Билет 27

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) На приборной доске пилотов установлены два дисплея: основной командно-пилотажный индикатор (дисплей) PFD и многофункциональный индикатор (дисплей) MFD с аналогичными органами управления и индикации (см. рис. 1.3, 1.5 в части 1). В случае частичных отказов радиоэлектронного оборудования возможно резервирование дисплеев. На оставшемся дисплее представляется наиболее важная, в том числе и радионавигационная, информация в виде комбинированного изображения, аналогичного тому, что было на дисплее PFD с добавлением информации, представлявшейся ранее на MFD. На дисплее PFD информация радионавигационных систем представляется с помощью изображения совмещённого индикатора, играющего роль планового навигационного прибора (HSI), радиомагнитного индикатора (RMI) и индикатора отклонения от ЛЗП (CDI).

1 – вращающаяся круглая угломерная шкала – «компасная роза»; 2 – планка индикатора отклонения от ЛЗП или ЗПУ (CDI); 3 – символ самолёта; 4 – обозначение источника навигационной информации (в данном случае система спутниковой навигации GPS); 5 – указатель «На – От» для индикации направления полёта на промежуточный пункт маршрута или от него (в данном случае «На»); 6 – индекс для обозначения фактического путевого угла; 7 – шкала для индикации вектора прогноза изменения курса; 8 – треугольный указатель для измерения курса; 9 – цифровое значение текущего курса самолёта (магнитного или истинного); 10 – вектор прогноза изменения курса, характеризующий скорость разворота самолёта при изменении курса; 11 – указатель курса, задаваемого ручкой HDG; 12 – стрелка заданного путевого угла; 13 – обозначение участка маршрута (в данном случае аэродромной зоны TERM); 14 – наружная неподвижная и неоцифрованная шкала курсовых углов (КУР); 15 – деления (точки) шкалы отклонения от заданного путевого угла при использовании навигации по маякам VOR либо линейного бокового уклонения от ЛЗП при использовании навигации по GPS; 16 – обозначение выбранного режима работы (в данном случае режим «OBS»).

Угол поворота вращающейся круглой шкалы – «компасной розы» определяется курсом самолёта. Шкала имеет малые радиальные деления, следующие через 5, и большие деления – через 10. Большие деления оцифрованы через каждые 30 в десятках градусов. На шкале нанесены обозначения сторон света, N, E, S и W. Текущее значение курса самолёта отсчитывается по шкале с помощью указателя в виде белого треугольника в верхней части неподвижной шкалы курсовых углов (см. рис. 2.1, поз. 8). Этот указатель символизирует продольную ось самолёта по направлению полёта. Точное значение курса в градусах представляется белыми цифрами в чёрном прямоугольном окне над указателем курса (см. рис. 2.1, поз. 9). Экипаж может выбрать представление угловых навигационных параметров относительно северного направления как магнитного, так и истинного меридиана. Выбор осуществляется на дисплее MFD в разделе «DISPLAY UNITS» на четвёртой странице «AUX–SYSTEM SETUP» группы «AUX». Параметр «NAV ANGLE» (угловые координаты для навигации) устанавливается либо «MAGNETIC ()» – магнитные, либо «TRUE ( T)» – истинные. Изображение индикатора HSI содержит индикатор CDI для представления отклонения самолёта от ЛЗП, включающий стрелку ЗПУ (см. рис. 2.1, поз. 12), планку отклонения, символизирующую ЛЗП (см. рис. 2.1, поз. 2), со шкалой для оценки величины отклонения (см. рис. 2.1, поз. 15), указатель «На – От» (см. рис. 2.1, поз. 5), а также индекс фактического путевого угла (см. рис. 2.1, поз. 6). Стрелка «На – От» и планка отклонения появляются только тогда, когда устойчиво принимается радиосигнал выбранного маяка VOR или информация GPS. Форма и цвет стрелки ЗПУ определяется выбранным источником радионавигационной информации для самолётовождения. На рис. 2.2 представлены возможные варианты навигационных источников. Одиночной стрелкой пурпурного цвета (Magenta) представлена информация системы спутниковой навигации GPS (см. рис. 2.2, а), одиночной стрелкой зелёного цвета представлена информация системы NAV 1 (VOR 1 / ILS), настроенной, в частности, на частоту курсового маяка LOC радиомаячной системы посадки ILS (см. рис. 2.2, б), и двойной зелёной стрелкой представлена информация системы NAV 2 (VOR 2 / ILS), настроенной на частоту радиомаяка VOR (см. рис. 2.2, в). В данном примере радиосигналы маяков принимаются устойчиво, поэтому отображается указатель «На – От», в частности «На» выбранный VOR-маяк, и планка отклонения от ЛЗП.

Выбор источника навигационной информации GPS, NAV 1 или NAV 2 для индикатора отклонения самолёта от ЛЗП CDI осуществляется на дисплее PFD последовательным нажатием программируемой клавиши высшего уровня с обозначением «CDI». При использовании GPS отклонение от ЛЗП измеряется в морских милях (NM). Линейное боковое уклонение (отклонение) от линии заданного пути (XTK) отсчитывается по шкале в виде кружков (по два влево и вправо) с помощью подвижной планки, символизирующей ЛЗП. Значение максимального отклонения (два кружка) устанавливается либо автоматически, в зависимости от этапа полёта с уменьшением по мере приближения к очередной точке маршрута (рис. 2.3), либо вручную – 0, 3 NM, 1, 0 NM или 5, 0 NM. Эта величина выбирается экипажем на дисплее MFD в разделе «GPS CDI» на четвёртой странице «AUX–SYSTEM SETUP» группы «AUX».

Буквенное обозначение автоматически определяемого этапа полёта (или участка маршрута) отображается на индикаторе CDI обычно пурпурным цветом, однако цвет может быть изменён на жёлтый в нештатных ситуациях. При запредельном отклонении от ЛЗП величина ЛБУ отображается в цифровой форме под символом самолёта, например «XTK 3, 15 NM». Цвет этих знаков тоже пурпурный. При использовании в качестве навигационных источников систем NAV 1 / LOC или NAV 2 / LOC величина отклонения планки соответствует угловому отклонению самолёта от ЗПУ, как в традиционных механических навигационных приборах для так называемого «нуль-вождения». Экипажем может быть выбрано изображение индикаторов HSI и CDI также в форме сегмента величиной 140 Выбор осуществляется на дисплее PFD нажатием программируемых клавиш третьего уровня с обозначением «ARC HSI» или «360 HSI», появляющихся после нажатия клавиши второго уровня с обозначением «HSI FMT».

Изображение планового навигационного индикатора HSI с радиомагнитным индикатором RMI используется также для представления информации о КУР, и азимуте навигационных маяков NDB (от АРК) или VOR (от системы NAV 1 / 2), а также информации о рассчитанном значении азимута очередного пункта маршрута при выборе навигации по системе GPS. На PFD может быть представлена дальномерная информация от самолётного дальномера DME, а также сопутствующая информация об идентификаторах радиомаяков и их радиочастотах

1 – источник пеленгационной информации, выбранный последовательным нажатием программируемой клавиши с обозначением «BRG 1». В данном случае выбран канал NAV 1 для определения магнитного азимута радиомаяка VOR; 2 – символ узкой стрелки первого пеленгационного канала BRG 1; 3 – дальность до выбранного радиомаяка VOR, если он спарен с маяком DME; 4 – идентификатор выбранного источника пеленгационной информации (в данном случае VOR маяка ATL). Если не произведена настройка на радиомаяк или нет уверенного приёма его радиосигналов, то появляется сообщение «NO DATA» (нет данных); 5 – дальность до выбранного DME маяка; 6 – частотный канал, на который настроен выбранный DME маяк (частота спаренного с ним радиомаяка VOR, представленная в МГц); 7 – обозначение канала настройки при выборе DME маяка – NAV 1 или NAV 2; 8 – узкая стрелка первого пеленгационного канала BRG 1; 9 – широкая двойная стрелка второго пеленгационного канала BRG 2; 10 – частота настройки радиокомпаса ADF, представленная в кГц. Если не произведена настройка на радиомаяк или нет приёма его радиосигналов, то появляется сообщение «NO DATA»; 11 – символ широкой двойной стрелки второго пеленгационного канала BRG 2; 12 – источник пеленгационной информации, выбранный последовательным нажатием программируемой клавиши с обозначением «BRG 2». В данном случае выбран радиокомпас ADF для определения МПР приводного радиомаяка по внутренней шкале или его КУР по внешней неподвижной и неоцифрованной шкале. Для того чтобы голубые стрелки (узкая и широкая двойная) не мешали восприятию информации индикатора отклонения от ЛЗП (CDI), они изображаются за пределами окружности белого цвета. Окружность появляется вместе с появлением стрелок при выборе режимов «BRG 1» и «BRG 2» последовательным нажатием программируемых клавиш в нижней части дисплея PFD с обозначениями, соответствующими этим режимам. При заходе на посадку по системе ILS и настройке приёмников NAV 1 и NAV 2 на частоту курсового радиомаяка LOC, голубые стрелки, белая окружность и информационные окна источников пеленгационной информации не отображаются. Информация радиодальномера DME отображается в окне слева вверху (см. рис. 2.7, поз. 5, 6, 7) как при круговом отображении курсовой шкалы «360 HSI», так и при её отображении в виде сегмента «ARC HSI». Окно, содержащее информацию радиодальномера DME, открывается при нажатии на дисплее PFD программируемой клавиши второго уровня с обозначением «DME», появляющемся после нажатия клавиши высшего уровня с обозначением «PFD».

3) Внешнее светотехническое оборудование, состоит из правого, левого АНО огней, левый – красный, правый – зеленый. И хвостового светильника белого цвета, защита АЗК 5 на Мейн Бас Позишн. Посадочная и рулёжная фары: установлены в передней кромке левого крыла. Посадочная и рулежная фары имеют лампы 35 Вт, защита 5 Лендинг на Ессс Бас. Стробоскопические огни: стоят в центре арматуры АНО. Имеет защитный белый колпак. Огни формируют вспышки высокой интенсивности. Одна высокой интенсивности. Вторая малой. С частотой 50 раз в мин. Для питания каждого проблескового огня установлены блоки питания на 600 В. Импульс ионизирует газ, что приводит к яркой вспышке.

4) При включении Electric Master запутываются электроприборы. Далее включается Engine master и поворачивается ключ вправо на 2-3 сек. В это время на Гармин загорается старт. В это время стартер входит в зацепление с маховиком. Стартер работает 10 сек.(допускается 6 запусков, перерыв 1 мин после 6 -30 мин) При запуске работают свечи подогрева по одной в каждом цилиндре. Управляет их работой система Фадек. Реле располагается на противопожарной перегородке. При включении Engine master загорается белый светофильтр с надписью свеча подогрева. Пока горит светофильтр ключ не поворачивать (5-40 сек). При Т=90 свечи не работают.

5) Каждое кресло пилота отформовано из стеклопластика, углепластика и кевлара. Сзади к чашке кресла заклепками крепится металлическая пластина. Через чашку кресла и металлическую пластину проходят два болта, которыми крепятся поясные ремни. Эти болты также удерживают металлические анкерные пластины, которые крепятся к анкерным гайкам в большом вырезе в переднем лонжероне. Передняя часть чашки кресла изгибается вниз и доходит до задней стенки панели пола. Кресло с передней стороны крепится к панели пола двумя болтами с шайбами. Чашка кресла из стеклопластика, углепластика и кевлара закрыта мягкой подушкой. Передняя часть подушки крепится к чашке кресла при помощи нажимных кнопок. К чашке кресла нажимными кнопками также крепится эластичный чехол. Через чехол проходит ручка управления самолетом. Верх чехла крепится к ручке управления лентой типа «липучка».

Каждое кресло опирается на деформационные элементы. Каждый деформационный элемент имеет многослойную конструкцию, состоящую из соединенных друг с другом слоев углепластикового композитного материала и специального жесткого пеноматериала. Деформационные элементы сжимаются при воздействии высоких нагрузок, возникающих при авиационных происшествиях, тем самым уменьшая опасность травмирования пилотов и пассажиров в случае авиационного происшествия Задняя часть каждого кресла пилота опирается на два деформационных элемента, которые расположены рядом с точками крепления привязных ремней, во внешнем направлении от них. Чашка пассажирского кресла опирается на два деформационных элемента, расположенные с каждой стороны под анкерными пластинами.