Билет 2

Билет1

1.

Радиоэлектронное и приборное оборудование активно используется экипажем на всех этапах полета самолёта. Оно предназначено для решения задач самолётовождения, аэронавигации, наблюдения службами УВД и экипажами других ВС, оборудованных системами TCAS, внутрисамолётной и внешней связи, обеспечения безопасности полёта в условиях плотного воздушного движения, грозовой деятельности и близости земной поверхности, а также для оповещения в аварийных ситуациях и сигнализации в случае отказов устройств и систем самолёта. Основой данного оборудования является Garmin G 1000, который представляет собой комплексную полнофункциональную информационно-управляющую систему, выполняющую функции определения пространственного положения самолёта, аэронавигации, наблюдения и связи, индикации, функции автоматизации пилотирования а также контроля параметров двигателя и других систем самолёта с сигнализацией отказов. В состав комплекса входят:

1) система индикации и сигнализации, состоящая из:

− PFD

− MFD

2) система внутренней и внешней связи, состоящая из:

− аудиопанели GMA 1347 с маркерным радиоприѐ мником;

− радиостанций COM 1 и СОМ 2;

3) датчики навигационной и пилотажной информации:

− GPS;

− VOR / ILS;

− DME

− АРК(ADF)

− цифровая система воздушных сигналов (ADC) GDC 74A с приѐ мниками воздушных давлений и датчиком температуры наружного воздуха GTP 59;

− курсовертикаль (AHRS) GRS 77 с магнитометром GMU 44;

4) (FMS)

5) автопилот GFC 700

2.

1 – ТНВ

2 – плановый навигационный индикатор HSI;

3 – указатель ФПУ;

4 – тек зн.МК или ИК

5 – ист возд V;

6 – приб.V;

7 – окно для настройки приѐ мников VOR / ILS – NAV 1 и NAV 2

8 – крен;

9 – скольжение;

10 – инф о раб АР

11 – зад Н;

12 – указатель Н;

13 – подвижный инд. Н, заданной ручками ALT;

14 – индикатор верт.V;

15 – устан давл;

16 – угловая v разв;

17 _- курс, зад ручкой HDG;

18 – (XPDR);

19 – обозначения программируемых клавиш.

1 – напр куда летим;

2 – зад курс;

3 – идентификатор пункта маршрута (WPT)

4 – s до след точки;

5 – пеленг очередного пункта маршрута;

6 – настр СОМ 1 и СОМ 2;

7 – окно сигнализации пролѐ та маркерных маяков системы посадки (букваО на синем фоне – внешний маркер, буква М на жѐ лтом фоне – средний маркер, буква Iна белом фоне – ближний маркер);

8 – верт откл от глиссады при заходе на посадку по маякам системы ILS;

9 – цифровое представление ЗПУ;

10 – окно аварийной, предупредительной или уведомляющей сигнализации;

11 – посад минимум;

12 – окно уведомлений;

13 – время;

14 – окно для представления пеленгационной информации в канале BRG 2 от одного из источников – GPS, NAV 2 или ADF – по выбору экипажа. Направление отображается двойной голубой стрелкой;

15 – окно для представления информации дальномера DME, частота настройки которого спарена с частотой настройки канала NAV 1 или NAV 2. При выборе частоты курсового маяка системы посадки ILS представляется дальномерная информация только в том случае, если аэродромный радиомаяк DME работает в спаренном с курсовым маяком режиме;

16 – пеленг(синяя);

17-ветер. –

3)

Главная аккумуляторная батарея явл. Резервным источником постоянного тока, устанавливается за шпангоутам багажного отсека, подключается: плюсаккум. Диод обмотка реле выключатель ’электрикалмасте’ минус аккум, реле срабатывает заамыкает свой контакт, напряжение аккумуляторов подается на шину №1 через предохранитель на 100 ампер подается на шину№2 аккумуляторную через предохранитель на 80 ампер на шину блока упрдвигателем. При нормальной работе главная аккумуляторная батарея заряжается от генератора и резервная тоже.

4)

Двигатель внутреннего сгорания делятся на бензиновые и дизельные. Отличие в термодинамическом процессе. В бензиновом двигателе подвод тепла осуществляется из внерабочего процесса (магнетто вырабатывает напряжение, которое поступает на свечу, где происходит искрообразование) В дизельном поршневом двигателе подвод тепловой энергии из вне не осуществляется. То есть рабочее тело нагревается до температуры воспламенения при сжатии. В камере сгорания при сжатии температура и давление повышаются и при 800 градусах происходит самовозгорание.

Плюсы-Прост в конструкции, менее требователен в эксплуатации, более мощный, менее шумный, экономичен, экологичен.

Минусы-требует контроля за системой наддува, требует подогрев ТВС, более громоздкий и тяжелый.

5)

Общие размеры Размах крыла 11, 63 м Длина самолета 8, 06 м Высота самолета 1, 97 м Крыло Площадь крыла 13, 244 м2 Средняя аэродинамическая хорда (САХ) 1, 171 м Удлинение крыла 10, 223 Поперечное V 5о Стреловидность по передней кромке 1о Элероны Площадь (общая, лев + прав) 0, 654 м2 Закрылки Площадь (общая, лев + прав) 1, 56 м2 Горизонтальное оперение Площадь 2, 34 м2 Площадь руля высоты 0, 665 м2 Угол установки относительно продольной оси фюзеляжа - 3о Вертикальное оперение Площадь 1, 6 м2 Площадь руля 0, 47 м2 Шасси База шасси 1, 68 м Колея шасси 2, 97 м

БИЛЕТ 2

1)

Автоматический радиокомпас ADF предназначен для самолётовождения по приводным радиомаякам NDB или радиовещательным станциям, а также для захода на посадку с помощью аэродромных приводных радиомаяков по системе ОСП («заход по приводным»). Автоматический радиокомпас (АРК) обеспечивает:

− приём сигналов радиостанций (радиомаяков) в диапазоне средних и длинных волн (частично) и их прослушивание с целью опознавания радиостанций;

− измерение и индикацию курсового угла выбранного приводного радиомаяка (КУР), а также, совместно с курсовертикалью GRS 77, его магнитного пеленга (МПР) или магнитного пеленга самолёта (МПС);

− самолётовождение, в данном случае полёт на выбранный радиомаяк (радиостанцию) или от него;

− определение текущего местоположения самолёта угломерным методом по пеленгам двух радиомаяков;

− измерение КУР (либо МПР) дальнего и ближнего приводных радиомаяков для выполнения предпосадочного маневрирования и посадки по системе ОСП;

− прослушивание экстренных сообщений диспетчера круга и/или посадки через дальний приводной радиомаяк в случаях потери радиосвязи.

На самолёте DA 40 NG устанавливается комплект АРК, состоящий из основного блока Becker RA 3502 и преобразователя Becker AC 3504, который расположен за креслами пассажиров в специальном экранированном отсеке, защищающем электронные блоки от электромагнитных полей. В комплект радиокомпаса входит также блок антенн Becker AN 3500, состоящий из одной ненаправленной и двух направленных (рамочных) антенн – продольной и поперечной. Он расположен на нижней поверхности фюзеляжа

Антенный блок защищён радиопрозрачным покрытием. АРК получает электропитание постоянным током напряжением 28 В от шины бортового радиоэлектронного оборудования AVIONICS BUS с защитой через автомат защиты ADF номиналом 2 А.

Основные эксплуатационно-технические параметры АРК Диапазон рабочих частот, кГц 190…1799, 5 Дальность действия по приводной радиостанции, не менее, км 120 Погрешность измерения КУР, град ± 2 Потребляемая мощность от сети постоянного тока напряжением 28 В, Вт не более 30

Для представления экипажу угломерной информации АРК сопрягается с интегрированными блоками радиоэлектронного оборудования GIA 63 и всем радиоэлектронным пилотажно-навигационным комплексом Garmin G 1000. Угломерная информация АРК представляется на дисплее PFD на совмещённом изображении планового навигационного индикатора с помощью одной из двух голубых стрелок в зависимости от того, в каком пеленгационном канале – «BRG 1» или «BRG 2» – выбран АРК в качестве источника пеленгационной информации (см. рис. 2.7). По внутренней подвижной шкале отсчитывается магнитный пеленг приводного радиомаяка (МПР) или по обратному концу стрелки – магнитный пеленг самолёта (МПС). По наружной неподвижной и неоцифрованной шкале может быть отсчитан курсовой угол выбранного радиомаяка (КУР) с невысокой точностью. Настройка частоты АРК, а также выбор режимов его работы и регулировка громкости для прослушивания опознавательных сигналов приводных радиомаяков или вещательных радиостанций производится ручками FMS в информационном окне «ADF / DME TUNING» в правом нижнем углу дисплея PFD (рис. 3.2). Это окно вызывается для отображения нажатием на дисплее PFD программируемой клавиши высшего уровня с обозначением «ADF / DME». Повторное её нажатие закрывает окно.

При открытии окна курсор в виде подсвеченной мигающей области автоматически устанавливается на поле подготавливаемой частоты (рис. 3.3). При повороте большой наружной ручки FMS происходит перемещение курсора по полям ввода данных. Поворотом малой внутренней ручки-кнопки FMS устанавливается нужное значение числа при вводе частоты, обозначения при выборе режима или уровня громкости в процентах при установке усиления приёмника АРК. Завершение ввода производится нажатием клавиши ENT на правой панели дисплея PFD. Этой же клавишей производится активация подготовленной частоты, т. е. взаимное перемещение (Transfer) рабочей и подготовленной частот (см. рис. 3.3). Режим «ANT» используется при проверке работоспособности АРК, настройке громкости и идентификации приводного радиомаяка, а также при прослушивании аварийной передачи авиадиспетчера через ДПРМ. В этом режиме голубая стрелка указателя должна повернуться и указывать КУР = 90, что свидетельствует об исправности АРК. Режим «BFO», предназначенный для приёма простых телеграфных сигналов А1, используется крайне редко, поскольку большинство радиомаяков NDB излучают сигналы с амплитудной модуляцией А3. Основным режимом работы радиокомпаса является режим автоматического пеленгования «ADF». Прослушивание сигналов опознавания радиомаяка возможно при нажатии клавиши ADF на аудиопанели через авиагарнитуры экипажа и через громкоговоритель кабины. Погрешности АРК, вызываемые радиодевиацией, компенсируются в системе Garmin G 1000 путём автоматического введения поправок. При эксплуатации АРК необходимо помнить, что в случае полёта вблизи гор («горный эффект»), вблизи берега крупного водоёма («береговой эффект») или ночью («ночной эффект») возможно появление значительных погрешностей измерения угловых координат. Сигнализация об отказе АРК представляется в виде красного перекрестия в окне представления данных радиокомпаса

2)

Информация о крене и тангаже самолёта представляется экипажу на командно-пилотажном дисплее PFD в традиционной форме авиагоризонта.

Элементы авиагор.

1 – с-т;

2 – белая линия условного горизонта;

3 – шкала крена;

4 – указатель для измерения угла крена;

5 – нулевой индекс шкалы крена;

6 – условное изображение неба;

7 – указатель скольжения;

8 – шкала тангажа;

9 – условное изображение земли.

Белая линия равна нулю.. Тангаж через 10 до ± 80º.

Угол крена определяется по шкале с помощью треугольного указателя причѐ м при крене самолѐ та шкала поворачивается относительно этого неподвижного указателя.

Указатель скольжения представлен белой полоской, которая при наличии скольжения смещается относительно треугольного указателя крена влево или вправо, показывая его направление и величину.

При достижении значений тангажа, равных и более +30º при наборе высоты или -20º при снижении, а также при крене более ± 65º часть представляемой на дисплее PFD информации исчезает.После включения электропитания происходит начальная выставка (юстировка) курсовертикали GRS 77 при горизонтальном положении самолѐ та. Для этого требуется время не более одной минуты.

В случае, когда калибровка курсовертикали GRS 77 и магнитометра GMU 44 не завершена или отказал их модуль конфигурации, на поле индикации искусственного авиагоризонта появляется сообщение «CALIBRATE AHRS / MAG»

3)

Резервная аккум батарея расположена за первым кольцевым шпангоутом и питает ECU В и соотв. топливный насос. В случае отказа всех остальных источников питания она будет питать ECU B и топливный насос. Состоит из 2х последовательно подключенных аккумуляторов.

Напряжение-12х2В Емкость-7.2а.ч

4)Механические – Центральная часть(картер), Редуктор, Головка цилиндров, Фрикционная муфта, Силовая установка

Функциональные-Система наддува, Маслосистема, Система охлаждения, Топливная система, Система управления двигателем, Система воздушного винта.

5)

Эксплуатационные ограничения по двигателю:

− Максимальная взлетная мощность. 123, 5 кВт (165, 6 л.с. (DIN)) при 2300 об/мин.

− Номинальная мощность. 114, 0 кВт (152, 9 л.с. (DIN)) при 2100 об/мин.

− Заброс оборотов (в течение не более 20 с). 2500 об/мин