Если в момент освобождения ручки управления угол крена был больше 7, но меньше 80°, а углы тангажа до ±80°, САУ стабилизирует этот угол крена и угол тангажа, так как наличие большого угла крена свидетельствует о намерении летчика выполнять маневр с переменным курсом.
Если в момент освобождения ручки управления угол крена был менее 7°, а угол тангажа не превышал ±40°, САУ обеспечивает стабилизации углов тангажа и курса с устранением крена.
В отличие от режима «Демпфер» в режиме «Стабилизация» и во всех других автоматических режимах используется отклонение только элеронов и стабилизатора механизмами триммерного эффекта тангажа и крена.
При включенном режиме «Стабилизация» изменение углового положения самолета осуществляется летчиком обычным отклонением ручки управления при обжатой гашетке концевых выключателей. В этом случае стабилизация угловых положений самолета временно прекращается. Для последующей стабилизации нового положения самолета перед освобождением ручки управления необходимо снять с нее усилия механизмами триммерного эффекта.
Режим «Стабилизация» разрешается включать непосредственно перед взлетом на ВПП и в полете. Во время руления режим должен быть отключен. Включение режима «Стабилизация», например, на
- 120 -
стоянке приведет к тому, что САУ, «запомнив» в момент включения стояночный курс, в дальнейшем будет стремиться стабилизировать его отклонением органов поперечного управления. Следовательно, разбег и взлет с ВПП с курсом, отличающимся от стояночного, могут происходить с отклоненными органами поперечного управления самолета, что приведет к кренению его после отрыва.
Режим «Стабилизация» отключается кратковременным нажатием красной кнопки ВЫКЛЮЧ. РЕЖИМА САУ на ручке управления самолетом. Кроме того, режим автоматически отключается при включении режимов «Приведение к горизонту» и «Увод из зоны опасной высоты».
Режим «Приведение к горизонту»
Режим «Приведение к горизонту» предназначен для автоматического вывода самолета в прямолинейный горизонтальный полет при потере летчиком пространственной ориентировки на любых режимах полета.
Режим включается нажатием кнопки-лампы ПРИВЕД. К ГО-РИЗ., расположенной на ручке управления самолетом, при освобожденной гашетке концевых выключателей и контролируется по загоранию лампы, расположенной в кнопке. При включении режима отключаются все ранее включенные режимы САУ, кроме режима «Демпфер».
Автоматическое приведение к горизонту при углах крена более 80° осуществляется только по крену, а при уменьшении крена до 80° и менее — одновременно по крену и тангажу. При входе в зону углов крена ±7° и углов тангажа ±5° включается корректор высоты и осуществляется стабилизация барометрической высоты, сопровождаемая загоранием кнопки-табло СТАВ. ВЫС., при этом стабилизируется и курс полета.
Автоматическое приведение самолета к горизонту происходит с угловыми скоростями крена 10—45°/с, приведение по тангажу обеспечивается созданием нормальной перегрузки от -1 до +5, в зависимости от начального угла тангажа, высоты и скорости полета.
Если в процессе приведения к горизонту летчик вмешивается в управление (обжимает гашетку концевых выключателей на ручке
- 121 -
управления самолетом или нажимает на ползунок триммерного эффекта), автоматическое приведение к горизонту временно прекращается. Отклонением ручки управления летчик может ускорить или замедлить приведение самолета к горизонту.
После прекращения вмешательства в управление автоматическое приведение к горизонту возобновляется.
Исполнительными механизмами в режиме приведения самолета к горизонту, как указывалось выше, являются механизмы триммерного эффекта каналов крена и тангажа, имеющие переменную скорость выдвижения штоков.
Режим отключается кратковременным (менее 3 с) нажатием на красную кнопку ВЫКЛЮЧ. РЕЖИМА САУ, а также включением режима «Стабилизация».
Режим «Стабилизация высоты»
Режим стабилизации барометрической высоты разрешается включать во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета на высотах не менее 100 м при вертикальных скоростях, близких к нулю (угол наклона траектории полета — не более ±5°). Включение режима производится нажатием кнопки-табло СТАБ. ВЫС. при включенной кнопке-табло АП и освобожденной гашетке концевых выключателей. Контроль включения режима осуществляется по загоранию ламп-сигнализаторов этих кнопок. Кроме того, режим включается автоматически при включенном режиме «Приведение к горизонту» через 4—5 с после входа самолета в зону углов крена менее 7° и углов тангажа менее 5°.
При включении режима возможно изменение высоты полета относительно заданной с вертикальной скоростью 5—8 м/с, после чего начинается стабилизация барометрической высоты. При этом в боковом канале осуществляется стабилизация крена (до ±70°), а при крене менее 7° — стабилизация курса с устранением крена.
При обжатии гашетки концевых выключателей или нажатии на ползунок механизма триммерного эффекта и последующем прекращении вмешательства в управление самолетом режим стабилизации барометрической высоты восстанавливается лишь в том случае,
- 122 -
если угол наклона траектории не превышает 5°. При угле наклона траектории более 5° осуществляется стабилизация угла тангажа (до входа в зону углов тангажа менее 5°).
Режим отключается кратковременным нажатием красной кнопки ВЫКЛЮЧ. РЕЖИМА САУ на ручке управления самолетом.
Режим увода из зоны «опасной» высоты («Увод»)
Режим «Увод» предназначен для автоматического увода самолета из зоны заданной «опасной» высоты с последующим приведением его к горизонтальному полету при полетах на высоте менее 1м с убранным шасси.
Безопасный автоматический увод самолета с «опасной» высоты, выставленной на задатчике радиовысотомера, обеспечивается при следующих условиях: угол крена не превышает 30°, вертикальная скорость снижения — до 40 м/с, истинная высота полета — не менее 200 м. Потеря высоты при этом не превышает 100 м относительно «опасной».
Включение режима производится предварительным нажатием кнопки-табло УВОД непосредственно перед этапом полета, на котором возможно снижение ниже заданной «опасной» высоты.
При снижении самолета на высоту меньше заданной «опасной» срабатывает сигнализация радиовысотомера и в телефоны летчика поступает речевая информация «Опасная высота», самолет автоматически переводится с нормальной перегрузкой 1,5— 5 в набор высоты с углом наклона траектории, равным 8°, с одновременным приведением к нулевому углу крена. После набора
высоты, большей, чем «опасная», и снятия команды «Опасная высота» автоматически включается режим «Приведение к горизонту», а после выхода самолета в горизонтальный полет при углах крена менее 7° и тангажа менее 5° через 4—5 с автоматически включается режим стабилизации барометрической высоты и курса полета.
При вмешательстве летчика в управление самолетом в процессе увода с «опасной» высоты автоматическое управление исполнительными механизмами (механизмами триммерного эффекта) от-
- 123 -
ключается. После прекращения вмешательства в управление режим «Приведение к горизонту» восстанавливается.
Если вход в зону «опасной» высоты произведен с обжатой гашеткой концевых выключателей или с нажатым переключателем управления механизмами триммерного эффекта на ручке управления на высоте, равной «опасной», кратковременное отклонение стабилизатора на кабрирование осуществляется не от механизма триммерного эффекта тангажа, а только от рулевого агрегата канала тангажа АРМ-150, т. е. без отклонения ручки управления и изменения усилий на ней. Летчик при этом ощущает возрастание положительной перегрузки в течение 3—4 с. Автоматический перевод самолета в набор высоты в этом случае не осуществляется.
Режим отключается при повторном нажатии кнопки-табло УВОД на пульте управления САУ или при нажатии красной кнопки ВЫКЛЮЧ. РЕЖИМА САУ на ручке управления и удержании ее нажатой более 3 с (до погасания кнопки-табло ДЕМПФ.). После повторного нажатия на кнопку-табло УВОД режим «Демпфер» остается включенным.
БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ
И РЕГИСТРАЦИИ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ
На самолете установлены бортовой регистратор параметров "Тестер" и бортовая обобщенная система встроенного контроля и предупреядення летчика "Экран".
СИСТЕМА "ТЕСТЕР"
Система предназначена для регистрации на бортовой магнитный накопитель различных параметров полета самолета и работы его важных агрегатов и систем в нормальных и аварийных условиях и сохранения записанной информации в случае механического удара с перегрузкой до 1000 ед., воздействия температуры до 1000°С в течение 15 мин, пребывания в морской воде до 5 суток и при воздействии керосина до 2 суток.
Регистратор обеспечивает возможность перезаписи информации с магнитной ленты без снятия накопителя с борта самолета.
- 124 -
Скорость перезаписи в 8-12 раз больше скорости записи. Перезапись осуществляется аппаратурой типа "Обзор" или наземным устройством обработки полетной информации "Луч-71(М)".
Регистратор питается постоянным током напряжением 18-31 В от аварийной шины энергоузла, время непрерывной работы - 24 ч с сохранением информации о последних трех часах полета.
Регистратор включается в работу автоматически и вручную. Автоматическое включение осуществляется при выпущенных закрылках и достижении правым двигателем оборотов 85%. При отрыве самолета от ВПП сигнал включения регистратора блокируется концевым выключателем обжатого положения правой опоры шасси. Сигнал автоматического включения регистратора снимается при обжатии правой опоры шасси и убранных закрылках (или оборотах двигателей менее 85%).
Ручное включение регистратора производится выключателем РЕГИСТР., установленным в кабине летчика на горизонтальной части правого пульта, перед запуском двигателей, а выключение - после остановки роторов двигателей.
Съем накопленной в полете информации производится через разъем "Луч-КПА", расположенный в левом наплыве крыла.
Переписанная с борта самолета информация может быть представлена либо в виде графиков с помощью системы "Луч-71(М)" с последующей их обработкой вручную, либо проанализирована автоматически системой "Луч-74" по алгоритмам, экспресс-анализа для контроля летно-эксплуатационных ограничений и технического состояния самолета с представлением результатов на бланке экспресс-анализа.
На бланк экспресс-анализа выводится следующая информация: № самолета, № полета, дата полета, № события нарушения, № канала параметра и его экстремальные значения, время начала и окончания события нарушения.
Кроме того, программы обработки информации системой "Луч-74" позволяют:
- вывести на график кодовые и физические значения записанных "Тестером"параметров полета;
- 125 -
- распечатать содержание события нарушения.
Перечень параметров, записываемых "Тестером" Параметры движения самолета и положения органов управления
1. Скорость приборная (Vпр ).
2. Скорость истинная (Vист.).
3. Высота барометрическая (Нбар).
4. Высота относительная (Нотн).
5. Перегрузка продольная (nx).
6. Перегрузка вертикальная (ny)
7. Перегрузка боковая (nz).
8. Курс (ψ).
9. Крен ( γ).
10. Тангаж (θ).
11. Угол атаки (α).
12. Угол отклонения стабилизатора лев.(φст. лев).
13. Угол отклонения стабилизатора прав.(φст. пр).
14. Угол отклонения руля направления (δр. н).
15. Ход ручки по крену (Xγ)
16. Ход ручки по тангажу (Хθ).
17. Ход педалей (Xпед).
18. Положение элеронов (δэ).
19.
Параметры силовой установки
1. Положение РУД прав, двигателя (αруд прав.).
2. Положение РУД лев. двигателя (αруд лев.).
3. Обороты ротора высокого давления прав, двигателя (nрвд прав.).
4. Обороты ротора высокого давления лев. двигателя (nрвд лев.).
5. Остаток топлива (Qтопл)
6. Частота вращения РНД прав, двигателя (n).
7. Вибрации корпуса турбины прав, двигателя.
8. Давление газа за турбиной прав, двигателя.
9. Температура газа за турбиной прав, двигателя.
10. Давление воздуха за компрессором прав, двигателя.
11. Давление воздуха на входе прав, двигателя.
- 126 -
12. Давление топлива в I контуре прав, двигателя.
13. Температура воздуха на входе прав, двигателя.
14. Положение створок горла сопла прав, двигателя.
15. Давление масла прав, двигателя.
16. Частота вращения РНД лев. двигателя.
17. Вибрация корпуса турбины лев. двигателя.
18. Давление газа за турбиной лев. двигателя.
19. Температура газа за турбиной лев. двигателя.
20. Давление воздуха за компрессором лев. двигателя.
21. Давление воздуха на входе лев. двигателя. •
22. Давление воздуха в I контуре лев. двигателя.
23. Температура воздуха на входе лев. двигателя.
24. Положение створок горла сопла лев. двигателя.
25. Давление масла лев. двигателя.
26. Вибрация КСА прав, двигателя.
27. Давление масла КСА прав. двигателя.
28. Вибрация КСА лев. двигателя.
29. Давление масла КСА лев. двигателя.
Параметры САУ
1. Ход АРМ - Направления.
2. Ход АРМ - Тангаж.
3. Ход мех. трим. эф. крена
4. Ход мех. трим. эф. тангажа
5. Ход АРМ - АПУС. ;
6. РК САУ
Параметры энергоснабжения
1. Напряжение бортсети ~ 115 В 400 Гц.
2. Напряжение бортсети = 27 В
Разовые команды
1. Отказ общей г/с.
2. Отказ бустерной г/с.
3. Резервная система прав. двигателя.
4. Резервная система лев. двигателя.
5. Перегрев лев. двигателя.
6. Перегрев прав. двигателя.
- 127 -
7. Нет подкачки.
8. Сбрось обороты лев. двигателя.
9. Сбрось обороты прав. двигателя.
10. Помпаж прав. двигателя.
11. Масло КСА.
12. Пожар.
13. Тормозные щитки выпущены.
14. Закрылки выпущены.
15. Шасси убрано.
16. Катапультирование.
17. Помпаж лев. двигателя.
18. Сброс фонаря.
19. Верхний вход.
20. Форсаж прав, двигателя.
21. Форсаж лев. двигателя.
22. Положение носков крыла.
23. Сигнал маркерного приемника
24. Нажатие кнопки рация.
25. Аварийный остаток топлива.
26. Нажатие боевой кнопки.
27. Наличие подвески № 1.
28. Наличие подвески № 2.
29. Наличие подвески № 3.
30. Наличие подвески № 4.
31. Наличие подвески № 5.
32. Наличие подвески № 6.
Служебные параметры
1. Калибровочное напряжение Uк=-+6,25 В (параметр самоконтроля).
2. Текущее время (сек).
3. Текущее время (мин).
4. Номер включения "Тестер".
5. Напряжение переполнения, разряд сетки ПНК=6,3 В.
6. Номер комплекта.
- 128 -
СИСТЕМА "ЭКРАН"
Обобщенная встроенная система контроля и предупреждения экипажа "Экран" входит в состав аварийно-предупреждающей сигнализации самолета. Она объединяет встроенные средства контроля в единую систему и обеспечивает автоматизированный контроль работоспособности агрегатов и систем самолета в процессе его подготовки к вылету, при выполнении полета, а также регистрацию информации об отказах.
После посадки самолета система "Экран" производит документирование отказов, имевших место в полете. Без выдачи на табло "Экрана" документируется информация о состоянии систем и агрегатов, отказы и превышение параметров которых не угрожают непосредственно безопасности полета, а также информация о системах и агрегатах, которая выдается на сигнальные табло красного цвета.
Система состоит из блока логики и управления (БЛУ) и универсального сигнального табло.
Для управления и контроля системы имеются кнопки ЭКРАН ВЫЗОВ "Экрана" и КОНТР. ЭКРАН.
БЛУ последовательно "опрашивает" по принципу "Годен"-"0тказ" встроенные средства контроля (ВСК) и отдельные датчики, контролирующие параметры работы агрегатов и систем самолета. Если какой-либо параметр работы агрегата или системы самолета превысил норму или произошел отказ одного или нескольких объектов контроля, то соответствующими встроенными средствами контроля или датчиками вырабатывается сигнал отказа. БЛУ принимает этот сигнал и выдает информацию об отказе.
Индикация отказа осуществляется на универсальном табло с включением кнопки-лампы КСЦ в проблесковый режим и выдачей речевой информации. Если в перечне речевых сообщений отсутствует команда, соответствующая возникшему отказу, то РИ выдает команду "Смотри экран". Информация на сигнальном табло сохраняется до тех пор, пока летчик не нажмет кнопку ЭКРАН ВЫЗОВ, или не исчезнет сигнал отказа, или не поступит сигнал с более высоким приоритетом.
- 129 -
При нажатии на кнопку ЭКРАН ВЫЗОВ, при отсутствии сигналов в очереди, кадр исчезает с табло "Экрана" и загорается табло ПАМЯТЬ, которое будет высвечиваться до тех пор, пока не исчезнет сигнал отказа. Сигнал из памяти вызывается нажатием кнопки ЭКРАН ВЫЗОВ при отсутствии сигналов в "очереди". При этом КСЦ не включается. В случае поступления сигнала с более высоким приоритетом сигнал с низшим приоритетом уйдет' в "очередь" - загорится табло ОЧЕРЕДЬ, а сигнал с высшим приоритетом выдается на табло. При наличии нескольких сигналов об отказах на табло "Экрана" появляется сигнал с высшим приоритетом, а остальные уходят в "очередь" - горит табло ОЧЕРЕДЬ. Из "очереди" информация вызывается нажатием кнопки ЗКРАН ВЫЗОВ. При этом выключается кнопка-лампа КСЦ и сигнал, находившийся ' на табло до вызова из "очереди", уходит в "Память", вызов из которой осуществляется нажатием кнопки ЭКРАН ВЫЗОВ только после просмотра всей "очереди" и загорания табло ПАМЯТЬ.
Тексты инструкций хранятся в постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) БДУ. Выдаваемая на табло "Экрана" информация одновременно запоминается в БЛУ для последующего документирования после посадки самолета (автоматически после обжатия шасси).
Если информация, получаемая БДУ от ВСК и датчиков объектов контроля, не относится к числу выдаваемых на табло "Экрана", то она только запоминается в БЛУ для последующего документирования после посадки.
Опpoc BСK и датчиков, контролирующих работу агрегатов и систем самолета, осуществляется БЛУ по заданным алгоритмам контроля.
Система "Экран" имеет три режима работы:
1. Режим "Самоконтроль" - выполняется нажатием кнопки ЭКРАН ВЫЗОВ до запуска двигателей при включенных выключателях АМУМ. БОРТ. АЭРОДРОМ и НАВИГАЦИЯ, при этом на лицевой панели "Экрана" световое табло ОТКАЗ не должно высвечиваться.
Через 15 с после нажатия кнопки ЗКРАН ВЫЗОВ должны последовательно отпечататься сигналы САМОКОНТ. и ЭКРАН ГОДЕН.
- 130 -
При неисправностях "Экрана" могут появиться следующие признаки отказа:
- на лицевой панели "Экрана" высветится световое табло ОТКАЗ;
- через 15 с на табло "Экрана" сигналы САМОКОНТ. и ЭКРАН ОТКАЗ печатаются
в искаженном виде или совсем не появляются.
При отказе в полете аппаратуры "Экран" выполнение задания продолжать и руководствоваться речевой информацией.
Встроенный контроль "Экрана" производится летчиком после посадки в кабину перед запуском двигателей.
2. Режим наземного контроля НК - выполняется техническим составом.
3. Режим полетного контроля ПК - включается автоматически при нажатии кнопки ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ. При этом происходит "опрос" БЛУ ВСК и датчиков объектов контроля, по алгоритмам ПК, заложенным в БЛУ.
На взлете через 60 с после прекращения обжатия правой стойки шасси кратковременно выдается сигнал ПОЛЕТ на табло "Экрана".
На пробеге, через 20 с, после посадки самолета и обжатия правой стойки шасси начинается документирование накопленной в полете информации о состоянии и отказах объектов контроля. Документируется как информация, выдававшаяся летчику на табло "Экрана", так и не выдававшаяся, но запомненная БЛУ.
Документирование информации происходит кадрами в виде столбцов цифр, содержащих номера в время происшедших в полете событий. Вся информация записывается на 16 кадрах за несколько секунд, поэтому в процессе перезаписи летчик наблюдает в это время на табло "Экрана" быстрое движение ленты.
РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Работа радиоэлектронного оборудования я прицельного комплекса самолета обеспечивается антенно-фидерной системой. Расположение антенн на самолете показано на рис.
- 131 -
Расположение антенн самолета
I - антенна РЛС; 2 - антенна КОЛС; 3 - ненаправленная антенна АРК; 4 - рамочная антенна АРК; 5 - угломестная антенна СПО-15Л("верх"); 6,15 - азимутальные (задние) антенны СПО-15Л; 7 - антенна Р-862; 8,21 - антенны III (международного) диапозона СО-69 ; 9 - задняя антенна "Пион-НМ-I" и антенна 3 диапозона СО-69 горизонтальной поляризации; 10 - антенна БРЛ; 11,12 - антенна СРО диапазонов II, III и ; 13 - антенна СО-69 диапазонов 1 и 2 ; 14 - антенны СРО диапазона 1 (две, слева и справа в киле); 16 - угломестная антенна СПО-15Л ("низ"); 17 - антенны (две) в левом и правом наплывах крыльев 1 диапозона СРО; 10 - две азимутальные передние антенны СПО-15Л (в левом и правом наплывах крыльев); 19 - две антенны (в правом и левом наплывах крыльев) 1,2 диапазонов СО-69 ; 20 - антенна СРЗ диапазона 3; 21 - антенна 3 диапазона СО-69; 22 - антенна ПА, 3.УП диапазонов СРО; 23 - приемо-передаточная антенна РВ ; 24 - передняя антенна " Пион-НМ-1 " и 3 диапазона СО-69; 25 - антенна МРП.
АППАРАТУРА РЕЧЕВЫХ СООЩЕНИЙ АЛМАЗ-УП или П-591
Аппаратура предназначена для речевого оповещения летчика и наземных пунктов управления об аварийных ситуациях в полете,
- 132 -
В аппаратуре осуществлен принцип многоканальной магнитной запяси на ферромагнитную ленту. При поступлении сигнала с датчика подключается соответствующая данному каналу головка, и сигналы речевого сообщения, снимаемые с головки вос-произведения, подаются на выход аппарата воспроизведения и далее на телефоны летчика через СПУ. I, 2, 3 и 5 сообщения передаются в эфир через радиостанцию.
В случае одновременного поступления сигналов от нескольких датчиков отработка сообщений идет последовательно в порядке возрастания номеров каналов.
Питание речевого информатора осуществляется напряжением 27 В от генератора постоянного тока, при его отказе от аккумуляторной батареи.
Управление РИ осуществляется от кнопок РИ ПОВТОР, и РИ ПРОВЕР. при включенных выключателях АККУМ. БОРТ. АЭРОДРОМ и Б. СИСТ.
При нажатии кнопки РИ ПОВТОР, выдается речевое сообщение с контрольного канала и разрывается цепь питания всех реле блока РИ, после отпускания кнопки цепь восстанавливается и, в случае наличия сигналов от датчиков, происходит повторное воспроизведение команд в порядке приоритета.
При нажатии кнопки ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ по сигналу блока автоматики обеспечивается установка РИ в исходное положение.
При нажатии кнопки РИ ПРОВЕР. происходит проверка РИ, при его исправности
в телефоны выдается речевое сообщение "Я борт № ... Блок речевой информации
исправен".
Перечень речевых сообщений и инструкций выдаваемых аппаратурой речевых сообщений приведен в табл. 20.
радиостанция: р-862
Радиостанция обеспечивает беспоисковую и бесподстроечную радиосвязь в пределах прямой видимости между самолетами и самолетов с наземными радиостанциями и постоянный прием сигналов спасательной службы на аварийной частоте 121,5 мГц.
- 133 -
Работа радиостанции может осуществляться на одном (любом) из 20-ти каналов, настроенных на фиксированые частоты, заранее установленные в запоминающем устройстве.
Радиостанция работает в двух диапазонах волн:
- в метровом: MB - от 100 до 149,975 мГц;
- в дециметровом: ДМВ - от 220 до 399, 975 мГц.
Частоты связи равномерно распределены по диапазонам через 25 кГц (2000 частот в MB и на 7200 частот в ДМВ диапазонах).
Электропитание радиостанции осуществляется от генератора постоянного тока, в случае выхода его из строя - от бортовых аккумуляторов. Работоспособность радиостанции обеспечивается при понижении напряжения в бортсети до 18 В. Потребление электроэнергии радиостанцией в режиме "Передача" не более 550 Вт, в режиме "Прием" - не более 50 Вт.
Дальность ведения радиосвязи самолета с наземными пунктами при высоте полета 1000 м составляет не менее 120 км, при высоте 5000 м - не менее 250 км и на высоте 10000 м - не менее 350 км.
Время перехода с передачи на прием и наоборот составляет не более 0,5 с. Время перехода на другой канал - не более 1,5 с.
Радиостанция готова к работе сразу после включения питания.
Антенна радиостанции установлена в законцовке правого киля.
При выполнении виражей с кренами более 45° возможно затенение антенны и пропадание радиосвязи на отдельных курсовых углах.
Радиостанция может работать в двух режимах модуляции-частотной (ЧМ) в амплитудной (AM). Режим модуляции выбирается в соответствии с заданием на полет переключателем АМ-ЧМ. При учебных полетах переключатель установлен в положение
AM и законтрен.
Включение радиостанции производится выключателем РАДИО. С пульта управления радиостанции производится:
· выбор одного из 20-ти каналов связи установкой переключателя каналов в нужное положение;
· регулировка громкости вращением регулятора громкости;
· включение к выключение подавителя шумов выключателем ПШ;
- 134 -
· включение и выключение прослушивания аварийного канала выключателем АП.
· При мигании лампы АП необходимо включить выключатель АП и прослушать сообщение экипажа, терпящего бедствие;
· подключение позывных сигналов радиокомпаса или РСБН одновременно с сигналами радиостанции выключателем PК.
В закабинном отсеке на передней панели приемника-возбудителя установлен переключатель полосы приема УЗК. - ШИР. Установка его в положение УЗК. позволяет исключать помехи при радиосвязи с однотипной радиостанцией; установка в положение ШИР. используется для радиосвязи с радиостанциями старых типов.
РАДОСТАНЦИЯ Р-855УМ
Малогабаритная приемопередающая ультракоротковолновая радиостанция входит в комплект радиомаяка "Комар" и предназначена для двусторонней радиосвязи летчика, покинувшего аварийный самолет, с самолетами или поисковой группой и в качестве радиомаяка в режиме "Тон".
В комплект радиомаяка "Комар" входят:
- радиостанция (приемопередатчик);
- надувная оболочка с антенной, наполняемая углекислотой из баллона при аварийном покидании самолета летчиком;
- батарея питания "Прибой" (срок хранения не более 12 месяцев);- складная штыревая антенна.
Батарея питания обеспечивает непрерывную работу радиостанции в режиме: I мин - передача и 3 мин - прием в течение 60 ч и в режиме радиомаяка "Тон" - не менее 70 ч.
Дальность двусторонней радиотелефонной связи с однотипной радиостанцией при высоте антенны над землей 1,5 м составляет не менее 800 м.
Дальность радиосвязи с самолетом и дальность привода зависит от высоты полета самолета и чувствительности бортового приемника и составляет при высоте полета самолета м;
а) для двусторонней радиосвязи от 16 до 60 км;
б) для радиосвязи по приводу в режиме "Тон" - 30-70 км.
- 135 -
Радиостанция сохраняет работоспособность после погружения в воду на глубину до I м в течение I ч.
Прием и передача осуществляются через один динамический микротелефон, вмонтировавши в корпус приемопередатчика (или через шлемофон, подключенный через переходной кабель, находящийся в НАЗ).
Управление радиостанции осуществляется кнопками ПРИМ и ПЕРЕДАЧА, располо— женными на боковой стороне корпуса приемопередатчика. Фиксация кнопок осуществляется движением фиксатора по направлению к антенне, расфкксация — в обратном на—
правлении
На верхней части корпуса имеется гнездо для подключения антенны, на нижней - винт для разгерметизации при большом изменении атмосферного давления или темпе - ратуры окружающей среды.
Режим радиомаяка "Тон" включается автоматически при катапультировании, выпадении и надувании антенны, выключается нажатием кнопки ПРИЕМ или ПЕРЕДАЧА. Контроль включения режима осуществляется прослушиванием сигналов в телефонах.
АВТОМАТИЧЕСКИЙ РАДИОКОМПАС (АРК)
АРК предназначен для самолетовождения по приводным и широковещательным радиостанциям и обеспечивает:
- полет на радиостанцию и от нее с индикацией курсового угла;
- определение пеленгов радиостанции и самолета по шкале курса ПНП;
- выполнение захода на посадку по приводной радиостанции;
- прием и прослушивание сигналов средневолновых радиостанций в диапазоне частот радиокомпаса.
Основные технические данные радиокомпаса
Диапазон частот ,5 кГц
Количество настраиваемых частот радиостанций 8
Точность отсчета курсового угла +2°
Время автоматической перестройки с одной частоты
на другую <4 с
- 136 -
Дальность устойчивой работы с наземной радиостанцией ПАР-8 при высоте полета:
10000 м не менее 340 км
1000 м не менее 180 км
АРК имеет два режима работы:
- режим автоматического пеленгования "Компас". В этом режиме АРК автоматически покажет курсовой угол пеленгуемой радиостанции;
- режим работы "Антенна" - для прослушивания позывных сигналов приводных радиостанций или работы широковещательных радиостанций. В этом режиме АРК работает как обычный средневолновый радиоприемник с достаточно высокой чувствительностью и помехоустойчивостью.
АРК включается выключателем Б/СИСТ.
Электропитание радиокомпаса осуществляется постоянным током напряжением 27 В от генератора постоянного тока и переменным током напряжением 36 В 400 Гц через понижающий трансформатор от генератора переменного тока.
При отказе генератора переменного тока питание радиокомпаса по переменному току производится от преобразователя ПТО. При отказе генератора постоянного тока АРК автоматически переключается на питание от аккумуляторов.
Мощность, потребляемая по цепи переменного тока, не более 10 ВА, по цепи постоянного тока - не более 50 Вт.
При заходе на посадку переключение с ДПРС на БПРС производится автоматически по сигналу маркерного радиоприемника (при выпущенном шасси) и отклонении стрелки КУР от нулевого положения на 90плюс минус50°. При переключении загорается лампа АРК-БПРС. Обратное переключение с БПРС на ДПРС производится автоматически при отклонении стрелки КУР на 90плюсминус45° от КУР = 180°. Для ручного переключения на БПРС служит переключатель ДАЛЬН.-БЛИЖН.
При установке переключателя номеров ДПРС в положении П, а переключателя ДПРС-БПРС в положение БПРС происходит проверка радиокомпаса встроенным контролем, при этом стрелка указате-
- 137 -
ля КУР прибора ПНП устанавливается в пределах 16°, а при установке переключателя ТЛФ-ТЛГ в положение ТЛГ в телефонах появится ток частотой 800 Гц,
Включение ручного вращения рамочной антенны (и, соответственно, отклонение стрелки КУР) производится - нажатием кнопки РАМКА на пульте управления АРК. При отпускании кнопки (в положении КОМП.) стрелка КУР будет вновь показывать направление на радиостанцию, а в положении АНТ. - оставаться на месте.
При отказе радиостанции (приемника) возможно прослушивание команд руководителя полетов через радиокомпас. Для этого необходимо включить выключатель РК на пульте радиостанции, а переключатель КОМП. - АНТ. на пульте радиокомпаса установить в положение АНТ. В этом случае радиокомпас работает как высокочувствительный средневолновый приемник.
РАДИОВЫСОТОМЕР (РВ)
Радиовысотомер предназначен для непрерывного измерения истинной высоты полета самолета с автоматической выдачей ее значения на указатель. Диапазон измеряемых высот от 0 до 1500 м (A-03I) или от 0 до 1000 м (А-037) с точностью плюсминус I м на высотах от 0 до 10 м и 10% Н на высотах более 10 м (по указателю). Сигнализация "опасной" высоты от 0 до 20 м производится с точностью плюсминус0,5 м, выше - с точностью плюсминус3% Н.
Радиовысотомер представляет собой радиолокационную станцию, непрерывного излучения радиоволн сантиметрового диапазона с частотной модуляцией.
Электропитание РВ осуществляется постоянным током напряжением 27 В от генератора постоянного тока и переменным током напряжением 115 В 400 Гц от генератора переменного тока. При отказе генератора постоянного тока радиовысотомер питается от аккумуляторных батарей, а при отказе генератора переменного тока автоматически подключается на питание от ПТО при включенном выключателе ЗАПУСК ПТО.
Радиовысотомер включается выключателем БОРТ СИСТ. (при отключенном выкллючателе МОЛЧАНИЕ РСБН. РВ), при этом выпа-
- 138 -
дает бленкер ненадежности на указателе высоты. По истечении времени, необходимого для прогрева, при исправности РВ бленкер ненадежности исчезает, а стрелка указателя высоты показывает высоту 0 плюсминус 1 м.
Правильность работы РВ в полете непрерывно автоматически проверяется системой встроенного контроля.
При полете на высотах менее 1м и неисправности РВ на указателе выпадает бленкер, а стрелка уходит в темный сектор, то же самое происходит при полете на высоте более 1м. при исправном РВ.
Радиовысотомер выдает сигналы HQnac в речевой информатор, "Экран", САУ, а исправность РВ и Нтек - в РЛПК. Установка "опасной" высоты производится с помощью рукоятки - кнопки УСТ. ВЫСОТ. КОНТРОЛЬ совмещением индекса опасной высоты с заданным значением высота по шкале указателя РВ. При снижении ниже установленной "опасной" высоты на указателе загорается желтая лампа ОПАСНАЯ ВЫСОТА, на табло
"Экрана" высвечивается сигнал ВЫСОТА ОПАСНАЯ и поступает речевое сообщение "Высота опасная". При установке "опасной" высоты необходимо учитывать, что речевое сообщение "Высота опасная" выдается с задержкой до 3 с.
Радиовысотомер выдает значения высоты с погрешностями не более указанных выше при кренах до 15°, с увеличением углов крена погрешности увеличиваются и при крене 30° и более показания РВ использовать не рекомендуется.
Не рекомендуется пользоваться радиовысотомером при полетах над горной местностью, когда резкие изменения высоты могут превысить диапазон измеряемых высот.
В полете отключение радиовысотомера с целью радиомаскировки возможно выключателем МОЛЧАНИЕ РСБН. РВ. Время восстановления работоспособности РВ после отключений выключателя МОЛЧАНИЕ РСБН. РВ не превышает 2 мин.
- 139 -
МАРКЕРНЫЙ РАДИОПРИЕМНИК (РПМ)
Маркерный радиоприемник предназначен для определения момента пролета самолета над антенной маркерного радиомаяка. Момент пролета ДПРМ и БПРМ определяется по звуковому сигналу, поступающему в телефоны летчика, и по загоранию лампы МАРКЕР на табло;
Электропитание РПМ постоянным током напряжением 27 В осуществляется от генератора постоянного тока, при его отказе - от аккумуляторных батарей. Электропитание переменным током 115 В 400 Гц - от генератора переменного тока, при его отказе РПМ автоматически переключается на питание от ПТО при включенном выключателе ЗАПУСК ПТО.
Сигнал маркерного радиоприемника поступает на табло МАРКЕР, в приемник АРК для переключения его настройки с ДПРС на БПРС и в телефоны летчика.
Включение РПМ производится выключателем Б./СИСТ.
АППАРАТУРА ГОСОПОЗНАВАНИЯ
Аппаратура предназначена для определения государственной принадлежности воздушных целей.
В состав аппаратуры "Пароль-2Д" входят самолетный радиолокационный запросчик СРЗ-Ш и самолетный радиолокационный ответчик СРО-1П. В период действия системы "Кремний" на самолетах установлены запросчики СРЗ-035М.
Примечание. При получении распоряжения по вводу в действие немодулированных кодов на самолетах, оборудованных запросчиком СРЗ-035М, переключатель СРЗ установить в положение 3-I.
Запросчик (СРЗ) предназначен для запроса воздушной цели при определении принадлежности ее к ВС СССР. Запросчик излучает высокочастотные закодированные сигналы, принимает закодированные ответные сигналы, дешифрирует их и при соответствии ответного кода действующему выдает на экран СЕИ метку опознавания.
Самолетный радиолокационный ответчик (СРО) принимает и декодирует запросные сигналы, а затем кодирует и излучает ответ-
- 140 -
ные сигналы, соответствующие полученному запросу и действующему расписанию (программе) кодов.
СРО решает следующие задачи:
· - общее опознавание по принципу "свой-чужой" воздушных целей;
· - индивидуальное опознавание воздушных целей по принципу "Где ты";
· - выдачу аварийных сигналов "Тревога" и "Бедствие".
Наличие на индикаторе РЛС метки опознавания над меткой цели от обнаруженного объекта свидетельствует о том, что объект свой.
Электропитание СРЗ и СPO осуществляется постоянным током напряжением 27 В от генератора постоянного тока, переменным током 115 В 400 Гц - от генератора переменного тока. В случае отказа генератора постоянного или переменного тока электропитание СРЗ автоматически отключается, а СРО подключается соответственно к аккумуляторным батареям и к ПТО.
для управления и контроля работы аппаратуры имеются следующие органы:
· табло ЗАПРОС - для сигнализации работы и исправности запросчика;
· табло ВКЛЮЧИ ЗАПАС - для сигнализации о необходимости включения запасного кода (на самолетах МИГи сигнал ВКЛЮЧИ ЗАПАСНОЙ КОД ОПОЗН. на табло "Экрана-13");
· переключатель I, II, III - I, III-II - для выбора режима работы запросчика (в положении I - общее нешифрованное опознавание, в положении II - общее шифрованное опознавание своих воздушных целей, в положении III-I и III-II - индивидуальное опознавание своих самолетов, имеющих присвоенный индивидуальный номер опознавания);
· выключатель БЕДСТВИЕ - для подачи сигнала БЕДСТВИЕ;
· переключатель КО I-II - для включения соответствующего кода контрольного опознавания;
· кнопка СТИРАНИЕ - для стирания ключей шифрования вручную;.
· переключатель АВТ.-КД плюсминус 15 - КП - для переключения ключей шифрования;
- 141 -
· лампа КД и КП - для индикации работы на действующем или последующем коде;
· переключатель РАБОЧИЙ-ЗАПАС - для установки рабочего или запасного кода;
· табло ОТКАЗ СРО (на самолетах МИГ-29(9-13) и сигнал СРО ОТВЕТЧИК на табло "Экрана-13") - для индикации неисправности ответчика.
В полете смена кода действующего (КД) на код последующий (КП) происходит автоматически, при этом загорается лампа КП и гаснет лампа КД. Если к 23 ч 52 мин московского времени не произошло автоматическое переключение кодов (не загорелась лампа КП), необходимо переключатель АВТ.-КД плюсминус 15-КП установить в положение плюсминус 15. При этом загорается лампа КП и гаснет лампа КД. В дальнейшем в 00 ч 18 мин переключатель установить в положение КП. При этом лампа КП продолжает гореть.
Включение СРЗ в режим запроса производится только автоматически при обнаружении цели, с помощью РЛС, при этом загорается табло ЗАПРОС на правом вертикальном пульте кабины и над меткой "своей" цели появляется метка опознавания. При опознавании в режимах III-I и Ш-II метка опознавания по дальности в 2 раза больше, чем в режимах I и II.
С этого момента работа запросчика в режиме "Обзор" происходит по циклу: 10, 5 с.- включен; 3,5 с. - выключен. При этом возможно отсутствие метки опознавания над меткой цели в течение 2-3 циклов обзора. В режиме "Обзор" при нахождении "своей" и "чужой" цели на экране СЕЙ на расстоянии менее 5 км по дальности и менее 25 по азимуту (в зоне, ограниченной стробом) над меткой "чужой"
цели также выдается метка "свой". В режиме "Захват" опознавание всегда осуществляется во II режиме независимо от положения переключателя режимов работы СРЗ (для СРЗ - III). Результат опознавания (символ "С" - свой) высвечивается на СЕЙ через 5 с после прохождения команды "Захват", но возможно пропадание индекса в процессе захвата на время до 4 с. На малых дальностях захвата при высвечивании команды "ПР" результат опознования высвечивается за время до I с.
- 142 -
*В системе с СРЗ-035М разрешающая способность по азимуту отсутствует. Все цели, находящееся на одной дальности, при наличии ответа хотя-бы от одной, будут иметь метку опознавания
В режиме ТП-СТРОБ при измерении дальности с помощью РЛПК, а также при смене информационных каналов СУВ с КОЛС на РЛС символ "С" на СЕИ не выдается.
При загорании лампы КП в момент автоматического или ручного переключения кодов опознавания запрос целей осуществляется только последующим кодом.
При высвечивании табло ВКЛЮЧИ ЗАПАС (на самолетах МИГ-29(9-13) и сигнал ВКЛЮЧИ ЗАПАСНОЙ КОД ОПОЗН. на табло "Экрана-13") и выдачи речевого сообщения "Проверь переключение кодов по времени"(на самолетах МИГ-29(9-13) - "Включи запасной код опознавания") или по команде с земли установить переключатель РАБОЧИЙ-ЗАПАС в положение ЗАПАС, при этом табло ВКЛЮЧИ ЗАПАС должно погаснуть.
Запрещается включать радиооборудование во время ввода информации в блок шифрования СPO.
Примечание. Временно кнопка ЗАПРОС отключена.
Включение СРО производится выключателем Б./СИСТ., при этом питание подается на все блоки и загорается табло ОТКАЗ СРО. Через 1-2 мин с момента включения СРО при его исправности и при введенной информации должно погаснуть табло ОТКАЗ СТО.
САМОЛЕТНЫЙ РАДИОЛОКАЦИОННЫЙ ОТВЕТЧИК (СО)
Самолетный радиолокационный ответчик предназначен для работы с обзорными, диспетчерскими и посадочными радиолокаторами типа П-35, РСП-8К, "Корень-АС" б активном режиме.
Ответчик обеспечивает:
· значительное увеличение дальности виденья самолета наземными РЛС;
· автоматическую передачу на наземные РЛС дополнительной информации о номере самолета (позывной летчика), высоте полета и остатке топлива в процентах;
· облегчение выделения меток целей на экранах наземных РЛС при
- 143 -
наличии помех от метеофакторов и местных предметов.
Принцип работы радиолокационного ответчика заключается в приеме запросных сигналов от наземных радиолокаторов и автоматической выдаче ответных кодированных сигналов.
СО - имеет три режима работы: РСП, УВД и П-35, выбираемых с помощью переключателя рода работ.
В режиме РСП обеспечивается выдача координатной отметки от самолета на экранах диспетчерских и посадочных радиолокаторов, работающих в режиме активной радиолокации.
В режиме УВД обеспечивается выдача координатной отметки от самолета на экранах диспетчерских и посадочных РЛС и автоматическая передача дополнительной информации о номере самолета (индекс летчика), высоте полета и остатке топлива в процентах по запросу диспетчерских РЛС, имеющих аппаратуру отображения информации типа Номер-ТМ.
В режиме П-35 обеспечивается выдача координатной отметки от самолета на экранах обзорных PЛC типа П-35, работающих в активном режиме.
Для кодирования номера самолета служит головка набора номера, в которой заранее набран один пятизначный код, смена передаваемого ответчиком номера осуществляется сменой головки перед полетом. На самолетах с № 000I6766 вместе головки наборе номера для кодирования позывного летчика установлено устройство наборе номера УНН. Блок УНН установлен на правом пульте в кабине.
Для передачи данных о высоте полета СО сопряжен с системой воздушных сиг-
налов, которая выдает в ответчик сигналы, пропорциональные барометрической высоте.
Для передачи данных об остатке топлива в процентах ответчик сопряжен с топ-ливомерно-расходомерной системой.
Электропитание СО осуществляется постоянным током напряжением 27 В от генератора постоянного тока, переменным током 115 В 400 Гц и 36 В 400 Гц - от генератора переменного тока.
- 144 -
При отказе генератора постоянного тока ответчик переключается на питание от аккумуляторных батарей, при отказе привод-генератора переменного тока автоматически отключается.
Для управления ответчиком имеются следующие органы:
· переключатель рода работ: РСП, УВД, П-35;
· выключатель: ВОЛНЫ 1,2 (для выбора рабочей волны);
· кнопка ЗНАК (для выдачи по команде с земли сигналов индивидуального опознавания на наземную РЛС);
· кнопка и сигнальная лампа КОНТРОЛЬ СО;
· выключатель БЕДСТВИЕ (общий для С0 и СРО).
Ответчик включается выключателем Б./СИСТ. Проверка работоспособности производится через 2-3 мин после включения нажатием кнопки КОНТР. СО, при этом при исправных блоках лампа КОНТРОЛЬ горит непрерывно. Когда самолет находится в зоне действия РЛС, лампа периодически вспыхивает, при выходе из зоны РЛС лампа не горит.
СИСТЕМА НАВИГАЦИИ (СН)
Система навигации является частью ОЭПрНК и предназначена для непрерывного автоматического определения и выдачи потребителям (в РЛПК, вычислитель ОЭПрНК, САУ, самолетный ответчик и на индикаторы) пилотажно-навигационных параметров, необходимых для управления самолетом при ведении боевых действий, полете по маршруту, выходе на аэродром посадки, выполнении предпосадочного маневра и захода на посадку.
Система навигации является комплексом взаимосвязанного бортового пилотажно-навигационного оборудования и состоит из трех подсистем:
· бортового радионавигационного оборудования БРНО;
· информационного комплекса вертикали и курса ИК-ВК;
· системы воздушных сигналов СВС.
Система навигации при совместной работе с азимутально-дальномерными радиомаяками и ПРМГ (посадочной радиомаячной группой) наземной радиотехнической система обеспечивает форми-
- 145 -
рование и выдачу в САУ, СЕИ и пилотажно-навигационные приборы сигналов, обеспечивающих управление самолетом при выполнении:
· маршрутных полетов по заранее запрограммированным трем промежуточным пунктам маршрута и трем аэродромам;
· 
возврата на аэродром вылета или один из двух запасных аэродромов посадки с выходом в зону действия посадочных радиомаяков при удалении навигационного маяка до 80 км от аэродрома посадки. Данное удаление маяка от аэродрома посадки ограничено уверенным приемом его сигналов на высоте предпосадочного маневра;
· - захода на посадку до высоты 50 м как на запрограммированные, так и на•незапрограммированные аэродромы (во взаимодействии с САУ при автоматическом или директорном управлении);
· - повторного захода на посадку на запрограммированные аэродромы.
Основные тактико-технические данные СН
Время готовности к полету:
яри ускоренной подготовке до 3 мин
при навигационной подготовке до 15 мин
Погрешности в определении. координат не превышают:
в автономном режиме при ускоренной подготовке
(курсовоздушный режим счисления) 4% пути после последнейкоррекции без учета ветра
в автономном режиме при навигационной
подготовке (инерциальный режим счисления) 8 км за первый
час полета
в режиме радиокоррекции при ускоренной
и навигационной подготовке (0,4%Д±3) км
(дальность до Р/М).
Погрешность выдачи углов крена и тангажа не превышают:
при ускоренной подготовке 1° за 1 час полета
при навигационной подготовке 0,5° за 1 час полета
Погрешность выдачи курса не превышает:
начальная выставка:
при ускоренной подготовке 1°
- 146 -
при навигационной подготовке 0,3°
• уход:
при ускоренной подготовке ±1º (ψист) и ±1,5º (ψпр)
за 1 ч полета
при навигационной подготовке ±0,5º (ψист) и ±1º (ψпр)
за 1 ч полета
ПРИНЦИП ПОСТРОЕНИЯ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ
И РЕШЕНИЯ НАВИГАЦИОННЫХ ЗАДАЧ
Счисление местоположения самолета
в условно-географической системе координат
Принцип построения системы навигации и решения навигационных задач основан на том, что вся необходимая информация от датчиков ИК-ВК, СВС и РСБН поступает в вычислительное устройство, в котором решаются задачи самолетовождения и на индикацию лет-
- 147 -
чику выдаются сигналы, обеспечивающие управление самолетом на различных этапах полета. С точки зрения навигации весь полетразделяется на отдельные этапы, на которых последовательно решается задача вывода самолета в заданную точку по вычисленным координатам местонахождения самолета.
В зависимости от того, какие датчики навигационной информации используются при счислении координат текущего местоположения самолета, счисление может осуществляться следующими способами:
· автономного инерциального счисления;
· автономного курсовоздушного счисления;
· инерциального счисления с коррекцией по РСБН;
· курсовоздушного счисления с коррекций по РСБН.
Автономный инерциальный способ счисления координат является наиболее точным.
Автономный курсовоздушный способ счисления координат по воздушной скорости - менее точный способ, он обеспечивается при малом времени готовности системы к работе (3 мин). Этот способ (без радиокоррекции) по сравнению с инерциальным имеет большие погрешности, которые связаны с неучетом ветра.
|
Из за большого объема эта статья размещена на нескольких страницах:
1 2 3 4 5 6 7 8 9 |
