Пример курсовой работы по информатике: Строительство модели аэродинамической трубы, в которой обдувается тело в форме самолета

Содержание

Задание3

Введение4

1Основы аэродинамики горизонтального полета5

1.1Вес самолета и допустимые эшелоны полета5

1.2Подъемная сила крыла6

1.3Угол атаки и коэффициент подъемной силы10

1.4Сила лобового сопротивления13

1.5Сила тяги двигателей15

2Математическая модель полета17

2.1Уравнения движения17

2.2Учет вертикальных порывов ветра19

3Программирование математической модели22

Библиографический список24

Выдержка из текста работы

Данный сборник устанавливает постоянный минимальный объем знаний для летчиков, выполняющих полеты на самолете Су-27 по обеспечению надежной и безопасной работы экипажа в воздухе.

При подготовке к конкретному полету уровень базовых знаний, указанных в данном Сборнике, по решению непосредственных и прямых командиров (начальников), осуществляющих подготовку летчика к полетам, может углубляться и расширяться в соответствии с предстоящим полетным заданием.

Данный Сборник целесообразно использовать для квартальных и других видов проверок летных экипажей.

Сборник должен быть использован командирами и начальниками для подготовки подчиненных к полетам и для самостоятельной подготовки.

Разделы Сборника, вопросы и ответы могут использоваться при проведении занятий по специальной подготовке.

 

 

О Г Л А В Л Е Н И Е

 

I. Аэродинамика…………………………………………………………….. 3

II. Авиационная техника………………………………………………… 18

Конструкция самолета и двигателя……………………. 18

Авиационное оборудование и электронная автоматика……………………………………………………………… 37

Радиоэлектронное и радионавигационное оборудование…………………………………………………………… 50

Авиационное вооружение……………………………………. 61

Средства аварийного покидания самолета………… 70

III. Навигация………………………………………………………………… 74

IV. Опасные особенности самолета……………………………….. 96

 

 

ВОПРОСЫ.

1. Особенности аэродинамической компоновки самолета, которые влияют на устойчивость и управляемость и могут привести к развитию аварийной ситуации.

2. Условия и причины возникновения помпажа воздухозаборника.

3. Чем ограничены максимальная, минимальная приборные скорости и числа М полета?

4. На каких режимах работ, двигателей, скоростях и почему достигается наибольшая дальность полета при ограниченном запасе топлива?

5. Какие преимущества имеет самолет с малым запасом аэродинамической устойчивости по перегрузке? Какая из систем обеспечивает устойчивость самолета? При каких условиях преимущества переходят в недостатки?

6. При каких условиях и действиях летчика может возникнуть продольная раскачка самолета?

7. Почему запрещается парировать крен самолета при сваливании отклонением РУС по крену?

8. Какие действия летчика могут привести к сваливанию при исправном ОПР? В каких случаях и почему ОПР не ограничивает максимальный угол атаки?

9. Действия летчика при потере скорости менее

200 км/ч на восходящих траекториях.

10. Какие ограничения накладываются на работу летчика при полете на сверхзвуке?

11. Почему в диапазоне чисел М=0,65-1,25 максимально допустимая перегрузка ограничена до 6,5ед?

12. К чему приводит отказ одного двигателя на взлете?

13. Почему при энергичном маневре летчик должен контролировать носки крыла? Какие ограничения накладываются при отказе демпферов?

14. Какие особенности при не выработке бака N 4?

15. Особенности посадки без носков и закрылков.

16. Аэродинамические особенности самолета с большим посадочным весом.

 

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ

Особенности аэродинамической компоновки самолета, которые влияют на устойчивость и управляемость и могут привести к развитию аварийной ситуации.

1. Разнесенное расположение двигателей. При отказе (частичном отказе) одного двигателя вызывает сильный разворачивающий момент и может привести к развитию аварийной ситуации, так как самолет на больших углах атаки имеет повышенную реакцию по крену на скольжение. Если летчик не устранит движением педали возникшее скольжение, то начнет быстро нарастать кренение самолета. На малой высоте это особенно опасно.

2. Управляемые носки крыла. Отказ автоматического управления носками при α >10 град. приводит к значительному уменьшению путевой устойчивости самолета. При углах атаки более 10 град. может произойти сваливание самолета.

3. Значительная флюгерность носовой части фюзеляжа, более смещенное положение килей вперед, по сравнению с другими самолетами, "прикрытие" их верхней частью крыла и фюзеляжа (особенно на увеличенных углах атаки) потребовало применения демпфирования в путевом канале. Без демпферного режима путевая устойчивость незначительна. Самолет в большей степени будет реагировать креном на возникшее скольжение и на меньших углах атаки произойдет сваливание. В связи с этим, при отказе (невключении) демпфера курса ограничен угол атаки (до 10 град).

4. Использование углов атаки до 24 град. на маневрах создает ложное впечатление у летчика о прекращении снижения самолета на нисходящей траектории.

Особенно это опасно при пилотировании на малых высотах: при положении носовой части самолета несколько выше горизонта летчик может воспринять за прекращение снижения, тогда как угол траекторного снижения остается (просадка).

5. Расположение воздухозаборников под крылом. При отрицательной величине угла атаки завихрения воздуха от крыла будут попадать в воздухозаборники, что приведет к их неустойчивой работе. Этим фактором ограничена величина отрицательной перегрузки.

Условия и причины возникновения помпажа воздухозаборника

Помпаж ВЗ возникает, когда пропускная способность ВЗ значительно превышает пропускную способность двигателей. В этом случае под действием достаточного противодавления происходит "выброс" части воздуха из канала, затем следует очередное переполнение канала воздухом, очередной его "выброс", и такая картина повторяется с частотой 8-10 Гц. Помпаж ВЗ может быть следствием:

отказа системы автоматического управления ВЗ, связанного с невыходом панели или ее полной уборки на М более 1,5;

дросселирования двигателя ниже упора МАКСИМАЛ на числах М>1,5 (на самолетах с системой АРВ-40);

дросселирования двигателя на М=1,5-1,15 с темпом менее 3с.

 

3. Чем ограничены максимальная, минимальная приборные скорости и числа М полета?

Максимальная приборная скорость полета (1400 км/ч) ограничена по прочности планера и флаттеру крыла. Ограничение имеет место до высоты 12 км. Время полета с максимально допустимой скоростью полета не ограничено.

Максимальное число М полета (2,35) ограничено по термопрочности планера и двигателя, а также по путевой устойчивости на высотах более 12 км. Время полета с предельным числом М полета ограничено термопрочностью фонаря. На самолете Су-27УБ предельное число М полета ограничено путевой устойчивостью, так как у него большая боковая площадь носовой части фюзеляжа.

Минимальная приборная скорость полета (300 км/ч до высоты 15 км и 400 км/ч на высоте более 15 км) ограничена условиями устойчивой работы двигателей на переходных режимах.

4. На каких режимах работы, двигателей, скоростях и почему достигается наибольшая дальность полета при ограниченном запасе топлива?

При ограниченном запасе топлива полет выполнять на режиме максимальной дальности, для чего набор высоты производится до высоты, рассчитываемой по формуле Н(м)=40ХД(км) на режиме работы двигателей "Максимал" до Д=300 км. Режиму максимальной дальности соответствует число М=0,8-0,85 и высота (при дальности полета более 300 км) 11-13 км. Поэтому для возврата на аэродром необходимо на режиме "Максимал" установить число М=0,8-0,85 и перевести самолет в набор высоты. Дальнейший полет выполнять на числе М=0,8-0,85.

При достижении рубежа снижения убрать обороты на МГ и выполнить снижение, выдерживая Vпр=500 км/ч, произвести заход на посадку по кратчайшему расстоянию.

5. Какие преимущества имеет самолет с малым запасом аэродинамической устойчивости по перегрузке? Какая из систем обеспечивает устойчивость самолета? При каких условиях преимущества переходят в недостатки?

Самолет с малым запасом аэродинамической устойчивости по перегрузке имеет следующие преимущества:

1. Для создания единицы перегрузки требует меньшего отклонения стабилизатора, меньше сопротивляется создаваемому летчиком изменению перегрузки, в связи с чем значительно повышается темп маневренности самолета.

2. Имеет значительно меньшие потери подъемной силы самолета на балансировку, требуя незначительных отклонений стабилизатора носком вниз (меньше значение отрицательной подъемной силы на стабилизаторе), что обуславливает большую величину перегрузки и искривление траектории при маневре.

Однако такой самолет, из-за высокой чувствительности к отклонению стабилизатора, требует высокой точности дозирования (отклонения) ручки, что приводит к быстрой утомляемости летчика. Самолет практически не будет сохранять заданный летчиком режим полета (Пу). Для выдерживания режима требуется непрерывное вмешательство летчика в управление. Кроме этого такой самолет при управлении требует двойных движений органами управления.

Все эти особенности создают условия для раскачки самолета и делают полет на таком самолете невозможным.

Приемлемое и безопасное пилотирование самолета обеспечивается применением на самолете Су-27 системы СДУ-10, которая обеспечивает самолету необходимые характеристики устойчивости по перегрузке и продольной управляемости самолета с незначительной потерей маневренных свойств.

При отказе СДУ-10 и пилотировании самолета в режиме "Жесткая связь" преимущества маневренного самолета приводят к недостаточной устойчивости самолета и сложности пилотирования, как это описано выше.

6. При каких условиях и действиях летчика может возникнуть продольная раскачка самолета?

Раскачка представляет собой резонансное явление, которое возбуждается летчиком при попытке парировать собственное колебание самолета. В этом случае управляющее движение ручкой управления может оказаться чрезмерным и привести к отклонению самолета теперь уже в другую сторону, последующее парирование колебаний приводит к возникновению раскачки. Летчику необходимо помнить, что раскачка самолета возможна только в результате его собственных действий (чрезмерных отклонений ручки управления).

Условия для продольной раскачки существуют на малых, средних высотах и больших приборных скоростях, где высокая эффективность продольного управления, а также на больших высотах, где мало аэродинамическое демпфирование:

на высотах менее 3000 м в диапазоне числа М=0,8-1,2 из-за повышенной чувствительности к отклонению РУС в продольном канале на возмущения вызванные турбулентностью атмосферы;

в полета на числах М более 1,5 при отключении форсажа и возникающей при этом значительной отрицательной продольной перегрузке возможно непроизвольное отклонение летчиком РУС "от себя", с последующим его парированием;

на высотах более 4000м, где аэродинамическое демпфирование ослабевает, при выпуске шасси СДУ переходит в режим ВЗЛЕТ-ПОСАДКУ, т.е. для работы автомата устойчивости используется вместо Пу и коэффициент усиления автоматических устройств САУ и СДУ увеличиваются в несколько раз, что в совокупности может привести к усилению реакции самолета на возмущение в продольном канале и созданию условий для раскачки;

на числа М более 2 при включении автоматических режимов САУ из-за возникновения переходных процессов САУ вызывает отклонение рулей, не соответствующее фактическому режиму полета.

Для прекращения раскачки необходимо:

задержать (зафиксировать) РУС в исходном положении, близком к нейтральному;

уменьшить скорость полета.

 

7. Почему запрещается парировать крен самолета при сваливании отклонением РУС по крену?

Если летчик будет устранять кренение, вызванное скольжением с помощью флаперонов, то произойдет более энергичное вращение и создадутся условия для входа самолета в штопор. Это объясняется тем, что половина крыла с опущенным флапероном будет иметь большее лобовое сопротивление, что увеличит величину скольжения. Вместо уменьшения угловой скорости по крену произойдет ее увеличение. В связи с этим ОПР ограничивает поперечное перемещение ручки свыше 1/3 хода на углах атаки более 25 град. Поэтому во избежание сваливания необходимо работать педалями и ручкой координировано, не допуская их перекрещивания.

8. Какие действия летчика могут привести к сваливанию при исправном ОПР? В каких случаях не срабатывает ОПР для предупреждения о максимальном угле атаки?

Во взлетно-посадочной конфигурации угол атаки ограничен значением 20 град., а ОПР не настроен на это ограничение; при пересиливании ОПР стабилизатор продолжает отклоняться;

при отказе (невключении) ОПР и выдаче на УСТ сигнала "ОПР" -не превышать угол атаки более 10 град.;

при полете с несимметричной подвеской сваливание происходит раньше, чем вступает в работу ОПР, не превышать угол атаки более 15 град.;

при выполнении форсированных разворотов с фиксированной РУС на V<500 км/ч возможно превышение доп. из-за запаздывания срабатывания ОПР;

при исправном ОПР самолет выходит на режим сваливания в случае пересиливания ОПР и превышении при этом допустимого угла атаки. Это возможно при пересиливании пружинного упора ОПР по крену при α >24 град. и Vпр менее 400 км/ч при выводе самолета из крена. В этом случае СДУ не парирует возникающее скольжение и возможно сваливание самолета. Аналогичный случай возможен при пилотировании самолета на углах атаки более 15 град. и внезапном возникновении скольжения, вызванного отказом (помпажом) одного из двигателей или несимметричным сходом ракет с крыльевых АПУ.

Действия летчика при потере скорости менее

200 км/ч на восходящих траекториях.

При потере скорости менее 200 км/ч необходимо:

-при углах тангажа и крена менее 60 град. отдачей ручки управления "от себя" примерно на 1/2…..2/3 хода от нейтрального положения создать перегрузку Пу=0….-0,5 с одновременным уменьшением крена, опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч и вывести самолет в ГП, не превышая доп. При высвечивании сигнала СБРОСЬ ОБОРОТЫ на УСТ обороты не убирать!;

-при углах тангажа менее 60 град. и крене более 60 град., а также при углах тангажа 60-80 град. и любом крене установить угол атаки 10-15 град., одновременно увеличив крен до 180 град. (до перевода самолета в перевернутое положение), опустить нос самолета ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в ГП, не превышая доп.;

-при углах тангажа более 80 град. (в положении, близком к вертикальному) установить ручку по крену в нейтральное положение, создать угол атаки 10-15 град. и выдерживать его до опускания носа ниже горизонта, набрать скорость 300 км/ч, выполнить полубочку и вывести самолет в ГП, не превышая доп.

 

10. Какие ограничения накладываются на работу летчика при полете на сверхзвуковых скоростях?

1. Нельзя пользоваться тормозным щитком из-за ограничения по скорости (Vпр=1000 км/ч) и числу М (0,9), накладываемого прочностью килей.

2. Требуется координированное управление самолетом из-за понижения путевой устойчивости.

3. Запрещается выбирать холостой (свободный) ход ручки на самолетах до 19 сер. при выполнении маневра с предельными располагаемыми перегрузками на Н> 10 км с торможением при М<1,05 из-за увеличения потребного времени отклонения РУС для парирования заброса перегрузки (угла атаки).

4. Запрещается включать автоматические режимы САУ на М>2 из-за возникновения раскачки самолета.

5. Требуется фиксация плечевыми ремнями при отключении форсажа из-за возможности непроизвольного отклонения летчика вместе с ручкой управления.

6. Помнить, что при переходе системы АРВ-40 с основного на резервный канал на М более 2,0 возможен помпаж отказавшего воздухозаборника из-за невыдерживания одинаковых режимов работы двигателей.

11. Почему в диапазоне чисел М=0,65-1,25 максимально допустимая перегрузка ограничена до 6,5 ед?

В диапазоне чисел М=0,85-1,25 происходит смещение фокуса назад, что приводит к увеличению запаса статической устойчивости самолета по перегрузке. Следовательно, для создания единицы перегрузки в этом диапазоне требуется создание большой подъемной силы стабилизатора направленной вниз (что приводит к уменьшению подъемной силы самолета), для компенсации которой необходимо создать большую подъемную силу на крыле самолета.

При создании нормальной перегрузки 6,5-7 ед. нагрузка на крыло достигает расчетной (допустимой) величины. Создание Пудоп>6,5 ед. приведет к превышению расчетной (допустимой) нагрузки на крыло и разрушению (деформации) силовых элементов крыла. На М>1,25 за счет незначительного перемещения фокуса самолета вперед допустимая перегрузка (по расчетной нагрузке на крыло) увеличивается до 7 единиц.

12. К чему приводит отказ одного двигателя на взлете?

Отказ (частичный отказ) одного двигателя на взлете приводит к появлению сильного разворачивающего момента из-за разнесенного положения двигателей. Это одна из наибольших опасностей для данного типа самолета. В случае продолженного взлета с одним работающим двигателем значительно усложняется балансировка самолета, как до отрыва, так и после отрыва самолета. При грамотных действиях рулями обеспечивается безопасный продолженный взлет.

Летчик должен помнить, что подъем носового колеса необходимо производить на скорости более 250 км/ч, так как на меньшей скорости эффективности руля поворота не хватает для парирования разворачивающего момента при отказе одного двигателя. Поэтому в случаях:

· появления сильного разворачивающего момента на разбеге,

· разницы оборотов двигателей более 3%,

· разницы температур двигателей более 50 град.,

до подъема носового колеса (У>250 км/ч) взлет прекратить,

после подъема носового колеса (У>250 км/ч) продолжить взлет не допуская отрыва самолета на углах атаки более 10 град., направление выдерживать отклонением педалей,(при необходимости подтормаживанием колеса), а появление крена парировать отклонением РУС и педалей.

13. Почему при энергичном маневре летчик должен контролировать носки крыла? Какие ограничения накладываются при отказе демпферов крена и курса?

Индикатор положения носков обязательно должен быть включен в комплекс приборов, контролируемых на маневре. Носки на самолете Т-10 -это его путевая устойчивость. Работающие носки — это условие безопасного пилотирования на больших углах атаки. Не отклоняемые (неработающие) носки

— это потеря путевой устойчивости и последующее сваливание на углах атаки более 10 град.

С неработающими носками к маневрированию не приступать.

Появление колебаний по курсу свидетельствует о снижении запаса путевой устойчивости самолета. Причинами этого могут быть:

-отказ (невключение) автоматического управления носками и их уборка;

-отказ (невключение) демпфера крена;

-отказ (невключение) демпфера курса.

С отказавшими (не включенными) демпферами курса и крена заметно ухудшаются характеристики боковой динамической устойчивости. На углах атаки более 10 град. переходный процесс после воздействия возмущения в боковом движении носит колебательный характер (движение крена преобладают над движениями рыскания). Колебания затухают через 5-7 сек. При отказе демпфера крена и демпфера курса обеспечиваются достаточные для завершения полета и выполнения посадки характеристики боковой устойчивости и управляемости при углах атаки не более 10 град., на скорости не более 600 км/ч.

 

Какие особенности появляются

при не выработке топлива из бака N 4?

Необходимо помнить, что в случае не выработки бака N 4 изменяются характеристики продольной устойчивости по перегрузке, из-за изменения центровки самолета. Она становится более задней.

После начала работы топливомера для определения запаса топлива руководствоваться показаниями топливомера. В полете не превышать угол атаки более 10 град., а при заходе на посадку скорость должна быть на 20 км/ч больше обычной. Для определения посадочного веса пользоваться показаниями расходомера.

15. Особенности посадки без носков и закрылков.

Посадка с убранными (не отклоненными) носками особенностей не имеет. При отказе управления носками переключатель НОСКИ КРЫЛА установить в положение УБРАНЫ. Скорость планирования после 4-го разворота на 10-15 км/ч больше установленной. Посадочная скорость с убранными носками увеличивается на 10-15 км/ч из-за уменьшения Су пос.

Указатель угла атаки является прибором, который позволяет:

определить (косвенно через увеличение угла атаки) не выпуск носков, закрылков;

выдерживать необходимый режим полета для выполнения нормальной посадки без носков и закрылков при выдерживании "обычных" его значений при снижении и на посадке.

Аэродинамические особенности самолета

С большим посадочным весом.

При посадке самолета с большим посадочным весом скорость приземления возрастает. Помнить, что при увеличении веса на каждые 1000 кг скорость увеличивается на 10 км/ч, поэтому скорости пролета ДПРМ, БПРМ и начала выравнивания должны быть увеличены на эту же величину.

При заходе на посадку углы атаки в контрольных точках выдерживать как в обычном полета, тем самым будут "внесены" необходимые поправки на увеличение посадочного веса самолета. Особенностью посадки является то, что выравнивание необходимо производить на "оборотах".

Двигатели дросселировать на выдерживании плавней обычного. РУДы на упор МАЛЫЙ ГАЗ убирать над ВПП на высоте не более 0,5 м.

II. АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА.

Конструкции самолета и двигателя

ВОПРОСЫ.

1. Основные геометрические весовые данные — углы отклонения рулевых поверхностей самолета и механизации крыла.

2. Что не будет работать на самолете при падении давления в 1 ГС и какие особенности в связи с этим возникают в полете?

3. Что не будет работать на самолете при падении давления во 2 ГС и какие особенности в связи с этим возникают в полете?

4. Какие причины вызывают на УСТ появление "ГИДРО НА УПРАВЛЕНИЕ" и действия летчика?

5. Основные правила и порядок контроля выработки топлива в полете?

6. Чем обосновывается порядок действий летчика при попадании в условия обледенения?

7. Чем обеспечивается основное, аварийное и старто­вое торможение колес?

8. В каких случаях и как летчику необходимо выпус­кать шасси аварийно?

9. Особенности эксплуатации системы пожаротушения?

10. Чем вызваны ограничения по аварийному сливу топлива? Как осуществляется контроль за сливом топлива? В каких случаях аварийный слив топлива запрещается?

11. Основные данные двигателя и налагаемые ограничения.

12. Какие причины вызывают появление на УСТ сигнала "Сбрось ОБОРОТЫ ЛЕВ(ПРАВ)" и к чему могут привести несвоев­ременные действия летчика?

13. Причина появления сигнала "СБРОСЬ ОБОРОТЫ

ЛЕВ(ПРАВ)" при выполнении установившегося полета на крейсер­ском режиме работы двигателей более часа и действия летчика по предотвращению его появления?

14. Особенности контроля параметров при запуске двигателя на земле. Причины вывода из строя?

15. В каких случаях производится прекращение запуска двигателей на земле?

16. Чем вызваны ограничения в работе с двигателями при отказе КРД-99?

17. К чему может привести невлючение перед полетом выключателя "АВТОМ.ДРОС.ФОРСАЖА"?

18. Чем вызваны ограничения по дросселированию двигателей при полете на больших числах М?

19. Какие вы знаете косвенные признаки ухудшения работы двигателей?

20. При каком отказе после установки РУД на МАКСИМАЛ обороты не увеличиваются более 91%, а температура не растет более 590 град.?

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ.

1. Основные геометрические и весовые данные, углы отклонения рулевых поверхностей самолета и механи­зации крыла.

Длина самолета — 21,5 м

Высота на стоянке — 5,93 м

Размах крыла — 14,7 м

База шасси — 5,8 м

Колея шасси — 4,34 м

Максимальная взлетная масса — 30450 кг

Максимальная посадочная масса — 21000 кг

Предельная посадочная масса — 23000 кг

Углы отклонения стабилизатора: носком вниз — 20 град носком вверх — 15 град по крену — +-10 град

Углы отклонения флапперонов:

а) в режиме "Закрылки" — 18 град

б) в режиме "Элероны" закрылки убраны +-18 град закрылки выпущены

вверх 25 град

вниз 15 град

в) в режиме "Маневр" — 0-10 град при изменении угла от 5 град до 12 град.

Углы отклонения рулей направления шасси выпущено +-25 град шасси убрано +-12 град 30 мин Углы отклонения носков крыла:

a) взлетно-посадочный режим — 23 град

б) в режиме "Маневр" — 0-30 град при изменении от 1 град до 15 град.

2. Что не будет работать на самолете при падении дав­ления в 1 ГС и какие особенности в связи с этим возникают в полете?

При падении давления в 1 гидросистеме менее 100 кгс/см2 отключаются следующие потребители:

1. По одной камере гидроусилителей системы управления.

2. Управление шасси и автоматическое затормаживание колес.

3. Механизм управления передним колесом.

4. Стартовое и аврийное торможение.

5. Управление сеткой ЗУ левого воздухозаборника.

6. Ограничитель хода педалей.

Кратковременно сохраняется через гидроаккумулятор управление панелью левого воздухозаборника (ручная уборка).

В связи с этим:

задание прекратить, угол атаки не более 10 град (из-за отключения автомата носков);

при полете на М>1,5 клин воздухозаборника убирать вроучную;

тормозным щитком не пользоваться;

не работает автомат носков на маневре;

шасси выпускать аврийно, носки выпускать вручную (от ПГС);

сруливать с ВПП используя раздельное торможение колес;

для руления использовать только правый двигатель (так как ЗУ левого открыто).

3. Что не будет работать на самолете при падении давления во 2 ГС и какие особенности в связи с этим возникаюи в полете?

При падении давления во 2 гидросистеме менее 100 кгс/см отключаются следующие потребители:

1. По однгой камере гидроусилителей системы управления.

2. Автоматическое управление флаперонами на маневре.

3. ОПР тангажа.

4. ОПР крена.

5. Управление тормозщным щитком.

6. Управление сеткой ЗУ правого воздухозаборника.

Кратковременно сохраняют работоспособность потребите­ли, питающиеся через гидроаккумулятор: управление панелью правого воздухозаборника; основное торможение колес. В связи с этим:

задание прекратить, угол атаки не более 10 град;

при полете на М>1,5 клин воздухозаборника убирать вручную;

отключить "Демпфер курса"; после уборки шасси носки выпускать вручную;

при отказе основного торможения, если Р в гидроакку­муляторе менее 150 кгс/см2, на пробеге тормозить аварийно;

для руления использовать левый двигатель (так как ЗУ правого открыто).

4. Какие причины вызывают на УСТ появление "ГИДРО НА УПРАВЛЕНИЕ" и действия летчика?

Основными причинами появления кадра "Гидро на управ­ление" являются:

утечка жидкости 1 и П ГС из-за их негерметичности;

ложное срабатывание концевого выключателя минимально­го уровня жидкости гидробака;

недозаправка гидросистемы;

попадание воздушной пробки в гидросистему.

При попадании данного кадра на УСТ, отключаются пот­ребители:

1) Для 1 ГС — цепь уборки шасси (речевая информация "Мал уровень жидкости в 1 ГС. Шасси не убирай"). При этом выпуск шаси основным способом возможен. При невыпуске или неполном выпуске — дожать аварийно.

2) Для 2 ГС — отключается управление ТЩ (речевая информация "Мал уровень жидкости по П ГС ТЩ — отключен"). При несрабатывании речевой информации, дополнительным контролем является выпуск — уборка ТЩ.

Данный отказ блокируется, снять его можно только на земле дозаправив гидробак и обесточив самолет (т.к. блоки­ровка электрическая).

ВНИМАНИЕ: т.к. появление на УСТ "Гидро на управлен." может впоследствии сопровождаться падением давления в данной гидросистеме: в полете и при заходе на посадку внима­тельно следить за давлением в исправной ГС и недопускать па­дения давления ниже 120 кгс/см2 при работе потребителей сис­темы управления.

5. Основные правила и порядок контроля

выработки топлива в полете.

Контроль за выработкой топлива в полете осущес­твляется по ИСТР2 — 6, который имеет шкалы Р,Т и блок-табло "БАКИ".

Табло "БАКИ" загораются в следующей последова­тельности при остатках:

Для Т – 10	Для Т — 10УБ
1,4	— 5600 кг		— 6240 кг.
	— 4540 кг		— 5110 кг.
Одновременное вступление в работу шкал Р и Т	Одновременное вступление в работу шкал Р и Т
3500 — 3800 кг.	3400 — 3800 кг.
1,5	-1500-1700 кг.	1,5	-1500-1700 кг.
	-900 кг.		-1325 кг.
0,6	-600 кг.	0,6	-600 кг.

 

Емкость баков при плотьности топлива 0,785 кг/кв см составляет:

Б1 — 3160 кг.

Б2 — 4180 кг.

Б3 — 1060 кг.

Б4 — 650 кг.

Б5 — 350 кг.

При одновременном вступлении в работу шкал Р и Т разница в показаниях не должна превышать 350 кг.

После взлета на первом развороте проконтролировать правильность выработки топлива в зависимости от варианта заправки. Использовать правило: "Топливомер ждет расхо­домера".

В полете выработку топлива контролировать в следующей последовательности: топливомер, расходомер, сигнальные лампы.

6. Чем обосновывается порядок действий летчика при попадании в условия обледенения?

В таких случаях и как летчику необходимо

выпус­кать шасси аварийно?

Аварийный выпуск шасси производится:

· в случае невыпуска шасси основным способом,

· при падении давления в 1 ГС;

· при отказе системы электропитания;

· при включенном левом двигателе.

Перед аварийным выпуском рукоятка крана ШАССИ должна быть в положении:

на самолетах с четырьмя гидронасосами в положении "Выпущ." с целью сообщить полости уборки цилиндров со сливом для предотвращения уборки шасси в случае восста­новления давления в 1 ГС, т.к. механизм аварийного выпуска на данных самолета не обесточивает основную систему управления шасси;

на самолетах с двумя гидронасосами — в любом, т.к. механизм аварийного выпуска оборудован выключателем, который при применении размыкает электроцепь основной системы управления шасси;

на самолетах с двумя гидронасосами — в любом , т.к. механизм аварийного выпуска оборудован выключателем, который при применении размыкает электроцепь основной системы управления шасси;

на самолетах с двумя гидронасосами, при отказе лево­го двигателя кран шасси в положении "Убрано" — для исключе­ния отказа системы управления.

Аварийный выпуск производится на скорости 400-500 км/ч давлением сжатого азота баллона правой основной опоры. Давление зарядки баллона 200 кг/см , контроль давления по индикатору "ВОЗДУХ" (центр приборной доски, блок индикаторов).

Выпуск производится в два этапа.

1. Вытягивается рукоятка АВАР.ШАССи до упора, створ­ки снимаются с замков убранного положения выпускаются и фик­сируются на замках выпущенного положения.

2. Через 3-5 с рукоятка поворачивается против часо­вой стрелки и снова вытягивается до упора. Стойки снимаются с замков убранного положения, выпускаются и фиксируются в замках выпущенного положения. Отключается дополнительный пружинный загрузочный механизм педалей.

При аварийном выпуске сигнализация шаси работает как и при основном выпуске. Контроль по ИП-52.

9. Особенности эксплуатации системы пожаротушения.

На самолетах установлен один пожарный баллон ёмкос­тью 6 л на 65% заполненный фреоном и на 35% — сжатым азотом. При нажатии кнопки на пульте пожаротушения баллон разряжает­ся полностью в горящий отсек соответствующего двигателя. Поэтому повторное применение его невозможно.

После применения системы пожаротушения повторный за­пуск этого двигателя — запрещается!

Датчики системы пожаротушения расположены в трех зо­нах по длине двигателя (в зоне компрессора, Т=180 град., в зоне камер сгорания Т=300 град., в зоне форсажной камеры, Т=500 град.) следовательно, повышение температуры выходящих газов двигателей не всегда является дополнительным призна­ком пожара.

Конструктивно самолет выполнен с повышенной степенью пожаробезопасности, а система СПС-1 подвержена частым лож­ным срабатываниям, поэтому при появлении сигнала "Пожар" имеется запас времени чтобы убедиться в действительном нали­чии пожара.

10. Чем вызваны ограничения по аварийному сливу топ­лива? Как осуществляется контроль за сливом топ­лива? В каких случаях аварийный слив топлива зап­рещается?

Контроль за сливом топлива осуществляется по интен­сивному и одновременному уменьшению показаний индикаторных лент расходомера и топливомера при остатке менее 4000 кг, по интенсивному уменьшению показаний индикаторной ленты расхо­домера, при остатке более 4000 кг.

Рекомендованные обороты для слива 80-90%. При сливе на больших оборотах топливо может воспламениться, при меньших — сопровождаться сигналом "Нет подкачки", при кото­ром слив необходимо прекратить. Сигнал "Нет подкачки" посту­пает при сливе на малых оборотах из-за того — что суммарный расход топлива на обеспечение работы двигателей и на аварий­ный слив, может превысить подвод из баков. Возможно самовык­лючение обоих двигателей.

Рекомендованные обороты для слива Н < 11000 м, Vпр. = 360-800 км/ч, n2 = 80-90%. Слив не включается, если двигатель работает на форсажном режиме, если n2<55%, если остаток топлива менее 1500 кг.

 

Основные данные двигателя и налагаемые ограничения

АЛ-31Ф (изд.99) двухвальный, двухконтурный

m = —— = 0,5-0,55 -степень двухконтурности.

РНД- 4 ступени компрессора с приводом от одноступенчатой ТНД.

РВД- 9 ступеней компрессора с приводом от одноступенчатой ТВД.

Пк =25, =112 кг/с, Рмг < 250 кгс,

Рмах < 7670 кгс, Рмф < 8450 кгс, Рпф < 12500 кгс (Данные по тяге приведены для стендовых условий).

Основные системы двигателя:

1. Система регулирования подачи топлива в окс. На максимальном и форсажных режимах управляет КРД-99, на других — НР-31

2. Систем регулирования подачи топлива в ФКС.

3. Система запуска.

4. Система ликвидации помпажа.

5. Масляная система.

6. Антиобледенительная система.

Накладываемые ограничения:

1. Максимально-допустимая Т при запуске -600 град. на время до 5 с (630 град. при наличии Т ост > 40 град.)

2. Максимально-допустимая Т мг < 460 град.

3. Максимально-допустимая Т на М,Ф :

режим "Б" -750 град. при М<1,9 -765 град. при М>1,9

режим УБ -700 град.

режим ОР -800 град.(при М>1,9 до 820 град.)(только для двигателей 99А 3 сер.)

4. Время непрерывной работы:

на земле на форсажных режимах < 20 с,

в полете на ОР < 10 мин.

5. Максимально-допустимые обороты: режим Б 101,5% режим ОР 103% n2 не менее 55%

6. Запрещается (на самолетах с системой АРВ-40): устанавливать РУД ниже упора "М" на М > 1,5; дросселировать двигатель с темпом менее 3 с на М=1,15-1,5.

7. Минимальные приборные скорости надежного включения форсажа:

до Н=11000 м- 300 км/ч,

при Н>11000 м- 450 км/ч.

Какие причины вызывают появление на УСТ сигнала

"CБРОСЬ ОБОРОТЫ ЛЕВ. (ПРАВ)" и к чему могут

привести несвоевременные действия летчика ?

Причинами, вызывающими появление сигнала "Сбрось обороты" являются :

перегрев масла;

стружка в масле;

несрабатывание клапана переключения наддува.

Необходимо помнить, что сигнал "Сбрось обороты" допустим:

в процессе запуска на > 53%, до МГ,

при включении форсажа на время до 1 с,

при Пу < 0 на время до 10 с.

При появлении данного сигнала необходимо задросселировать двигатель до снятия сигнала, а если он не снялся на МГ в течение 4-6 с, выключить двигатель.

13. Причина появления сигнала "СБРОСЬ ОБОРОТЫ

ЛЕВ. (ПРАВ)" при выполнении установившегося полета на крейсерском режиме работы двигателей более часа и действия летчика по предотвращению его появления.

Вследствие уменьшения прокачки масла, ухудшения его охлаждения малым количеством топлива при работе двигателя на крейсерском режиме ( n2 = 85-88%) возможно повышение его температуры выше допустимой величины, что приводит к появлению сигнала "Сбрось обороты".

Для предотвращения этого явления необходимо при длительных полетах на крейсерских режимах через каждые

26 мин. полета вывести двигатель на 1-2 мин. на режим "МАКСИМАЛ".

Особенности контроля параметров

При запуске двигателя на земле. Причины вывода из строя.

Процесс запуска двигателя контролировать:

по загоранию табло "Запуск" через 1-2 с после нажатия кнопки "Запуск" ;

обороты двигателя возрастают через 5-7 с, что свидетельствует о включении в работу турбостартера;

на n2 =15-16% (или через 20-25 с) увеличивается температура газов, что свидетельствует о розжиге основной

камеры сгорания и о вступлении в работу турбины двигателя;

на n2 =52-54% (или через 50 с) гаснет табло "Запуск",

что свидетельствует об отключении из работы турбостартера

(определяется по изменению звука);

с n2 =40% температура газов увеличивается более энергично, при этом заброс Т не более 600 град. до

5 с (630 град. при наличии Т ост 40 град.);

Причинами вывода двигателя из строя в процессе запуска могут быть:

неграмотная подготовка кабины к запуску;

отсутствие контроля процесса запуска;

неправильные действия при наличии сигналов на УСТ;

наличие посторонних предметов в канале

воздухозаборника;

некачественная подготовка аэродрома и средств

наземного обеспечения полетов;

конструктовно производственные недостатки.

Чем вызваны ограничения по дросселированию

двига­телей при полете на больших числах М ?

При дросселировании двигателя снижаются обороты ,сле­довательно, уменьшается расход воздуха через двигатель.Сис­тема АРВ-40 ,выдвигая клин, уменьшает пропускную способ­ность горла воздухозаборника.На больших числах М скоростной напор велик ,поэтому даже при минимальном сечении горла воз­духозаборника через него поступает воздуха больше ,чем тре­буется для двигателя на пониженном режиме.Поэтому на М >1,5 запрещается устанавливать РУД ниже упора "Максимал", а на

М = 1,15-1,5 запрещается дросселировать двигатель с темпом быстрее 3 с.Это связано с тем ,что при сбросе оборотов клин опаздывает с прикрытием горла.Возможен помпаж воздухозабор­ника ,который может привести и к помпажу двигателя.

На самолетах ,оборудованных системами АРВ-40А ,клин воздухозаборника выходит на большую величину ,а программа регулирования обеспечивает более высокие запасы устойчивой работы воздухозаборника ,поэтому данные ограничения сняты.

 

19. Какие вы знаете косвенные признаки

ухудшения рабо­ты двигателей ?

К косвенным признакам ухудшения работы двигателей можно отнести :

посторонние шумы в районе двигателей (скрежет, бубне­ние, зуд);

тряска самолета;

появление разворачивающего момента ,скольжение;

время выбега двигателя после его выключения до n2 < 15% менее 15 с, повышенная вибрация на выбеге;

растянутый процесс запуска двигателя.

 

20. При каком отказе после установки РУД на "Макси­мал" обороты не увеличиваются более 91% , а темпе­ратура не растет более 590 град.?

При установке РУД на "Максимал " и невключении систе­мы охлаждения турбины канал регулирования температуры газов

в КРД ограничивает максимальную температуру на уровне

590 град. При этом обороты РВД, соответствующие данной тем­пературе, устанавливаются в диапазоне 85-88%. Данный отказ сопровождается на УСТ сигналом "Обороты ниже 90".

Авиационное оборудование и электронная автоматика.

ВОПРОСЫ.

1. Каким образом осуществляется подготовка и провер­ка кислородного оборудования перед полетом?

2. С помощью чего и по каким признакам осуществляет­ся контроль работоспособности комплекта кислородного обору­дования в полете?

3. Какие особенности в работоспособности бортового оборудования при отказе двух генераторов и трех выпрями­тельных устройств?

4. По каким признакам определяется отказ основного ПВД, аварийного, а также статической и динамической проводки?

5. Какие отличия в работе с арматурой кабины при ав­тономном запуске двигателей?

6. Условия автоматического включения режима "ПОСАДКА", "ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД"?

7. Каким образом, используя ПНК-10, выйти в навига­ционную точку:

с заданного направления;

по линии заданного пути (по прямой);

по кратчайшему расстоянию.

8. Как выполнить коррекцию курса по информации от СУВ, в режиме МК?

9. В каких случаях необходимо нажать кнопку "ОТКЛ. ОТКАЗ СИСТ"?

10.Как изменить пространственное положение самолета при включенном автоматическом режиме САУ?

11.Последовательность автоматического приведения к горизонту при включении режима "ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ"?

12.Когда и как включается режим "УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ"?

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ.

1. Каким образом осуществляется подготовка и провер­ка

кислородного оборудования перед полетом?

ККО-15ЛП сер.2

После посадки в кабину летчик должен:

открыть кислородный вентиль и проконтролировать на­личие давления кислорода по индикатору ИКЖ-П1 (ИК-2109);

убедиться, что краны на РПК-52 установлены в положе­нии СМЕСЬ и ВЫКЛ., на РД-15 ручка крана давления в положе­нии ДАВЛ. (при наличии противогаза — ОТКЛ.);

а) Проверка ККО, без автомата давления АД-15:

1. Без избыточного давления

рукоятку 100% кислорода — СМЕСЬ на РПК-52 установить в положение СМЕСЬ;

сделать 2-3 глубоких вдоха и выдоха, при этом в окне индикатора должен быть черный цвет (дыхание должно быть сво­бодным;

установить ручку крана дополнительной подачи кисло­рода на РПК-52 в положение 100% кислорода, затаить дыхание и убедиться, что избыточное давление в КМ не нарастает;

сделать 2-3 глубоких вдоха и выдоха, одновременно следить за работой индикатора подачи кислорода в ИКЖ-П1. При этом в окне индикатора должно происходить чередование черно­го (выдох) и голубого (вдох) цветов в такт дыханию (на ИК-2109 выдох — белые поверхности появляются, вдох — исче­зают);

установить ручку крана аварийной подачи кислорода на РПК_52 в положение ВКЛ, затаить дыхание. При этом давление в КМ не нарастает, ощущается струйная подача кислорода, а в окне индикатора подачи кислорода ИКЖ-П1 виден голубой цвет

(ИК-2109 — черные поверхности).

2. Под избыточным давлением:

нажать на кнопку включения непрерывной подачи кислоро­да КОНТРОЛЬ О в ВКК и субъективно убедиться в наполнении камер НУ ВКК. После прохождения большой подачи, не ожидая сброса давления из камер НУ ВКК, отпустить кнопку включения гашетки РПК-52 и нажать кнопку проверки на регуляторе РД-15, при этом убедиться, что в маске и камерах НУ создается избы­точное давление, отпустить кнопку;

ручку крана дополнительной подачи на РПК-52 устано­вить в положение СМЕСЬ, а ручку крана аварийной подачи — ВЫКЛ.

б) проверка ККО с использованием автомата давления АД-15:

затаить дыхание и кратковременно (1-2с) нажать на го­ловку груза АД-15 при этом создается избыточное давление в КМ и камерах ППУ ВКК,

отпустить головку груза автомата АД-15 и убедиться в сбросе избыточного давления из КМ и камер ППУ,

рукоятку на РД-15 перевести в положение ОТКЛ и плав­но нажать на головку автомата АД-15, убедиться в создании избыточного давления в камерах ППУ ВКК,

отпустить головку автомата и убедиться в сбросе дав­ления из камер ППУ ВКК (в камерах остается незначительный подпор). После проверки ручку крана давления на РД-15 уста­новить в положение ДАВЛ.

ККО-5ЛП

а) Проверка ККО без избыточного давления аналогична проверке ККО-15ЛП сер.2

б) Проверка ККО под избыточным давлением: установить рукоятки кранов на РПК-52 в положение

100% O и ВКЛ. В течение 15-20с убедиться в отсутствии на­растания убыточного давления по стрелке указателя перепада

давления УВПД-20,

нажать рычаг КОНТРОЛЬ O в ВКК и удерживать его в таком положении в течение всей проверки. После прекращения

подачи кислорода, прикрывая отверстие на регуляторе

избыточного давления КП-70 (КП-52М), создать избыточное

давление а КМ до 0,05 кг/см2 по УВПД-20,

сделать несколько вдохов и выдохов. Если стрелка ука­зателя УВПД-20 отклоняется влево (вдох) и вправо (выдох) на 0,05-1 деление ВКК плотно облегает тело, то комплект рабо­тает нормально,

после окончания проверки открыть отверстие на регуля­торе избыточного давления КП-70 (КП-52М), отпустить рычаг КОНТРОЛЬ кислорода в ВКК, установить рукоятки кранов на РПК-52 в положение СМЕСЬ и ВЫКЛ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: Без ВКК проверку под избыточным дав­лением выполнять ЗАПРЕЩАЕТСЯ!

 

2. С помощью чего и по каким признакам осуществляет­ся контроль работоспособности комплекта кислород­ного оборудования в полете?

Падение давления кислорода по индикатору ИКЖ-П1 (ИК-210У);

при "высоте" в кабине более 2000м не появляется голу­бой цвет на индикаторе потока кислорода ИКЖ-П1 или не исчезают белые поверхности на ИК-210У при вдохе;

ухудшение самочувствия на "высоте" в кабине более 2000 м;

при создании перегрузок более 2 единиц не создается давление в ППУ ВКК и избыточное давление в КМ (для

ККО-15ЛП сер.2);

при разгерметизации кабины на высотах более 12 км не создается избыточное давление в НУ ВКК и КМ (показания "вы­соты" по УВПД-20 или ИКЖ-П1 не должны превышать 12,5 км).

 

Какие особенности в работоспособности бортового

оборудования при отказе двух генераторов и трех выпрямительных устройств?

Отказ трех ВУ. Время работы не более 20 мин: Отключаются:

системы РЛС и вооружения;

системы СВС, РСБН, БЦВМ "Маневр", 11Г6; система включения форсажа; обогревы ПВД-18-3М, ППД;

системы антиобледенения двигателей. Отказ двух генераторов;

Время работы не более 10мин.

Дополнительно отключаются: топливомер; обогрев ДАУ; топливные электронасосы; подсвет надписей левого и правого борта.

4. По каким признакам определяется отказ основного ПВД, аварийного, а также статической и динамичес­кой проводки?

Отказ основного ПВД-18-3М:

несоответствие показаний указателя скорости и числа М режиму работы двигателей, а показаний высотомера и вариомет­ра ДА-200П — показаниям КПП и фактическому положению самоле­та в пространстве;

изменение реакции самолета на отклонение РУС, нару­шается нормальная работа датчиков управления режимами рабо­ты двигателей, включения и отключения автоматики воздухоза­борников (до 34 серии АРВ-40) (Отказ 2 статики ПВД-18-3М).

Отказ бортового левого ПВД-7:

не включения или отключения автоматики левого возду­хозаборника (после 34 серии АРВ-40А),

отказ одного или двух каналов СДУ.

Отказ резервного правого ПВД-7:

нет включения или отключения автоматики правого возу­хозаборника (после 34 серии АРВ-40А);

отказ одного или двух каналов СДУ;

после переключения питания АМП с основной системы на резервную, признаки отказа те же, что и для ПВД-18-3М.

Отказы динамической проводки ПВД:

закупорка — нет изменения в показаниях скорости по УСМ-2 и системы СВС при изменении режимов работы двигателей и полета самолета.

разгерметизация — падение показаний скорости по УСМ-2 и СВС до нуля.

Отказы статической проводки ПВД:

закупорка — нет изменения в показаниях высотомера ВД-20, СВС и вариометра ДА-200П при изменении высоты полета самолета.

разгерметизация — несоответствие показаний высото­мера, СВС и вариометра ДА-200П показаниям КПП и фактическо­му положению самолета в пространстве.

 

5. Какие отличия в работе с арматурой кабины

при ав­тономном запуске двигателей?

Перед автономным запуском двигателя проверить напря­жение каждой аккумуляторной батареи под нагрузкой, которое должно быть не ниже 24В.

Включить выключатели:

правый борт — АККУМУЛЯТОР 1, 2, ПРЕОБРАЗ. 1, 2, ГЕНЕР ТОКА ЛЕВ, ПРАВ, ПИТАНИЕ ЭКРАН

левый борт — САМОЛЕТНЫЕ и СИЛОВЫЕ N 1, 2,

РАДИО — ЭЛЕКТРОННЫЕ N 1, 2,.

Провести запуск двигателей и после включения в бор­тсеть генераторов произвести включение и проверку других систем.

6. Условия автоматического включения режима "ПОСАДКА",

"ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД"?

При отличии текущего курса самолета от курса ВПП не более 45 град, боковом удалении от оси ВПП не более 1500м, дальности до центра ВПП от 10 до 20 км, высота полета на удалении 20 км от центра ВПП должна быть в пределах 350-930 км, наличии сигналов "ВОЗВРАТ:, "ЗОНА", "КОРР РМ" (или от­сутствии его к моменту включения режима "Посадка" не более 2,5 мин) автоматически включается режим "ПОСАДКА".

При выходе самолета в точку четвертого разворота на высоте больше допустимой высоты включения режима "Посадка" и продолжении снижения до высоты круга в режиме "ВОЗВРАТ" ре­жим "ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД" включится автоматически при пролете центра ВПП на удалении 8км в сторону, с которой самолет вы­ходил на ось ВПП.

6. Каким образом, используя ПНК-10 выйти в навига­ционную точку: с заданного направления; по линии заданного пути по прямой; по кратчайшему расстоянию?

 

Для выхода на НТ с заданного направления необходимо: на ПУ БЦВМ и РСБН нажать кнопку "УПР" и кнопку "К", при этом высвечиваются сигналы "УПРАВЛ" и "КОМБИН" на пульте САУ нажать кнопку "НАВИГ", маневром самолета установить на КПП вертикальную директорную стрелку в пределах центрального кружка и включить автоматическое управление кнопкой "АВТОНОМ".

На ПНП индицируется ЗК в точку касания окружности ра­диусом 4 км с центром, удаленным от ППМ (цели) по линии за­данного пути (частной ортодромии) на расстоянии 20 км и по линии перпендикулярной ЛЗП — на расстоянии 4 км, ЗПУ — заданное направление прохода ППМ, а также дальность до ППМ.

При подлете к этой точке на расстоянии 10 км высвечивается сигнал "ЗОНА", а в точке касания гаснет. В этой же точке на КПП вертикальная планка положения покажет боковое уклонение от частной ортодромии, а на ПНП отрабатывается ЗК для выхо­да на частную ортодромию (ЛЗП).

От точки касания и до ППМ (цели) полет выполняется маршрутным способом. На дальности 20 км до ППМ вторично выс­вечивается сигнал "ЗОНА" и погаснет после его прохода (око­ло 2 км) на ПНП отрабатывается дальность, ЗПУ и ЗК на сле­дующий ППМ при его автоматической смене.

Для выхода на НТ по линии заданного пути (по прямой) необходимо: нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопки "УПР" и "М", на пульте должны высвечиваться сигналы "УПРАВЛ" и "МАРШР". На КПП вертикальная планка положения индицирует боковое откло­нение от ЛЗП, на ПНП индицируется ЗПУ на очередной ППМ, ЗК индицирует заданный курс для выхода на линию заданного пути, текущий курс и дальность до ППМ, а азумут относительно РМ. При подлете к ППМ и дальности 20 км начнет высвечиваться сигнал "ЗОНА", а на расстоянии линейного упреждения разворо­та (ЛУР) — сигнал "ЗОНА" гаснет, на левом цифровом индикато­ре высвечивается номер очередного ППМ. На ПНП отрабатывает­ся ЗПУ, ЗК и дальность до этого ППМ, при этом самолет авто­матически начнет разворот на этом ППМ с креном не более 40 град.

Для выхода на НТ по кратчайшему расстоянию необходимо: нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопки "УПР" и "П", на пульте должны высвечиваться сигналы "УПРАВЛ" и "ПУТЕВ". На КПП вертикальная планка положения индицирует отклонение от заданного курса +,50 град, а на ПНП индицируется ЗПУ и ЗК на очередной ППМ, текущий курс и дальность до ППМ, азимут отно­сительно РМ, номер которого высвечивается в правом цифровом индикаторе.

При подлете к ППМ на расстоянии 20 км высвечивает сигнал "ЗОНА" при пролете ППМ (около 2 км) сигнал "ЗОНА" гаснет, на левом цифровом индикаторе высвечивается номер очередного ППМ. На ПНП отрабатываются ЗПУ, ЗК и дальность до этого ППМ, при этом самолет начнет при включенном автомати­ческом управлении разворот на этот ППМ с креном не более 40 град.

8. Как выполнить коррекцию курса по информации от СУВ, в режиме МК?

Для коррекции курса по информации от СУВ необходимо: вырулив на ВПП, установить самолет по оси ВПП; переключатель режимов СУВ установить в положение ОПТ

(при включенном АЗС "ОПС");

нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопку АЭР и кнопку, соот­ветствующую номеру аэродрома вылета (1,2 или 3);

установить кнопку " +180 град" в положение,

соответствующее направлению взлета;

наложить кнюппелем метку ОП (на ИЛС) на торец ВПП и нажать кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ, при этом в центре метки поя­вится перекрестие, которое кнюппелем совместить с осью ВПП, проконтролировать курс на ПНП и ИЛС, отпустить кнопку ВИЗУАЛ. КОРРЕКЦ.

Коррекция курса в режиме МК:

при полете, когда курсы ВПП аэродромов не запрограм­мированы, при наличии расхождения между курсом ВПП и теку­щим курсом на ПНП, коррекцию курса производить в режиме МК.

Для этого необходимо:

вырулив на ВПП, установить самолет по оси ВПП;

на ПУ АРК и ИК-ВК нажать кнопку ИКВ ОСН и МК.

После коррекции текущего курса, равного ВПП (через 3-5 с) нажать вторично кнопку МК.

9. В каких случаях необходимо нажать кнопку "ОТКЛ. ОТКАЗ. СИСТ"?

Кнопкой ОТКЛ. ОТКАЗ. СИСТ. при ее нажатии происхо­дит отключение следующих систем:

БЦВМ

СВС радиовысотомера СОС

сигнал отказа которых индицируется соответственно на УСТ системы "ЭКРАН":

"НАВИГАЦ" ( на самолетах с 17 серии )

"ВЫЧИСЛИТ. НАВИГАЦ" ( на самолетах до 17 серии )

"РВ"

"СЛЕДИ АТАКИ, ПЕРЕГР., СКОР МАХ".

10. Как изменить пространственное положение самолета при включеном автоматическом режиме САУ?

Для изменения положения самолета при включенной авто­матической стабилизации ( горит сигнализатор АВТОМ, а при стабилизации Нбар и Нрв (Нмал) горит сигнализатор Нбар или Нрв (Нмал), необходимо:

-нажать гашетку совмещенного управления на РУС, при этом управляющие сигналы из САУ в СДУ не поступают, индика­ция режимов Нбар и Нрв (Нмал) снимается (сигнализаторы гас­нут);

-управляя самолетом вручную, установить требуемое уг­ловое положение в пространстве и нужную высоту;

-отпустить гашетку совмещенного управления, при этом возобновится режим стабилизации новых значений параметров полета и загорится сигнализатор того режима, при котором бы­ла нажата гашетка совмещенного управления.

При углах крена и тангажа 80 град после отпускания гашетки совмещенного управления происходит отключение САУ, при этом на приборнрй доске высвечивается УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ.

Отключить САУ при нажатой гашетке совмещенного управ­ления можно кнопкой СБРОС или кнопкой ОТКЛ. САУ.

Отключение САУ можно произвести также путем приложе­ния усилий к ручке управления: более 5 кг по продольному ка­налу и более 3 кг по боковому, при этом высвечивается сиг­нал "УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ".

11. Последовательность автоматического приведения к горизонту при включении режима "ПРИВЕДЕНИЕ К

ГОРИЗОНТУ".

Приведение самолета к горизонту происходит в следую­щей последовательности:

при углах крена менее 80 град самолет приводится к горизонту по крену и тангажу одновременно;

при углах крена более80 град самолет приводится к го­ризонту сначала по крену, а после достижения угла крена 80 град приводится по крену и тангажу одновременно.

В процессе приведения самолета к горизонту мини­мальная перегрузка при приведении из углов кобрирования дос­тигает величины 0,1-0,2 ед.; а максимальная перегрузка при приведении из углов пикирования корректируется по скоростно­му напору и не превышает перегрузку 5 ед.

После приведения самолета к горизонту автоматически включается режим стабилизации Нбар, загорается сигнализатор Нбар и гаснет сигнал "ПРИВЕД. К ГОРИЗ." (на самолетах с САУ-10-01 сер.2 сигнал "ПРИВЕД.К ГОРИЗ." продолжает высвечиваться).

 

12. Когда и как включается режим "УХОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ"?

Режим "УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ" включается при автома­тической сигнализации истинной высоты по сигналам РВ при: неисправности СВС и РВ; отказе САУ; превышении вертикальной

скорости снижения более 15 м/с; достижении высоты полета

меньше допустимой, значение которой вычисляются в САУ.

При наличии любого из вышеуказанных условий происхо­дит автоматический увод самолета вверх с перегрузкой 2-4 ед с одновременным приведением самолета к нулевому углу крена.

При этом сигнализатор "Нрв" гаснет, а аварийное таб­ло "Управляй вручную" — загорается. Сигнализатор "АВТОНОМ"

продолжает гореть.

Самолет набирает высоту с установившимся углом накло­на траектории, до тех пор пока не будет отключен режим УВОД нажатием кнопок СБРОС на пульте САУ или ОТКЛ САУ на РУС.

 

 

Радиоэлектронное и радионавигационное оборудование

ВОПРОСЫ.

1. Как использовать имеющееся на самолете радиосвяз­ное оборудование при отказе Р-862?

2. Условия автоматического переключения АРК с ДПРМ на БПРМ и обратно. Порядок использования переключателя "БЛИЖН.-АВТ.-ДАЛЬН.".

3. Порядок определения входа в зону действия и рабо­чую зону КРМ и ГРМ?

4. Использование РСБН при откказе "МАНЕВР" и заходе на посадку на незапрограммированный аэродром?

5. В каких случаях летчику не рекомендуется выдержи­вать высоту по показаниям РВ-21?

6. Каким образом осуществляется устаовка радиоданных при работе с аппаратурой 11Г6?

7. Каким образом обеспечить прием команд от РП через АРК-22,11Г6?

8. Решение каких задач обеспечивает СО-69,А-511 при взаимодействии с наземными РЛ?

9. Каким способом можно поставить цель на атаку при работе комплекса в режиме РЛ?

10. В каких случаях будет осуществляться замер

дальности до цели РЛПК при работе комплекса в режиме

"ВЕДУЩИЙ ОЛС"?

11. Чем различаются режимы работы РЛПК?

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ.

1. Как использовать имеющееся на самолете радиосвяз­ное оборудование при отказе Р-862?

При отказе командной радиосвязи необходимо проверить: надежность соединения переходного жгута ОРК с разъемом шлемофона;

положение органов управления командной радиостанции; работу радиостанции на других каналах.

Если в результате проверки неисправностей не обнару­жено и связь не восстановилась, необходимо:

включить выключатель "РЕЗЕРВ";

доложить ведущему группы или РП и действовать по их командам;

если для выполнения задания требуется телекодовая связь, выполнение задания прекратить.

Если при включении выключателя "РЕЗЕРВ" связь не вос­становилась, перейти на радиосвязь по КВ радиостанции, уста­новив переключатель УКВ-КВ в положение КВ.

2. Условия автоматического переключения АРК с ДПРМ на БПРМ и обратно. Порядок использования переключате­ля "БЛИЖН.-АВТ.-ДАЛЬН."

Автоматическая перестройка АРК с ДПРС на БПРС осущес­твляется при выполнении следующих условий:

выпущены шасси;

есть сигнал МРП;

переключатель БЛИЖН-АВТ-ДАЛЬН в положение АВТ.

АРК БПРС на ДПРС автоматически переключается при уборке шасси или отклонении стрелки КУР от КУР равного 0 на 40 гр. и более в любую сторону. Перекльчатель БЛИЖ-АВТ-ДАЛЬН предназначен для переключения АРК с ДПРС на БПРС и обратно. Исходное положение АВТ. В этом положении перестройка осущес­твляется автоматически при выполнении определенных условий. Положение БЛИЖ и ДАЛЬН предназначены для ручного переключе­ния АРК.

 

2. Порядок определения входа в зону действия

и рабо­чую зону КРМ и ГРМ?

К Р М

Зона действия:

в горизонтальный плоскости +-15 гр.

в вертикальной плоскости от 0,85 гр. до 7 гр.

Рабочая зона:

в горизонтальной плоскости +-2гр.

в вертикальной плоскости от 0,85 гр.до 7гр.

Г Р М

Зона действия:

в горизонтальный плоскости +-8гр.

в вертикальной плоскости от 0,8гр. до 4,7 гр.

Рабочая зона:

в горизонтальной плоскости +-8гр.

в вертикальной плоскости +-0,5 гр.

При входе в зону действия маяков на ПНП выпадают бленкеры "К" и "Г" и планки уходят на упор (влево или впра­во, вверх или вниз).

При входе в рабочую зону планки начинают плавно пере­мещаться к центральному кружку.

 

3. Использование РСБН при отказе "МАНЕВР"

и заходе на посадку на незапрограммированный аэродром?

При отказе аппаратуры "Маневр" и заходе на посадку на незапрограммированный аэродром, установить номер ЧК радиомая­ка аэродрома, для чего:

переключатель режимов на ПУ-187 установить в положе­ние НАВИГ;

переключатель УПР ЦВМ-ВВОД ЧК — в положение ВВОД ЧК;

установить номер ЧК радиомаяка РСБН;

Затем переключатель режимов установить в положение ПОС и установить номер ЧК ПРМГ. Переключатель режимов установить в положение НАВИГ. При полете вне зоны действия радиомаяка необходимо: зная местоположение самолета определить курс полета на

аэродром и установить его кремальерой ЗК, а на ПУ-184 нажать

кнопку ЗК РУЧН маневром самолета совместить установленный ЗК

с текущим и выполнять полет. После входа в зону действия ра­диомаяка аэродрома при наличии на ПНП азимута и дальности полета по радиомаяка произвести полет по азимуту. При подхо­де к аэродрому запросить у РП курс посадки, метеоусловия, ба­рометрическое давление.

В зависимости от высоты полета при подходе к аэродро­му начать снижение на дальности, обеспечивающей выход на ра­диомаяк.

После прохода радиомаяка выполнить заход на посадку по принятой для данного аэродрома схеме и по указанию РП.

При выполнении захода на посадку в ручном режиме необходимо:

установить на ПНП курс заданный равный курсу посадоч­ному;

в процессе выполнения четвертого разворота при дости­жении курса, отличающегося от посадочного на 10-12гр. перек­лючатель режимов установить в положение ПОС.

На приборе ПНП срабатывают бленкеры "К" и "Г" вклю­чится сигнализатор АРК,а стрелка КУР будет показывать КУР ДПРС (переключатель каналов АРК установлен в положение аэ­родрома посадки). Произвести посадку в ручном, директорном или автоматическом режимах.

5. В каких случаях летчику не рекомендуется выдержи­вать высоту по показаниям РВ-21?

При углах крена и тангажа более +-45гр.;

при выпадении флажкового бленкера (в случае отказа и на Н более 1500 м);

при полетах над пересеченной и горной местностью c большими перепадами высот.

 

6. Каким образом осуществляется установка радиоданных при работе с аппаратурой 11Г6 и контроль прохожде­ния команд?

При установке радиоданных на ПУ-11Г6 необходимо: проверить правильность установки АЗС;

установить или проверить установку ЗК;

установить радиоданные ( В,Ш,Р ) и включить требуемый режим.

При установке радиоданных необходимо использовать таблицу:

 

n/n	Режим	Р	Ш	В	Нажать
	Бирюза СПК-68 СПК-75 Лазурь-М	1-4 5-8 1-8 1-4 5-8 1-8	4-15 1-3 4-15 1-3	1-20 21-40 1-20 1-20 21-31 1-20	АЛМ СПК СПК АЛМ

Режим включается только после нажатия кнопки режима (АЛМ или СПК), в момент нажатия кнопки режима и после ее от­пускания установленные значения не должны изменяться.

При установке переключателя ШИФР в сектор АЗС кнопки режимов нажимать запрещается.

Контроль прохождения команд осуществлять по ритмично­му миганию лампы "КОНТР" на ПУ и по отработке плавных и ра­зовых команд.

7. Каким образом обеспечить прием команд от РП через АРК-22, 11Г6?

а) Команды РП могут быть приняты через приемник ра­диокомпаса АРК-22,для чего:

доложить РП о переходе на прием через АРК;

включить выключатель АРК-РСБН на щитке связи (вер­хнее положение);

на ПУ ПНК нажать кнопку АРК (загорится сигнализатор);

переключатель КОМП-АНТ установить в положение АНТ;

после получения команд от РП переключатель КОМП-АНТ установить в положение КОМП.

б) При отказе объеденного ПУ на УСТ высвечиваются сигналы:

ЗАС ТЛФ и ОЧЕРЕДЬ (на очереди сигнал ОТКРЫТЫЙ ТЛФ ).Проверить управление аппаратурой комплекса связи с ПУ во всех режимах. Пользоваться режимом, работоспособность которо­го обеспечивается. При этом, если связь отсутствует, то для обеспечения связи при отказе объединенного ПУ необходимо ис­пользовать ПУ и контроля аппаратуры 11Г6.

Для чего:

включить выключатель АЗС "НАВЕДЕНИЕ";

переключатель режимов ПАРА-2-ПАРА-1-НАВЕДЕН-ГД-ОТКЛ установить в положение НАВЕДЕН;

переключатель РЕЗЕРВ в секторе УКВ объединенного ПУ установить в переднее положение;

на пульте 11Г6 набрать необходимые Р.Ш,В и нажать кнопку АЛМ.

8. Решение каких задач обеспечивает СО-69,А-511 при взаимодействии с наземными РЛС?

Самолетный ответчик СО-69 предназначен для решения задач управления воздушным движением (УВД) на трассах и в зоне аэродрома, а также для автоматической передачи наземным радиолокаторам (по их запросу) информации о номере самоле­та, высоте полета и остатке топлива. Ответчик работает с на­земными РЛС систем посадки, обнаружения и наведения. Дальность действия ответчика определяется типом наземной РЛС (примерно 350 км на Н=1000 м и 200 км на Н=5000 м).

На самолетах до серии 24-04 установлен ответчик СО-69,имеющий пять режимов: ГОТОВ,РСП,УВД,П-35,БАН. Режим ГОТОВ предназначен для обеспечения скрытности самолета при ведении боевых действий. В этом режиме ответчик включен и готов к работе, но ответные сигналы не передаются.

Режим РСП предназначен для работы с наземными РЛС ти­па Е-533.В режиме ответчик принимает сигналы диспетчерских и посадочных радиолокаторов и излучает в зависимости от зап­росного кода ответные сигналы, содержащие координатные или информационные коды.СО-69 в этом режиме передачу информа­ционных кодов не осуществляет.

Режим УВД является основным режимом работы ответчика. В этом режиме работы ответчик принимает запросные сигналы и излучает ответные, содержащие в зависимости от ко­да запроса информацию о номере самолета, высоте полета и ос­татке топлива.

На самолетах с 24 серии установлен ответчик А-511 (СО-72).Отличие от СО-69 состоит в том, что на А-511 имеет­ся шестой режим УВД-М.

Режим УВД-М является перспективным режимом работы. Он полностью соответствует режиму УВД, только запрос осущес­твляется на других частотах отличных от режима УВД (1030МГц — запрос,1090 МГц — ответ).

Режим П-35 предназначен для работы с обзорными РЛС типа П-35.В этом режиме ответчик излучает ответные сигналы, содержащие только координатный код.

Режим БАН предназначен для работы с бортовой аппара­турой приема команд наведения (11Г6) и с самолетным ответчи­ком (СРО-2П) для выдачи информации индивидуального опознава­ния, высоты полета и остатке топлива.

 

 

9. Каким образом можно поставить цель на атаку при работе комплекса в режиме РЛ?

Существует два способа назначения цели на атаку: автоматический из алгоритма "Сопровождение на проходе" (СНП); ручной при помощи щитка целераспределения бл.НОО1-56Б.

а) автоматический из алгоритма СНП:

ведущий канал — РЛ. Переключатель ЗАХВ-АВТ-РУЧН в по­ложение АВТ. Режим работы РЛС — "Обзор". На ИЛС отображается ин­формация режима "Обзор" и метки целей.

На ИПВ отображаются:

символы своих перехватчиков

символы целей с номерами присвоенными в соответствии с очередностью назначения на СНП в режиме "Обзор";

номера 4-х наиболее опасных целей из ряда ранжировки целей по степени опасности;

масштаб — 20 км.

Номер цели стоящим первым в ряду ранжировки целей по степени опасности обрамляется квадратом — 3 (назначение на атаку произведено по алгоритмам работы СЦВ-1).

На ИЛС, в ряду разовых команд, появляется символ-А (атака), метка цели (в координатах Аз-Д или Аз-V) обрамляет­ся стробом автоматического захвата из алгоритма СНП (8 км х 12 град. или 180 км/ч 12град.).

Дальнейшие действия летчика определяются алгоритмом автоматического или ручного захвата цели.

б) ручной

Проанализировав тактическую обстановку на ИПВ летчик может отменить атаку цели ранее назначенную автоматически из алгоритма СНП и произвести назначение цели на атаку с дру­гим номером вручную. Для этого на бл.НОО1-56Б необходимо вы­полнить следующие операции:

1. Отмены цели: нажать кнопку N ц нажать кнопку "Сброс"

2. Назначение цели на атаку: нажать кнопку N ц нажать кнопку "ВВОД"

На ИПВ в ряду из 4-х наиболее опасных целей произой­дет смена номеров. На первой позиции высветится номер цели назначенной на атаку вручную обрамленной квадратом, а номе­ра целей согласно ранжировки по степени опасности, сместят­ся вниз.

На ИЛС появится символ А (атака) и метка цели ( в координатах Аз-Д или Аз-V) обрамится стробом автоматическо­го захвата из алгоритма СНП (8 км x 12 град. или

180 км/ч x 12 град.).

Ручной выбор цели более высоким приоритетом. При руч­ном способе выбора цели для атаки и сбросе потом ее с атаки, вторичного автоматического назначения цели на атаку не происходит.

Применение режимов ближнего боя ОЭПС-27 для пуска УР с ТГС в маневренном воздушном бою

Во всех режимах ближнего боя опознавание цели выпол­нять визуально, кроме случаев выбора ведущим каналом

РЛС.

При выборе к применению изд.72 выключатель ГЛАВ.ВКЛ. необходимо включить не позднее чем за 2 мин. до допуска.

В режиме "Вертикаль" прицеливание для захвата цели ОЛС или РЛС выполнять маневром истребителя, накладывая зону захвата на визуально видимую цель, заключенную между верти­кальными линиями.

В режиме "ШЛЕМ" прицеливание для захвата цели ОЛС, РЛС и ТГС выполнять поворотом головы (маневром истребителя), накладывая марку на визуально видимую цель.

В режиме "ОПТИКА " прицеливание для захвата цели ОЛС, РЛС и ТГС выполнять, накладывая кнюппелем (маневром истре­бителя) прицельное кольцо на визуально видимую цель.

В режиме " " прицеливание для захвата цели ТГС выполнять маневром истребителя, накладывая перекрестие при-

цельной сетке соответствующее 2 град. (35 тыс.) на визуально

видимую цель .

Во всех режимах, кроме " ", после выполнения прицеливания нажать кнопку "ВВОД" на РУД, до захвата цели

ОЛС, РЛС и (или) ТГС (в режиме "ВЕРТИКАЛЬ" — до захвата це­ли ОЛС или РЛС).

В режиме " " захват цели ТГС осуществляется после выполнения точного прицеливания без нажатия кнопки "ВВОД" на

РУД.

В режимах "ОПТИКА" и "ШЛЕМ" возможен захват цели ТГС ракет, ранее чем ОЛС или РЛС. В этом случае после появления символа "ПР" (перекрестия на отражателе НВУ) кнопку "ВВОД" удерживать нажатой до схода ракет.

Пуск ракет выполнять при входе в ЗВП выбранных ракет, наличии сигнализации о готовности ракет к пуску (на ПИ-10П), наличии звукового сигнала в шлемофоне и наличии команды "ПР" на ИЛС (НВУ).

При захвате визуально видимой цели из режимов

"ВЕРТИКАЛЬ", "ОПТИКА", "ШЛЕМ" когда отсутствует измеренная

дальность, в СУВ предусмотрен автоматический ввод нулевого

значения дальности (стрелка текущей дальности стоит на

нуле), а на ракету автоматически выдается Д=2 км и в СУО вы­дается разрешенная дальность пуска.

В ближнем маневренном бою дальность до цели можно вводить вручную потенциометром "ВВОД. ДАЛЬН." на РУД, уста­навливая фиксированное значение индекса текущей дальности соответствующее цифрам дальности, подчеркнутым чертой в нижней части экрана ИЛС.

Ручной ввод необходимо выполнять по каждой информации с КП, до достижения максимальной разрешённой дальности и пуска ракет, либо ввести ее однократно меньше максимальной разрешенной дальности, а пуск ракет выполнить после сближе­ния на введенную дальность, осуществляя контроль по

информации с КП.

7. Какие варианты подвески возможны на самолете?

Во всех вариантах на 1, 2, 9, 10 точки подвески уста­навливаются только АКУ-470, на которые можно подвешивать из­делия 470 (470Э), с РГС.

На 3, 4 точки подвески можно подвешивать АПУ-470 для изделий 470 (470Э) с ТГС или РГС, либо АПУ-73 для изд.72.

На 5, 6 точке устанавливается АПУ-73, на которые под­вешиваются изд.72.

На 7, 8 точки устанавливаются ВСУ, на которые подве­шиваются изд.72.

Допускаются варианты несимметричной подвески изделий, за исключением полной односторонней подвески и вариантов с дисбалансам взлетной массы не более 450 кг.

На симметричных точках допускается подвеска только однотипных изделий.

Во всех вариантах подвески могут применяться непол­ные боекомплекты.

8. Порядок применения режимов ОЭПС-27 при стрельбе из пушки по воздушным целям?

Стрельба из встроенной пушки по воздушной цели воз­можна в следующих режимах работы ОЭПС:

1. "НЕСИНХРОННАЯ СТРЕЛЬБА"

Для чего необходимо выполнить захват цели ОЛС любым способом и нажать гашетку БК "О" на первый ход. При захвате цели ОЛС и наличии измеренной дальности от ЛД или РЛС поя­вится индикация режима "НЕСИНХРОННАЯ СТРЕЛЬБА" для дальнос­ти более 1400 м либо для дальности менее 1400 м. Смена инди­кации в процессе сближения с целью происходит автоматически.

Прицеливание выполнять совмещением визирной метки с центром неподвижного перекрестия (при дальности более 1400 м ), а затем (при дальности менее 1400 м ) совмещением визир­ной метки с подвижным перекрестием, вокруг которого индици­руется круговая шкала дальности (полный круг шкалы соответ­ствует 1200 м ).

2. "ПРОГНОЗ-ДОРОЖКА".

При отсутствии сопровождения цели ОЛС или отсутствия измеренной дальности ЛД или РЛС, при нажатии гашетки БК "О" на первый ход появится индикация режима "ПРОГНОЗ ДОРОЖКА".

В этом режиме база цели вводится потенциометром "ВВОД ДАЛЬН"на РУД и контролируется вводимое значение в метрах по индикации в верхней части экрана ИЛС.

В этом режиме дальность до цели можно оценить сравне­нием размера визуально видимой цели с шириной раструба во­ронки:

при базе цели менее 30 м самая широкая (верхняя) часть 600 м

при увеличении базы цели на каждые 10 м масштаб дальности увеличивается соответственно на 100 м.

Стрельбу необходимо начинать несколько ранее вписыва­ния цели в дорожку и прекращать после прохождения момента вписывания.

 

Средства аварийного покидния самолета

ВОПРОСЫ.

1. Порядок покидания самолета в аварийной ситуации на земле и в воздухе?

2. Действия летчика при приводнении и "приземлении на лес".

3. Почему запрещен запуск при не загорании лампы от кнопки "Контроль КВ"?

4. Чем ограничены максимальные скорости и мини­мальные безопасные высоты катапультирования при различных

положениях самолета?

6. Особенности покидания самолета Т-10УБ в аварийной ситуации в воздухе?

 

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ.

 

Порядок покидания самолета в аварийной ситуации на земле и в воздухе.

На земле (V=0 км/ч):

— РУДы на стоп, обесточить самолет или отключить АЗРы "Пиропатроны кресла 1,П";

— переложить рукоятки катапультирования;

— отсоединить маску от кислородного прибора;

— открыть центральный замок ТП подвесной системы;

— отстегнуть карабин фала НАЗ;

— открыть фонарь эксплуатационной ручкой ( в случае не открытия фонаря, сбросить его аварийно).

В воздухе:

— принять изготовочную позу;

— опустить светофильтр ЗШ-5 (ЗШ-7 не обязательно);

— обеими руками вытянуть рукоятки катапультирования, (в случае не схода фонаря, опустить вниз рукоятки катапультиро­вания, сбросить аварийно и снова вытянуть рукоятки ката­пультирования).

2. Действия летчика при приводнении и "приземлении на лес".

Действия при приводнении:

поднять светофильтр ЗШ, снять маску;

осмотреть купол парашюта и проконтролировать наполне­ние оболочек плота и радиомаяка;

разорвать тарировочный шов фала НАЗА, оторвав от ос­новного фала оранжевый конец;

ввести в действие поплавки АСП-74;

при касании ранца НАЗа воды, открыть предохранители замков ОСК-2;

в момент погружения, открыть замки ОСК-2;

после всплытия, открыть замок круговой лямки подвес­ной системы;

открыть замок ТП;

освободиться от подвесной системы;

за фал НАЗа подтянуть к себе плот и влезть на него.

Действия летчика при приземлении на лес:

разорвать тарировочный шов фала НАЗа, оторвав от ос­новного фала оранжевый конец;

отстегнуть карабин и взять фал НАЗа в правую руку (Н=200-300м) развернуться в подвесной системе лицом к препятствиям;

при касании ранца НАЗа вершин деревьев — отпустить его.

3. Почему запрещен запуск при незагорании лампы от кнопки "Контроль КВ"?

Запуск запрещен даже в экстренных случаях, т.к. при включении АЗРов "Пиропатроны кресла 1:П", а в некоторых слу­чаях "Аэр. пит".и "Самолетные и силовые 1:2", возможно са­мопроизвольное включение системы катапультирования.

4. Чем ограничены максимальные скорости и мини­мальные высоты катапулитирования при различных положениях самолета?

Скорости и высоты безопасного катапультирования обусловлены ограничениями п временному режиму работы автоматики кресла и прочностью материала спасательного парашюта.

На разбеге V > 75 км/ч (на УБ V=100 км/ч) обусловлена безопасным уходом фонаря от экипажа (столкновением кре­сел на траектории катапультирования).

V=950-1200 км/ч; Н >40 м обусловлены должностными V=1200-1300 км/ч Н >60 м временными задержками

работы автоматики кресла (по предельной скорости ввода спа­сательного парашюта V<650 км/ч).

Н минимальная катапультирования на снижении 4Vу (5Vу)- обусловлена временем срабатывания автоматики кресла.

Горизонтальный полет =90град — Н = 150 м

=180град — Н= 200 м обусловлены временем срабатывания автоматики кресла.

 

5. Особенности покидания самолета Т-10УБ в аварийной ситуации в воздухе?

Независимо кто вытягивает рукоятки катапультирования:

— уходит фонарь;

— заднее кресло;

— переднее кресло.

В случае не схода фонаря:

— рукоятки катапультирования в обеих кабинах вниз;

— аварийно сбрасывает фонарь только летчик задней каби­ны;

снова вытянуть рукоятки катапультирования.

От ручки аварийного сброса фонаря в передней кабине дополнительно через 1,5 с снимается блокировка переднего кресла по уходу кресл инструктора, что небезопасно в случае отказа автоматики.

III. НАВИГАЦИЯ.

ВОПРОСЫ.

1.Формулы ,применяемые для расчетов в уме при полете на самолете.

2.Что такое курс самолета? Курсовая система? Какие курсы индицируются на ПНП ,в зависимости от условий работы ПНК?

3.Основные навигационные понятия ,используемые летчи­ком в полете и определяемые на ПНП ,в зависимости от режи­мов работы АРК и РСБН.

4.Что такое эшелон перехода, высота перехода ?Поря­док считывания показаний высотомера.

5.Что называется безопасной высотой полета ? Система эшелонирования самолетов.

6.Принцип работы РСБН, физический смысл получения на борту самолета азимута и дальности.

7.Прокладка маршрута полета на карте, порядок офор­мления полетной карты летчика.

8.Инженерно — штурманский расчет полета.

9.Как определить направление полета по Солнцу, Луне, Полярной звезде?

10.Что должен делать летчик (экипаж) для предотвраще­ния потери ориентировки?

11.Какие действия необходимо выполнять для восстанов­ления ориентировки?

12.Выход на аэродром по орбите по данным азимута и дальности для захода на посадку.

13.Заход на посадку по дублирующим средствам навига­ции. КУРС + АРК.

14.Заход на посадку с использованием пеленгатора.

ВОПРОСЫ И ОТВЕТЫ.

Формулы, применяемые для расчетов в уме при полете на самолете

а) Определение пройденного расстояния. S = V * t

От значения скорости "отбросить" (отделить) крайнюю правую цифру ,получается расстояние ,проходимое самолетом за 6 минут.

Расстояние ,проходимое за 1 мин, умножить на заданное количество минут, получится искомое пройденное расстояние.

Пример: V = 600 км/ч , t = 9 мин.

60 км за 6 мин.

60 : 6 = 10 км/ч за 1 мин

10 * 9 = 90 км

б) Расчет скорости полета. V = S / t

Определить, какую часть часа составляет заданное ко­личество минут согласно таблице

———————————————————-

время, мин | 1 2 3 4 6 10 12 15 20 30

———————————————————-

части часа |1/60 1/30 1/20 1/15 1/10 1/6 1/5 1/4 1/3 1/2

Определить скорость полета ,для чего пройденное рас­стояние умножить на часть часа ,которую составляет время по­лета.

Пример: S = 42 км , t = 3 мин

42 * 20 = 840 км/ч

в) Перевод скорости ,выраженной в км/час в м/сек и наоборот :

V м/сек = V км/час / 3,6 или

V км/час / 4 + 0,1* V км/час / 4 Пример: V = 720 км/час

V = 720 / 3,6 = 200 м/сек или

(720 + 72) / 4 = 200 м/сек

V км/час = V м/сек * 3,6 или

4 * V м/сек — 0,1 (4 * V м/сек)

Пример: V =25 м/сек

= 25* 3,6 = 90 км/час или 25 * 4 = 100

100 — 10 = 90 км/час

г) Определение угла сноса

УС мак = И / V * 60 , где И — скорость ветра,

V — истинная скорость полета,

60 — коэффициент перевода

линейной скорости в угловую

(1 радиан = 57,3 град)

УС = УС мак * sin УВ (УС = И / V * sin УВ) ,

где УВ = — ЗПУ ( — навигационное направление ветра)

УС 30 град = 0,5 * УС мак

УС 45 град = 0,7 * УС мак

УС 60 град = 0,9 * УС мак

Пример: V = 900 км/час ; И = 90 км/час ;

ЗПУ = 270 град ; = 300 град

УС мак = 90 / 900 * 60 = 6 град

УВ = 300 град — 270 град = 30 град

УС 30 град = 0,5 * 6 = 3 град

д) Расчет поправки в курс?

Рассчитывается в уме по правилу :

ПК = 1,5 БУ , если Sпр = 1/3 Sобщ ;

ПК = 2 БУ , если Sпр = 1/2 Sобщ ;

ПК = 3 БУ , если Sпр = 2/3 Sобщ .

Исправленный курс для выхода на ППМ рассчитывается:

ИКиспр = ИКнач + (-) ПК

Поправка имеет знак плюс при уклонении влево ,знак минус при уклонении от ЛЗП вправо.

е) Расчет дальности и продолжительности полета.

Определить остаток топлива на самолете ;

Определить запас топлива для дальнейшего полета :

Gпол = Gост — Gсн — Gгар ,

где G сн — расход топлива на снижении и захо­де на посадку ;

Gгар — гарантийный запас топлива после посадки .

Определить возможную дальность полета :

Sпол = Gпол / g кг/см

Определить возможную продолжительность полета :

t пол = Gпол / g кг/мин

Расход топлива в горизонтальном полете

Высота горизонталь- ного полета ———— 8000 11000 13000

IРежим максимальной I дальности I———I——— Iчисло М I g кг/км ———I——— I 0,59 I 6,2 I 0,64 I 4,2 I 0,7 I 3,7 I 0,79 I 2,9 I 0,88 I 2,4

I I I- I I- I I I I I

Режим максимальной продолжительности ———-I———- число М I Q ч ———-I———— 0,37 I 3600 0,48 I 2800 0,58 I 2400 0,73 I 2250 — I —

2. Что такое курс самолета ? Курсовая система. Какие курсы индицируются на ПНП в зависимости от усло­вий работы ПНК ?

Курс самолета — угол, заключенный между направлением, выбранным за начало отсчета курса и проекцией продольной оси самолета на горизонтальную плоскость.

Курс отсчитывается от направления ,принятого за нача­ло отсчета до продольной оси самолета по ходу часовой стрел­ки от 0 град до 360 град.

На самолете установлена курсовая система ИК -ВК ,предназначенная для определения и индикации текущего курса самолета.

На ПНП -72 -16 индицируются следующие курсы : истинный курс — угол ,заключенный между северным направлением истинного меридиана и проекцией продольной оси са­молета на земную поверхность кнопки (ИКВосн.,ИКВдубл.,МК — отжаты);

Гиромагнитный курс — магнитный курс, осредненный с по­мощью гирополукомпасного.

Магнитный курс — угол, заключен­ный между северным направлением магнитного меридиана и проекцией продольной оси самолета на земную поверхность.

Ги­рополукомпасный путь — гироскопический курс (угол между глав­ной осью гироскопа и продольной осью самолета) ,откорректи­рованный на величину вертикальной составляющей угловой ско­рости вращения Земли с учетом данной широты (кнопки ИКВосн, МК -нажаты).

Ортодромический курс (гирополукомпасный курс) — угол, заключенный между северным направлением меридиана (истинно­го или магнитного) места подготовки ИК -ВК и проекцией про­дольной оси самолета на земную поверхность (кнопка ИКВосн -нажата).

3. Основные навигационные понятия, используемые летчи­ком в полете и определяемые на ПНП в зависимости от режимов работы АРК и РСБН.

Под неподвижным трехугольным индексом отсчитывается текущий курс (истинный — относительно географического мери­диана пролетаемой местности ,при непрерывной работе БЦВМ ,ортодромический ,при нажатой кнопке "ИКВосн." или "ИКВдубл." на ПУ -184 ,относительно географического меридиа­на подготовки ИК -ВК или гиромагнитный -относительно магнит­ного меридиана пролетаемой местности при установке ДМ = 0 и выполненной коррекции нажатием кнопки "МК").

Заданный путевой угол между географическим меридиа­ном пролетаемой местности и направлением заданного пути от­считывается по подвижной шкале против стрелки ЗПУ с оцифров­кой через один градус ,при нерабочем состоянии счетчик ЗПУ закрывается шторкой.

Заданный курс самолета (угол между географическим ме­ридианом пролетаемой местности и направлением строительной оси самолета) отсчитывается по подвижной шкале против индек­са заданного курса.

Оставшаяся дальность до ППМ (аэр.) и дальность до на­чала ВПП от посадочного ретранслятора в режиме посадки от­считывается на счетчике дальности от 0 до 999 км с оцифров­кой.

Положение равносигнальных зон курсоглиссадных маяков относительно самолета в режиме "Посадка" определяется по от­клонению вертикальной и горизонтальной планок. Рабочая зона равносигнальной зоны курсового и глиссадного радиомаяков

( Ек +- 2град ; Ег +- 0,5град).

Сигнализация о нормальной работе каналов курса и глиссады в режиме "Посадка" осуществляется бленкерами "К" и "Г".

При включении ПНК бленкеры "К" и "Г" убираются прину­дительно из поля зрения. При включении режима "Посадка" бленкеры появляются в поле зрения и при приеме РСБН сигна­лов соответствующих маяков вновь убираются из поля зрения.

Отказ курсовой системы определяется по выпадению бленкера "КС".

Кремальеры "ЗК" и "ЗПУ" используются для ручной уста­новки заданного курса и заданного путевого угла.

Кнопка "Тест" предназначена для проверки прибора тест контролем, при нажатии кнопки все указатели прибора (курс текущий, заданный курс и заданный путевой угол) отрабаты­вают относительно исходных положений на минус 20 град, счет­чик дальности на 80+-5 км в сторону уменьшения показаний, появляется бленкер "КС". При отсутствии кнопки показания восстанавливаются, бленкер "КС" убирается.

В зависимости от положения кнопки АРК на пульте уп­равления АРК и ИК-ВК (ПУ-184).

Кнопка АРК отжата:

острый конец стрелки КУР на подвижной шкале курса по­казывает истинный пеленг радиомаяка;

обратный конец стрелки КУР на подвижной шкале курса показывает азимут самолета, относительно географического

проходящего через радиомаяк РСБН.

Кнопка АРК нажата:

острый конец стрелки КУР на подвижной шкале курса по­казывает истинный пеленг радиостанции (ИПР)

острый конец стрелки КУР на неподвижной шкале курсо­вых углов, курсовой угол радиостанции (КУР)

обратный конец стрелки КУР по подвижной шкале курса показывает истинный пеленг самолета (ИПС).

4. Что такое эшелон перехода, высота перехода? Поря­док считывания показаний высотомера.

Эшелон перехода — установленный эшелон для перевода шкалы давления барометрического высотомера со стандартного давления (760 мм.рт.ст.) на давление аэродрома или мини­мальное атмосферное давление, приведенное к уровню моря. Эшелоном перехода является нижний эшелон района аэродрома (аэроузла);

высота перехода — установленная высота для перехода шкалы давления барометрического высотомера на стандартное давление при наборе заданного эшелона.

Для исключения случаев неправильного считывания высо­ты с указателя необходимо выработать следуюшее правило: сна­чала смотреть маленькую стрелку (определить тысячи метров по внутренней шкале), большую стрелку по внешней шкале (сотки и десятки метров). Далее контроль высоты на ИЛС (высота на ИЛС индицируется в цифровой форме). На высотах менее 1500 м дуб­лировать показания барометрического высотомера) показаниями радиовысотомера.

5. Что называется безопасной высотой полета? Система эшелонирования самолетов.

На малых высотах дублировать показания барометричес­кого высотомера показаниями радиовысотомера.

Высота безопасная — минимальная допустимая высота по­лета, гарантирующая от столкновения воздушное судно с зем­ной (водной) поверхностью или препятствиями на ней; в воз-

душном пространстве установлена система эшелонирования это такая организация движения в воздушном пространстве, при ко­торой для каждого воздушного судна обеспечивается определен­ное пространство, в которое не имеет право входить другое воздушное судно.

Для обеспечения безопасности полетов устанавливаются минимально допустимые интервалы вертикального, продольного и бокового эшелонирования воздушных судов. Минимальные интер­валы вертикального эшелонирования устанавливаются:

300 м от эшелона до эшелона 8100 м

500 м от эшелона 8100 м до эшелона 12100 м

1000 м выше эшелона 121000 м

1000 м при полете на сверхзвуковой скорости. Минимальные интервалы между высотами полетов воздушных судов ниже нижнего эшелона устанавливаются:

150 м при полетах по ПВН на скоростях полета 300 км/ч и менее

300 м при выполнении других полетов.

6. Принцип работы РСБН, физический смысл получения на борту самолета азимута и дальности ?

РСБН — радиотехническая система ближней навигации предназначена для обеспечения навигации, захода на посадку, контроля и управления движением самолетов с земли.

Система РСБН состоит из двух частей : наземный радиомаяк и самолетная аппаратура РСБН. Азимут и дальность высвечивается в самолетной части РСБН.

Азимут — угол в горизонтальной плоскости, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через маяк РСБН и направление на самолет.

Физический смысл получения азимута на борту самолета заключается в следующем. Наземный маяк РСБН в канале формирования азимута имеет две антенны, направленного и ненаправленного действия. Антенна направленного действия вращается со скоростью ант = 100 об/мин. В момент прохождения направления на север истинный АЗ=0 град. антенной ненаправленного действия вкруговую излучается сигнал (импульс), который принимается бортовой аппаратурой самолетов, работающих на канале данного маяка РСБН (начало отсчета времени).В процессе вращения антенны направленного действия узкий луч диаграммы направленности антенны совпадает с направлением на самолет. В этот момент принимается второй сигнал (импульс) от наземного маяка (конец отсчета времени).Разница во времени между приходом первого и второго сигналов будет пропорциональна азимуту, то есть :

Аз = ант.

Сигнал, пропорциональный азимуту, поступает на стрелку Аз/Кур ПНП. Началом отсчета является нулевая отметка вращающейся шкалы ПНП. Поэтому даже при отказе канала курса (шкала неподвижная или вращается) и при исправном ПНП и радийной части самолетной аппаратуры азимут можно отсчитать правильно.

Дальность (наклонная дальность) в системе РСБН формируется в бортовой аппаратуре следующим образом. Бортовой передатчик излучает сигнал (импульс), который принимается наземным маяком и переизлучается обратно на самолет. Разница во время между излученным и принятым сигналами пропорциональна дальности.

Так как наземный маяк переизлучает сигналы, поступающие от бортовой аппаратуры, то количество переизлучений (ответов) ограничено, не более 100. То есть с данным маяком может работать не более 100 самолетов.

Дальность действия РСБН

высота полета, м 500 1000 3000 5000 7000 9000 20000

дальность действия, м 80 120 200 250 300 340 450

Точность определения координат:

по дальности + 200 м + 0,03/Д км;

по азимуту + 0,25 град.

 

7. Прокладка маршрута полета на карте, порядок офор­мления полетной карты летчика?

В полете летчик (штурман) обязан иметь подготовлен­ную и правильно оформленную в соответствии с заданием

полетную карту.

На полетной карте наносятся основные точки маршрута: ИПМ, ППМ, цель, КПМ — кружком черного цвета диаметром

10-15 мм. Цель обозначается красным крестом в кружке красно­го цвета.

В кружке, обозначающем ИПМ, ППМ, КПМ ставится номер данного ППМ в программе ПНК. Если ППМ запрограммирован в

РСДН, то рядом наносится прямоугольник и номер в программе РСДН " 4 ". Линия заданного пути (ЛЗП) наносится сплошной черной линией от ИПМ до КПМ, при необходимости может отте­няться другим цветом для четкого выделения на фоне карты.

Прокладка ЛЗП осуществляется с учетом радиуса разворота. Справа ЛЗП (при необходимости в свободном удобном

месте) наносится черным цветом расстояние этапа, время и заданный путевой угол в следующем трафарете ИПУ. Если в полете ПУ отсчитывается в ортодромической системе координат,

то ЗПУ наносится синим цветом. МПУ — красным цветом. Для облегчения счисления путем выполнения разметки маршрута по времени и пройденному (оставшемуся) расстоянию. Разметка по времени осуществляется штришками справа от ЛЗП, величина отрезков как правило 2-5 мин. Разметку по времени осуществляют либо между ППМ, либо от ИПМ до КПМ.

Разметка пути по оставшемуся расстоянию осуществляется штришками слева от ЛЗП. Расстояние между штришками 50-100 км, за 50 км до ППМ через 10 км.

У ППМ в свободном месте наносится: остаток топлива 5200.

Азимут, дальность и номер канала РСБН, с которым ра­ботает ПНК К (вместо номера канала можно наносить номер РСБНв программе ПНК).

Истинный пеленг самолета для контроля прохода ППМ, наносится линией красного цвета со стрелками в направлении ОПРС (ДПРМ). Над линией пишется значение пеленга.

Рубеж набора высоты и начала снижения наносится спра­ва от ЛЗП

При пересечении воздушных трасс участок трассы нано­сится желтой линией с отметкой высот полета воздушных судов на трассе.

В полосе + 25 км от ЛЗП отмечаются высоты рельефа местности прямоугольником черного цвета.

Кроме того в свободном месте наносится приборная бе­зопасная высота полета на этапе — красным цветом и обводится красным прямоугольником, магнитное склонение — красным цветом в красном кружке.

При необходимости можно наносить сетку полярных координат (Аз,Д) от маяка РСБН.

Маяк РСБН наносится значком .

Отдельная приводная радиостанция ОПРС или ДПРМ — значком .

Центр перекрестия совпадает с местом стояния мя­ка или ОПРС.

8. Инженерно-штурманский расчет полета.

Инженерно-штурманский расчет полета выполняется в случаях:

когда длина маршрута превышает 75% практической дальности полета;

при полете на сверхзвуковых скоростях;

при полетах на малых и предельно-малых высотах;

решением командира.

ИШР выполняется с целью:

определения максимальной дальности и продолжительнос­ти полета;

определения практической дальности для заданного ре­жима;

определения резерва топлива или резерва времени для заданной или полной заправки;

определения потребного количества топлива для полета на заданную дальность.

В результате выполнения ИШР должно быть определено: общий путь и время полета;

расход топлива по этапам полета и остаток в кон­трольных точках маршрута;

остаток топлива при выходе на аэродром и после посад­ки;

остаток топлива в точках окончания набора высоты и начала снижения;

резерв топлива и времени полета на запасные аэродро­мы.

При выполнении ИШР необходимо учитывать:

— запас топлива для повторного захода и посадки (500кг);

— невырабатываемый остаток (195кг);

— гарантийный запас на разброс технических характирис­тик двигателей 7%, учитывается на всех этапах от запуска до выключения двигателей (670кг при полной заправке);

— навигационный запас 5% по этапам маршрута;

— запас топлива для полета на запасной аэродром;

— расход топлива при полете на круг в полетной конфигу­рации — 45 кг/мин.

— расход топлива при полете по кругу во взлетно-посад­ной конфигурации 65 кг/мин.

Данные для выполнения ИШР расход топлива (в зависимос­ти от массы самолета, наличие подвесок, режима работы двига­телей) в наборе высоты на снижении в горизонтальном полете, при разгоне и торможении, время полета и пройденный путь оп­ределяются с графиков и таблиц РЛЭ и Инструкции по расчету дальности и продолжительности самолета.

Как определить направление полета по Солнцу, Луне,

Полярной звезде?

Направление полета (истинный курс) определяется как разность между Азимутом светила (АзС) его курсовым углом (КУС).

Азимут светила — это угол, заключенный между север­ным направлением истинного меридиана проходящего через само­лет и направлением на светило.

Курсовой угол светила (КУС) — это угол в горизон­тальной плоскости между продольной осью самолета и направле­нием на светило.

Кус принимает значения 180 . Вправо от продольной оси знак "+", влево знак "-".

ИК = Азс — КУС Пример:

Азс = 60 град. КУС = -50 град. ИК = ?

ИК = 60 град.- (-50 град.) = 110 град.

Азс = 215 град. КУС = 70 град. ИК = ?

ИК = 215 — 70 = 145

Если самолет выполняет полет строго на светило, то ИК=Азс. Курс определяется визуально.

Азимут светила определяется следующим образом:

Азимут Солнца рассчитывается перед полетом на опреде­ленное время, далее азимут увеличивается на 15 за каждый час, или рассчитывается в полете на данное время по следую­щей формуле:

АзС = 15 x (Тпоясн — t )

где : 15 — угловая скорость вращения Земли

з = 15 /час

Тпоясн — поясное время.

t = 2 часа летом (1час зимой)

Для более точного определения азимута Солнца,Луны необходимо использовать местное время.

Тместн = Тпоясн — NП — t +

где : Nп — номер часового пояса временем которого

пользуемся — долгота места нахождения самолета во вре­менной мере.

Для района полетов можно рассчитать таблицу.

Азимут Луны определяется по следующей формуле:

Аз = 15 х (Тпоясн — t + 180 + n x 12)

где : n — количество дней до или после полнолуния.

Знак "+" берется если полнолуние еще не наступило.Знак "-" после полнолуния.

Азимут Полярной звезды всегда равен 360 град.(0 град.).

10. Что должен делать летчик для предотвращения поте­ри ориентировки?

Ориентировка считается потерянной, если экипаж не знает своего местонахождения и не может определить его с точностью, необходимой для продолжения полета в целях выпол­нения поставленной задачи.

Для того, чтобы не потерять ориентировку, экипаж должен:

постоянно вести счисления пути по курсу, времени и данным ПНК;

контролировать время полета на этапе маршрута;

контролировать свое место с использованием ПНК и по дублирующим средствам (АРК, запросам пеленга, своего места у Пункта управления), вести визуальную ориентировку (сличать карту с местностью);

контролировать работу ПНК по дублирующим средствам навигации (АРК, РСБН, запросам пеленга у АРП) , наличие кор­рекции ПНК от наземных маяков;

тщательно, аккуратно и продуманно готовиться к полету, готовить карту и штурманский план полета;

перед полетом контролировать правильность ввода прог­раммы и работоспособность ПНК;

уметь правильно и быстро определять направление полета по Солнцу, Луне, звездам.

11. Какие действия необходимо выполнять для восстановления ориентировки?

При потере ориентировки необходимо:

не допускать паники, необдуманных и поспешных дей­ствий, полета с произвольными курсами;

доложить о потере ориентировки на ПУ (свой или с которым установлена радиосвязь);

включить сигнал "бедствие";

набрать высоту 6-8 км и стать в 3-х минутную правую коробочку ориентированную север-юг по небесным светилам и

убедиться в правильности курса;

перейти на режим максимальной продолжительности поле­та;

проверить работоспособность ПНК и свои координаты по дублирующим средствам навигации ;

передать по радио сигнал "Полюс";

при потере ориентировки вблизи государственной грани­цы взять курс в сторону своей территории;

запросить "Прибой" на 4 канале;

приступить к восстановлению ориентировки согласно штурманскому плану полета и инструкции по производству поле­тов в районе аэродрома;

вести круговую осмотрительность для обнаружения саио­лета-лидера;

если ориентировку восстановили , доложить на ПУ и следовать на свой или ближайший аэродром в зависимости от остатка топлива.

12. Выход на аэродром по орбите по данным азимута и дальности для захода на посадку?

Данный метод захода на посадку используется при отка­зе навигационного оборудования (ИК-ВК), АРК и при полном от­казе радиосвязи.

Для выхода на аэродром и захода на посадку необходимо:

1. Набрать на индикаторе N ЧК номера ЧКК посадочного и навигационного радиомаяков и оставить галетник ПУ-187 в положении НАВИГ.

2. После отработки на ПНП дальности и азимута самоле­та относительно выставленного радиомаяка аэродрома посадки снять отсчет с обратного конца стрелки КУР по внутренней шкале — обратный конец показывает азимут от РСБН.

3. Взять курс на аэродром посадки с помощью КИ-13 и в течение 2-3 мин выдержать прямолинейный полет, во время ко­торого определить как изменяется азимут. По этому изменению определить сторону уклонения от направления на радиомаяк и выполнить доворот на радиомаяк. В дальнейшем управляя само­летом, удерживать обратный конец стрелки КУР по внутренней шкале на одном и том же отсчете, контролируя свое место по азимуту. (Шкала текущего курса ПНП вследствие отказа ИК-ВК может произвольно менять свой отсчет или стоять на месте).

4. При подлете к радиомаяку на расчетной дальности Др=Дтнр выполнить отворот в сторону ТНР на 90 град. и ле­теть на ТНР по орбите радиуса Дтнр, контролируя азимут по показаниям обратного конца стрелки КУР по внутренней шкале. При отработке азимута равного Азтнр. начать выполнять разво­рот на посадочный курс. В конце разворота ИКпос=А град. +180 град.

После разворота на посадочный курс поставить галет­ник ПУ-187 в положение ПОСАДКА и после включения режима "ПОСАДКА" осуществлять выход на посадочный курс с помощью курсовой планки положения ПНП и стрелке КУР.

6. Направление полета на посадочном курсе выдержи­вать, удерживая курсовую планку положения ПНП в пределах кружка, а траекторию снижения, руководствуясь показаниями счетчика дальности ПНП и высотомера. При снижении на поса­дочном курсе глиссадная планка положения ПНП плавно подхо­дит снизу к кружку. После её прихода удерживать обе планки в центре кружка. При обнаружении ВПП расчет и посадка выпол­няються визуально.

13. Заход на посадку по дублирующим средствам навига­ции КУРС + АРК

Заход на посадку с помощью курса и АРК, при отказав­ших РСБН ("Маневр") и радиосвязи выполняется следующим обра­зом:

выход на аэродром осуществлять полетом на радиостан­цию, выдерживая постоянно КУР=О (по тупому концу стрелки КУР на внутренней шкале ПНП определить ИПС, который грубо равен азимуту самолета для определения направления выхода на

аэродром посадки). В процессе выполнения полета вручную

кремальерой ЗПУ выставить стрелку ЗПУ на посадочный курс

( предварительно нажав на пульте АРК и ИК-ВК кнопку "ЗК РУЧН").

Перед выходом на ДПРМ в зависимости от угла подхода к посадочному курсу определить способ захода на посадку:

отворотом на расчетный угол при выходе на ДПРМ с курсом, отличающимся от обратно посадочного на угол до 30-45 град;

разворотом на 180 град. при выходе на ДПРМ с

курсом, близким к посадочному;

разворотом в сторону наименьшего угла при выходе на ДПРМ с курсом, отличным от посадочного на 90 или 270 град.

Используя один из вышеуказанных способов выйти в точку начала разворота на посадочный курс. Первую половину разворота осуществлять выдерживанием заданного крена, во второй половине разворота следить, стобы стрелка КУР шла впереди ЗПУ. В момент выхода на посадочный курс стрелки КУР и ЗПУ должны совместиться.

После выхода на ПК выдерживать КУР=О, сравнить пока­зания фактического курса с курсом посадки. Если фактический курс больше посадочного, самолет находится слева от оси ВПП, меньше-справа. В зависимости от положения самолета относи­тельно ВПП взять двойную поправку в курс и выдерживать ее до выхода на ПК.

 

14. Заход на посадку с использованием пеленгатора.

Установив связь с р/пеленгатором или РБЗ, запросить "Прибой" (магнитный курс следования на р/пеленгатор). Полу­чив "Прибой", развернуть самолет на курс, равный значению "Прибоя" и продолжать полет с этим курсом. Периодически зап­рашивая "Прибой", уточнить курс для выхода на пеленгатор. В процессе выполнения полета вручную кремальерой ЗПУ выста­вить стрелку ЗПУ на посадочный курс (предварительно нажав на пульте АРК и ИК-ВК кнопку "ЗК РУЧН") Получив команду о про­ходе р/пеленгатора, взять курс, указанный РП (РБЗ) и выпол­нить маневр для захода на посадку из следующих способов:

-отворотом на расчетный угол;

-разворотом на 180 град.

-разворотом в сторону наименьшего угла.

По истечении расчетного времени начала разворота, вы­полнить разворот на посадочный курс.

Первую половину разворота осуществлять выдергиванием заданного крена.

Во второй половине разворота, периодически запраши­вая "Прибой", изменением крена уточнять выход на посадочный курс. Когда разность между "Прибоем" и посадочным курсом бу­дет равна 2 — 3 град., необходимо занять ПК.

На ПК получив информацию о "Прибое" (РЗП на ПК дает истинный "Прибой") сравнить его значение с посадочным кур­сом и взять двойную поправку в курс, применяя правило:

-"Прибой" больше слева от оси ВПП — доверни вправо;

-"Прибой" меньше — самолет справа от оси ВПП — довер­ни влево.

Выдерживая взятую поправку выйти на ПК, запрашивая "Прибой".