Билет 20. 1) Радиосистема ближней навигации и посадки NAV (VOR / ILS), встроенная в комплекс Garmin G 1000, предназначена для навигации и самолётовождения по сигналам

1) Радиосистема ближней навигации и посадки NAV (VOR / ILS), встроенная в комплекс Garmin G 1000, предназначена для навигации и самолётовождения по сигналам всенаправленных радиомаяков международной системы VOR, а также для выполнения захода на посадку по курсоглиссадным радиомаячным системам ILS в сложных метеоусловиях. Аппаратура навигации и посадки обеспечивает решение следующих задач:

− настройка на частоты радиомаяков системы VOR либо курсовых и глиссадных радиомаяков системы посадки ILS, а также прослушивание позывных сигналов маяков VOR или курсовых маяков системы посадки ILS через аудиопанель с целью их опознавания;

− индикация значений угловых координат КУР, МПР и МПС;

− выбор ЛЗП путём установки заданного магнитного путевого угла на выбранный радиомаяк VOR ручкой CRS;

− представление экипажу информации о величине и направлении отклонения самолёта от ЗПУ ±  К в виде соответствующего отклонения курсовой планки на индикаторе CDI совмещённого планового навигационного индикатора. Внешний вид индикатора представлен на рис. 2.2, в;

− индикация полёта «На» или «От» выбранного маяка VOR;

− представление экипажу информации о величине и направлении отклонения самолёта от равносигнальных зон курса и глиссады системы посадки ILS. В частности по курсу – в виде соответствующих отклонений курсовой планки индикатора CDI ±  К – и по глиссаде – в виде отклонений индекса (указателя) на шкале индикатора отклонений от глиссады ±  Г. В состав комплекса Garmin G 1000 входит два комплекта системы VOR / ILS – NAV 1 и NAV 2. Оба комплекта имеют общий блок дипольных антенн, состоящий из курсовой и глиссадной антенн. Антенны расположены внутри горизонтального стабилизатора. Навигационные приёмники первого комплекта системы VOR 1 / ILS / GS получают электропитание постоянным током напряжением 28 В от шины ESSENTIAL BUS с защитой через автомат защиты GPS / NAV1 номиналом 5 А. Рис. 6.1. Шкала индикатора отклонений самолёта от глиссады

Навигационные приёмники второго комплекта системы VOR 2 / ILS / GS получают электропитание постоянным током напряжением 28 В от шины бортового радиоэлектронного оборудования AVIONICS BUS с защитой через автомат защиты GPS / NAV2 номиналом 5 А.

Основные эксплуатационно-технические параметры аппаратуры ближней навигации и посадки VOR / LOC / GS Диапазон рабочих частот, МГц в режиме навигации 108…117, 95 в режиме посадки (канал курса) 108, 10…111, 95 в режиме посадки (канал глиссады) 329, 60…335, 00 Число частотных каналов: в режиме навигации по маякам VOR 160 в режиме посадки по системе ILS 40 Шаг сетки частот, кГц 50 Частота звуковых сигналов опознавания, Гц 1 020 Дальность действия (не более), км по ОВЧ-радиомаяку VOR 280 (зависит от НВС) по курсовому маяку LOC системы посадки ILS 46 по глиссадному маяку G / S 18 Погрешность измерения магнитного азимута ОВЧ-радиомаяка VOR, град ± 0, 5 Потребляемая мощность от сети постоянного тока напряжением 28 В, Вт не более 80

Угломерная информация систем NAV (VOR / ILS) представляется на дисплее PFD на совмещённом изображении планового навигационного индикатора HSI и радиомагнитного индикатора RMI с помощью голубых стрелок – одиночной и / или двойной – в зависимости от того, в каком пеленгационном канале – «BRG 1» или «BRG 2» – выбраны системы NAV 1 и NAV 2 в качестве источников пеленгационной информации (см. рис. 2.7). По внутренней подвижной шкале отсчитывается магнитный азимут VOR-маяка (МПР) или по обратному концу стрелки – магнитный пеленг самолёта (МПС). По наружной неподвижной и неоцифрованной шкале может быть определён курсовой угол VOR-маяка с невысокой точностью. Система NAV используется для самолётовождения «На» или «От» выбранного VORмаяка с помощью изображения стрелки задаваемого ручкой CRS путевого угла и планки отклонения от ЛЗП. При удержании самолёта на ЛЗП в штурвальном или автоматическом режиме пилотирования планка отклонения, символизирующая ЛЗП, не отклоняется, как это представлено на рис. 2.2, в. При заходе на посадку по маякам радиомаячной системы ILS ручкой CRS устанавливается значение путевого угла, равное посадочному магнитному путевому углу для данной ВПП. В этом случае при выходе на курс посадки стрелка ЗМПУ и планка отклонения располагаются вертикально, а отклонение планки адекватно представляет положение самолёта в горизонтальной плоскости относительно равносигнальной зоны курсового маяка LOC). Прослушивание сигналов опознавания радиомаяков возможно при нажатии клавиш NAV1 или NAV2 на аудиопанели через авиагарнитуры экипажа и через громкоговоритель кабины. Системы ближней навигации NAV (VOR / ILS) не имеют собственных пультов управления. Все органы управления системами и индикаторы настройки сосредоточены в левой верхней части каждого из дисплеев – PFD и MFD. Действие данных органов управления и индикаторов настройки одинаково, независимо от того, на каком дисплее они используются экипажем. Настройка систем ближней навигации NAV 1 и NAV 2 может производиться либо вручную, либо автоматически вычислительной системой управления FMS, если заранее введён, активирован и выполняется план полёта. Информация о частотах радиомаяков VOR и курсовых маяков LOC систем посадки ILS берётся из обновляемой базы аэронавигационных данных. Например, на дисплее MFD с помощью ручек FMS в группе страниц «WPT» выбирается четвёртая страница «WPT–VOR INFORMATION». Затем выбирается VOR-маяк и его частота в разделе «FREQUENCY». Выбор подтверждается нажатием клавиши ENT. После этого значение частоты появляется в окне подготовленной частоты настраиваемого канала NAV 1 или NAV 2.

Ручная настройка систем NAV осуществляется сдвоенными ручками NAV, причём малой внутренней ручкой устанавливаются значения частоты в кГц с шагом 50 кГц, а большой наружной ручкой – в МГц. На то, какой канал настраивается, указывает голубая рамка, цвет цифр и символ «» между активной и подготавливаемой частотами. Переключение между каналами NAV 1 и NAV 2 для их настройки и управления производится нажатием малой внутренней ручки-кнопки NAV (обратно – повторным нажатием). Канал для навигации и / или самолётовождения, выбранный нажатием программируемой клавиши высшего уровня с обозначением «CDI» на PFD, представлен значением его рабочей частоты в зелёном цвете (NAV 1 на рис. 6.2). Переключение между рабочей частотой и подготовленной частотой, обозначенной голубым цветом и рамкой, производится нажатием клавиши  (Transfer). Уровень звукового сигнала (громкость прослушивания опознавательного сигнала маяка) устанавливается ручкой VOL для того канала NAV, который выбран для настройки и управления. При вращении ручки VOL уровень сигнала изменяется от 0 до 100 %. Изменяемое значение уровня в процентах со словом «VOLUME» индицируется вместо значений подготовленной частоты без рамки (рис. 6.3). Индикация продолжается в течение 3 с после завершения вращения ручки VOL. Эта ручка является также кнопкой, нажатием на которую включается прослушивание опознавательного звукового сигнала ID (Identification) выбранного радиомаяка VOR или LOC, представленного в коде Морзе).

Контроль работоспособности канала NAV 1 или NAV 2 осуществляется экипажем путём прослушивания опознавательных сигналов выбранных маяков. Кроме того, при включении и в процессе работы комплекса Garmin G 1000 производится самотестирование его компонентов, в том числе и системы NAV. При обнаружении отказов вместо цифровых значений частот отказавших каналов NAV 1 и / или NAV 2 появляется перекрестие красного цвета, а в окне уведомляющих сообщений «ALERTS» на дисплее PFD появляется соответствующее уведомление. Перечень уведомляющих сообщений, касающихся системы NAV, приведён в табл. 6.1. При появлении таких сообщений требуется техническое обслуживание оборудования

2) На странице «FUEL», наряду с параметрами двигателя, в части «FUEL» повторяется численная информация о расходе (FFLOW GPH), остатке (GAL) и температуре ( C) топлива для авиадвигателя. На этой же странице представляются данные специального калькулятора «FUEL CALC», позволяющего рассчитать количество оставшегося (GAL REM) и израсходованного (GAL USED) топлива, возможное время (ENDUR) и дальность полёта (RANGE NM) на оставшемся топливе. В нижней части страницы отображается общее полётное время самолёта (TTL TIME IN SVC) в часах. Индицируемые параметры систем указываются белыми стрелками (треугольниками) на шкалах, на которых зелёным цветом отображаются нормальные значения параметров, жёлтым цветом – предельно-допустимые, а красным – аварийные (недопустимые) значения. Рядом со шкалами указаны единицы измерения индицируемых параметров. На некоторых шкалах текущие значения параметров представлены в цифровой форме. При достижении параметрами критических значений окна и цифровые обозначения параметров изображаются соответственно жёлтым либо красным цветом и начинают мигать для привлечения внимания экипажа. При отказе одного из дисплеев включается резервный режим, и данная информация отображается на оставшемся в работе дисплее в совмещённом режиме.

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 охлаждения предназначена для охлаждения двигателя на всех режимах работы. Благодаря системе охлаждения увеличивается длительность работы двигателя на максимальном режиме, увеличивается стабильность работы на других режимах, но конструкция усложняется.

Параметры.

Используется жидкость на основе фирмы БОШ разбавленная водой. Темп замерзания -38гр. Эти параметры отображаются на гармине.

Элементы

Насос помпа, привод от поликлинового ремня. Расположен в задней части поддона. Центробежного типа, мах давление 2, 7кг\см объем – 6л.

Термостат-расположен на головке цилиндров слева. Распределяет охлаждающую жидкость по контурам (3

Радиатор жидкостно-воздушный. Расположен в нижней части двигателя. Охлаждение набегающим потоком.

Теплообменник жидкостно-воздушный. Расположен на противопожарной перегородке. Предназначен для обогрева фонаря и кабины. Имеет тросовую проводку)

Расширительный бак. Предназначен для хранения охлаждающей жидкости и для температурной компенсации Расположен в верхней части двигателя. Имеет заливную горловину. Объём 6л. 2 датчика фадек.

5)На руле высоты самолета установлен триммер, имеющим механический привод. Это позволяет балансировать самолет на разной скорости и при различном положении центра тяжести самолета. Для управления триммером используется колесо, расположенное на центральном пульте. Для индикации положения триммера имеется соответствующий указатель. Передача управляющих сигналов на триммер осуществляется через гибкую тросовую проводку. Механизм колеса управления триммером установлен на металлической монтажной раме, которая крепится к задней части блока рычагов управления двигателями и верху шпангоута крепления ручек управления. Колесо закреплено на длинном болте, установленном в отверстия монтажной рамы. На болт вместе с колесом также установлены фрикционные накладки, обычные и пружинные шайбы. Для регулировки усилия трения предусмотрены две зажимные гайки. К колесу крепится небольшое зубчатое колесо, которое входит в зацепление с большим зубчатым сектором с внутренними зубьями. Зубчатый сектор крепится при помощи шарнирного болта к нижней части монтажной рамы. К зубчатому сектору при помощи шпильки с шаровым наконечником присоединяется ушковый наконечник длинного гибкого троса. Внешняя оболочка троса крепится к выступу в задней части монтажной рамы.

Зубчатый сектор одновременно служит указателем положения триммера. На верхней поверхности сектора в средней ее части, на равном расстоянии от переднего и заднего краев имеется поперечная белая линия. Верхняя поверхность сектора видна пилоту через прорезь в накладке. На накладку нанесены метки, указывающие положение триммера. Колесо управления триммером соединяется с триммером при помощи гибкого троса. Трос проходит через отверстия в носовом и заднем главных шпангоутах, шпангоуте крепления заднего багажного отсека и всех кольцевых шпангоутах фюзеляжа, вдоль передней поверхности передней стенки киля в паз в его верхней части; далее через большое отверстие в верхней части задней стенки киля к исполнительному механизму триммера. Трос состоит из внутренней жилы и резьбовых концевых соединений. Трос присоединяется к зубчатому сектору в кабине и к исполнительному механизму триммера в стабилизаторе при помощи сферичных концевых соединений.

Внешняя оболочка троса крепится зажимными планками к монтажной раме спереди и кронштейну стабилизатора сзади.

Триммер представляет собой цельноформованную деталь, изготовленную из стеклопластика. К триммеру крепятся два рычага. Левый рычаг соединяется с тросом. Правый рычаг соединяется с фрикционным стержнем. На фрикционном стержне установлена зажимная планка с отверстием для стержня. Усилие трения стержня в зажимной планке можно регулировать. При вращении верхней части колеса управления триммером вперед происходит следующее: - малое зубчатое колесо двигает вперед вверх зубчатого сегмента; - зубчатый сектор тянет внутреннюю жилу троса вперед; - внутренняя жила троса тянет левый рычаг вперед; - левый рычаг тянет кабанчик триммера вперед, при этом триммер отклоняется вверх. - при отклонении триммера вверх в полете возникают аэродинамические силы, стремящиеся отклонить руль высоты вниз, и самолет пикирует. При вращении верхней части колеса управления триммером назад зубчатый сектор вращается назад, трос движется назад, и триммер отклоняется вниз. При этом в полете возникает сила, стремящаяся отклонить руль высоты вверх, возникает кабрирующий момент самолета. В каждом случае пилот видит положение триммера по положению белой метки на зубчатом секторе. При отказе проводки механической системы управления триммером между колесом и приводным рычагом триммера работает фрикционный механизм, который предотвращает возникновение автоколебаний триммера. При рассоединении руля высоты управление по тангажу может осуществляться при помощи триммера руля высоты и изменением режима двигателя. Положение закрылков выбирать с учетом массы, центровки и режима двигателя. При заклинивании руля высоты управление по тангажу может осуществляться изменением режима двигателя и при помощи триммера руля высоты (балансировка в противоположном направлении), при этом основным средством управления по тангажу является изменение режима двигателя, а эффективность триммера снижается.