Билет 17

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) 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) 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) Маслосистема предназначена для-

-смазка трущихся деталей

-вынос продукта износа и трения

-предотвращения коррозии

-Для частичного охлаждения

-доставлять масло в достаточном количестве и с определённым давлением

Циркуляционно-замкнутая, закрытого типа.

Параметры

Мин Темп для запуска -30град. Рабочая Темп. 50-125. Макс Темп 140. Давление 1-6кг\см Объём 7.5л мин для запуска 5л макс 7л

Включает в себя

-Маслобак (поддон картера)

-маслонасос (в нижн. Части поддона) шестерёнчатого типа, одноступенчатый, имеет всасывающий патрубок.

-маслофильтр (с перепускным клапаном)

-система каналов

-воздушный радиатор

5) При помощи ручек управления самолетом осуществляется управление элеронами и рулем высоты через тяги управления. Тяги управления элеронов присоединяются к нижней части ручек управления. С другой стороны тяги присоединяются к передней качалке управления элеронами на шпангоуте крепления ручек управления. К передней качалке присоединяется короткая тяга, проходящая под центральным пультом.

Короткая тяга присоединяется к промежуточному рычагу, установленному на переднем лонжероне. Другая тяга соединяет промежуточный рычаг с задней качалкой управления элеронами. Задняя качалка управления элеронами крепится к заднему лонжерону. К задней качалке присоединяются две тяги, расположенные в центроплане. Каждая из этих тяг присоединяется к длинной тяге, расположенной в соответствующем крыле.

Каждая длинная тяга проходит через три направляющих. Две длинных тяги присоединяются к качалкам элеронов, установленным в каждом крыле на нервюре крепления качалки элерона. Качалки элеронов соединяются короткими тягами с кабанчиком элерона. Регулировка коротких тяг позволяет смещать диапазон отклонения элеронов вверх или вниз. Слева от ручки управления первого пилота расположен ограничитель хода элеронов, ограничивающий отклонение ручек управления самолетом вправо (правый элерон вверх, левый элерон вниз). Справа от ручки управления второго пилота расположен ограничитель хода элеронов, ограничивающий отклонение ручки управления самолетом вправо (правый элерон вверх, левый элерон вниз). Роль ограничителя выполняет головка болта. Максимальные углы отклонения элеронов 20 градусов - вверх и 13 градусов – вниз. Кроме того, перед передней кромкой левого и правого элеронов расположены нерегулируемые ограничители хода. Каждый ограничитель представляет собой блок из стеклопластика с резиновым покрытием, установленный на внутренней поверхности верхней обшивки крыла. При полном отклонении элерона вниз передняя часть элерона отклоняется до упора вверх и упирается в ограничитель. При отклонении ручки управления самолетом влево происходит следующее: - тяги, присоединенные к ручке управления, движутся вправо; - передняя качалка перемещает тягу, проходящую под центральным пультом, назад; - тяга, проходящая под центральным пультом, отклоняет промежуточный рычаг и перемещает вторую короткую тягу назад; - вторая короткая тяга отклоняет заднюю качалку, при этом длинные тяги в крыльях перемещаются влево;

- качалка левого элерона в левом крыле перемещает короткую тягу, присоединенную к кабанчику левого элерона, назад; - левый элерон отклоняется вверх; - тяга в правом крыле тянет качалку элерона, которая перемещает короткую тягу в правом крыле, присоединенную к кабанчику правого элерона, вперед;

- правый элерон отклоняется вниз. При отклонении ручек управления самолетом вправо происходит следующее: - левый элерон отклоняется вниз; - правый элерон отклоняется вверх. При рассоединении или заклинивании элеронов поперечное управление может осуществляться при помощи руля направления.