Билет 3

1) На приборной доске пилотов установлены два дисплея: основной команднопилотажный индикатор (дисплей) PFD и многофункциональный индикатор (дисплей) MFD с аналогичными органами управления и индикации

Органы управления расположены слева от экрана на левой панели (рис. 2.3) и справа – на правой панели (рис. 2.4). Управление пилотажно-навигационным комплексом Garmin G 1000 осуществляется с помощью клавиш, кнопок и ручек. Ручки NAV, COM, CRS / BARO, FMS и ALT являются сдвоенными. Они содержат большие наружные ручки и малые внутренние ручки-кнопки (см. рис. 2.2). Значения изменяемых ручками параметров отображаются на экранах дисплеев.

На левой панели расположены следующие органы управления (см. рис. 2.3): 1 – ALT – сдвоенные ручки для выбора и установки заданного значения высоты на шкале барометрического высотомера. Большая ручка устанавливает тысячи, а малая – сотни футов. Задание высоты необходимо для сигнализации пилоту и для работы автопилота; 2 – фотодиодный датчик для автоматической регулировки яркости изображения в зависимости от освещённости в кабине самолёта; 3 – клавиши встроенной системы автоматизации управления полётом GFC 700, в том числе и автопилота (только на дисплее MFD); 4 – HDG – ручка-кнопка для ручной установки заданного курса. При нажатии кнопки задаваемое значение курса становится равным текущему курсу самолёта. При вращении или нажатии этой ручки-кнопки слева и сверху от курсовой шкалы в рамке индицируется численное значение заданного курса в течение трёх секунд; 5 – органы управления встроенной системой радионавигации по маякам VOR и посадки по маякам радиомаячной системы ILS.

На правой панели расположены следующие органы управления (см. рис. 2.4): 6 – ручки и кнопки для управления встроенными радиостанциями ОВЧ-диапазона СОМ 1 и СОМ 2; 7 – съёмные электронные накопители (карты) памяти, содержащие обновляемые базы аэронавигационных данных, данных о рельефе земной поверхности и искусственных наземных препятствиях; 8 – CRS / BARO – сдвоенные ручки. Внешняя ручка BARO служит для установки уровня давления барометрического высотомера. Внутренняя треугольная ручкакнопка CRS предназначена для ввода значения заданного путевого угла (ЗПУ) в режимах NAV (VOR / ILS) и OBS. При вращении ручки справа и сверху от курсовой шкалы в рамке индицируется численное значение ЗПУ в течение трёх секунд. При её нажатии планка отклонения от ЗПУ устанавливается на нулевое отклонение; 9 – RANGE – ручка-кнопка (Joystick) для изменения масштаба карты на многофункциональном индикаторе MFD, а на командно-пилотажном индикаторе PFD – масштаба на дополнительном окне карты (Insert Map). При нажатии (Push PAN) и отклонении данной ручки в указанном стрелками направлении производится перемещение курсора карты (Map cursor) в этом направлении. Повторное нажатие отключает функцию курсора; 10 – клавиши для управления системой спутниковой навигации GPS и системой FMS, содержащие клавишу ENT для подтверждения при вводе информации; 11 – FMS – сдвоенные ручки. Большая ручка предназначена для выбора групп страниц информации комплекса Garmin G 1000, а малая – для выбора страниц в группе. Обозначения групп и страниц представляются в правом нижнем углу дисплея MFD. Кроме того, эти сдвоенные ручки используются для информационного взаимодействия экипажа с вычислителем FMS. После нажатия малой ручки-кнопки включается функция курсора – подсвеченного поля для выбора и ввода информации (PUSH CRSR). При этом наружная ручка используется для перемещения курсора, а малая – для выбора цифр или букв при вводе информации.

2) Информация о воздушной скорости индицируется на дисплее PFD в специальных окнах (см. рис. 1.1, поз. 2 и 3). Указатель воздушной скорости представлен на рис. 2.3.

Под шкалой указателя отображается вычисленное значение истинной воздушной скорости (TAS) в узлах (КТ) (см. рис. 2.3, поз. 1). На подвижной шкале приборной воздушной скорости нанесены большие оцифрованные деления через 10 kt и малые неоцифрованные деления через 5 kt. На шкале всегда отображается диапазон скоростей только в 50 kt, начиная с минимального цифрового значения около 20 kt. Текущее значение приборной воздушной скорости отображается внутри указателя в виде чёрного прямоугольника (см. рис. 2.3, поз. 2). Этот указатель становится красным при снижении скорости ниже допустимых значений. Цветом подвижной шкалы кодируются диапазоны воздушных скоростей, рекомендуемых или запрещённых для пилотирования при различных конфигурациях самолёта и условиях полёта (см. рис. 2.3, поз. 5). Красным цветом представлен диапазон слишком низких и поэтому запрещённых скоростей, при которых возможно сваливание (менее 58 kt). Зелёным цветом обозначен диапазон эксплуатационных скоростей, рекомендуемых в нормальных условиях полёта (62…130 kt). Белым цветом обозначен диапазон скоростей, допустимых для полёта с полностью выпущенными закрылками (58…98 kt). Жёлтый цвет шкалы соответствует значениям предельно больших скоростей, которые близки к критическим (130…172 kt). Полёт с такими воздушными скоростями допустим лишь в спокойном воздухе. Красным цветом представлен также диапазон запредельно больших значений воздушной скорости, т. е. больше непревышаемой скорости при любых условиях полёта VNE = 172 kt

В комплексе Garmin G 1000 рассчитывается также тенденция (тренд) изменения воздушной скорости с упреждением в 6 с. Эта величина отображается полоской пурпурного цвета (Magenta) – поз. 3 на рис. 2.3. Конец этой полоски соответствует расчётному значению скорости, которое будет достигнуто через 6 с в том случае, если сохранится текущее значение ускорения. Эта индикация отсутствует, если воздушная скорость сохраняется постоянной. На указателе воздушной скорости могут отображаться опорные значения (References) или метки воздушной скорости – GLIDE, Vr, Vx, Vy. Здесь: GLIDE – наилучшая скорость при снижении по глиссаде; Vx – скорость для набора высоты с наилучшим углом наклона траектории; Vr – скорость отрыва передней стойки (колеса) шасси при взлёте; Vy – скорость для набора высоты с наибольшей скороподъёмностью. Если включена эта функция, то справа от шкалы указателя скорости отображаются метки, соответствующие введённым вручную опорным значениям скорости (см. рис. 2.3, поз. 4). Ввод опорных значений воздушной скорости производится ручками FMS в окне «REFERENCES», открывающемся в правом нижнем углу экрана на дисплее PFD при нажатии программируемой клавиши с обозначением «TMR / REF» (рис. 2.4, а). Включение и выключение меток, а также установка опорных значений по умолчанию производятся с помощью меню «OPTIONS», вызываемого для отображения клавишей MENU на правой панели дисплея PFD (рис. 2.4, б)

3) Генератор является основным источником постоянного тока на самолете. Представляет собой трехфазный синхронный генератор. Обмотка стартера соединена звездой. Возбуждение берется от главной аккумуляторной батареи, в случае отказа от резервной. Генератор имеет диодный выпрямитель, который состоит из 6 полупроводниковых диодов. Напряжение – 28В.Нагрузка-70А. Установлен слева сзади от двигателя. Привод с помощью плоскостного поликлинового ремня с автонатяжителем. Генератор имеет регулятор напряжения он меняет выходное напряжение генератора с помощью широко-импульсной модуляции. Датчик тока измеряет ток нагрузки и ток зарядки аккумулятора.

4) Система FADEC (full auto digital electronic control) управляет двигателем. Имеет 2 независимых канала ЕСU a/b, в кабине есть панель управления смены канала (слева от PFD). Все переключатели должны быть авто. Так же есть канал С, который анализирует работу каналов и автоматически из переключает. ФАДЕК имеет 9 уровней здоровья. При полном отказе двигатель переходит на 80% мощности.

Состоит из- Блок управления, Комплект датчиков 16шт, комплект исполнительных механизмов.

К блоку управления подходит 5 цепей управления-наддувом, давлением топлива, впрыском топлива, шагом винта, свечами накала.

Датчик—Блок управления—Исполнительный механизм.

РУД –задающий орган управления двигателем.

Контроль двигателя в реальном времени осуществляется на земле техническим персоналом во время техобслуживания, при работающем двигателе, при помощи ноутбука подключаются к системе самолета и проводят гонку двигателя. Так же можно диагностировать работу двигателя за последние 2-3 часа работы.

5)

Превышение указанных ограничений массы ведет к перегрузке самолета и ухудшению его пилотажных и летных характеристик. Максимальная посадочная масса является самой высокой массой при посадочных условиях с максимальной вертикальной скоростью снижения. Это условие было использовано при расчете прочности самолета, чтобы определить нагрузку на шасси во время жесткой посадки