВД.
Воздухом, отбираемым из-за УП ступени КВД, охлаждаются: сопло-
вые и рабочие лопатки П ступени ТВД; задняя сторона и ступица дис-
ка I ступени ТВД; промежуточные диски; диск рабочего колеса П сту-
пени ТВД; дефлектор диска Ш ступени КВД.
Воздухом, отбираемым из-за УП ступени КВД, охлаждаются: сопло-
вые и рабочие лопатки П ступени.ТВД; задняя сторона и ступицы диска
I ступени ТВД; промежуточные диски; диск рабочего колеса П ступени
ТВД; дефлектор диска Ш ступени КВД.
Воздухом, отбираемым из-за подпорных ступеней, охлаждаются:
диски рабочих колес Ш, 1У, У и У1 ступеней ТВД; лабиринты Ш,1У, У,
У1 ступеней ТВД; наружные кольца всех оопловых аппаратов; детали
опоры роликоподшипника-ТВД; детали задней опоры.
Воздух из-за КВД поступает в полость, расположенную между кор-
пусом камеры сгорания и наружным кольцом газосборника, а затем во
внутреннюю полость СА ТВД. Пройдя через отверстия во входных кром-
ках сопловых лопаток, воздух обеспечивает их пленочное наружное ох-
лаждение. Охлаждение внутренней полости лопаток обеспечивается с
помощью дефлекторов.
Сопловой аппарат П ступени охлаждается воздухом, подводимым по
трубопроводам из УП ступени КВД в полость между наружным кольцом СА
- 29 -
Мотогондола (•рис.IT.1,31)
Мотогондола изготавливается путем намотки угольной ленты. Внут-
ренний канал мотогондолы выполнен перфорированным (гашение пума
на 5-10 Дб). Носок мотогондолы продуваемый (тепло от двигателей ПОС).
Створки мотогондолы не имеют шпангоутов. Створки крепятся и опира-
ются на узлы, расположенные на двигателе. РеВерсивная часть двига-
теля не закрывается створками. Передача аэродинамических усилий от
мотогондолы на двигатель происходит через кронштейны с резиновыми
упорами.
Мотогондолы всех 4-х двигателей одинаковой конструкции. В ус-
ловиях эксплуатации могут переставляться. Каждый комплект гондолы
маркирован своим номером, который поставлен на ее основных частях:
носок, канал, створки. Створки, эксплуатационные люки гондолы обес-
печивают доступ к двигателю и его агрегатам, пилоны и гондолы обес-
печивают нормальное аэродинамическое сочетание крыла и двигателя.
Охлаждение агрегатов, установленных на двигателях, вентиляция про-
странства под капотом и в полостях пилона осуществляется встречным
потоком воздуха.
Основной каркас гондолы передает аэродинамические нагрузки на
двигатель; служит также для крепления створок. Основной каркас гон-
долы состоит из четырех шпангоутов:
I - одновременно задняя стенка воздухозаборника (установлены
Шпангоуты
Рис.П.1.31. Схема
мотогондолы
- 30 -
выфрезерованные узлы крепления);
2, 3, 4 - промежуточные и выполнены в виде щюнштейнов для
крепления на двигателях.
Кронштейны - опоры створок, крепят ось створок и передний
обтекатель пилона.
Чтобы створки пилона плотно прилегали к шпангоуту,на части
кронштейнов шпангоута установлены резиновые упоры.
П.2. КОНСТРУКЦИИ ШАССИ
Рис. П.2.1. Схема шасси самолета
Шасси 4-х опорное (рис. П.2.1). Состоит из передней опоры
и трех главных опор: главная, основная, левая и правая и главная
средняя. База шасси по главной средней 20065 мм, по главной основ-
ной 18345 мм. Колея 10400 мм. Левая и правая опоры крепятся к эле-
ментам крыла и фюзеляжа и размещены в убранном положении в отсеке
- 155 -
^u-iob (CA) П, Ш, 1У, У, У1 ступеней имеются лючки для осмотра сопло-
вых и рабочих лопаток. Эти же лючки используются для измерения зазо-
ра в бандажных полках рабочих лопаток.
Турбина высокого давления состоит из.двух сопловых аппаратов,
опоры роликоподшипника, ротора (дисков с рабочими лопатками).
CA I ступени состоит из внутреннего и наружного колец газосбор-
ника, тридцати семи охлаждаемых лопаток и перфорированного кольца.
Лопатки СА выполнены методом точного литья из материала ЗЮ-6К. Во
внутреннюю полость лопатки CA I ступени вставлены два дефлектора.
На передней кромке имеется сетка отверстий для выхода охлаждающего
воздуха в проточную часть. СА П ступени состоит из наружного кольца,
сорока семи лопаток, разрезного кольца. Лопатки выполнены методом
точного литья, охлаждаются воздухом. Соты на нижнем торце лопаток
СА П ступени выполнены для уплотнения газо-воздушной полости при
работе лабиринтных уплотнений.
Ротор ТВД состоит из двух рабочих колес с дефлекторами, двух про-
межуточных дисков, деталей лабиринтных уплотнений. Вал ТВД полый,
риеет спереди шлицы для сцепления с валом КЕД, а сзади фланцы для
крепления дисков.
Диск П ступени имеет 80 рабочих лопаток. Лопатки I и П ступеней
(услаждаемые.
На дисках имеются фланцы: для крепления к валу; для крепления
дефлекторов; для крепления деталей лабиринтного уплотнения.
Промежуточные диски в периферийной части также имеют гребешки
лабиринтных уплотнений. Для измерения температуры рабочих лопаток I
ступени на корпусе соплового аппарата П ступени устанавливаются два
оптико-пирометрических преобразователя (ОПП-94). Диски I, П ступеней,
а также промежуточные диски выполнены из материала ЭИ-741-НП. Диски
с Ш по У1 ступени выполнены из ЭИ-698. Дефлекторы I и П ступеней
изготовлены из материала ЭП-742-ИД. Корпусы всех сопловых аппаратов
изготовлены из ЭИ-437 Б. Рабочие лопатки I, П ступеней изготовлены
из 10-26 ВИ. Рабочие лопатки с Ш по У1 ступень изготовлены из КС-6У ВИ.
Лопатки сопловых аппаратов I и П ступеней изготовлены из никелевого
сплава 10-6 К.__
Турбина низкого давления четырехступенчатая, используется для
вращения вентилятора и ротора подпорных ступеней. I ступень имеет
шестьдесят семь сопловых и девяносто одну рабочую лопатку. П,Ш,1У
ступени ТОД имеют по семьдесят девять сопловых лопаток и по сто од-
ной рабочей лопатке. Рабочие и сопловые лопатки не охлаждаемые. К
- 154 -
ду торцами рабочих лопаток и корпусами КВД и турбины (ТВД и ТВД) с
целью повышения КВД. Испытания показали, что при включении обдува
удельный расход топлива IIC-90A снижается на 6,5%.
Обдув корпуса КВД производится не ниже крейсерского режима, на-
чиная с высоты Н = 5 км.
Обдув корпусов турбины начинается с режима "0,7 номинала". До
высоты Н - 5 км обдув включается не полностью. Воздух подается толь-
ко через два трубопровода диаметром Ф = 60 мм. На крейсерском ре-
жиме, начиная с высоты Н = 5 км, дополнительно подается воздух на
охлаждение через трубопровод Ф = 100 мм.
Система управления включает в себя:
электронный регулятор РЭД-90;
насос-регулятор НР-90;
четыре гидроцилиндра управления заслонками отбора воздуха (ЗОВ);
два сигнализатора давления МСТ-8А;
гидравлические и электрические связи.
Камера сгорания трубчато-кольцевого типа (12 жаровых труб,сое-
диненных на выходе общим кольцевым газосборником) состоит из диффу-
зора, внутреннего и внешнего кожухов, 12-ти силовых стоек, 8-ми пе-
репускных труб и кожуха вала. На корпусе камеры сгорания устанавли-
ваются 12 топливных форсунок ФР-94 ДО и коллекторы I и П контуров.
Топливо через форсунки поступает в топливо-воздушный насадок
(ТВН), смешивается с воздухом. Лопаточный завихритель способствует
качественной подготовке топливо-воздушной смеси, которая поступает
в зону горения жаровой трубы. Воспламенение осуществляется с помощью
свечей Л1-92П, расположенных в 3-й и IO-й жаровых трубах.
Ряд охлаждающих отверстий способствует охлаждению газового по-
тока до необходимого уровня. '
Отметим, что на кбрпусе камеры сгорания имеется 12 смотровых
отверстий, закрытых заглушками. В процессе эксплуатации предусмот-
рен периодический осмотр жаровых труб и СА I ступени турбины с по-
мощью эндоскопа, который вставляется через упомянутые смотровые от-
верстия, а также отверстия на жаровой трубе.
Турбина двигателя шестиотупенчатая , из которых две ступени тур>-
бины высокого дваления (ТВД) и четыре ступени турбины низкого давле-
ния (ТНД). ТВД Вращает компрессор высокого давления, ТНД - вентиля-
тор и подпорные ступени. ТНД по своей конструкции во многом сходна
с турбиной двигателя Д-30 КУ (КП). В наружных кольцах сопловых аппа-
- 31 -
>срыла и частично в отсеке фюзеляжа. Левая и правая опоры убираются
по направлению к фюзеляжу в плоскости,перпендикулярной продольной
оси самолета. Главная средняя и передняя опоры крепятся к фюзеляжу
и в убранном положении размещаются в фюзеляже. Главная и передняя
опоры убираются вперед по полету. Управление и уборка шасси - злзк-
трогидравлическое, осуществляется от переключателя, имеющего поло-
жение "уборка" и "выпуск" на центральном пульте. При уборке шасси
колеса всех опор затормаживаются. Выпуск передней и главной опор
осуществляется под действием собственного веса и встречного потока
воздуха. Если передняя, главная или средняя опора не встала на за-
мок выпущенного положения за 20^ с» автоматически подается давле-
ние на выпуск в гидроцилиндр данной опоры.
Шасси, кроме основной системы управления уборки и выпуска,име-
ет аварийную систему, управление которой осуществляется о помощью
ручки, установленной в кабине пилотов. Управление движением самоле-
та по земле осуществляется с помощью системы поворота передних ко-
лес. Установлены два режима управления: руление (управление от руко-
ятки), взлет-посадка (управление от педали - поворот колес I0Oi 2°).
Управление осуществляется с рабочих мест левого и правого пилотов.
Шасси имеет сигнализацию выпущенного и убранного положения, состоя-
ния тормозной системы и системы управления поворота колес. В электро-
системе управления уборки и выпуска шасси имеется блокировка, исклю-
чающая возможность случайной уборки шасси на земле. Система управле-
ния поворотом колес обеспечивает при максимальном угле поворота ко-
лео 65° разворот самолета на 180° на ВПП шириной 45 м.
П.2.1. Главные опоры шасси
Главная основная опора шасси
Главная основная опора шасси расположена в районе 54 шпангоу-
та. Главные основные опоры (левая и правая) выполнены в виде фермы,
основными элементами которой являются: амортизатор, траверса, рас-
кос, складывающийся подкос, шлиц-шарнир, тележка и демпферы к тележ-
ке (2шт.) (рис.П.2.1). К переднему узлу навеоки опоры крепится ооь,
установленная в траверсе на 2-х бронзовых втулках. Противоположный
конец траверсы оканчивается проушиной, которая крепится к верхней
части амортизатора. В бронзовую втулку заднего узла
- 32 -
входит цапфа цилиндра амортизатора. При выпуске-уборке поворот
осуществляется на бронзовых втулках траверсы и опоры. К траверое
крепится раскос и рычаг. Уборка опоры осуществляется с помощью ги-
дроцплиндра, шток которого шарнирно закреплен с траверсой, а ци-
линдр - с узлом на крыше. Раскос - труба о приваренными по концам
ушами дня подсоединения к траверсе и нижней части цилиндра аморти-
затора. Шлиц-шарнир состоит из нижнего и верхнего звеньев, соеди-
ненных между собой болтами.
Установлен указатель обжатия штока амортизатора. Шкала ука-
зателя неподвижная, а стрелка на верхнем звене шлиц-шарнира.
Шкала со стрелкой максимальной усадки штока амортизатора крепится
к нижнему обрезу цилиндра амортизатора. При обжатии амортизатора
сверх допустимого (грубая посадка или неправильная зарядка аморти-
затора) имеется упор, установленный на болте крепления демпфера
штока амортизатора, который нажимает на стрелку указателя и среза-
ет контрольную заклепку. К указателю обжатия и к кронштейну под
гайкой болта верхнего шлиц-шарнира крепятся концевые выключатели,
обжатие штоков которых приводится о помощью регулируемых болт-упо-
ров верхнего шлиц-шарнира. Концевые выключатели как на Ил-86.
Складывающийся подкос состоит из верхнего и нижнего звеньев, сое-
диненных между собой болтом с распорной втулкой; в месте соедине-
ния звеньев на верхнем звене подкоса смонтирован замок выпуска
положения опоры, а на нижнем-болт с втулкой, который в выпущенном
положении входит в зев клыка замка, запирая его. Верхний конец
подкоса заканчивается ушковым наконечником с бронзовой втулкой.
Этим наконечником складывающийся подкос крепится к элементам кры-
ла-фюзеляжа. К 2-м рычага1.' подсоединены цилиндры уборки - выпуска:
I - основной, I - аварийный. Ось центрального шарнира складывающе-
гося подкоса расположена ниже прямой, соединяющей верхние и нижние
шарниры, т.е. имеется стрела прогиба, которая обеспечивает более
надежную фиксацию опоры в выпущенной положении. Тележка предназна-
чена для крепления колес (4 шт.) и передачи внешних нагрузок на
амортизатор. Коромысло тележки - сварное, состоит из 3 штампован-”
ных частей с плоскими приливами. Приливы охватываются проушинами
штока амортизатора и соединяются о ними пустотелым болтом. Этот
болт законтрен от проворачивания в коромысле несквозным болтом и
поворачивается в бронзовых втулглх проушины штока амортизатора.
- 153 -
Отбор воздуха на охлаждение соплового аппарата (СА) П ступени
турбины производится из-за УН ступени КВД.
Отбор воздуха на охлаждение задней опори производится из-за под-
порных ступеней.
Отбор воздуха на обдув корпусов турбины и КЕД производится из-за
подпорных ступеней (фланцы расположены на разделительном корпусе).
Отбор воздуха на систему автоматического управления (САУ) для
нужд агрегата HP-90 производится из-за КВД от штуцера, расположенно-
го на диффузоре камеры сгорания (в магистрали установлен воздушный
фильтр).
Отбор воздуха на обогрев термодатчика топливной системы ТД-90
производится из магистрали отбора на ПОС.
Отбор воздуха на эжектор системы охлаждения блока преобразова-
ния параметров двигателя (БППД) производится из магистрали отбора .
воздуха на ПОС.
Отбор воздуха на охлаждение пирометров производится из магист-
рали отбора воздуха на охлаждение рабочих лопаток I ступени турбины.
Система управления механизацией компрессора служит для обеспе-
чения устойчивой работы компрессора. С этой целью лопатки ВНА, а
также направляющих аппаратов I и П ступеней КВД выполнены поворотны-
ми. За подпорными ступенями установлены заслонки перепуска воздуха
(ЗПВ ПС). На корпусе КВД установлены клапаны перепуска воздуха (КПВ)
из внутреннего контура в наружный.
Система управления механизацией компрессора осуществляет по за-
данной программе поворот лопаток ВНА и НА I и II ступенях КВД, а так-
же открытие (закрытие) ЗПВ ПС и КПВ КВД.
Система включает в себя:
электронный регулятор РЭД-90;
насос-регулятор НР-90;
устройство обратной связи;
два гидроцилиндра управления лопатками ВНА и НА;
двенадцать гидроцилиндров управления 31® ПС;
шесть гидроцилиндров КПВ КВД;
два датчика ДБСКТ-650-I Ш (двойной бесконтактный синусно-косинус-
ный трансформатор фиксации положения лопаток ВНА);
три сигнализатора ИГС-8А открытого положения КПВ КВД и ЗПВ ПС;
гидравлические и электрические линии связи.
Система управления радиальными зазорами в компрессоре и турби-
не предназначена для активного управления радиальными зазорами меж-
- 152 -
Корпуса перепуска и отбора воздуха (КИВ) сварной конструкции из ти-
танового сплава установлены на корпусе КВД и образуют изолированные
кольцевые полости.
Через две из них осуществляется перепуск воздуха из внутреннего
контура в наружный. На корпусе имеются фланцы, на которых укреплены
КПВ и трубы отбора воздуха.
Корпус обдува - стальной, имеет коллектор с большим количеством
отверстий для обдува воздухом заднего корпуса КВД.
Воздух отбирается из-за второй подпорной ступени и подводится
через два фланца на корпусе обдува. Обдув заднего корпуса КВД приво-
дит к уменьшению зазоров между торцами рабочих лопаток Х-ХШ ступе-
ней и корпусом. Регулирование’количества подаваемого воздуха осуще-
ствляется при помощи заслонки отбора воздуха по команде электронно-
го регулятора РЭД-9О.
Ротор КВД имеет тринадцать ступеней, вал, промежуточные кольца,
лабиринт. Каждое из рабочих колес состоит из диска и лопаток, за-
крепленных с помощью "ласточкиного хвоста".
Для снижения вибронапряжений рабочие лопатки I и П ступеней вы-
полнены с антивибрационными полками.
Система отбора воздуха осуществляет отборы на:
систему кондиционирования воздуха (СКВ);
противообледенительную систему (ПОС);
наддув гидробака;
наддув лабиринтных уплотнений масляных полостей;
охлаждение деталей турбины;
охлаждение задней опоры;
обдув корпусов турбины и КВД;
дренажную систему;
САУ (агрегат НР-90).
Отбор воздуха на наддув гидробака производится из-за УП ступени
КВД.
Наддув лабиринтных уплотнений масляных полостей производится
из-за подпорных ступеней.
Отбор воздуха на охлаждение рабочих лопаток первой ступени тур-
бины производится из-за ХШ ступени КВД от фланцев, расположенных на
диффузоре камеры сгорания.
Отоор воздуха на охлаждение рабочих лопаток П ступени турбины
высокого давления производится из-за УШ ступени КВД.
- 33 -
Концы коромысла выполнены в виде патрубка с отверстием для уста-
новки колес. Каждая ось фиксируется в коромысле болтом. На концах
коромысла имеются проушины, для крепления кронштейна подъема стой-
ки (смена колес, подсоединение буксировочного троса). Тормозные
тяги присоединены одним концом к проушине тормозных рычагов, дру-
гим - к проушинам подвески, далее болтами. Тормозной рычаг посред-
ством 2-х бронзовых втулок посажен на ось колес через переходную
втулку. Тормозной рычаг связан с блоком тормозов колес посредстве»»
шлицевого соединения и зафиксирован от перемещения вдоль оси гай-
кой о контровочной шайбой. В нижней части цилиндра амортизатора
имеется проушина, в которой установлена серьга замка убранного по-
ложения опоры. Демпферы тележки крепятся штоками к проушинам коро-
мысла тележки, а ответной частью к проушинам амортизатора. Откло-
нение тележки вверх и вниз ограничивается величиной хода штоков
демпфера. Демпферы гасят продольные колебания тележки при движении
до земле, а также устанавливают тележку в нейтральное положение.
Ось тележки перпендикулярна оси цилиндра амортизатора после отрыва
самолета. На траверсе опоры устанавливается хомут, который двумя
тягами соединен с датчиком ДСК-1 системы сигнализации шасси. При
уборке-выпуске опоры вал датчика поворачивается. На коромысле те-
лежки имеются выступы для крепления датчиков деформации ДДТ-32-00-
-А системы изменения массы и положения центра масс ИМУ-96. Как в
убранном, так и любом промежуточном положении шаоси в створках
имеются зазоры.
Материалы, применяемые в конструкции шасси:
складывающийся подкос - ВТ-22
шлиц-шарнир - ВТ-22
шток амортизатора - ЗОХГСА
траверса - титановая
цилиндр . - ЗОХГСА.
Используются подшипники типа ШН (не требуют смазки), ШС (со смаз-
кой). На траверсах применена лента металл-фторопластовая. Основная
смазка для трущихоя поверхностей шасси - ЭРА.
Амортизатор главных опор
Амортизатор главных опор (рис. П.2.2.) служит для поглощения внеш-
них нагрузок.
- 34 -
Донышко подвижное
Клапан
Донышко поршня
Рис.П.2.2. Схема амортизатора главных опор
Амортизатор пневмо-гидравлического типа - гидравлический
цилиндр. Рабочий отсек заполнен АМГ-Ю и азотом под начальным дав-
леяисм. Основже конструктивные узлы (рис.И.2,2):
цилиндр амортизатора;
шток;
крышка верхняя;
труба диффузора;
диффузор;
донышко диффузора;
верхняя и нижняя буксы;
донышко штока.
Цилиндр амортизатора сварной,состоит из 3-х стальных частей.
В зоне установки верхнего донышка на цилиндре 2 заливных горловины
с пробками и 2 штуцера для зарядки азотом. Верхняя крышка аморти-
затора тлеет такелажные проушины, используемые при установке опоры
на самолет. Центральное отверстие на крышке служит для
связи с верхним донышком амортизатора. В верхнем донышке от-
верстия, соединяющие внутреннюю полость 2- й камеры с заливной
горловиной и зарядным штуцером. Уплотнение осуществляется резино-
Элементы КВД изготовлены:
диски рабочих колес:
I - УШ ст. из ВТ-8;
П - XI ст. из BT-I8B;
ХП - ХШ ст. из ЭИ-698 ВД;
лопатки НА:
с I по У ст. из BT3-I;
с У1 по ХП ст. из ЭИ-787 ВД;
ХШ ст. из ИИ-14;
рабочие лопатки:
с I по УШ ст. из BT3-I;
с IX по ХШ ст. из ЭИ-787 ВД;
валы - из ЭП-517 Ш.
Входной направляющий аппарат КВД устанавливается на входе в КВД
и служит для направления потока воздуха на лопатки первого рабочего
колеса.
Состоит из наружного и внутреннего колец, направляющих лопаток
о закрепленными на них рычагами.
Лопат; л ВНА закреплены в натужном и внутреннем кольцах с зазо-
ром в сферических опорах и поворачиваются вокруг продольной оси на
угол +1°+*46с с помощью подвижного кольца привода ЖА.
Корпус КВД, с НА I, П, Ш ступеней состоит из:
наружного корпуса, имеющего горизонтальный разъем;
внутренних колец направляющих лопаток I и П ступеней;
направляющих лопаток I, П ступеней с неподвижно закрепленными на
них рычагами;
направляющих лопаток Ш ступени, имеющих замки типа "ласточкин хвост".
Во внутренних кольцах лопатки НА I и П ступеней закреплены в
сферических опорах и поворачиваются па оси с помощью подвижных ко-
лец привода. Привод лопаток НА I и П ступеней осуществляется двумя
гидроцилиндрами, штоки которых поворачивают два ведущих вала, сое-
диненных с кольцами привода.
Корпус КВД состоит из двух корпусов - переднего и заднего.
Передний корпус КВД выполнен из титанового сплава. На нем име-
ются корпуса перепуска и отбора воздуха из У1 и УП ступеней КВД.
Задний корпус КВД стальной. Между передним и задним корпусами
4ВД образован кольцевой канал, из которого отбирается воздух для
охлаждения лопаток П ступени ТВД, кондиционирования салона самоле-
та, на противообледенительную систему (ПОС) п самолетные нужды.
- I5G -
этбопрокодов отоора воздуха из подпорных ступеней на нада^в уплот-
..ог-’й задней опору двигателя;
систеш активного управления радиальными зазорами КВД и турбины;
узлов крепления двигателя к самолету;
коробх® приводов.
Разделительный корпус изготовлен методом литья из сплава МЛ-5.
Конструктивно он состоит из 2-х частей: наружного и внутреннего кор-
пусов, соединенных между собой шпильками (12 штук в наружном контуре
и 4 - во внутреннем). Через нижнюю вертикальную литую стойку раздели-
тельного корпуса проходит вал центрального привода. В полости между
внутренним и наружным корпусами, имеются 12 окон для перепуска воздуха
из подпорных ступеней компрессора низкого давления в наружный контур
двигателя. Окна расположены так, чтобы в них попадали и отводились в
наружный контур посторонние предметы, оказавшиеся в проточной части
внутреннего контура. Окна перепуска закрываются заслонками, управляе-
мыми гидроцилиндраыи.
Центральный привод расположен во внутренней полости разделитель-
ного корпуса и служит для отбора мощности на коробку приводов от ро-
тора КВД. На коробке приводов расположены также следующие агрегаты:
дренажный насос с приводом;
насос-регулятор НР-90;
насос подкачки ДЦН-94;
гидропривод;
привод БЦА-94 маслосистемы; . -
маслонасос БМФ-94;
автономной генератор питания АГ-0,25Д.
Компрессор высокого давления (КВД) предназначен для сжатия возду-
ха и подачи его в камеру сгорания. Кроме того, сжатый воздух иеполь- ’
зуется для противообледенительной системы, Для охлаждения горячей час-
ти двигателя, для наддува полостей уплотнения подшипниковых узлов,
для работы агрегатов автоматики, а также для самолетных нужд. КВД
имеет 13 ступеней и приводится во вращение турбиной высокого давле-
ния (ТВД). КВД состоит из поворотного входного направляющего аппара- ,
та (ЕНА), корпуса' с регулируемыми направляющими аппаратами (НА) I и
П ступеней, корпуса компрессора, корпуса перепуска, й отборов возду-
ха, 5 корпуса обдува, ротора спрямляющего аппарата ХШ ступени, упруго-
демгфирупцей опори и кольца подвески.
- 35 -
вами уплотнителыппли кольцами. Труба диффузора крепится с поме•
гайки. В средней части - подвижное доныако - отделяет Г, и В .
Уплотнение - резиновнт.л кольцам. В кольцевом ? ншие'г чосо-
ти по одному ряду отверстий для сообщения полостей. Диффузор в ни—'-
ней части труба тлеет центральное отверстие и ряд радиальных отверР-
стий, находящихся на одном уровне с трубой диффузора. Верхняя бук—
са в верхней части штока амортизатора тлеет продольные отверстия,
Часть которых соединена радиальными отверстиями с внутренней по-
верхностью буксы. Между наружной поверхностью трубы диффузора и
внутренней поверхностью амортизатора - кольцевая конусная щель, све-
чение которой уменьшается пои обжатии амортизатора. Между верхней
Зуксой и распорным концом^распорный клапан. Для обеспечения перетее-
_$ания жидкости при обратном ходе в клапане предусмотрены отверстия^,
। в буксе со стороны клапана имеется кольцевая проточка, соединен-^-
зая с продольными отверстиями буксы. Количество отверстий в клапащне
значительно меньше, чем в буксе, что обеспечивает при обратном хо—
це торможение жидкости. Нижняя букса упирается торцом в трубу,
ограничивая ход штока,и зажимается гайкой. Герметизация буксы - рее-
Эиновые кольца. В буксе имеется канал для подвода смазки от пресс-
масленки к штоку амортизатора. Внутри штока амортизатора устанавли-
вается донышко. Герметизация резиновыми уплотнительными кольцами.
Эксплуатационные и амортизационные данные нанесены на трафарете.
Зарядка амортизатора
Перед зарядкой давление в амортизаторе должно быть равно атт-
моефзрному (необходимо вывернуть все пробки и зарядные штуцера).
Зарядка амортизатора производится в вертикальном положении через
зарядный штуцер. В I- й камере давление создается 5+2 кгс . Черезз _
“Отверстия и зарядный штуцер'2-й камеры заливается в 1§00 см^
АМГ-1О. Установить зарядной штуцер и, подавая давление 0,3 кге/емфь
слить избыток жидкости. Уровень жидкости установится по срезу за-
ливной трубки и объем его будет примерно 1000 см^. Установить за-
ливную пробку 2 камеры и зарядить азотом П3±6 кгс/см2. Стравить
давление и вывернуть зарядный штуцер и пробку I- й камеры. Обжать
амортизатор на 357*1 мм и залить через отверстие под пробку до уроов-
ня отверстия АМГ-10 (примерно 41000 см^). Ввернуть пробку и заряд-
ный штуцер и зарядить ТСЛэ.8 ijc/ом2. Во всех случаях давление по-
девать постепенно (безударная установка донышка).
- 36 -
Замок убранного положения
Замок убранного положения (на всех спорах одинаковые)
фиксирует опору с помощью крюка, запираемого защелкой. Замок
открывается гидроцилиндром, в случае аварийного выпуска с помощью
проводки тяг. Замок имеет две щеки с распорными втулками и болтами.
Крюк замка расположен между щеками на болте с распорными втулками.
Болт имеет пресс-масленку. При закрытом замке крюк (хвостовая часть)
находится на защелке, удерживающей крюк от поворота. Крюк соединен
2 пружинами о ушковыми наконечниками на щеках. Через тягу и пово-
док присоединен к оси кулачкового выключателя. Защелка имеет квад-
ратные посадочные отверстия для установки на оси с таким же сече-
нием. Ось на бронзовых втулках в щеках. Защелка - двухплечная ка-
чалка - одно плечо защелка, другое - ролик, контактирующий со што-
ком гидроцилиндра. На одной оси о защелкой установлены двуплечные
качалки и качалка аварийного открытия. Одни плечи двухплечных ка-
чалок подсоединены через пружины к щекам, а другие через тяги и по-
водки к осям кулачковых выключателей (2 шт.). При открытом замке
хвоотовик крючка упирается в болт, установленный в отверстия щек.
При подаче давления в гидроцилиндр его шток выдвигается, нажимает
на ролик защелки и,преодолевая усилия пружины, поворачивает ее, а
через нее и ось с качалками. Защелка, поворачиваясь, освобождает
хвостовик крюка. Крюк под действием пружины и веса опоры поворачи-
вается, освобождая серьгу подвески опоры, замок открыт. При уборке
опоры серьга упирается в выступапцуюся часть крюка и,преодолевая
сопротивление пружины, поворачивает крюк. Хвостовик крюка скользит
по защелке, при этом крюк захватывает серьгу. Как только хвостик
крюка окажется над защелкой, последняя под действием пружины пово-
рачивается и зайдет ма хвостик крюка: "замок за!фыт". При отоутст*»
вии гидравлического давления замок можно открыть аварийной ручкой.
Замок выпущенного положения опоры - замок складывающегося
подкоса- открывается гидравлически.
Главная средняя опора (рИС,п .2.3)
Опора выполнена в виде фермы и включает в себя:
амортизатор ;
тележку;
- 149 -
Ротор подпорных ступеней состоит из рабочих колес первой и вто-
рой ступеней, а также диска, подпорных ступеней.
Рабочие лопатки подпорных ступеней изготовлены из титанового
сплава ВТ-М и соединяются с дисками замком типа "ласточкин хвост".
ВНА подпорных ступеней состоит из 77 цельноштампованных лопа-
ток (титановый сплав АТ-4).
ВНА крепится специальными винтами к корпусу первой подпорной
отупени.
Корпус первой подпорной ступени с НА сварной конструкции из ти-
танового оплава состоит из: наружного кольца, направляющих лопаток,
фланца лабиринта.
Спрямляющий аппарат подпорных ступеней образует проточную часть
за ротором подпорных ступеней и служит для спрямления потока воздуха
до осевого направления.
Опора вентилятора консольная, из титанового сплава АТ-4. Внут-
ри опоры расположены:
вал вентилятора (сталь ЭП 517 Ш);
шарикоподшипник;
детали лабиринтного уплотнения;
трубки подвода масла с двумя жиклерами.
Вал венилятора имеет две опоры: переднюю (шарикоподшипник), рас-
положенную в корпусе опоры, и заднюю (роликоподшипник), расположен-
ную в разделительном корпусе.
Наддув лабиринтных уплотнений производится воздухом из подпор-
ных ступеней.
Упругодемпфирующая опора расположена в разделительном корпусе.
Состоит из наружного я внутреннего упругих элементов, роликового под-
шипника.
В демпферную полость масло поступает по сверлениям из маслосис-
темы под давлением, благодаря чему образуется демгфцрующий масляный
слой.
Разделительный корпус расположен между подпорными ступенями и
КВД. Является одним из основных силовых элементов двигателя. На нем
размещены детали передней подвески двигателя к самолету. Разделитель-
ный корпус образует внутреннюю и наружную проточные части. Он служит
также для размещения:
деталей центрального привода;
узлов перепуска воздуха из подпорных ступеней;
- 148 -
число лопаток СА в два раза больше, чем число лопаток рабочего ко-
леса ;
проточная часть снабжена шумопоглощающими устройствами.
Вентилятор имеет модульную (блочную) конструкцию, что обеспечи-
вает ремонт и замену отдельных элементов в процессе эксплуатации.
Вентилятор состоит из: обтекателя; рабочего колеса; спрямляющего ап-
парата (СА); корпуса вентилятора.
Обтекатель специально спрофилированный, с большим углом подъе-
ма, вращающийся, сварной конструкции изготовлен из титанового спла-
ва ВТ-6.
Рабочее колесо вентилятора предназначено для сжатия воздуха
путем передачи к нему механической энергии от рабочих лопаток.
Лопатки рабочего колеса (РК) изготовлены из титанового сплава
ЕТ-8М, снабжены антивибрационными полками. Лопатки крепятся в диске
двухзубчатыми замками "елочного" типа. От осевого перемещения лопат-
ки закреплены спереди кольцом, а сзади - фланцем гребешкового лаби-
ринта .
Диск рабочего колеса изготовлен из титанового сплава ВГЗ-1.
Спрямляющий аппарат вентилятора (СА) устанавливается за РК вен-
тилятора в наружном контуре и спрямляет поток воздуха до осевого на-;
правления. Количество лопаток - 77 штук (титановый сплав). Для ос-
мотра проточной части и лопаток в корпусе СА имеется люк.
Спереди по внутреннему диаметру корпуса СА крепится кожух со
звукопоглощающим материалом.
Корпус вентилятора оварной конструкции изготовлен из сплава
ВТ-6. Обмотан органопластиком по наружной поверхности для предотвра-
щения разрушения рабочими лопатками.
Подпорше ступени предназначены для сжатия воздуха и подачи его
в КВД. Для обеспечения' устойчивой работы подпорных ступеней на нерас-
четных режимах осуществляется перепуск воздуха за их спрямляющим ап-
паратом при помощи заслонок перепуска.
Подпорные ступени состоят из:
ротора подпорных ступеней;
ВИА подпорных ступеней;
корпуса первой подпорной ступени с направляющим аппаратом;
спрямляющего аппарата подпорных ступеней;
опоры вентилятора с валом;
у яг •.тодемлфирующей опоры.
- 37 -
демпферы тележки (2);
траверса;
раскос (21;
шлиц-штуцер.
Крепится с помощью цапф, которые входят в подшипники, рас-
положенные в вертикальных боковых стенках отсека шасси.
Уборка с помощью цилиндра. Траверса состоит из двух штампованных
звеньев таврового сечения. Каждое звено траверсы на одном конце
имеет проушины для подсоединения к цилиндру амортизатора, а на
другом-цапфу. Цапфы могут перемещаться в продольном направлении и
фиксироваться в крайних положениях (монтаж и демонтаж опоры).
На верхний шлиц-шарнир устанавливается серьга убранного
положения стойки. В отличие от главной основной опоры на средней
опоре установлены демпферы о большей длиной штока. Исходя из этого,
тележка после отрыва от земли поворачивается на угол 20° в верти-
кальной плоскости для размещения в отоеке.
Ни тележки, ни демпферы не взаимозаменяемы. Внутри пусто-
телого болта,соединяющего тележку со штоком амортизатора,установле-
ны концевые выключатели по два о каждой стороны болта. Обжатие кон-
цевых выключателей производится уголковыми кронштейнами на подвеске
о регулируемыми болтупорами.
Амортизатор средней основной опоры шасси не отличается от
амортизатора основной главной опоры.
Демпферы тележки
Демпферы тележки служат для гашения продольных колебаний и
установки опоры в нейтральное положение после отрыва самолета от
ВПП. Конструкция по типу плавающего поршня (рис.П.2.4).
Демпфер - герметический цилиндр, в котором помещаются:
шток, плавающий поршень и плавающий цилиндр, образующие четыре ка-
меры.
Камера № I - соединена с атмосферой,
№ 2 - наполнена АМГ-10,
Л 3 - наполнена АМГ-10,
№ 4 - наполнена азотом.
Жидкостные камеры соединены мевду собой трубопроводом, в котором
установлен клапан демпфирования. Пустотелая головка клапана под
- 38 -
действием жидкости перемещается по внутренней, части демпфера. В
крышке демпфера имеется отверстие для заправки жидкости, закрывае-
мое конусной пробкой.
Рис.П.2.3. Схема главной средней опоры
К цилиндру приварены два патрубка: I - для стравливания воздуха
при заливке жидкости, 2 - для зарядки демпфера азотом. В крышке
демпфера установлены угольники трубопроводов. Демпфер главной сред-
ней опоры отличается от демпфера основной оперы величиной агрегата
(максимальный ход штока) и давлением азота. При зарядке демпфера
шток убирается в цилиндр до упора и фиксируется в этом положении.
Камера № 4 заряжается азотом давлением 15-20 кге/см2. Рабочая
жидкость заливается через заливное отверстие крышки, при этом стра-
вливается воздух через гнездо под пробку в цилиндре. Для лучшего
HWWWBe-
- 147 -
Таблица 1У.1.1
Основные параметр* двигателя
J1 Параметр ! Усл. ; обознач. , Взл. режим ! Г""' । Кр• режим j Н=П км, М=0,8
Тяга Р [кГс] 16000 3500
Уд. расход топлива Cg [кг/кГсч] 0,357 0,578
Приведенная частота вращения П [об/мин]
вентилятора Hi 4420 4628
подпорных ступеней fine 4104 4228
КВД Физическая частота вращения П(Э 10379 10625
ротора низкого давления п«а 4420- 4225
ротора высокого давления ПвЭ II820 III70
степень двухконтурн. Приведенный расход воздуха m 4,6 4,4
через вентилятор [кг/с] 479 586
через КВД Степень повышения давления С)Э 42,5 45,6
в вентиляторе П» 1,65 1,70
в подл, ступенях Цпс 1,46 1,45
в КВД Лц 13,64 13,8
суммарная Температура за первым сопловым аппаратом ТВД nJ ТсХ [к] 32,93 1587 34,1 1360
Режим повышенной тяги (РПТ)
тяга Р [кГс] 17500
Температура за первым сопловым аппаратом ТВД тс*А [к] 1625
Внутренний поток проходит первоначально через подпорные ступе-
да, а затем через КВД.
Для понижения уровня шума двигателя на вентиляторе внедрены
следующие мероприятия:
зазор между рабочими лопатками и спрямляющим аппаратом увеличен .и
равен двум хордам рабочего колеса;
- 146 -
марка масла.......................ИПМ-10 (ОСТ.3801294-83)
марка гидрожидкости...............ЮТ-У(ТУ 38101740-80)
Время работы ($ от ресурса)
на взлетном и промежуточном
режимах..............................2,5
на номинальном режиме.............20(0-96-300)
30(Ту-204)
на остальных режимах ............. не ограничено
назначенный ресурс (ч) ........... 2000(Ту-204)
25000(Ил-90-300)
Основные параметры двигателя на взлетном и крейсерском режимах при-
ведены в табл.1У.1.1.
1У.2. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ОСНОВЕИХ УЗЛОВ ПС-90А
Входное устройство (ВУ) предназначено для организации подвода
воздуха к компрессору. Входное устройство - дозвуковое.
ВУ представляет собой кольцевой корпус, изготовленный из алюми-
ниевого сплава В-93, к которому крепится воздухозаборник. ВУ крепит-
ся к корпусу вентилятора. Входной направляющий аппарат отсутствует.
На ВУ установлены:
термодатчик ТД-90;
датчики давления системы ИСИД-90;
приемник температуры П-98-АМ.
Стыки ВУ уплотнены специальной эмалью.
Компрессор предназначен для сжатия воздуха и подачи его в каме-
ру сгорания. Большое внимание уделено противопомпажным мероприятиям
в компрессоре. К ним относятся: наличие поворотных лопаток входного
направляющего аппарата.(ЕНА) и направляющего аппарата (НА) первых
двух ступеней компрессора высокого давления (КВД), перепуск воздуха
из подпорных ступеней и из 6-й и 7-й ступеней КВД. Компрессор состо-
ит из вентилятора, подпорных ступеней и КВД.
За рабочим колесом вентилятора воздух разделяется на 2 потока:
внешний и внутренний. Внешний поток направляется в наружный контур
и далее на неподвижные спрямляющие лопатки вентилятора.
В диффузорных каналах между этими лопатками происходит дальней-
шее превращение кинетической энергии потока в давление и поворот
его до осевого направления.
- 39 -
Рис.П.2.4. Схема работы демпфера
удаления воздуха из жидкостной полости, цилиндр рекомендуется нак-
лонить на 10-15° от горизонтали. После того как жидкость начнет
вытекать без пузырьков воздуха, отверстие для стравливания закрыть
пробкой. Стравить оставшийся воздух из под крышки, наклоняя демп-
фер на различные углы, долить жидкость доверху и закрыть пробкой. •
Снять внешнюю нагрузку и зарядить камеры № 4 азотом давлением 80
кгс/см^ - основная опора, 100- - для главной средней. Информация
на трафарете цилиндра демпфера. •
Колесо КТ- 204 - колесо тормозное
Колесо состоит из шины 1300x480 (бескамерная шина).гидравлическо-
го тормоза,электромашинного агрегата (тахогенератор).антиюзового ав-
томата.Колесо устанавливается на главную опору шасси.Для охлаждения
колеса, защиты обода и шины от перегрева с торца колеса установлен
вентилятор обдува,который приводится во вращение электромашинкам
агрегатом МПТГ,устанавливаемым в оси колеса. Для антиюза в корпусе
электромашинного агрегата установлен тахогенератор электронной ан-
тиюзовой автоматики,который приводится в действие поводком колеса.
Для контроля за тепловым состоянием тормозов и колеса в корпусе
тормоза установлен датчик П-119. Рабочее давление в шине (воздух
или азот) 11,5^0’5 кгс/см^. Колесо тормозное: колесо, тормоз и бео-
камерная шина.Колесо состоит из 2-х боковин,стянутых болтами.По ободу
- 40 -
боковины уплотняются резиновым кольцом. Для. исключения произволь-
ной сборки - между боковинами установлен штифт. В дисковой части
боковин выполнены окна для пропуска охлаждающего воздуха. Вращение
колеса осуществляется на двух конических ролико-подшипниках. Во
внешней боковине установлен: вентиль для зарядки шин, вентилятор
обдува и поводок, связанный с валом тахогенератора. Во внутренней
боковине размещены: три легкоплавкие пробки (предупреждающие раз-
рушение шин от перегрева колеса), три тсриосвидетеля, свидетельст-
вующие о перегреве шины и IC направляющих для соединения с диска-
ми тормоза. Колесо устанавливается на ось и затягивается гайкой.
Тормоз состоит из корпуса,, нажимного диска,шести вращающихся, се-
та невращающихся дисков, опорного диска, блока цилиндров с 12 ре-
гулятората зазора (автоматические), ввертного проходника, клапэнов.
Вращающиеся диски своими газами охватывают направляющие боковины
колеса, а невращающиеся - шипы корпуса тормоза. Вращающиеся уста- '
новлены между невращающимися.и своими поверхностями образуют фрик-
ционные пары трения. Все диски, креме опорного, могут перемещаться
в осевом направлении. Для контроля за износом тормозных дисков и •
максимальным выходом поршней тормоз снабжен указателем, установлен-
ным на нажимном диске. В блоке цилиндров - 15 цилиндрических гнезд,
в которых установлены гильзы и поршни. Гильзы и поршж уплотнены
резиновыми кольцами. Корпус тормоза устанавливается на шлицах и
затягивается гайкой. Для подключения тормозной системы на блоке
цилиндров тлеется ввертный прохолник. Замер давления в тормозной
системе и прокачка рабочей жидкости производится через клапаны,
ввернутые в блок цилиндров. От подведенного в блок цилиндра
давления поршни перемешаются в осевом направлении и смещают нажи-
мной диск, выбирая зазор между дисками. Пакет сжимается - создает-
ся тормозной момент. При этом перемешается упор. После сброса
давления пружины отжимают цангу, упор, нажимной диск и поршень в
исходное положение и устанавливают зазор между дисками. Тормозные
диски освобождаются. По мере износа зазор в пакете поддерживается
автоматическим регулированием зазора. Зто достигается тем, что
упоры, перемещаясь вместе с нМимным диском, перемещают цанги и вы-
водят их утолщенную часть из втулок. При этом сжимаются пружины,
под действием которых упоры проскальзывают по внутренней поверх-
ности цанги на велич1эг' толщины пакета и после сброса давления
- 145 -
От предыдущих двигателей его отличает низкий уровень шума, вы-
сокие удельные параметры, высокая степень механизации, широкое при-
менение электроники, относительная экологическая чистота.
Двигатель разработан Генеральным конструктором П.А.Соловьевым в
Пермском моторостроительном объединении- им. Я.М.Свердлова.
Двигатель ПС-90А является турбореактивным, двухконтурным, двух-
вальным двигателем оо смешением потоков в общем реактивном сопле и ре-
версированием тяги (рис. 1У.П).
В настоящее время двигатель устанавливается на самолеты Ил-96-300,
а также Ту-204.
Двигатель конструктивно выполнен в виде 11-ти модулей. Предус-
мотрена возможность замены части модулей в эксплуатации.
Конструкция предусматривает осмотр деталей всего газовоздушного
тракта.
Двигатель состоит из следующих основных узлов:
I. Вентилятора с подпорными ступенями.
2. Компрессора высокого давления.
3. Камеры сгорания.
4. Турбины высокого давления.
5. Турбины низкого давления.
6. Сопла.
7. Разделительного корпуса с коробкой приводов.
8. Задней опоры.
9. Реверсивного устройства.
Для получения высоких удельных параметров двигатель ПС-90А обо-
рудован системой управления радиальным зазорами компрессора и турби-
ны.
Для снижения уровня шума корпуса двигателя, образующие его газо-
воздушный тракт,покрыты звукопоглощающими накладками.
Основные технические данные ПС-90А
Направление
вращения роторов......................левое
Габаритные размеры
длина (мм)......................... 5330
максимальный диаметр (мм)........... 2396
масса двигателя (кг).............. 2900
марка топлива ........... «ТС-1, Т-1(ГОСТ 10227-62)
- 144 -
При согласованном режиме положения треугольника (РЭД), планки
(ВСУТ) и столбики (текущие значение) должны совпадать.
Система торможения колес шасси.
При пробеге самолета торможение осуществляется гидравлически
управляемыми дисками. Для исключения возможности передачи тепла в
обод колеса применено воздушное охлаждение, обеспечиваемое вентиля-
тором, встроенным в колесо, привод которого осуществляется асинх-
ронным двигателем. Управление антифазовой автоматикой осуществляет-
ся электронным регулятором, получающим от тахогенератора сигналы о
скорости и ускорении колео. G этой целью в состав электрифицирован-
ной системы управления торможением колес включен асинхронный электро-
двигатель специального исполнения МГТГ-500/0,5 - мотор трехфазный
мощностью 500 Вт с тахогенератором мощностью 0,5 Вт. МТТГ выполня-
ет следующие функции: приводит во вращение крыльчатку, воздух от
которой вдоль корпуса подается к дискам тормозов, обеспечивая
охлаждение при пробеге самолета как тормозов, так и самого МТТГ;
выдает сигналы тахогенератора пропорциональные угловой скорости
колес в автоматику управления тормозами дая исключения юза колес.
Конструктивной особенностью МТТГ является большое удлинение
машины для обеспечения возможности встроить его в ось колеса, а
также двухвальное построение. Внутри вала двигателя проходит вал
тахогенератора, приводимый во вращение от крышки колеса, что и обес-
печивает слежение за скоростью колеса при пробеге.
Бытйаре__элЁКТ^ипквованное оборудование.
Для обеспечения комфорта пассажиров в составе ЭФО самолета '
Ил-96-300 имеется целый ряд электробытовых приборов, куда входят:
стационарный кипятильник КС-90, шкаф электродуховой ШЭД-90-32,
подогреватель вода ПВД-200К, термос самолетный для воды ТСВ, уст-
ройство заварки кофе УЗК, электрокружка ЭК-1, статический преобра-
зователь тока ПГС-25М для литания электробритв пассажиров электро-
энергией с частотой = 50 Гц и др. оборудование.
Глава 1У. ДВИГАТЕЛЬ ПС-90А
1У.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГИЕЛЕ ПС-90А
Авиационный двигатель ПС-90А воплотил в себе целый ряд передс-
апс конструктивных решений и обладает наилучшими показателями, ха-
рактеризующими современный технический уровень двигателестроения.
- 41 -
возвращаются назад, обеспечивая зазор, заданный в пакете дисков.
Из-за неравномерности износа поверхности дисков, жесткости пружин
и др. причин проскальзывание цанги может быть неравномерным, в ре-
зультате чего зазор по окружности может иметь разную величину
(до 2,5 мм). Максимальный допустимый выход поршня 40^*5 мм; при
этом положение поршня (давление дано и диски заторможены) конец
указателя совпадает с плоскостью внутреннего конца блока цилиндров.
Такое состояние свидетельствует о недопустимости дальнейшей эксп-
луатации тормоза (предельный выход поршней и износ дисков). В слу-
чаях, когда МТОрМОЗНе больше МодвШ1> с ВПП колеоо вступает в
юз. Так как вал тахогенератора соединен с колесом, то с входом ко-
леса в юз в тормозную систему поступает электросигнал на сброс да-
вления из тормоза. Колесо растормаживается и выводится из юза.
Система контроля температуры колес (СКТТ) предназначена для:
выдачи информации о текущем температурном состоянии колесJ
сигнализации о необходимости включения вентилятора колео;
сигнализации опасного перегрева (информация желтого цвета
"перегрев колео").
В двух последних случаях сигнализация и информация появляется
автоматически на мнемокадре КИСС.
Система сигнализации имеет две температуры наотройки: 1Ю°С и
180°С. Если температура больше 110°С, то информация: "температура
повышена", если температура больше 180°С, то-"перегрев колео".
Включение обдува колес производится с помощью кнопочного выключате-
ля "обдув колес" (общий, на правом пульте - правого пилота). Время
работы вентилятора (непрерывное) Т = 60 мин.(при температуре
наружного воздуха + 30° и выше), Т = 30 мин.(Ъ меньше +30°0).
Включать обдув колес при убранном шасси запрещается. Свидете-
льством перегрева колес является выплавление или оплавление высту-
пающей части термосвидетелей, если температура колеса в зоне его ус-
тановки ддстигает I25i 5°С. Температура плавления легкоплавкой про-
бки 14243 с. В процессе эксплуатации допускается:
шестикратная замена I термоовидетеля;
трехкратная замена 2 термосвидетелей. Если выплавлены все три
термоовидетеля или I торсоплавкая проо.л, то колесо, тормоз и ши-
на подлежат снятию о самолета. Шина и колеоо к дальнейшей эксплуа-
тации не допускаются.
- 42 -
Температура колеса продолжает расти в. течение 30-50 мин,
после остановки самолета. Разрешается вылет при температуре колео
не больше 60°С (длительное прикосновение руки к колесу терпимо).
Охлаждение колес и тормозов водой не допускается. Диски моноугле-
родиотые.
П.2.2. Передняя опора
Передняя опора состоит из следующих узлов: амортизатор, тра-
верса, подкосы, шлиц-шарнир, гидроцилиндр, колеса, механизм пово-
рота, серьги замков убранного и выпущенного положения, система по-
ворота колес АУ-55-01 (рис. П.2.5 ).
Рис.П.2.5. Схема передней опоры
- 143 -
.сигнала не позволяет выполнять заданные к приводу требования по
точности скоростной характеристики (менее 10%) и зоне нечувстви-
тельности (менее 1%). Поэтому все существующие ранее аналоговые
ИМАТ были статическими.
Автомат тяги посредством жесткой проводки в автоматическом
режиме перемещает рукоятки управления АД (РУД), т.о. находится
в контуре управления самолетом.
Возросшие требования к точности управления режимами работы
АД не позволяли выполнить ИМАТ на базе асинхронного двигателя.
Эта задача на самолете Ил-96-300 успешно решена применением
в составе ИМАТ управляемого БДПТ, реализующего астатический отно-
сительно скорости закон регулирования за счет введения в контур
управления интегрирующего звена, выполненного на одном операцион-
ном усилителе. В состав ПРТ входят 2 ЕДПТ, подключенных через
необратимые муфты М5, Мб к общему выходному валу. Выходной вал
посредством муфт сцепления-буксовки (3MI ... ЭМ4) связан кинемати-
кой управления с РУД1 ... РУД4. Последние также с помощью механи-
ческой передачи связаны с насос-регуляторами авиадвигателей.
Режим работы комплексной электронно-гидромеханической системы
управления ВД фиксируется на КПСС в составе следующих параметров:
эквивалента тяги (П53), температуры выходящих газов ( Тг ), рас-
хода топлива ( Q ), положения РУД и др. параметры. Взаимодействие
ВСУТ, РЭД и текущее значение тяги (параметр ) регистрируется
для каждого АД в следующем виде (рис. Ш.4.11):
- 115 — —
—100
-взл TTS'
- 80 J
— НОМ I
- SO I
-ЧС I
-МГ I
-20 I
- отведение П53 , подсчитанное из условия
механической поочноста (£15^)
- значение Пца • подученное из ВОУТ
(догоебное)
значение П53 , подсчитанное
-текущее заме пенное значение „ П*э (гва-
Фическое), подученное из БСКЛ
цифровая ин^оемация текущего значения
Рис.Ш.4.II. Информация о работе ВСУТ и РЭД на КИСС
Коррекция нелинейности тяг (3+5) % тяги
- 43 -
Горизонтальное усилие передается через замок (цилиндр уборки -
выпуска не работает).
Передняя опора выполнена в виде фермы: траверса амортиза-
тора, 2 раскоса, поворотный хомут, шлиц-шарнир, гидроцилиндры
управления поворотом колес, ось колес, 2 колеса (КТ-205 с под-
тормаживанием). Траверса состоит из 2-х штампованных половин:
проушины для стыковки с цилиндром амортизатора, а с другой цапфы
подвески к узлу в отсеке шасси. При уборке и выпуске опоры цапфы
поворачиваются в бронзовых втулках, запрессованных в узлах на-
вески опоры и расположенных на боковых стенках отсека шасси. Цап-
фы могут перемещаться в продольном направлении и фиксироваться в
крайних положениях. Раскос опоры выполнен в виде трубы с приварен-
ными ушами. В верхней части амортизатора прилив, в который встав-
лен и закреплен шип для подсоединения штока гидроцишиндра уборки
опоры. Гидроцилиндр крепится к силовому узлу на шпангоуте № 16.
Рядом прилив для крепления проушины серьги замка выпущенного по-
ложения опоры. Верхние и нижние щеки опоры имеют по три пары
проушин, которыми они соединяются с проушинами амортизатора, а
также проушины для установки гидроцилиндров поворота колес. На
двух крайних болтах крепления щек установлены двуплечные качалки:
одно плечо овязано со штоком гидроцилиндра, а другое-с тягой.
Тяги подсоединены с помощью шкворней к цроушинам поворотного хо-
мута. Таким образом; при перемещении штоков гидроцилиндров усилия
через качалки, тяги и шкворни поворачивают поворотный хомут и_
связанный с ним через шлиц-шарнир шток амортизатора, который сое-
динен с осью колес. В отверстии нижней щеки установлен болт креп-
ления кронштейна серьги замка убранного положения опоры.
Поворотный хомут, внутри которого запрессованы бронзовые
втулки, поворачивается на хромированных поясах нижней части ци-
линдра и снизу опирается на гайку амортизатора. Бронзовые втулки
^называются через пресс масленки. 65°±3Oz- угол поворота колес
(механические упоры расположены внутри цилиндра (70-72°)). На хо-
муте, установленном в верхней части цилиндра-амортизатора,крепят-
ся агрегаты управления АУ-55-01 (система управления поворотом ко-
лес ). На кронштейнах на нижней щеке ог.тры-датчики положения ре-
зервирования ДПР4501 обратной связи управления поворота колес.
Валы датчиков - двуплечные качалки - поворотные хомуты. Ось ко-
лес - пустотелая, 1фепится в головке штока амортизатора с помотаю
- 44 -
вкладыша, прикрепленного болтами. В передней .части головки штока
приспособление л л буксировочного водила и тандема. В нижней части
- кронштейн с роликом дан открытия створок шасси при аварийном вы-
пуске шасси. На оси колес - выступы для крепления датчиков деформа-
ции ДДТ-ПООА системы ВЦ-96 (2 датчика).
Амортизатор передней опоры по конструкции и принципу действия
не отличается от амортизатора глазной опоры (специфика управления
передних колес). В амортизаторе установлены кулачки: верхний кре-
пится к штоку амортизатора, а нижний установлен между нижней бук-
сой и буртом нижней части цилиндра. ТТри необжитом амортизаторе ку-
лачки иод действием азота - в зацеплении. Давление зарядки азотом
отличается: камера № 2 - 7#2; камеры J6 I - 16- 6 кгс/см^ (камера
2- я - верхняя, камера I- я - нижняя).
Конструкция замков аналогичная. Для предотвращения возможности
случайного открытия замка в выпущенном положении передней опоры и
ее складывание на земле предусмотрена контровка замка с помощью
специальной шпильки. Трос с красным вымпелом.
Колесо ________________
Колесо тормозное КТ-205 (рио. П.2.6) под шину 1300 х 480 о
гидравлически:.! тормозом и бескамерной шиной предназначено для ус-
тановки на переднюю опору. Колесо снабжено тормозом подтормажива-
ния для остановки колеса после взлета. Рабочее давле-
ние П,5+0»5 кгс/см^ в шине (воздух или азот). Колесо состоит из
2-х боковин, стянутых между собой болтами. Шина уплотнена резиной.
Между боковинами установлен штифт для предотвращения произвольной
сборки. Вентиль для зарядки шины. Вращение колеса на 2-х ролико-
подшипниках. Между роликами колес устанавливается втулка. К дис-
ковой части внутренней боковины крепится опора с опорным диском.
Диск с приклепанхыми к нему частями крепится биметаллическими
винтами. Колесо крепится на ось гайкой. Во внутренней части бо-
ковины на ось колес устанавливается гидравлический тормоз, состо-
ящий из диска, блока цилиндров, 5-ти гильз, 5 поршней. Диск вхо-
дит в направляющие блока цилиндров. В специальных 5-ти колодцах -
5 узлов растормаживания:
стержень;
пружина;
крышка;
летали кпепления.
- 141 -
автоматический запуск АД на земле, холодную прокрутку и ложный за-
пуск на земле, запуск в воздухе, имитацию на земле запуска в возду-
хе, формирование сигнала на разгрузку гидронасоса и на отключение
генераторного узла. Сам РЭД управляется цифровой вычислительной сис-
темой управления тягой (ВСУТ), дублированной двумя каналами (рис.
Ш.4.10), которая выдает РЭД оистемы коррекции режимов работы АД с
одновременным перемещением РУД всех АД. Сигналы управления формиру-
ются по разности между заданными ВСУТ и программным значением
(на рис. Ш.4.10 - средним для АД1 и АД2). При отказе РЭД система ав-
томатического управления (САУ) двигателя обеспечивает управление АД
с помощью гидромеханической системы регулирования и ручной запуск
АД на земле и в воздухе.
ВСУТ получает сигналы от вычислительной системы самолетовожде-
ния (ВСС) и вычислительной системы управления полетов (ВСУП) и обес-
печивает управление РЭД и перемещение РУД для обеспечения потребной
величины тяги во всех автоматических режимах работы ВСУТ. Сигналы
от ВСУТ к РЭД передаются в цифровом коде дискретно, в одном слове.
ВСУТ состоит из двух вычислителей, пульта управления тягой и двух-
канального привода регулирования тягой (ИРГ). ИРГ выполнен на базе
БДПТ с полупроводниковым коммутатором и представляет собой скорост-
ной следящий привод, выходная скорость которого (СО ) пропорциональ-
на величине сигнала, выработанной в блоках вычислителя управления
тягой (БВУТ) ВСУТ. Угол поворота выходного вала и РУД пропорциона-
лен интегралу входного сигнала. Поэтому скоростные приводы еще на-
зывают интегрирующими.
Непосредственное управление касос-регулятором (HP) АД после
РУД осуществляется посредством механических тяг и тросовых передач.
При больших длинах фюзеляжа кинематические цепи подвержены изгибным
колебаниям, что отражается на точности управления. В РЭД-90 нелиней-
ность тяги корректируется электрическим способом. Величина сигнала
коррекции эквивалентна 3+5$ величины тяги.
Дальнейшим шагом электрофикации системы управления расходом
топлива является создание следящей позиционной системы передачи сиг-
нала управления от РУД к насос-регулятору АД, что исключает ошибки,
вносимые кинематикой. Существенному усовершенствованию подвергся и
сам исполнительный электромеханизм автомата тяги (ИМАТ). Для форми-
рования сигнала обратной связи по скорости использовался тахогене-
ратор с возбуждением от постоянных магнитов. Нестабильность этого
- 140 -
. ' -учтена электропроводность обшивки за счет применения материала
вместо Д16АТ.
j. Доработана схема подключения индукторов, которые нагружены только
леи подаче импульса на включение.
6. Механический коммутатор подключения групп тиристоров заменен полу-
проводниковым. Типовая схема ячейки блока управления тиристорами при-
ведена на рис. Ш.4.9. Eflojc управления содержит порядка 50 тиристоров.
С помощью R1 и С1 предотвращается сра-
батывание тиристоров от наводок в цепях
управления тиристорами. На аноды тирис-
торов через F1 и индукторы (И11ЮС) пода-
ётся напряжение от блока питания (БП).
Тиристоры поочередно открываются импуль-
сами, поступающими на управляющие элект-
роды от коммутатора импульсов (КИ).
Для формирования импульсов управле-
ния тиристорами на входе установлены
транзисторы V1 ... V50 , в коллекторной
цепи которых установлены ограничитель-
ный резистор R2 и конденсатор Cg- Мак-
симальный ток в цепи эмиттер-коллектор
в импульсном режиме составляет порядка
100 мА. Средняя мощность, потребляемая
ЭИ-ПОС о одним генератором импульсов
составляет 600 Вт.
Пос-ольку один генератор импульсов работает совместно с несколь-
кими (порядка пятидесяти) индукторами, включенными параллельно, прин-
ципиальным является вопрос обеспечения надежности тиристоров, в част-
ности, от короткого замыкания, так как замыкание любой цепи закорачи-
вает цепь питания.
Для повышения надежности работы тиристоров проведена модерниза-
ция схемы питания. Так, высокое напряжение подается только на ту
группу, через которую проходит разряд накопительного конденсатора.
Электронная схема управления тягой авиадвигателя (ЭСУД) ПС-90А.
На самолете Ил-96-300 управление всеми автоматическими режимами ра-
боты авиадвигателя ПС-90А осуществляет электронный регулятор РЭД-90,
представляющий собой специализированную электронную ДЕМ с неизменяе-
мой программой, работающую в реальном масштабе времени, обеспечивая:
I500B
от 5П
Катушка
индук-
тора
+2.7В,
R2
М1..У50
С2
От КИ
Рис.Ш.4.9. Схема ячейки
блока управления
Е
- 45 - ’
Бл'ЛСТу.гд,
ДИСК
Тормозной
цилиндр
Тормоз
Рис.П.2.6. Схема колеса КТ-205
Для подключения трубопровода тормозной системы устанавли-
вается ввертный проходами, 2 клапана и заглушка для прокачивания
рабочей жидкости. От подведенного в блок цилиндра давления порш-
ни с диском перемещаются в осевом направлении,выбирая зазор между
дисками и сжимая пружины механизма растормаживания. При сбросе
давления пружины узлов растормаживания отжимают диски с зазором
между ними в диапазоне 1,65...5,5 мм.
П.2.3. Управление створками главных опор шасси (рис. П.2.7)
Створки главных основных опор. Отсек закрывается малыми и боль
шими створками и щитком. Большая отворка управляется двумя гидроци-
линдрами от гидросистемы самолета.
В открытом положении большая створка удерживается давлени-
ем жидкости. В закрытом положении фиксируется двумя замками, уп-
равляемыми центральным механизмом управления замками. При аварий-
ном выпуске шасси замки створок открываются от аварийной ручки,
а сами створки-под действием веса открываемой опоры. После ава-
рийного выпуска шасси створки остаются открытыми и не фиксируют^ •
- 46 -
в открытом положении, т.к. в цилиндрах нет давления. На земле боль-
шая створка может быть открыта ручкой открытия и закрыта от перек-
лючателя, расположенного рядом с ручкой (под специальным лючком,
расположенном на внешней поверхности фюзеляжа перед большой створ-
кой) .
Обшивка створок из углепластика, силовой набор - дюраль.
Отсек шасси главной средней опоры закрыт двумя парами симмет-
рично расположенных створок, управление 2-мя передними большими
створками - 4-мя гидропцлиидрами ( по 2 на каждую створку). Управ-
ление 2-мя задними (малыми) - механическое - тяги, связанные с тра-
версой опоры. Большая и малая сборки тлеют по ори кронштейна навес-
ки па ответных узлах фюзеляжа.
Серьги замков створок основной главной и средней опоры ана-
логичны. Средний кронштейн малой сборки имеет проушины для соедине-
ния с тягой уборки. Закрываются створки автоматически. При выпущен-
ной опоре большие створки закрыты, малые - открыты. На стоянке
большие створки можно открыть ручкой открытия и закрыть от переклю-
чателя.
При аварийном выпуске замки больших створок открываются от
аварийной ручки, а caf.ni створки-под действием веса открываемой опо-
ры. Механизм управления- замками аналогичен механизму управления
замками главных основных створок.
П.2.4. Управление створками передней опоры (рио. П.2.8)
Отсек передней опоры закрывается 3-мя парами симметрично рас-
положенных створок. Открытие и закрытие передгах больших створок
производится 2-мя гидро1илиядрами (по 1-й на створку). Две средние
створки кинематически связаны с большими створками и управляются
механически от тяг больших створок. Открытие и закрытие малых ство-
рок осуществляется самой опорой. При выпущенной передней опоре ма-
лые створки открыты, при убранной - закрыты. Большие в закрытом
положении фиксируются механически замками, управляемыми гидроцилин-
драми центрального механизма. При аварийном выпуске замки больших
створок открываются самой опорой. Створки остаются открытыми из-за
отсутствия давления в гидроцилиндрах створок. Па стоянке створки
открываются ручкой механизма управления замками, расположенными
между большими створками,и закрываются от переключателя, располо-
Для регистрации льдообразования используются 2 типа датчиков:
ДТЛ - датчик толщины льда;
ДСЛ - датчик сигнализации о наличии льда.
дал включаются при задании определения толщины льда. Оптимальная
толщина льда, при которой целесообразно включать систему, составля-
ет порядка 29 мм. Экспериментально установлено, что для обеспечения
оптимальных условий скалывания льда на каждую группу индукторов сле-
дует посылать 3 импульса подряд (первый импульс осуществляет разрыв
льда, второй и третий - очищение поверхности). Опыт эксплуатации
этой системы на самолете Ил-86 позволил реализовать при установке ое
на Ил-96-300 следующие мероприятия, приведшие к повышению эффектив-
ности:
I. ЕЫбрано оптимальное число индукторов, приходящихся на I тиристор,
- от 5 до 7. Для компенсации увеличения потерь напряжения при увели-
чении числа индукторов напряжение заряда конденсатора увеличено с
1650 до 1800 В.
2. ЕЫбран оптимальный зазор 0 = 4 мм между индуктором и льдом.
3. ЕЬбрана оптимальная толщина скалываемого льда (Я = 20 мм) и чис-
ло импульсов (3).посылаемых подряд на каждую группу индукторов.
- 138 -
.зигателл выполнены во взрыве- и пожаро-безопасном исполнении. Воз-
можность взрыва могла бы появиться в случае, если в надтопливном
пространство бака, в котором имеются парк топлива, от электродвига-
теля образовалась искра. Взрывобезопасное исполнение электродвигате-
ля обеспечивает гашение искры, если она возникла, в самом двигателе
за счет создания в его конструкции специально профилированных цепей
или сетчатых пробок.
Защита от перегрева электродвигателя достигается установкой в
цени его обмотки специального датчика, размыкающего цепь питания
при перегреве. В нормальном режиме работы цепи фаз замкнуты биметал-
лической пластиной. При повышении током расчетной величины пласти-
на, разогреваясь под действием протекающего тока, выгибается, раз-
рывая электрическую цепь (при температуре порядка +200°С). Конструк-
ция датчика исключает обратное включение до снижения температуры до
-20 ... -60°С.
Важной конструктивной особенностью электродвигателей серии ММТ
является охлаждение их протекаювдой вдоль зазора ротора топливом.
Этим же топливом осуществляется смазка графитовых подшипников сколь-
жения, существенно увеличивших ресурс работы этих агрегатов. За
счет применения новых конструктивных решений и материалов при дора-
ботке электродвигателей для применения на самолете Ил-96-300 вес
каждого электродвигателя снижен на 0,8 кг по сравнению с его -анало-
гом, установленном на самолете Ил-86.
Электроимпульсная противообледенительная система циклического
действия (ЭИ ГОС), как и на самолете Ил-86, используется для защиты
передних кромок крыла и горизонтального оперения. Принцип действия
ЭИ ПОС основан на создании импульса сидр, приложенного к обшивке,
образующегося за счет протекания импульса тока в индукторах,рас-
положенных вблизи обшивки.
Разряд тока по катушкам индуктора протекает при подключении их
с помощью тиристоров к конденсатору емкостью С = 600 ркГ , заряжае-
мому от выпрямителя блока питания Бт' до напряжения U = 1,5 + 1,8 кВ
(рис. Ш.4.8).
Амплитуда импульса тока, протекающего через катушку, составля-
ет порядка 1200 А. Процесс заряда С длится около 1с, а время разря-
да составляет порядка I мс, что обеспечивает высокую мощность раз-
ряда и относительно небольшую среднюю мощность потребления от сети.
- 47 -
женного в отсеке опоры в зоне правой малой створки. Кавдая створка
имеет по два кронштейна.
Рис.П.2.7. Схема расположения створок шасси главных
основных опор шасси
Рис.П.2.8. Схема расположения створок передней
опоры
- 48 -
Центральный механизм управления затлксм створок крепится на
кронштейнах к передней стенке к потолку отсека шасси. Основной де-
талью механизма является труба с закрепленными на ней хомутами:
верхний хомут - крепление к кронштейну на потолке отсека, нижний
хомут - механизм подсоединен с помощью звена на передней стенке
отсека. Управление затто' створок осуществляется через централь-
ную качалку с помощью тросовой проводки. Качалка крепится к проу-
шине среднего хомута, имеет ролик под шток гидроцилиндра, закреп-
ленного на среднем хомуте. К качалке подсоединена тросовая провод-
ка, обеспечивающая открытие замков створок. Рычаг, поворачивающий
центральную качалку при аварийном выпуске, установлен между цепями
качалки. К рычагу крепится -кулачок, имеющий поперечную насечку.
Благодаря овальному отверстию рычага и насечки обеспечивается ре-
гулировка положения кулачка. При аварийном выпуске шасси ролик ры-
чага на головке штока амортизатора нажимает на кулачок и поворачи-
вает ръп’аг и центральную качалку. При уборке передней опоры ролик
указанного рычага скользит по профилю кулачка, отжгмая его. Ручка
и другие детали устройства открытия на земле монтируются на нижнем .
хомуте. Ручка и рычаг, расположетше в проушине ручки, аналогичны
Ил-8б, как и все остальное, относящееся к шасси Ил-96-300. Концы
тросов подсоединяются к крюкам замков и рычагу ручки, вторым кон-
цом троса подсоединяются к центральной качалке. Троса проходят че-
рез ролики верхнего хомута трубы и внутри трубы. Два оставшихся
троса связывают центральную качалку с задними замками. Каждая боль-
шая створка имеет 2 замка: передний и задний. Передние замки смон-
тированы на трубе центрального механизма, замки створок ке имеют
защелок (удерживаются на крюках, которые закрываются пружинами).
Для открытия замков необходимо повернуть крюки, преодолев усилия
пружины. Крюки замков связаны тросами с центральной качалкой меха-
низма. При отсутствии давления в гидроцилиндре замки створок всег-
да в закрытом положении.
^жлёчаГгйеГ'тсфмозная“систе:ла переднего колеса содержит жидкость
ПГК-^ГУ 38 101740-80). Чистота рабочей жидкости не грубее 8 класса
(ГОСТ 17216-71} На рис. П.2.9 изображен цилиндр растормаживания пе-
реднего колеса.
- 137 -
Штоки рулевых машин механической проводкой связаны с золотниками
бустеров, отклоняющих рулевые поверхности. В ЭДУ "по положению" (внеш-
ние интерцепторы) величина сигнала управления зависит от величины отк-
лонения органа управления. ЭДУ ("по усилиям") рулем направления, как
и в продольном канале, на участке от педалей до приводов системы авто-
матической загрузки дублируется механической проводкой.
Для управления закрылками применена электродистанционная следя-
щая система (СП38) с автоматической коррекцией их положения по скорос-
ти полета и массы самолета. В состав система входит блок управления
(6Ц.261-02), реализующий следующий алгоритм управления:
I) вычисляется коэффициент подъемной силы Су в завис±аюсти от массы,
скорости и площади поверхности крыла-,
2) определяется расчетное положение закрылков;
3) определяется допустимое по прочности при данной скорости положе-
ния закрылков;
4) формируется разность Д = STPE6“ STEK между требуемым и теку-
щим положениями закрылков;
5) осуществляется обработка рассогласования Д гидроприводов
РП-83-03.
Ввод информации и формирование выходных сигналов осуществляется
по программе, хранящейся в ПЗУ микроЭВМ на базе микропроцессора, вы-
полненного на основе 588 серии ("Дипломат").
Ввод цифровой информации от системы СВС (скорость, высота) и
ВСС (масса) осуществляется цифровым 32-разрядным кодом через устрой-
ство последовательного обмена. Ввод разошх релейных команд осуществ-
ляется устройством параллельного обмена. Преобразования аналоговых
сигналов датчиков уровнем до 10 В в цифровой 12-ти разрядный код осу-
ществляет АЦП.
Надежность работы привода обеспечивается независимым питанием
каждого канала от двух независимых гидросистем и независимых источни-
ков питания постоянного и переменного тока.
Автоматическая система выработки топлива построена на широком
использовании струйных насосов, имеющих более высокий КПД, чем цент-
робежные насосы с электроприводом.
Перекачка топлива из центропланного и консольных баков, а также
перекачка в расходные и предрасходные отсеки осуществляется струйны-
ми насосами, которые работают от электроцентробожных насосов (ЭЦН)
подкачки. Для обеспечения полной безопасности работы ЭПЦ их электро-
- 136 -
мутатор. Открытие силовых кличей по требуемому закону для создания
вращающегося поля осуществляется по сигналам датчика, следящего за
положением ротора (ДПР). Таким образом, по принципу действия БДПТ -
синхронная машина (ротор вращается синхронно с полем), а механичес-
кие характеристики аналогичны обычным ДПТ независимого или магнито-
электрического возбуждения.
Бесконтактность исполнения БДИТ повысила надежность привода.
Возбуждается ВДПТ постоянными магнитами с высокой удельной маг-
нитной энергией, что дополнительно повышает надежность и экономич-
ность привода. Такие БДПТ мощностью 25 Вт на Ил-96-300 применимы в
составе привода регулятора тяги (ПРТ) авиадвигателя (Д9ОА), получаю-
щего сигналы управления от вычислителя системы управления тягой
(ВСУТ).
Электронный коммутатор БДПТ создает удобные возможности реали-
зации эффективных алгоритмов управления приводом. Хотя полная масса
БДПТ (машина с коммутатором) в настоящее время больше массы неуправ-
ляемого ДПТ с механическим коллектором, его масса уже не превышает
массы обычного ДПТ, оборудованного регулятором скорости.
Непрерывное совершенствование электронной части БДПТ делает пер-
спективным применение БДПТ и в составе силового управляемого элект-
ропривода, в частности, для привода рулей самолета. Сиотема правле-
ния самолетом отличается от ранее применявшихся электродистанционным
способом передачи командных сигналов управления к исполнительным ме-
ханизмам. Так, в продольном и поперечных каналах рулями высоты, внут-
ренними элеронами и сблокированными с элеронами внутренними секция-
ми интерцепторов управляет электродистанционная ("по усилиям") сис-
тема (ЭДУ), обеспечивающая автоматическую загрузку рычагов управления
в совместной работе с механической проводкой управления. В случае от-
каза основной ЭДУ в продольном канале имеется дублирующая механичес-
кая проводка.
Внешними интерцепторами управляет только электродистанционная
("по положению") система без дублирования механичеокбй проводкой.
Принцип действия ЭДУ "по усилиям" состоит в том, что сигналы о дат-
чиков усилий, установленных на рычагах управления, передаются по
проводам на электрогидравлические рулевые машины, штоки которых пере-
мещаются пропорционально усилиям, приложенным к рычагам. Датчики уси-
лий снабжены электронными блоками, способными принимать и вводить в
* закон управления внешние сигналы автоматического управления приводом.
- 49 -
Рис.П.2.9. Схема цилиндра растормаживания переднего
колеса
П.З. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
Общая схема расположения поверхностей управления самолетом
показана на рис. П.3.1. Среди них следует различать основные руле-
вые поверхности,отклонением которых изменяется пространственное
положение самолета в полете, и вспомогательные рулевые поверхности,
применяемые для улучшения тех или иных свойств самолета.
К первой группе рулевых поверхностей относятся рули высоты
(РВ), направления (PH), внутренние элероны (ВЭ), с которыми меха-
нически связаны секции интерцепторов. При этом внутренние секции
интерцепторов, связанные с внутренними элеронами, работают в эле-
ронном режиме, т.е. участвуют в управлении самолетом по крену, а
остальные наружные секции интерцепторов используются самостоятель-
но для непосредственного управления подъемной сйлой^крыла самолёта
в полете, т.е. в управлении самолетом по высоте, например, при по-
лете по заданной глиссаде при снижении самолета. Рули высоты ио* л*
пользуются для управления самолетом по высоте путем изменения угла
атаки»
Необычное "внутреннее" расположение элеронов на самолете
возникло из-за особенностей конструкции и компоновки крыла, кото-
рое на самолете Ил-96-300 является относительно "тонким" в связи с
применением суперкритических профилей, и, следовательно, достаточ-
но податливым на кручение, что в комбинации с большим удлинением
( АКР = 9,5) привело бы к сильному снижению эффективности элеронов,
если бы они располагались на традиционных местах, т.е. на концах
консолей крыла.
- 50 *
Предкрылка, секции 1-7
РисЛ.3.1. Поверхности управления самолетом
- 135 -
ногр цвета со знаком +), или разряда (желтого цвета со знаком -)._ ,
На индикатор ИМ может выводиться также текстовая информация
об отказах в СЭС по мере их возникновения. Текстовая информация по-
мимо указания вида отказа содержит рекомендации экипажу по устране-
нию последствий отказа. Каждую информацию об отказах сопровождает
гонг и загорание центрального сигнального огня (ЦСО) систем* САС.
В случае отказа четырех генераторов или генератора ВСУ аппара-
тура речевой информации выдает речевое сообщение "Четыре генерато-
ра - отказ" или "Отказ генератора ВСУ". Эта информация дублируется
в виде текстовых сообщений на экранах КИСС.
Ш.4.4. Электрооборудование электрифицированных
. комплексов самолета Ил-96-300
Под электрифицированным оборудованием (ЭФО) понимают определен-
ную группу приемников энергии (ПЭ). В общем случае ПЭ - это системы,
устройства и отдельные блоки, для работы которых необходима электро-
энергия. ПЭ теоно связаны с системой электроснабжения (СЭС), выбором
вида электроэнергии, ее качеством и уровнем мощности. Потребная
мощность СЭС определяется графиками нагрузок конкретных режимов по-
лета самолета и требованиями надежности. Степень электрофикации са-
молета определяется суммарной мощностью установленных на нем видов
ЭФО.
Основными приемниками электроэнергии самолета Ил-96-300 (по
уровню мощности) является:
топливная сиотема - 40 кВт;
кухня - 60 кВт;
пилотажно-навигационное оборудование - 5 кВт;
радиотехническое и радиосвязное оборудование - 3,5 кВт;
система индикации и КИСС - 2 кВт;
противообледенительная система - 4 кВт;
светотехническое оборудование - 16 кВт.
Рассмотрим кратко некоторые виды ЭФО самолета Ил-96-300.
Исполнительными двигателями многих автоматизированных систем
являются управляемые электродвигатели (ЭД). Повышение требований к
уровню автоматизации и качеству выходных параметров привода опреде-
лило широкое применение в составе ЭФО самолета Ил-96-300 новых ти-
пов бесконтактных электродвигателей постоянного тока (ВДПТ), в ко-
торых вместо механического коллектора используется электронный ком-
- 134
СЭС 1 415 V •27V
ШИНЫ А В С И1 лг лмр
цру 1 лев 119 Н7 11В 28ЦВ 2Ц5 28,2
ЦРУ 1 ПР 115 11? 118
цру 2лев 116 118 119 289 29 2Ц5
цру2пр 116 119 117
ру лев иг 116 116 28,4 28? 28,2
РУ ПР HS 117 118 28,7 28,7- 28,8
жру лев 112 116 116
ХРУ ПР ИЗ 116 нч 28,8 28,6
РУ ВСУ 28,5
преобр
б
СЭС | 416 V »27V
ШИНЫ А В С М И2 АВАР
ЦРУ 1 лев «9 Ю 118 286 28,6 24,2
ЦРУ 1 пр нб 117 118
цру 2 лев 118 Н8 119 289 29
ЦРУ 2 Пр 116 119 117
рулев Н2 116 118 28,4 28,3
РУ ПР 116 117 118 28,7 ,
хрулев h2 115 116
ХРУ ПР 113 116 М 28,6
РУ ВСУ
плеоБр НР
Рис.Ш.4.7. Мнамокадрн состояния СЭС
- 51 -
Ко второй группе (вспомогательных) поверхностей управления
относятся переставной стабилизатор, закрылки крыла (с внутренними
двухщелевыми и одношрлевыми наружными секциями), внешние элероны,
тормозные щитки и предкрылки крыла.
Стабилизатор и вертикальное оперение обеспечивают устойчи-
вость самолета В продольной плоскости, в то же время перестановка
(изменение угла наклона) стабилизатора позволяет лучше сбалансиро-
вать самолет на всех режимах полета, особенно на режимах взлета и
посадки, когда приводится в действие вся мощная механизация крыла.
Механизация крыла в виде закрылков и предкрылков и зависаю-
щих внутренних элеронов обеспечивает хорошие взлетно-посадочные ха-
рактеристики самолету, а отклонение вверх тормозных щитков в момент
приземления позволяет эффективно использовать тормоза колес основ-
ных стоек шасси, что при совместном использовании реверса тяги дви-
гателей существенно снижает послепосадочный пробег самолета;
Кроме управления вышеназванными агрегатами на самолете осу-
ществляется также управление уборкой и выпуском шасси, торможени-
ем колес основных стоек и поворотом передних колес, включением ре-
версивных устройств двигателей, открытием и закрытием дверей грузо-
вых люков и т.д.
На Ил-96-300 используются хорошо зарекомендовавшие себя гори-
зонтальное и вертикальное оперения самолета Ил-86, что позволило
практически без изменений использовать на нем те же буотеры и про-
водки управления в стабилизаторе и киле, что и на самолете Ил-86.
Сохранен также и привод стабилизатора от самолета Ил-86.
Однако система управления основными рулевыми поверхностями в
целом принципиально отличается от ранее применявшихся систем управ-
ления пассажирских самолетов. Бе главная особенность - использова-
ние электродистанционного способа передачи командных сигналов от
поста управления.к исполнительным механизмам при частичном сохране-
нии (уже недублированной) обычной механической проводки управления
и использовании ее лишь в Качестве резервной связи. Такое
построение каналов управления позволило, не онизив надежности,
уменьшить массу системы управления. Так, онятие по одной механичес-
кой проводке в каналах управлении самолета дало экономию массы
управления в 300 кг, а переход на чисто электрсдистанписнное управ-
ление интерцепторами дало еще экономию массы около 70 кг, и, что
более существенйг8.3-5зн^гй!тельно упростить управление интерцепторами,
- 52 -
например, исключить из системы такой сложный, агрегат самолета
7л-86, как смеситель интерцепторов.
Отличительной особенностью системы управления самолета
Ил-96-300 .является наличие на его крыле внешних элеронов, которые
лишь условно можно отнести к поверхностям управления, т.к. они не
используются непосредственно для управления пространственным поло-
жением самолета, а работают в автоматическом режиме непосредствен-
ного управления подъемной силой крыла самолета и относятся к сис-
теме автоматического демпфирования (САД). Они управляются электро-
дистанционно от соответствующих датчиков, вырабатывающих сигналы
по перегрузкам, и отклоняются в соответствующие направления, обес-
печивающие снижение этих перегрузок. Тем самым оказалось возможным
в какой-то мере снизить массу конструкции самолета, а главное » по-
высить ее ресурс. В перспективе, если это понадобится, эта система
может быть использована и для подавления такого опасного явления,
как флаттер крыла самолета, или во всяком случае отодвинуть его
границы, обеспечив требуемый запас по этой критической скорости в
соответствии с НЛГС-3 не менее 20$ от максимальной эксплуатационной
скорости палета.
При разработке системы управления самолета Ил-96-300 было
уделено большое внимание обеспечению ее надежности, которая обеспе-
чивается резервированием электродистанпионной проводки традиционной
механической проводкой, разделением практически всех рулевых повер-
хностей на секции, каждая из которых отклоняется одним или несколь-
кими приводами (бустерами), использованием развязывающих и центри-
рующих пружин, наличием устройств разъединения штурвальных колонок
и педалей. Работу всех силовых приводов системы управления обеспе-
чивают четыре независимые друг от друга гидросистемы самолета, ис-
точниками давления в которых являются плунжерные гидронасосы, уста-
новленные на двигателях. Кроме того,на случай полного отказа всей
гидросистемы, на самолете предусмотрев выпуск вручную "ветрянки",
которая может быть подключена к гидравлической системе М 2 самоле-
та.
Все указанные выше мероприятия по обеспечению снижения мас-
сы и высокой надежности системы управления, при широком использова-
нии в системе средств контроля ее технического состояния,позволяли
- 133 -
При отказе генератора, привода или другого элемента системы на
соответствующей кнопке высвечивается надпись*желтого цвета "ОТКАЗ".
При отказе обоих генераторов любой подсистемы переменного тока за-
горается соответствующее желтое табло "шины ОБЗСТОЧ”. При отказе
обоих блоков ВУ любой подсистемы постоянного тока происходит автома-
тическое объединение подсистем и над кнопкой-табло "РАЗЪЕДЖ" заго-
рается зеленый мнемоэлемент. Предусмотрено ручное разъединение с
помощью этой кнопки-табло. В этом случае, если автоматического объ-
единения подсистем не произойдет, загорается желтое табло "шины=
на АКК" той подсистемы, у которой отказали оба блока ВУ.
При отказе или обесточивании 4-х блоков ВУ основной системы
постоянного тока загораются оба желтых табло "шины= на АКК" и над-
пись "МОЩИ ОГРАН" на переключателе "АВАР ПИТАН”. В этом случае не-
обходимо перейти на аварийное питание, для чего включают кнопку-
табло "АВАР ПИТАН". При включении этой кнопки в нижней части поля
кнопки загорается надпись синего цвета "ВКЛ", а на кнопке-табло
"ПРВОБРАЗ" - надпись зеленого цвета "РАБОТА". При этом в ЦРУ I ЛЕВ
и ЦРУ I ПРАВ системы постоянного тока шины И1 и И2 с подключенными
к ним потребителями отключаются от шин АВАР, ограничивая нагрузку
на аккумуляторные батареи.
При необходимости экипаж может получить более детальную инфор-
мацию о состоянии системы электроснабжения, используя любой из ин-
дикаторов (ИМ) системы КИСС. На пульте управления индикаторами (ЛУИ)
имеется кнопка "СЭС" при нажатии на которую на индикатор ИМ выводят-
ся последовательно два мнемокадра "СЭС": № I - "Структура СЭС"’и
Л 2 - "Напряжение на шинах" (рис. Ш.4.7а,б).
Мнемокадры позволяют получить следующую информацию:
наличие исправных и отказавших, включенных и отключенных источников
питания;
нагрузку источников относительно номинальной мощности;
наличие перегрузки источников;
напряжение на шинах распределительных устройств;
величину зарядного и разрядного тока аккумуляторных батарей;
частоту тока генераторов;
структурное состояние СЭС.
При нахождении аккумуляторной батареи в режиме холодного резер-
ва на мнемокадре "СЭС" № I индикатора КИСС индицируется величина
- з.д.с., а в двух других режимах индицируется ток подзаряда (зеле-
- 132 -
разгона". Устройство УВДЗВ повышает напряжение, подаваемое при за-
ряде на аккумуляторную батарею по отношению к уровню напряжения на
шинах вторичной системы электроснабжения постоянного тока. Повышен-
ное напряжение заряда обеспечивает большую степень заряженности ак-
кумуляторной батареи.
Аварийным источником является статический однофазный преобра-
зователь ПОС-1ОООБ. Преобразователь обеспечивает мощность 1000 ВА
при выходном напряжении 120 В с частотой 400 Гц.
Ш.4.3. Управление системой электроснабжения
Управление СЭС осуществляется о панели управления (рис. Ш.4.6),
установленной на верхнем пульте пилотов. Органами управления явля-
ются кнопочные переключатели (кнопки-табло) с встроенной сигнализа-
цией, а также цветовые табло, индицирующие состояние системы. Акку-
муляторы подключаются с помощью обычных выключателей.
Мар. питан.
ИЩИ
ИсгролД
Галл ]
Преобраз.
I Ли. I
I вКЛ. I
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ
Аккумуляторы
1
огкл
откл
Обогрей
аккум 1,4
Обогрей аккум 2,3
Разъебин
Прайма борт
\ Шины •на АКК
JleSblu борт
s I Шины • на АКК | Двм Я
* I 1 1 I .............1 Хйост. сист.
Рлс.Ш.4.6. Панель управления СЭС
- 53 -
создать систему управления, находящуюся на высоком техническом уров-
не по своим функциональным возможностям, надежности, обеспечению
безопасности полета г массе.
П.3.1. Особенности основного управления самолета
Как уже отмечалось выше, на самолете Ил-9б-300 в управлении
по основным каналам применен принцип управления "по усилиям" с
электродиотанционной основной связью между командными рычагами в
кабине пилотов (штурвалом и педалями ножного управления) и испол-
нительными механизмами приводов золотников бустеров (силовых ци-
линдров, стоящих непосредственно около соответствующих рулевых по-
верхностей). При этом параллельно о электродиотанционннм (основный)
управлением применяется и обычная механическая проводка (как дуб-
лирующая) , параллельно к которой и подсоединены исполнительные ме-
ханизмы (приводы системы автоматической загрузки САЗ) основной сио-
темы управления.
Принципиальная схема управления по любому из трех каналов
самолета показана на рио. П.3.2.
- электродистанц.при наличии мехая.проводки;
- внутр.элероны + интерц. (по крену);
- непосредств.управление укр
- режим совмещенного управления;
- зависающие внутренние элероны;
Вычислитель системы
Буотер
КИСС
исполи.
Пруж. эагр.
"г»ги
Рулевой привод САЗ
эдектро-ггто
управл,
Электрический
аналоя САЗ
- внешние элероны:
подавление колебаний (тур-
булент.атмосфера) я огоани-
ченле перегрузок (в т.ч. я ма-
невренных)
Рис.П.3.2. Особенности системы управления
самолета
- 54 -
В такой схеме управления рулевой привод САЗ является агрега-
том электродистанционного управления и гидравлическим по исполне-
нию команд и обеспечивает постоянную загрузку командных рычагов,
"защемляя" (а тем самым и фиксируя через бустеры) в определен-
ных нейтральных или отклоненных положениях соответствующие руле-
вые поверхности. Необходимые электрические сигналы управления на
приводы САЗ поступают либо от командных рычагов, при воздействии
на них пилотами, либо от системы автоматического управления поле-
том (вычислителя системы управления полетом ВСУП).
В командных рычагах постов управления заложены электрические
датчики усилий, которые вырабатывают электрические сигналы, про-
порциональные приложенным усилиям. Эти сигналы приходят в вычис-
литель системы, где и формируется управляющий оигнал по любой нуж-
ной зависимости перемещения соответствующей рулевой поверхности
5руля (или 5тяги) ком.рычага)• Пулевой привод САЗ при-
водит в движение через механическую проводку золотники силовых
приводов (бустеров) соответствующих рулевых поверхностей. В это
время система ВСУП, если она была включена, автоматически отклю-
чается и переводится в режим синхронизации, т.е. фиксации нового
режима полета. После прекращения действия управляющих усилий пи-
лотов ВСУП автоматически включается и поддерживает новый режим
полета. Таким образом обеспечивается режим совмещенного управле-
ния без преднамеренного отключения системы автопилота.
Оставшиеся от прежней системы управления самолета Ил-86 по
одной из двух механических проводок в каждом канале от командных
рычагов до приводов САЗ не являются "баллаотными", они работают
постоянно благодаря наличию пружинных загружателей. Но эти про-
водки становятся основными в случаях выхода из строя электродио-
танционных линий овязи, и таким образом,являяоь резервными линия-
ми связи, повышают надежность системы управления в целом.
Необходимо отметить, что в разработанной системе управления
легко могут вводиться различного рода коррекции в управляющие
сигналы б р„ля = f (Р ком.рычага)» повышающие в необходи-
мой мере устойчивость самолета или улучшающие его управляемооть.
Такие коррекции в системе управления производит электронная ав-
томатическая система устойчивости и управляемости (АСУУ), в ко-
торой заложена вся необходимая информация и которая посылает со-
- 131 -
ра; датчик выходного тока ВУ. Если среднее напряжение трех фаз на
выходе ВУ выше I09-II3 В и включен выключатель S , то БЗУВУ27В
выдает сигнал на включение контактора KI, ВУ подключается к шине
переменного тока и если выходной ток ВУ превышает 0,75 А, то ДБ выда-
ет сигнал "ВУ отдает ток" (ВУО.Т.). Если отдаваемый ток меньше 0,75 А,
то ВУ остается подключенным к шине переменного тока, но при этом
выдается сигнализация "ВУ нет тока" (ВУН.Т.). Формирование сигнала
неисправности осуществляет блок ФИ по сигналам с датчиков ВУ. Для
снятия защит БЗУВУ27В с блокировки необходимо выключить и вновь
включить выключатель 5.
II5/208B, 400Гц
"Неисправность"
"ВУ О.Т."
"ВУ Н.Т."
Рио.Ш.4.5. Структурная схема контроля вторичной системы
электроснабжения
На самолете установлены никель-кадмиевые аккумуляторы 20НКБН-
-25-ДУЗ, которые работают совместно с аппаратами АЗУВД100А и устрой-
ствами УВДЗВ и УСЛН250МБ. Аппарат АЗУВД100А обеспечивает: подключе-
ние аккумуляторной батереи к аварийной шине; измерение зарядного то-
ка батареи; выдачу сигнала о подключении аккумуляторной батареи к
аварийной шине. Устройство УСЛН250МБ предназначено для сигнализа-
ции о чрезмерном нагреве (свыше 65±2°С) аккумуляторной батареи или
о небалансе напряжения между двумя группами аккумуляторов (по 10 шт.
в каждой) из-за внутреннего замыкания отдельных аккумуляторов или
недопустимого повышения напряжения при заряде. Наличие данного уст-
ройства обеспечивает защиту аккумуляторной батареи от "теплового
- 130 -
ное электропитание контроль за напряжением постоянного тока осущест-
вляется с помощью вольтметра, размещенного на панели гидросистемы
бортинженера.
В качестве ВУ на самолете используется устройство ВУЗБК, кото-
рое состоит из трансформаторно-выпрямительного блока ВУЗБМ и блока
защиты и управления БЗУВУ27В. Номинальный выпрямленный ток блока
ВУЗБМ 100 А. Блок не имеет стабилизатора напряжения и поэтому при
изменении напряжения и частоты в первичной сети, а также тока наг-
рузки в пределах 10-100 А, выходное выпрямленное напряжение может
изменяться в пределах 25,4-29,8 В.
Наличие в составе ВУ блока БЗУВУ27В обеспечивает высокий уро-
вень автоматизации каналов генерирования вторичной системы электро-
снабжения. Блок БЗУВУ27В выполняет следующие функции управления,
защиты, контроля и сигнализации:
Выдача сигнала на выключение контактора на входе устройства ВУЗБК
при условии, что включен выключатель канала или сработала любая из
необратимых защит, или сработала обратимая защита от снижения напря-
жения на входе устройства ВУЗБК (в первичней системе);
обратимая защита от снижения среднего напряжения трех фаз ниже
I09-II3 В;
необратимая защита от повышенного тока двигателя вентилятора, встроен-
ного в устройство ВУЗБМ;
необратимая защита от обрыва фазы питания;
проверка исправности защит блока БЗУВУ27В, сигнализация отказа ка-
нала.
Срабатывание обратимой и необратимых защит осуществляется с
задержкой времени 0,9-2,1с.
Структурная схема канала вторичной системы электроснабжения
постоянного тока приведена на рио. Ш.4.5. Шпрямительное устройство
подключается к шине переменного тока через контактор KI. В состав
БЗУВУ27В входят: блок измерения переменного тока (БИН); блок пита-
ния (БП); измеритель выходного тока ВУ (ИТ); формирователь неисправ-
ностей (ФИ); логический блок (ЛБ). Дистанционное включение ВУ осу-
ществляется с помощью выключателя S • БЗУВУ27В осуществляет непре-
рывный контроль подводимого к В7^БМ напряжения переменного тока и
контролирует состояние самого К*. Для этого в ВУ имеются: датчик
тока, потребляемого двигателем вентилятора; датчик тока, протекаю-
щего между нейтралями вентилятора и первичной обмотки траноформато-
ответствупцие сигналы либо'в те же вычислители САЗ, в которые при-
ходят сигналы от командных рычагов, либо на соответствующие руле-
вые приводы автоматической системы устойчивости (например, в про-
дольном канале на рулевые агрегаты ЛПУ).либо одновременно в указан-
ных выше направлениях, в зависимости от канала управления.
Следует также отметить, что в системе управления предусмот-
рен обор и обработка обширной информации о фактическом техничес-
ком состоянии всех ее основных агрегатов. Источниками такой инфор-
мации являются различного рода датчики перемещений, усилий, конце-
вые выключатели и электрические аналоги таких важных агрегатов,
как приводы САЗ. От всех этих источников информация поступает в
комплексную сиотему сбора информации (КИСС), обрабатывается и ли-
бо записывается на накопителях информации, либо может быть выдана
на соответствующие приборы в кабине экипажа, в том числе и на дис-
плеи.
Упрощенная структура одного из каналов основной системы уп-
равления (продольного) показана на рис. П.3.3.
Блок управления стабилиза-
тором
Бустера
перестановки
стабилиз.
Вычисл.сист.
управления
полетом
Иычисл
САЗ
Эл. аналоги
VA IПМВ,
САЗ - сист. авт. загрузки
АЛУ - автомат продольной
Привод АЛУ
Бустера
центр
пруж.
Авт.систоча
устойчив, я
управляемос-
ти
Рис.П.3.3. Продольное управление
- 56 -
Эта схема не содержит многих деталей, характерных для более
полного описания данного канала системы управления^ предназначе-
на лишь для принципиального его описания.
Ниже приводятся структурные схемы основных каналов управления
самолета и каналов управления другими подвижными агрегатами крыла
в соответствии со стандартными их спецификациями, действующими в
документации по самолету Ил-96-300.
П.3.2. Стандартные спецификации основных каналов
управления самолета
На рис. П.3.4. - П.З-.!! показаны соответственно схемы кана-
лов управления рулем высоты, стабилизатором, рулем направления,
элеронами, интерцепторами, закрылками, предкрылками и тормозными
щитками самолета Ил-96-300 в соответствии со стандартными их спе-
цификациями.
На всех этих схемах толстыми сплошными линиями показаны меха-
нические проводки, тонкими линиями - электрические проводки, двой-
ными тонкими линиями - гидравлические линии связи.
Квадратами вида [ Г.С. Nj | указывается от какой гидросистемы ра-
ботает тот или иной силовой привод. Другие обозначения либо обще-
доступны для самостоятельного понимания, либо были описаны в пре-
дыдущем параграфе. Заметим лишь, что на этих охемах не выделены
отдельно электрические аналоги приводов САЗ, которые органически
входят в соответствующие блоки управления и контроля каналов тан-
гажа, курса и крена.
П.4. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА
П.4.1. Основные сведения ’
Гидравлическая система самолета предназначена для управления:
рулевыми поверхностями;
элементами механизации крыла;
взлетно-посадочными устройствами;
реверсом двигателей;
- 129 -
от блока ВУ № 1-4 поступает на шины ЦРУ постоянного тока: И1, И2,
которые размещены в кабине экипажа. От шин ЦРУ И1 и И2 получают
питание шины И1 и V2 РУЛЕВ и РУПРАВ, расположенные в электроотсеке.
При отказе обоих выпрямительных блоков одной подсистемы при
исправных блоках (блоке) другой подсистемы предусмотрено автомати-
ческое объединение подсистем основной системы постоянного тока,
чем предохраняется аккумуляторная батарея неисправной подсистемы
от разряда. При восстановлении питания в обеих подсистемах необхо-
димо осуществить ручное разъединение их с помощью кнопки-табло
"РАЗЬЕДИН=", размещенной на панели управления СЭС.
В хвостовой системе имеется два выпрямительных устройства № 5
и» 6, включенных между ообой параллельно, и две аккумуляторные ба-
тареи J6 2 и № 3. Напряжение 27 В с блоке ВУ5 и ВУ6 подается на ши-
ны И1 и И2 ХРУ ПРАВ. С этих шин напряжение подается на шину РУ ВСУ
АВАР через силовые диоды, исключающие разряд батарей на шины ХРУ
ПРАВ.
Аккумуляторные батареи могут находиться в 3-х режимах: подза-
ряда, разряда на бортсеть, холодного резерва (батарея отключена от
бортсети). Переключение каждой батареи из одного режима в другой
осуществляется автоматически вольтдобавочным устройством (УВД) в
зависимости от степени ее зараженности и напряжения на аварийной
шине ("АВАР") в данной подсистеме (системе). После того, как акку-
муляторная батарея полностью зарядится, она автоматически отключа-
ется от соответствующей шины "АВАР" и находится в режиме холодного
резерва, пока напряжение на этой шине не снизится до 18 В.
При отказе или обесточивании 4-х блоков ВУ основной системы
постоянного тока на панели управления системы электроснабжения
загораются желтые табло "ШИНЫ = НА АККУМ" подсистем обоих бортов .
и надпись "МОЩИ ОГРАН" на переключателе "АВАР ПИТАН". В этом случае
необходимо перейти на аварийное питание, для чего включить кнопку-
табло "АВАР ПИТАН", при этом на ее колпачке высветится надпись си-
него цвета "ВКЛ", а на кнопке-табло "ПРЕОБРАЗ" - надпись зеленого
цвета "РАБОТА". При этом в ЦРУ1 ЛЕВ и ЦРУ1 ПРАВ шины И1 и И2 с под-
ключенными к ним потребителями отключаются от шины "АВАР", ограни-
чивая нагрузку на аккумуляторные батареи.
В хвостовой системе в случае отказа или обесточивания обоих
блоков ВУ аварийная шина автоматически отключается от шин ШИ1 и
ШИ2, благодаря наличию силовых диодов. После перехода на аварий-
Переключатель
отключения
САЗ
аоткл\
саз!
Правый
штурвал
Датчик *
усилии САЗ
Блок
UWC
Левый
штурвал
Кнопка вкл САЗ
ВКЛЮЧЕНИЕ
ЗАГРУЗ
РУЛЕЙ
© рулевой
агрегат САЗ
В злектр. цепь
тивло- стрелки
перестановки
стабилизатора
на пикирова-
ние [кадриро-
вание) .
Переключатель
разъединения
штурвалов
АВАР. РАЗЪЕД
ШТУРВАЛОВ
Рулевой
привоЗ
Мек ।
расцепл. •
-f-—->l
ГС.Н4
КИСС
P8.
контроля
г.сн2
\Г.С.Н1
\кисс
КИСС
Центрирующая
мех.
рааоелл.
Рулевые
агрегаты
АПУ
Развяз.
„ . пружин,
рулевой цилиндр
агрегат
САЗ
пружина
Блок |
упр. и 4—
контроля ।
I Канал тан-1
\гажа САЗ ।
К Развязы6.
пружин,
цилиндры
ир.пру-
цилиндр
Датчик
положе-
ния
,—(А Резервный
Датчик! загр”“-
усилий САЗ йчлиндр
'Дшрсререни,.
качалка
Ряс.П.3.4. Схема управления рулем высоты
- 58
РиоЛ.3.5. Схема управления стабилизатором
- 127 -
-129 В и от повышения напряжения в любой из фаз выше 123-129 В с об-
ратнозависимой вольт-секундной характеристикой;
в) от подключения к источнику переменного тока с частотой ниже 385±5 Гц
и от понижения частоты до 375+5 Гц с вдержкой времени 6,0+0,9с, а
до 335-320 Гц - без выдержки времени;
г) от подключения к источнику переменного тока с частотой выше
4I5j-5 Гц и от повышения частоты до 425+5 Гц с выдержкой времени
6,QfO,9c, а до 465-480 Гц без вдержки времени;
д) от обрывов фидера и нулевого провода, приводящих к повышению или
понижению напряжения в любой из фаз;
е) от подключения источника с неправильным чередованием фаз;
ж) от подключения источника с напряжением постоянного тока ниже
24,0-24,5 В и от понижения напряжения постоянного тока до 21-23 В
о выдержкой времени 6,0±0,9с;
з) от повышения напряжения постоянного тока выше 32+1 В с обратноза-
висимой вольт-секундной характеристикой;
и) от подключения источников постоянного тока с неправильной поляр-
ностью.
Все ви"ы защит, обеспечиваемых блоком, необратимы. Блок имеет '
встроенный самоконтроль (ВСЮ защит отдельно по каналам постоянного
и переменного тока. Принципы построения ВСК блока аналогичны ВСК
БРЗУП5В0, ВСК вводится в действие при каждом включении РАЛ.
Ш.4.2. Вторичная система электроснабжения
Вторичная система электроснабжения - система постоянного тока
напряжением 27 В. Основными источниками питания вторичной системы
является выпрямительное устройство (ВУ), подключенное к первичной
системе, которая включается в работу автоматически при поступлении
в бортсеть переменного тока напряжения. Номинальная мощность ВУ - •
3 кВт.
Система постоянного тока состоит из двух, не связанных между
собой систем: основной и хвостовой (рис. Ш.4.4). Основная система,В
свою очередь, состоит из двух независимых подсистем: левой (левого
борта) и правой (правого борта). В левую подсистему входят блоки
ВУ J6 I и Jfc 2, аккумулятор S I, а в правую - ВУ Я 3, № 4 и аккумуля-
тор * 4.
Электроэнергия выпрямленного постоянного тока напряжением 27 В
- 126 -
з) от короткого замыкания на шинах генератора и от подключения пар-
ного канала к короткозамкнутым шинам.
Блок имеет встроенный самоконтроль и обеспечивает диагностиро-
вание состояния канала генерирования. В БРЗУП5В0 реализованы сле-
дующие функции контроля и диагностирования:
а) проверка качества электроэнергии до включения канала в оеть;
б) проверка исправности защит и вторичного источника питания блока;
в) проверка исправности регулятора напряжения блока;
г) диагностирование отказов сменных изделий канала генерирования:
интегрального привод-генератора (сигнал Н^);
генератора-фидера (сигнал Н^);
блока регулирования, эадаты исправления (сигнал ).
Схемотехника встроенного контроля обеспечивает большую глубину
контроля, охватывая практически все элементы блока БРЗУ. Для этого
эталонные сигналы, используемые для самоконтроля, подаются на входа
соответствующих трактов защит рис. Ш.4.2. Подключение эталонных сиг-
налов проводится по сигналу СПИ (сигнал проверки измерителей), фор-
мируемым системой встроенного контроля. В процессе самоконтроля про-
веряется реакция измерительных органов (ИО) на стимулирующие сигна-
лы и работоспособность логики защит и управления.
В блоке используется двухступенчатый алгоритм выявления отказов
(рис. Ш.4.3). В случае возникновения неисправности (срабатывание од-
ной из зашит) происходит запоминание состояния ИО этой защиты. Пос-
ле чего на измерительный орган подается стимулирующий сигнал, кото-
рый должен установить ЙО в несработанное состояние. Если состояние
ИО не меняется, то это свидетельствует о его неисправности и выдает-
ся сигнал неисправности БРЗУ (Hgpgy). В противном случае, по информа-
ции, записанной в ОЗУ, определяется неисправный агрегат канала гене- ‘
рисования. Данный алгоритм позволяет выявить отказы самих защит.
Проверки исправности канала генерирования проводится после каждого
включения выключателя генератора (В^) за время не болое Зс.
Контроль качества электроэнергии наземного источника осуществ-
ляется с помощь» блока БКН115В. Блок обеспечивает следуицие вида за-
щит бортсети;
а) от подключения источника о напряжением в любой из фаз ниже
I08-II4 В ж от понижения напряжения в любой из фаз до I0I-I07 В с
мдс-чков времени 6,0аР,9о;
б) от оодалючеквя источника с напряжением в любой из фаз внгао 123-
- 59 -
Рис Л.3.6. Схема управления рулем направления
Рис.П.3.7. Схема управления элеронами
125 -
Контролируемые
сигналы ч
(U,f и т.д.) —
Генератор
эталонных
сигналов
Логика защиты
и управления
Рио.Ш.4.2. Блок-схема контроля БРЗУ
Рио.Ш.4.3. Алгоритм выявления отказа
- 124 -
подай запрет n j дв;
сработала любая из необратимых защит;
сработала обратимая защита от сильного снижения частоты;
в) выдача сигнала на включение контактора генератора при выполнении
следующих условий:
включено возбуждение генератора;
напряжение генератора во всех фазах выше П1±3 В, но ниже 126±3 В;
в канале генерирования нет обнаруживаемой ВСК (встроенным само-
контролем) неисправности;
г) снятие сигнала на включение контактора генератора при выполнении
одного из условий:
выключен выключатель'ВКН;
выключено возбуждение генератора одной из защит;
д) снижение напряжения, пропорциональное снижению чаототы. что обес-
печивает ограничение мощности, отбираемой от привода в режимах корот-
кого замыкания (к.з.) в сети;
е) выдача сигнала на расцепление привода - генератора от двигателя
при срабатывании защиты от сильного повышения частоты (разнсс);
ж) снятие сигнала на расцепление привода от двигателя при снижении
частоты его вращения ниже уровня срабатывания защиты от сильного
снижения частоты;
з) выдача сигнализации о перегрузке при токе генератора 1,02 - 1,32
номинального с выдержкой времени 4,*0^0,6с.
Блок БРЗУП5В0 обеспечивает следующие функции защиты канала
генерирования:
а) от коротких замыканий в генераторе или его фидере;
б) от повышения напряжения в любой из фаз выше уровня 126±3 В о об-
ратноэависимой вольт-секундной характеристикой;
в) от снижения напряжения в любой из фаз ниже уровня 104±3 В с вы-
держкой времени 6,0x0,9с;
г) от отклонения частоты ниже 375x5 Гц или выше 425±5 Гц о выдержкой
времени 6,О±0,9с;
д) от сильного повышения чаототы (разноо) выше уровня 465 - 480 ГЦ
без вадерао® времени;
е) обратимая защита от сильного снижения чаототы (останов) низе .
уровня 320-335 III без выд ржкп временя;
ж) от работы пр? полностью открытом регуляторе напряжения блока и
от нулевой по-ледовательности в напряжен;.-' генератора болое 3,0+
*1.5 В задержкой врс-лени 6,0+0,9о;
- 61 -
Внутренние секции Внешние секции
РисЛ.3.6. Схе.ла управления интерцепторами
- 62 -
- 123 -
их этих источников, к включенному генератору подключаются оба цент-
ральных распределительных устройств (ЦРУ) данной подсистемы, а при
включении генераторов * I или # 4 к нему подключаются только шины
ЦРУ данного канала.
От генераторов электроэнергия подается на шины ЦРУ, размещен-
ные в электроотсеке (между шпангоутами Л37, Л38), и от них на пш-
ны следующих распределительных устройств (ГУ) и хвостовых распреде-
лительных устройств (ХРУ), размещенных вблизи основной части потре-
бителей.
К распределительным устройством "РУ ЛЕВ", "ХРУ ЛЕВ", "ЦРУ 2 ЛЕВ",
"ЦРУ 2 ПРАВ", "ХРУ ПРАВ” и "РУ ПРАВ" подключены шесть выпрямитель-
ных устройств (ВУ1 - ВУ6), являющихся основными источниками вторич-
ной системы электроснабжения - системы постоянного тока напряжени-
ем 27 В.
В системе электроснабжения имеются шины наземного обслужива-
ния (ШЕЮ), к которым подключены приемники, используемые для подго-
товки самолета к полету. П1Ю постоянно подключены к основной борт-
сети, а такие могут получать питание от наземного источника без
подключения к нему основной части приемников, что обеспечивает со-
хранение ресурса незадействованных приемников и экономит электро-' ,
энергию наземного источника.
Для управления каналом генерирования, обеспечения. - его защи-
ты, а такие для регулирования напряжения привод-генератора служит
блок БРЗУ115В0.
Регулятор напряжения, встроенный в БРЗУП5В0, обеспечивает
стабилизацию напряжения в пределах II5-II9 В.
На оамолете Ил-96-300 блок выполняет следующие функции управ-
ления:
а) включение возбуждения генератора при условиях, что:
включен выключатель канала генерирования (ВКН);
снят запрет П| дв (т.е. обороты авиадвигателя больше некоторого
минимального значения);
частота вращения генератора лежит в пределах, соответствующих ’
частсте переменного напряжения генератора не ниже 385±5 Гц и не вы-
ше 4I5jt5 Гц;
б) отключение возбуждения генератора при выполнении одного из сле-
дующих условий:
выключен выключатель ВКН;
Рйс.Л.3.10. Схема управления предкрылками
€9
От левого блока
резисторов
PicJD.4.I. Первичная система
«ектроснабхеняя
- Z2I -
- 121 -
ш.4.1. Первичная система электроснабжения
В качестве первичной системы электроснабжения на самолете
Ил-96-300 используется система переменного трехфазнсго тока напря-
жением 115/200 В, частотой 400 Гц о заземленной силовой нейтралью.
Источниками энергии первичной системы электроснабжения являются че-
тыре привод-генератора интегрального исполнения типа ГП-25, установ-
ленные на каждом двигателе. В лривод-генераторе используется генера-
тор ГГ60НШ12К с номинальной мощностью 60 кВА.
Система переменного трехфазного тока 115/200 В, 400 Гц состоит
из двух независимых подсистем левого и правого борта (рис. Ш.4.1),
каждая из которых имеет два автономных канала генерирования. Под-
система левого борта включает генераторы Л I и Я 2, подсистема пра-
вого борта - генераторы » 3 и » 4. Параллельная работа генераторов
не предусмотрена.
При отказе любого генератора приемники электрической энергии
этого канала автоматически переключаются на питание от другого ге-
нератора данной подсистемы. При отказе двух генераторов одного бор-
та предусмотрено ручное объединение бортов с помощью кнопки - табло
"ОБЫДИН", установленной на панели управления электроэнергетикой.
При объединении подсистем приемники, подключенные к неисправной
подсистеме, подключаются к генератору внутреннего двигателя (Л 2
или № 3) исправней подсистемы.
Резервным источником первичной системы электроснабжения явля-
ется генератор переменного трехфазного тока ГГ40ПЧ6, установленный
на двигателе ВСУ. Генератор ВСУ может использоваться в полете для
питания шин одной подсистемы при отказе трех генераторов, а также
в случае отказа всех генераторов - для питания шин всех 4-х кана-
лов.
При обслуживании на земле шины всех обесточенных каналов авто-
матически подключаются к наземному источнику после включения кноп-
ки-табло "РАП".
При одновременном подключении в бортсеть генератора ВСУ и на-
земного источника переменного тока первый подключается к шинам под-
системы левого борта, а наземный источник - к шинам подсистемы пра-
вого борта; такое включение двух источников позволяет исключить пе-
рерывы в питании приемников электрической энергии. При включении
генераторов Ji 2 или Ji 3, когда бортсеть самолета находится под на-
пряжением ст генератора ВСУ или наземного источника тока, или обо-
- 120 -
снятии сигнала ОТВ процессор снимает сигналы СИНХ и OEM до очеред-
ного цикла обращения к каналу.
Обмен по прерыванию обеспечивается посредством блока прерыва-
ния. Режим прерывания позволяет более эффективно использовать машин-
ное время при работе с внешними устройствами, быстродействие кото-
рых существенно меньше времени машинного цикла. Если внешнее устрой-
ство готово к обмену, то оно формирует запрос прерывания (ЗПР), при
получении которого процессор приостанавливает выполнение основной
программы, принимает вектор прерывания и начинает выполнять подпрог-
рамму обслуживания внешнего устройства (подпрограмму обработки преры-
вания). На время обработки прерывания более высокого приоритета при-
ем запросов прерывания более низкого приоритета запрещен. По оконча-
нии обработки прерывания микроЭВМ переходит к выполнению прерванной
программы и сигналами разрешения прерывания (HIP) разрешает прием
запросов прерывания.
БПР принимает четыре запроса прерывания от внешних устройств
вычислительной системы ЗПР1 + ЗПР4 и четыре запроса прерывания от
внутренних устройств микроЭВМ (АСП - состояние питания, Т - преры-
вание от таймера, АК - прерывания от аппаратуры контроля).
Прямой доступ к памяти осуществляется посредством блока канала
прямого доступа, который обеспечивает предоставление магистрали
"Адрео/данные" модуля микроЭВМ другому ведущему модулю по его запро-
су магистрали (ЗМ). При этом микроЭВМ выдает сигнал разрешения за-
нять магистраль (FBM). После захвата магистрали ведущий модуль выда-
ет в БКПД сигнал подтверждения захвата магистрали (ПЩМ).
Ш.4. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
Все электрооборудование самолета можно условно разделить на
две группы: системы электроснабжения и приемники электрической энер-
гии (ПЭ). Системы электроснабжения осуществляют генерирование, рас-
пределение и преобразование электрической энергии. Основная часть
ПЭ питается от генераторов, приводимых во вращение авиационными
двигателями. Совокупность всех этих генераторов, их аппаратуры уп-
равления и система распределения образует первичную (основную) сис-
тему электроснабжения. Часть энергии первичной системы электроснаб-
жения подвергается преобразованию (по величине напряжения, роду то-
ка). Совокупность преобразующих устройств, их аппаратуры управления
и система распределения образует вторичную систему электроснабжения
- 65 -
грузовыми дверями.
Для обеспечения требуемой безотказности системы в ее состав
входят четыре канала (блока) питания. Гидравлическая система явля-
ется централизованной, т.е. каждый ее блок питания обслуживает
труппу потребителей.
Работа элементов системы управления рулевыми поверхностями,
механизации крыла и взлетно-посадочными устройствами осуществляется
от нескольких каналов. На рио. П.4.1 приведена блок-схема гидравли-
ческой системы.
Первая гидравлическая система обеспечивает:
уборку и выпуск левой опоры шасси;
торможение передних колео левой опоры шасси;
торможение передних колес правой опоры шасси;
работу рулевых агрегатов (РА) системы дистанционного управле-
ния интерцептором (СДУИ), по одному РА на левые и правые интерцеп-
торы;
работу рулевых приводов (РП) поверхностей Я 3 и 5 левых и
правых интерцепторов;
управление внешними элеронами;
управление нижней секцией руля направления;
работу рулевых агрегатов (одного из четырех) демпфера рыока-
ния (ДР);
управление внешними секциями руля высоты;
работу РА автомата продольного управления (АЛУ);
работу РА системы автоматической загрузки (САЗ) руля высоты;
работу ншмего гидропривода левой половины стабилизатора;
управление реверсом двигателя Я I.
Вторая гидросистема обеспечивает:
управление реверсом двигателя Я 2;
работу рулежного устройства носового колеса;
уборку и выпуск предкрылков и закрылков;
торможение задних колео левой и правой споры шасси;
работу РП поверхностей Я 6 левых и правых интерцепторов;
управление левым и правым внутренними элеронами;
работу РА САЗ внутренних элеронов;
управление внешними элеронами;
работу РА системы активного демпфирования (САЛ);’
- 66 -
БП-1
лвгпс ЛВГПС
лнгпс пнгпс
БП-2 БП-5
БП-4-
КП | КЗ
ГСО
РЧ
КП I КЗ
тло
КП \ КЗ I
ТПрО I
— т । .т. J । 1—I 1—1—
АШ±Щ212_ ЭВЛ ВВП 1 |215|»I54 6
ли пи
S/MCA3
РВ
Й Й рььпу ОО
Рис.П.4.1. Блок-схема гидравлической системы
- 119 -
iz
Рис.Ш.3.5. Временная диаграмма цикла записи по магистрали
Рис.Ш.3.6. Временная диаграмма цикла чтения по магистрали
- 118 -
Системную магистраль образуют 16-разрядная магистраль "Адрес/
/данные" и магистраль управления.
Команда программы читаются из памяти в РК ЕМУ. ФАМК расшифровы-
вает код операции команда и по нему формирует адрес чтения первой
микрокоманда микропрограммы. Адрес очередной микрокоманда формирует-
, ся ФАМК по адресу считываемой микрокоманда и по сигналам условий из
ОБ и СК. Микрокоманда поступают в ОБ, СК, БУРЗУ, настраивая их на
выполнение требуемых микроопераций.
Команды, данные, адреса, векторы прерываний передаются по ма-
гистрали "Адрес/данные".
БПУО выдает в магистраль управления управляющие сигналы ДЧТ
(чтение данны), ДЗП (завись данных), ОБМ (обмен), СИНХ (синхрониза-
ция) и принимает из магистрали управления сигнал ОТВ (ответ).
Набота микроЭВМ в режимах записи и чтения данных по магистрали
иллюстрируется временными диаграммами, представленными на рис. Ш.3.5
и Ш.3.6.
При выполнении цикла записи по магистрали процессор устанавли-
вает сигнал ОБМ, означающий захват магистрали, и выставляет адрес
пассивного устройства. Через время i после установки сигнала ОБМ
устанавливается сигнал СИНХ, стробирующий запись адреса в пассивное
устройство. Через время t после установки сигнала СИНХ снимается
адрес и устанавливаются данные на магистраль "Адрес/данные". Спустя
время t после установки данных устанавливается сигнал ДЗП, под
управлением которого пассивное устройство начинает прием данных из
магистрали. По окончании приема данных пассивное устройство форми-
рует сигнал ОТВ.
После приема сигнала ОТВ процессор снимает через время t сиг-
нал ДЗП и еще через время t данные о магистрали. При снятии сигнала
ДЗП пассивное устройство бнимвет сигнал ОТВ. При снятии сигнала ОТВ
процессор снимает сигналы ОБМ и СИНХ до очередного цикла обращения
к каналу.
Цикл чтения по магистрали такие начинается с установки процес-
сором сигналов ОБМ, СИНХ и адреса пассивного устройства.
При снятии адреса процессор устанавливает сигнал чтения данных
ДЧТ я ожидает поступления сигнала ОТВ от пассивного устройства. Пос-
ле приема сигнала ОТВ процессор через время начинает чтение данных
от црссжиюго устройства и через время t снимает сигнал ДТЧ. Пас-
сивно», устрой ст во при снятии сигнала ДГЧ снимает сигнал ОТВ. При
- 67 -
Подрисуночная подпись к рис. П.4.1:
БП-1,Ш-2,БП-3,БП-4 - первый, второй, третий и четвертый блоки
питания; PI, Р2, РЗ, Р4 - реверс двигателей 1,2,3 и 4; ПО - перед-
няя опора; Пк - предкрылки; Ж - закрылки; Дв - двери; ЛО, СО, Про-
девая, средняя опоры (уборка - у, в - выпуск); ТЛО, ТОО, ТПрО -
торможение колес левой, средней и правой опор (КП - передние коле-
са, КЗ - задние колеса); ЛИ - левые интерцептора; ПИ - правые ин-
терцепторы; ЭРЛ - элероны внутренние левые; ЭВП - элероны внутрен-
ние правые; РАСДУИ - рулевые агрегаты системы дистанционного управ-
ления интерцепторов; РА САЗ ЭВ - рулевые агрегаты системы автома-
тической загрузки внутренних элеронов; ЭВнЛ - элероны внешние ле-
вые; ЭВнП - элероны внешние правые; РАСАД - рулевые агрегаты сис-
темы активного демпфирования; ТШ, ТЩП - тормозные щитки левые и
правые; PH - руль направления (ВС - верхняя секция, НС - нижняя
секция); РАДР - рулевые агрегаты демпфера рыскания; РАСАЗРЯ - ру-
левые агрегаты системы автоматической загрузки PH; РВ - руль вы-
соты; ЛС, ПС - левая и правая секции (Ен - внешняя секция, В -
внутренняя секция); РА АЛУ - рулевые агрегаты автомата продоль-
ного управления; РАСАЗРВ - рулевые агрегаты системы автоматической
нагрузки РВ.
- 68 -
управление нижней и верхней секциями руля направления;
работу РА ДР;
работу РА САЗ руля направления;
управление внутренними секциями руля внооты;
работу РА АЛУ;
работу РА САЗ руля высоты;
работу верхнего гидропривода управления левой половины
стабилизатора.
Третья гидросистема обеспечивает:
уборку и выпуск носовсй опоры шасси;
управление реверсом двигателя >3;
выпуск и уборку предкрылков;
выпуск и уборку средней опоры шасси;
аварийный выпуск левой и правой основных опор шасси;
торможение колес средней опоры;
работу РА СДУИ;
управление поверхностями М 2 левого и правого интерцепто-
ров;
работу РА САД; ,
управление внешними элеронами;
управление нижней и верхней секциями руля направления;
работу РА САЗ руля направления;
работу РА ДР;
управление левой внешней и правой внутренней секциями ру-
ля высоты;
работу РА САЗ руля высоты;
управление верхним гидроприводом правой половины стабили-
затора;
открытие и закрытие грузовых дверей и двери кухни.
Четвертая гидросистема обеспечивает:
управление реверсом двигателя № 4;
выпуск и уборку закрылков;
выпуск и уборку правой опоры шаоси;
работу РА СДУИ;
управление поверхностями № I и > 4 интерцепторов;
управление внутренними элеронами;
выпуск и уборку левых и правых тормозных щитков;
Рис.Ш.3.4. Структурная схема модуля микроЭВМ МВ4О
- 116 -
решение основных задач;
вспомогательный контур, образованный модулями МВ40, ВД40 и МД41,
обеспечивающий связь с внешними потребителями и обработку входной
и выходной информации.
Связь между магистралями обеспечивается через ОЗУ с двойным
доступом, входящим в состав модулей МВ4О.
'.?акая двухконтурная организация БЦВМ позволяет повысить быстро-
действие основной микроЭВМ и увеличить надежность путем решения на-
иболее важных задач одновременно в обоих контурах.
В БЦВМ реализуются три вида обмена: программно-управляемый, по
прерыванию и с прямым доступом к памяти.
Магистраль интерфейса-допускает подключение к БЦВМ дополнитель-
ных модулей памяти, ввода-вывода, внешних контрольно-наладочных уст-
ройств в пределах адресного пространства модуля МВ4О и нагрузочных
характеристик магистрали.
Модуль МВ4О представляет собой микроЭВМ, выполненную на быстро-
действующем микропроцессорном комплекте 1804 и реализующую систему
команд микроЭНЙ "Электроника - 60М". Модуль памяти МП47 предназначен
для хранения программ, констант и изменяемой информации (маршрута
полета, радиомаяков, метеоданных и т.п.). МП47 включает ПЗУ, ЭЗУ и
диспетчер памяти, обеспечивающий расширение адресного пространства
микроЭВМ МВ4О. Модули приема-выдачи МД40 и МД41 организуют связь
БЦВМ с информационно-измерительными системами, системами отображения
и вычислительными системами КСПНО по входным и выходным каналам.
Структурная схема модуля микроЭВМ МВ4О представлена на рио.
Ш.3.4.
Ъ состав МВ4О входят следующие устройства:
операционный блок (ОБ), включающий АЛУ, регистры общего назначения
(ЮН), регистр словосостояния процессора (РССП), регистр адреса (РА);
блок микропрограммного управления (ЕМУ), состоящий из регистра ко-
манд (РК), формирователя адреса микрокоманд (ФАМК), ЗУ микрокоманд
(ЗУМК), регистра микрокоманд (РМК);
резидентное ЗУ (РЗУ), включающее ПЗУ, ОЗУ, ОЗУ с двойным доступом
(ОЗУДД) я управляемое блоком управления РЗУ (БУРЗУ);
системный контроллер (СК), включающий блок прерывания (БИР), блок
программ -управлдскргс обмена (БПУО) и блок канала прямого доступа
(ЕЩД);
5СИ - формирователь синхроимпульсов.
- 69 -
управление верхней секцией руля направления;
работу РА ДР;
управление левой внутренней и правой внешней секциями
руля высоты;
работу РА АЛУ;
управление нижним гидроприводом правой половины стабилиза-
тора.
На самолете управление рулевыми поверхностями и элемента-
ми механизации крыла выполнено по схеме натруженного резервирова-
ния.
П.4.2. Структурная схема блоков энергопитания
Все четыре блока энергопитания выполнены по одной и той же
схеме . Во втором блоке установлен нассо с приводом от ветродвига-
теля, выдвигаемого в набегающий поток воздуха, в случае отказа
всех остальных источников питания (рис. П.4.2 ).
Источники питания
Основным источником питания каждого блока является насос
переменной подачи о приводом от двигателя. Насос каждого блока
размещен на соответствующем двигателе, т.е. насос первого блока
(канала) располагается на двигателе И. В качестве рабочей жид-
кости используется масло НГЖ-4. Давление нулевой подачи насоса
составляет 21 МПа (210 кгс/см2). Максимальный расход жидкости сос-
тавляет около 180 л/мин.
В качестве резервного источника питания применена насосная
станция переменной подачи о приводом от электродвигателя, которая
включается в работу при отказе основного насоса. Насосная станция
может также использоваться для проверки работы агрегатов функцио-
нальных подсистем на земле при техническом обслуживании самолета.
Рабочая жидкость из насоса и насосной станции подается в
общую линию нагнетания. Поэтому за каждым из них установлены обрат-
ные клапаны. Насос и насосная станция имеют объединенную линию
всасывания; линию .дренажа и линию минимального расхода жидкости.
В линиях всасывания и минимального расхода установлены разъемные
клапаны.
Баки
В каждом блоке имеется гидробак, из которого жидкость по-
Рис.П.4.2. Принципиальная схема блока питания:
KI - наддув гидробака от компрессора двигателя;К2 - наддув гидроба-
ка от ВСУ;КЗ - бортовой штуцер наддува гидробака;ОК - обратный кла-
пан; ВО - влагоотделитель;* - фильтр;РК - редукционный клапанТПК -
предохранительный клапан;Б - бак; ДрД - дренажный бак;КУ1 л КУ2 -
кран слива жидкооти:ТО - теплообменняк;КУз - клапан управления пода-
чей жидкости к ТО;НС - насосная станция;НПе - насос переменной пода-
чи ;ГАК - гидроаккумулятор;БКВ - бортовой клапан всасывания;БКБ -
бортовой клапан нагнетания;ДС - дренажная система насоса и насосной
станции;КР - разъемный клапан;Н - линия нагнетания;СЛ - линия слива;
Р - сигнализатор давления;™ - термоклапан
Ж II5 -
Рис.ш.3.3. Структурная БЦВМ 80
- 114 -
слов в целом по БЦВМ;
интерфейс межмодульного обмена организован по принципу 0 - шины;
емкость запоминающих устройств;
ПЗУ - 16296 К слов;
ОЗУ - 8 К слов (в модулях МД40 и МД41 имеотся дополнительная память
по I К слову);
ЭЗУ - 240 К слов;
количество уровней прерывания - 8 (в том числе четыре уровня внут-
ренних);
количество каналов приема-выдачи дискретной информации;
входных каналов последовательных кодов - (8-32) хп (п - число мо-
дулей МД);
входных каналов разовых сигналов - (12 - 16) хп;
выходных каналов последовательных кодов - 2 хп;
выходных каналов разовых сигналов - 8 хп;
потребляемая мощность - 20 - 170 Вт;
наработка на отказ - 3000 - 150004/отказ;
масса - 2 - 15 кг.
На рис. Ш.3.3 представлена в качестве примера структурная схема
БЦВМ, входящая в состав вычислительной системы самолетовожпения. БЦВМ
состоит из двух модулей МВ40, модуля памяти МП47, двух мсцулей ВД40
и одного модуля МД41. Характеристики БЦВМ следующие:
быстродействие - 800 тыс. оп/о типа "регистр-регистр";
емкость ОЗУ - II К слов;
емкость ПЗУ - 96 К слов;
емкость ЭЗУ - 240 К слов;
количество входных каналов последовательных кодов - 72;
количество входных каналов разовых сигналов - 40;
количество выходных каналов последовательных кодов - 8.
Модули БЦЕМ по принципу работы с магистралью разделяются на ак-
тивные и пассивные. Активными являются модули МВ40, которые в соот-
ветствии о программой могут запрашивать, принимать и выдавать данные
в другие модули. Модули памяти МП47, приема-выдачи информации МД40,
МД41 являются пассивными. Они должны быть готовы по запросу от моду-
ля MB4D П, лять или выдать данные на магистраль.
. БЦБМ имеет два самостоятельных вычислительных контура, работаю-
акх одновременно:
главный контур, образуемый модулями МВ4О и МП47 и обеспечивающий
- 71 -
дается к основному насосу и насосной станции. Наддув бака осущест-
вляется сжатым воздухом, отбираемым от 7-й ступени компрессора со-
ответствующего двигателя. В качестве резервного источника сжатого
воздуха может использоваться ВСУ. Для исключения попадания в жид-
кость влаги, которая может содержаться в воздухе, в линии наддува
установлен отстойник. Предусмотрена также защита бака от попал,ания
механических частиц. Давление воздуха в баке поддерживается в пре-
делах 0,29 МПа с помощью комплексного агрегата наддува, в состав
которого входит регулятор давления воздуха, а также элементы защи-
ты бака от перенадцува и отрицательного перепада давления.
Давление в баке контролируется с помощью датчика, установ-
ленного в линии наддува.
Основной бак соединен с дренажным баком. В случае необходи-
мости слива жидкости при переполнении дренажного бака в последнем
установлен стравливающий клапан.
Жидкость, поступающая из сливной магистрали в бак, очищается
от примесей. С этой целью перед баком установлен фильтр с перепуск-
ным клапаном, который срабатывает после засорения фильтроэлементов,
перепуская жидкость из магистрали слива напрямую в бак. Объем жид-
кости в баке контролируется с помощью датчика уровнемера поплавко-
вого типа о выводом показаний датчика на индикатор уровнемера и в
систему автоматической сигнализации.
Заправка гидробака жидкостью осуществляется ст наземного ис-
точника через бортовой штуцер линии всасывания.
Линия нагнетания
Рабочая жидкость под давлением от насоса или насосной стан-
ции поступает в линию нагнетания. В ней установлен фильтр о пере-
пускным клапаном, который срабатывает при засорении филътроэлемен-
тов. Давление в системе контролируется с помощью сигнализатора дав-
ления. Показания датчика выводятся на систему автоматической сигна-
лизации состояния гидросистемы. При уменьшении давления в напорной
магистрали ниже некоторой нормированной величины датчик выдает сиг-
нал о необходимости включения управления насосной станции. В линии
нагнетания подключен гидрсаккуыулятор. Давление в гидроаккумуляторе
контролируется датчиком, соединенным с его азотнс” "олостью.
' Для предохранения системы от повышения давления при отказе
- 72 -
регулятора подачи насоса или насосной станции в системе предусмот-
рен предохранительный клапан. Давление срабатывания клапана сос-
тавляет около 24 МПа. Линия нагнетания через бортовой клапан может
быть подсоединена к наземной установке, с помощью которой осущест-
вляется проверка работы агрегатов функциональных подсистем при тех-
ническом обслуживании гидросистемы.
Линия минимального расхода
При неработающих потребителях, которые обслуживает гидросисте-
ма, регулятор подачи наооса или насосной станции стремится умень-
шить расход рабочей жидкости до нуля. Для того, чтобы в этом слу-
чае обеспечивалась смазка трущихся деталей насоса, а также отвод
тепла, которое выделяется в результате трения деталей и дросселиро-
вания потока жидкости, в насоое предусмотрена линия, соединяющая на-
сос и насосную станцию непосредственно о магистралью слива.
Расход жидкости в этой линии при давлении нулевой производи-
тельности не превышает 10$ от максимального раохода насоса или на-
сосной станции. Так как в линии минимальных расходов рабочая жид-
кость нагрета, то предусмотрено ее охлаждение в теплообменни-
ке, который установлен в расходном отсеке топливной системы. Рабо-
чая жидкость охлаждается в теплообменнике,отдавая тепло топливу.
По этой причине к данной линии подводится жидкость из системы уп-
равления реверсом двигателей.
Если температура рабочей жидкости в данной линии будет невели-
ка, то при определенных условиях (низкой температуре топлива) рабо-
чая жидкооть будет переохлаждаться в теплообменнике. Для предотвра-
щения этого в линии установлен термоканал, который при температурах
рабочей жидкости не больше 46°С перепускает жидкость мимо теплооб-
менника.
При температуре рабочей жидкости 75°С и выше вся жидкость
проходит через теплообменник. Если температура жидкости будет нахо-
диться в пределах 46-75°С, то часть ее проходит через теплообменник,
а часть мимо него. Для контроля за температурой рабочей жидкости в
данной линии перед термоклапаном установлен датчик температуры.
Сигналы датчика регистрируются контрольно-измерительной системой
самолета.
- из -
модуль микроЭВМ связан через унифицированную магистраль межмодуль-
ного обмена с модулями ЗУ, УВВ и др. Управление обменом выполняется
по программе, заложенной в модуле микроЭВМ.
При многопроцессорной организации БЦВМ имеет две магистрали
обмена, одна из которых используется для взаимодействия модулей мик-
роЭВМ и ЗУ основной части машины, а другая магистраль используется
для связи о модулями УВВ, обеспечивающими совместно с модулем микро-
ЭВМ организацию ввода-вывода информации. Взаимодействие между моду-
лями осуществляется через модуль двухвходного ОЗУ, либо через адап-
тер магистрали (AM). Первый метод реализуется в БЦВМ 80-400 XX, вто-
рой - в бортовых ЦВМ на базе модуля встраиваемой микроЭВМ.
Ш.3.2. Структурная организация, состав и технические '
характеристики БЦВМ 80-400 XX
БЦВМ верхнего уровня иерархии, имеющие широкий диапазон вычис-
лительных, массо-габаритных и эксплуатационных характеристик, отро-
ятся из следующего набора КФМ БЦВМ 80-400 XX:
модуль вычислительный (микроЭВМ) МВ40, содержащий процессор, ОЗУ,
ПЗУ;
модуль памяти МП47, содержащий ПЗУ и ЭЗУ;
модули приема и выдачи дискретной информации ВД40, МД41;
модуль вторичных источников питания МН40.
Такие машины имеют следующие технико-эксплуатационные характе-
ристики:
тип машины - параллельная, асинхронная, работающая о операндами с
фиксированной и плавающей запятой;
принципы структурной организации - модульность, магистральность,
микропрограммное управление;
разрядность чисел - 16-32 двоичных разряда;
система команд - универсальная, совместимая с системой команд мик-
роЭВМ "Элетропика - 60М";
количество команд - 74;
число процессоров - I - 2;
быстродействие;
"регистр-регистр" - 800 тыс. оп/с;
"регистр-память" - 400 тыс. оп/с;
объем адресуемой памяти - 32 К слов по каждому процессору и 512 К
- 112 -
Входная и выходная цифровая ( ц ) и аналого-
вая ( а ) информация
Ряс.Ш.3.1. Типовая структурная схема однопроцессорной БЦВМ
аналоговых сигналов я разввых команд (РК)
Рмс.Ш.3.2. Типовая структурная схема двухпроцессорной БЦВМ
- 73 -
Отличие схемы блока питания Js 2
На рис. П.4.3 показаны основные отличия системы # 2. В ней,
как уже отмечалосв выше, установлена дополнительная аварийная на-
оосная станция с приводом от ветродвигателя. Жидкость к аварий-
ной насосной станции отбирается из линиивгасывания основных источ-
ников питания. В линии всасывания аварийной насосной станции уста-
новлен обратный клапан.' После насосной станции жидкость поступает
в напорную магистраль системы № 2. Максимальный расход - 70
л/мин; при давлении 19 МПа. у
П.5. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА (СКВ)
Система кондиционирования предназначена для подачи воздуха в
гермокабину с целью обеспечения в ней заданного температурного ре-
жима и газового состава воздуха.
На самолете Ил-96-300, в отличив от самолета Ил-86, система
кондиционирования воздуха претерпела существенные изменения. Ос-
новные отличия состоят в почти половинном уменьшении количества
овежсго воздуха, подаваемого на одного пассажира или члена экипажа
(17,5 кг/ч на одного человеками рециркуляции 25,7 кг/ч (на одного
человека) .-
Суммарный расход воздуха, отбираемый от компрессоров всех
двигателей, составляет 7400 кг/ч на крейсерской высоте полета и
10000 кг/ч у земли.
Система кондиционирования (рис. П.5.1) состоит из четырех
(по числу двигателей) идентичных по своему схемному решению неза-
висимых подсистем. Каждая подсистема состоит из первичного и основ-
ного блока охлаждения воздуха. Воздух отбирается от УН ступени
компрессора высокого давления.
Регулирование отбора воздуха и его массового расхода выполня-
ется заслоночного типа, работающими от электропривода.
После крана отбора (I) воздух поступает к системе измерения его
количества, сравнения с заданной величиной и ограничения до вели-
чины 1850 кг/ч или 2500 кг/ч (в режиме максимального отбора). Из-
мерение расхода осуществляется с помощью трубок Вентури!ЗХ функции
ограничения расхода выполняет регулировочная заслонка(2Х
Далее воздух поступает к первичному теплообменнику(5J, где он
понижает свою температуру. Охлаждение осуществляется с помощью
- 74 -
Рие-ЛЛ-З. Основные отличая системы Ж 2
- Ill -
ные элементы и вторичный источник питания.
Датчики информации, исполнительные элемента и, следовательно,
устройства ввода-вывода обычно специфичны для каждой информационной
системы, что затрудняет их унификацию. Требования к вычислительным
характеристикам ЦВ близки, что позволяет унифицировать модуль мик-
роЭШ.
К встраиваемым ЦВ нижнего уровня иерархии предъявляются высокие
требования по энергопотреблению, габаритно-весовым и эксплуатацион-
ным характеристикам. Этот класс вычислителей составляет около 80$
от общего количества вычислителей КСПНО.
Встраиваемые ЦВ должны иметь следующие технические характерис-
тики:
быстродействие - 100 - 300 тыс. оп/с типа "регистр-регистр";
разрядность - 16 - 32 бит;
емкость ОЗУ - 0,25 - I К слов;
емкость ПЗУ - 4 - 16 К слов;
емкость энергонезависимого ЗУ (ЭЗУ) - 32 - 128 К слов;
система команд микроЭВМ "Электроника - 60М";
номенклатура и характеристики каналов ввода-вывода имеют значитель-
ные отличия;
масса - I - 5 кг;
надежность - 20 - 25 тыс. ч/отказ;
потребляемая мощность - 10 - 20 Вт.
Указанные требования обеспечиваются унифицированным модулем
микроЭВМ типа "Молния-Д", наращиваемым, в случае необходимости, дру-
гими модулями.
Модуль "Молния-Д" выполнен на базе микропроцессорного комплек-
та 588, имеющего низкое энергопотребление (15 - 50 мВт на корпус),
высокую помехоустойчивость, среднее быстродействие (до 300 тыс. оп/с
типа "регистр-регистр"), высокую нагрузочную способность я реализую-
щего систему команд микроЭВМ "Электроника - 60М".
Модули устройств ввода-вывода (УВВ) и вторичных источников пи-
тания, учитывая их специфичность, строятся из унифицированного ряда
микромодулей типовых узлов преобразователей, коммутаторов, контрол-
леров, усилителей, стабилизаторов и других.
Архитектура модулей микроЭВМ цифровых вычислителей КСПНО допус-
кает возможность построения как однопроцессорных, так и многопроцес-
сорных БЦВМ (pic. Ш.3.1, Ш.3.2). При однопроцессорной организации
- 75 -
- [IO -
Ш.З. БОРТОЕНЕ ЦИФРОВЫЕ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ МАШИНЫ кснно
Ш.3.1. Общие принципы организации бортовой цифровой
вычислительной системы
Бортовая цифровая вычислительная система (БЦВС) КСПНО имеет
двухуровневую иерархическую организацию, включающую универсальные
ЦЕМ верхнего уровня иерархии и встраиваемые цифровые вычислители
(ЦВ) информационно-измерительных систем и пультов, образующие нижний
уровень иерархии. В состав КСПНО входит 14 ЦВМ верхнего уровня иерар-
хии и 37 встраиваемых ЦВ.
При разработке БЦВС КСПНО реализованы следующие принципы:
структурная организация по принципу "ЭМ" (модульность, магист-
ральность и микропрогра&мное управление);
унификация и модульная организация ЦВМ на основе унифицировав-
ного ряда информационно, логически, электрически и энергетически
совместных конструктивно-функциональных модулей (КФМ) микроЭВМ, за-
поминающих устройств (ЗУ), устройств ввода-вывода (УВВ) и вторичных
источников питания (ВИП);
Мультипроцессорная организация бортовых ЦВМ;
унификация и модульная иерархическая организация бортового про-
граммного обеспечения;
автоматизация програишровавия на базе использования языка вы-
сокого уровня "ПАСКАЛЬ" и машинно-ориентированного языка "АССЕМБЛЕР"
микроЭВМ "Электроника-6(М";
унификация аппаратных и программных средств контроля и отладки
БЦВМ и гх программного обеспечения на базе серийных микроЭВМ "Элект-
роника-БО" (мияиЭЗ! СМ-4), их периферийных устройств и программного
обеспечения;
преимущественное применение БИС и СИС.
Анализ технических требований к вычислителям КСПНО верхнего
уровня иерархии показал, что они, в основном, обеспечиваются конот-
руктивно-функциональными модулями БЦВМ80-400 XX.
Встраиваемые ЦВ нижнего уровня иерархии образуют ядро бортовых
информационно-измерительных систем.
Б состав информационно-измерительной систеж входят датчики
первичной информации, цифровой вычислитель, состоящий из цифрового
вычислительного устройства и устройства ввода-вывода, исполнвтель-
- 76 -
Подрисуночная подпись к рир. П.5.1:
I - кран отбора воздуха от компрессора двигателей;
2 - заслонка регулятора расхода; 3 - трубка Вентури; 4 - кран
отбора воздуха от вентиляторного контура; 5 - первичный теплообмен-
ник; 6 - кран включения подсистемы; 7 - регулятор расхода; 8 -
основной теплообменник; 9 - турбохолодильник; 10 - влагоотдели-
тель; II - двухканальный блок заслонок; 12 - распределитель пода-
чи воздуха; 13 - увлажнитель; 14 - фильтр; 15 - коллектор; 16,17-
краны регулирования температуры и подачи горячего воздуха; 18, 19
- краны включения подачи воздуха от ВСУ; 20 - кран кольцевания;
21 - кран включения системы рециркуляции; 22 - турбо-компрессор;
23 - теплообменник системы рециркуляции; Д1, Д2, ДО, Д4 - линии
запуска двигателей; ИЗ - наземная установка запуска двигателей;
НК - наземный кондиционер; А - атмосфера; К - кабина; С - оотек-
ленение кабины экипажа; Н - нижняя зона помещения; В - верхняя
зона помещения.
-109-
ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ".
Индикация значения УГ
на взлетном режиме
ДВИГ ОСН
min
тек
1^2 %
Г 110-1
- 100-
Программное
значение оборотов
П9 , задаваемое
I*5 ВСУТ
Программное
значение _
оборотов a2i
aawnnaaMAa**
- 80-
взл
- 60-
-40 -
-40-
мг
-20-
--40
РЕВ
Индика-
ция
темпера'
туры
газа
1 2
РУДсС0
г-80-.
Индика-
ция
угла
отклоне- ’
нля РУД.
Индикация
оборотов
Индикация '
оборотов
Рис.Ш.2.4 . Кадр "ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ'
на взлетном режиме
- о
ТВГ*100°С
110
100
Н 80-
- 60-
- 40 -
-20 А
- 108 -
Если во время проведения контроля необходимо вызвать какую-ли-
бо другую информацию на этот экран, то на пульте КИСС нажимают кноп-
ку соответствующей системы, информация контроля исчезнет и появится
кадр вызванной системы.
После проведения предполетных проверок при подготовке к запус-
ку двигателей нажимают кнопку "ККП" (карта контрольных проверок) на
пульте КИСС. На экране появится надпись "КАРТА ПРОВЕРОК", название
этапа проверки и первый пункт этого этапа.
При выполнении очередного пункта карты проверок повторное на-
жатие кнопки "ККП" сбрасывает предыдущий пункт и появляется следую-
щий, заложенный в программу проверок. Когда выполнены все пункты,
после очередного нажатия кнопки "ККП" появится сигнал "КАРТА ПРОВЕ-
РОК ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ ОКОНЧЕНА". После проведения карты конт-
рольных проверок на этапе "ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ" с пульта КИСС
вызывается на правый экран кадр "ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ" нажа-
тием кнопки "ДВ", а на левый экран - кадр "ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТ-
РЫ ДВИГАТЕЛЕЙ" - двойным нажатием кнопки "ДВ" левого пульта КИСС.
После запуска двигателей на правом экране автоматически инди-
цируется кадр "ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ", а на левый экран,
нажав кнопку "СБРОС", можно вызвать информацию по любой системе.
При нажатии кнопки "СБРОС" правого пульта панели на нем автомати-
чески индицируется кадр "ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ".
Перед рулением, при страгивании ручки управления закрылками с
нулевого положения, автоматически на левом экране КИСС индицируется
кадр "УПРАВЛЕНИЕ", занимающий половину экрана. Кадр исчезает, когда
ручка устанавливается в "0°".
На исполнительном старте при разрешении взлета и установке
РУДов во взлетное положение, если поступил хотя бы один сигнал, фор-
мирующий интегральную информацию "К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ", то на левом
экране под кадром "УПРАВЛЕНИЕ" появится надпись "К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ"
с указанием экипажу невыполненной операции или имеющейся неисправ-
ности. Надпись "К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ" высвечивается красным цветом, а
информация, указывающая причину отсутствия готовности, - желтим.
При отказе во время полета левого экрана информация об отказах
автоматически передается на праг З экран. При этом кадр "СОНОРНЫЕ
яАГАМгТРЫ Д&ТАТЕЛЕй" сбрасывается.
В качестве примере на рис. £1.2.4 представлен один кадр из пяти, ия-
лтагруеиых параметры двигателя на взлетном режиме; кадр "ОСНОВНЫЕ
-77 -
воздуха, отбираемого от вентиляторного контура двигателя. Для этой
цели предусмотрена заслонка отбора/41 Максимальное количество воз-
духа, отбираемого от вентиляторного контура двигателя, составляет
1200 кг/ч. Температура воздуха на выходе из первичного теплообмен-
ника не должна превышать 200°С. Регулирование температуры осуществ-
ляется автоматически уменьшением или увеличением отбора воздуха от
вентиляторного контура.
Воздух после первичного блока поступает к основному блоку ох-
лаждения, если включен кран/6) подсистемы. Перед основным блоком ох-
лаждения поток воздуха разветвляется. Некоторая его часть минует
блок охлаждения и объединяется с потоком горячего воздуха из другой
подсистемы.
В основном блоке охлаждения большая часть воздуха, проходя
через основной теплообменник(81 охлаждается до заданной температу-
ры. Он также может дополнительно охладиться, пройдя через турбохо-
лодильник (9) и понизив свою температуру при расширении в турбине до
7-3°С. Регулирование температуры холодного воздуха в основном блоке
осуществляется автоматически с помощью крана, который обеспечивает
изменение расхода воздуха через турбохолодильник, а также подмеши-
вание горячего воздуха, миновавшего основной теплообменник. При ра-
боте системы в режиме максимальной холодопроизводительности весь
воздух проходит через агрегаты блока охлаждения - теплообменник и
турбохолодильник/9). В зтом случае кран(17)находится в закрытом по-
ложении. В основном блоке установлен влагоотделитель (Ю), который при
работе системы вблизи земли в жаркое время года и особенно при боль-
шой влажности наружного воздуха отделяет сконденсировавшуюся, влагу
после прохождения воздуха через турбохолодильник, что предотвращает
возможность попадания капель охлажденной влаги, инея и снега в каби-
ну.
Охлаждение горячего воздуха в теплообменнике основного блока
осуществляется наружным воздухом. Продув наружного воздуха через
теплообменник в полете достигается за счет скоростного напора, а при
стоянке самолета на земле осуществляется вентилятором турбохолсдилъ-
ника. После понижения температуры потоки охлажденного воздуха двух
соседних подсистем объединяются. Часть этого воздуха после течки
объединения направляется в линию объединенного потока горячего воз-
духа двух подсистем,обеспечивая понижение температуры последнего
до пеличияы.не большей 80°С .Регулирование температуры теплого гст-
"~г'га осуществляется с помощью крана (16).Объединенные потеки теп-
- 78 -
лого и холодного воздуха всех 4-х подсистем направляются в сборные
коллекторы теплого и холодного воздуха (15).Из этих коллекторов воз-
дух направляется в линии обогрева и вентиляции пассажирских сало-
нов и кабины экипажа. Холодный воздух направляется к вентиляцион-
ным коробам, расположенным в верхней части салонов. Теплый воздух
направляется к воздухопроводам обогрева кабины в нижней части ка-
бины.
Распределение потоков воздуха по воздухопроводам происходит
с помощью двухканальных кранов(II)регулирования температурного ре-
жима в салонах и кабине экипажа.
Система рециркуляции воздуха включает:
кран (21) подачи воздуха в систему;
турбину(22), приводящую во вращение вентилятор, обеспечиваю-
щий поступление воздуха в систему рециркуляции;
теплообменник (23), в котором происходит охлаждение отработан-
ного воздуха, забираемого из гермокабины.
В линиях подвода воздуха из системы рециркуляции к кранам
регулирования температурного режима в гермокабине установлены
фильтры (14) для удаления механических частиц.
Работа турбины(22) в системе рециркуляции осуществляется за
счет расширения воздуха, сбрасываемого из гермокабины в атмосферу.
Следует отметить, что аналогичный принцип подачи кабинного воздуха
применен в системе увлажнения воздуха для обеспечения условий жиз-
недеятельности экипажа. Нормальная работа системы кондиционирова-
ния воздуха происходит в автоматическом режиме. При появлении отка-
зов предусмотрено ручное регулирование температурного режима в са-
лонах и за основным блоком охлаждения.
Предусмотрена работа системы кондиционирования воздуха от
бортовой ВСУ. Для этого ВСУ подключается ко всем четырем подсисте-
мам с помощью крана кольцевания систем. Можно подавать воздух от
ВСУ на обогрев кабины на земле, открыв кран(19)при отсутствии пода-
чи воздуха от двигателей.
Кроме того, при стоянке самолета на земле система кондициони-
рования может работать от наземной установки сжатого воздуха для
запуска двигателей. На самолете также предусмотрена возможность
обогрева или охлаждения кабины на земле о помощью наземных кондици-
онеров. В этом случае воздух от кондиционера сразу же подается в
- 107 -
индикатора и находилась в памяти КИСС;
БЛОКИ - вызов информации о состоянии блоков и агрегатов систем
по результатам контроля;
ВСУ - вызов кадра "ПАРАМЕТР СИСТЕМ ВСУ";
ИМ - переключение пульта на управление другим индикатором;
КОНТР - вызов информации по результатам контроля бортовых систем
(только на земле при предполетной подготовке);
ЯРКОСТЬ - ручной регулятор яркости,отображаемой на экрана информа-
ций.
Если кадровая информация какой-либо из систем состоит из несколь-
ких кадров, то в качестве справки на первом кадре данной системы, в
нижней его части, указывается количество и краткое содержание каждо-
го кадра. Перемещение кадров осуществляется повторным нажатием на
кнопку данной системы.
В соответствии с перечнем предполетных проверок, указанном в
РЛЭ, экипаж с помощью панели предполетного контроля, расположенной
на боковой панели, и пультов КИСС может вызвать информацию по ре-
зультатам' контроля и состоянию бортовых систем. Для этого на пане-
ле контроля нажимают кнопку соответствующей системы, а на пульте
КИСС - кнопку "КОНТР". При этом на экране появляется надпись "КОНТ-
РОЛЬ" и результаты (см. рис.Ш.2.3).
КОНТРОЛЬ
КИСЛОРОД ЭКИПАЖ « 100 кго/ом2
ДОЗАРЯДИ СИСТЕМУ
ЗАРЯД АККУМУЛЯТОРА 1 ниже 50 %
ЗАМЕНИ
АВТОМАТИКА Т01ЫИВ0МЕРА ИСПРАВНА
Рис.Ш.2. з . Результаты контроля системы
- 106 -
СРД Перенаддув кабины
Проверь по УВЦД ДР> 0,71 кгоЛг
Отключи СКВ
дР увеличивается - экстренно
сикайся
Разгерметизируй кабину
Красный
цвет
Текст ____
инструкции
(голубей
цвет)
Рис.Ш.2.1 . Сигнальная информация об отказе системы на
левом идикаторе КИСС (высвечивается автоматически)
- 79 -
I
ки ‘внирви я BiOOHg
- 80 -
сборные коллекторы, минуя основной блок охлаждения.
П.6. СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА
В ГЕРМОКАБИНЕ
Система регулирования давления самолета Ил-96-300 повторяет
аналогичную систему самолета Ил-86.
Программа изменения давления воздуха в гермокабине предста-
влена на рио. П.6.1. Абсолютное давление воздуха в кабине может
меняться в пределах 560 - 810 мм рт.ст.
Избыточное давление в гермокабине, поддерживаемое системой^
составляет 0,063 МПа. Скорость изменения давления в нормальных ус-
ловиях полета, поддерживается равной 0,18 мм рт.ст. Система регу-
лирования состоит из основной, дублирующей и ручной. Блок-схема си-
стемы регулирования давления представлена на рио. П.6.2.
Основная система пневмоэлектрическая. Она включает в себя
основной регулятор давления, три блока управления и шесть выпуск-
ных клапанов.
Дублирующая система - пневматическая. Командный прибор дуб-
лирующей системы аналогичен прибору 2077, который применяется на
самолетах нескольких предыдущих поколений. Исполнительными устройс-
твами, реагирующими на сигналы дублирующего командного прибора,
являются выпускные клапаны основной системы.
В случае отказа основной и дублирующих оиотем предусмотрено
ручное регулирование давления с помощью задатчика, имеющего положе-
ние "больше" - "меньше". При установке задатчика в одно из этих по-
ложений давление в кабине либо увеличивается, либо уменьшается.
Контроль за давлением экипаж ведет по указателю высоты и перепада
давления, а также кабинному вариометру.
В гермокабине также установлены два предохранительных клапа-
на, которые обеспечивают ограничение величины избыточного давления
0,068 МПа.
Предохранительные клапаны также исполняют функции устройств
защиты гермокабины от отрицательного (обратного) перепада давления.
Обратный перепад давления в кабине должен быть не более 2’10^ Па.
- 105 -
МЯТЬ" соответствует категории отказа. Если сигнальная информация
об отказах не умещается на экране КИСС, то в правом верхнем углу
появляется символ "ОЧЕРЕДЬ". Цвет стрелки соответствует категории
отказа в очереди. Для вызова сигнала из очереди надо нажать кнопку
"СИП!!' на пульте управления КИСС. При этом верхняя сигнальная инфор-
мация сбраоывается в память КИСС, вся очередь перемещается вверх и
на экране появляется последующая сигнальная информация из очереди.
Для исключения ложного срабатывания КИСС на этапах предполетной
подготовки сигнальная информация об отказах, относящаяся к категории
предупреждающей, блокируется и может индицироваться на экране КИСС
только после установки РУД в положение "ВЗЛЕТНЫЙ ГАЗ".
Пульт управления КИСС-ПУИ
Лицевая панель ПУИ-представлена на рио. Ш.2.2. В кабине экипажа уста-
навливаются два пульта КИСС. Левый пульт олужит для управления левым
экраном, правый пульт-правым экраном. При нажатии кнопки "ИМ" на ПУИ
управление экранами меняется.
На лицевой панели пульта размещаются кнопочные переключатели,
на которых указано сокращенное название оистем и вид вызываемой ин-
формации. При нажатии переключатель высвечивается голубым цветом.
Назначение переключателей-кнопок ПУИ:
ДВИГ00Н - вызов кадра "ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЯ";
ДВИГвсп - вызов кадра "ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГАТЕЛЯ";
УПР - вызов кадра "УПРАВЛЕНИЕ";
ГС - вызов кадра "ГИДРОСИСТЕМА”, при повторном нажатии кнопки
появляется кадр "ПОТРЕБИТЕЛИ ГИДРОСИСТЕМ!";
СЭС - вызов кадра "ПАРАМЕТРЫ ПО ПЕРЕМЕННОМУ ТОКУ", при повтор-
ном нажатии кнопки появляется кадр "ПАРАМЕТРЫ ПО ПОСТОЯН-
НОМУ ТОКУ";
ТОПЛ - вызов кадра "ТОПЛИВО";
ТОРИ - вызов кадра "ТОРМОЗА-ШАССИ";
ДВЕРИ - вызов кадра "ДВЕРИ";
СКВ - вызов кадра "СИСТЕМА СКВ - ТЕМПЕРАТУРА", при повторном на-
жатии кнопки появляется кадр "СИСТЕМА СКВ - ТХУ";'
СРД - вызов кадра "СОСТОЯНИЕ СИСТЕМЫ СРД И КИСЛОРОДНОЙ СИСТЕМЫ";
СБРОС - сброо любой отображаемой на экране информации;
СИГИ - вызов информации, которая автоматически индицировалась на
индикаторе во время полета и потом была снята о экрана
- 104 -
Основные данные ЭЛТ типа "Конфета";
Время готовности, мин. I
Потребляемая мощность, BA 150
Электропитание II5B 400Гц
Минимальная толщина линии, мм 0,7
Дискретность отображения, мм 0,175-0,35
Частота обновления информацией, Гц 5+10
Цвет изображения красный, желтый, голубой, синий,
зеленый, белый, пурпурный
В процессе функционирования КИСС при полете на левом зкране
автоматически индицируются только те сигналы об отказах и неисправ-
ностях, которые требуют от экипажа каких-либо действий в данный
момент.
В зависимости от срочности действий экипажа в той или иной си-
туации КИСС обеспечивает выдачу сигнальной информации трех катего-
рий:
экстренная (аварийная) информация, когда располагаемое время на
парирование отказа Т < 15с;
предупреждающая информация, когда располагаемое время на парирова-
ние отказа Т > 15с;
сигнальная информация ле имеющая ограничений по времени.
Сигналы об отказах индицируются на экранах КИСС в соответст-
вии о присвоенными категориями.
При составлении текотов сигнальной информации на экране КИСС
вначале указывается сокращенное обозначение системы, в которой про-
изошел отказ, а затем указывается, что именно произошло. Сообщение
об отказе индицируется красным или желтым цветом (в зависимости от
категории), подсказка-напоминание экипажу о предписанных действиях
- голубым (рис.1Л.2.1). На этапах взлета и посадки сигнальная ин-
формация сб отказах индицируется под кодом "КОНФИГУРАЦИЯ САМОЛЕТА".
На маршруте левый экран полностью представлен для сигнальной инфор-
мации. Сигнальная информация об отказах сбрасывается о экрана КИСС
или автоматически, если исчезли условия, формировавшие этот сигнал, -
или вручную нажатием кнопки "СБРОС" на пульте управления. В послед-
нем случае в правом углу экран- появляется условный символ "ПАМЯТЬ"
(стрелка вниз), уведомляющий экипаж о том, что сигнал об отказе
переведен в память КИСС и при яеобходимости может быть вновь вызы-
ваться на экран нажатием кнопки "СИГН”, причем цвет стрелки "ПА-
- 81 *
Ряс.П.6.2. Система регулирования давления
РД1 - основной регулятор давления; РД2 - дублирующий регулятор
давления; РДЗ - эадатчик ручного управления; БУ1, БУЗ - блоки
управления; BKI - ВК5 - выпускные клапаны
- 82 -
Глава Ш
ПИЛОТАЖО-НАВИГАЦИОШОЕ РАДИО- И ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
Ш.1. КОМПЛЕКС СТАНДАРТНОГО ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО
ОБОРУДОВАНИЯ (КСПНО)
Ш.1.1. Общая характеристика комплекса ПНО
Комплекс ПНО самолета Ил-96-300 представляет собой один из
вариантов базового комплекса стандартного цифрового пилотажно-на-
вигадионного оборудования (БКС ТЩНО), устанавливаемого кроме того
на самолеты Ту-204 и Ил-114.
Комплекс является практически полностью цифровым. В отличие
от предыдущего поколенияЛНО (Ил-86, Ил-62, Ту-154) датчики, вы-
числители, индикаторы выполнены на цифровой схемотехнике, все свя-
зи между системами комплекса также цифровые. Это обеспечивает зна-
чительно большие функциональные возможности, позволяет снизить мас-
су комплекса, повысить надежность.
Комплекс обеспечивает работу экипажа, в составе которого
нет штурмана. Вся аппаратура управляется двумя пилотами.
Комплекс осуществляет автоматическое и полуавтоматическое
самолетовождение по запрограммированным траекториям с выдерживани-
ем требуемых норм вертикального и горизонтального эшелонирования
на всех этапах полета, включая заход на посадку в пределах до метео-
минимума по категории Ш А.
Структурно-функциональная схема пилотажно-навигационного
комплекса представлена на рис. 111.1.1:
СПУ - самолетное переговорное устройство;
РИО - радионавигационное оборудование;
КП РТС - комплексный пульт радиотехнических систем;
АРК - автоматический радиокомпас;
V0R,JLS/СП ,БМЕ - системы навигации и посадки, работающие
с соответствующими радиомаяками;
РСБН - радиостанция ближней навигации;
РСДН - радиостанция дальней навигации;
РЛС - радиолокационная станция;
СО - самолетный ответчик;
MLS - микроволновая система посадки;
СНС - система спутниковой навигации;
СУИТ - система управления измерением топлива;
- 103 -
последовательный код 12,5 кбит/с;
разовые команды.
Передача информации от ЦВМ комплекса осуществляется последова-
тельным кодом. 32-разрядными словами младшими разрядами вперед,
младший разряд - первый. Передача производится асинхронно по всем
каналам. Передача информации ведется по экранированной витой паре.
Ш.2. КОМПЛЕКСНАЯ ИНФОРМАЦИОННАЯ СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ (КИСС)
Комплексная информационная система сигнализации входит в систе-
му кабинной индикации и обеспечивает отображение информации о сос-
тоянии самолетных оистем и сигнальной информации об отказах на эк-
ранных индикаторах.
КИСС предназначена:
для обеспечения безопасности полета за счет выдачи экипажу информа-
ции для надежного выполнения всех эксплуатационных задач;
для повышения комфортности и разгрузки экипажа от выполнения логи-
ческих операций;
для своевременного привлечения экипажа в особых ситуациях путем
цветового кодирования сигналов, центральных сигнальных огней (ЦСО)
и звуковой сигнализацией.
КИСС выполняет следующие функции:
прием, преобразование и логическую обработку сигналов, поступающих
от датчиков и бортонос систем;
отображение информации о состоянии бортовых систем и изменении их
параметров;
индикацию сигналов неисправностей самолетных систем;
запоминание сигналов неисправноегей бортовых оистем и выдачу их при
поолеполетном контроле;
управление работой центральных сигнальных огней;
формирование звуковых сигналов.
Структурно КИСС является двухканальной системой с перекрестными
овяьями, содержащей три подсистемы: преобразования аналоговых и диск-
ретных сигналов, сигнализации и отображения.
КИСС создана на базе двух цветных электронно-лучевых трубок
ЭЛТ типа "Конфета", установленных на приборной доске: левый и правый
индикаторы.
- 102 -
запоминающего устройства имеют низкое быстродействие и не могут ра-
ботать в реальном масштабе времени, в состав устройства приема ии-
(формации ОСЛО введено троированное буферное ОЗУ.
Наземный контроль состояния комплекса проводится в следующих
случаях:
при проведении предполетного и послеполетного контроля обслуживаю-
щим персоналом;
при проведении предполетного контроля экипажем;
при проведении восстановления комплекса с заменой отказавшего бло-
ка и последующей проверкой комплекса.
Предполетный контроль обслуживающим персоналом осуществляется
нажатием кнопки "К" - контроль на лицевой панели пульта. ССЛО выда-
ет в вычислительные системы ВСС, ВСУП, ВСУТ, СПКР и СЭИ команды в
системы РВ, СВС, ХАЭ, РЛСМ, РЛСВ.
В результате проводится контроль воех систем комплекса. По окон-
чании контроля через 5 мин. в систему ССЛО поступает информация (сло-
ва-состояния). Если все системы исправны, на индикаторе формируется
сообщение "ПНК готов". В олучае какой-либо неисправности - сообще-
ние "ПНК не готов".
Предполетный контроль экипажем осуществляется нажатием кнопки
"Контроль", установленной в кабине, далее процесс аналогичен выше-
описанному.
Если при проведении послеполетного контроля зафиксирован отказ
оборудования, на индикацию ССЛО выводится следующая информация:
номер последнего полета;
количество отказов в этом полете;
информация о последнем отказе.
Обслуживающий персонал заменяет отказавшие блоки и после замены
каждого блока осуществляет автономный контроль отремонтированной
системы; после замены всех блоков осуществляется полный контроль
работоспособности комплекса.
В ССЛО предусмотрен автономный контроль, по окончании которого
на индикацию выводится:
"ОСЛО исправна";
"ССЛО не испрэгна".
Каналы С1.ЧЗК ССЛО имеют следующие характеристики. Все входные
а выходные сигналы можно разделить на три вида:
после девательный кол 100 кбит/с;
- 83 -
СИМЦ - система измерения массы и центровки;
ВОС - вычислительная система самолетовождения;
ХАЭ - хронометр авиационный электронный;
ССЛО - система сбора и локализации отказов;
СЭИ - система электронной индикации;
РМИ - радиомагнитный, индикатор;
КВщ - концевой выключатель "шасои обжато";
КВ]^ - концевой выключатель положения механизации;
КИСС - комплексная информационная система сигнализации;
МСРП - магнитная система регистрации параметров;
ПО - пилотажное оборудование;
РВ - радиовысотомер;
СПКР - система предупреждения критических режимов;
СШ13 - система предупреждения приближения земли;
БИНС - инерциальная навигационная система;
СВС - система воздушных сигналов;
САУ - система автоматического управления;
ВСУТ - вычислительная система управления тягой;
ВСУП - вычислительная система управления полетом;
РУД - рычаг управления двигателем;
САЗ - -система автоматической загрузки;
АСУУ - автоматическая система устойчивости и управляемости.
В состав комплекса входят:
система автоматического управления (САУ);
вычислительная система самолетовождения (ВСС);
приборное оборудование (ПО);
радионавигационное оборудование (РНО);
система электронной индикации (СЭИ) и резервные приборы;
система сбора и локализации отказов (ССЛО).
Блоки комплекса ПНО размещаются главным образом в радиоэлек-
тронном отсеке под кабиной экипажа на амортизируемых стеллажах с
централизовании охлаждением.
В каждой системе комплекса имеется автономная система встро-
енного контроля. Вместе с тем, в целях оперативной проверки всего
ко?лплекса предусмотрен также автоматизированный расширенный конт-
роль всего комплекса в целом с помощью ССЛО.
- 84 w
Рио.Ш.I.I. Структурно-функциональная схема пилотажно-
навигационного комплекса
- 101 -
приема от вычислительных систем информации об отказах и сбоях ал-,
паратуры;
определения места отказа аппаратуры о точностью до сменного блока
с последующим выводом информации о характере отказа на индмиапую
ОСЛО;
хранения информации о сбоях и отказах (до 30 отказов по каждому
из последних 10 полетов);
задания режима "Контроль" и его подрежимов вычислительным системам
и через них системам-датчикам и устройствам комплекса.
В состав системы входят следующие устройства:
устройство приема информации от вычислительных оистем комплекса
(16 каналов приема);
контроллер, предназначенный для обработки входной информации и уп-
равления работой системы от клавиатуры, управления работой индикатора,
устройства вывода информации и энергонезависимого устройства ЭЗУ;
ЭЗУ для хранения в обесточенном состоянии информации об отказах и
обоях за 10 предыдущих полетов;
пульт системы, содержащий органы управления и задания режимов ра-
боты ОСЛО, режимов "Контроль" комплекса, а также индикаторы номеров
полета, номеров отказа и трехстрочный индикатор (3 строки по 16 зна-
ков) для выведения информации о состоянии комплекса в цифро-буквенной
форме;
устройство вывода информации, предназначенное для выдачи в вычисли-
тельные системы комплекса командных слов задания режима "Контроль"
и для выдачи информации из ЭЗУ на перенооное записывающее устрой-
ство;
источник питания.
Размещается ОСЛО в техническом отоеке на этажерке, а в кабине
экипажа устанавливается кнопочный переключатель, который обеспечи-
вает задание режима "Контроль" комплексу при предполетной проверке.
Система имеет два основных режима функционирования:
прием информации об отказах и обоях и запись принятой информации
в энергонезавиоящее запоминающее устройство;
наземный контроль технического состояния комплекса экипажем и об-
служивающим персоналом, обеспечение восстановления комплекса путем
замены отказавших блоков.
Прием информации об отказах и сбоях для повышения достоверности
записывается в троированное ОЗУ. Учитывая, что поступающая информа-
ция имеет частоту 100 КГц, а интегральные схемы энергонезависимого
- TOO -
радиовысота;
высота принятия решения;
сдвиг ветра.
Индикатор КИЛО работает в режимах: "Карта", "ПНП", "Метео ".
В режиме "Карта" имеется два поля. На верхнем поле индицируется
курсовая информация, на нижнем поле - маршрут. Осуществляется инди-
кация:
заданного курса (счетчик);
заданного путевого угла (счетчик и индекс);
направление на север (стрелка);
направление ветра (стрежа на силуэт самолета);
заданная высота пролета эшелона (счетчик);
минимально безопасной высоты на данном отрезке маршрута (счетчик);
видимости движения самолета по карте;
линия пути;
промежуточные пункты маршрута с надписями точки донесения;
границы эон РДС и их наименования;
частоты связи (при нажатии кнопки "Справка");
маяки;
команда на переход в режим "Метео" (при обслуживании метеоопаснос-
ти).
Индикаторы выполнены на электронно-лучевых трубках "Конфета"
с разрешающей способностью 250 линий. Расстояние между точками
триада (синий, зеленый, красный) - 0,33 ми. Размер трубки -
128 х 172 мм (в перспективе 164 х 164 мм). Трубка выполнена с анти-
бликовым покрытием на редкоземельных люминоформах, с повышенной яр-
костью изображения. Для устранения влияния внешних магнитных полей
трубка заключена в магнитный экран. Для борьбы с постоянными магнит-
ными полями один раз в 0,5с выдается размагничивающий импульс.
Для обеспечения посадки по Ш категории ИКАО предполагается ис-
пользование каллиматорного индикатора на лобовом стекле.
Ш.1.6. Система сбора и локализации отказов (ОСЛО)
ССЛО предназначена для;
управления процедурой предполетного и послеполетного контроля ком-
плекса ДНО;
г отческого обслуживания комплекса наземным обслуживающим персо-
- 85 -
Ш.1.2. Система автоматического управления
Система САУ включает в себя:
вычислительную систему управления полетом (ВСУП);
вычислительную систему управления тягой двигателей (ВСУТ);
автоматическую систему устойчивости и управляемости (АСУУ);
систему активного демпфирования (САД).
Система ВСУП предназначена для автоматического и директорно-
го управления самолетом на всех этапах полета. Структурная схема
ВСУП представлэна на рис. Ш.1.2.
Система ВСУП обеспечивает:
стабилизацию углового положения самолета относительно его
центра массы;
управление угловым положением самолета с последующей стаби-
лизацией заданных в процессе управления углов крена и тангажа;
автоматический выход и заданный эшелон и стабилизацию высо- •
ы заданного эшелона;
стабилизацию и управление приборной скоростью или числом М
ди вертикальной скоростью полета при автоматическом управлении
ягой двигателя от ВСУТ;
программный полет, задаваемый ВСС в горизонтальной и верти-
*льной плоскостях на всех этапах полета от набора высоты до жахо-
> на посадку; *
полет о путевым углом, заданным экипажем через пульт упраз-
днил ВСУП;
автоматическое управление стабилизатором;
автоматическое управление при заходе на посадку и автомати-
ческое приземление по маякам ILS и СП, соответствующим требовани-
ям Ш категории ИКАО;
автоматическое управление при заходе на посадку до высоты
принятия решения-, которая соответствует П категории ИКАО, по мая-
кам ILS , СП-70, СП, соответствующим требованиям П категории;
автоматическое и директорное управление при заходе на по-
садку до ВПР, соответствующей I категории ИКАО;
директорное управление при заходе на посадку для бокового
канала по обратному лучу маяка ILS по I категории ИКАО;
директорное управление для бокового канала при взлете и
разбеге по маякам 1LS , СП и .тля продольного и бокового каналов
- 86 -
Рис.Ш.1.2. Структурная схема ВСУП
- 99 -
Индикатор КПИ имеет 4 режима: "Земля", ’Взлет", "Маршрут" и
"Посадка". При обжатых шасси КПИ работает в режиме "Земля". При этом
индицируютоя:
приборная скорость ленточной шкалой и цифровым счетчиком;
барометрическая высота (неподвижная ленточная шкала и цифровой счет-
чик);
курс (подвижная ленточная шкала на линии горизонта);
Директорий индекс по рысканию;
индекс расстояния до точки принятия решения;
давление на аэродроме;
скорость поднятия стойки шасси;
приращение скорости;
индекс минимально допустимой скорости на разбеге;
радиовысота;
режимы ВСУП (продольный и боковой) и ВСЯ.
При прерванном взлете (изменении ускорения) СПКР выдает сигнал
на прекращение взлета. Мигает надпись "Разбег прекрати". Выдается
расстояние до конца ВПП. ЕМеото индекса минимальной скорости появля-
ется индекс максимальной скорости.
При поднятии носовой стойки шасси включается режим "Взлет" КПИ.
При этом индицируются:
крен (по неподвижной шкале);
тангаж (с оцифровкой через 2,5°);
угол атаки ( с оцифровкой через 1° с индексом предельного угла ата-
ки);
вертикальная скорость (через 5 м/с);
барометрическая высота (неоцифрованная с делениями через 50 м);
вертикальное ускорение (по счетчику);
число М на маршруте (по счетчику);
достижение предельных кренов (желтая мигающая стрелка);
режимы ВСУП.
Индикация КПИ в режиме "Маршрут" аналогична индикации в режиме
"Взлет".
При нажатии на кнопку "Посадка" на ПУ СЭИ или при переходе ВСУП
в посадочный режим индикатор КПИ тоже переходит в режим "Посадка".
На индикаторе появляются:
командные стрелки;
окно заданной траектории с предельными отклонениями;
.MW»’*" A
- 98 -
радионавигационную аппаратуру захода на посадку (ИЛС/СП) - 3 комп-
лекта ;
самолетный ответчик (СО) - 2 комплекта;
радиоаппаратуру системы дальней навигации (типа "Омега") - I комплект;
мотеорадиолокагор (с двумя приемопередатчиками) - I комплект;
комплексный пульт радиотехнических систем (КП FTC) - 2 комплекта.
В дальнейшем радионавигационное оборудование будет дополнитель-
но включать:
радиоаппаратуру захода на посадку сантиметрового диапазона (МЛС) -
- 3 комплекта;
спутниковую навигационную систему (СНС);
систему предупреждения столкновений самолетов в воздухе (СПС).
Управление всеми системами радионавигационного оборудования
централизовано и осуществляется либо автоматически от ВСС, либо вруч-
ную от левого или правого КП РТС через ВСС.
Выходные параметры радионавигационных систем подаются в ВСС,
а также индицируются на основных пилотажных приборах СЭИ'и на радио-
магнитном индикаторе (РМИ).
Ш.1.5. Система электронной индикации (СЭИ)
В состав СЭИ входят два комплексных пилотажных индикатора (КИИ),
два комплексных индикатора навигационной обстановки (КИНО), три бло-
ка вычислителей (БВФ) и два пульта управления (ПУ СЭИ).
Система СЭИ не производит обработки информации (кроме вычисле-
ния приращения азимута), а только отображает информацию. Структур-
ная схема системы предусматривает двухканальность по индикации ин-
формации я управлению и трехканальность при подготовке информации
к изображению. При отказе блока БВ51 или вручную с ПУ включается
БВФЗ и индикация восстанавливается. При отказе одного из пультов
можно управлять индикацией со второго пульта. При отказе индикато-
ра можно перебросить его индикагдаю на другой индикатор.
Прием информации осуществляется по стандартизованному каналу.
Однако связь с ВСС производится блоками информации, так как не хва-
тает быстродействия. Связь с метеолокатором также нестандартна (мно-
горазрядный код).
Вычислители наполнены на микросхемах 588 серки. Однако пока
быстродействия не хватает, что приводит к мерцанию зкрана, поэтому
оят. будут переведены нз схемотехнику серки 1806.
- 87 -
2 круг
Продолжение рис.Ш.1.2. Структурная схема ВСУП
- 88 -
на воздушном участке взлета;
автоматическое управление при уходе на второй круг;
автоматическую балансировку продольного и бокового каналов
на всех этапах полета;
индикацию на командно-пилотажном индикаторе (KIM) и комплек-
сном индикаторе навигационной обстановки (КИНО) заданного путевого
угла, заданной скорости, командных сигналов управления самолетом;
сигнализацию о предельных отклонениях при снижении по глис-
саде в горизонтальной и вертикальной плоскостях при автоматическом
или даректорном управлении на высотах 300 м и ниже;
информацию на КПУ о включении режимов работы ВСУП в фазах
"готовность" и "выполнение", о включении директорного управления,
об отказах ВСУП и сопряженных о ним оистем, об автоматическом от-
ключении АП.
ВСУП состоит из трех резервированных блоков вычисления управ-
ления полетом (БВУП): пульта управления, двух кнопок "2 круг" и
двух кнопок отключения ВСУП. Пульт управления и кнопки "2 круг"
установлены в верхней части приборной доски пилотов, кнопки отклю-
чения - на штурвалах пилотов.
Автоматическое управление самолетом осуществляется через
систему автоматической загрузки (САЗ) и рулевые приводы (РП) сис-
темы управления самолетом.
Резервированные вычислительные блоки ВСУП могут работать
синхронно и асинхронно, выполняя одни и те же рабочие программ»
Как показывают исследования, асинхронный вариант является более
надежным, так как в нем отсутствует общее синхронизирующее устройс-
тво, являющееся потенциальной точкой отказа. Для согласования ре-
зультатов вычислений в каждом из вычислителей используются каналы
межмашинного обмена.
Контроль вычислительного процесса решается с использованием
как программных, так и аппаратных средств.
Основными элементами ВСУП являются резервированные вычисли-
тельные блоки ВБУП, каждый из которых выполняет следующие функции:
формирование законов управления;
контроль входной и выходной информации в полете;
полетный и предполетный контроль блоков, входящих в состав
ВСУП,
- 97 -
Ш1Д-Ш
№ I
(верхи)
ППД-IM
Л 3
(нижи)
Рис.Ш.1.4. Принципиальная схема систем полного и статического
давления
- 96 -
систему предупревдения критических режимов (СПКР);
систему предупреждения о приближении земли (СППЗ);
радиовысотомеры (РВ).
Система полного и статического давления обеспечивает питание
полным и статическим давлением системы CBG и других мембранно-аперо-
идаых приборов. Принципиальная схема системы полного и статического
давлений представлена на рис. Ш.1.4.
Система СВС измеряет и выдает на индикацию и в различные систе-
мы самолета все необходимые высотно-скоростные параметр! полета са-
молета (скорость, высоту, вертикальную скорость, угол атаки, темпе-
ратуру наружного воздуха). На самолете установлено три автономных
комплекта СВС.
Системы ИНС являются основными датчиками пространственного по-
ложения самолета, а также всех параметров движения самолета. На са-
молете установлены три автономных комплекта ИНС. Соответствующие
сигналы от инерциальных систем попользуются для индикации крена, тан-
гажа, курса на основных пилотажных приборах, а также для выполнения
необходимых расчетов в вычислительной системе самолетовождения ВСС.
ИНС является беспиатформенной. Она выполнена на кольцевых лазер-
ных гироскопах. В общей сложности ИНС позволяет измерять и рассчиты-
вать более 30 пилотажно-навигационных параметров. Система выполнена
в виде моноблока. Она не имеет собственного пульта управления.
Система СПКР обеспечивает формирование и выдачу на пилотажные
приборы пилотов информацию о допустимых величинах определенных конт-
ролируемых параметров полета, а также включает соответствующие све-
товую и звуковую сигнализации в случае достижения самолетом предель-
но допустимых уровней указанных параметров.
Система СППЗ обеспечивает предупреждение экипажа в случае воз-
никновения опасного сближения самолета с земной поверхностью. Ука-
занное предупреждение осуществляется соответствующей звуковой, рече-
вой и световой сигнализацией.
Радиовысотомер обеспечивает измерение истинной (геометрической)
высоты полета в диапазоне 0 - 1500 м. На самолете установлены три
автономных комплекта радиовысотомеров.
Радионавигационное оборудование включает в себя:
автоматический радиокомпас (АРК) - 2 комплекта;
радионавигационную аппаратуру (ВОР) - 2 комплекта;
радиодальномер (ДЕ) - 2 комплекта;
- 89 -
Для решения этих задач три вычислителя ВБУП связаны между со-
бой связями межмашинного обмена (№10) в виде шин разовых команд,
аналоговых сигналов и сигналов последовательного биполярного кода.
Каждый вычислитель ВБУП состоит из двух микроЭВМ , связанных меж-
ду собой через программируемый адаптер магистрали (AM). В состав
каждой микроЭВМ входит один программируемый интервальный таймер
пользователя, предназначенный для выдачи сигнала прерывания на
процессор. С каждой магистралью и ми!фоЭВМ связаны ПЗУ, ОЗУ, уст-
ройства ввода-вывода УВВ микроЭВМ. К устройству УВВ микроЭВМ под-
ключаются УВВ ВБУП, состоящие из устройства приема биполярного ко-
да (УПБК), устройства выдачи биполярного кода (УВЖ), устройства
приема разовых команд (УПРК), устройства выдачи разовых команд
(УВРК), цифро-аналогового и аналого-цифрового преобразователей
(ЦАП и АЦП). УПБК, УВБК, АЦП связаны с портом УВВ микроЭВМ прямым
доступом к памяти, а ЦАП, УВРК, УПРК - программно.
В-состав ВБП входят также устройства вторичного питания, за-
питываемые "невыбиваемым" питанием от разных бортов и аккумулятор-
ной шины. Они обеспечивают питание ВБУП напряжением + 5 В, * 5 В,
±7,5 В, ±15 В, ±60 В и контролируются с помощью устройства контро-
ля вторичного питания. В блоке ВБУП размещены также резервирован-
ные устройства системного контроля УСК, предназначенные для оценки
исправности вычислителэй и всей ВСУП в целом, а также кворум-эле-
менты, предназначенные для выработки управляющих аналоговых сигна-
лов на самолетные приводы. Устройства УСК всех трех ВБУП связаны
друг с другом шинами межмашинного обмена разовыми командами для
выработки достоверной информации о исправности ВБУП и ВСУП. Кво-
рум-элементы связаны аналоговыми шинами ММО для выдачи достоверной
информации о исправности на привода. Как УСК, так и кворум-алемен-
та выполнены функционально раздельными с вычислительной частью
ВБУП.
Для управления работой системы ЭСУП используется пульт уп-
равления ПУ. Он предназначен для переключения режимов и управления
ВСУП, а также для задания значений полетных параметров. Пульт
связан с шинами последовательного биполярного кода со всеми тремя
вычислителями ВБУП, а также о системами ВСС и ВСУТ. Шинами разо-
вых команд пульт связан с самолетными приводами и вычислителями
ВБУП. Каждая такая шина резервирована. Пульт реализован на базе
собственной тликроЭВМ.
- 90 -
Для обеспечения летчиков информацией.о включенных посадоч-
ных режимах используются два дублированных блока сигнализации БС.
Каждый из этих блокрв связан с двумя вычислителями ВБУП сигналами
в ваде параллельного униполярного кода.
Для отключения летчиками ВСУП без снятия рук со штурвала на
них установлены кнопки отключения(КО). При нажатии кнопок ВСУП от-
ключается от самолетных приводов, а также снимается вся сигнализа-
ция на ПУ и БС. Сигналы отключения идут с КО в виде разовых команд
с каздой КО по два сигнала.
При осуществлении режимов автоматического и полуавтоматичес-
кого управления каждая из вычислительных систем КСПНО реализует
собственные полные и частные программы. Особенностью работы этих
систем является независимый асинхронный режим и независимые и раз-
личные частоты реализации рабочих программ.
Обмен информацией между этими системами производится после-
довательным биполярным кодом с частотой передачи 12,5 кбит/с» Час-
тота обновления информации определяется частотой реализации соот-
ветствующих вычислительных алгоритмов в вычислителях.
Система ВСУТ обеспечивает:
стабилизацию'заданного значения оборотов ротора двигателя
Пг пропорционально тяге;
выдачу на индикаторы системы КИСС информации о предельно
допустимых значениях П2 на различных этапах полета, а также ин-
формации с включенных режимах работы ВСУТ.
Система ВСУТ осуществляет автоматическое управление через
сервоприводы, установленные на РУД двигателей. Структурная охема
ВСУТ представлена на рис. Ш.1.3.
Система АСУУ обеспечивает:
демпфирование колебаний самолета относительно его основных
осей;
улучшение управляемости самолета при снижении по глиссаде
(при заходе на посадку) за счет управления подъемной силой;
предотвращение выхода самолета на углы атаки или вертикаль-
ные перегрузки, близкие к предельно-допустимым значениям.
Система САД обеспечивает:
автоматическое демпфирование колебаний крыла и фюзеляжа са-
молета в полете в целях обеспечения условий работы соответствующих
конструктивных элементов и увеличения тем самым срока службы пла-
- 95 -
перечни промежуточных пунктов маршрута ППМ;
массивы ППМ (географические координаты точек, высоты полетов,
магнитные склонения и т.д.);
доступные маяки для РСБН, ВОР, ДМЕ (географические координаты,
частоты и т.д.);
рубежи пересечений различных границ;
план полета (по системе штурманской подготовки - маршрутный эта-
лон);
информация о разбивке трассы по зонам УВД;
режим работы связных радиооредств и т.д.
Дальнейшее обращение к базе маршрутных данных осуществляется
с пульта ЛУИ. Вводится номер маршрута по каталогу трасс. Маршрут
включает три участка: стандартный маршрут вылета, крейсерский мар-
шрут, стандартный маршрут прибытия. Имеются несколько вариантов за-
дания маршрутов вылета и прибытия: словесным описанием, набором по-
лярных координат, добавлением к обычному описанию в географических
координатах радиусов разворотов в поворотных пунктах маршрута.
На основе заложенных в вычислителе данных формируется програм-
ма полета. Для определения местоположения используются информацион-
но-измерительные системы (определение по БИНС, коррекция по РТС).
При сравнении текущих и заданных координат формируются управляющие
координаты во ВСУП (управление полетов) и ВСУТ (управление тягой
двигателей).
По техническому уровню вычислитель ВСС превосходит вычислитель
систем! самолетовождения самолета Боинг-757. Вычислитель содержит:
два модуля вычислений МВ-40;
два модуля внерезидентной памяти МП-47А;
два модуля дискретного обмена информацией ВД-40 и модуль МД-41;
два модуля памяти МП-47В (ЭЗУ);
два модуля питающих напряжений МН-40.
Согласно техническому заданию на ВСС возложено выполнение 48
функций.
Ш.1.4. Приборное и радионавигационное оборудование
Приборное оборудование включает в себя:
систему полного и статического давления;
систему воздушных сигналов (СВС);
инерциальную навигационную систему (ИНС);
- 94 -
Система ВСС имеет режимы коррекции по_ сигналам радиотехнической
системы дальней навигации (РСДН) и спутниковой системы (СНС). Обеспе-
чена не только коррекция, но и контроль работы информационно-измери-
тельных систем за счет использования режима комплексной обработки
информации (КОИ). ВСС обеспечивает преобразование данных в географи-
ческой системе координат. Точность самолетовождения по сигналам ВСС
определяется среднеквадратическим отклонением О' = I км.
Основной режим коррекции по сигналам радиотехнической системы
ближней навигации (РОЕН) - режим двух дальностей. Этот режим явля-
ется более точным, чем режим с использованием азимута. Каждый из
двух комплектов РСБН работает на свой радиомаяк и определяет даль-
ность до этого радиомаяка; В перспективе комплект РСБН будет рабо-
тать на два маяка одновременно, осуществляя переключения. На первых
малинах будет установлена РСБН-А-331, которая не имеет режима пере-
стройки в одном комплекте на две дальности. Для полетов за рубежом
сигналы коррекции в ВСС выдают системы ДНЕ, выполненные по АРИНК-709.
Режим сканирования по нескольким маякам ДНЕ обеспечивает выдачу с
каждого комплекса дальности до двух маяков.
Ядром системы ВСС являются две ЦЕМ-80-4001. Каждый вычислитель
содержит по два процессора. Быстродействие вычислителя характеризу-
ется скоростью выполнения операции регистр-регистр 800 тыо. оп./с.
Постоянная память содержит 96 килослов, оперативная память - 19 ки-
лослов, память с электрической записью - 224 килослова (из них 192
килослова съемной памяти).
Для программирования маршрута необходимо околю трех килослов.
Таким образом, ВСС обеспечивает возможность программирования поряд-
ка 70 маршрутов. Память программируется на земле и вставляется в вы-
числитель. Маршруты кодируются, чтобы из различных воздушных трасс
можно было составить конкретный маршрут. Номер маршрута вводится че-
рез пульт вычислителя. В съемном модуле памяти запоминаются "скеле-
та" трасс со всекш сходами на запасные аэродромы. В памяти заложены
координаты всех промежуточных пунктов маршрута.
Таким образом, основные параметры маршрута вводятся в ВСС авто-
матически. Некоторое параметры, например, обеспечивающие контроль
разбега по ВПП (сцепление и т.д.), вводятся с пульта управления и
Евдикация ПУИ вручную. Экипаж может работать с ВСС только через
ПУИ гутем ручного ввода да»п!ых.
Основной режим вьода - автоматический. При этом в процессор
зачзглжтехя ЗСС ЭЗУ вг-цится:
- 91 -
нера самолета.
Системы АСУУ и САД работают автономно и функционально не свя-
заны с комплексом ПНО.
Ш.1.3. Вычислительная система самолетовождения
Вычислительная система самолетовождения (ВСС) объединяет все
оистемы ПНК, состоит из 2-х комплектов и вычисляет все необходимые
параметры для обеспечения:
автоматического или директорного пилотирования самолета по запрог-
раммированным траекториям в горизонтальной и вертикальной плоскости;
непрерывной информации экипажа о точном местонахождении самолета;
автоматического управления режимами работы отдельных систем, вхо-
дящих в комплекс.
Каждый комплект ВСС выдает информацию одновременно, но первый
комплект - ведущий. При его отказе информация поступает со второго
вычислителя. Для контроля применен межмашинный обмен. ВСС отвечает
требованиям АРИНК-702. Поэтому ВСС переданы функции стабилизации и
управления заданным путевым углом, вертикальной и приборной"скорос-
тями, выхода на заданный эшелон.
ВСС обеспечивает решение задачи четырехмерной зональной нави-
гации: трехмерная пространственная и временная (прибытие в заданную
точку, в заданное время). ВСС обеспечивает расчет данных для авто-
матического управления: заданный крен и заданное вертикальное уско-
рение во ВСУП и заданную тягу во ВСУТ.
ВСС решает задачу оптимизации режима полета для минимального
расхода топлива при наборе высоты, крейсерском полете и снижении.
На пульт управления и индикации выдается информация об оптимальной
скорости и высоте эшелона. Если эти значения не соблюдаются, то в
промежуточных пунктах маршрута выдается информация о перерасходе
топлива. ВСС рассчитывает время прохождения очередного и последующих
промежуточных пунктов маршрута, вплоть до конечного пункта маршрута.
Система ВСС имеет два процессора. Один процессор обслуживает
автоматический контур, другой - ручной контур и комплексный пульт
радиотехнических средств (КП РГС). Таким образом, либо автоматичес-
ки, либо вручную с КП РТС обеспечивается настройка частот РТС, вы-
бор кода ответчика и управление радиосвязями радиостанциями. На
первых самолетах управление связными радиостанциями будет вестись
с собственных пультов, а зато:.., согласно APIKK - с КГ РГС.
5 5 0
Г“
I [сткл I L„„„ I
। A? 11 I
“1
2
I I ОТКЛ\ 1отк?1
I__________________
J *_ 2 круг
lOTMl Iotko I |
‘Приборная"Эоска
— пил-од
ПУ ВСУП I
Пульт
управления
тягой
^"y
БИНС _
t понижения мощн.
t° понижения тяги
1
5'
CBC
ВСУП
вес
Отказ
ВСУТ
I
С РЭЛ
на РЗЛ
2
на6л,м, у„р,уу,
7I3 ,г5г.Л°<
Блок
ВУТ
2
Т| Вг Vn/,3Aj,
мзлд
<Ул ЗА.д
Ki тек
Состояние ВСУТ
Пересиливание РУД
£ МРТ
Обр.сВяз» У
У пр. сигнал^
Упр. сигнай^
пспр.прт
^Испр.ПРТ 2
^спр.БВУТ Т~ I
Испр.БВУТ2_ [
Тест 1 7^
Тест 2
JlSp. сВям 2
_ Бг МРТ
Сигнал КдвГу ИГ
Сигнал стопоре -
ния
ССЛО
Тест-контроль ..
ЛУпр
Режим
v тяги
Нг пред , (
Hi элд,
режим тяги, ‘
этап полета,
Г 'V
4 Vnp , АНг, Nt пре$ ,
ВцлЗ, Р^жим тяги,
этап палета
СЭИ
КИСС
МСРП
Рис.Ш.1.3. Структурная схема ВСУТ
>93 _
Продолжение рио.Ш.1.3. Структурная схема ВСУТ