Самолет RRJ-95B. Руководство по летной эксплуатации (2004 год)

Скорость на посадке

выше на 20 кмч.

Действия:

- проверить исправность лампы Б4-1 нажатием кнопки КОНТРОЛЬ ЛАМП;

- если лампа исправна, то из показания расходомера необходимо вычесть

1000 кг;

- после начала работы топливомера для определения запаса топлива на борту

руководствоваться показаниями топливомера;

- в поете не превышать α = 10°, а при заходе на посадку выдерживать

скорость на 20 км/ч больше обычной. Для определения посадочного веса

пользоваться показаниями расходомера.

6.18. Невыработка топлива из бака № 3.

Признаки:

- не высвечивается сигнал Б3 на указателе топливомера-расходомера после

начала работы топливомера;

- разница в показаниях шкал топливомера и расходомера после начала работы

топливомера превосходит допустимую.

Действия:

- проверить исправность лампы Б3 нажатием кнопки КОНТРОРЛЬ ЛАМП;

- для определения запаса топлива на борту руководствоваться показаниями

шкалы топливомера.

При выполнении захода на посадку для определения посадочного веса самолета

пользоваться показаниями расходомера.

Отказы гидросистем.

6.19. Отказ одной гидросистемы.

6.19.1. Признак:

На УСТ высвечивается сигнал ГИДРО НА УПРАВЛЕН, сопровождаемый речевой

информацией: «Мал уровень первой гидросистемы. Шасси не убирай» или «Мал уровень

второй гидросистемы, тормозной щиток отключен».

160

Раздел 6

Действия:

- прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки;

- при малом уровне в 1 гидросистеме шасси выпускать основным способом,

при невыпуске - выпускать аварийно.

6.19.2. Признак:

На УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ), на очереди

РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, ОДНА ГИДРО, АВТОМАТ ФЛАПЕР (только при отказе

гидросистемы), сопровождаемые речевой информацией: «Отказ автоматики левого (правого)

воздухозаборника. Управляй панелью вручную», «Нет резерва бокового канала. Скорость

менее 600 и угол атаки менее 10 градусов»", «Отказ одной гидросистемы. Проверь давление по

индикаторам».

На щитке СДУ высветятся кнопки-лампы отказавших подканалов.

Действия:

- прекратить выполнение задания;

- установить скорость не более 600 км/ч, при этом управление панелью левого

(правого) воздухозаборника осуществлять вручную;

- при отказе 2 ГС отключить демпфер курса;

- следовать на аэродром посадки, не создавал угол атаки более 10°.

При отказе 1 гидросистемы шасси выпускать аварийно. При отказе 2 гидросистемы

торможение на пробеге осуществлять от основной системы, если давление в

гидроаккумуляторах более 150 кгс/см2; от аварийной системы, если давление менее

150

кгс/см².

При отказе одной из гидросистем на скоростях полета 1200-1400 км/ч (M=1,05-1,15)

и высотах менее 2000 м установить РУД на упор МАЛЫЙ ГАЗ и одновременно плавно

перевести самолет в набор высоты с углом тангажа 15-20°. Если при взятии ручки управления

на себя не происходит увеличения угла тангажа или появляется кренение самолета,

зафиксировать ручку управления. После уменьшения скорости до М ≤ 1,0 управляемость

самолета восстановится.

6.20. Отказ обеих гидросистем.

Признаки:

- в верхней центральной части приборкой доски высвечивается на сигнальном

табло красный аварийный сигнал ГИДРО, на УСТ высвечивается сигнал

ОДНА ГИДРО, сигналы сопровождаются речевой информацией: «Отказ

двух гидросистем. При отсутствии давления катапультируйся»;

- давление в обеих гидросистемах по индикаторам - ниже 100 кгс/см2.

Действия:

- установить режим полёта, благоприятный для катапультирования и

покинуть самолет.

161

Раздел 6

х100

ОТКАЗ

СДУ

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

Управляй в

ГИДРО

ручную

Речевой информатор:

ОДНА ГИДРО

«Отказ двух гидросистем.

При отсутствии давления -

катапультируйся!»

кг/см²

Катапультируйся !

Отказы в системе выпуска шасси.

6.21. А. Неисправность сигнализации выпуска шасси (установки на

замки выпущенного положения).

Признаки: при установке переключателя крана шасси в положение ВЫПУЩ не

высвечивается зелёная лампа (лампы) выпущенного и красная лампа промежуточного

положения шасси. Также не высвечивается табло ШАССИ ВЫПУЩЕНО.

Лампы

УБРАНО

ФАРЫ

неисправны.

ПОСАД

Фары в

положение

РУЛЕЖ.

РУЛЕЖ

Пройди над стартом на

Н=25 - 50 м, получи

ВЫПУЩЕНО

х100

подтверждение у РП,

произведи посадку.

УБРАНО

ШАССИ

ВЫПУЩ

Лампы

исправны

Не высвечивается.

установи кран на уборку, а

затем на выпуск. Повтори

это 2 - 3 раза.

ВЫПУЩЕНО

кг/см²

162

Раздел 6

Действия:

Убедиться в наличии давления в первой гидросистеме и проверить исправность ламп

сигнализации, для чего нажать кнопку ПРОВЕРКА ЛАМП. Если сигнализация неисправна

(лампы при контроле не высвечиваются) при нормальном давлении в гидросистеме

необходимо:

- оставить переключатель крана шасси в положении ВЫПУЩЕНО;

- установить переключатель фар в положение РУЛЕЖ;

- доложить руководителю полетов и пройти на малой высоте над стартом для

визуального контроля выпуска шасси по горящей рулежной фаре

(сигнализирующей при горении об установке всех стоек шасси на замки

выпущенного положения);

- при подтверждении руководителем полетов выпуска шасси выполнить

посадку.

Б. Неустановка стоек (стойки) шасси на замки выпущенного

положения.

Признаки:

- не высвечивается табло ШАССИ ВЫПУЩ;

- не высвечивается зеленая лампа (лампы) выпущенного положения шасси;

- высвечивается постоянно или мигает красная лампа промежуточного

положения шасси;

Действия:

- сделать 2-3 попытки повторного выпуска, в процессе которых создавать

знакопеременные перегрузки;

- выполнить несколько энергичных покачиваний с крыла на крыло.

Если указанные действия не привели к установке стоек шасси на замки выпущенного

положения, выпустить их аварийно.

При неустановке и в этом случае одной основной, двух основных или трех стоек -

катапультироваться.

При неустановке на замок выпущенного положения передней стойки возможна

посадка на основные стойки на БВПП длиной 2500 м. Решение на катапультирование или

посадку принимает летчик.

В случае принятия решения на такую посадку необходимо:

- освободиться в безопасном месте от подвесок вооружения;

- перед заходом на посадку застопорить привязные ремни, сбросить фонарь и

выпустить тормозной щиток;

- установить переключатель СДУ АВТ-ПОЛЁТ-ПОСАД в положение

ПОСАД;

- заход на посадку и посадку выполнять обычным порядком, желательно с

остатком топлива 600 кг (сигнал ОСТАТОК 600 КГ высвечивается) при

боковой составляющей ветра не более 5 м/с;

- после касания ВПП выключить двигатели;

- на пробеге выдерживать посадочный угол атаки взятием ручки управления

самолетом на себя до упора. В процессе опускания носовой части выпустить

тормозной парашют;

- торможение колес выполнять после касания носовой частью БВПП,

сообразуясь с оставшейся её длиной. Тенденцию к развороту самолета

парировать раздельным торможением колес;

- после полной остановки обесточить самолет и немедленно покинуть его.

163

Раздел 6

6.22. Аварийный выпуск шасси.

Аварийный выпуск шасси выполнять в случае невыпуска шасси основным способом

(отсутствует давление в первой гидросистеме или отказ электрической части системы), а также

при отказе левого двигателя.

При этом необходимо:

- установить скорость полета 400-500 км/ч;

- установить переключатель крана шасси в положение ВЫПУЩЕНО, а при

отказе левого двигателя в положение УБРАНО;

- ручку аварийного выпуска шасси вытянуть на себя до упора (при этом

откроются задние и передние створки главных опор, створка ниши передней

опоры);

- выдержав ручку аварийного выпуска шасси

3-4 секунды в данном

положении, повернуть её влево и вновь потянуть на себя до упора, при этом

шасси должно выпуститься полностью, что контролируется по

высвечиванию зеленых сигналов на ИП-52.

УБРАНО

ШАССИ

ВЫПУЩЕНО

ВЫПУЩ

Если не горит хотя

АВАР. ШАССИ

бы одна -

катапультируйся !

Тяни - поверни влево - тяни.

6.23. Разрушение одного из пневматиков колес основных стоек

шасси на разбеге.

Признаки:

- сильная тряска самолета;

- разворачивающий момент и кренение в сторону разрушившегося

пневматика.

Действия:

- в первой половине разбега прекратить взлет, выключить двигатель и

выпустить тормозной парашют;

- во второй половине разбега продолжить взлет. После отрыва затормозить

колеса, шасси не убирать (при полетах, не связанных с выполнением

боевого задания), выработать топливо до минимального безопасного

164

Раздел 6

остатка. Посадку производить на БВПП ближе к её краю со стороны

неповрежденного колеса.

После приземления действовать так же, как и при разрушении пневматика в первой

половине разбега.

Отказы в системе дистанционного управления.

6.24. Отказ двух подканалов в продольном канале СДУ.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ДВА КАНАЛА СДУ;

- на щитке СДУ высвечивается две или более кнопки-лампы.

Действия:

- нажать мигающую или горящую кнопку-лампу. В случае, если на пульте

СДУ горят несколько кнопок-ламп, нажать также на те кнопки-лампы,

нажатие на которые в течение полета не производилось. В случае, если

замигала уже горящая кнопка-лампа, нажать её повторно. Погасание

кнопки-лампы после нажатия означает, что отказ СДУ ликвидирован;

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Одновременное нажатие на две кнопки-лампы запрещается.

- если после нажатия кнопок-ламп продолжает высвечиваться сигнал ДВА

КАНАЛА СДУ, прекратить выполнение задания, установить режим полета:

Н=8000-10000 м, V=500 км/ч и выполнить посадку.

ОТКАЗ

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

ДВА КАНАЛА

СДУ

Займи Н=8000 -10000 м.

Горит после нажатия.

Держи V=500 км/ч.

Нажми до погасания.

СЛЕДУЙ НА АЭРОДРОМ

ПОСАДКИ.

165

Раздел 6

6.25. Отказы трех подканалов в продольном канале СДУ.

Признаки:

- высвечивается красный аварийный сигнал СДУ;

- на УСТ высвечивается сигнал ДВА КАНАЛА СДУ;

- на пульте СДУ высвечивается три или четыре кнопки-лампы;

- речевая информация: «Проверь сигнализацию отказа управления».

Речевой информатор:

Если управление не

«Проверь сигнализацию

восстановилось -

ПОЖАР

отказа управления»

КАТАПУЛЬТИРУЙСЯ.

СДУ

Если высвечивается

только СДУ, ЖЕСТКУЮ

ГИДРО

СВЯЗЬ не включай, следуй

на посадку.

ОТКАЗ

Отбрось, включи

ЖЕСТКУЮ СВЯЗЬ.

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

Установи режим:

Н = 8000 - 10000 м,

ДВА КАНАЛА

V = 500 км/ч.

СДУ

Следуй на посадку.

Действия:

1. Включить ЖЕСТКУЮ СВЯЗЬ, если при этом аварийный сигнал СДУ гаснет,

установить режим: Н=8000 - 1000 м, V=500 км/ч и следовать на посадку. При включении

ЖЕСТКОЙ СВЯЗИ автоматически включается режим Кш РУЧ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ.

1. Нажатие кнопок-ламп при высвеченном аварийном сигнале СДУ запрещается.

2. Посадку выполнять при значении Кш = 1 по шкале указателя Кш.

3. Во избежание резких эволюций самолета включение режима ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ

рекомендуется выполнять при перегрузке, близкой к единице.

4. При полете, заходе на посадку и её выполнении в режиме СДУ ЖЕСТКАЯ

СВЯЗЬ не допускать резких движений ручки управления самолетом по тангажу.

5. При наличии бомбардировочных средств поражения или НРС до включения

ЖЕСТКОЙ СВЯЗИ сбросить их аварийно.

2. Если при включении режима ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ аварийный сигнал СДУ не

гаснет и сопровождается другими признаками, но продольное управление работает, это

означает, что управление осуществляется одним неконтролируемым каналом СДУ.

Действовать в этом случае, как сказано выше.

3. Если при включении режима ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ управление самолетом не

восстанавливается - катапультироваться.

166

Раздел 6

4. Если высвечивание аварийного сигнала СДУ не сопровождается одновременным

высвечиванием сигнала на УСТ ДВА КАНАЛА СДУ и трех (четырех) кнопок-ламп на пульте

СДУ, то это означает отказ в цепи аварийного сигнала СДУ при исправности двух-трех

каналов СДУ.

ЖЕСТКУЮ СВЯЗЬ не включать, прекратить задание и следовать на посадку.

6.26. Отказ управления носками крыла (до выпуска шасси).

Признак:

- на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ НОСКОВ.

Действия:

- не превышать угол атаки 10°;

- переключатель НОСКИ КРЫЛА установить в положение УБРАНЫ,

выполнение задания прекратить, возвратиться на аэродром.

6.27. Отказ устройства автоматического изменения Кш.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ Кш;

- на щитке СДУ высвечиваются три или четыре кнопки-лампы.

Действия:

Выключатель Кш РУЧ-ОТКЛ установить в положение Кш РУЧ (поднять колпачок).

При этом гаснут кнопки-лампы на щитке СДУ, сигнализирующие об отказах подканалов

автомата Кш, сигнал АВТОМАТ Кш не гаснет. В дальнейшем полёте изменять Кш вручную

кремальерой на пульте СДУ, устанавливая значения Кш, приемлемые для пилотирования.

Посадку производить при значении Kш=1 по шкале указателя Кш.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Повторное включение автоматического управления Кш (закрытие

колпачком) после отказа устройства автоматического изменения Кш

запрещается.

6.28. Отказ канала дифференциального управления стабилизатором.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ДИФФ УПРАВЛЕН (РЕЗЕРВ БОКОВОГО

КАНАЛА, ДЕМПФЕР КРЕНА - в очереди);

- на щитке СДУ высвечиваются четыре кнопки-лампы.

Действия:

- установить скорость полёта 600 км/ч;

- до установления скорости 600 км/ч не допускать поперечного отклонения

ручки управления более 1/3 хода от нейтрального положения;

- в полете не допускать превышения угла атаки более 10°;

- выполнение задания прекратить.

167

Раздел 6

6.29. Отказы механизмов триммерного эффекта.

Признаки:

- непроизвольное увеличение или уменьшение усилий на ручке управления

самолетом - по тангажу, крену или на педалях;

- при нажатии кнопки механизмов триммерного эффекта на ручке управления

в положение КАБРИР (ПИКИР) или в положение Л (П), а также

переключателя ТРИММЕР РН в положение ← (→) усилия на ручке или

педалях не изменяются.

Действия:

Прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки.

При отказе механизма триммерного эффекта управление самолетом возможно, но

утомительно и требует повышенного внимания. Посадку в этом случае выполнять обычным

способом.

Отказ механизма триммерного эффекта в канале тангажа или крена при отклонении

его от нейтрали влечёт за собой появление соответствующих дополнительных усилий на ручке

управления:

- при отказе на «пикирование» - усилия тянущие;

- при отказе на «кабрирование» - усилия давящие;

- при отказе в канале крена - появляется боковая сила при центральном

положении ручки.

При отказе на «кабрирование» выполнение полета затруднительно, однако

возвращение на аэродром и посадка возможны. При отказе механизма в канале курса не в

нейтральном положении на одной из педалей появляется давящее усилие при нейтральном

положении педалей.

Отказы в системе жизнеобеспечения.

6.30. Отказ кислородной системы.

Признаки:

- резкое падение давления кислорода;

- прекращение подачи кислорода в маску как в загерметизированной, так и в

разгерметизированной кабине, при этом белые поверхности поплавка

индикатора при «высоте» в кабине более

2000 м неподвижны и не

реагируют на вдох и выдох даже при установке рукоятки дополнительной

подачи кислорода в положение 100 % О2 и рукоятки АВАР в положение

ВКЛ;

- при разгерметизации кабины на высотах более

11000 м не создается

достаточное избыточное давление в камере натяжного устройства костюма и

в системе дыхания при этом «высота» в кабине по шкале Нкаб более 13,5 км

(столбик указателя «высота» находится в «красной зоне»).

Действия:

- включить подачу кислорода от аварийного баллона кресла рукояткой

ручного включения АВАРИЙНЫЙ КИСЛОРОД, расположенной справа на

кресле;

- снизиться с максимально возможной вертикальной скоростью до высоты

4000 м.

Выполнение задания прекратить и следовать на посадку.

168

Раздел 6

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запас кислорода в аварийном баллоне кресла обеспечит нормальное

питание летчика в течение 7 минут.

ВКЛ

100 % О2

ВЫКЛ

СМЕСЬ

Включи кислород от

аварийного баллона.

Нкаб

О2

∆Ркаб

Снижайся до Н = 4000 м.

Следуй на посадку.

0,4

Запас кислорода в аварийном

баллоне на 7 минут.

0,2

0,5

6.31. Разгерметизация кабины на больших высотах.

Признаки:

- ощущается перепад давления (боль в ушах);

- появление шума в кабине;

- высота в кабине по ИКМ более 7 км;

- на высотах более 11000 м создается давление в натяжных устройствах ВКК,

а также избыточное давление под маской, при этом столбик по шкале ∆Ркаб

индикатора ИКЖ-П1 может находиться на отметке от 0 до 0,1 кг/см².

Действия:

- снизиться до «высоты» в кабине менее 9000 м по ИКЖ с максимально

возможной вертикальной скоростью;

- при дальнейшем полете на высотах менее 9000 м усилить контроль за

работой кислородного оборудования и расходом кислорода.

При уменьшении давления кислорода в системе до 20 кгс/см² снизиться до высоты

4000 м, выполнение задания прекратить и следовать на посадку.

В случае разгерметизации кабины по причине разрушения остекления фонаря или

срыва его откидной части немедленно уменьшить скорость и высоту полета (снижаться до

высоты 4000 м) и следовать на ближайший аэродром. При «высоте» по ИКЖ-П1 более 7000 м

возможно появление декомпрессионных расстройств (возникновение болей в суставах и

мышцах), для снятия которых необходимо снизиться до «высоты» в кабине менее 7000 м.

169

Раздел 6

6.32. Появление дыма в кабине.

Действия:

При появлении дыма в кабине или при ощущении запаха масла необходимо:

- отключить СКВ выключателем ОТКЛ. КОНДИЦ;

- перейти на питание чистым кислородом, установив рукоятку крана 100 % О²

- смесь на РПК-52 в положение 100 % О²;

- в дальнейшем действовать, как указано в п.

6.34 «Отказ системы

охлаждения оборудования».

6.33. Отказ системы кондиционирования воздуха в кабине.

Признаками отказа могут быть:

- внезапное прекращение поступления воздуха в кабину и уменьшение

перепада давления в кабине по ИКЖ-П1;

- достижение в кабине температуры выше переносимой;

- перенаддув кабины ∆Ркаб > 0,43 кгсм² по ИКЖ.

Действия:

- при внезапном прекращении поступления воздуха в кабину и уменьшении

перепада давления в кабине снизить обороты двигателей до η2 ≤ 80 %. Если

воздух в кабину не поступает на этих оборотах, отключить систему

выключателем ОТКЛ. КОНДИЦ и действовать в дальнейшем, как указано в

пункте 6.34;

- при температуре в кабине выше переносимой нажать переключатель

ОБОГРЕВ КАБИНЫ в положение ХОЛОД на 20-30 сек и отпустить в

нейтральное положение. Если горячий воздух продолжает поступать в

кабину, отключить систему кондиционирования выключателем ОТКЛ.

КОНДИЦ и действовать далее, как указано в пункте 6.34;

- при перенаддуве кабины снизить обороты двигателей до η2 ≤ 80 %. Если

перенаддув не прекратился, разгерметизировать кабину ручкой

РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИНЫ, снизиться до высоты менее 9000 м по

ИКЖ.

6.34. Отказ системы охлаждения оборудования.

Признак:

- на УСТ высвечивается сигнал ОТКЛЮЧИ КОНДИЦ. РЭО.

Действия:

- отключить систему кондиционирования выключателем ОТКЛ. КОНДИЦ;

- снизиться на высоту менее 9000 м по ИКЖ;

После отключения СКВ начнется постепенная разгерметизация кабины и возможно

запотевание (обмерзание) фонаря кабины.

Для его устранения разрешается разгерметизировать кабину ручкой

РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИНЫ или периодически кратковременно включать СКВ

выключателем ОТКЛ. КОНДИЦ.

Отключить СКВ после снятия запотевания (обмерзания). Возможен (через 3-10 мин)

отказ блоков РЭО, охлаждаемых СКВ. При невозможности выполнения задания следовать на

посадку.

170

Раздел 6

Отказы источников тока.

6.35. А. Отказ генератора переменного тока.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ГЕНЕР ПЕРЕМ ЛЕВ (ПРАВ).

Действия:

- прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если сигнал ГЕНЕР ПЕРЕМ ЛЕВ (ПРАВ) появился при остановке

двигателя и продолжает высвечиваться после его запуска, отключить и

вновь включить выключатель ГЕНЕР ТОКА данного двигателя.

Б. Отказ привода генератора.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ЛЕВ (ПРАВ) ГЕНЕР.

Действия:

Прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки. На щитке

энергетики нажать на 2-5 сек выключатель ОТКЛ ПРИВОДА ГЕНЕР ЛЕВ (ПРАВ).

ГЕНЕР ПЕРЕМ ЛЕВ

ОТКЛ ПРИВОДА

ГЕНЕР

ОТКАЗ

ЛЕВ ПРАВ

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

ОТКЛЮЧИ

ПРИВОД ЛЕВ

ГЕНЕРАТОРА

Нажми на 2-5 сек.

то

Если была остановка двигателя

Не нажимать

(η2 < МГ), а на УСТе

ЗАДАНИЕ ПРЕКРАТИ, СЛЕДУЙ НА ПОСАДКУ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если сигнал ОТКЛЮЧИ ПРИВОД ЛЕВ (ПРАВ) ГЕНЕР появился при

остановке двигателя, то выключатель ПРИВОД ГЕНЕР ОТКЛ не

нажимать, т.к. это приводит к необратимому отсоединению привода

генератора от двигателя.

171

Раздел 6

Признак: на УСТ высвечивается сигнал ДВА ВЫПРЯМ.

Действия: прекратить выполнение задания и следовать на аэродром посадки.

6.38. Отказ трёх выпрямительных устройств.

Признак: на УСТ высвечивается сигнал ТРИ ВЫПРЯМ. При этом отключается

питание тех же потребителей, что и при отказе двух ВУ. Остальные потребители получают

питание от аккумуляторных батарей, которые обеспечивают работу в течение 20 минут при

работе одного или двух привод-генераторов, а при отказе их - в течение 10 минут.

ОТКАЗ

СЛЕДУЙ НА ПОСАДКУ !

ОЧЕРЕДЬ

ПАМЯТЬ

ПОМНИ !

Время работы аккумуляторов

не более 20 мин (при работе

генераторов или генератора);

не более 10 мин (при отказе

ТРИ ВЫПРЯМ

генераторов).

При напряжении ниже 20 Вольт

КАТАПУЛЬТИРУЙСЯ.

Действия: прекратить выполнения задания, следовать на аэродром посадки, следя за

напряжением бортсети, которое должно быть не менее 20 В. При напряжении ниже 20 В

потребители меняют выходные характеристики вплоть до отказа.

Отказ системы ПВД.

6.39. Отказ системы полного и статического давления.

Признаки:

- несоответствие показаний указателей скорости и числа М режиму работы

двигателей, а показаний вариометра и высотомеров показаниям КПП и

фактическому положению самолета в пространстве;

УСМ-2 неправильно показывает при отказе системы полного и статического

давлений ПВД.

ВД-20К и ДА-200 неправильно показывают при отказе системы полного

статического давления.

Действия:

- проверить включение обогрева ПВД, если он не включен - включить и при

восстановлении нормальной работы указателей УСМ-2, ВД-20К и ДА-200

продолжать выполнение задания;

- если нормальные показания приборов не восстановились, то переключить

питание потребителей с основной системы на резервную, для чего рукоятку

РЕЗ ПВД повернуть на 180°.

173

Раздел 6

При восстановлении работоспособности ДА-200, ВД-20К и УСМ-2 доложить

руководителю полетов и действовать по его указаниям.

При одновременном отказе обеих систем ПВД прекратить выполнение задания и

следовать на аэродром, пилотируя самолет по приборам КПП и УАП.

При заходе на посадку высоту держать по радиовысотомеру, скорость - по оборотам

двигателей и углу атаки.

6.40. Отказ системы СВС.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал СВС;

- несоответствие значений высоты, поступательной и вертикальной скоростей

на индикаторе ИЛС режиму полета, показаниям приборов ВД-20К, УСМ-2,

ДА-200 и режиму работы двигателей;

- на ИЛС не высвечиваются значения H, V, Vy;

- отказ системы СОС.

Действия:

- прекратить выполнение задания;

- перейти на пилотирование по приборам ВД-20К, УСМ-2, ДА-200;

- отключить СВС нажатием кнопки ОТКЛ ОТКАЗ СИСТ на пульте задатчика;

- доложить руководителю полетов или на КП об отказе и запросить контроль

за полетом наземными радиотехническими средствами. При полете на

высоте менее

1500 м контроль высоты осуществлять по указателю

радиовысотомера.

6.41. Отказ ИК-ВК (отказ двух гировертикалей).

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ИКВ РЕЗЕРВ, в очереди ИКВ ОСНОВН и

НАВИГАЦ, сопровождаемый соответствующей речевой информацией;

- показания КПП не соответствуют положению самолета в пространстве, а

показания курса на ПНП - направлению полета и выпал бленкер КС.

Действия:

- отключить САУ, если система была включена;

- пилотировать самолет по приборам ДА-200, УСМ-2, ВД-20К, а направление

полета выдерживать по КИ-13;

- выполнить повторную выставку ИК-ВК в полете. Окончание повторной

выставки контролировать по загоранию светосигнализаторов над кнопками

ИКВ ОСН, ИКВ ДУБЛ (при нажатой кнопке) и по снятию на УСТ сигнала

ИКВ РЕЗЕРВ (ИКВ ОСНОВН и НАВИГАЦ). Если повторная выставка ИКВ

выполнена и правильные показания крена и тангажа на КПП, а курса полета

на ПНП восстановились, решение о выполнении задания принимает летчик

по обстановке.

В случае, когда в результате повторной выставки правильные показания приборов

КПП, ПНП и индикаторов ИЛС и ИПВ не восстановились, прекратить выполнение задания и

следовать на аэродром посадки. Перейти на визуальное пилотирование. Курс и направление

полета контролировать по КИ-13 и АРК (при нахождении самолета в зоне действия ПРС),

высоту и скорость по высотомеру и УСМ-2.

174

Раздел 6

В сложных метеоусловиях, если не обеспечивается полет и заход на посадку

визуально или с помощью самолета-лидера, катапультироваться.

6.42. Отказ радиосвязи.

6.42.1. Отказ командной радиосвязи.

Признак:

- отсутствие прослушивание шумов при приеме в открытом режиме или

самопрослушивания в режиме передачи.

Действия:

При отказе командной радиосвязи (источники питания работают, выключатель

РАДИО УКВ включен, цифровой индикатор горит) необходимо проверить:

- надежность соединения переходного жгута ОРК с разъемом ЗШ;

- положение органов управления командной радиостанцией;

- работу радиостанции на других каналах.

Если в результате проверки неисправностей не обнаружено и связь не

восстановилась, необходимо:

- включить выключатель РЕЗ РС, а переключатель режимов работы ОТКЛ-

ГД-ПАРА1-ПАРА2 установить в положение ОТКЛ;

- доложить ведущему группы или руководителю полетов и действовать по их

командам.

Если для выполнения задания требуется телекодовая связь, выполнение задания

прекратить.

В случае, если при включении выключателя РЕЗ РС связь не восстановилась,

перейти на связь с руководителем полетов по КВ радиосвязи, установив переключатель УКВ-

КВ в положение КВ.

Если ни на одной из радиостанций связь не восстановилась, необходимо:

- прекратить выполнение задания и возвратиться на аэродром, продолжая

радиопередачу в местах, предусмотренной схемой полета;

- включить выключатель БЕДСТВ ответчика госопознавания и периодически

обозначать себя нажатием кнопки ЗНАК самолетного ответчика,

переключатель рода работы которого установить в положение П-35.

Для перехода на прием через АРК необходимо:

- доложить руководителю полетов о переходе на прием через АРК;

- включить на пульте выключатель АРК-РСБН;

- нажать кнопку-лампу АРК на пульте управления ПНК;

- установить переключатель КОМП-АНТ в положение АНТ;

- после получения команд от руководителя полетов переключатель КОМП-

АНТ установить в положение КОМП.

В случае отказа ПУ СЦВ «Символ-Г1Б» устанавливает предварительно записанные

аварийные частоты на всех радиостанциях.

Для осуществления радиосвязи включить выключатель РЕЗ СПУ на ОПУ. Связь

будет осуществляться через радиостанцию Р-800Л1. Режимы НАВЕДЕНИЕ, ГД становятся

невозможными.

При неисправности Р-800Л1 выключить выключатель РЕЗ СПУ, при этом будет

обеспечиваться только прием команд управления с земли.

175

Раздел 6

Проверь, если все включено и нет рассоединений

Ответ СО

переходного жгута ОРК

П-35 БАН

УВД-М

НАСТР

УВД

Рез. СПУ Рез. РС

РСП

Готов

КВ

УКВ

ЗНАК

КОНТР

ГРОМК

Авар.

АРК

ПРМ

РСБН

КАНАЛ

НАЖМИ

УСТАНОВИ

ПШ

НАЖМИ

БЕДСТВ

ТЛФ

КОМ

ГРОМК

ВК

ТЛГ

НТ

АРК

МК

РУЧН

ВКЛЮЧИ

6.42.2. Отказ телекодовой радиосвязи.

Признак:

- на УСТ высвечивается сигнал РС ТЕЛЕКОД (ТЕЛЕКОД или СВЯЗЬ).

Действия:

- доложить ведущему группы или руководителю полетов и действовать по их

командам;

- выполнение задания, связанного с необходимостью телекодового обмена,

прекратить.

6.43. Вынужденная посадка вне аэродрома.

6.43.1. Решение о посадке вне аэродрома принимает летчик. Вынужденную посадку

вне аэродрома можно выполнять только с полностью выпущенным шасси.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если летчик не уверен в возможности благополучной посадки, он

должен обеспечить благоприятные условия для катапультирования и

покинуть самолет.

Действия:

Приняв решение на вынужденную посадку вне аэродрома, летчик обязан:

- доложить руководителю полетов о принятом решении и месте вынужденной

посадки;

- если позволяют обстановка и запас топлива, пролететь над площадкой для

её просмотра;

− выпустить шасси и закрылки;

176

Раздел 6

- на высоте не менее 500 м на скорости 300 - 600 км/ч в прямолинейном

полете сбросить фонарь ручкой СБРОС ФОНАРЯ, выпустить тормозной

щиток;

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае несброса откидной части фонаря от ручки СБРОС ФОНАРЯ

посадку не выполнять, покинуть самолет катапультированием.

- застопорить плечевые ремни;

- торможение выполнять с учетом плотности грунта и наличия препятствий;

- после приземления выключить двигатели и перекрыть пожарные краны.

6.43.2. В особых случаях при необходимости выполнения посадки на полосу

(площадку) ограниченных размеров (длина пробега 500 - 600 м) рекомендуется:

- выработать или слить топливо до остатка 1000 кг;

- выполнить заход на посадку установленным порядком;

- до пролета ДПРМ (точки, удаленной от начала ВПП на ~ 4 км) установить

кресло в верхнее положение для обеспечения необходимого обзора;

- сбросить фонарь, выпустить тормозной щиток;

- предпосадочное планирование выполнять на пониженных скоротях

(НДПРМ=200 м, VДПРМ=300 км/ч, НБПРМ=50 м, VБПРМ=260-270 км/ч, V в

начале выравнивания 240-230 км/ч);

- после выравнивания установить РУД обоих двигателей в положение МАЛЫЙ

ГАЗ, создать угол атаки 14°-15° (скорость касания при этом 200-210 км/ч);

- после касания выпустить тормозной парашют, обжать тормозные педали до

полного хода, энергичное опускание носа парировать соразмерным взятием

ручки управления на себя.

Аварийное покидание самолета в полете.

6.44. Подготовка к аварийному покиданию.

Если принято решение о катапультировании и позволяет обстановка, необходимо:

- при полете на малой высоте увеличить высоту полета до 2000 - 3000 м над

рельефом местности, используя скорость самолета и тягу двигателей, при

полете на большой высоте снизиться до высоты 4000 м;

- перевести самолет в набор высоты или горизонтальный полет и уменьшить

скорость до 400-600 км/ч;

- при наличии облачности покинуть самолет до входа в облака;

- при полете над водной поверхностью выполнять полет в сторону береговой

черты;

- при полете вблизи государственной границы выполнять полет в направлении

своей территории.

В случаях, не терпящих отлагательства, катапультироваться немедленно.

177

Раздел 6

6.45. Катапультирование.

Возьмись за рукоятки и

Опусти светофильтр

вытяни их вверх

Поставь ноги

Плотно прижмись

Если фонарь не сбросился, не отпускай рукояток, верни их

вниз

Сбрось фонарь рукояткой справа

и повтори действия с рукоятками

катапультирования

При катапультировании летчик должен:

- опустить светофильтр защитного шлема (при наличии времени);

- плотно прижаться всем корпусом к спинке, а головой к подушке

заголовника;

- поставить ноги к передней стенке кресла (при наличии времени);

- взяться обеими руками за рукоятки катапультирования, прижав локти к

туловищу, и вытянуть их до катапультирования.

После катапультирования крепко удерживать рукоятки до начала устойчивого

снижения вместе с креслом (для исключения травмы рук).

Усилие, потребное для срабатывания системы катапультирования (при вытягивании

рукояток), составляет 25 кг.

Время от приведения в действие рукояток катапультирования летчиком до сброса

фонаря и начала движения не более 1 сек.

При травмировании одной руки катапультирование возможно одной рукой от любой

из рукояток при сохранении указанной последовательности действий.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ.

1. Если при вытягивании рукояток катапультирования откидная часть фонаря не

сбросилась, необходимо:

- опустить рукоятки катапультирования в исходное положение;

- сбросить откидную часть фонаря ручкой СБРОС ФОНАРЯ, расположенной

на правом борту кабины, потянув её на себя до упора;

- взяться обеими руками за рукоятки катапультирования и повторно вытянуть

их вверх до катапультирования.

178

Раздел 6

2. Одновременное приведение в действие рукояток катапультирования и ручки

СБРОС ФОНАРЯ запрещается.

В случае покидания самолета на высоте более

5000 м происходит

стабилизированный спуск вместе с креслом до высоты 5000 м, после чего происходит

автоматический отстрел заголовника кресла и ввод в действие спасательного парашюта. Через

4 сек после отделения летчика от кресла происходит отделение НАЗа и зависание его на фале.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Аварийное покидание самолета в воздухе без катапультирования не

предусмотрено.

6.46. Действия при приземлении.

После ввода в действие спасательного парашюта необходимо:

- поднять светофильтр защитного шлема и снять кислородную маску на

высоте не более 4000 м, заправить круговую лямку подвесной системы под

бедра;

- убедиться в нормальном раскрытии купола парашюта.

Перед приземлением на высоте 100-150 м необходимо:

- развернуться по ветру;

- соединить ноги в коленях и ступнях вместе, затем слегка согнуть их в

коленях и в зависимости от силы ветра вынести соединенные вместе ноги

вперед;

- ступни ног держать параллельно земле до приземления, приземляться на

полные ступни обеих ног.

При приземлении в сильный ветер, а также в гористой местности после касания

ногами земли немедленно с помощью замков ОСК-2 освободиться от концов парашюта.

6.47. Действия при приводнении.

6.47.1. При спуске на водную поверхность и наличии запаса высоты (резерва

времени) необходимо:

- после ввода в действие спасательного парашюта поднять светофильтр ЗШ и

снять кислородную маску на высоте не более 4000 м;

- убедиться в нормальном раскрытии парашюта и определить направление на

сушу;

- при применении авиационного спасательного пояса АСП-74 наполнить его,

энергично дернув за фишки газонаполнения поплавков;

- закрыть клапаны сброса КС-2МА и заправить трикотажные манжеты

рукавов и шейную шторку комплекта ВМСК-4-15 под гермооболочку;

- разъединить разъем компенсаторов натяга маски и отсоединить тесьму

крепления маски от центрального замка подвесной системы; отсоединить

прибор КП-120 от ОРК и отбросить его вместе с маской в сторону;

- отсоединить шланги противоперегрузочного и вентилируемого костюмов от

верхней колодки ОРК и разъединить электроразъемы ЗШ;

- перед касанием воды снять предохранительные скобы и опустить вниз

фиксаторы замков ОСК-2;

- в момент касания воды ногами задержать дыхание, нажать на гашетки

замков ОСК-2 и отсоединить купол парашюта;

179

Раздел 6

- после приводнения занять положение лицом по ветру (спиной к фронту

волны), широко расставить ноги, поплавки АСП-74 заправить под руки и

при необходимости их поддуть;

- разорвать тарированный шов фала НАЗ, оторвав оранжевый конец от

основного фала (усилие разрыва 5-15 кгс);

- освободиться от подвесной системы парашюта, для чего: открыть замок

круговой лямки, затем центральный замок подвесной системы; вывести

ножные обхваты из скоб; забросить правый плечевой обхват подвесной

системы за спину, протащить левую руку вместе с левым поплавком

спасательного пояса под левым плечевым обхватом и освободиться от

подвесной системы;

- подтянуть к себе плот и влезть на него.

Поплавки спасательного пояса завести за спину, после чего втащить в плот НАЗ и

радиомаяк.

Рекомендации по использованию НАЗа изложены в Инструкции, прилагаемой к

комплекту.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Влезать на плот с широкой стороны, предварительно утопив его под

себя,

соблюдая осторожность во избежание порыва его

металлическими частями снаряжения.

6.47.2. При отсутствии высоты (резерва времени) для приводнения с

неотсоединенными подвесной системой парашюта и коммуникациями спецснаряжения

необходимо:

- наполнит поплавки АСП-74, энергично дернув за фишки;

- отсоединить купол парашюта с помощью замков ОСК-2;

- поднять светофильтр ЗШ и снять кислородную маску;

- закрыть клапаны КС-2МА и заправить трикотажные манжеты рукавов и

шейную шторку комплекта ВМСК под гермооболочку;

- занять положение лицом по ветру (спиной к фронту волны), при

необходимости поддуть поплавки;

В случае невключения баллонов наполнения плота и радиомаяка подтянуть к себе

вначале плот, а затем радиомаяк и вручную резким рывком фала возле баллонов ввести их в

действие, а также выдернуть шпильку включения радиомаяка, расположенную в фале.

- разъединить разъем компенсатора натяга маски;

- отсоединить прибор КП-120 от верхней колодки ОРК и, взяв его в левую

руку, отсоединить шланг натяжного устройства ВКК, затем отбросить его

вместе с кислородной маской;

- отсоединить шланги ППУ и вентиляции от верхней колодки ОРК и

разъединить электроразъем ЗШ;

- освободиться от подвесной системы парашюта и далее выполнять

рекомендации, изложенные в пункте 6.47.1.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ.

1. Запаса кислорода в БКО-3МВ2 (система кресла) для дыхания с Н=500 м хватает

на 3 минуты, после чего возможно попадание воды в маску через клапаны

подсоса воздуха КП-120.

2. При подъеме летчика из воды на вертолете во избежание разряда статического

электричества вертолета браться за спасательный трос до момента касания им

воды запрещается.

180

Раздел 6

6.48. Аварийное покидание самолета на земле.

6.48.1. При возникновении аварийной обстановки на земле (когда самолет

неподвижен) для быстрого его покидания необходимо:

- выключить двигатели;

- открыть фонарь (в случае заклинивания и невозможности открытия фонаря

эксплуатационной ручкой сбросить его ручкой СБРОС ФОНАРЯ);

- установить ручку катапультирования в нерабочее положение, для чего

нажать на её боковые стопорные рычаги и откинуть вперед до постановки на

фиксаторы;

- отключить выключатели пиропатронов кресла;

- отсоединить КП-120 от ОРК-115, потянув вверх рукоятку замка КП-120;

- раскрыть замок разъема круговой лямки и центральный замок подвесной

системы;

- отстегнуть карабин фала НАЗа от кольца на снаряжении и освободиться от

подвесной системы;

- резко встать и покинуть кабину, при этом произойдет разъединение муфт

ППУ, вентиляции и электрожгутов ЗШ от колодки ОРК.

В случае покидания самолета в безлюдной местности и при наличии времени

необходимо:

- снять кислородную маску, разъединить разъем компенсатора натяга маски,

шланг НУ ВКК от КП-120 и выбросить маску вместе с прибором из кабины

самолета;

- после отсоединения коммуникаций встать, развернуться лицом к креслу,

взяться за оранжевые ленты крышки НАЗа и резко их отдернуть на себя

вверх. При этом произойдет отсоединение НАЗа от ремней крепления

подвесной системы;

При втянутых ремнях притяга необходимо перед снятием НАЗа рукояткой притяга

пояса расстопорить ремни и вытянуть их вперед.

- повернуть НАЗ относительно цапф до вертикального положения, при этом

произойдет разъединение ОРК и разрыв контровочной проволоки на одной

из цапф;

- энергичным движением вверх извлечь НАЗ из чашки кресла и выбросить его

из кабины;

- покинуть самолет.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. С выбросом НАЗа не медлить, так как через 4 секунды произойдет его

автоматическое разделение.

6.48.2. Для аварийного покидания самолета на земле после указанных выше

действий, сесть на борт кабины ногами наружу и, ухватившись обеими руками за борт внутри

кабины ближе к дуге козырька фонаря, сползти по фюзеляжу вниз, повернувшись лицом к

обшивке. Затем снять одну руку с борта и, опираясь ею на прилив крыла, спрыгнуть на землю

или, придерживаясь за переднюю часть фонаря, перейти на носовую часть фюзеляжа, сесть на

конус и сползти с него вниз на землю.

181

Раздел 6

СОДЕРЖАНИЕ

Страница

Содержание --------------------------------------------------------------------------------------------2

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ----------------------------------------------------------------3

7.1. Продольная устойчивость и управляемость самолета ------------------------------3

7.2. Боковая устойчивость и управляемость -----------------------------------------------5

7.3. Особенности устойчивости и управляемости при полете с

нессиметричной подвеской и отказе одного двигателя ----------------------------7

7.4. Взлетно-посадочные характеристики--------------------------------------------------9

7.5. Некоторые дополнительные сведения о сваливании и штопоре

самолета -------------------------------------------------------------------------------------11

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ-------------------------------------------------------------------12

8.1. Эксплуатация силовой установки ------------------------------------------------------12

8.2. Эксплуатация топливной системы -----------------------------------------------------19

8.3. Эксплуатация системы пожаротушения-----------------------------------------------22

8.4. Эксплуатация гидравлической системы-----------------------------------------------23

8.5. Эксплуатация пневматических систем ------------------------------------------------26

8.6. Эксплуатация взлетно-посадочных устройств ---------------------------------------27

8.7. Эксплуатация системы управления самолетом --------------------------------------29

8.8. Эксплуатация системы автоматического управления самолетом

(САУ) ----------------------------------------------------------------------------------------35

8.9. Эксплуатация пилотажно-навигационного комплекса -----------------------------39

8.10. Эксплуатация радиосвязного оборудования -----------------------------------------60

8.11. Эксплуатация системы «Экран» и «Алмаз-УП» -------------------------------------65

8.12. Эксплуатация системы «Нарцисс-М»--------------------------------------------------70

8.13. Эксплуатация самолетного ответчика А-511 -----------------------------------------71

8.14. Эксплуатация радиолокационного ответчика (изделие 6202Р-1) и

запросчика (изделие 6231Р-9) -----------------------------------------------------------73

8.15. Эксплуатация системы электроснабжения -------------------------------------------74

8.16. Эксплуатация светотехнического оборудования ------------------------------------81

8.17. Эксплуатация герметичной кабины ----------------------------------------------------82

8.18. Эксплуатация кислородной системы и специального снаряжения

летчика---------------------------------------------------------------------------------------87

8.19. Эксплуатация противоперегрузочного устройства ---------------------------------92

8.20. Эксплуатация средств аварийного покидания и спасения -------------------------92

8.21. Эксплуатация бортовых систем «Тестер-УЗ», СОК-Б и САС---------------------95

8.22. Эксплуатация аппаратуры приема команд наведения и активного

ответа 11Г6----------------------------------------------------------------------------------96

РАЗДЕЛ 7

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

Самолет выполнен по интегральной схеме, при которой крыло и фюзеляж образуют

единый несущий корпус, что обеспечивает ему высокие значения аэродинамического качества

и коэффициента подъемной силы на маневре.

7.1. Продольная устойчивость и управляемость самолета.

На самолете установлена система дистанционного управления (СДУ), которая

наряду с обеспечением продольной устойчивости самолета на дозвуковых скоростях полета

обеспечивает также его высокую маневренность при сохранении хорошей устойчивости и

управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.

В дозвуковом диапазоне режимов полета, а также на числах М=1-1,5 самолет

устойчив по скорости.

В трансзвуковом диапазоне режимов полета на М=0,95-1,05, а также на М > 1,6

наблюдается небольшая неустойчивость по скорости, не затрудняющая пилотирования.

При выполнении маневров с торможением и проходе при этом числа М=1,0

«скоростной подхват» практически мало заметен до перегрузки ny ≤ 3,0; при торможении с

большей перегрузкой величина «подхвата» составляет ∆ny =1,0-1,5.

Балансировочные зависимости φбал = f (cу) во всем диапазоне чисел М и углов атаки

близки к линейным.

Расход ручки управления на создание единицы перегрузки не зависит от величины

перегрузки и в основном диапазоне режимов полета составляет X^ny = 12 мм/ед.перегр. - 25

мм/ед.перегр. На всех режимах полета, за исключением полета на высотах более 15000 м,

балансировочное положение ручки управления в горизонтальном полете расположено за

нейтралью «от себя». Наиболее переднее положение ручка занимает при полете в диапазоне

чисел М=1,1-1,3. На высотах менее 6000 метров это ограничивает возможность создания

отрицательных перегрузок.

Зависимости отклонения стабилизатора и ручки продольного управления в

горизонтальном полете от числа М приведены на рис. 1 и 2.

Характер переходного процесса по перегрузке на дозвуковых режимах полета -

апериодический, на сверхзвуковых режимах

- колебательный. Остаточные колебания

отсутствуют.

Выпуск тормозного щитка на дозвуковых скоростях создает небольшой

кабрирующий момент, для парирования которого необходима перебалансировка по усилию

ΔРв ≤ 2 кг.

При выполнении маневров с торможением на сверхзвуковых скоростях полета с

предельными располагаемыми перегрузками на высотах более 10000 м при прохождении числа

М=1,05 с фиксированной ручкой управления возможен заброс по углу атаки. Во избежание

этого на указанных режимах при подходе к числу М=1,0 необходимо уменьшать перегрузку на

ΔПу=1,0. После прохода трансзвука пилотировать можно на границе срабатывания

ограничителя предельных режимов (ОПР).

ОПР при пилотировании на границе его срабатывания обеспечивает выполнение

маневров с любым (вплоть до максимально возможного) темпом взятия ручки управления без

превышения допустимых значений угла атаки и перегрузки.

Раздел 7

При выполнении маневров с торможением, в особенности на скоростях менее 500

км/ч, необходимо учитывать, что при постоянном усилии на ручке управления угол атаки

будет возрастать. При этом необходимо контролировать значение угла атаки по указателю

УАП и по высвечиванию светосигнализатора α, Пу КРИТИЧ, так как ограничитель предельных

режимов (ОПР) в указанном случае воздействует на ручку управления с запаздыванием, что

может привести к превышению допустимых углов атаки.

Возрастание угла атаки при зафиксированной ручке возможно также на

предпосадочном планировании.

По перегрузке самолет с СДУ устойчив во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Выход на заданную перегрузку и угол атаки на М < 1 происходит без колебаний и забросов

при V ≥ 700 км/ч.

В полете на числах М ≥ 1,5 при интенсивном торможении самолета и возникающей

при этом значительной продольной перегрузке возможно непроизвольное отклонение

летчиком ручки управления «от себя». Последующее парирование отрицательной перегрузки

отклонением ручки управления «на себя» может привести к продольной раскачке самолета.

В случае возникновения раскачки зафиксировать (освободить) ручку управления до

прекращения продольных колебаний.

При полете на малых высотах в турбулентной атмосфере возникает «болтанка»

самолета, при которой самолет чрезвычайно чувствителен к вертикальным порывам, что

усложняет пилотирование.

Как в случае раскачки, так и в случае «болтанки» необходимо задержать ручку

управления самолетом.

Подвеска ракет вплоть до 6хР-27Р1, (Э)Т1 и 4хР-73Э во всем диапазоне высот,

скоростей и углов атаки, характеристики устойчивости и управляемости не изменяет, на

пилотировании самолета не сказывается.

Пуски ракет с любых точек подвески практически не сказываются на поведении

самолета.

При подвеске некоторых вариантов АБСП до 4000 кг и НР (4-х С-25) самолет с

отключенной СДУ становится нейтральным по перегрузке. С включенной СДУ самолет

устойчив во всем диапазоне чисел М и углов атаки.

7.2. Боковая устойчивость и управляемость.

Для повышения запаса путевой устойчивости в систему бокового канала СДУ введен

автомат путевой устойчивости - демпфер курса. Путевая статическая устойчивость самолета

сохраняется во всем диапазоне чисел М. Зависимость коэффициентов путевой и поперечной

статической устойчивости от угла атаки myв=f(α) и mxв=f(α) приведена на рис. 3. На скоростях

Vпр более 800 км/ч и числах М=0,7-1,0 самолет обладает повышенной чувствительностью к

созданию боковой перегрузки на отклонение педалей. Реакция самолета по крену на

отклонение педалей на всех режимах полета при Пу ≥ 1,0 - прямая вплоть до углов атаки

сваливания.

Для обеспечения поперечной управляемости используется совместное отклонение

флаперонов и дифференциальное отклонение стабилизатора, последнее используется и для

демпфирования по крену.

Балансировка при координированных скольжениях в горизонтальном полете

отмечается малым расходом ручки по крену.

Для обеспечения поперечной управляемости на больших углах атаки в путевой канал

СДУ введена перекрестная связь руля направления с поперечным отклонением ручки

управления, а для увеличения угла атаки сваливания (α свал.) в систему поперечного

управления на углах атаки более

25° введено механическое ограничение поперечного

отклонения ручки на 1/3 хода в виде пружинного упора с усилием 7 кгс. При отказе демпфера

крена и демпфера курса обеспечиваются достаточные для завершения полета и выполнения

посадки характеристики боковой управляемости, при этом α доп.=10°.

Раздел 7

Для обеспечения хороших характеристик маневренности во всем допустимом

диапазоне углов атаки на дозвуковых скоростях полета введены системы автоматического

управления носками крыла и флаперонами по сигналу угла атаки. С увеличением угла атаки

характеристики боковой устойчивости и управляемости сохраняются удовлетворительными,

вплоть α доп.

На скоростях менее 400 км/ч и α ≥ 24° самолет обладает пониженной поперечной

управляемостью. При выводе из крена на скоростях менее 400 км/ч во время выполнения

маневров по границе срабатывания ОПР возможен заброс угла атаки более α доп.

Поэтому при выводе из крена контролировать угол атаки, не допуская превышения

αдоп.

На углах атаки α > 28° вплоть до сваливания управляемость самолета отсутствует.

Аэродинамическая тряска возникает на углах атаки α=9°-5° при числах М=0,5-0,9

соответственно. При увеличении угла атаки интенсивность тряски возрастает и через Δα=2°-3°

стабилизируется.

Характер тряски мягкий. Во всем диапазоне углов атаки тряска пилотирование не

затрудняет и предупредительным признаком о приближении к α доп. служить не может.

При отключенной и отказавшей системе управления носками крыла пилотирование

безопасно и особенностей не имеет до α доп. =10°.

Поведение самолета с отклоненными носками на 30° (шасси убраны, флапероны

убраны) особенностей не имеет. Отказ управления носками и флаперонами на дозвуковых

скоростях не вызывает эволюций самолета, требующих вмешательства летчика. Максимальное

приращение перегрузки при этом ΔПу ≈ 0,5. Располагаемая угловая скорость по крену при

увеличении угла атаки уменьшается, но остается достаточной до α доп. (более 20°/сек).

Эффективность поперечного управления в горизонтальном полете обеспечивает угловую

скорость крена ωх ≥ 1,5°/сек.

На взлетно-посадочных режимах с выпущенной механизацией крыла и шасси

обеспечивается угловая скорость ω 1,0°/сек.

Характеристики устойчивости и управляемости самолета без подвесок и со всеми

вариантами ракетного вооружения сохраняются приемлемыми до углов атаки:

а) для самолетов без подвесок или УР:

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1,0

α доп.

су доп.

1,85

1,7

1,58

1,45

1,3

1,2

б) для самолетов с АБСП до 4000 кг или НР:

0,5

0,7

0,85

α доп.

су доп.

1,61

1,5

1,35

Зависимость α макс = f (M, H) (с учетом ограничений по α доп. φмакс = 20° и Пу^э) и су бал

= f (α, М) приведены на рис. 4 и 5.

7.3. Особенности устойчивости и управляемости при полете с

несимметричной подвеской и отказе одного двигателя.

Несимметричная подвеска ракет Р-27Р1 на 4 и 3 точках подвески, Р-27Р1 на 2 и 10

(либо 1 и 9) точках подвески и Р-73Э на 6 и 8 (либо 5 и 7) точках подвески существенного

влияния на характеристики устойчивости и управляемости не оказывает.

При односторонней несимметричной подвеске 2-х и более ракет, из которых одна Р-

27Р1, Т1 на 3 (4) точке подвески, вторая (остальные) Р-73Э на 5, 7 (6, 8) точках подвески, а

Раздел 7

также несимметричной подвеске 2-х С-25 из-за расхода ручки управления по крену для

парирования несимметрии более 1/3 хода установлен допустимый α доп.=15°; расход ручки

управления по крену на посадке при максимальной односторонней несимметрии составляет 1/4

хода.

Боковая балансировка при отказе одного двигателя в полёте на числах М ≥ 0,5

затруднений в пилотировании не создаёт. Расход педалей при этом менее 1/3 хода.

Возможность парирования разворачивающего момента самолёта при отказе одного

двигателя на взлёте обеспечивается на всех этапах взлёта.

При отказе двигателя на взлёте в режиме МАКСИМАЛ:

- для выдерживания направления разбега до момента отрыва переднего

колеса потребный расход педалей (с включённым механизмом разворота

колёс - МРК) составляет l/3 хода;

- для выдерживания направления разбега в момент и после отрыва переднего

колеса потребное отклонение педалей увеличивается до полного с

последующим уменьшением до 1/2 хода к моменту отрыва самолёта на Vnp

≈ 300 км/ч.

При отказе двигателя на взлёте на режиме ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ:

- выдерживание направления разбега до момента отрыва переднего колеса

обеспечивается МРК при отклонении педалей до 1/2 хода;

- для выдерживания направления разбега при отрыве переднего колеса в

диапазоне Vпр = 200-250 км/ч требуется полное отклонение педалей и

применение подтормаживания колеса со стороны работающего двигателя.

При скорости более 250 км/ч парирование разворачивающего момента

обеспечивается отклонением рулей направления без применения

подтормаживания.

Боковое отклонение самолёта от центра ВПП при разбеге с отказавшим двигателем

составляет ~ 15 м.

7.4. Взлётно-посадочные характеристики.

Взлёт и посадка производятся при фиксированных в отклонённом положении носках

крыла и флаперонах.

Во взлётно-посадочное положение флапероны отклоняются симметрично на угол 18°

и от этого положения для управления по крену отклоняются вверх на 27°, вниз на 16°. Носки

крыла выпускаются на 3/4 полного отклонения (по шкале индикатора положения носков).

При заходе на посадку и посадке расходы ручки управления небольшие, запас хода

ручки по тангажу при касании самолета составляет 3/4 хода.

При выпуске и уборке флаперонов во взлетно-посадочное положение и обратно и

изменении оборотов двигателей от МАЛОГО ГАЗА до МАКСИМАЛА, при создании

скольжения до

0,5 хода педалей, изменение продольной балансировки практически

отсутствует.

Выпуск носков крыла в посадочное положение вызывает момент на пикирование,

для парирования которого необходима перебалансировка по усилию ∆Рв = 1 кг.

При отказе СДУ завершение полета и выполнение посадки возможно на режиме

ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при этом полет целесообразно выполнять при Кш = 1,0 на скоростях 500-

600 км/ч. Допустимый угол атаки при этом составляет 10°.

Взлетно-посадочные характеристики и их зависимости от различных факторов

приведены в номограммах (рис.6, 7, 8).

Во взлетно-посадочной конфигурации αдоп ≈ 20°.

Раздел 7

Vотр км/ч

L°рм

Vотр на МАКС

300

1200

800

620

Vотр на форсаже

280

1100

600

260

1000

900

Рмм рт.ст.

Lразб на МАКС

800

700

Lразб на форсаже

600

800

1000

1200

1400

1600

1800

600

L^ррм

700

900

1100

1300

1500

1700

1900

mвзл.т

Ключ:mвзл→L°р→L^рр→ветер→Lр^факт→LБВПП; mвзл→ Vотр

600

Ветер попут, м/с

700

800

tнв°С

900

1000

1100

1200

-35

Ветер встреч

1300

Lрм^факт

1400

-25

L^рtр

800

1000

-15

1400

1600

-5

900

1300

1500

LБВПП

800

1000

1200

1400

1600

1800

900

1100

1300

1500

1700

1900

Рис. 6. Номограмма для определения длины разбега и потребной длины

БВПП в фактических метеоусловиях.

Vпос км/ч

L°пр.м

Vпос

620

1000

800

240

900

600

220

800

Рмм рт.ст.

200

Lпр без ТП

700

600

Lпр с ТП

500

700

900

1100

1300

1500

L^рпр.м

mпос.т

800

1000

1200

1400

1600

Ключ:mпос→L°пр→L^рпр→ветер→Lпр^факт→LБВПП; mвзл→ Vпос

500

Ветер попут, м/с

600

tнв°С

700

800

900

-35

1000

-25

1100

-15

1200

-5

Ветер встреч

L^рtпр.м

L^фактпр

.м

1000

1400

1600

700

1500

БВПП

1200

1400

1600

1800

2000

2200

2400

1100

1300

1500

1700

1900

2100

2300

Рис. 6. Номограмма для определения длины пробега и потребной длины

БВПП в фактических метеоусловиях.

Раздел 7

Ключ: Vотр.кас.→Vi→V^p→V^p,t→Vпутев Vi, км/ч

Рмм рт.ст.

360

320

800

760

280

720

680

240

640

200

V^p, км/ч

200

240

280

320

360

200

240

280

320

360

400

Ветер попутный

t°С

200

240

-45

280

Ветер

встреч

-25

320

-5

6 12

360

Vпутев, км/ч

160

200

240

280 320 340

400

V^p,t, км/ч

Рис. 8. Номограмма для определения скорости отрыва и касания самолета в

различных атмосферных условиях по скорости отрыва и касания в условиях МСА.

Примечание: скорость отрыва и касания в условиях МСА

определяется в зависимости от веса по рис. 6 и 7.

7.5. Некоторые дополнительные сведения о сваливании и штопоре

самолета.

В дополнение к рекомендациям, изложенным в п.4.11.2 книги первой РЛЭ, при

выводе из сваливания и штопора самолета необходимо учитывать следующие возможные

особенности:

- отклонение ручки управления в поперечном канале в сторону вращения с

одновременной постановкой в продольном канале в стриммированное положение (1/4 - 1/3

хода за нейтральное положение от себя) приводит к уменьшению или полной остановке

вращения (в зависимости от типа штопора).

Отклонение ручки управления в поперечном канале против направления вращения,

как при попадании, так и в процессе штопора, приводит к увеличению скорости вращения,

которая с уменьшением высоты возрастает. При удержании ручки управления по крену против

вращения угловая скорость вращения по курсу может увеличиться до 60° /сек.

Положение рулей направления, как при попадании, так и в процессе штопора, из-за

низкой эффективности, на характер штопора влияет значительно меньше, чем положение

ручки управления по крену;

- при попадании самолета в штопор на высотах более 8000 м на режимах

работы двигателей в диапазоне МАКСИМАЛ - ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ возможен останов одного

или двух двигателей. Для обеспечения работоспособности СДУ при останове двигателя

(двигателей) РУД ниже упора МАЛЫЙ ГАЗ не устанавливать.

В процессе автоматического запуска возможен рост температуры газов за турбиной

выше допустимой и «зависание» оборотов без выхода двигателя на режим МАЛОГО ГАЗА. В

этом случае после вывода самолета из штопора и автоматического запуска (в случае незапуска

запустить двигатель вручную) полет на ближайший аэродром посадки выполнять на оборотах

не более 95 %;

- на высотах более 11000 м ввиду недостаточной эффективности рулей

самолет из штопора может не выходить.

Раздел 7

РАЗДЕЛ 8

ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ.

8.1. Эксплуатация силовой установки.

Силовая установка самолета включает два двухконтурных, турбореактивных

двигателя АЛ-31Ф с выносными коробками агрегатов, обеспечивающих запуск двигателей и

энергоснабжение самолетных потребителей, а также самолетных систем, обслуживающих

работу силовой установки.

ТРДДФ АЛ-31Ф

8.1.1. Двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным реактивным двигателем с

двухкаскадным осевым компрессором, основной камерой сгорания кольцевого типа,

двухступенчатой газовой турбиной, с камерой смешения воздушно-газовых потоков

внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и всережимным

реактивным соплом.

Система регулирования двигателя

- электронно-гидравлическая. Регулирование

параметров двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах осуществляется гидравлической

частью системы, а на максимальном и форсажном режимах - комплексным регулятором

двигателя КРД-99Б. Регулятор КРД-99Б является электронной частью системы регулирования.

При отказе КРД-99Б регулирование двигателя автоматически переходит на гидравлическую

часть с ограничением по оборотам и температуре газов и выдачей сигнала РЕГУЛЯТ ЛЕВ

(ПРАВ).

Двигатели АЛ-31Ф имеют боевой и учебно-боевой режимы работы. Учебно-боевой

режим имеет пониженные относительно боевого режима параметры на максимале и форсаже

(температура газов ниже на 60°С, обороты ниже на 2,5 %). Выбор режимов определяется

положением переключателя РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ - БОЕВОЙ на левом борту

кабины самолета.

8.1.2. Масляная система двигателя автономная, одноконтурная, циркулярного типа,

с топливомасляным радиатором на линии нагнетателя. Система предназначена для смазки и

охлаждения трущихся поверхностей вращающихся деталей. В состав системы входят

маслобак, система нагнетания, а также системы откачки и суфлирования.

8.1.3. Система запуска двигателя обеспечивает:

- запуск двигателя на земле с раскруткой ротора от бортовых или

аэродромных источников электроэнергии;

Раздел 8

- запуск двигателя в воздухе выключателем ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ;

- запуск двигателя в воздухе (при убранном шасси) от РУД;

- холодную прокрутку двигателя;

- холодную прокрутку газотурбинного двигателя - ГТДЭ;

- автоматический запуск на выбеге системой АЗВ при оборотах n2 < 50 % при

положении РУД выше упора малого газа;

- прекращение цикла запуска;

- автоматический встречный запуск основной камеры сгорания при

применении оружия;

- автоматический встречный розжиг форсажной камеры в случае погасания

форсажа при применении оружия или при помпаже двигателя.

8.1.4. Газотурбинный двигатель

- ГТДЭ-117-1, установленный на выносной

коробке агрегатов (ВКА), предназначен для раскрутки двигателя в качестве стартера.

Продолжительность стартерного режима до 50 сек.

При отсутствии аэродромных источников питания, в исключительных случаях,

подготовку и проверку систем и оборудования самолета и запуск ИК-ВК в соответствии с п.

3.4.5

3.4.19 осуществлять от бортовых источников питания при запущенном правом

двигателе на оборотах малого газа в этом случае должно быть не более 30 мин.

По окончании указанной проверки запустить второй двигатель и далее действовать в

соответствии с пунктом 3.6.

8.1.5. Для управления системой запуска и работой двигателей, контроля за работой

двигателей в кабине установлены следующие элементы управления и индикации:

а) на приборной доске:

- указатель числа оборотов роторов высокого давления (n2) ИТЭ-2ТБ2,

имеющий две стрелки с индексами «Л» - левый двигатель и «П» - правый

двигатель;

- индикаторы температуры выходящих газов левого и правого двигателей;

- сигнальное табло ФОРСАЖ ЛЕВ, ФОРСАЖ ПРАВ, ЗАПУСК ЛЕВ, ЗАПУСК

ПРАВ зеленого цвета;

- индикатор положения клиньев воздухозаборников ПАНЕЛИ ИПК-2-02;

б) на щитке энергетики правого борта:

- трехпозиционные переключатели рода работы ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ,

ЗАПУСК, ПРОКРУТКА СТАРТЕРА;

- кнопки ЛЕВ ПРАВ ЗАПУСК и СТОП;

- выключатель АВТ ДРОС ФОРСАЖА;

в) на щитке самолетных систем № 1 левого борта:

- выключатели ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ и АВАР ОТКЛ ФОРСАЖА

правого и левого двигателей;

- переключатели ВОЗД ЗАБ РЕЗЕРВНОЕ-АВТ-РУЧНОЕ левого и правого

двигателей;

- выключатели ОТКЛ СПП левого и правого двигателей;

г) на щитке самолетных систем № 2 левого борта:

- переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ АВТ-ОТКР;

д) на левом борту:

- рычаги управления двигателями;

- переключатель РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ - БОЕВОЙ.

Раздел 8

8.1.6. Система управления двигателями предназначена для изменения режимов их

работы. Она обеспечивает автономное управление каждым двигателем.

На каждом РУД закреплены две гашетки: задняя, для фиксации в положении

МАЛЫЙ ГАЗ, и передняя, для фиксации в положениях МАКСИМАЛ, МИНИМ ФОРСАЖ,

ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.

Работа двигателей контролируется по оборотам и температуре газового потока,

указатели которых расположены на приборной доске.

8.1.7. Для повышения высотности запуска двигателей в полете и наземного запуска

стартера ГТДЭ в силовой установке имеется система кислородной подпитки пусковых блоков.

Запас кислорода обеспечивает не менее 5 запусков двигателя в воздухе.

8.1.8. Двигатели оборудованы системой обнаружения и ликвидации помпажа,

которая на высоте, равной или более 2000 м, или при числе М ≥ 0,65 автоматически

включается в работу при помпаже двигателей или при возрастании температуры газов за

турбиной на 40-60°С выше допустимой. Отключение системы осуществляется выключателями

ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП на щитке самолетных систем № 1 левого пульта.

При срабатывании системы обороты двигателя автоматически снижаются,

включается встречный запуск и двигатели выходят на обороты, заданные РУД (встречный

запуск включается на 8-10 сек).

При нажатии боевой кнопки блокировка по высоте и числу М снимается на 4 сек.

8.1.9. Двигатели оборудованы системой защиты от перегрева при запуске, которая

в случае роста температуры свыше 650°С на оборотах менее 85 % автоматически вступает в

работу и кратковременными отсечками топлива обеспечивает выход двигателя на режим

малого газа или (при запуске за пределами рекомендованного диапазона H и V) поддержание

оборотов ниже малого газа, достаточных для обеспечения работоспособности системы

управления самолетом без перегрева двигателя.

Отключается система выключателем ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП.

8.1.10. Двигатели оборудованы системой встречного запуска основной камеры

сгорания (ВЗ ОКС), предотвращающей останов двигателя при применении оружия. При

нажатии боевой кнопки система обеспечивает подачу кислорода в запальные устройства

основной камеры сгорания и включение системы зажигания на время 8-12 сек. Работа системы

ВЗ ОКС сопровождается высвечиванием светосигнализаторов ЗАПУСК обоих двигателей.

8.1.11. Двигатели оборудованы системой встречного розжига форсажной камеры (ВЗ

ФК), обеспечивающей автоматический розжиг форсажной камеры в случае её погасания при

применении оружия или при помпаже двигателя. Система ВЗ ФК работает в пределах времени

работы системы ВЗ ОКС.

8.1.12. Двигатели оборудованы системой автоматического запуска на выбеге (АЗВ),

которая вступает в работу при падении оборотов n2 < 50 %. При этом РУД может находиться в

любом положении между упорами МАЛЫЙ ГАЗ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.

8.1.13. Двигатели оборудованы системой охлаждения турбин, которая включается

автоматически при прохождении одного из 3-х сигналов: n2, Т4 или α РУД.

Отключается охлаждение при снятии всех трех сигналов. Отключение охлаждения

повышает экономичность двигателя при работе на дроссельных режимах.

Для контроля работы двигателей с включенным охлаждением турбины на указателях

температуры выходящих газов нанесены желтые риски. Если стрелки совпадают с рисками или

находятся левее их, то двигатели работают с отключенным охлаждением турбины

Раздел 8

(экономичный режим). Включение охлаждения турбины определяется по перемещению

стрелок (скачком) правее риски на величину ΔТ4 ≥ 50 % при плавном увеличении режимов

работы двигателей на n2 = 91-92 %.

При невключении охлаждения (отказы системы охлаждения) на УСТ индицируется

кадр ОБОРОТЫ ЛЕВ (ПРАВ) НИЖЕ

90, при этом режим работы двигателя должен

автоматически ограничиться по температуре газов. В этом случае необходимо установить

режим работы двигателя, не превышающий обороты 90 %.

8.1.14. С целью уменьшения разворачивающего момента на самолете установлена

система автоматического дросселирования форсажа (АДФ). Система АДФ срабатывает при

полете на числах М ≥ 1,35 в случае самопроизвольного погасания форсажа одного из

двигателей и вступления в работу его системы ВЗ ФК, а также в случае уменьшения оборотов

одного из двигателей ниже 85 %. При этом система АДФ обеспечивает перевод другого

двигателя на минимальный форсаж и автоматическое восстановление заданного РУД

форсажного режима после розжига погасшей камеры системой ВЗ ФК или после окончания

цикла работы системы ВЗ ФК при условии n2 ≥ 85 %. В случае, если по окончании цикла

работы системы ВЗ ФК (8-12 сек) розжига форсажа не произойдет и при этом обороты будут

не более 85 %, другой двигатель останется на минимальном форсаже до уменьшения числа М

ниже 1,15 или до отключения системы АДФ выключателем АВТ ДРОС ФОРСАЖА (на М >

1,15).

8.1.15. Включать форсаж разрешается с любого бесфорсажного режима работы

двигателей установкой Руд в любое положение между упорами минимального и полного

форсажа, контролировать включение

- по загоранию светосигнализатора ФОРСАЖ,

характерному толчку и нарастанию скорости.

Включение форсажа обеспечивается:

- на земле при Vпр ≥ 0;

- в полете на высотах до 11000 м на скорости не менее 300 км/ч и на высотах

свыше 11000 м на скорости не менее 450 км/ч.

Отключать форсаж установкой РУД в любое положение между упорами

МАКСИМАЛ и МАЛЫЙ ГАЗ.

Если при включении форсажа последний не включился, то светосигнализатор

ФОРСАЖ будет мигать. В этом случае повторное включение форсажа выполнять с режима

МАКСИМАЛ.

Если форсаж не отключается от РУД, то надо отключить его выключателем АВАР

ОТКЛЮЧ ФОРСАЖА. Повторное включение форсажа в этом случае ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

При работе двигателей на учебно-боевом режиме включение форсажа на высотах

более 15000 м выполнять с установившегося режима МАКСИМАЛ.

8.1.16. Установку РУД из положения СТОП в положение МАЛЫЙ ГАЗ и из

положения бесфорсажного режима в положение МИНИМ ФОРСАЖ, а также из форсажного

положения в положение МАКСИМАЛ, производить перемещением РУД на 10-15 мм за

соответствующие упоры с последующей установкой их в нужное положение.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Диапазон перемещения РУД между упорами МИНИМ ФОРСАЖ и

МАКСИМАЛ является проходным, останавливать РУД в этом

положении ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

8.1.17. На земле на режиме МАЛЫЙ ГАЗ обороты n2 могут изменяться от 59 до 74 %

(при изменении температуры наружного воздуха от -30°С до +30°С). При этом температура

газов не должна превышать 460°С.

В полете обороты двигателя на режиме МАЛЫЙ ГАЗ изменяется в зависимости от

высоты, скорости и температуры наружного воздуха. При этом обороты n2 не снижаются менее

55 %.

Раздел 8

В диапазоне оборотов от малого газа до n2 = 75 % допускается колебание оборотов n2

на величину ± 1,5 %.

На режимах МАКСИМАЛ и ФОРСАЖ максимальные обороты ротора высокого

давления (РВД) не должны превышать: 98,5 % на учебно-боевом, 101,5 % на боевом режимах.

При увеличении оборотов более указанных величин необходимо режим работы

двигателей уменьшить. В случае превышения температуры газов выше допустимой (см. раздел

2, пункт 20) необходимо отключить форсаж, если он был включен, или уменьшить режим

работы до получения допустимого значения температуры.

При температуре наружного воздуха ниже +15°С максимальные обороты РВД (n2) и

температура газов при положении РУД на режимах МАКСИМАЛ или ФОРСАЖ могут быть

меньше, чем при более высокой температуре наружного воздуха. При этом на 1 % уменьшения

оборотов n2 температура газов уменьшается примерно на 20°С.

При приёмистости или при включении форсажа допускается заброс температуры

газов сверх допустимой на 15°С в течении не более 5 сек.

При длительном полете на крейсерском режиме во избежание утечки масла из

маслобака двигателя через каждый час полета устанавливать на 1-2 минуты режим двигателя

МАКСИМАЛ.

В случае резкого роста температуры газов и падения оборотов руководствоваться

указаниями, изложенными в книге 1 РЛЭ на случай помпажа двигателя.

8.1.18. Перемещение РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ или

обратно производить за время не менее 1 сек во всем эксплуатационном диапазоне высот и

скоростей полета.

При быстром перемещении РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ (за 1-

3 сек) обеспечивается приёмистость двигателя во всем эксплуатационном диапазоне высот и

скоростей полета самолета не более 8 сек.

8.1.19. Механизация воздухозаборников включает электрогидравлическую систему

регулирования АРВ-40А и систему защиты воздухозаборников и двигателей от попадания

посторонних предметов.

Система АРВ-40А предназначена для управления положением панелей двух

раздельных воздухозаборников с целью обеспечения оптимальных характеристик совместной

работы воздухозаборников с двигателями.

8.1.20. Управление положением панелей осуществляется:

- на основном канале

- автоматически по программе в зависимости от

приведенных оборотов двигателя с коррекцией по высоте, а также по

сигналам от системы регулирования двигателя. Управление панелями

начинается при достижении числа М=1,35, а до этого они в убранном

положении;

- на резервном канале

- автоматически по положению панели другого

воздухозаборника;

- в режиме ручного управления - от задатчиков ручного управления на

указателе положения клиньев в кабине.

Выбор каналов управления осуществляется переключателями воздухозаборников на

щитке самолетных систем № 1 левого пульта.

При отказе системы автоматического регулирования воздухозаборника на УСТ

выдается следующая информация:

- ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) НА РЕЗЕРВЕ - предупреждает летчика о включении

резервного канала;

- АВТОМАТ ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) - предупреждает летчика об отказе

автоматики (выдается также при отказе гидросистемы) и о необходимости

перехода на ручное управление, для чего переключатель ВОЗДЗАБ

Раздел 8

установить в положение РУЧНОЕ, предварительно совместив стрелку

задатчика на указателе с положением панели.

8.1.21. При автоматическом включении системы АРВ-40А в зависимости от

температуры наружного воздуха, а также при срабатывании системы высотной коррекции

панель воздухозаборника может занимать положение в пределах от 0-50 % скачком.

НАПРАВЛЕНИЕ

ПОЛЕТА

Панель в полностью

Гидроцилиндр

Датчик положения

Гидравлический

убранном положении

управления панелью

панели ДП-111Е

агрегат АУ46-05

Гидроаккумулятор

Гидроцилиндр

ЗУ

Пружинный

демпфер

Панель в выпущенном

Замок убранного

ЗУ

(~ 40 %) положении

положения ЗУ

Схема воздухозаборника

8.1.22. Для защиты двигателей от попадания посторонних предметов в процессе

опробования двигателей на земле, руления, взлета и посадки во входной части

воздухозаборников установлены защитные устройства (ЗУ). Они представляют собой сетчатые

панели с отверстиями 2,5х2,5 мм для прохода воздуха.

Защитные устройства могут работать в автоматическом и ручном режимах.

Открытие ЗУ на взлете осуществляется после размыкания концевых выключателей

обжатого положения левой основной стойки шасси и контролируется по погасанию

сигнализаторов на ИП-52.

Закрытие ЗУ на посадке осуществляется после обжатия левой основной стойки

шасси и контролируется по загоранию сигнализаторов на ИП-52.

В случае отказа концевого выключателя обжатого положения левой стойки шасси ЗУ

открывается после установки переключателя крана шасси в положение УБРАНО, а

закрывается после установки в положение ВЫПУЩЕНО. Поэтому при заходе на посадку после

установки переключателя крана шасси в положение ВЫПУЩЕНО необходимо

проконтролировать положение ЗУ.

Если на ИП-52 высветятся светосигнализаторы закрытого положения ЗУ, установить

переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ в положение ОТКР.

В ручном режиме для обеспечения принудительного открытия ЗУ необходимо

переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ установить в положение ОТКР.

Сигнализация положения ЗУ выведена на УСТ системы «Экран» и заблокирована до

скорости 450 км/ч. Если хотя бы одно ЗУ не стоит на замке открытого положения, а скорость

более 450 км/ч, на УСТ высветится сигнал ВОЗДЗАБ ЗАКРЫТ. Одновременно пройдет речевая

Раздел 8

информация летчику: «Воздухозаборник закрыт. Скорость не более 550».

8.1.23. Самолет оборудован системой предупреждения обледенения СО-121ВМ.

Система состоит из датчика, расположенного в левом канале воздухозаборника и блока

преобразователя.

При попадании самолета в зону обледенения система выдает информацию на УСТ и

автоматически включает систему защиты двигателя от обледенения.

При выходе самолета из зоны обледенения система СО-121ВМ выключает защиту

двигателя от обледенения.

8.2. Эксплуатация топливной системы.

Топливная система самолета предназначена для обеспечения питания топливом

двигателей на всех режимах работы, а также охлаждения агрегатов и блоков самолетных

систем и оборудования.

Топливная система эксплуатируется на топливах РТ, ТС-1 или их смесях в любых

пропорциях. Топливо размещено в баках № 1 и 2 центроплана, в баке № 3, состоящем из двух

отсеков, расположенных в консолях крыла, и бака № 4, расположенного в хвостовой части

фюзеляжа между двигательными отсеками.

Эксплуатационная вырабатываемая вместимость топливных баков (при γ=0,785):

- бак № 1 - 3180 кг;

- бак № 2 - 4160 кг;

- бак № 3 - 1060 кг;

- бак № 4 - 1000 кг;

- ВСЕГО - 9400 кг.

Расходный

отсек

Бак 1

Бак 2

Бак 3

Бак 4

Схема расположения топливных баков.

Раздел 8

8.2.1. Предусмотрены следующие варианты заправки самолета топливом: полная,

основная и частичная. При основной заправке заправляются только баки № 2 и 3. При полной

заправке заправляются все баки. Заправка баков производится закрытым способом - под

давлением или открытым - через заливные горловины. При частичной заправке бак № 2

заправляется открытым способом полностью (контроль визуально) или не менее

3400

(контроль по топливомеру). Топливо из баков вырабатывается через расходный отсек бака № 2

автоматически. Порядок выработки топлива регулируется системой топливоизмерения СТР7-

2АК.

Последовательность выработки топлива из баков следующая:

При полной заправке:

1720 кг из бака № 1;

−

полностью из бака № 4;

−

полностью из бака № 1;

−

70 кг из бака № 2;

−

полностью из бака № 3;

−

3210 кг из бака № 2, кроме расходного отсека;

−

полностью из расходного отсека бака № 2.

При основной заправке:

- полностью из бака № 3;

3210 кг из бака № 2, кроме расходного отсека;

−

полностью из расходного отсека бака № 2.

Порядок выработки топлива из баков указан для бесфорсажных режимов работы. На

форсажных режимах или режиме аварийного слива допускается подработка топлива из

очередного бака до высвечивания на ИСТР светосигнала об окончании выработки

предыдущего бака. Количество подрабатываемого топлива зависит от величины расхода

топлива на указанных режимах и продолжительности работы на данном режиме.

8.2.2. Порядок выработки топлива контролируется по индикатору топливомера-

расходомера ИСТР2-6К. На индикаторе по шкале «Р» определяется остаток топлива во всех

баках, а по шкале «Т» остаток топлива в расходном баке.

По мере выработки топлива на ИСТР высвечиваются сигналы в следующей

последовательности: Б4-1; Б3; 1,5; 600 (аварийный остаток). При остатке топлива 600 кг на

УСТ высвечивается сигнал ОСТАТОК 600. При остатке 1500 кг сигнал дублируется речевой

информацией: «Остаток 1500».

При эволюциях самолета возможно кратковременное высвечивание (погасание)

указанных сигналов. При остатке топлива менее

1400 кг возможно кратковременное

высвечивание на УСТ сигнала ОСТАТОК 600, а на ИСТР - сигнала 600.

8.2.3. Топливомер вступает в работу при выработке бака

№ 4 и к моменту

высвечивания сигнала Б4-1 показания топливомера уменьшаются на 350 кг и далее до начала

выработки топлива из бака № 2 показания топливомера не изменяются.

В момент начала выработки топлива из бака № 2 топливомер отображает остаток

топлива в баке № 2, равный 3500 - 3100 кг. Допустимая разность в показаниях топливомера и

расходомера не должна превышать 350 кг. При наличии разности в показаниях по шкалам «Р»

и «Т» необходимо руководствоваться меньшим показателем.

Остаток топлива по топливомерной шкале указателя следует контролировать на

установившемся режиме горизонтального полета. Количество топлива определяется с

точностью ±170 кг.

8.2.4. при действии нулевых или отрицательных перегрузок подача топлива к

двигателям осуществляется из бачка-аккумулятора, расположенного в баке № 2.

Раздел 8

При действии положительных околонулевых перегрузок подача топлива к

двигателям на форсажных и бесфорсажных режимах обеспечивается подкачивающими

насосами.

8.2.5. В топливной системе предусмотрен аварийный слив топлива. Включение

аварийного слива производится выключателем СЛИВ ТОПЛИВА. Аварийный слив топлива

следует выполнять на оборотах двигателя n2 = 80-90 % на высотах менее 1100 м и скоростях

360-800 км/ч. Контроль за сливом осуществляется по шкалам ИСТР. Прекращение аварийного

слива производится отключением выключателя СЛИВ ТОПЛИВА. При остатке топлива 1500

кг и менее происходит автоматическое отключение аварийного слива топлива, после чего

необходимо отключить выключатель СЛИВ ТОПЛИВА.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При появлении на УСТ сигнала НЕТ ПОДКАЧКИ ЛЕВ (ПРАВ)

аварийный слив прекратить.

8.2.6. Контроль ламп светосигнализаторов ИСТР Б4-1; Б3; 1,5 и 0,6 осуществляется

нажатием кнопки ПРОВЕРКА ЛАМП, расположенной на щитке освещения. Регулировка

яркости этих светосигнализаторов осуществляется переключением переключателя ЯРКОСТЬ

ЛАМП НА ЩИТКАХ «ДЕНЬ-НОЧЬ», расположенном на том же щитке.

8.2.7. В кабине на левом пульте размещен щиток контроля топливной системы,

который используется техсоставом при заправке, регулировке и управлении топливной

системы.

ОТКЛ

КОНТРОЛЬ

Т1

РТ

ОСН ПОЛН

РУЧН

ТС1

АВТ

НАСОСЫ

МАКС НУЛЬ

см³

ПЛОТНОСТЬ

РАСХОД МАКС

НУЛЬ

ОС РЕП

Органы управления и контроля топливной системы.

Раздел 8

8.3. Эксплуатация системы пожаротушения.

Система пожаротушения предназначена для обнаружения и тушения пожара в

двигательных отсеках фюзеляжа. Система одноразового действия.

8.3.1. Сигнализация о пожаре осуществляется системой СПС, которая состоит из

шестиканального исполнительного блока и 23 термодатчиков. На самолете установлено две

системы СПС (по одной на каждый двигательный отсек).

При достижении определенного значения температуры в любом из двигательных

отсеков на левом пульте кабины загорается лампа ПОЖАР ЛЕВ (ПРАВ) ДВИГАТ, на

приборной доске начнет мигать сигнальная лампа ПОЖАР и прослушивается в телефонах

речевая информация «Пожар левого (правого) двигателя».

8.3.2. Средства тушения пожара включают:

- две кнопки пожаротушения;

- огнетушитель;

- систему трубопроводов и коллекторов.

Нажми

ПОЖАР

ЛЕВ. ДВИГ.

ПРАВ. ДВИГ.

Поднять колпачок

Переключатель пожарного крана.

Нажми

Нормальное положение открыто -

вверх. При пожаре установить вниз

- закрыто.

Кнопка включения системы

пожаротушения.

Органы сигнализации и включения противопожарной системы.

Раздел 8

Датчики типа СП

левого двигательного отсека

правого двигательного отсека

Усилительный блок

БИ-06-С

левого двигательного отсека

правого двигательного отсека

«ПОЖАР»

«Пожар левого

«Пожар правого

двигателя» - речевая

информация

Огнетушитель

«ПОЖАР ЛЕВ.

«ПОЖАР ПРАВ.

I - Б - 2

ДВИГАТ»

Кнопка тушения

пожара левого

пожара правого

двигательного отсека

Левая

Правая

пироголовка

Пожарный кран

АЗС «Сигнализация

левого двигателя

пожара левого

пожара правого

правого двигателя

двигателя

ОТКР

ЗАКР

ОТКР

ЗАКР

Аварийная шина +27 Вольт

Функциональная схема противопожарной системы.

8.4. Эксплуатация гидравлической системы.

Гидравлическая система предназначена для обеспечения работы гидроагрегатов,

функционирование которых требует больших усилий. Она состоит из первой (1ГС) и второй

(2ГС) гидросистем с рабочим давлением 260-300 кгс/см².

Исполнительные гидроцилиндры системы управления самолетом (канала тангажа,

путевого канала) конструктивно выполнены с двумя изолированными друг от друга рабочими

полостями, к одной из которых подведено давление от первой, к другой

- от второй

гидросистемы. Управление каналами флаперонов и носков осуществлено однокамерными

гидроцилиндрами, при этом половина гидроцилиндров данного канала получает питание от

первой гидросистемы, а другая - от второй.

При отсутствии неисправностей гидроагрегаты работают от двух гидросистем,

Раздел 8

причем усилие, развиваемое гидроагрегатом, определяется как сумма усилий обеих полостей

исполнительного механизма или суммой усилий двух параллельно работающих групп

гидроцилиндров.

При отказе одной гидросистемы усилия, развиваемые гидроагрегатами,

уменьшаются вдвое, причем усилия одной полости (либо одной из параллельно работающей

группы гидроцилиндров) достаточно для завершения полета на номинальных режимах.

Совместная работа от двух гидросистем обеспечивает повышенную надежность

систем управления самолетом.

8.4.1. Первая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

- стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков крыла

(совместно с 2ГС);

- панели левого воздухозаборника;

- защитной сетки левого воздухозаборника;

- системы уборки-выпуска шасси, открытия и закрытия створок ниш шасси;

- автоматического торможения колес при уборке шасси;

- поворота колес передней опоры;

- стартового и аварийного торможения колес основных опор;

- ограничителя хода педалей;

- системы СДУ (ПМ-15БА - руля направления, РМ-190 - отклоняемых носков

консолей крыла - совместно с 2 ГС).

8.4.2. Вторая гидросистема обеспечивает работу гидроприводов:

- стабилизатора, рулей направления, флаперонов, отклоняемых носков

консолей крыла (совместно с 1ГС);

- системы выпуска-уборки тормозного щитка;

- панели правого воздухозаборника;

- защитной сетки правого воздухозаборника;

- ограничителя хода ручки по крену;

- основного торможения колес основных опор;

- систему СДУ (ПМ-15БА - руля направления, РМ-190 - отклоняемых носков

консолей крыла - совместно с 1ГС, РМ-130Б - флаперонов и РМ-130Б -

ограничителя предельных режимов).

8.4.3. Давление в гидросистеме и в тормозной системе контролируется по

индикаторам ГИДРО и ТОРМОЗ, расположенным на приборной доске. Для контроля зарядки

гидроаккумуляторов азотом по этому же индикатору (ГИДРО) при отсутствии давления в

гидросистеме используется расположенная рядом с ним кнопка КОНТР ГИДРОБАК.

При падении давления в одной из гидросистем ниже 100 кгс/см² на УСТ появится

сигнал ОДНА ГИДРО и одновременно канал электродистанционного распределителя

управления стабилизатором, получавший давление от отказавшей гидросистемы,

переключится на работу от исправной гидросистемы, обеспечивая надежное управление

гидроприводом стабилизатора по трем каналам электродистанционного распределителя.

При одновременном падении давления в 1 и 2 гидросистемах ниже 100 кгс/см²

высвечивается и мигает сигнал ГИДРО на табло аварийных сигналов центральной части

приборной доски, свидетельствующий об отказе обеих гидросистем, и одновременно поступает

речевая информация: «Отказ двух гидросистем. При отсутствии давления - катапультируйся».

В этом случае управление самолетом невозможно.

При падении уровня жидкости в гидробаке первой гидросистемы (1ГС) ниже

минимального (из-за негерметичности подключенного канала) на УСТ появится сигнал ГИДРО

НА УПРАВЛ и поступит речевая информация: «Мал уровень первой гидросистемы. Шасси не

убирай». В этом случае уборка шасси отключается.

Раздел 8

ВКА

НП 1

НП 2

ЛЕВ

ПРАВ

Стабилизаторы

Рули направления

1 ГС

2 ГС

Флапероны

Носки крыла

Стартовое и аварийное

Выпуск - уборка

торможение колес

основных опор

тормозного щитка

Выпуск - уборка

Цилиндр ограничения

Р возд

хода ручки

шасси

Механизм разворота

передней опоры

Цилиндр

Защитное устройство

автоторможения колес

правого

при уборке шасси

воздухозаборника

Г/А

Цилиндр ограничения

хода педалей

Защитное устройство

Основное торможение

левого

колес основных опор

воздухозаборника

Панель левого

Панель правого

воздухозаборника

Функциональная схема гидросистемы.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При малом уровне жидкости в первой гидросистеме шасси выпускать

основным переключателем крана шасси. В случае невыпуска от этого

переключателя выпускать шасси аварийно.

При падении уровня жидкости в гидробаке второй гидросистемы (2ГС) ниже

минимального на УСТ появится сигнал ГИДРО НА УПРАВЛЕН и поступит речевая

информация: «Мал уровень второй гидросистемы. Тормозной щиток отключен».

Одновременно обесточивается кран управления тормозным щитком. В этом случае управление

тормозным щитком исключается.

Раздел 8

ТОРМОЗ

ВОЗДУХ

КОНТР

ГИДРО

ЛЕВ

ПРАВ

ГИДРОАК

х100

ГИДРО

кг/см²

Органы контроля гидро и пневмосистемы.

8.5. Эксплуатация пневматических систем.

На самолете установлены две пневмосистемы, работающие независимо одна от

другой.

Одна пневмосистема предназначена для аварийного выпуска шасси. Давление в

пневмосистеме создается сжатым азотом, заправляемым в изолированную полость

амортизационной стойки правой опоры самолета под давлением 185-200 кгс/см². Контроль

давления в пневмосистеме осуществляется по манометру ВОЗДУХ на правом щитке

приборной доски.

Другая пневмосистема предназначена для обеспечения открытия, закрытия и

герметизации фонаря, а также для аварийного сброса откидной части фонаря. Пневмосистема

заполнена сжатым азотом, запас которого находится в баллоне объемом 2 л. Давление азота в

баллоне после полной заправки - 200 кгс/см². Пневмосистема рассчитана на 5 циклов открытия

и закрытия фонаря, после чего давление в баллоне должно быть не ниже 100 кгс/см².

Герметизация фонаря происходит автоматически после закрытия и установки на

замки откидной части фонаря, путем подачи сжатого азота в шланг герметизации,

Раздел 8

расположенный по контуру откидной части фонаря. При открывании фонаря сжатый азот из

шланга герметизации стравливается в атмосферу.

Открытие, закрытие, аварийный сброс фонаря осуществляется цилиндром

управления фонарем. При аварийном сбросе фонаря пневмосистема работает совместно с

пиросистемой.

В состав пневмосистемы кроме баллона, цилиндра управления фонарем и шланга

герметизации входят: кран управления, блок редукторов, краны герметизации и

разгерметизации, манометр, воздушный фильтр, клапаны, заправочный штуцер.

8.6. Эксплуатация взлётно-посадочных устройств.

Взлетно-посадочными устройствами самолета являются шасси и тормозная

парашютная установка. Кроме того, для улучшения взлетно-посадочных характеристик крыло

самолета оснащено специальной механизацией - отклоняемыми носками крыла и флаперонами

в режиме закрылков.

8.6.1. Шасси самолета - трехопорное с управляемым колесом передней опоры, с

необратимой следящей системой. Колеса основных опор - тормозные, а колесо передней

опоры - нетормозное.

Управление передним колесом осуществляется отклонением педалей при

включенном выключателе УПР КОЛЕСОМ, расположенном на левом пульте кабины.

Управление уборкой-выпуском шасси производится двухпозиционной ручкой

ШАССИ УБРАНО-ВЫПУЩЕНО, расположенной в левой части приборной доски.

Выпущенное положение шасси контролируется по загоранию соответствующих

светосигнализаторов в поле индикатора ИП-52 (по каждой опоре в отдельности) и по

загоранию светосигнализатора ШАССИ ВЫПУЩ на табло САС (при выпуске всех опор).

Выпущенное положение шасси с земли контролируется руководителем полетов по

загоранию рулежной фары, для чего по согласованию с РП необходимо установить

переключатель фар в положение РУЛЕЖ.

8.6.2. Торможение колес основных опор производится от гидросистемы.

Управление основным торможением (включая раздельное) осуществляется подножками

педалей управления рулями направления, аварийным

- ручкой АВАР ТОРМ КОЛЕС, а

стартовым - гашеткой стартового тормоза, расположенной на ручке управления самолетом.

Давление в тормозах колес при основном торможении

105-120 кгс/см², при

аварийном торможении

90-110 кгс/см², при стартовом торможении

175-200 кгс/см²

(контролируется по индикатору, расположенному на правом щитке приборной доски).

8.6.3. Система основного торможения колес оборудована антиюзовой автоматикой.

8.6.4. Управление механизацией крыла включает:

- систему выпуска-уборки флаперонов в режиме закрылков. При этом

флапероны отклоняются на угол 18°;

- систему отклонения носков крыла. При этом носки крыла отклоняются на

угол 23° (в режиме ВЗЛЕТ-ПОСАДКА).

Управление механизацией крыла не связано с ручкой управления и педалями.

8.6.5. Выпуск-уборка флаперонов в режиме закрылков производится кнопками

ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩ УБРАНЫ, расположенными рядом со щитком управления двигателями

на левом борту, отклоненное положение контролируется по индикатору положения ИП-52.

Раздел 8

8.6.6. Управление носками крыла осуществляется переключателем НОСКИ КРЫЛА

на левом пульте кабины, имеющем три положения: ВЫПУЩЕНЫ, АВТ, УБРАНЫ. Сигнал об

отклонении носков подается от специального датчика на индикатор положения носков с

трафаретом НОСКИ КРЫЛА, расположенному на приборной доске.

Носки крыла в режиме АВТ отклоняются на 3/4 по шкале индикатора положения

носков при выпуске шасси и отслеживают угол атаки после уборки шасси.

Управление тормозным щитком производится переключателем УПР ТОРМОЗ

ЩИТКОМ, расположенном на РУД.

Выпущенное положение тормозного щитка контролируется по индикатору ИП-52.

8.6.7. Выпуск тормозного парашюта производится нажатием кнопки ВЫПУСК ТП,

а сброс - нажатием кнопки СБРОС ТП, установленных на подфарной жесткости левого борта.

Сигнализация о сбросе тормозного парашюта осуществляется высвечиванием

светосигнализатора ЗАМОК ТП ОТКРЫТ, расположенного на правой панели доски приборов.

Система управления тормозным парашютом, кроме выпуска и сброса ТП от

действий летчика, обеспечивает:

- автоматический сброс ТП при его самопроизвольном выпуске;

- выдачу речевой информации: «Тормозной парашют сброшен» (только при

автоматическом сбросе ТП и выпущенных шасси);

- запись в системе ТЕСТЕР сигнала ВЫПУСК ТП от нажатия на кнопку.

В составе органов управления и сигнализации системой управления ТП входят:

- кнопка ВЫПУСК ТП - исходное положение - не нажата (в колодце), имеет

лампочку для подсвета изнутри;

- кнопка СБРОС ТП - исходное положение - нажата;

- светосигнализатор ЗАМОК ТП ОТКРЫТ - исходное положение - не горит.

При нажатии кнопки ВЫПУСК ТП кнопка СБРОС ТП становится в ненажатое

положение (выступает над панелью).

При нажатии кнопки СБРОС ТП (до упора в панель) на приборной доске загорается

зеленый светосигнал ЗАМОК ТП ОТКРЫТ и кнопка ВЫПУСК ТП становится в ненажатое

положение.

8.7. Эксплуатация системы управления самолетом.

Управление самолетом осуществляется совместной работой механической и

дистанционной систем управления. Продольное управление осуществляется синхронным

отклонением консолей

стабилизатора.

Поперечное управление

осуществляется

дифференциальным отклонением флаперонов и консолей стабилизатора, а также рулей

направления. Путевое управление осуществляется отклонением рулей направления.

8.7.1. Механическая система управления предназначена для дифференциального

отклонения флаперонов при поперечном управлении; синхронного отклонения флаперонов в

режиме взлета и посадки; отклонения рулей направления при действии педалями; загрузок

рычагов управления и их триммирования.

8.7.2. Система дистанционного управления (СДУ) предназначена для ручного

управления самолетом по продольному и поперечному каналам, для обеспечения требуемых

характеристик устойчивости и управляемости по всем каналам управления, для ограничения

угла атаки и перегрузки, управления носками крыла, синхронного управления флаперонами на

маневре.

Раздел 8

8.7.3. Продольный канал СДУ имеет три режима работы:

- режим ВЗЛЕТ-ПОСАДКА, при котором стабилизатор отклоняется по

сигналам ручки управления и угловой скорости тангажа;

- режим ПОЛЕТ, при котором стабилизатор отклоняется по сигналам ручки

управления, угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки;

- аварийный режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ, при котором стабилизатор

отклоняется только по сигналам ручки управления.

8.7.4. Переключение режимов СДУ ВЗЛЕТ-ПОСАДКА-ПОЛЕТ производится

автоматически по сигналам выпуска и уборки шасси или вручную, посредством установки

переключателя режимов работы СДУ АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА в соответствующее положение.

8.7.5. Режим ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ включается при отказе СДУ. Передаточное

отношение Кш, связывающее продольное отклонение ручки управления и отклонение

стабилизатора, изменяется как автоматически, в зависимости от режима полета, так и в

ручную. В режиме ЖЕСТКАЯ СВЯЗЬ Кш изменяется только вручную.

8.7.6. Поперечный канал СДУ предназначен для дифференциального отклонения

стабилизатора по сигналам поперечного отклонения ручки управления с соответствующим

изменением передаточного числа в зависимости от угла атаки самолета.

Продольный и поперечный каналы СДУ четырехкратно резервированы и состоят из

четырех отдельных подканалов.

8.7.7. Демпфер крена обеспечивает дифференциальное отклонение консолей

стабилизатора по сигналам поперечного перемещения ручки управления и угловой скорости

крена.

Канал рулей направления ДЕМПФЕР КУРСА обеспечивает отклонение рулей

направления по сигналам поперечного отклонения ручки управления (перекрестная связь),

сигналам угловой скорости рыскания и боковой перегрузки.

Каналы демпфера крена и демпфера курса имеют трехкратное резервирование и

состоят из трех отдельных подканалов каждый.

8.7.8. Механизация крыла включает отклоняемые носки и синхронно отклоняемые

флапероны. На взлете и посадке отклонение флаперонов в режиме закрылков производится

вручную кнопочным переключателем ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ-УБРАНЫ независимо от

положения выключателя АВТ. ФЛАПЕР.

Включение канала управления флаперонами на маневре производится выключателем

АВТ. ФЛАПЕР, при этом синхронное отклонение флаперонов осуществляется автоматически

по сигналу угла атаки в диапазоне α = 6°-13°, при работе СДУ в режиме ПОЛЕТ, ЗАКРЫЛКИ

УБРАНЫ и М ≤ 0,8 или Vпр ≤ 860 км/ч.

Управление положением носков крыла может осуществляться вручную и

автоматически. При установке переключателя НОСКИ КРЫЛА в положение ВЫПУЩЕНЫ -

носки в диапазоне режимов до Vпр=860 км/ч отклоняются на угол 21°-25°, при положении

УБРАНЫ - носки убираются.

В положении АВТ управление осуществляется автоматически, при этом в режиме

ВЗЛЕТ-ПОСАДКА носки отклонены на угол 23°, в режиме ПОЛЕТ отклонение носков

производится в диапазоне углов отклонения носков (0-30°) при углах атаки 1°-15°.

При увеличении скорости полета до Vпр ≥ 860 км/ч или М ≥ 1,05 носки крыла

убираются. При снижении скорости полета следящий режим работы носков включается на Vпр

≈ 790 км/ч или М ≈ 0,98.

При отказе автоматического режима управления носками на углах атаки менее 10°

носки крыла убираются, при углах атаки более 10° - отклоняются на максимальный угол 30°.

Раздел 8

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае полета с постоянно выпущенными носками на максимальный

угол превышать М = 0,85 или Vпр = 800 км/ч запрещается.

8.7.9. Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предупреждения

летчика о приближении и выходе самолета за установленные эксплуатационные ограничения

по перегрузке и углу атаки.

Включение ОПР осуществляется выключателем ОГРАНИЧИТ α, Пу, при этом

ограничение угла атаки и перегрузок происходит в режиме работы СДУ ПОЛЕТ. При подходе

к αдоп или Пу^э с упреждением по скорости увеличения угла атаки и перегрузки на ручке

управления ощущается предупредительная тряска. При пилотировании по границе

срабатывания ОПР увеличение угла атаки и перегрузки необходимо выполнять с таким

темпом, чтобы тряска ручки управления ощущалась постоянно. В этом случае обеспечивается

плавное увеличение угла атаки и перегрузки без превышения ограничений и дальнейший

пилотаж вблизи ограничений. При попытке увеличения угла атаки и перегрузки до

ограничений с более высоким темпом или при попытке превышения ограничений ощущается

«упор» в виде увеличения усилий на ручке управления около 15 кгс. При этом ощущение

тряски на ручке управления уменьшается, что ухудшает возможность распознавания

срабатывания ОПР, так как без тряски ручки управления увеличение усилий на ней не может

восприниматься летчиком как штатная нагрузка. Вследствие этого может произойти

пересиливание ОПР и превышение ограничений.

При пилотировании на границе срабатывания ОПР минимальное время выхода на

допустимую перегрузку на дозвуковых режимах составляет 2,5-3 сек, на сверхзвуковых

режимах - 3,6-6 сек.

При Vпр

450 км/ч при энергичном увеличении угла атаки α возможно

непреднамеренное пересиливание ОПР и превышение αдоп, при этом тряска на ручке

управления не ощущается. Поэтому, увеличивая угол α с темпом более 4-5°/сек необходимо

выдерживать αдоп по УАП.

Предельные значения α и Пу в зависимости от параметров полета, варианта подвески

вооружения и текущей массы самолета, а также текущие значения αист формируются и

выдаются в ОПР системой СОС-2-1.

При отказе системы СОС-2-1 ОПР настроен на значение Пу макс на числах М ≤ 0,9 и

Пу макс = 4 на числах М > 0,9, а также на α = 18° во всем диапазоне чисел М.

При отказе двух подканалов демпфера крена и курса, канала управления носками

крыла или отключение каналов демпфера крена или курса во всем диапазоне чисел М, а также

при полете с убранными носками крыла (переключатель НОСКИ КРЫЛА установлен в

положение УБРАНЫ) на числах М ≤ 0,92 ОПР перестраивается на α = 10°

8.7.10. В кабине летчика расположены следующие органы управления и контроля

СДУ:

а) пульт управления СДУ на левом пульте кабины, на котором размещены:

- выключатель ЖЕСТ СВЯЗЬ, включающий режим ЖЕСТКОЙ СВЯЗИ;

- переключатель АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАДКА для установки режима работы СДУ

вручную или автоматического её переключения при уборке (выпуске)

шасси;

- четыре кнопки-лампы, индицирующие отказы отдельных элементов СДУ.

Первые три лампы индицируют отказы элементов в первых трех подканалах

продольного управления, в устройстве автоматического изменения Кш, в

каналах крена и рыскания. Четвертая лампа индицирует отказы элементов в

четвертых подканалах продольного управления, дифференциального

управления стабилизатором и автоматического изменения Кш;

- выключатель ДЕМПФЕР КУРС, включающий канал руля направления;

- выключатель ДЕМПФЕР КРЕН, включающий канал крена;

- выключатель Кш РУЧН, включающий ручное изменение Кш;

Раздел 8

- указатель Кш, указывающий значение передаточного отношения. Значение

Кш = 1 соответствует передаточному отношению, при котором одному

градусу продольного отклонения ручки управления самолетом

соответствует один градус отклонения стабилизатора;

- кремальера для установки Кш вручную;

б) пульт проверки СДУ на правом борту кабины, на котором размещены:

- выключатель 2 и переключатель 1, предназначенные для проверки СДУ

летчиком перед полетом;

- переключатель на 19 положений, предназначенный для проверки СДУ

техником;

- сигнал Н, сигнализирующий о перемещении руля направления (Н) при

включенном выключателе 2;

в) индикаторы СТАБИЛИЗАТОР (на правом борту кабины), показывающие

положения правой и левой консолей стабилизатора;

- индикатор НОСКИ КРЫЛА (на приборной доске), указывающий положение

носков крыла;

- переключатель НОСКИ КРЫЛА (на левом пульте) с положениями

ВЫПУЩЕНЫ-АВТ-УБРАНЫ;

- выключатель ФЛАПЕР АВТ (на левом пульте), предназначенный для

включения канала синхронного управления флаперонами;

- выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу (на левом борту в щитке самолетных

систем № 2), предназначенный для ограничения α и Пу.

Отказы в системе дистанционного управления.

8.7.11. Непереключение режима работы СДУ при установке переключателя

АВТ-ПОЛЕТ-ПОСАД в положение АВТ.

Признак: на УСТ высвечивается сигнал ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ.

Действия: переключить режим управления вручную в соответствии с режимом

полета - после взлета установить переключатель режимов СДУ в положение ПОЛЕТ, перед

посадкой - в положение ПОСАДКА. После переключения режима сигнал на УСТ должен

погаснуть. Допускается кратковременное (не более 3-х секунд) высвечивание на УСТ сигнала

ПЕРЕКЛ РЕЖИМ СДУ при выпуске и уборке шасси.

8.7.12. Отказы в продольном канале СДУ, не сопровождающиеся отключением

двух подканалов.

Признаки:

- на пульте СДУ мигает

3-5 сек, а затем высвечивается кнопка-лампа.

Мигание и высвечивание каждой кнопки-лампы может происходить как при

мигающих других кнопках-лампах, так и при их высвечивании;

- не высвечивается сигнал ДВА КАНАЛА СДУ на экране УСТ.

Действия:

- нажать мигающую или горящую кнопку-лампу. В случае, если на пульте

СДУ горят несколько кнопок-ламп, нажать также на те кнопки-лампы,

нажатие на которые в течение полета на производилось. В случае, если

замигала уже горящая кнопка-лампа, произвести её нажатие повторно.

Погасание кнопки-лампы после нажатия означает, что отказ в СДУ

ликвидирован;

Раздел 8

- нажать горящую кнопку-лампу;

- если после нажатия на кнопку-лампу продолжает высвечиваться сигнал

РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА, уменьшить скорость до V < 600 км/ч, угол атаки до

α < 10°.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При высвечивании сигнала на УСТ ВКЛЮЧИ ДЕМПФЕР КУРСА

необходимо включить демпфер курса и демпфер крена.

8.7.14. Отказ канала рулей направления.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КУРСА и сигнал ОЧЕРЕДЬ,

свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА;

- на щитке СДУ высвечиваются первые три кнопки-лампы.

Действия:

- отключить ДЕМПФЕР КУРСА. Если отказ не сопровождается резкой

эволюцией самолета, разрешается повторное включение выключателя

ДЕМПФЕР КУРСА. Если при повторном включении отказ не снимается

(продолжает гореть ДЕМПФЕР КУРСА и первые три кнопки-лампы),

отключить ДЕМПФЕР КУРСА и изменить режим полета до значений V <

600 км/ч, α < 10°.

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КУРС сигналы ДЕМПФЕР КУРСА,

РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА на УСТ и кнопки-лампы на пульте СДУ должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера курса

свидетельствуют об отказах в других каналах СДУ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во время проверки работы СДУ после запуска двигателя перед полетом

при отклонении ручки управления самолетом по крену и педалей в

одну сторону и приложении усилий к педалям более 80 кгс возможно

пересиливание рулевого агрегата демпфера курса и его отключение,

сопровождаемое сигнализацией отказа. Повторное включение

демпфера производить после снятия усилий с педалей.

8.7.15. Отказ канала крена.

Признаки:

- на УСТ высвечивается сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и сигнал ОЧЕРЕДЬ,

свидетельствующий о наличии в очереди сигнала РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА:

- высвечиваются первые три кнопки-лампы на щитке СДУ.

Действия:

отключить выключатель ДЕМПФЕР КРЕН на щитке СДУ. Если отказ не

сопровождается резкой эволюцией самолета, разрешается повторное

включение демпфера. Если при повторном включении демпфера отказ не

снимается (продолжает гореть сигнал ДЕМПФЕР КРЕНА и первые три

кнопки-лампы) отключить демпфер крена и изменить режим полета до

значений V < 600 км/ч, α < 10°.

При отключении выключателя ДЕМПФЕР КРЕН сигналы ДЕМПФЕР КРЕНА,

РЕЗЕРВ БОК КАНАЛА и кнопки-лампы должны погаснуть.

Непогасание одной или нескольких кнопок-ламп при отключении демпфера крена

свидетельствует об отказах в других каналах СДУ.

8.7.16. Отказ канала управления флаперонами.

Раздел 8

Признак:

- на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН.

Действия:

- отключить и включить выключатель ФЛАПЕРОН. Если после повторного

включения сигнал АВТОМАТ ФЛАПЕРОН продолжает гореть, канал

флаперонов отключить. Сигнал об отказе должен погаснуть. Разрешается

выполнение задания.

8.7.17. Отказ канала ограничения α и Пу.

Признак 1-й:

- на УСТ высвечивается сигнал АВТОМАТ ОГРАНИЧ α АТАКИ ПЕРЕГР.

Действия:

- отключить и включить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу на левом борту.

Если после повторного включения сигнал отказа продолжает гореть,

отключить ограничитель и сигнал должен погаснуть;

- контроль за углами атаки и перегрузкой вести по указателю УАП.

Признак 2-й:

- внезапное увеличение тянущих усилий на ручке управления на

непредельных значениях угла атаки и перегрузки.

Действия:

- отключить выключатель ОГРАНИЧИТ α, Пу. Тянущие усилия на ручке

управления должны сняться.

8.7.18. Взлет и посадка должны производится при работе СДУ в режиме ВЗЛЕТ-

ПОСАДКА, полет от уборки до выпуска шасси - в режиме ПОЛЕТ.

Переключение режимов может производиться автоматически (переключатель АВТ-

ПОЛЕТ-ПОСАДКА в положении АВТ) либо вручную.

Для безрывкового переключения режима с момента начала уборки шасси до

включения режима ПОЛЕТ необходимо выдержать перегрузку, близкую к единице.

В процессе полета передаточное число Кш меняется автоматически в зависимости от

высоты и скорости полета (если переключатель Кш РУЧ ОТКЛ отключен - закрыт колпачком).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Посадку при ручном изменении Кш производить при значении Кш = 1

по шкале указателя Кш.

8.8. Эксплуатация системы автоматического управления (САУ).

Система автоматического управления (САУ-10) входит в состав пилотажно-

навигационного комплекса и предназначена для автоматического и директорного управления

самолетом.

8.8.1. САУ обеспечивает:

- автоматическую стабилизацию угловых положений самолета и

барометрической высоты;

- автоматическое приведение самолета в горизонтальное положение по крену

и тангажу;

- стабилизацию истинной высоты по сигналам РВ на Н = 100 - 1000 м с

Раздел 8

уводом самолета с опасной высоты;

автоматическое и директорное управление при наборе высоты и снижении

при ручном вводе данных (при директорном управлении летчик пилотирует

по сигналам директорных стрелок КПП, удерживая их в пределах кружка;

при отклонении стрелки продольного канала вверх ручка управления

берется «на себя», вниз - «от себя», при отклонении стрелки бокового

канала влево

- ручка управления отклоняется влево, вправо

- ручка

управления отклоняется вправо);

автоматическое и директорное управление при наземном наведении на

воздушную цель;

автоматическое и директорное управление в горизонтальной плоскости по

сигналам ПНК при выполнении маршрутных полетов;

автоматическое и директорное управление при возврате на

запрограммированный аэродром и заход на посадку до Н = 50-60 м по

сигналам ПНК;

комбинированное управление по командам СУВ на атаке (САУ работает в

автоматическом режиме, летчик подключается к управлению, когда

перегрузка достигает

4 и появившееся отклонение директорной метки

требует увеличение

перегрузки). При комбинированном управлении

приложение усилий к ручке управления самолетом не приводит к

отключению автоматического режима САУ;

директорное (дискретное) управление тягой двигателей при снижении и

стабилизации высоты в режиме наведения (директорная метка сектора газа

ИЛС и горизонтальная планка КПП при необходимости изменить тягу

скачком отклоняются на величину, соответствующую половине или

четверти полного хода РУД. Приведение их к нулю выполняет летчик

перемещением РУД вперед

- при отклонении вверх или назад

- при

отклонении вниз);

командно-директорное управление двигателями в режиме наведения

(команды Ф, МАКС, МГ высвечиваются на ИЛС и сопровождаются

отклонениями директорной метки сектора газа на ИЛС и горизонтальной

планки КПП).

8.8.2. Управление и контроль за работой САУ производится с помощью следующих

органов управления и индикации:

а) кнопок с сигнализаторами на пульте САУ:

- АВТОМ

- для включения автоматических режимов НАВИГАЦИЯ,

НАВЕДЕНИЕ, ПОСАДКА, а также режима стабилизации угловых

положений;

- НАВИГ - для включения директорного режима управления по сигналам

ПНК;

- НАВЕД - для включения директорного режима управления при наведении;

- ПОСАД - для включения директорного режима управления при заходе на

посадку;

- Н БАР - для включения автоматической стабилизации барометрической

высоты (с одновременным высвечиванием сигнализатора АВТОМ);

- Н РВ - для включения автоматической стабилизации истинной высоты по

сигналам РВ на Н = 100 - 1000 м (с одновременным высвечиванием

сигнализатора АВТОМ);

- СБРОС - для отключения автоматического и директорного режимов САУ;

- ВЕРТ - для обеспечения стабилизации заданной высоты при ручном вводе

данных (выключатель НАВЕДЕНИЕ на пульте П3-188 в положении РУЧ);

кнопка ВЕРТ включается только при включенной кнопке НАВЕД.

Раздел 8

Для аварийного отключения связи САУ с СДУ на щитке САУ расположен

выключатель СВЯЗЬ САУ-СДУ. Нормальное положение ручки выключателя

- вверх

(включено).

б) пульта задатчика П3-188, на котором расположены:

- задатчики Н и М для установки заданных высот и числа М в режиме

наведения при ручном вводе данных;

Переключатель НАВЕДЕНИЕ АВТ-РУЧ в положении АВТ обеспечивает выполнение

наведения по сигналам НАСУ и СУВ, а в положении РУЧ - выполнение программного набора

высоты по сигналам задатчиков М и Н (выход на заданную высоту обеспечивается только

после нажатия кнопки ВЕРТ или (и) НАВЕД). Основное положение переключателя - АВТ.

в) кнопок и гашетки на ручке управления самолетом:

- кнопка ПРИВЕД К ГОРИЗ - для приведения самолета к горизонтальному

положению;

- кнопка ОТКЛ САУ - для отключения автоматических режимов и режима

комбинированного управления САУ;

- гашетки совмещенного управления.

При нажатии гашетки совмещенного управления (СУ) в автоматических режимах

АВТОМ, Нбар, Нрв управляющие сигналы из САУ в СДУ перестают поступать. После

изменения летчиком пространственного положения самолета летчик отпускает гашетку

совмещенного управления и САУ стабилизирует новое положение самолета. При нажатии

гашетки совмещенного управления в режимах НАВИГ, ПОСАД, НАВЕД (кроме режима

«Атака») с включенной автоматикой управляющие сигналы из САУ в СДУ не поступают;

после отпускания гашетки - САУ возвращает самолет на требуемую для режима траекторию;

г) сигнальное табло ПРИВЕД К ГОРИЗ на правом верхнем щитке приборной доски.

При отказе САУ или связанных с ней систем в автоматических режимах на

аварийное табло красного цвета в постоянном режиме горения высвечивается сигнал

УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ.

Кроме того, на УСТ выведен сигнал САУ, высвечивающийся при неисправности

системы.

8.8.3. В качестве исполнительных органов системы САУ используются

исполнительные органы СДУ и механизмы триммерного эффекта (своих исполнительных

органов система САУ не имеет).

Включение режимов САУ возможно только при исправности систем ПНК, САУ,

СДУ и при включенных демпферах курса и крена.

8.8.4. Проверка САУ перед полетом производится при проверке комплекса ПНК и

после проверки системы СДУ. Для работы САУ необходимо включение питания ПНК и

перевод системы ИК-ВК в режим РАБОТА, а на пульте СДУ включение демпферов крена и

курса.

8.8.5. Отказ и неисправность в работе САУ может сопровождаться следующими

признаками:

- резкие рывки или незатухающие колебания самолета;

- высвечивание на аварийном табло сигнала УПРАВЛЯЙ ВРУЧНУЮ;

- высвечивание на УСТ сигнала САУ и речевая информация: «Управляй

вручную».

Раздел 8

ИНДИКАЦИЯ

СДУ

МАРШРУТ

СВЯЗЬ

САУ-СДУ

Н5

АВТОМ

ПОСАД

НАВЕД

НАВИГ

Н11

Н0,2

ВЗЛЕТ

Нмал

ВЕРТ

рв

бар

СБРОС

ПОСАД

α, Пу

КРИТИЧ

ПОЖАР

СДУ

Управляй

ГИДРО

вручную

ЗАМЕР

ЗАХВАТ

ДАЛЬН

ОЛС

ПРИВЕД К

ГОРИЗ.

ОТКЛ.

ОТКАЗ

ПИТАН.

СИСТ.

ПНК

ДАВЛЕНИЕ

1,3

1,8

Р3

0,9

2,16

ММ.РТ.СТ.

АВТ

РУЧ

НАВЕДЕНИЕ

Н км

Органы управления и контроля САУ.

В этих случаях необходимо отключить САУ кнопкой ОТКЛ САУ на ручке

управления и перейти на ручное управление.

Отключение САУ можно произвести также путем приложения усилий к ручке

управления: более 5 кгс по продольному каналу и более 3 кгс по боковому.

Если после отключения САУ не обеспечивается нормальное ручное управление,

необходимо выключатель СВЯЗЬ САУ-СДУ на щитке САУ отключить.

При отказах САУ, не вызывающих резких эволюции самолёта, разрешается

Раздел 8

повторное включение САУ после нажатия кнопки СБРОС на пульте САУ.

8.8.6. Сигнал и речевая информация «Управляй вручную» могут сопровождать

отключение исправного САУ в режиме АТАКА (выполняемое СУВ для перехода от

автоматического управления к директорному).

8.9. Эксплуатация пилотажно-навигационного комплекса.

Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10-02 предназначен для решения задач

пилотирования, навигации, захода на посадку с использованием радиотехнических средств и

выдачи пилотажно-навигационной информации на индикаторы и потребителям для решения

специальных задач.

8.9.1. ПНК обеспечивает:

- полёт по заданному маршруту с программированием до 6 ППМ и до 4

наземных радиомаяков с возможностью изменения маршрута полёта по двум дополнительно

запрограммированным ППМ (ППМ-7, ППМ-8). Полёт по маршруту выполняется в режиме

радиокоррекции счисленных координат места самолёта по одному из

4 (PM

1-3,

запрограммированных радиомаяков РСБН при нахождении самолёта в зоне их действия или в

автономном режиме при выходе его из этой зоны при автоматическом, директорном и ручном

режиме управления;

- выход на запрограммированную наземную цель с заданного направления, а

также с другого направления, выбранного лётчиком в полёте, при ручном управлении

самолётом;

- повторный заход на вновь обнаруженную наземную цель с углом доворота

90° или кратным 30°;

- изменение заданного маршрута с выходом на любой из

запрограммированных ППМ;

- межсамолётную навигацию в режиме ИЗМЕРЕНИЕ-РЕТРАНСЛЯЦИЯ;

- производство

визуальной

коррекции

координат

самолёта

по

запрограммированной навигационной точке как при пролёте над ней, так и путём визирования

с помощью СУВ;

- возврат с любой точки маршрута на один из трёх запрограммированных

аэродромов по кратчайшему расстоянию с выходом в точку третьего (четвёртого) разворота и

снижением до высоты предпосадочного маневра (Нзад), с возможностью возврата на

четвёртый (АЭР5) дополнительно запрограммированный аэродром;

- выполнение предпосадочного маневра и заход на посадку на

запрограммированный аэродром по сигналам курсоглиссадных радиомаяков типа ПРМГ-4 до

высоты 60 м;

- выполнение повторного захода на ППМ (цель) и на запрограммированный

аэродром посадки;

- вывод и заход на посадку на незапрограммированный аэродром с помощью

радиотехнических средств РСБН и АРК-22.

8.9.2. В состав ПНК входят:

- пилотажный комплекс;

- навигационный комплекс.

8.9.3. Пилотажный комплекс предназначен для решения задач пилотирования по

сигналам, выдаваемым информационным комплексом высотноскоростных параметров (ИК-

ВСП) и навигационным комплексом (НК).

В пилотажный комплекс входят:

Раздел 8

- информационный комплекс высотноскоростных параметров (ИК-ВСП);

- система автоматического управления (САУ-10), которая описана в

подразделе 8.8.

8.9.4. ИК-ВСП предназначен для измерения, вычисления и выдачи в бортовые

системы информации о высотноскоростных параметрах и их предельных значениях.

Комплекс выполняет следующие основные задачи:

а) формирование и выдачу для индикации и в другие бортовые системы

информации о текущих параметрах полета ( Vист, Vпр, Набс, Нотн, число М, αтек,

Пу тек. и др.);

б) формирование и выдачу для индикации, сигнализации и в другие бортовые

системы сигналов предупреждения о приближении к предельно допустимым

значениям истинного угла атаки, вертикальной перегрузки, числа М и приборной

скорости;

в) формирование и выдачу в САУ сигналов отклонения текущих значений

параметров геометрической высоты (Нг), абсолютной барометрической высоты

(Набс), числа М от введенных в момент включения стабилизации;

г) формирование и выдачу в бортовые системы разовых сигналов при достижении

фиксированных значений геометрической высоты;

д) формирование и выдачу в бортовые системы сигналов исправности блоков,

систем и линий связи.

8.9.5. В состав ИК-BCП входят:

- система воздушных сигналов СВС;

- система ограничительных сигналов СОС;

- приемники воздушного давления ПВД-18-3М и ПВД-7;

- радиовысотомер PB-21 (А-035).

8.9.6. Система воздушных сигналов осуществляет измерение, вычисление и

преобразование высотноскоростных параметров: Набс, Нотн, Vпр, Vист, М, Vу, Тн, ∆Нб, ∆Нг,

∆Vпр, ∆М.

Параметры Нотн, Vпр, Vист и Vу индицируются на ИЛС. Кроме того, все выходные

параметры СВС выдаются в бортовые системы (САУ, НК, СО, СУВ).

Включение СВС производится кнопкой ПИТ ПНК пульта-задатчика на щитке

управления ПНК (правый борт кабины).

Различие в показаниях высоты СВС-2Ц-2 и ВД-20К более 120 м при полетах на

эшелонах до 8100 м включительно, или 200 м при полетах на эшелонах выше 8100 м до

эшелона 12100 м включительно, принимается за отказ системы СВС-2Ц-2. В данном случае

полет на эшелоне выполнять по показаниям ВД-2ОК с учетом суммарных поправок с докладом

органу УВД для обеспечения контроля с земли.

8.9.7. Система ограничительных сигналов CОC-2-1 предназначена для решения

следующих задач:

1. Измерения и выдачи на указатель УАП5-13 текущего значения вертикальной

перегрузки.

2. Вычисления и выдачи текущего значения истинного угла атаки на указатель УАП

и в ОПР.

3. Формирование предельно допустимых значений:

- максимально допустимого угла атаки, в зависимости от числа М, Н, наличия

и признаков внешних подвесок, взлетно-посадочной или полетной

конфигурации самолета и наличия разовой команды «АПУ включен»;

- минимально допустимых угла атаки и перегрузки в зависимости от числа М;

Раздел 8

- максимально допустимой перегрузки в зависимости от М, Н, полетной

массы самолета, наличия и признаков внешних подвесок;

- максимально допустимых скорости и числа М в зависимости от наличия и

признаков внешних подвесок;

- минимально допустимой скорости в зависимости от Н и взлетно-посадочной

или полетной конфигурации самолета.

4. Выдача максимально допустимых значений угла атаки и перегрузки на указатель

УАП и в ОПР.

5. Формирования предупредительной сигнализации о приближении текущих

значений α, Пу, Vпр и М к их предельно допустимым значениям.

При достижении предельно допустимых значений углов атаки и перегрузки на

приборной доске высвечивается в проблесковом режиме табло «α, Пу КРИТ» с выдачей

речевой информации: «Предельный угол атаки, предельная перегрузка», а на ИЛС

индицируется мигающий индекс.

При достижении предельно допустимых значений V и М выдается речевая

информация: «Скорость предельная» и на ИЛС индицируется мигающий индекс.

Срабатывание предупредительной сигнализации о выходе самолета за предельно

допустимые значения α, Пу, V и М (за исключением αдопмин ) происходит с соответствующим

упреждением в зависимости от V, Н и Θ.

6. Фиксации на указателе УАП максимальных и минимальных значений Пу,

достигнутых в полете. Для сброса фиксированных значений нажать кнопку на

УАП.

Система ограничительных сигналов CОC-2-1 не обеспечивает формирование

предельных значений по скорости при выпуске тормозных щитков, шасси и ЗУ

воздухозаборников, а также предельных значений перегрузки при взлетно-посадочной

конфигурации самолета.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ.

1. При отказе СУО все предельно допустимые значения, выдаваемые CОC-2-1,

соответствуют ограничениям самолета без подвесок независимо от вариантов

вооружения.

2. При отказе СВС, СТР-7-2АК или ИК-ВК информация от CОC-2-1 выдается

неверно. В этом случае использовать только информацию о текущих значениях α

и Пу.

При горизонтальном полете на сверхзвуковых режимах возможно кратковременное

высвечивание табло «α, Пу КРИТ» с выдачей речевой информации. Допускается промигивание

сигнала αдоп на индикаторе ИЛС в районе минимально допустимых значений угла атаки.

Отказ СОС.

Признак:

- на УСТ высвечивается сигнал: СЛЕДИ α - АТАКИ ПЕРЕГРУЗ СКОР МАХ,

на ИЛС пропадают изображения α, Пу, на указателе УАП выпадают

бленкеры отказов каналов α и Пу.

Действия:

- отключить СОС нажатием кнопки ОТКЛ ОТКАЗ СИСТ на пульте задатчика;

- положение самолета контролировать по ДА-200 и КПП, а скорость по

прибору УСМ-2 и индикатору ИЛС.

8.9.8. Приемники воздушного давления ПВД-18-3М и ПВД-7 обеспечивают

Раздел 8

анероидно-мембранные приборы и датчики, работающие на принципе замера статического и

полного давления, информацией о полном и статическом давлении воздуха в полете.

ПВД-18-3М установлен на выносной штанге на конусе, имеет аэродинамический

компенсатор погрешностей. Он воспринимает статическое (атмосферное) давление с

повышенной точностью и полное давление встречного потока во всем диапазоне скоростей

полета самолета.

Два ПВД-7: основной (левый) и резервный, установлены симметрично с правого и

левого бортов и выполняют те же функции, что и ПВД-18-3М, но без аэродинамической

компенсации.

Для переключения питания потребителей полным и статическим давлением с

основных ПВД на резервный в кабине на правом щитке приборной доски имеется рукоятка

АВАР. ПВД - ТЯНИ. Все ПВД имеют электрообогрев, который включается выключателями

ОБОГРЕВ ПВД, РЕЗЕРВ ПВД и ПВД ОСНОВН ДАУ на щитке спецсвязи и обогрева ПВД

правого пульта кабины.

8.9.9. Радиовысотомер PВ-21 предназначен:

- для измерения и выдачи в бортовые системы и на индикацию

геометрической высоты (Нг);

- для выдачи разовых сигналов, на заданных высотах;

- для подачи светового и звукового сигналов при прохождении «Опасной

высоты». Диапазон измеряемой высоты по указателю в кабине 0-1500 м,

информация о текущей высоте в бортовые системы выдается в диапазоне

высот 0-6000 м.

Рукояткой-кнопкой КОНТРОЛЬ УСТ ВЫСОТЫ на указателе устанавливается индекс

опасной высоты на любую отметку шкалы, а при нажатии на нее проверяется исправность

радиовысотомера. При исправном высотомере, при нажатой кнопке КОНТРОЛЬ, стрелка

указателя должна показывать высоту в пределах 15-20 м.

При полетах на высотах ниже выставленной «опасной зоны» загорается лампа

ВЫСОТА ПР и появляется звуковой сигнал длительностью 9 сек.

Допустимые погрешности измерения истинной высоты радиовысотомер PB-21

обеспечивает при углах крена и тангажа самолета до 45° на высотах до 1500 м и до 30° на

высотах 1500-6000 м.

При отказе PB-21 (выпадает флажок бленкера и стрелка указателя уходит в темный

угол шкалы) необходимо отключить его нажатием на кнопку ОТКЛ ОТКАЗ СИСТ на пульте-

задатчике и использовать показания высотомера ВД-20К и ИЛС.

Включение РВ-21 осуществляется кнопкой ПИТАН ПНК на этом же пульте.

8.9.10. Навигационный комплекс предназначен для определения и выдачи

навигационных параметров, необходимых для решения боевых задач и самолетовождения на

любых географических широтах днем и ночью.

8.9.11. В состав навигационного комплекса входят:

- информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК;

- бортовая цифровая вычислительная машина БЦВМ;

- аппаратура радиотехнической системы ближней навигации, посадки и

встречи РСБН;

- автоматический радиокомпас АРК-22;

- блоки коммутации и преобразования кодов.

8.9.12. ИК-ВК предназначен для непрерывного определения и выдачи

потребителям составляющих абсолютной линейной скорости по двум горизонтальным осям

гиростабилизированной

платформы,

углов

крена,

тангажа,

гироскопического,

ортодромического (приведенного) или гиромагнитного курсов и вертикального ускорения.

Раздел 8

При нормальной работе комплекса информация потребителям и на индикаторные

приборы выдается с основной гироплатформы (ИКВ-ОСН), а резервная (ИКВ-ДУБЛ)

находится в готовности заменить основную по параметрам крена, тангажа и курса при ее

отказе.

Переключение на ИКВ-ДУБЛ происходит автоматически при отказе ИКВ-ОСН, но

можно переключить и вручную нажатием кнопки ИКВ-ДУБЛ на пульте управления, при

ненажатой кнопке ИКВ-ОСН.

8.9.13. Подготовка ИК-ВК, как и всего ПНК, к полету производится техническим

составом от наземных источников питания или от энергоузла самолета. В необходимых

случаях может быть произведена подготовка ИК-ВК летчиком перед вылетом от указанных

источников питания, а также при работающих двигателях, при этом для сокращения времени

подготовки самолета разрешается включать питание ПНК после выхода первого запущенного

двигателя на режим 50 %.

В ПНК предусмотрены ускоренная подготовка ИК-ВК с вводом стояночного курса в

режиме магнитной коррекции (режим МК), по информации от ЗМС (режим ЗК) или от СУВ и

нормальная подготовка ИК-ВК с вводом стояночного курса в режиме МК с коррекцией

(довыставкой) курса по информации от СУВ по ориентиру на стоянке самолета или по оси

ВПП перед взлетом.

Нормальная подготовка ПНК используется для полетов с выходом из зоны действия

наземных РМ (для обеспечения определения координат местонахождения самолета с учетом

ветра).

Ускоренная подготовка ПНК (курсо-воздушный режим счисления) используется для

выполнения полетов в зоне действия наземных РМ или при возможности проведения

коррекции счисленных координат по запрограммированному ориентиру.

Ускоренная подготовка ПНК на широтах более 70° при полетах над безориентирной

местностью может быть использована только для полетов в зоне действия наземных РМ. При

полетах в высоких широтах (φ > 70°-80°) рекомендуется использовать для индикации на ПНП

приведенный курс (на ПУ-184 нажаты кнопки ИКВ ОСН или ИКВ ДУБЛ).

При нормальной подготовке ИК-ВК выдает информацию о горизонтальных

составляющих скоростей для автономного счисления в БЦВМ координат места самолета при

полете по запрограммированному маршруту и об углах крена, тангажа и курса.

При ускоренной подготовке ИК-ВК выдает информацию только по углам крена,

тангажа и курса с погрешностями несколько большими, чем при нормальной подготовке. В

этом случае автономное счисление координат места самолета при полете по

запрограммированному маршруту будет производиться по скорости от ИК-ВСП без учета

скорости ветра.

Ускоренная подготовка ИК-ВК в режиме магнитной коррекции выполняется в

следующей последовательности:

- до включения питания ПНК нажать на ПУ АРК и ИК-ВК кнопки РЕЖ РАБ,

МК, на задатчике магнитного склонения (ЗМС) установить магнитное

склонение аэродрома вылета;

- включить питание ПНК (кнопкой ПИТ ПНК на пульте-задатчике), через 3

мин после включения питания должен произойти переход ИК-ВК из режима

ускоренной подготовки в рабочий режим автоматически. Рабочий режим

определяется по загоранию сигнализатора на кнопке ИКВ ОСН на ПУ АРК

и ИК-ВК;

- после перехода ИК-ВК в рабочий режим вторично нажать кнопку МК, при

этом на кнопке должен погаснуть сигнализатор.

Ускоренная подготовка в режиме ЗК РУЧ выполняется в следующей

Раздел 8

последовательности:

- до включения ПНК нажать на ПУ АРК и ИК-ВК кнопки РЕЖ РАБ, ЗК, на

ЗМС установить предварительно определенный стояночный курс;

- включить питание ПНК, через 3 мин после включения питания должен

произойти автоматический переход ИК-ВК из режима ускоренной

подготовки в рабочий режим, при этом загорается сигнализатор на кнопке

ИКВ ОСН на ПУ АРК и ИК-ВК;

- после перехода ИК-ВК в рабочий режим вторично нажать (отжать) кнопку

ЗК РУЧ, при этом на кнопке должен погаснуть сигнализатор.

Ускоренная подготовка ИК-ВК по информации от СУВ выполняется в

следующий последовательности:

- на ПУ АРК и ИК-ВК нажать кнопки РЕЖ РАБ и МК, на ЗМС установить

магнитное склонение аэродрома вылета;

- включить СУВ и по ее готовности (через 3 мин) включить питание ПНК

нажатием кнопки ПИТ ПНК на пульте задатчика;

- нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопку АЭР и кнопку с цифрой выбранного

ориентира (1, 2 или 3);

- переключатель режимов СУВ установить в положение ОПТ, на ИЛС

появится изображение кружка;

- нажать на 2-3 сек кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ, а затем кнопку МК, при этом

на кнопке должен погаснуть сигнализатор;

- кнюппелем на РУС навести кружок на выбранный ориентир, курсовой угол

которого не превышает ± 12°, и на приборной доске нажать кнопку ВИЗУАЛ

КОРРЕКЦ. В середине кружка на ИЛС появится перекрестие, навести

кнюппелем перекрестие на ориентир и отпустить кнопку ВИЗУАЛ

КОРРЕКЦ;

- переключатель режимов СУВ установить в исходное положение и

выключить СУВ;

- через 3 мин после включения питания, произойдет переход ИК-ВК в

рабочий режим автоматически, о чем сигнализирует загорание лампы на

кнопке ИКВ ОСН на ПУ АРК и ИК-ВК.

Нормальная подготовка ИК-ВК по информации от СУВ на стоянке:

- включить СУВ;

- включить питание ПНК нажатием кнопки ПИТ ПНК на пульте задатчика и

нажать кнопку МК, на ЗМС установить магнитное склонение аэродрома

вылета;

- нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопку АЭР и кнопку с цифрой выбранного

ориентира (1, 2 или 3);

- по готовности СУВ переключатель режимов СУВ установить в положение

ОПТ, на ИЛС появится изображение кружка;

- нажать на 2-3 сек кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ, а затем кнопку МК, при этом

на кнопке должен погаснуть сигнализатор;

- кнюппелем на РУС навести кружок на выбранный ориентир, курсовой угол

которого не превышает ± 12° и на приборной доске нажать кнопку ВИЗУАЛ

КОРРЕКЦ. В середине кружка на ИЛС появится перекрестие, навести

кнюппелем перекрестие на ориентир и отпустить кнопку ВИЗУАЛ

КОРРЕКЦ;

- переключатель режимов СУВ установить в исходное положение и

выключить СУВ;

- через 3 мин после включения питания ПНК высветится сигнал ПОДГ УСК,

сигнализируя о переходе ИК-ВК в режим нормальной подготовки, на КПП

Раздел 8

должны индицироваться стояночные углы крена и тангажа самолета, а на

ПНП - истинный курс самолета. Через 3,5 мин после включения ПНК

начинает мигать сигнал ПОДГ НОРМ, через 15 мин сигнал высвечивается

постоянно, сигнализируя об окончании нормальной подготовки;

- при постоянном высвечивании сигнала ПОДГ НОРМ нажать кнопку РЕЖ

РАБ, при этом погаснут сигналы ПОДГ НОРМ, ПОДГ УСК и загорится

лампа на кнопке ИКВ ОСН.

Выставку ИК-ВК по информации от СУВ производят при условии, если азимут

пеленгуемого ориентира предварительно введен в БЦВМ.

Нормальная подготовка ИК-ВК в режиме магнитной коррекции (МК) с

довыставкой курса по оси ВПП по информации от СУВ выполняется в следующей

последовательности:

- до включения питания ПНК нажать на ПУ АРК и ИК-ВК кнопку МК, на

задатчике магнитного склонения (ЗМС) установить магнитное склонение

аэродрома вылета;

- включить питание ПНК нажатием кнопки ПИТ ПНК на пульте задатчика;

- через 3 мин после загорания светового сигнала ПОДГ УСК и через 15 мин

при постоянном свечении сигнала ПОДГ НОРМ, нажать кнопку РЕЖ РАБ.

При этом погаснут сигналы ПОДГ УСК и ПОДГ НОРМ и загорится

сигнализатор на кнопке ИКВ ОСН;

- после перехода ИК-ВК в рабочий режим вторично нажать кнопку МК, при

этом на кнопке должен погаснуть сигнализатор;

- поочередным нажатием кнопок ИКВ ОСН, ИКВ ДУБЛ проконтролировать

исправное состояние основного и дублирующего каналов ИК-ВК по

загоранию сигнализаторов у этих кнопок и по показаниям приборов ПНП и

КПП по курсу, крену и тангажу;

- перед взлетом провести коррекцию (довыставку) курса по оси ВПП по

информации от СУВ.

Коррекция (довыставка) курса по информации от СУВ.

При полете по маршруту с использованием ПНК, когда запрограммированы Ψ ВПП

аэродромов, коррекцию (довыставку) курса в режиме РАБОТА можно произвести по оси ВПП

по информации от СУВ.

При наличии расхождения между курсом ВПП и текущим курсом на ПНП не более

11°, а также после ускоренной и нормальной подготовки ИК-ВК в режиме МК, коррекцию

курса производить по оси ВПП с использованием СУВ.

Для этого необходимо:

- вырулив на ВПП, установить самолет по оси ВПП;

- переключатель режимов СУВ установить в положение ОПТ;

- нажать на ПУ БЦВМ и РСБН кнопку АЭР и кнопку, соответствующую

номеру аэродрома вылета (1, 2 или 3);

- установить кнопку Ψ+180° 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, отпустить кнопку ВИЗУАЛ

КОРРЕКЦ и проконтролировать курс на ПНП и ИЛС;

- установить переключатель режимов работы СУВ в исходное положение.

Коррекция курса в режиме МК.

Раздел 8

Выполняется, когда Ψ 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 самолёт по оси ВПП;

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

После коррекции текущего курса, равного Ψ ВПП (через 3-5 сек) нажать вторично

кнопку МК.

8.9.14. Бортовая цифровая вычислительная машина предназначена для обработки

навигационной информации с целью формирования сигналов управления, обеспечивающих

автоматическое, полуавтоматическое (директорное) и ручное управление самолетом.

Хранение программы полёта, текущих координат и других параметров, требующих

повышенной информационной надёжности, осуществляется полупостоянным запоминающим

устройством (ППЗУ).

Ввод исходных данных (программы полёта), индикация запрограммированных и

текущих навигационных параметров, а также контроль режимов работы вычислителя

осуществляется через пульт оператора (ПО).

При отказе вычислителя БЦВМ на УСТ высвечивается сигнал НАВИГАЦ. Сигнал

НАВИГАЦ на УСТ высвечивается также при одновременном отказе датчиков скорости ИКВ

ОСН и СВС.

Кратковременное промигивание (до 3 сек) сигналов не приводит к нарушению

работы комплекса в режиме МАРШРУТ. Если были включены ВОЗВР, ПОСАДКА, ПЗ ЛЕВ

(ПЗ ПРАВ ), то при промигивании (до 3 сек) произойдет их снятие.

Для восстановления указанных режимов на ПУ БЦВМ и РСБН необходимо нажать

соответствующие кнопки - ВОЗВР, ПЗ ЛЕВ (ПЗ ПРАВ) и установить переключатель режимов

работы в положение ПОС. Контролировать включение режимов по загоранию

светосигнализаторов ВОЗВР (при наличии сигнала КОР РМ), ПЗ ЛЕВ (ПЗ ПРАВ),

срабатыванию бленкеров К и Г на приборе ПНП. При устойчивом высвечивании сигналов

снимается режим автономного счисления координат. В этом случае на ПУ БЦВМ и РСБН

гаснут все сигналы, при этом информация о месте нахождения самолета и ЗК теряется, а на

ПНП автоматически переключается на индикацию ортодромического курса от ИК-ВК

(относительно меридиана аэродрома вылета) и дальности самолета до наземного радиомаяка, с

которым работала РСБН в момент отказа БЦВМ.

В этом случае необходимо:

- отключить САУ, если она была включена;

- на ПУ БЦВМ и РСБН переключатель режимов управления установить в

положение НАВИГ, переключатель УПР ЦВМ - ВВОД ЧК - в положение

ВВОД ЧК, при этом на сигнальном табло будет высвечиваться сигнал ЧК;

- нажать кнопку ОТКЛ ОТКАЗ СИСТ на пульте задатчика (отключится

БЦВМ);

- нажать кнопку СБРОС на ПУ БЦВМ и РСБН, а затем при необходимости

последовательным нажатием кнопок набрать номер частотного канала

ближайшего радиомаяка, значение которого будет высвечиваться на

цифровом табло. При этом на ПНП будет индицироваться дальность и

азимут самолета относительно этого радиомаяка;

- на ПУ АРК и ИК-ВК нажать кнопку ЗК РУЧ;

- на ПНП установить заданный курс для выхода на ППМ (цель) и продолжать

выполнение задания. Контроль пути и выхода на ППМ (цель) вести по

времени, по азимуту и дальности относительно радиомаяка, а также с

помощью АРК и по наземным ориентирам.

При необходимости возвращения на аэродром посадки с отказавшей БЦВМ полет

выполнять аналогично полету на незапрограммированный аэродром (книга первая, п. 4.19).

8.9.15. Аппаратура РСБН предназначена для решения задач ближней навигации по

Раздел 8

сигналам навигационных радиомаяков типа РСБН-2Н, РСБН-4Н, РСБН-6Н, ПОЛЕ-Н, захода на

посадку по сигналам посадочных радиомаяков типа "Катет-СП" и "Катет-СП2", а также задач

встречи двух самолётов.

В режиме НАВИГАЦИЯ аппаратура определяет в полярной системе координат

значения азимута и наклонной дальности до наземного радиомаяка.

В режиме ПОСАДКА аппаратура выдаёт сигналы отклонения от курсовой и

глиссадной равносигнальных зон и дальность до посадочного ретранслятора.

В режиме МСН аппаратура обеспечивает измерение дальности до

взаимодействующего самолёта и «нулевое» направление от него.

Дальность действия аппаратуры при работе с наземными радиомаяками РСБН-2Н,

РСБН-4Н, ПОЛЕ-Н составляет на высотах:

250 м

50 км,

1000 м

110 км,

5000 м

250 км,

10000 м

350 км

С наземным радиомаяком РСБН-6Н - не менее 90 км на высоте полёта 1000 м и не

менее 190 км на высоте 3000 м.

Дальность действия в режиме ИЗМЕРЕНИЕ-РЕТРАНСЛЯЦИЯ в полёте двух

взаимодействующих самолётов с углами крена не более ± 30°, углами места не более ± 45° на

высотах более 1500 м составляет при схождении самолётов 160 км, а при расхождении

самолётов - 90 км.

При отказе РСБН в полёте в режиме НАВИГАЦИЯ (в зоне действия радиомаяка не

горят сигналы РМ и КОР РМ, а на ПНП отрабатывается неправильный азимут самолёта)

необходимо переключить стрелку КУР на ПНП с индикацией азимута от РСБН на индикацию

курсового угла от АРК, для чего нажать кнопку АРК на пульте управления АРК и ИК-ВК, при

этом должен высвечиваться сигнализатор на кнопке и продолжать выполнение задания.

8.9.16. Автоматический радиокомпас АРК-22 предназначен для решения

следующих задач:

- полёт на радиостанцию и от неё с визуальной индикацией курсового угла;

- заход на посадку по системе ОСП при выходе из строя наземной или

самолетной аппаратуры РСБН;

- автоматическое непрерывное определение и визуальную индикацию КУР в

пределах 0-360°;

- прием позывных сигналов радиостанций, работающих в диапазоне частот

радиокомпаса.

АРК-22 может быть предварительно настроен на 16 частот (8 пар частот ДПРМ,

БПРМ). Органы управления радиокомпасом размещены на пульте управления на правом борту

кабины. АРК-22 имеет встроенный контроль для проверки работоспособности. При нажатии

кнопки КОНТР на ПУ АРК и ИК-ВК на ПНП отрабатывается КУР = 45° ± 5°.

В случае отказа АРК в полете, который определяется по произвольному вращению

стрелки или произвольному ее отклонению от направления пеленга при полете по прямой, или

когда она остается неподвижной при изменении направления полета, необходимо:

- убедиться, что все органы управления установлены в нужное положение;

- прослушать позывные ПРС и по ним убедиться в ее работе;

- при неработающем ДПРМ переключить АРК на БПРМ и при нормальной

работе АРК продолжать выполнять задание;

- если АРК не восстановил работоспособность, нажать кнопку КОНТР,

запросить руководителя полетов: включены ли приводные радиостанции.

При необходимости проверить работу на другом канале.

При отказе АРК и работающей РСБН продолжать полет. При одновременном отказе

АРК и РСБН выполнение задания прекратить.

8.9.17. Управление и контроль за работой ПНК осуществляется с помощью

Раздел 8

индикация:

сигнал

ППМ высвечивается при полете по маршруту с

запрограммированными ППМ, а номер ППМ, на который производится

полет, высвечивается на левом цифровом индикаторе;

сигнал АЭР высвечивается при полете на запрограммированный аэродром

как на ППМ (без снижения), при этом сигнал ППМ гаснет, а на левом

цифровом индикаторе высвечивается цифра 1, если полет выполняется на

основной аэродром, или цифра 2 (3), если полет выполняется на запасной

аэродром. При переходе аппаратуры в режим ВОЗВРАТ одновременно с

сигналом АЭР и номером аэродрома будут высвечиваться сигналы ВОЗВР и

КОМБИН;

сигнал ЧК высвечивается при вводе в РСБН вручную номеров частотных

каналов навигационных и посадочных радиомаяков при отказе БЦВМ и при

полете на незапрограммированный аэродром посадки, а также номеров ЧК

радиомаяков режима МСН. При высвечивании сигнала ЧК все другие

сигналы на табло гаснут. Номера ЧК при установке переключателя режимов

в положение ПРОГРАМ вводятся в РСБН автоматически, а в положениях

НАВИГ, ПОС, ВСТР, ИЗМ-РЕТР, РЕТР, ИЗМ - вводятся только вручную;

сигнал УПРАВЛ и одновременно с ним высвечиваемый один из трех

сигналов: МАРШР, КОМБИН, ПУТЕВ сигнализируют о режиме управления

полетом по маршруту;

сигнал УДх30° высвечивается, когда задается другое направление захода на

вновь обнаруженную или запрограммированную цель относительно

направления полета, на котором произведено включение режима повторного

захода;

сигнал РМ высвечивается при работе аппаратуры РСБН с навигационным

радиомаяком, при этом порядковый номер радиомаяка высвечивается на

правом цифровом индикаторе;

сигнал КОР. РМ высвечивается при осуществлении коррекции счисленных в

автономном режиме координат места самолета по данным РСБН;

сигнал ЗОНА высвечивается при подходе к очередному ППМ (цели) в

путевом и маршрутном режимах управления на дальности 20 км, а гаснет на

ЛУР при маршрутном способе управления и при пролете ППМ (цели) на

дальности 2 км при путевом режиме, когда на ПНП будут выданы дальность

и заданный курс на последующий ППМ (аэродром).

При комбинированном способе управления сигнал ЗОНА выдается дважды. Первый

раз на участке, где полет выполняется в путевом режиме на дальности 10 км до точки 3

разворота (точки касания окружности с центром, удаленным от ППМ (цели) по линии

заданного пути на расстояние 20 км, и по линии, перпендикулярной ЛЗП, на расстояние

радиуса разворота самолета), и гаснет после прохода точки 3 разворота (точки касания

окружности).

Второй раз сигнал ЗОНА выдается при полете на ЛЗП в маршрутном режиме на

дальности 20 км до ППМ (цели) и гаснет после прохода НТ, когда на ПНП будут выданы

дальность и заданный курс на последующий ППМ (аэродром);

- цифровое табло № ЧК высвечивается при работе аппаратуры РСБН с

навигационными и посадочными радиомаяками, а также в режиме МСН,

если номера частотных каналов этих радиомаяков введены в РСБН с

помощью пульта вручную.

8.9.19. Назначение кнопок наборного поля:

Раздел 8

- кнопка ППМ предназначена для ручной смены промежуточных пунктов

маршрута. Для полета на внеочередной ППМ необходимо в любой точке маршрута нажать

кнопку ППМ, при этом на табло будет высвечиваться сигнал ППМ в проблесковом режиме,

сигнализируя о необходимости завершения смены ППМ. После этого нажать кнопку с цифрой,

соответствующей номеру ППМ, на который необходимо выполнить полет. При этом на левом

цифровом индикаторе появится введенная цифра, а сигнал ППМ перейдет в режим

постоянного свечения. Последующая смена ППМ (если не будет необходимости в изменении

маршрута полета вручную) будет производиться автоматически. Полет на оперативные НТ

(ППМ-7, ППМ-8) возможен только при ручной установке этих НТ;

- кнопка АЭР предназначена для ручного выбора аэродрома, на который

необходимо произвести полет. При нажатии в любой точке маршрута кнопки АЭР и

соответствующей цифры (1, 2 или 3) полет на выбранный аэродром будет выполняться как на

ППМ (без снижения).

Для полета на аэродром с посадкой необходимо при полете на основной аэродром

нажать одну кнопку ВОЗВР, а для полета на запасные запрограммированные аэродромы

необходимо последовательно нажать кнопки АЭР, номер запасного аэродрома (2 или 3) и

ВОЗВР. При полете на аэродром как на ППМ, гаснет сигнал ППМ и начинает высвечиваться

сигнал АЭР, а на левом цифровом индикаторе - номер аэродрома. При полете на аэродром с

посадкой, кроме сигнала АЭР и номера аэродрома, высвечиваются сигналы ВОЗВР и

КОМБИН.

При нажатии кнопки АЭР сигнал АЭР начинает высвечиваться в проблесковом

режиме, а при нажатии кнопки с номером аэродрома сигнал АЭР переходит в режим

постоянного свечения. Кнопка АЭР также используется при выставке ИК-ВК и коррекции

курса по оси ВПП по информации от СУВ;

- кнопки РМ и РМ РУЧ предназначены для ручного выбора

запрограммированных РМ, с помощью которых осуществляется коррекция счисленных

координат самолета по данным РСБН. Для ручного выбора РМ необходимо нажать кнопку РМ

РУЧ, при этом загорается сигнализатор кнопки, затем нажать кнопку РМ, при этом на

сигнальном табло сигнал РМ будет высвечиваться в проблесковом режиме, сигнализируя о

необходимости завершения смены РМ. После этого нажать кнопку с цифрой выбранного РМ.

При этом на правом цифровом индикаторе появится цифра выбранного РМ, а сигнал РМ

перейдет в режим постоянного свечения. Для перехода на автоматический режим смены РМ

необходимо вторично нажать кнопку РМ РУЧ, при этом сигнализатор кнопки гаснет;

- кнопка УД предназначена для ввода угла доворота относительно

направления полета, на котором включен режим повторного захода на цель.

Для ввода угла доворота нужно нажать кнопку УД, при этом гаснет сигнал РМ и

правый цифровой индикатор, если они светились, а сигнал УДх30° начинает высвечиваться в

проблесковом режиме. Затем нажать кнопку с цифрой, соответствующей углу доворота,

деленному на 30° (УД вводится кратным 30°, например, для ввода УД=60° нажать кнопку с

цифрой 2), при этом сигнал УДх30° переходит в режим постоянного свечения, а на правом

цифровом индикаторе высвечивается цифра, соответствующая цифре нажатой кнопки;

- кнопка УПР и кнопки с буквами М, К и П предназначены для выбора

режима управления самолетом по заданному маршруту вручную. Для смены режима

необходимо вначале нажать кнопку УПР, при этом сигнал УПРАВЛ начинает высвечиваться в

проблесковом режиме. Затем нажать кнопку режима управления полетом М, К или П. При

нажатии одной из этих кнопок на сигнальном табло будет высвечиваться один из сигналов

МАРШР, КОМБИН, ПУТЕВ, а сигнал УПРАВЛ переходит в режим постоянного свечения.

После включения питания ПНК автоматически устанавливается путевой способ

управления. Маршрутный и комбинированный способы управления устанавливаются вручную.

Исключением является автоматическая выставка комбинированного способа при полете в

режиме ВОЗВРАТ на аэродром посадки и при выполнении повторного захода на цель и

аэродром посадки;

- кнопка ВОЗВР предназначена для включения режима возврата при

Раздел 8

изменении запрограммированного маршрутного полета с возвращением на аэродром вылета

или запасный запрограммированный аэродром.

При автоматическом включении (после прохода ППМ6) режима возврат на АЭР1

или при ручном его включении нажатием кнопки ВОЗВР, на табло сигнал ППМ гаснет, а АЭР,

ВОЗВР и КОМБИН начинают высвечиваться, на левом цифровом индикаторе высвечивается 1,

что свидетельствует о возврате на аэродром вылета.

При возвращении на запасный аэродром последовательно нажать кнопки АЭР, номер

запасного аэродрома и ВОЗВР. В этом случае гаснет сигнал ППМ и начинают высвечиваться

сигналы АЭР, ВОЗВР и КОМБИН, а на левом цифровом индикаторе - номер запасного

аэродрома;

- цифры от 0 до 9 кнопок наборного поля предназначены для цифрового

набора № ЧК маяков, № запасных аэродромов, ППМ, УД и № РМ;

- кнопка КОНТР РСБН предназначена для проверки работоспособности

РСБН встроенным контролем в режимах НАВИГАЦИЯ, ПОСАДКА и МСН;

- кнопка ЗНАК предназначена для включения режима опознавания самолета

на экране ИКО радиолокационной станции наземного РМ;

- кнопки ПЗ ЛЕВ и ПЗ ПРАВ предназначены для включения режима

повторного захода на запрограммированный аэродром посадки или на вновь обнаруженную

цель, с левым или правым разворотом. Повторный заход на вновь обнаруженную цель задается

в момент пролета над целью нажатием кнопки ПЗ ЛЕВ (ПЗ ПРАВ). При нажатии кнопки

должен загореться сигнализатор, информирующий о включении режима повторного захода, а

на левом цифровом индикаторе высвечивается цифра 9.

Повторный заход на запрограммированный аэродром посадки задается нажатием

кнопки ПЗ ЛЕВ (ПРАВ) на удалении от центра ВПП менее 20 км и после пролета его на

удалении не более 8 км.

Выполнение повторного захода на вновь обнаруженную цель начинается через 10

сек после нажатия кнопки. Если в течение этих 10 сек летчик не задает направления захода, то

заход будет выполняться перпендикулярно направлению полета в момент нажатия кнопки.

Чтобы выполнить заход на вновь обнаруженную цель под некоторым углом

относительно направления полета, когда включен режим ПЗ, например, под углом 60°,

необходимо нажать кнопки ПЗ ЛЕВ (ПЗ ПРАВ), УД и кнопку с цифрой 2.

При включении режима повторного захода заданный путевой угол Ψзпу

отрабатывается в точку третьего разворота. При достижении точки третьего разворота при

повторном заходе на цель Ψзпу отрабатывается для полета на цель, а при выполнении

повторного захода на посадку Ψзпу = Ψвпп. На всех этапах полета в режиме ПЗ Ψзад

отслеживает Ψзпу так, чтобы Ψзад был равен Ψзпу.

Повторный заход на вновь обнаруженную цель отменяется либо нажатием кнопки

СБРОС, либо автоматически после пролета цели, если кнопка НТ РУЧ не нажата. При этом

полет будет продолжаться на очередной ППМ и в том же режиме, что и до задания ПЗ. Отмена

повторного захода на аэродром посадки производится только нажатием кнопки СБРОС, при

этом полет будет выполняться по направлению ВПП (по курсу захода на посадку). При отмене

режима повторного захода на кнопке ПЗ ЛЕВ (ПЗ ПРАВ) гаснет сигнализатор;

- кнопка СБРОС предназначена для отмены режима повторного захода и

возврата к предыдущему режиму управления, а также для подготовки схемы к вводу вручную

ЧК радиомаяков в случае отказа БЦВМ и при полете на незапрограммированные радиомаяки

(аэродромы);

- кнопка Ψ+180° предназначена для изменения направления взлета или

захода на аэродром посадки на направление, обратное запрограммированному;

- кнопка НТ РУЧ предназначена для отмены автоматического управления

полетом по заданной программе и выполнения режима визуальной коррекции. При нажатой

кнопке НТ РУЧ (сигнализатор кнопки горит) обеспечивается выполнение визуальной

коррекции и пролет ППМ (цели) по заданному направлению до тех пор, пока не будет

вторично нажата эта кнопка. При вторичном нажатии сигнализатор кнопки гаснет и

Раздел 8

произойдет автоматическая смена ППМ. Полет будет выполняться на очередной ППМ и в том

же режиме, который был до первого нажатия кнопки НТ РУЧ. При нажатой кнопке НТ РУЧ

можно производить переключение ППМ вручную, для чего нажать кнопку ППМ и кнопку с №

ППМ, на который необходимо выполнить полет. В случае сбоя индикации набранного

параметра НТ операция по набору требуемого параметра повторяется.

Галетный переключатель режимов управления ПРОГРАМ, НАВИГ, ПОС,

ВСТР,ИЗМ-РЕТР,РЕТР,ИЗМ на ПУ БЦВМ и РСБН предназначен для выбора режима

управления аппаратурой РСБН и БЦВМ. При установке переключателя в положение

ПРОГРАМ управление РСБН (выбор маяков, смена частотных каналов) при полёте по

маршруту и выполнении посадки, а также смена ППМ производится автоматически от БЦВМ.

Перевод переключателя из положения ПРОГРАМ в любое другое означает переход к

ручному управлению РСБН, при этом происходит блокирование режима РАДИОКОРРЕКЦИЯ.

При определении азимута и дальности относительно навигационного радиомаяка:

- перевести переключатель режимов в положение НАВИГ;

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

- нажать кнопку СБРОС и набрать ЧК, соответствующий номеру РМ на ПУ

БЦВМ-РСБН.

После определения азимута и дальности переключатель УПР ЦВМ-ВВОД ЧК

установить в положение УПР ЦВМ, переключатель режимов перевести в положение

ПРОГРАМ.

При отсутствии радиокоррекции и нахождении в зоне действия

запрограммированного радиомаяка, для расширения порога использования информации от

РСБН до дальности 250 км, необходимо на пульте БЦВМ-РСБН нажать кнопку РМ РУЧ и

кратковременно кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦИЯ на приборной доске. После списания

накопленной ошибки при счислении координат, на световом табло пульта загорится КОР РМ,

отжать кнопку РМ РУЧ, порог использования информации сузится до 40 км.

В положении ПОС РСБН работает с посадочными радиомаяками, а при установке

переключателя в любое из четырёх положений ВСТР, ИЗМ-РЕТР, РЕТР, ИЗМ аппаратура

РСБН работает в режиме МСН. В положении РЕТР аппаратура работает в качестве привода, а в

положении ИЗМ измеряется дальность и его положение (сторону) относительно

взаимодействующего самолёта.

Задача встречи двух самолётов решается при установке переключателя режимов в

положение ИЗМ-РЕТР на обоих самолётах, при этом аппаратура МСН обеспечивает взаимное

определение дальности между самолётами и положение (сторону) другого самолёта

относительно продольной оси.

При установке переключателя режимов в положение ВСТР аппаратура МСН решает

задачу встречи двух самолётов (аналогично положению ИЗМ-РЕТР) в случае, когда на другом

самолёте установлена аппаратура МСН типа ВСТРЕЧА в составе РСБН-6С и РСБН-7С.

Параметры МСН индицируются на ПНП. Дальность на счётчике дальности.

Отклонение от нулевого пеленга определяется по вертикальной планке положения.

При автоматическом управлении РСБН на цифровом табло № ЧК не высвечивается,

при установке переключателя в любое другое положение, кроме ПРОГРАМ, на табло

высвечивается № ЧК маяка, с которым в данный момент работает РСБН.

Переключатель МАЯК НЕНАПР-НАПР предназначен для переключения РСБН на

работу с ненаправленными или направленными навигационными радиомаяками.

Переключатель УПР ЦВМ-ВВОД ЧК предназначен для управления частотными

каналами РСБН от БЦВМ (положение УПР ЦВМ) и обеспечения ручного ввода № ЧК

(положение ВВОД ЧК).

8.9.20. На пульте управления АРК-22 и ИК-ВК размещены:

- переключатель КАНАЛЫ 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, ППН для перестройки

радиокомпаса на частотные каналы ПРС восьми аэродромов, частоты

которых введены в АРК перед полётом. Каждое положение переключателя

Раздел 8

соответствует паре приводных радиостанций (ДПРМ и БПРМ).

В положении ППН производится настройка фиксированных частот ДПРМ и БПРМ

аэродромов с пульта предварительной настройки в процессе подготовки к полёту;

- рукоятка ГРОМК для регулировки громкости в телефонах;

- переключатель ТЛФ-ТЛГ для прослушивания модулированных сигналов

радиостанций в положение ТЛФ и немодулированных - в положении ТЛГ;

- переключатель КОМ-АНТ для выбора режима работы АРК;

- кнопка КОНТР для проверки работоспособности АРК, при её нажатии на

ПНП отрабатывается КУР = 45 ± 5°;

- кнопка АРК - для управления стрелкой радиокомпаса на ПНП. При

нажатой кнопке и высвечивании сигнализатора на ПНП индицируется КУР

от радиокомпаса, если кнопка не нажата и сигнализатор не высвечивается,

на ПНП индицируется азимут самолета относительно радиомаяка;

- сигналы ПОДГ. УСК, ПОДГ. НОРМ и кнопка РЕЖ. РАБ предназначены

для контроля за ходом подготовки ИК-ВК и переключения его из режима

подготовки в режим работы в процессе нормальной подготовки комплекса.

При включении питания ПНК начинается режим ускоренной подготовки ИК-ВК.

Через 3 мин после этого начинает высвечиваться сигнал ПОДГ. УСК, сигнализирующий об

окончании ускоренной подготовки ИК-ВК и переходе его в режим нормальной подготовки.

Через 3,5 мин начинает мигать сигнал ПОДГ. НОРМ и через 15 мин сигнал высвечивается

постоянно, сигнализируя об окончании нормальной подготовки.

При постоянном высвечивании сигнала ПОДГ. НОРМ (сигнал ПОДГ. УСК

продолжает высвечиваться) разрешается переводить ИК-ВК в рабочий режим. При переводе

ИК-ВК в рабочий режим сигналы ПОДГ.УСК, ПОДГ НОРМ гаснут.

Если до включения питания ПНК была нажата кнопка РЕЖ. РАБ, то по истечении 3

мин (с момента включения питания) ИК-ВК автоматически перейдет в рабочий режим, о чем

свидетельствует высвечивание сигнализатора на кнопке ИКВ ОСН (сигнал ПОДГ. УСК в этом

случае не высвечивается);

- кнопки ИКВ ОСН и ИКВ ДУБЛ предназначены для переключения на

приборе ПНП индикации истинного курса от БЦВМ или ортодромического

курса от ИК-ВК, а также для подключения потребителей курса, крена и

тангажа к дублирующей ИКВ вручную.

При нормальной работе ИК-ВК информация потребителям выдается с основного

ИКВ, об этом сигнализирует лампа на кнопке ИКВ ОСН. При этом на приборе ПНП при

ненажатой кнопке ИКВ ОСН индицируется от БЦВМ истинный курс относительно

географического меридиана пролетаемой местности, а при нажатой - ортодромический курс

относительно географического меридиана места подготовки ИК-ВК. Чтобы переключить на

ПНП индикацию с ортодромического курса на истинный, необходимо вторично нажать кнопку

ИКВ ОСН (при втором нажатии кнопка выскакивает).

При отказе основной ИКВ потребители автоматически переключаются на

дублирующую ИКВ, при этом сигнализатор на кнопке ИКВ ОСН гаснет, а на кнопке ИКВ

ДУБЛ начинает высвечиваться. Если автоматическое переключение не произошло (на кнопке

ИКВ ОСН сигнализатор погас, а на кнопке ИКВ ДУБЛ не высвечивается), необходимо

переключение ИКВ произвести вручную, для чего нажать кнопку ИКВ ДУБЛ, при этом на

кнопке должен высвечиваться сигнализатор. При нажатой кнопке ИКВ ДУБЛ на ПНП

индицируется ортодромический курс, при ненажатой

- истинный. При переключении с

основной на дублирующую ИКВ на УСТ высвечивается сигнал СЧИСЛЕНИЕ ОТ СВС.

При исправной основной ИКВ и нажатой кнопке ИКВ ОСН переключение на

дублирующую ИКВ не осуществляется;

Раздел 8

ГРОМК

ТЛФ КОМ

ПОДГ. УСК

ПОДГ. НОРМ

ИКВ

ПОВТ

ТЛГ

АНТ

РЕЖ

ИКВ

РАБ

КОНТР

ОСН

ДУБЛ

АРК

ЗК

МК

РУЧ

КАНАЛЫ

ППН

Пульт управления ПУ-184.

- кнопка МК предназначена для включения (кнопка нажата, сигнализатор

высвечивается) режима магнитной коррекции при выставке ИК-ВК по курсу

от индукционного датчика и выполнении коррекции курса по сигналам ИД-6

на земле и в полете. После выполнения коррекции необходимо перейти на

индикацию гирополукомпасного (кнопка ИКВ ОСН нажата) курса для чего

кнопку МК нажать вторично, при этом сигнализатор гаснет;

- кнопка ИКВ ПОВТ предназначена для повторной выставки отказавшей

системы ИК-ВК в полете при появлении на ПНП флажка бленкера КС и

отсутствия высвечивания сигнализаторов на кнопках ИКВ ОСН и ИКВ

ДУБЛ. Для выполнения режима повторной выставки необходимо вывести

самолет в горизонтальный полет с постоянной скоростью, нажать кнопки

ИКВ ПОВТ и МК (кнопка РЕЖ РАБ нажата, на ЗМС должно быть

установлено магнитное склонение местонахождения самолета).

Прямолинейный полет продолжать до загорания на кнопке ИКВ ОСН (ИКВ ДУБЛ)

сигнализатора (через 3 мин). Сигнализаторы на кнопке ИКВ ПОВТ и кнопке МК будут

продолжать гореть. При этом погрешности выдачи параметров γ , υ , Ψпр будут такими же, как

при ускоренной подготовке - ± 1° за первый час;

Раздел 8

Для снятия на ПНП флажка бленкера КС нажать на ПУ АРК-ИКВ кнопку ИКВ ОСН

или ИКВ ДУБЛ.

- кнопка ЗК РУЧ предназначена для обеспечения ручной выставки на ПНП

значений заданного курса ( Ψзад) и заданного путевого угла Ψпу в режиме

РАБОТА, а также для выставки ИК-ВК при установке заданного курса на

ЗМС в режиме ПОДГОТОВКА, при этом галетный переключатель режимов

работы на пульте управления БЦВМ и РСБН может находиться в любом

положении. Для установки на ПНП Ψзад и Ψзпу необходимо нажать кнопку

ЗК РУЧ и установить значения соответствующими кремальерами.

Последующие изменения Ψзад и Ψзпу производить при нажатой кнопке ЗК

РУЧ. Для перехода на управление полетом по заданному маршруту от

БЦВМ необходимо вторично нажать кнопку ЗК РУЧ (галетный

переключатель на ПУ БЦВМ и РСБН должен быть в положении ПРОГРАМ);

- задатчик магнитного склонения (ЗМС) предназначен для ввода

магнитного склонения при производстве коррекции курса и выставке ИК-ВК

по курсу по сигналам индукционного датчика ИД-6, а также для установки

на нем стояночного курса самолета, как на задатчике при ускоренной

подготовке.

8.9.21. На пульте задатчика ПЗ-188-01 расположены:

ОТКЛ.

ОТКАЗ

ПИТАН.

СИСТ.

ПНК

ДАВЛЕНИЕ

1,3

1,8

Р3

0,9

2,16

ММ.РТ.СТ.

АВТ

РУЧ

НАВЕДЕНИЕ

Н км

Пульт управления ПНК.

Раздел 8

кнопка ПИТАН ПНК предназначена для включения питания ПНК. При

нажатии кнопки подается питание на все входящие в ПНК системы, при

этом загорается сигнализатор, свидетельствующий о включении ПНК;

кнопка ОТКЛ ПНК (под колпачком) предназначена для отключения

питания ПНК, при нажатии этой кнопки сигнализатор на кнопке ПИТАН

ПНК гаснет;

кнопка ОТКЛ ОТКАЗ СИСТ предназначена для отключения питания

отказавших систем ПНК. При нажатии этой кнопки отключается питание

той системы, сигнал отказа которой высвечивается на УСТ. Этой кнопкой

можно отключить системы: БЦВМ, СВС, PB-21 и СОС;

задатчик со шкалой ДАВЛЕНИЕ и ручкой-кремальерой для установки

значений барометрического давления.

8.9.22. К органам управления ПНК также относятся:

переключатель БЛИЖН-АВТ-ДАЛЬН и сигнальная лампа БЛИЖН ВКЛ

расположены па приборной доске и предназначены для автоматического или

ручного (в случае отказа автоматики) переключения АРК с ДПРМ на БПРМ

и обратно, с сигнализацией о переключении. Автоматическое переключение

обеспечивается при установке переключателя в положение АВТ (при

выпущенном шасси и при срабатывании МРП в момент пролета над

маркерным маяком ДПРМ);

выключатель АРК РСБН на левом пульте кабины. При установке его в

положение АPK РСБН обеспечивается прослушивание позывных сигналов

ПРС, если на ПУ АРК и ИК-ВК нажата кнопка АРК, и сигналов наземных

радиомаяков РСБН, если кнопка АРК не нажата;

кнопка ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ, расположенная на приборном доске,

предназначена для производства коррекции счисленных в автономном

режиме координат самолета по запрограммированным навигационным

точкам визуально с пролетом над НТ и по информации от СУВ.

Режимами визуальной коррекции следует пользоваться только при условии

достоверного опознавания навигационной точки и соответствии этой НТ номеру ППМ,

индицируемому на ПУ БЦВМ и РСБН.

Для выполнения коррекции указанными способами необходимо при подлете к НТ (в

момент начала высвечивания сигнала ЗОНА) нажать кнопку НТ РУЧ и убедиться, что

переключатель режимов на ПУ БЦВМ и РСБН установлен в положение ПРОГРАМ.

При коррекции координат с пролетом над НТ установить на щитке управления СУВ

Н001-16Б, расположенном на левом пульте кабины, 7-ми позиционный переключатель рода

работы СУВ в положение НАВИГ, точно вывести самолет в ручном управлении на НТ и в

момент пролета над ней нажать кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ. Коррекция координат будет

произведена и дальность изменится до 0 км при условии, если в момент нажатия кнопки

дальность на счетчике ПНП до этой НТ будет отличаться от фактической не более чем на 50

км.

При выполнении коррекции по информации от СУВ необходимо установить на

щитке управления СУВ Н001-16Б переключатель рода работы СУВ в положение ОПТ и

выключатель ЛД в верхнее положение, не менее чем за 3 мин до подлета к НТ на щитке

питания включить выключатель ОПС, вывести самолет относительно навигационной точки в

положение удобное для визирования НТ, наложить метку оптического прицела на НТ и нажать

кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ.

Раздел 8

В середине кружка на ИЛС появится перекрестие, навести кнюппелем перекрестие

на ориентир и отпустить кнопку ВИЗУАЛ КОРРЕКЦ.

После выполнения коррекции выключить выключатели ОПС и ЛД, а переключатель

рода работы СУВ установить в исходное положение НАВИГ и в обоих случаях вторично

нажать кнопку НТ РУЧ.

8.9.23. На ПНП индицируются:

- заданный путевой угол, текущий и заданный истинные курсы относительно

географического меридиана пролетаемой местности;

- текущий ортодромический курс относительно географического меридиана

места подготовки ИК-ВК или текущий гиромагнитный курс относительно

магнитного меридиана пролетаемой местности.

Текущие курсы отсчитываются по подвижной шкале против верхнего неподвижного

индекса;

- курсовой угол навигационного радиомаяка, ПРС или РВС - отсчитывается

по неподвижной шкале курсовых углов против острого конца стрелки КУР-

азимут;

- азимут самолета относительно географического меридиана навигационного

радиомаяка РСБН отсчитывается по подвижной шкале курсов против тупого

конца стрелки КУР-азимут;

- заданный путевой угол на подвижной шкале против стрелки ЗПУ и на

счетчике ЗПУ, а заданный курс на подвижной шкале против индекса

заданного курса;

- оставшаяся дальность до ППМ (АЭР) при полете в режиме НАВИГАЦИЯ и

оставшаяся дальность до посадочного ретранслятора в режиме ПОСАДКА, а

также дальность до радиомаяка РСБН при отказавшей БЦВМ и до ведущего

самолета в режиме МСН - отсчитывается на счетчике дальности;

- положение равносигнальных зон курсоглиссадных маяков относительно

самолета в режиме ПОСАДКА определяется по отклонению вертикальной

(курсовой) и горизонтальной (глиссадной) планок положения.

Кроме этого, вертикальная планка положения индицирует положение (сторону)

другого самолета относительно продольной оси в режиме МСН;

- сигнализация о нормальной работе каналов курса и глиссады в режиме

ПОСАДКА осуществляется бленкерами соответствующего канала;

- отказ курсовой системы определяется по срабатыванию бленкера КС.

Раздел 8

Самолет RRJ-95B. Руководство по летной эксплуатации (2004 год) - часть 3