Сау 1т 2б – ВОПРОС «НАЗНАЧЕНИЕ И КОМПЛЕКТ САУ» — МегаЛекции

Сау-1т-2б Условия включения и эксплуатации сау в полете

Включение и эксплуатация САУ допускается в диапазоне значений:

1. высот:

— при автоматическом и директорном режиме управле­ния от 400 м до эксплуатаци­онных,

2. приборных скоростей, числа М, эксплуатацион­ных весов и центровке: предусмотренных эксплуатационными ограничениями, указанными в РЛЭ;

3. углов крена: при включении и экс­плуатации до ±30 5°.

Примечание. Автомат тяги разрешается использовать на высо­тах не более 7000 м., М 0,74.

Система контроля пилотажного комплекта, обеспечивает автоматическое переключение неисправного полукомплекта САУ на соответствующий исправный полукомплект. Система САУ обеспечивает ограничение приборной скорости 600 ⁺²⁰

_-10км/ч.

Примечание. САУ обеспечивает заданный режим полета в ус­ловиях болтанки с интенсивностью, не вызывающей выход самолета на ограничения (n_укр; _кр; Vкр), указанные ниже.

САУ (продольный канал) автоматически отключается при достижении самолетом:

— вертикальной перегрузки, меньшей 0,5 и большей 1,5 в режиме маршрутного полета; меньшей 0,65 и большей 1,35 в режиме захода на посадку с высоты 200 м по сигналу радиовысотомера;

• угла атаки, равного (_кр — 0,5) по сигналу АУАСП;

• угла тангажа более 20° на кабрирование и 10° на пи­кирование.

Во всех перечисленных случаях срабатывают звуковая (звонок) и речевая сигнализация, загораются лампы “ТАНГАЖ ОТКЛ.” на ПУ САУ и табло “ОТКАЗ САУ ПРОД.” на приборных досках летчиков.

1. Перед включением АП в установившемся полете сба­лансировать самолет стабилизатором так, чтобы руль высоты (РВ) находился в нейтральном положении. Положение РВ контролировать по указателю положения РВ. Механизм триммерного эффекта РВ (МТЭ) установить в нейтральное положение. МТЭ РН и элеронов снять нагрузки с соответствующих органов управления.

2. Сразу после включения АП убедиться по указателю РВ в том, что РВ отклонен на угол не более ±2°. Если РВ отклонен на угол более ±2°, балансировку самолета производить стабилизатором (без отключения АП), отклоняя его в направлении, указанном в п. 1.

3. На всех этапах полета с включенным АП, требующих изменения скорости полета, а также при изменении центров­ки самолета, когда РВ отклоняется на угол более ±2° и за­горится лампа “ПРОВЕРЬ ПОЛОЖЕНИЕ РВ” на прибор­ной доске, балансировку самолета производить стабилиза­тором (без отключения автопилота), отклоняя его в направ­лении, указанном в п. 1.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: Для самолетов до № 0306 ба­лансировку самолета разрешает­ся выполнять, если приборная скорость самолета не превышает 530 км/ч.

4. В случае выполнения маневров на практически неиз­менной скорости (выход на перегрузку, разворот и т. п.), когда РВ может оказаться отклоненным длительно на угол более ±2°, стабилизатором пользоваться не следует.

ЗАПРЕЩАЕТСЯ:

• включать питание АП ниже 400 м;

• использовать САУ как в автоматическом, так и в полуавтоматическом режиме до Н ниже 60 м;

• устанавливать переключатель “НОРМ.—БОЛТ.” в положение “БОЛТ.” до особого распоряжения;

• автоматический заход на посадку с двумя отказавши­ми двигателями;

— повторно включать канал тангажа и крена в случае их автоматического отключения после пролета ДПРМ;

— использовать канал тангажа в автоматическом режиме захода на посадку, если центровка выходит за пределы 26… 36% САХ;

— продолжать автоматический заход на посадку с от­клоненным РВ на угол более 4—5°. Нужна обязательная ручная балансировка стабилизатором;

— расстопаривать рули для проверки САУ на земле, если скорость ветра более 15 м/с;

— полете на Н более 7000 м;

— в процессе управления отбором воздуха;

— отказе двигателя;

— управлении боковыми дверями;

— выпуске механизации;

— болтанке не рекомендуется.

studfiles.net

Сау-1т-2б Условия включения и эксплуатации сау в полете

Включение и эксплуатация САУ допускается в диапазоне значений:

1. высот:

— при автоматическом и директорном режиме управле­ния от 400 м до эксплуатаци­онных,

2. приборных скоростей, числа М, эксплуатацион­ных весов и центровке: предусмотренных эксплуатационными ограничениями, указанными в РЛЭ;

3. углов крена: при включении и экс­плуатации до ±30 5°.

Примечание. Автомат тяги разрешается использовать на высо­тах не более 7000 м., М 0,74.

Система контроля пилотажного комплекта, обеспечивает автоматическое переключение неисправного полукомплекта САУ на соответствующий исправный полукомплект. Система САУ обеспечивает ограничение приборной скорости 600

+20_-10км/ч.

Примечание. САУ обеспечивает заданный режим полета в ус­ловиях болтанки с интенсивностью, не вызывающей выход самолета на ограничения (n_укр; _кр; Vкр), указанные ниже.

САУ (продольный канал) автоматически отключается при достижении самолетом:

— вертикальной перегрузки, меньшей 0,5 и большей 1,5 в режиме маршрутного полета; меньшей 0,65 и большей 1,35 в режиме захода на посадку с высоты 200 м по сигналу радиовысотомера;

• угла атаки, равного (_кр — 0,5) по сигналу АУАСП;

• угла тангажа более 20° на кабрирование и 10° на пи­кирование.

Во всех перечисленных случаях срабатывают звуковая (звонок) и речевая сигнализация, загораются лампы “ТАНГАЖ ОТКЛ.” на ПУ САУ и табло “ОТКАЗ САУ ПРОД.” на приборных досках летчиков.

1. Перед включением АП в установившемся полете сба­лансировать самолет стабилизатором так, чтобы руль высоты (РВ) находился в нейтральном положении. Положение РВ контролировать по указателю положения РВ. Механизм триммерного эффекта РВ (МТЭ) установить в нейтральное положение. МТЭ РН и элеронов снять нагрузки с соответствующих органов управления.

2. Сразу после включения АП убедиться по указателю РВ в том, что РВ отклонен на угол не более ±2°. Если РВ отклонен на угол более ±2°, балансировку самолета производить стабилизатором (без отключения АП), отклоняя его в направлении, указанном в п. 1.

3. На всех этапах полета с включенным АП, требующих изменения скорости полета, а также при изменении центров­ки самолета, когда РВ отклоняется на угол более ±2° и за­горится лампа “ПРОВЕРЬ ПОЛОЖЕНИЕ РВ” на прибор­ной доске, балансировку самолета производить стабилиза­тором (без отключения автопилота), отклоняя его в направ­лении, указанном в п. 1.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: Для самолетов до № 0306 ба­лансировку самолета разрешает­ся выполнять, если приборная скорость самолета не превышает 530 км/ч.

4. В случае выполнения маневров на практически неиз­менной скорости (выход на перегрузку, разворот и т. п.), когда РВ может оказаться отклоненным длительно на угол более ±2°, стабилизатором пользоваться не следует.

ЗАПРЕЩАЕТСЯ:

• включать питание АП ниже 400 м;

• использовать САУ как в автоматическом, так и в полуавтоматическом режиме до Н ниже 60 м;

• устанавливать переключатель “НОРМ.—БОЛТ.” в положение “БОЛТ.” до особого распоряжения;

• автоматический заход на посадку

  с двумя отказавши­ми двигателями;

— повторно включать канал тангажа и крена в случае их автоматического отключения после пролета ДПРМ;

— использовать канал тангажа в автоматическом режиме захода на посадку, если центровка выходит за пределы 26… 36% САХ;

— продолжать автоматический заход на посадку с от­клоненным РВ на угол более 4—5°. Нужна обязательная ручная балансировка стабилизатором;

— расстопаривать рули для проверки САУ на земле, если скорость ветра более 15 м/с;

— полете на Н более 7000 м;

— в процессе управления отбором воздуха;

— отказе двигателя;

— управлении боковыми дверями;

— выпуске механизации;

— болтанке не рекомендуется.

studfiles.net

Нелинейная система автоматического управления самолетом

 

Предполагаемая полезная модель относится к технике авиастроения.

Предполагаемая полезная модель решает задачу повышения качества управления нелинейным динамическим объектом.

Поставленную задачу решают за счет использования метода оптимального управления с использованием идей обратных задач динамики. Отличительной чертой предлагаемой полезной модели является то, что для управления нелинейным объектом используют также нелинейную эталонную модель, максимально приближенную к математической модели объекта управления.

За счет использования предполагаемой модели удается учесть взаимное влияние каналов управления за счет влияния перекрестных связей.

Положительный эффект достигается за счет более точного учета характеристик объекта управления и вычисления заданного положения рулей с учетом аэродинамических характеристик воздушного судна.

Возможно применение для вертолетов, а также космических кораблей типа «Буран», пилотажные характеристики которых являются существенно нелинейными.

Предполагаемая полезная модель относится к области авиастроения, а конкретно к системам автоматического управления воздушными судами.

Существующие системы автоматического управления (САУ) воздушными судами (ВС) построены на основе линейных моделей объектов управления, например, [1], [2]. Наиболее перспективный метод аналитического конструирования оптимальных регуляторов (АКОР) также ориентирован на линейные объекты управления [3], [4], [5], [6], [7]. Известен подход к оптимальному управлению, основанный на решении обратных задач динамики движения [8].

В данной работе, как в ряде предыдущих, система управления остается линейной. Обычно она состоит [1], [2] из последовательно соединенных измерительного блока (датчика угловых скоростей и перегрузок), усилительно-преобразующего блока (вычислителя) реализующего линейный закон управления и сервопривода, отклоняющего рули, пропорционально сигналам управления. Но в соответствии с постановкой задачи, когда объект является нелинейным, решение задачи управления в рамках линейных систем управления является далеко не оптимальным в смысле качества управления.

Задачей предполагаемой полезной модели является повышение качественных характеристик систем управления нелинейными динамическими объектами.

Для решения данной задачи предлагается управление нелинейным динамическим объектом формировать с использованием нелинейной эталонной модели, позволяющей наиболее достоверно смоделировать динамику движения нелинейного объекта управления.

В качестве объекта управления можно принять самолет ИЛ-76М, поведение которого в полете описывается нелинейной математической моделью. Уравнения модели представлены в приложении 1, где в формуле (8) указаны

перекрестные связи между каналами управления. Управление данным объектом в настоящее время строят на основе эталонной модели, являющейся линейной, что отражено в приложении 2. Это и является причиной, порождающей отмеченный недостаток.

Авторами предлагаемой полезной модели разработана нелинейная система управления, более точно учитывающая свойства нелинейного объекта. Для этого разработана нелинейная эталонная модель.

Приведем алгоритм управления самолетом по ускорениям с учетом производных вращательного движения, в связанной системе координат (СК). Существо решения задачи заключается в следующем.

Алгоритм управления вращательным движением по ускорениям и старшим производным

Синтез алгоритмов управления по ускорениям и старшим производным можно осуществить двумя способами:

1) на основе минимизации локального функционала энергии по первым производным от ускорений;

2) на основе минимизации локального функционала энергии по дифференциальной схеме [6].

В обоих случаях динамические уравнения Эйлера приложения 1 необходимо представить в форме, аналогичной виду эталонной модели, то есть продифференцировать векторное уравнение приложения 1 по времени

где

Систему уравнений (1) после ряда преобразований приводят к виду

где =(₁,₂,₃)^T — вектор угловых скоростей в связанной СК; u=В+DM — вектор управляющих воздействий; В=diag (,,),

Описание работы предполагаемой полезной модели

Рассмотрим работу полезной модели на основании структурной схемы, представленной на фиг.1.

В качестве датчиков информации используют измерители угловых скоростей, датчики углов атаки и скольжения. Для вычисления оптимального положения рулей используют датчики текущего положения рулей. С измерительного блока сигналы, пропорциональные угловым скоростям самолета подают на первый вход вычислителя управления (блок 3 фиг.1). На второй вход вычислителя управления подают заданные значения угловых

poleznayamodel.ru

Перечень авиазапчастей Ил-76 | ООО «Вертол»

ШИФР	НАИМЕНОВАНИЕ	ВХОДИМОСТЬ
023М (СРЗО-2)	ответчик опознавания
1-3-1-хладон 114В2	огнетушитель
1-3-2-хладон 114В2	огнетушитель
10	блок
1014А (ДВУ-1)	датчик вертикальных ускорений
1014Б	датчик вертикальных ускорений	САУ-1Т
102Т	пневмореле
102ТМТ	пневмореле
1056	антенна навигационная активная	Лилия
1094 (БДГ)	блок демпфирующих гироскопов
10А — 930х305	шина основная / носовая
1186А(Б)	распределитель сигналов по крену и тангажу	РТА-16-6, РТА-16-10
11ВФ12(-1)	фильтр воздушный
11ГФ4(-1,БН,БН-1,СН,СН-1)	фильтр гидравлический прямоточный
11ТФ30(М,СМ,СН,СТ)	фильтр топливный
1227В	регулятор давления воздуха
1227Г	регулятор давления воздуха
1259В3-сб.13	блок бокового канала	САУ-1Т-2Б(БТ), САУ-1Т-2-86
1259В3-сб.14 (БПК)	блок продольного канала	САУ-1Т-2БТ(Т), САУ-1Т-2-86
1259В3-сб.25	основание	САУ-1Т-2БТ, САУ-1Т-2-62, САУ-1Т-2-86
126	система прицельно-навигационная
1265	аппаратура
1273К1 (КПП-К1)	прибор командно-пилотажный
1273МС (КПП-75С)	прибор командно-пилотажный
1273СИ (КПП)	прибор командно-пилотажный	САУ-1Т, САУ-451
1273СИ (КПП)	прибор командно-пилотажный	САУ-1Т, САУ-451
12ГФ5(БН,СН,-1)	фильтр гидравлический прямоточный
1314Р	регулятор абсолютного давления
1322	коробка распределительная	САУ-1Т
1330В2-сб.18 (БКА КБ-В1)	БКА канал высоты	САУ-1Т-2Б(БТ,Т), САУ-1Т-2-62, САУ-1Т-2-86
1330В3-сб.18 (БКА КБ-В1)	БКА канал высоты	САУ-1Т-2БТ, САУ-1Т-2-86
1394	турбохолодильник воздуха
1404	кран запорный
1451А(Б)	пульт управления	САУ-1Т
1455	блок синхронизации	САУ-1Т
1461АТ	клапан предохранительный
1477	блок связи с датчиками траектории	САУ-1Т
1477Б	блок связи с датчиками траектории
1509Б	ограничитель сигналов	САУ-1Т-2Б(БТ,Т), САУ-1Т-2-62
151 лит. П(С)	изделие
152 лит. С(Т)	изделие
153 лит. Т	изделие
1588В	клапан обратный
1606 (БСДП)	блок связи с директорными приборами	САУ-1Т-2Б(БТ,Т), САУ-1Т-2-62, САУ-1Т-2-86
1612	блок синхронизации курса	САУ-1Т-2-62, САУ-1Т-2-86
1613	блок отключения	САУ-1Т
165100А-1	электромагнит
1703А(АТ)	штуцер консервации топливной системы
176.019.606.190.000	ящик для хранения швартовочных цепей
176.019.606.260.000	узел швартовочный
176.019.606.540.000	замок для швартовочной цепи
1816Т	пневмоклапан
1848ВТ	редуктор
1882А-2Т	клапан бортовой для гидросистем
1882А-4Т	клапан зарядный
19-18(М)	аппаратура кодирования радиообмена
1А — 1300×480	шина основная
1П158-0000-0	оборудование рольганговое
1с7к-БР	блок реле	ССП
1Ф02	механизм лентопротяжный	МС-61(Б)
1Ф03	блок	МС-61(Б)
1Ф04	блок	МС-61(Б)
2-16-6	огнетушитель
2-16-6-хладон 114В2	огнетушитель
2-16-7-хладон 114В2	огнетушитель
2-2-16-210 Азот	баллон для летательных аппаратов
2-2-16-210 Азот	баллон для летательных аппаратов
2.000.15	приемопередатчик с блоком питания	Р-861
2.030.079-000	модуль ВЧ	АРК-15М
2.030.079.1	модуль	АРК-15М
2.030.079.2	модуль	АРК-15М
2.030.079.3	модуль	АРК-15М
2.030.079.4	модуль	АРК-15М
2.031.019.5	модуль	АРК-15М
2.240.00	блок согласования антенны	АРК-15М
2000153	приемопередатчик с блоком питания	Р-861
2030079000ИЕ	модуль ВЧ-1	АРК-15М
2030079010	модуль ВЧ-2	АРК-15М
2030079020	модуль ВЧ-3	АРК-15М
2030079030	модуль ВЧ-4	АРК-15М
2030079040	модуль ВЧ-5	АРК-15М
2031019	модуль	АРК-15М
2031019000ИЕ	модуль УПЧ	АРК-15М
2032214	модуль	АРК-15М
2032214000ИЕ	модуль НЧ	АРК-15М
204К	кнопка
2068154	модуль	АРК-15М
2068154000ИЕ	модуль СЧ-1М	АРК-15М
2068155	модуль	АРК-15М
2068155000ИЕ	модуль СЧ-2М	АРК-15М
2077(АТ)	регулятор давления воздуха	система АРД
2087092	блок питания	АРК-15М
2087092000ИЕ	блок питания	АРК-15М
2091022	антенна	Р-861
2091022	антенна	Р-861
20НКБН-25(Д,Т)-У3	батарея Ni-Cd щелочная аккумуляторная
21НКБН-6	батарея аккумуляторная	И-11, АПА
2217Т	радиатор воздухо-воздушный
2235Т	блок заслонок трехканальный
2236Т	блок заслонок
2242А	клапан предохранительный
2259Т	электроклапан переключения
22615	аппаратура
2280Т	турбохолодильник
2280Т-01	турбохолодильник
2347АТ	генератор нейтрального газа
2347АТ-1-0 сб.	камера газогенерирующая	2347АТ
2347АТ-2-0	блок управления	2347АТ
2347АТ-54-1	провод свечевой	2347АТ
2349АТ	конденсатор
2350Т	осушитель
2354Т(-1)	влагоотделитель
2358Т	клапан перепускной
2394Т	влагоотделитель
2430АТ	клапан челночный
2514АТ(Т)	регулятор избыточного давления
26А — 1100×330	шина носовая / основная
26А — 1100×330	шина носовая / основная
2771Т	клапан сбрасывающий
2787013	блок углоизмерительный	АРК-15М
2ВГ-15К-2с	выключатель двухполюсный герметизированный
2ВНГ-15К	выключатель двухполюсный нажимной герметизированный
2ВНИ	выключатель двухполюсный нажимной для цепей повышенной индуктивности герметизированный
2Д202Д	диод выпрямительный кремниевый
2Д203А	диод выпрямительный кремниевый
2Д701	микровыключатель двухцепевой
2Д701 ОС	микровыключатель двухцепевой
2ДИМ-8Т	манометр индуктивный дистанционный
2И-100-К	указатель	ЭМИ-3
2ИА-7А	аппаратура измерительная сдвоенная температуры выходящих газов двигателей
2КНЗ	кнопка двухполюсная с нормально замкнутыми контактами
2КНР	кнопка двухполюсная с нормальноразомкнутыми контактами
2КПВ	кнопка
2КПВ-1	кнопка
2НВ-10(А,Б,В)	пульт управления	РЛС-Н
2П303Д	транзистор	АРК-15М
2ПНВН	переключатель двухполюсный нажимной с замкнутыми выводами в нейтрали
2ПНГ-15(К)	переключатель двухполюсный нажимной герметизированный
2ПНПГ-15К	переключатель двухполюсный герметизированный
2ПНПГ-15КМ	переключатель двухполюсный с нажимной и перекидной позициями герметизир.
2ППВН	переключатель двухполюсный перекидной с замкнутыми выводами в нейтрали
2ППГ-15(К)-2С	переключатель двухполюсный перекидной герметизированный
2ППИК	переключатель двухполюсный перекидной для цепей повышенной индуктивности
2ППН-ТК	переключатель двухполюсный перекидной
2ППНТ-15К	переключатель двухполюсный перекидной
2ППНТК	переключатель двухполюсный перекидной с нейтралью
2РМ14БПН4Г1В1	соединитель
2РМ14БПН4Ш1В1	соединитель
2РМ14КПН4Г1В1	соединитель
2РМ14КПН4Ш1В1	соединитель
2РМ18Б7Ш1В1	соединитель
2РМ18БПН7Г1В1	соединитель
2РМ18БПН7Ш1В1	соединитель
2РМ18КПН7Г1В1	соединитель
2РМ18КПН7Г1В1	соединитель
2РМ18КПЭ7Г1В1	соединитель
2РМ18КУН7Г1В1	соединитель
2РМ22Б10Г1А1	соединитель
2РМ22Б10Г1В1	соединитель
2РМ22Б10Ш1В1	соединитель
2РМ22БПН10Ш1В1	соединитель
2РМ22БПН4Г3В1	соединитель
2РМ22КПН10Г1В1	соединитель
2РМ22КПН10Ш1А1	соединитель
2РМ22КПН4Ш3В1	соединитель
2РМ24Б19Ш1В1	соединитель
2РМ24БПН19Г1В1	соединитель
2РМ24КПН19Г1В1	соединитель
2РМ24КПН19Ш1В1	соединитель
2РМ27Б24Г1В1	разъем малогабаритный
2РМ30КПН32Г1В1	соединитель
2РМ36КПН20Г2В1(л)	соединитель
2РМ39БПН45Г2В1	соединитель
2РМ42БПН50Г2В1	соединитель
2РМ42КПЭ50Г2В1	соединитель
2РМ42КПЭ50Г2В1(л)	соединитель
2РМГ18Б7Ш1Е2	вилка приборная высокогерметичная с прямыми патрубками для экранированного или неэкранированного кабеля
2РМГП24Б19Ш1Е2	вилка приборная высокогерметичная без патрубков
2РМГПД18Б4Ш5Е2	разъем малогабаритный
2РМГПД24Б10Ш5Е2	разъем малогабаритный
2РМГПД27Б19Ш5Е2	разъем малогабаритный
2РМГПД27Б7Ш5Е2	разъем малогабаритный
2РМГПД30Б8Ш7Е2	разъем малогабаритный
2РМГПД33Б32Ш5Е2	разъем малогабаритный
2РМД18Б4Ш5В1	соединитель
2РМД18БПН4Г5В1	разъем малогабаритный
2РМД18БПН4Г5В1	разъем малогабаритный
2РМД18БПН4Ш5В1	разъем малогабаритный
2РМД18КПН4Г5А1	разъем малогабаритный
2РМД18КПН4Г5В1	разъем малогабаритный
2РМД18КПН4Ш5В1	разъем малогабаритный
2РМД18КПН4Ш5В1	разъем малогабаритный
2РМД18КПЭ4Ш5В1	разъем малогабаритный
2РМД24Б10Г5В1	разъем малогабаритный
2РМД24Б10Ш5В1	разъем малогабаритный
2РМД24БПН10Г5В1

vertol.com.ua

Технологические указания по выполнению регламентных работ на самолете Ил-76Т. Выпуск № 14 [PDF]

Приборное оборудование. ООО «Авиа-Медиа», 2002-2007. — 661 с.Общая часть
Осмотр датчиков приборного оборудования с внешней стороны фюзеляжа (ППД-1М, ПСД, ДУА-9р, П69-4 (П-5)
Осмотр приборных досок, панелей, щитков, пультов, приборов, установленных на них
Осмотр приборов и блоков системы СВС-ПН-15-6(СБС1-72-ПВ) в кабине пилотов
Осмотр приборов системы САУ-1Т-2-Б в кабине экипажа
Осмотр блоков системы ИII-76
Осмотр указателей температуры и давления жидкости в бустерах (ТУЭ-48, УМ1-8)
Осмотр указателей (ИП32-10, ИП32-09, ИП32-02, ИП33-03, ИП32-05) положения руля высоты, стабилизатора, закрылков, спойлеров, предкрылков
Осмотр указателей давления в гидросистеме и системе торможения (УМ1-240, УМ1-150М)
Осмотр указателей количества и температуры гидрожидкости (УМГ-3-2, ТУЭ-48)
Осмотр указателей ИП32-03, ИП21-04 положения шасси
Осмотр указателей температуры в противообледенительной системе (2ТУЭ-4К)
Осмотр указателей системы кондиционирования (УВПД-15, УРВК-18К, ВАР-30МК, 2ТУЭ-1Т, ТВ-5)
Осмотр указателей приборов контроля работы двигателей Д-30КП и ТА-6А
Внешний осмотр сигнализаторов давления
Осмотр влагоотстойниксв, распределительных кранов 619100T, электромагнитных переключателей 4038Т, системы полного и статического давлений
Осмотр приборной доски, щитка, приборов, установленных на них в кабине штурмана
Осмотр блока БИВС-15-0 в кабине штурмана (по 0013430882)
Осмотр приборов системы САУ-1Т-2-Б в кабине штурмана
Осмотр приборов ТКС-П в кабине штурмана
Осмотр блока контроля крена БКК-18 в кабине штурмана
Осмотр сигнализатора СНП-1 в кабине штурмана
Осмотр агрегатов системы полного и статического давления в кабине штурмана
Осмотр электронных усилителей 2УЭ-6В термометров выходящих газов
Осмотр распределительных коробок «Н23», «Н24» в кабине штурмана
Осмотр датчиков ДУА-9р в кабине штурмана
Осмотр выключателя ВК-90 и распределительных коробок Н20, h31, Н22 в техническом отсеке (этажерка шпангоутов № 11 — 12)
Осмотр блоков системы СВС-ПН-15-6 и блоков БВП-9 системы СВС1-72-1В в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр корректоров скорости и высоты КЗВ, КЗСП и БСТ в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр влагоотстойников в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр блоков автопилота системы САУ-1Т-2-Б в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр сигнализатора СНП-1 в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр блоков автомата тяги системы САУ-1Т-2-Б в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр блоков автомата перестановки стабилизатора системы САУ-1Т-2-Б в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр блоков системы АУАСП-18кр в техническом отсеке и в кабинах летчиков
Осмотр гировертикалей ЦГВ-10П с БСГ-2П в техническом отсеке (шпангоуты № 11 — 12)
Осмотр блоков системы ССОС «Вектор»
Осмотр блоков системы САУ-1Т-2-Б в грузовой кабине
Осмотр гироагрегатов ГА-3 в грузовой кабине
Осмотр датчиков ДП-1-3 в грузовой кабине
Осмотр распределительных коробок h4I и Н32 в грузовой кабине
Осмотр влагоотстойников в грузовой кабине
Осмотр агрегатов и блоков системы МСРП-64М-5 (МСРП-64М-2, МСРП-64-2) в грузовой кабине
Внешний осмотр сигнализаторов давления
Внешний осмотр БДЛУ-I системы ССОС
Осмотр приборов КУС-730/1100, УВ-15 (по 00013430882), УВ-П-ПВ (с 0003428817) и УВПД-15 на пульте старшего бортового оператора по АДС
Осмотр рулевых машин РМД-25-2Б и РД-25-Ф автопилота
Осмотр агрегатов и блоков системы МСРП-64М-5 (МСРП-64М-2, МСРП-64-2) в хвостовой части фюзеляжа
Осмотр блоков системы программного управления топливом СПУТ-4-1
Осмотр электронных блоков БЭ-6-6 измерителя вибрации ИВ-200К
Осмотр шасси ШБ3Б с блоками расходомера РТМСВ7-25АТ (РТ2-3К)
Осмотр регулятора температуры РТ12-4М системы ВПРТ-44
Осмотр блоков и датчиков МСРП-64М-5 (МСРП-64М-2, МСРП-64-2) в заднем багажнике (правый борт)
Осмотр датчиков контроля работы двигателя
Осмотр агрегатов системы всережимного регулятора температуры ВПРТ-44 газа за турбиной
Осмотр датчиков сигнализации работы двигателя
Внешний осмотр датчиков ИКД27ДФ-10 и сигнализаторов МCT-11A системы регулирования давления отбора воздуха и электромагнитных переключателей режимов 4038Т (6063Т)
Осмотр сигнализатора ИКДРДа-830-433-0 (ИКДРДа-830-430-0) включения обогрева ВСУ
Осмотр датчиков параметров ВСУ (T-101, ДТЭ-5Т)
Осмотр резервного приемника статического давления под обтекателем антенны
Осмотр датчиков МУ-615А углов отклонения спойлеров и элеронов
Осмотр датчиков ДС-10 углов отклонения предкрылков и закрылков
Осмотр индукционных датчиков ИД-3 системы ТКС-П в консолях крыла
Осмотр датчиков положения руля высоты ДС-10 и стабилизатора ДС-11, ДПС
Осмотр датчиков МУ-615А углов отклонения руля высоты, руля направления и стабилизатора
Осмотр датчиков давления ИД-8, ИД-240, датчиков температуры ДТ, датчиков количества жидкости в гидробаках
Осмотр датчиков ИД-240М и ИД-150 тормозной системы
Осмотр датчиков ДС-10 положения ног шасси
Внешний осмотр сигнализаторов ИКДРДа-1000 и ИКД27ДФ-0,25, расположенннх в высотном отсеке
Внешний осмотр сигнализатора давления ИКДРДа-400-267-0
Проверка функционирования системы полного и статического давлений
Проверка работоспособности системы МСРП-64М-5 (МСРП-64М-2, МСРП-64-2) от основноЙ бортовОй сети
Проверка работоспособности системы от аварийного источника питания и включения системы от сигнализатора скорости ССА-0,7-2,2И
Выполнение контрольной записи и проверка работоспособности всех каналов на основании дешифровки контрольной записи на устройстве НДУ-8
Проверка тарировки датчиков МУ-6I5A углов элеронов, руля высоты и руля направления
Проверка тарировки датчиков МУ-6I5A угловых положений спойлеров, стабилизатора и РУД
Проверка работоспособности и переключения на резервное питание авиагоризонта АГБ-3К
Проверка работы автопилота системы САУ-1Т-2-Б
Проверка работы автопилота САУ-1Т—2-Б
Проверка работы системы контроля автомата тяги
Проверка усилий пересиливания муфт ИМАТ
Проверка системы ТКС-П
Проверка системы АУАСП-18кр
Проверка работоспособности системы программного управления и измерения топлива СПУТ-4-1
Проверка работоспособности приборов контроля параметров работающего двигателя
Проверка работоспособности аппаратуры сигнализации критических режимов в работе систем двигателя
Проверка работоспособности регулятора температуры РТ12-4М системы ВПРТ-44
Проверка работоспособности индикаторов УPВK-18, 2ТУЭ-1Т; ТВ-5 в системе отбора и регулирования воздуха при опробовании двигателей
Проверка работоспособности измерителя температуры выходящих газов ТСТ—2, измерителя оборотов ИТА—6М и указателя температуры масла ТУЭ-48 двигателя ТА-6А
Проверка указателей манометров МИ—240, МИ-8, МИ-150 гидросистемы и системы торможения
Проверка работоспособности индикаторов положения РВ, стабилизатора, спойлеров и предкрылков (ИП-32-10, ИП32-03, ИП32-09)
Осмотр указателей ИП32-03 и ИП21-04 положения ног шасси
Проверка работоспособности CBC-1-72-1В
Проверка системы СВС-ПН-15-6 (CBC-1-72-1В)
Проверка работоспособности приемника П-69-2М температуры воздуха на входе в двигатель
Проверка срабатывания реле ИКДРДФ-0,25-0,17з
Проверка срабатывания сигнализатора высоты СВУ-12-1А
Проверка работоспособности системы AРУ-76 с помощью пульта ПП APУ-11A
Проверка блока контроля БКК-18, ЦГВ-10П, БСТ-2П и сигнализатора нарушения питания СНП—1
Проверка работоспособности системы ССОС
Проверка параметров самописца КЗ-63
Проверка функционирования системы И-11
Проверка работоспособности ЭУП-53МК-500
Монтаж и демонтаж основного лентопротяжного механизма
Монтаж и демонтаж кассетно

www.twirpx.com

Ил-76 — Конструкция

26 июня 2011

Оглавление:
1. Ил-76
2. Описание и лётно-технические характеристики
3. Конструкция
4. Разработка и производство
5. Модификации
6. Применение

Самолёт построен по традиционной для тяжёлых транспортных самолётов схеме однофюзеляжного высокоплана со стреловидным крылом и однокилевым Т-образным оперением. Крыло самолёта трапециевидное с переломом по задней кромке. Стреловидность крыла по линии четвертей хорд — 25°. Каждое полукрыло оборудовано мощной механизацией и располагает пятисекционным предкрылком и двумя трёхщелевыми закрылками. В наличии также двухсекционный элерон и четыре тормозных щитка. Горизонтальное оперение расположено на верхней части киля. На киле имеется руль направления с триммером и сервокомпенсатором. Стабилизатор переставной, с рулём высоты и триммером-флеттнером.

Круглый в сечении фюзеляж разделён на несколько герметичных кабин: кабина пилотов, кабина штурмана, грузовая кабина и кабина стрелка кормовой пушечной установки с парой пушек ГШ-23Л. В передней части фюзеляжа расположены два люка. В корме расположен трёхстворчатый задний грузовой люк. Десантирование личного состава возможно в четыре потока, однако на практике этот способ почти не применяется из-за частых схождений в воздухе десантируемых. Грузовая кабина оборудована двумя грузовыми лебёдками, установленными возле передней переборки, четырьмя электротельферами грузоподъёмностью по 2,5 т и четырьмя подтрапниками, ширину расположения которых можно менять. Для удобства погрузки и разгрузки задние тельферы могут выдвигаться за порог рампы на 5 м. Пол грузовой кабины оборудован рольганговыми дорожками, что даёт возможность погрузки, разгрузки и десантирования несамоходных моногрузов.

Силовая установка представлена четырьмя турбореактивными двигателями, подвешенными на пилонах под крылом. На первых серийных модификациях устанавливались двигатели Д-30КП тягой 12 000 кгс. Данные двигатели позволяют самолёту лететь в диапазоне скоростей 260—850 км/ч, что, с одной стороны, обеспечивает удобные условия воздушного десантирования, а с другой стороны, высокую скорость крейсерского полёта. В последних модификациях самолётов двигатели Д-30КП заменены на ПС-90А-76 тягой 14 500 кгс на взлетном режиме.

ВСУ ТА-6А размещена в передней части левого обтекателя шасси. Служит для обеспечения самолёта на стоянке электропитанием ≈208 В и ~115 В, =27 В и сжатым воздухом для запуска основных двигателей.

• Элементы конструкции

• Силовая установка

• В кабине пилотов

• Грузовая кабина Ил-76МД

• Ил-76МД с установленной второй палубой

Шасси пятиопорное, многоколёсное, убирающееся в фюзеляж. Носовая нога имеет 4 бескамерных колеса, p=5,5+0,5 кг/см2 для грунта и p=7,5+0,5 кг/см2 для бетона. Управляется от штурвальчика на угол ±48 град. при рулении и от педалей на угол ±7 град. Колёса затормаживаются при уборке. Главные ноги шасси состоят из передних и задних стоек. На каждой из 4-х стоек установлено по 4 камерных колеса с p=4,5+0,5 кг/см2 для грунта и p=7+0,5 кг/см2 для бетона. Стояночное торможение от переключателя на ЦПЛ. Ось с колёсами разворачивается на 90 град. при уборке.

Генератор нейтрального газа установлен в передней части правого обтекателя шасси и правом переднем багажнике. Служит для выработки НГ и выдачи его по трубопроводам в надтопливное пространство баков. Азотная система дополнительно имеет 16 баллонов с азотом.

Гидросистема

Предназначена для:

• уборки и выпуска шасси;
• торможения колес ГНШ;
• поворот колёс ННШ;
• уборки и выпуска закрылков и предкрылков;
• управление спойлерами и тормозными щитками;
• открытие и закрытие входных дверей;
• управление рампой, гермостворкой, створкой грузового люка;
• управление хвостовой опорой;
• открытие и закрытие аварийных люков;
• управление стеклоочистителями;
• управление створками фотолюка.

Гидросистема делится на 2 самостоятельные, независимые друг от друга системы, № 1 и № 2. Рабочее давление 210-7+15 кг/см2, объём масла АМГ-10 ≈240 л. Источником давления в гидросистеме является 2 гидронасоса НП-89 для г/с № 1, 2 гидронасоса НП-89 для г/с № 2. Аварийным источником в каждой г/с являются электроприводные насосные станции НС-46. Контроль за работой осуществляется с панели, установленной на левом борту кабины экипажа, у бортинженера.

Топливная система

Топливная система предназначена для размещения и подачи топлива к основным двигателям, к ВСУ ТА-6А и ГНГ. ТС состоит:

• топливных баков, размещённых по всему крылу и представляющие собой кессон-баки, входящие в силовую схему крыла. Топливные баки имеют систему дренажа.
• системы перекачки топлива и подачи его к основным двигателям.
• системы подачи топлива к ВСУ.
• системы заправки топливных баков.
• системы слива конденсата и топлива.

Максимальное количество топлива, заправляемого при централизованной заправке 109480 л. В крыле размещены 4 изолированные группы баков. В каждой группе по 3 бака: главный, дополнительный и резервный. Кроме того, на консолях крыла установлено по одному дренажному баку. Баки нумеруются в соответствии с принадлежностью к двигателю, например: 1-Г, 1-Д, 1-Р. Баки отделены друг от друга герметичными нервюрами-перегородками. В каждом топливном баке имеется предрасходный отсек, а в главном баке ещё и расходный отсек. Эти отсеки отделены от остальной части бака нервюрами, в нижних частях которых расположены обратные клапаны, обеспечивающие одностороннее перетекание топлива за насосом предрасходных отсеков. Для подхода во внутренние объёмы баков, для заправки их топливом сверху, слива конденсата и топлива на поверхности крыла имеются соответственно люки-лазы, заливные горловины и нажимные краны. В топливных баках расположены агрегаты ТС:

• система СПУТ-1;
• система подачи топлива к двигателям и перекачки в предрасходный и расходный отсеки;
• система заправки баков топливом;
• система слива конденсата;
• дренажная система

Противопожарная система и система НГ

Стационарная противопожарная система обеспечивает обнаружение, сигнализацию и ликвидацию пожара в мотогондолах двигателей, в передней части центроплана и СЧК, в отсеках ВСУ и ГНГ. В качестве огнегасящего состава в стационарных ППС используется хладон 114 В2, который заключён в 3-х цилиндрических баллонах УБЦ-16-7. В случае посадки с убранными шасси стационарная ППС обеспечивает разрядку всех 3-х огнетушителей. Сигнал поступает от КВ находящихся под снимаемыми обтекателями на консолях крыла и в нижней части обтекателей шасси.

Ручные переносные огнетушители предназначены для тушения пожара внутри кабин и снаружи самолёта. В кабине экипажа применяются огнетушители ОР-1-2 с огнегасящей смесью хладон 12 В1. В грузовой кабине установлены огнетушители ОР-2-6 с хладоном 12 В1.

Конструктивная защита на самолёте выполнена в виде противопожарных перегородок, облицовок, уплотнений, дренажных полостей и т. д.

Управление стационарной ППС осуществляется с панели «Противопожарная защита» установленной на ВЭЩЛ. На самолёте так же установлена система обнаружения перегрева мотогондол, срабатывающая при возможном разрушении трубопровода отбора воздуха от двигателей.

Система нейтрального газа предназначена для предохранения топливных баков самолёта от взрыва или пожара в случае прострелов крыла при выполнении боевого задания или пролёта зоны боевых действий. При работе системы нейтральный газ подаётся в надтопливное пространство баков и, заполняя его по мере выработки топлива, создаёт взрывопредупреждающую среду, вытесняя воздух и топливные пары. Источником нейтрального газа является газогенератор. Нейтральный газ в ГНГ образуется из воздуха в результате сжигания в нём топлива. Воздух подаётся из СКВ, топливо из ТС. Основной компонент нейтрального газа азот воздуха. Кроме того, нейтральный газ должен содержать не менее 11 % СО2 и может содержать О2 и СО не более чем по 2 %. Управление СНГ сосредоточено на панели рабочего места БИ.

Система электроснабжения

Система СП3С4П60В переменного трёхфазного тока напряжением 200/115 В является первичной и основной системой электроснабжения на самолёте. Система объединяет 4 канала по числу синхронных генераторов ГТ-60ПЧ6А и разделяется на 2 независимые подсистемы: подсистему левого и правого борта с двумя генераторами, работающими раздельно или параллельно, в каждой независимой подсистеме. Предусмотрена параллельная работа 3-х генераторов, параллельная работа 4-х генераторов исключается. Генераторы подключены через приводы постоянных оборотов. С каждым генератором работает аппаратура:

• БЗУ-376СП — блок защиты и управления, предназначен для обеспечения нормального функционирования генераторов при раздельной или параллельной работе.
• БРН-208М7Б — блок регулирования напряжения предназначен для стабилизации заданного напряжения генератора переменного тока и равномерной нагрузке параллельно работающих генераторов.
• БРЧ-62БМ — блок регулирования частоты и МКЧ-62ТВ — механизм коррекции частоты.
• БТТ-60ПМ — блок трансформаторов тока.
• БКШ-76 — блок коммутации шин.
• БПП-76 — блок переключения питания

Резервным источником переменного тока является генератор ГТ-40ПЧ6. Он представляет собой трёхфазный синхронный бесконтактный генератор, который используется на земле и в полёте до Н=7000 м при отказе основных генераторов.

Аварийным источником переменного однофазного тока напряжением ~115 В 400 Гц является электромашинный преобразователь ПО-750А. В качестве наземных источников используются агрегаты АПА-50 и АЭМГ-60. Они подсоединяются к розетке ШРАП-400Ф, расположенного в правом обтекателе шасси.

Система электроснабжения постоянным током напряжением 27 В является вторичной и состоит из двух независимых подсистем — левого и правого борта. Основными источниками являются 4 выпрямительных устройства ВУ-6А, которые обеспечивают преобразование электроэнергии переменного тока 200 В 400 Гц в =28,5 В. Вспомогательным источником является стартер-генератор ГС-12ТО ВСУ ТА-6, который используется в качестве стартера при запуске ВСУ и в качестве генератора после выхода ВСУ на номинальный режим. Аварийными источниками являются 4 щелочные аккумуляторные батареи 20НКБН-25-УЗ, которые расположены по 2 шт. в обтекателях шасси. Аккумуляторные батареи обеспечивают питание жизнено важных потребителей в течение 20…30 минут или 20 минут при 3-х неудавшихся запусках ВСУ. При питании всех потребителей время работы уменьшается примерно в 3 раза.

Основными источниками переменного трёхфазного тока 36 В 400 Гц являются 2 силовых трёхфазных понижающих трансформатора ТС320СО4А. Первичные обмотки трансформаторов питаются от шин бортсети переменного трёхфазного тока напряжением 200/115 В. Мощность ТС320СО4А 2 кВт. Трансформаторы подключены к шинам РУ-25 и РУ-26, которые используются для питания потребителей ПНК. Резервным источником является преобразователь ПТ-125Ц, который преобразует постоянный ток напряжением 27 В в переменный трёхфазный ток напряжением 36 В 400 Гц. Преобразователь ПТ-125Ц является автономным источником питания авиагоризонта АГБ-3К, выключателя коррекции ВК-90М, магнитного самописца МСРП-64. Аварийное питание однофазным переменным током напряжением ~36 В частотой 400 Гц осуществляется от трансформатора ТС-1-025. Мощностью 0,25 кВА, запитывается от ПО-750. Потребители ~36 В 400 Гц подключаются одним проводом через автомат защиты к шине, а вторым — на корпус самолёта.

Светотехническое оборудование

Общее освещение кабины и рабочих мест производится плафонами ПС-62У, которые имеют лампы белого и красного цвета. Переключатели управления «Освещение Белый — Красный» на вертикальном левом пульте командира и «Освещение» справа на 11 шп. Местное освещение панелей и пультов управления производится светильниками: СТ, КШЛ-63М, ПП-64, СБК, СМ-1КМ и СМ-1БМ. Индивидуальное освещение приборов и пультов осуществляется встроенными лампами красного цвета и щелевыми светильниками СВ-1 и С-60. Лампы светильников местного и индивидуального освещения размещены на первую и вторую линию, каждая из которых получает электропитание переменным током ~115 В 400 Гц РУ и ЦРУ противоположных бортов через трансформаторы-регуляторы ТР-50, ТР-45, ТР-35 и ТР-80. Рукоятки, которых выведены на щитки и обозначены «Красное освещение» на пультах лётчиков, БТ по АДО, БИ, СВС и имеют соответствующую маркировку: «первая» линия и «вторая» линия.

В освещение грузовой кабины входит:

• 20 плафонов ПС-62У расположенные по бортам и образуют переднюю, среднюю и заднюю группы основного освещения грузовой кабины. Они получают электропитание от ЦРУ-35, 36, 37 соответственно, переключатели управления по 3 шт. установлено на переднем пульте у борттехника по АДО и в техническом отсеке. В полёте с убранными шасси при открытии входных дверей или грузового люка происходит автоматическое переключение с белого на красный свет передних или средних и задних плафонов ПС-62У.
• 10 плафонов ПС-45 дежурного освещения установлены попарно вдоль оси потолка: справа — белый, слева — красный. Электропитание от ЦРУ-37 или РУ-61. Переключатели управления установлены у входных дверей в грузовую кабину.
• 30 плафонов ПС-45 подсвета швартовочных узлов установлены под сиденьями вдоль грузовой кабины. Электропитание получают от ЦРУ-35, 36 и включается с переднего пульта БТ по АДО выключателем «Подсвет замки».
• 2 фары ФР-100 местного освещения медицинского операционного стола расположено на шп.17 и включается 2-мя переключателями «Освещение операционного стола» на переднем пульте борттехника по АДО.
• 2 фары ФР-100 подсвета погрузочной площадки установлены на шп.57 под потолком. Электропитание от ЦРУ-37 и включается 2-мя переключателями «Освещение рампы» на заднем пульте.
• ЦРУ и моноблок ДИСС-013 освещается ПСН-51. Электропитание от ЦРУ-35 и включается соответствующими выключателями.
• рабочие места медработников и борттехника по АДО дополнительно освещается лампами СЛШН-48.

Хвостовая часть самолёта освещается 5-ю плафонами ПС-45, одновременно освещая штыри замков гермостворки. Электропитание получают от ЦРУ-37 и 38 и включаются 2-мя переключателями на шп.90 у входа в кабину СВС и у двери на гермостворке. Остальные отсеки и хвостовое оперение освещается плафонами ПСН-51 или плафонами ПС-45, их переключатели находятся у входа в соответствующие отсеки. Предусмотрены переносные лампы ПЛ-64, розетки по всему самолёту.

Посадочно-рулёжные фары:

• 4 рулёжные фары ПРФ-4М установлены на законцовках крыла и в носовой части фюзеляжа, получают электропитание от ЦРУ-35,36 и РУ-23,24. Переключатель управления «Фары» расположен на верхнем щитке лётчиков.
• фара подсвета стабилизатора ФПР-14 установлена в левом обтекателе шасси в районе шп.54…55, получает электропитание от ЦРУ-35 и включается нажимным переключателем «Подсвет стабилизатора» на щитке в техническом отсеке экипажа у смотрового прибора ТС-27АМШ.
• фара подсвета левого полукрыла и левых мотогондол двигателей ФПР-14 расположена на левом борту в районе шп.11…12 под обтекателем, получает электропитание от РУ-23 и включается нажимным выключателем «Подсвет МГ», который расположен у левой входной двери.
• 2 плафона подсвета погрузочной площадки ПС-45 установлены на средней сворке гр./люка, получает электропитание от ЦРУ-37 и включается от переключателя на заднем пульте б/т по АДО.
• ручной сигнальный прожектор РСП-45 находится в ложементе на правом пульте кабины штурмана и может использоваться для освещения препятствий в полосе руления и подачи световых сигналов.

К внутренней сигнализации относится:

• 4 световых указателя «Аварийный выход» СУ-2А расположены над аварийными выходами из грузовой кабины и имеют индивидуальные источники электропитания, включаются у б/т по АДО и обеспечивают не менее 10 минут горение и могут быть использованы в качестве переносных светильников.

Аэронавигационные огни: 3 огня АНО типа ХС-62 справа с зелёным, слева с красным в законцовках крыла и белым в Х. О. Электропитание от ЦРУ-37 через блок управления БУАНО-76 и могут быть включён в режимах: «30 %», «60 %», «100 %» яркости и «мигание». Габаритные огни: 2 огня ОГ-68 установлены в законцовках левого и правого полукрыла и предназначены для обозначения размаха крыла и освещения препятствий в полосе руления на 80…100 м. Импульсные маяки СМИ-2КМ, состоит из блока питания и 2-х светильников импульсного разряда, установлены на центроплане шп.29 и средней створке грузового люка. При открытии грузолюка происходит автоматическое отключение маяка. Хвостовые огни полётов строем и сигнализации по ведущему: 2 огня ХС-62 расположены в хвостовой части фюзеляжа и имеют сменные светофильтры: красного, жёлтого, белого и зелёного цвета, которые хранятся на левом борту шп.68…69. Переключатель управления находится у штурмана: «Десантирование» «Поток левый — Поток правый». Противоугонный маяк: маяк МСП-3 расположен на центроплане шп.25 и включается одновременно с 2 сиренами С-1 при вскрытии самолёта посторонними лицами, если предварительно не был набран код на щитке кодового выключателя в отсеке щитка заправки топливом в правом обтекателе шасси. Питание от аккумуляторной батареи № 2, набор кода осуществляется с помощью 4 вилок на 10 розетках блока управления, который расположен в левом отсеке шасси под полом гр. кабины. Маяк подготавливается к работе после закрытия дверей и люков на щитке нажатием кнопки сброс на кодовом выключателе.

Приборное оборудование

Для решения ряда аэронавигационных задач необходимо измерение и вычисление следующих параметров: барометрической высоты, приборной и истинной скорости полёта, числа М и температуры наружного воздуха. Для этих целей на самолёте используются следующие системы:

• система полного и статического давления;
• анероидно-мембранные приборы;
• система воздушных сигналов СВС1-72-1В;
• центральная система воздушных сигналов скорости и высоты ЦСВ-3М-1Б;
• корректоры-задатчики скорости КЗСП и высоты КЗВ;
• измерительный комплекс реле давлений ИКДРДФ.

Система полного давления имеет 3 приёмника ППД-1М, каждый из которых обеспечивает полным давлением определённую группу потребителей. Два приёмника установлены на левом борту фюзеляжа, а один на правом в районе шп.6…7. Для предотвращения замерзания влаги предусмотрен обогрев ППД-1М и сигнализация отказа обогрева.

Система статического давления имеет 16 основных приёмников, шп.18, шп.20, шп.62) и 1 резервный. Основные 16 приёмников объединены в 8 линий статического давления.

Механические анероидно-мембранные приборы для измерения и индикации высоты, приборной и истиной воздушной скорости, вертикальной скорости снижения и набора высоты. На приборных досках членов экипажа установлено: 2 высотомера ВМ-15К, 4 КУС-730/1100, 3 вариометра ВАР-30МК и вариометр ВАР-75К. Для полётов за рубеж предусмотрена замена ВМ-15К на футомеры ВМФ-50К. Замена не требует конструктивных изменений.

Корректоры скорости и высоты измеряют отклонения приборной скорости и высоты полёта самолёта от заданных значений и выдают в САУ-1Т электросигналы пропорциональные этим отклонениям при включенных режимах «Стабилизация скорости» и «Стабилизация высоты». КЗСП выдаёт в САУ электросигнал при достижении скорости 600+20-10 км/ч. Этот сигнал используется для автоматического ограничения приборной скорости во всех режимах канала тангажа САУ. Совместно с каждым корректором работает блок сигнализации готовности, который перед подключением к САУ корректора контролирует выходной сигнал и если он превышает пороговое значение, то выдаёт сигнал отказа и корректор не подключается к САУ. При отказе корректора после подключения к САУ блок выдаёт сигнал отказа, но корректор остаётся подключенным к САУ. Сигнализация отказа производится сигнальными табло жёлтого цвета «Проверь Н зад», которые включаются при ∆Н=60±20 м или «Проверь Vзад» при ∆V=15 км/ч. Табло установлены на левой и правой ПДЛ. Включение табло «Проверь Нзад» дублируется речевым сообщением «Проверь заданную высоту».

ИКДР-ДФ-0,25-0,17-3 предназначены для включения красного табло «Превышение М, VПР» на ПДЛ при VПР=578±8 км/ч. При срабатывании любого из 2-х реле включаются оба табло. ИКДР-ДФ-0,04-0,038-3 предназначены для включения жёлтого табло «Проверь механизацию» на ПДЛ и РИ-65 «Скорость превышена! Проверь механизацию!» при достижении VПР=274…284 км/ч, если закрылки на 430. ИКДР-ДФ-0,1-0,065-3 предназначены для включения жёлтого табло «Проверь механизацию» на ПДЛ и РИ-65 «Скорость превышена! Проверь механизацию!» при достижении VПР=354…373 км/ч, если механизация 250/300. ИКДР-ДФ-0,1-0,075-3 предназначены для включения жёлтого табло «Проверь механизацию» на ПДЛ и РИ-65 «Скорость превышена! Проверь механизацию!» при достижении VПР=381…400 км/ч, если механизация 140/150.

СВС1-72-1В предназначена для выдачи в бортовые системы и на индикаторы следующие параметры: М, VИСТ, НОТН, НАБС, МКР=0,77±0,01, отклонения числа М от заданного ∆М, tНВ, РСТ. На самолёте установлено 2 комплекта СВС1-72-1В. ЦСВ-3М-1Б предназначена для вычисления и непрерывной выдачи на указатели оператора и в вычислитель ВБ-257-1И относительной барометрической высоты, истинной воздушной скорости и температуры наружного воздуха. Указанные параметры вычисляются в системе ЦСВ-3М-1Б на основании полного и статического давлений, температуры заторможенного воздуха и атмосферного давления на уровне земли. Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-18КР предназначен для измерения в полёте местных текущих углов атаки и вертикальных перегрузок, вычисление критических углов атаки как функции числа М, индикации критических и текущих углов атаки и вертикальной перегрузки, а также сигнализации о наступлении критического режима по углу атаки и вертикальной перегрузке. Система сигнализации опасного сближения ССОС предназначена для предупреждения членов экипажа об опасной скорости сближения самолёта с землёй.

Приборы определения пространственного положения самолёта. Они измеряют:

• угол крена относительно продольной оси самолёта;
• угол тангажа относительно плоскости естественного горизонта;
• угловую скорость разворота самолёта относительно вертикальной оси самолёта.

Состав:

• центральная гироскопическая вертикаль ЦГВ-10П расположена в техотсеке левый и правый борт шп.11…12;
• блок сравнения гировертикалей БСГ-2П расположен в техотсеке правый борт шп.11…12;
• сигнализатор нарушения питания СНП-1 расположен рядом с БСГ-2П;
• указатель крена и тангажа УКТ-2 расположен у ШК;
• выключатель коррекции ВК-90М расположен в техотсеке левый и правый борт шп.11…12;
• авиагоризонт АГБ-3К на ПД КК;
• электрические указатели поворота ЭУП-53МК-500 расположены на ПД КК и ПКК.
• магнитный компас КИ-13К.

Кислородное оборудование

предназначено для обеспечения жизнедеятельности членов экипажа и пассажиров при полёте на больших высотах в загерметизированной и разгерметизированной кабинах, а также для дыхания членов экипажа чистым кислородом при пролёте участков с заражённой атмосферой или при задымлении кабины.

ТТХ:

1. Кислород газообразный медицинский ГОСТ-5583-78 сорт I.
2. Запас кислорода в 24 универсальных шаровых баллонах УБШ-25/150.
3. Объём каждого баллона…………………………………………………………………….25 л.
4. Рабочее давление………………………………………………………………………………150 кг/см2.
5. Давление зарядки баллонов 89 кг/см2.
6. Количество индивидуальных кислородных станций экипажа………………9 штук.
7. Количество кислородных станций коллективного пользования КП-56…1 штука.
8. Количество переносных приборов:
   • КП-19……………………………………………………………..3 шт. для членов экипажа.
   • КП-21……………………………………………………………..9 — 11 шт. для пассажиров.

КП-19 и КП-21 установлены на баллоне КБ-2 с ёмкостью 7,65 л, который заряжается до р=30 кг/см2 при нормальных условиях.

Навигационное оборудование

Точная курсовая система ТКС-П предназначена для определения и индикации курса самолёта, а так же для выдачи электросигналов курса в другие системы самолёта. ТКС-П является централизованной системой объединяющие гироскопические и магнитные средства определения курса. При совместной работе с ДИСС-013 и УВК указатель ТКС-П обеспечивает индикацию угла сноса, заданного и фактического путевых углов самолёта. Инерциальная навигационная система И-11-76 предназначена для определения координат местоположения, скорости, углов крена, тангажа и курса самолёта. И-11-76 служит в качестве автономного источника навигационной информации, которая выдаётся на цифровой индикатор штурмана. Принцип действия инерциальной системы основан на непрерывном измерении линейных ускорений поступательного перемещения самолёта в направлении на Север и на Восток с помощью 2-х акселерометров, расположенных под углом 90 градусов друг к другу на горизонтальной гиростабилизированной платформе и последующим двукратным интегрированием сигналов ускорения в ЦВМ. После первого интегрирования формируется первая составляющая путевой скорости VN=∫0t ау dt; VE=∫0t ах dt. Сложение векторов составляющих путевой скорость формируется самой путевой скорости W и все остальные параметры УС, ИК, ПУ и другие. После второго интегрирования формируются составляющие пройденного пути в направлении на север и на восток:

Sкм=φ’=∫0t ∫0t ау dt dt=∫0t VN dt;

Zкм=λ’=∫0t ∫0t ах dt dt=∫0t VЕ dt.

БСОК

Бортовая система регистрации режимов полёта МСРП-64М-2 предназначена для записи на магнитную ленту основных параметров полёта, работу его силовых установок, систем и оборудования, а также записанной информации для определения причин лётного происшествия. Записываемая информация расшифровывается только на земле с помощью декодирующих устройств типа НДУ-8, Луч-74, АРМ «Топаз-М». Трехкомпонентный самописец К3-63 предназначен для регистрации в полёте высоты, приборной скорости и перегрузки. Речевой самописец — магнитофон МС-61Б, для записи переговоров в кабине экипажа.

Система автоматического управления

САУ-1Т-2Б предназначена для:

• автоматического и директорного пилотирования самолёта по заданному маршруту с Н=200 м до максимальной высоты полёта в режимах набора высоты, горизонтального полёта и снижении;
• построение предпосадочного манёвра по сигналам УВК и построение манёвра типа «Коробочка» по сигналам АРК-15;
• захода на посадку до Н=60 м в автоматическом и директорном управлении.
• САУ включает в себя: сдвоенный автопилот, управляющий РН, РВ и элеронами, сдвоенный автомат тяги, управляющий РУДами; сдвоенный автомат перестановки стабилизатора АПС; демпфер крена и сдвоенный демпфер рысканья, управляющий РН и элеронами при выключенном автопилоте.

В канале крена САУ используются следующие режимы:

• «Курсовая стабилизация»;
• «Управление» от ручки «Крен»;
• «Управление» от ручки «Курс»;
• «Управление» от ручки «ЗПУ» у штурмана;
• «Управление» от УВК и ИНС «Полёт по ЛЗП»;
• «Управление» от УВК «Десантирование с ПН» и «Десантирование с ЗН»;

• режим «Коробочка»;
• «Заход на посадку» — выход на осевую ВПП;
• полуавтоматический режим с 5 по 8 включительно.

Канал тангажа включает следующие режимы автоматического управления:

• «Стабилизация текущего угла тангажа»;
• «Управление» от ручки «Спуск-Подъём»;
• «Стабилизация скорости»;
• «Стабилизация числа М»;
• «Стабилизация высоты»;
• «Заход на посадку» — снижение по глиссаде;
• полуавтоматический режим работы с режимом «Стабилизация высоты» по «Заход на посадку»;
• автоматическое ограничение VПР МАХ=600+20-10 км/ч.

Радиотехническое и радионавигационное оборудование

• РЛС переднего обзора КП-3А
• Самолётное переговорное устройство СПУ-8
• Самолётное громкоговорящее устройство СГУ-15
• Аварийная коротковолновая радиостанция Р-861
• Коротковолновая радиостанция Р-847Т
• Радиостанция Р-862
• Аппаратура телекодовой связи Р-099 М «Чайка»
• Речевой информатор РИ-65
• Самописец МС-61Б
• Дозиметр ДП-3Б
• Автоматический радиокомпас АРК-15М
• УКВ радиокомпас АРК-У2
• Радиосистема ближней навигации РСБН-7С
• Радиосистема дальней навигации А-711
• Радиодальномер СДК-67
• Аппаратура радионавигации и посадки КУРС-МП-2
• Самолётные ответчики СОМ-64 и СО-70
• Радиовысотомер малых высот РВ-5
• Доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-013-С2М
• Система предупреждения об облучении СПО-10
• Навигационно-пилотажный прицельный комплекс «Купол-II-76»
• Управляющий вычислительный комплекс УВК на базе БЦВМ «Гном-А»

Вооружение

Для защиты самолёта в корме установлена подвижная пушечная установка с двумя пушками ГШ-23Л. Управление огнём — с рабочего места стрелка, прицеливание — как с помощью оптической прицельной станции, так и радиолокационного прицела «Криптон». Для постановки пассивных помех на самолёте устанавливаются 4 автомата АПП-50Р с общим количеством патронов ДО и ЛТЦ — 384 шт., и пять комплектов автоматов сброса отражателей системы АСО-2И-Е7р на 320 патронов.

На самолёт возможна подвеска различных свободнопадающих бомб или радиомаяков на 4 балочных держателя УБД-3ДА. Бомбометание может выполняться как в автоматическом режиме от системы «Купол», так и от коллиматорного прицела НКБП-7.

Просмотров: 14944

www.vonovke.ru

«Конденсатор» и «Трансформатор». Ядерные «электрики» Хрущева.

КОНДЕНСАТОР

Сие изделие носило скромный индекс ГРАУ 2А3, под которым скрывалось чудовище, весом 64 тонны, со стволом калибра 406 мм (!), способное «закинуть» снаряд весом 570 кг (!), на 26,5 км! Эта необычная машина также известна под названием САУ «Конденсатор-2П».

К созданию 406-мм самоходной пушки особой мощности в СССР приступили в 1954 году. Данная САУ предназначалась для поражения обычными и ядерными снарядами крупных промышленных и военных объектов противника, находящихся на удалении более 25 километров. На всякий случай в СССР приступили к разработке 3-х ядерных суперорудий: пушки, миномета и безоткатного орудия, калибрами существенно превышавшими существующие атомные пушки. Выбранный огромный калибр возник в результате неспособности ядерщиков того времени произвести компактный боеприпас. В процессе разработки в целях обеспечения секретности артсистеме было присвоено обозначение «Конденсатор-2П» (объект 271), уже позднее орудие получило свой настоящий индекс 2А3. САУ разрабатывалась параллельно с 420-мм самоходным минометом 2Б1 «Ока» (объект 273), согласно постановлению Совета Министров от 18.04.1955 года.

Артиллерийская часть САУ (механизм наведения и заряжания, качающаяся часть) проектировалась ЦКБ-34 под управлением И. И. Иванова, здесь ей был присвоен индекс СМ-54. Горизонтальная наводка пушки осуществлялась с помощью поворота всей САУ, при этом точная наводка осуществлялась при помощи специального электромотора через механизм поворота. Наведение орудия по вертикали осуществлялось при помощи гидравлических подъемников, вес снаряда составлял 570 кг., дальность стрельбы составляла 25,6 км.

По причине того, что подходящего шасси для монтажа столь крупного орудия в СССР не было, в ОКБТ ленинградского завода им. Кирова для САУ 2А3 «Конденсатор-2П» на базе узлов, деталей, технических решений ходовой части тяжелого танка Т-10М (объект 272) была создана новая восьмикатковая ходовая часть, получившая обозначение «объект 271». При разработке данного шасси разработчики основное внимание уделили необходимости восприятия больших сил отдачи при произведении выстрела. Разработанное ими шасси имело опускающиеся ленивцы и гидроамортизаторы, которые должны были частично гасить энергию отдачи. Моторно-силовая установка для данной САУ была позаимствована у тяжелого танка Т-10, практически не претерпев каких-либо изменений.

В 1955 году на заводе №221 были закончены работы по созданию 406-мм экспериментального баллистического ствола СМ-Э124, на котором была проведена отработка выстрелов к орудию СМ-54. В августе этого же года на заводе была готова первая полностью укомплектованная артиллерийская часть орудия СМ-54. Ее монтаж на шасси Кировского завода был завершен 26 декабря 1956 года. Испытания САУ «Конденсатор-2П» проходили с 1957 по 1959 год на Центральном артиллерийском полигоне под Ленинградом, также известном, как «Ржевский полигон». Испытания проходили совместно с 420-мм самоходным минометом 2Б1 «Ока». До проведения данных испытаний многие специалисты скептически относились к тому, что данная самоходная артустановка сможет пережить выстрел без разрушения. Однако, 406-мм САУ 2А3 «Конденсатор-2П» вполне успешно прошла испытания пробегом и стрельбой.

На первом этапе испытания САУ сопровождались многочисленными поломками. Так при выстреле сила отдачи пушки СМ-54, установленной на САУ, была такой, что самоходная пушка на гусеничном ходу откатывалась на несколько метров назад. При проведении первых стрельб с использованием имитаторов ядерных снарядов у САУ были повреждены ленивцы, которые не выдержали огромных сил отдачи данного орудия. В ряде других случаев были отмечены случаи с разваливанием аппаратуры установки, срывом с креплений коробки передач.

После проведения каждого выстрела инженеры внимательно изучали состояние материальной части, определяли слабые детали и узлы конструкции, придумывали новые технические решения для их ликвидации. В результате таких действий конструкция САУ непрерывно совершенствовалась, надежность установки повышалась. На испытаниях также была выявлена низкая маневренность и проходимость САУ. При этом победить все обнаруженные недостатки не удавалось. Не удавалось целиком погасить отдачу орудия, при выстреле пушка отъезжала назад на несколько метров. Также был недостаточен угол горизонтального наведения. Из-за своих значительных массогабаритных характеристик (вес около 64 тонн, длина вместе с пушкой – 20 метров) для подготовки позиций САУ 2А3 «Конденсатор-2П» требовалось значительное количество времени. Заданная точность стрельбы орудия требовала не только точной наводки, но и тщательной подготовки артиллерийской позиции. Для заряжания пушки использовалось специальное оборудование, при этом заряжание осуществлялось только в горизонтальном положении.

Всего было изготовлено 4 экземпляра 406-мм САУ «Конденсатор-2П», все они были показаны в 1957 году во время парада на Красной площади. Не смотря на скептицизм ряда иностранных военных и журналистов, установка была боевой, хотя и обладала рядом существенных недостатков. Мобильность артиллерийской системы оставляла желать лучшего, она не могла проходить по улицам малых городов, под мостами, по проселочным мостам, под линиями электропередач. По данным параметрам и по своей дальности стрельбы она не могла конкурировать с дивизионной тактической ракетой «Луна», поэтому на вооружении войск САУ 2А3 «Конденсатор-2П» так и не поступила.


ТРАНСФОРМАТОР

Несмотря на гигантские размеры САУ 2АЗ «Конедсатор-2П» наибольшее впечатление на гостей парада произвел самоходный миномет 2Б1 «Ока» шифр проекта «Трансформатор», этот монстр попал даже на страницы журнала LIFE.

Ибо это «долобло» было ЕЩЕ БОЛЬШЕ!

Работы по созданию мощного 420-мм миномета велись параллельно с разработкой 406-мм САУ 2А3 (шифр «Конденсатор-2П»). Главным конструктором уникального самоходного миномета являлся Б. И. Шавырин. Разработка миномета началась в 1955 году и велась известными советскими оборонными предприятиями. Разработкой его артиллерийской части занималось коломенское СКБ машиностроения. За создание гусеничного самоходного шасси для миномета (объект 273) отвечало КБ Кировского завода в Ленинграде. Разработкой 420-мм ствола миномета занимался завод «Баррикады». Длина ствола миномета составляла без малого 20 метров. Первый опытный образец миномета 2Б1 «Ока» (шифр «Трансформатор») был готов в 1957 году. Работы над разработкой самоходного миномета «Ока» продолжались до 1960 года, после чего, согласно постановлению Совмина СССР, они были остановлены. Обозначения «Конденсатор-2П» и «Трансформатор» использовались в том числе и в целях дезинформации вероятного противника по поводу истинной цели разработок.

Ходовая часть машины, сконструированная КБ Кировского завода, согласно классификации ГБТУ получила обозначение «Объект 273». Данное шасси было максимально унифицировано с САУ 2А3 и отвечало повышенным требованиям, предъявляемым к прочности конструкции. На данном шасси использовалась силовая установка с советского тяжелого танка Т-10. Шасси самоходного миномета «Ока» обладало 8 сдвоенными опорными катками и 4 поддерживающими роликами (с каждой стороны корпуса), заднее колесо было направляющим, переднее — ведущим. Направляющие колеса шасси обладали гидросистемой опускания их в боевом положении на грунт. Подвеска шасси была торсионной пучковой с гидравлическими амортизаторами, которые были в состоянии поглотить существенную часть энергии отдачи в момент выстрела из миномета. Однако и этого было недостаточно. Сказывалось также отсутствие на миномете противооткатных устройств. По этой причине при выстреле 420-мм миномет отъезжал на гусеницах назад на расстояние до 5 метров.

Во время похода самоходным минометом управлял лишь механик-водитель, в то время как весь остальной расчет (7 человек) перевозился отдельно на бронетранспортере или грузовике. В передней части корпуса машины размещалось МТО — моторно-трансмиссионное отделение, в котором был установлен 12-цилиндровый дизельный двигатель жидкостного охлаждения В-12-6Б, оснащенный системой турбонаддува и развивающий мощность в 750 л.с. Здесь же находилась механическая планетарная трансмиссия, которая была сблокирована с механизмом поворота.

В качестве основного вооружения на миномете использовался 420-мм гладкоствольный миномет 2Б2 длиной в 47,5 калибров. Заряжание мин осуществлялось с казенной части миномета при помощи подъемного крана (вес мины 750 кг), что негативно влияло на его скорострельность. Скорострельность миномета составляла всего 1 выстрел в 5 минут. Возимый боезапас миномета 2Б1 «Ока» включал в себя всего одну мину с ядерной боеголовкой, что гарантировало как минимум одно нанесение тактического ядерного удара при любых обстоятельствах. Причем дальность поражения активно-реактивной миной составлял 47 км!

Угол вертикального наведения миномета лежал в диапазоне от +50 до +75 градусов. В вертикальной плоскости ствол перемещался благодаря гидросистеме, в то же время горизонтальное наведение миномета производилось в 2 этапа: первоначально грубая наладка всей установки и только уже после этого наведение на цель с помощью электропривода.

Всего на Кировском заводе в Ленинграде было собрано 4 самоходных миномета 2Б1 «Ока». В 1957 году их показали во время традиционного военного парада, который состоялся на Красной площади. Здесь же на параде миномет смогли увидеть и иностранцы. Демонстрация этого по-настоящему огромного орудия произвела настоящий фурор среди иностранных журналистов, а также советских обозревателей. При этом некоторые иностранные журналисты даже выступили с предположением о том, что показанная на параде артиллерийская установка является только бутафорией, которая рассчитана на то, чтобы произвести устрашающий эффект.

Стоит отметить, что это утверждение не так далеко от истины. Машина была больше показательной, чем боевой. В ходе проведения испытаний было отмечено, что при стрельбе обычными минами не выдерживают ленивцы, коробку передач срывало со своего места, происходили разрушения конструкции шасси, а также отмечались и другие поломки и недостатки. Доработка самоходного миномета 2Б1 «Ока» шла до 1960 года, когда было принято решение об окончательной остановке работ по данному проекту и самоходному орудию 2А3.

Главной причиной сворачивания работ по проекту стало появление новых тактических неуправляемых ракет, которые можно было установить на более легкие гусеничные шасси, обладающие лучшей проходимостью, которые были дешевле и гораздо проще в эксплуатации. Примером может служить тактический ракетный комплекс 2К6 «Луна». Несмотря на неудачу с минометом «Ока», советские конструкторы смогли использовать весь накопленный опыт, в том числе и отрицательный, при проектировании подобных артиллерийских систем в дальнейшем. Что, в свою очередь, позволило им выйти на качественно новый уровень проектирования различных самоходных артиллерийских установок.

К сожалению эти машины постоянно путают между собой. Вот и на прилагаемом внизу слайд-шоу фотографии «Трансформатора», слегка разбавлены фотками «Конденсатора», но обе хрени весьма впечатляют!

Источники информации:
—http://gods-of-war.pp.ua/?p=219
—http://armoredgun.org/brm015/russia_4.html
—http://istoriyatankov.umi.ru/gosudarstva/4/2b1_oka

mihalchuk-1974.livejournal.com