Билет 8

1) Управление отображением на экране дисплея MFD осуществляется с помощью клавиш с программируемыми функциями (Soft key), расположенных под экраном.

Назначение клавиш высшего уровня

ENGINE

переход на 2-й уровень для управления отображением параметров двигателя, электрической, топливной и других систем самолёта

MAP

переход на 2-й уровень для управления отображением в основном окне MFD

DCLTR

управление насыщенностью аэронавигационной информации на экране MFD (4 варианта)

Назначение клавиш 2-го уровня для управления отображением параметров двигателя, электрической, топливной и других систем самолёта

ENGINE

включение отображения параметров двигателя и топливной системы самолёта

SYSTEM

включение отображения параметров двигателя и его систем, а также электрической системы самолёта

FUEL

включение отображения параметров двигателя, топливной системы самолёта, а также переход на 3-й уровень для управления встроенным калькулятором расхода топлива с помощью клавиш с надписями «DEC FUEL», «INC FUEL» и «RST FUEL» (уменьшение, увеличение и сброс данных о топливе)

Назначение клавиш 2-го уровня для управления отображением MFD

TRAFFIC

включение / выключение отображения близко летящих ВС от системы оповещения об опасном сближении ВС – TAS (на самолёте DA 40 NG не используется)

TOPO

включение / выключение отображения топографической информации (рельефа земной поверхности)

TERRAIN

включение / выключение отображения рельефа земной поверхности от системы предупреждения о близости земли TAWS с сигнализацией степени опасности

AIRWAYS

включение / выбор / выключение отображения воздушных трасс «AIRWAYS LO» (малых высот) и «AIRWAYS HI» (больших высот)

STRMSCP

включение / выключение отображения метеоинформации от штормоскопа

2) На самолёте DA 40 NG установлена курсовертикаль GRS 77, которая совместно с магнитометром GMU 44 предназначена для определения пространственного положения и ориентации продольной оси самолёта относительно северного направления магнитного меридиана, проходящего через место его положения. Эта система позволяет определять пилотажно-навигационные параметры и предоставлять цифровую информацию о крене, тангаже и курсе самолёта, а также информацию о важном для пилотирования аэродинамическом показателе – скольжении как экипажу, так и в другие системы самолёта. Основу курсовертикали GRS 77 составляют микроэлектромеханические датчики: акселерометры, датчики угловых скоростей (двухстепенные гироскопы), жидкостные датчики наклона, а также температурные датчики для автоматической температурной коррекции основных инерциальных датчиков.

Доступ к магнитометру осуществляется через немагнитную круглую панель на нижней поверхности правой консоли крыла. Крепёжные винты также изготовлены из немагнитного материала. Магнитометр используется для измерения трёх ортогональных составляющих магнитного поля Земли с помощью магниторезистивных датчиков (сенсоров). Цифровые данные от магнитометра выдаются в блок курсовертикали GRS 77 по цифровому интерфейсу RS-485. Электропитание для магнитометра поступает от блока курсовертикали. Электропитание системы GRS 77 и магнитометра GMU 44 осуществляется постоянным током напряжением 28 В от шины ESSENTIAL BUS через автомат защиты AHRS номиналом 5 А. Информация о крене и тангаже самолёта представляется экипажу на команднопилотажном дисплее PFD в традиционной форме авиагоризонта с индикацией «вид с самолёта на землю» (см. рис. 1.1, 2.14). Верхняя часть поля индикации окрашена в голубой цвет – «небо» (см. рис. 2.14, поз. 6), нижняя часть окрашена в коричневый цвет – «земля» (см. рис. 2.14, поз. 9).

1 – символическое изображение силуэта самолёта и консолей крыла; 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.

Условная белая линия горизонта является частью шкалы тангажа и соответствует его нулевому значению. Оцифрованные деления шкалы тангажа следуют через 10º вплоть до ± 80º. В диапазоне углов тангажа ± 20º имеются неоцифрованные деления, соответствующие 2, 5º (малые) и 5º (большие). Неоцифрованные большие деления через 5º индицируются на шкале тангажа относительно линии горизонта в пределах от  25º до  45º. В случае приближения к опасным значениям тангажа, близким к предельным, на шкале отображаются красные метки – «шевроны» (рис. 4).

Рис. 4. Сигнализация опасных значений тангажа

Указанные метки – «шевроны» соответствуют положительным углам тангажа, большим 50º (Nose High), и отрицательным углам тангажа, большим 30º (Nose Low).

На шкале крена имеются малые градусные метки, соответствующие крену 10º, 20º и 45º, и большие метки, соответствующие крену 30º и 60º. Эти метки расположены на шкале крена влево и вправо от нулевой метки, обозначенной перевёрнутым белым треугольником (см. рис. 3, поз. 3 и 5). Угол крена определяется по шкале с помощью треугольного указателя (см. рис. 3, поз. 4), причём при крене самолёта 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 (рис. 5). Данная полоска аналогична шарику в традиционных указателях скольжения.

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. Исключение составляет информация о высоте, вертикальной скорости, воздушной скорости, информация авиагоризонта, а также угломерная информация. Конкретный перечень элементов отображения на дисплее PFD, которые перестают отображаться при достижении опасных режимов полёта, зависит от условий отображения пилотажной информации.

3)

4) МГР – Предназначен для своевременной подачи воздуха в цилиндр и выпуска из цилиндра отработанных газов. Данная функция реализуется за счет открытия или закрытия клапанов впуска выпуска.

Элементы: 8 клапанов впуска, 8 выпуска, 2 распредвала, 16 гидрокомпенсаторов, клапаны-пружины, тарелки, рычаги.
Клапаны конструктивно состоят их ножки и тарелки (жаропрочная сталь). На каждый цилиндр по 4 клапана. (16) Клапанная пружина для постановки клапана в клапанное седло.
Распредвал – 2 распредвала(высокопрочная сталь), цепной привод, устанавливаются на 2 опорно-упорных и 3 упорных подшипниках. На каждом кулачковом валу по 8 кулачков, они бьют по гидрокомпенсаторам, а те через рычаги давят на ножку клапана. Левый по полету – ведущий, правый – ведомый(от коленвала к ведущему-через шестерни к ведомому). На правом есть шестерня для привода насоса высокого давления.

Также на правом распредвале установлены 2 датчика системы fadec, контролируя впрыск топлива, неисправности – прогар клапанов, нарушение в работе гидрокомпенсаторе.

5) Самолет DA 40 NG имеет низкорасположенные свободнонесущие крылья. В корневой части задней кромки каждого крыла установлен закрылок. В консольной части крыльев на задней кромке установлен элерон.

Крыло выполнено в виде монокока. Каждое крыло состоит из верхней и нижней обшивок. Каждое крыло имеет два лонжерона I-образного сечения. Пояса лонжеронов выполнены из многослойной углеткани с однонаправленным расположением волокон. В состав силового набора крыла также входят нервюры и стенки, изготовленные из стеклопластика.

Обшивка закрылков и элеронов выполнена из углеткани и стеклоткани и промежуточного слоя жесткого пеноматериала.

Крыло состоит из верхней и нижней обшивок, переднего и заднего лонжеронов и корневой нервюры, состоящей из трех частей. Имеются также четыре нервюры для крепления топливных баков между лонжеронами и нервюры крепления качалок управления закрылком и элероном. С задней стороны крыло замыкается задней стенкой. С внешней стороны крыло замыкается концевой нервюрой. К обшивкам и концевой нервюре винтами крепится съемная законцовка из стеклопластика. Элементы крыла соединяются друг с другом при помощи клеящей пасты (смолы с наполнителем). Ниже приводится дополнительная информация об основных элементах крыла: Каждое крыло состоит из верхней и нижней обшивок. Каждая обшивка состоит из наружной части, выполненной из углепластика, промежуточного слоя жесткого пеноматериала и внутренней части из стеклопластика. Волокна в слоях ткани обшивки на всем пространстве крыла располагаются под углом +45° к поперечной оси крыла. На некоторых участках количество слоев ткани увеличено для придания конструкции дополнительной прочности. Например, дополнительные слои углеткани включены в конструкцию вокруг всех люков. В нижней обшивке каждого крыла имеется семь люков, которые используются для доступа к качалкам закрылка и элерона, а также топливным бакам. В верхней обшивке имеется отверстие для пробки заливной горловины топливного бака. Пояса лонжеронов выполнены из многослойного углепластика с однонаправленным расположением волокон. Число слоев в поясах лонжеронов уменьшается в направлении от корня крыла к законцовке. Каждый лонжерон имеет стенку, работающую на сдвиг, которая состоит из обшивок из стеклопластика и промежуточного слоя жесткого пеноматериала. Пояса лонжерона крепятся к стенке при помощи соединительных элементов из стеклоткани.

Внутренний конец каждого лонжерона (удлиненная часть) выходит за корневую нервюру отъемной части. Удлиненная часть лонжерона имеет коробчатое сечение и выполнена из множества слоев стеклоткани, которые обернуты вокруг поясов лонжерона. В удлиненную часть лонжерона вклеены две большие втулки для установки главных болтов крепления крыла к центроплану. Эти втулки и главные болты обеспечивают передачу изгибающих нагрузок от отъѐ мной части крыла на центроплан.