Особенность управления самолетом на всех этапах полета

- изменения режимов работы автомата тяги;

- сигнализации о включении режимов работы автомата тяги;

На лицевой панели пульта под общим трафаретом * Подготовка посадки * расположены:

- выключатель * Питание * - для включения ( отключения ) электропитания автомата тяги и аппаратуры * Уход *;

- переключатель указателей УС-И на два положения *УС-И лев - УС-И прав * - для выбора указателя УС-И левого или правого летчика при выставке значений заданной скорости полета ;

- зеленая кнопка- табло * АТ * - для включения и сигнализации работы автомата тяги в режиме управления скоростью ;

- две белые кнопки-табло * отключение муфт С. Г. *, *Г1* и *Г2*- для отключения секторов газа от исполнительного механизма автомата тяги. Кнопка-табло отжата горит - сектор газа отключен, и наоборот, кнопка- табло обжата - не горит - сектор газа подключен к исполнительному механизму.

Б) Переключатель *Скорость * на два положения * Больше - Меньше* для выставки по индексу указателя УС-И значений заданной скорости.

Ж) На штурвалах летчиков:

две кнопки * Откл АП * - для быстрого отключения автопилота от системы управления самолета.

З) На пульте борттехника панели противообледенителей:

Пульт поиска неисправностей ППН-5 для сигнализации полной исправности АБСУ, поиска неисправной подсистемы АБСУ, агрегата до блока включительно, а так же проведения самоконтроля СВК.

На передней панели пульта расположены:

а) световое табло:

- зеленое * Исправн АБСУ* - для индикации полной исправности АБСУ. Табло гаснет при возникновении одного и более отказов в АБСУ;

- красные *1*, *2*, *3* - для индикации номера отказавшего подканала ;

- белые * РПт*, *РПкр*, *РПн*, *ЦГВк*, *БДГт*, *БДГк*, *БДГн*, *КВ*, *БУТ*, *ВУ*, *АТ*, *УС-И* -для индикации опроса и отказа соответственно РП, ЦГВ, БДГ каналов тангажа, крена и направления , корректора высоты, блока управления триммированием, вычислителя ухода, автомата тяги и указателя скорости с индексом.

б) кнопки *Пуск* и *Поиск* - для одиночного или автоматического поиска неисправного агрегата, блока или подсистемы АБСУ;

в) под предохранительной крышкой с надписью *В полете не открывать* выключатель *Тест СВК*, кнопки тестов *Т1*, *Т2*, *Т3*, *Т4*, *Т5*, кнопка отключения питания подканалов *Откл пит*, кнопка снятия памяти *Сн П* - для осуществления самоконтроля СВК на земле.

Примечание: пользоваться органами управления СВК под крышкой во время полета запрещается, так как это может привести к нарушению работы АБСУ.

2. Система траекторного управления СТУ-134

2.1 Назначение и решаемые задачи

Система СТУ-134 предназначена для автоматического и директорного управления самолетом при заходе на посадку и в условиях посадочного минимума 2 категории ИКАО ( 30м х 400м) по сигналам радиотехнических средств посадки.

Система обеспечивает:

- формирование команд управления боковым и продольным движением самолета и выдачу их на командные планки пилотажных приборов и автопилот;

- индикацию основных пилотажно-навигационных параметров полета самолета;

- индикацию команд управления продольным движением при автоматическом уходе на 2-й круг ;

- автоматический захват глиссады;

- синхронную выставку заданного курса на НКП летчиков;

- автоматический контроль командных сигналов ;

- бленкерную сигнализацию отказов работы авиагоризонтов и радиотехнических средств.

2.2 Состав системы СТУ-134

В состав системы входят:

- два вычислителя В-26;

- два блок-реле БР-58;

- два усилителя У-20Н;

- блок электромеханический БЭ-3;

- блок комбинированный БК-51;

- два пилотажных прибора ПП-75;

- два навигационных курсовых прибора ПКП-74к.

Все вышеперечисленные блоки размещены на этажерке оборудования в районе 8...10 шп., левый борт. Приборы ПП-75 и НКП-74к размещены по одному на приборных досках летчиков.

2.3 Назначение основных агрегатов

Вычислитель В-26 предназначен для формирования по заданному закону командных сигналов управления боковым и продольным движением самолета на траектории.

Блок-реле БР-58 предназначен для:

- коммуникации сигналов в различных режимах работы;

- переключения масштабов сигналов в процессе формирования команд управления;

- коммутации элементов схемы следящих систем.

Усилитель У-20Н предназначен для усиления сигналов рассогласования следящих систем приборов ПП-75 и НКП-4к.

Блок комбинированный БК-51 предназначен для:

- усиления сигналов отклонения от равносигнальных зон курса и глиссады;

- усиления сигнала рассогласования командных стрелок пилотажных приборов левого и правого летчиков и формирования сигналов отказа продольного и бокового каналов системы.

Блок электромеханический БЭ-3 предназначен для:

- плавного изменения масштаба сигнала отклонения от глиссадной зоны;

- синхронной выставки заданного курса на приборах НКП-4к левого и правого летчиков.

2.4 Принцип действия и структура построения

Обеспечение посадки самолета, особенно в сложных метеоусловия ,является одной из наиболее важных и серьезных задач самолетовождения. Безаварийная посадка требует исключительной четкости выполнения всех эволюций самолета на последнем этапе полета и высокой точности вывода самолета в точку приземления на ВПП.

Для выполнения захода на посадку в общем случае летчику необходима следующая информация об угловом положении самолета:

а) в горизонтальной плоскости.

- Ек - отклонение самолета от равносигнальной зоны КРМ; курс МП-2 (РСБН-ПКВ)

- Шт - текущий курс самолета; (КС-8)

- Шз - заданный курс самолета или курс ВПП; с НКП-4 (кремальерой)

- - текущий угол крена; (ЦГВ-4)

- - угол сноса; (ДИСС)

- КУР - курсовой угол радиостанции. (АРК-15).

б) в вертикальной плоскости.

- Ег - отклонение самолета от равносигнальной зоны ГРМ; Курс МП-2 (РСБН-ПКВ)

- Н - текущая высота полета; (КВ-16)

- Vу - вертикальная скорость самолета; (БДЛУ)

- тек - текущий угол тангажа. (ЦГВ-4).

При инструментальном заходе на посадку с использованием перечисленной выше информации требуется большой опыт и тренировка летчика для выполнения сложной работы по обобщению первичной информации и формирования управляющих воздействий на органы управления самолета.

Для облегчения процесса управления самолетом при заходе на посадку используются системы типа СТУ-134, которые в директорном режиме обеспечивают выполнение всего объема работ по приему, отработке первичной информации и выработке сигнал-команд, исполняя которые летчик осуществляет посадку самолета. В автоматическом режиме дополнительно автоматизируется и сам процесс управления самолетом.

Принцип действия системы основан на преобразовании сигналов первичной информации об угловом и пространственном положении самолета и формировании на их основе управляющих сигнал-команд по крену и тангажу в соответствии с принятыми законами с последующей выдачи их на командные планки приборов ПП-75 и в автопилот.

В вычислителях системы осуществляется вычисление заданных значений крена и угловой скорости тангажа, выдерживая которые летчик обеспечивает полет по заданной траектории или плавный выход на нее.

Зная величины текущих углов и угловой скорости тангажа система определяет команды по крену и тангажу:

F з (к, Лк, т , (2.1)

н = F э з (г, Лг) -э т , (2.2)

Летчик воздействуя на органы управления самолета, подбирает такой крен и угловую скорость тангажа, при которых командные планки будут строго удерживаться в центре прибора. В этом случае будет осуществляться директорный режим захода на помадку

н = 0 при т =з; (2.3)

0 при э т = э з, (2.4)

В автоматическом режиме командные сигналы кроме того через АП поступают на органы управления самолетом по крену и тангажу.

Нейтральное положение командных планок пилотажных приборов дает информацию о нахождении самолета на курсе и глиссаде посадки или выходе по оптимальной траектории с заданными значениями крена и угловой скорости тангажа на курс и глиссаду посадки.

Необходимо помнить, что командные планки пилотажных приборов показывают не отклонение самолета от ЗЛП, как планки положения, а отклонение от необходимого значения угла крена или угловой скорости тангажа. Так, например, если командная планка отклонилась влево, это означает, что надо увеличить ( или создать) крен влево , т.е. изменением крена в сторону стрелки возвратить ее в центр. Изменить крен значительно проще и быстрее, чем приблизиться к линии пути.

СТУ-134 представляет собой сдвоенный комплект и при своей работе использует сигналы от следующих смежных систем:

- курс ( ) - от курсовой системы КС-8;

- крен ( Т ) и тангаж ( Т ) - от двух ЦГВ-4, причем в приборы левого летчика системы поступают сигналы и с ЦГВ-4 лев, а правого летчика - с ЦГВ-4 прав.;

- крен и тангаж КЭ , для формирования сигналов управления, поступают с блока БДК-17 АП-134;

- курсовой угол радиостанции КУР - от АРК-15;

- угол сноса - от ДИСС-013-134;

- отклонение от равносигнальных зон глиссадного ( Г ) и курсового (К ) радиомаяка - от аппаратуры Курс МП-2 или РСБН-2С.

Индикация основных параметров обеспечивается с помощью пилотажного и навигационного курсового приборов.

Упрощенная структурная сема системы СТУ представлена на рисунке.

3. Аппаратура «Уход»

3.1 Назначение и состав

Аппаратура «Уход» предназначена для обеспечения автоматического (директорного ) ухода самолета на 2-й круг при заходе на посадку с высоты не ниже 30 м (2 кат ).

Аппаратура «Уход» состоит из:

- вычислителя ухода ВУ-1Б, размещенного на коммуникационной платформе ПКА-25-1Б, которая установлена в районе шп 15...16 ;

- три датчика приборной скорости ДАС, установленных в районе шп. 18...19 по левому борту.

3.2 Назначение агрегатов аппаратуры

Вычислитель ухода ВУ-1Б предназначен для формирования командных сигналов управления, выдачи их на командные планки пилотажных приборов и АП ( при автоматическом уходе на 2-й круг).

Датчик приборной скорости ДАС предназначен для формирования выдачи сигнала пропорционального текущей скорости в вычислитель ВУ-1Б.

Все три датчика подключены к приемнику полного давления ППД-1 левого летчика.

Платформа коммутационная амортизированная ПКА-25-1Б предназначена для установки и электрического соединения вычислителя уход ВУ-1Б с датчиками, выходными устройствами аппаратуры, а так же соединения с блоками автопилота и СТУ.

3.3 Принцип действия и структура построения

Принцип действия аппаратуры *Уход* основан на формировании управляющих сигналов по тангажу в соответствии с принятым законом управления с последующей выдачей их на горизонтальные командные планки приборов ПП-75 и в АП для обеспечения автоматического или директорного ухода на 2-й круг.

Решение задачи по формированию режима ухода на 2-й круг аппаратурой * Уход* осуществляется при совместной работе ее с СТУ-134 и АП. В основе формирования режима *Уход* лежит управление траекторией и скоростью полета через руль высоты. При этом используются сигналы собственных датчиков приборной скорости ДАС аппаратуры *Уход* и тангажа ЦГВ-4, поступающие в вычислитель ВУ-1Б. В ВУ-1Б аппаратуры *Уход* формируется сигнал заданного тангажа З и управляющий сигнал ухода на 2-й круг по тангажу . В зависимости от выбранного режима ухода на 2-й круг автоматического или директорного эти сигналы поступают соответственно на командную горизонтальную планку тангажа прибора ПП-75 и в продольный канал АП-134А или только на командную планку ПП-75.

Упрощенная структурная схема аппаратуры *Уход* на рисунке (2, стр 9а)

3.4 Работа аппаратуры

Питание. Аппаратура включается предварительно выключателем *Питание* на ПУ-37, при этом готовятся цепи вычислителей аппаратуры, для формирования закона управления.

После перевода летчиком секторов газа (СГ) левого (СГ1) и (или) правого(СГ2) двигателей во взлетном режиме работы замыкаются концевые выключатели включения аппаратуры в процессе управления.

На приборы ПП-75 поступает сигнал управления , который формируется в вычислителях аппаратуры . Горизонтальные командные планки отрабатывают команды по тангажу летчику. Вертикальные командные планки в процессе управления не участвуют.

Включение режима работы аппаратуры летчик контролирует по загоранию табло *Уход включен *. Если уход на 2-й круг производится в автоматическом режиме АБСУ, то управляющий сигнал подается не только на горизонтальную командную планку, но и в АП-134.

В вычислителях ВУ-1Б формируется закон управления горизонтальными планками ПП-75:

F (З) - F (Т), (3.1)

где:

- F - отклонение горизонтальной командной планки ПП-75, мм ;

- (З) - нелинейная функция формирования (З) заданного тангажа;

- F (Т) - нелинейная функция формирования (Т) текущего тангажа.

Вычислители аппаратуры, выдавая командный сигнал , дают возможность летчику, пилотируя самолет по командным планкам обеспечить следующие параметры ухода на 2-й круг:

- При средней скорости полета по глиссаде Vпр 260 км/час и среднем установившемся значении тангажа +3 град перевести самолет в набор высоты с углом тангажа +9,5 град.

- Потеря высоты с момента включения режима при этом не превысит 10...15 м.

- Набор высоты до безопасной высоты Н 200 м будет осуществляться с вертикальной скоростью Vверт 10 км/час и углом тангажа ТЕК = +9,5 град за время 20...30 сек.

- Скорость увеличится до 300 км/час и в дальнейшем будет стабилизироваться на этом значении вплоть до отключения аппаратуры.

Скорость 300 км/час выбрана из условий прочности механизации крыла, а значение тангажа =+9,5 град из условий обеспечения минимальной потери высоты в первоначальный момент перевода самолета из снижения с Vверт = - 3.…- 5 м/сек до значения Vверт +10...+15 м/сек.

Рассмотрим особенности формирования закона управления.

А) Формирование функции F (Т). Значение Т в ВУ-1Б поступает с БДК-1 автопилота, и преобразуется в соответствии с выражением:

ТЕК) = ТЕК, (3.2)

где

- фильтр-изодром, обеспечивающий фильтрацию постоянной со ставляющей сигнала т до нуля за время 3Ти....4Ти, то есть примерно за 48сек.

В момент включения режима

ТЕК) = 0 ,

так как за время полета по глиссаде фильтр *обнулил* значение. При полете по глиссаде с и 2 град 40 мин значение тангажа практически не меняется.

б ) Формирование функции ЗАД) .

В вычислителях формируется заданное значение тангажа по закону:

ЗАД) = ПР) + V), (3.3)

где

ПР) - функция программного тангажа, которая определяет заданный тангаж как функцию от времени

ПР) = У , где: (3.4)

У - тангаж ухода на 2-й круг, который с течением времени уменьшается с

У = 12 град( в момент включения режима *ДУ* до нуля( через 24 сек...32 сек) (смотри рисунок )

- фильтр-изодром с постоянной времени Тпр=8 сек

V) - функция отклонения скорости от заданного значения вычисляется согласно выражению:

V) = - Кv (Vз - Vт), (3.5)

где:

Vз = 300 км/час- значение приборной скорости, подлежащее стабилизации на второй круг. Формируется в ВУ-1Б;

Vт - текущее значение приборной скорости, измеряется датчиками ДАС.

Значение разности V ограничивается значением 3 м/сек или 10,8 км/час (смотри рисунок).

Таким образом в момент включения режима при условии, что Vт Vз и функция ЗАД) = ПР) + V), примет вид:

ЗАД) = У - Кv (Vз - Vт), (3.6)

Примечание: Очевидно, что в вышеизложенных условиях сигнал - формирует команду на кабрирование, V), - на пикирование.

Рассмотрим процесс ухода на 2-й круг по командной планке на примере.

Начальные условия:

- Vпр = 260 км/час, Vверт = -4...-5 м/сек, т уст = 3 град,

Условно процесс ухода можно разбить на 3 этапа.

А. На первом этапе производится перевод самолета в набор высоты с минимальной ее потерей ( см. Рис )

Летчик приводит СГ во взлетный режим на Н = 30 м в момент времени t0 , при этом:

- двигатели начинают выходить на максимальные обороты;

- за счет замыкания концевых выключателей на СГ включается аппаратура *Уход*, в вычислителях формируется команда на кабрирование, стрелка энергично уходит вверх на 12 мм.

Значение в момент времени t0 вычисляется следующим образом:

V) = - Кv (Vз - Vт) ; т е: (3.7)

V) = - 0,7/м/с ( 83 м/с - 72 м/с ) = - 7,7 тангажа

при учете ограничения V) -3 м/с 0,7 /м/с = - 2,1

ПР) = + 12 , которое убывает по кривой ПР), (3.8)

ЗАД) = 0, при = т УСТ 3

= К ЗАД) - ТЕК) = 2 мм н /град ( + 12 - 2,1 - 0) 20 мм н

Так как ограничения по уходу составляет 12 мм, то командная стрелка отклонится в положение + 12 мм.

Летчик берет колонку *на себя* , следуя за командной стрелкой, не превышая при этом допустимой перегрузки, при этом увеличивается ТЕК и , как следствие т.

Примерно через 5 сек( точка t1) самолет изменит тангаж от значения +3 град до +9,5 град или относительно начального значения ТЕК) в момент t1 - ТЕК) = 6,5 град.

Командная стрелка займет нулевое положение так как

ТЕК) = ЗАД), (3.9)

Летчик прекращает увеличение угла тангажа, удерживая его на уровне + 9,5 град

При этом фильтр-изодром вступает в работу и ТЕК) начинает уменьшаться, следуя с некоторым запаздывание относительно ЗАД). Разность

ЗАД) - ТЕК) 0, поэтому с момента времени t2 командная стрелка начинает вызывать команду на пикирование.

Через 7 сек скорость начинает расти, вектор Vпр разворачивается вверх, самолет переходит в набор высоты.

Б. На втором этапе. Происходит набор высоты с постоянным углом тангажа

т уст 9,5 град.

Летчик следуя за командной стрелкой отклоняет колонку *от себя*, выдерживая угол тангажа постоянным, и уменьшая угол атаки по мере роста скорости (участок t2-t3-t4).

При этом увеличивается высота и скорость самолета.

В. На третьем этапе осуществляется достижение и выдерживание заданной скорости полета Vз=300 км/час без стабилизации угла тангажа.

Через 20...22 сек (t4) значения ПР) уменьшилось, а ЗАД) 0 Самолет достиг уже скорости Vт=290 км/час и значение V) начинает уменьшаться, что приводит к увеличению значения ЗАД) ( момент времени t5). Стрелка уменьшает команду на пикирование до нуля.

В момент времени t6 значение 0 командная стрелка вновь начинает выдавать команду на кабрирование, так как

ЗАД) ТЕК), (3.10)

Летчик, отклоняя колонку *на себя*, увеличивает угол атаки , уменьшая при этом скорость , которая приближается к значению Vзад=300 км/час.

При уменьшении ПР) до нуля (точка t7) основным управляющим сигналом в законе управления остается сигнал по скорости, поэтому командная стрелка в дальнейшем выдает команды только с целью стабилизации заданной скорости полета. При этом возможно отклонение самолета от прямолинейной траектории набора высоты.

Порядок автоматического ухода на второй круг

В момент принятия решения об уходе на второй круг в режиме автоматического захода на посадку, командир экипажа немедленно энергично переводит сектора газа в положение Взлетный режим и предупреждает экипаж об уходе.

При замыкании концевых выключателей перемещением РУД в вычислителе вырабатывается команда Готовность ухода автоматического, которая подается в блок БУС. В блоке БУС по этой команде происходит подключение программного управляющего сигнала вычислителя ухода к усилителю привода РВ и отключение сигнала н, поступающего из СТУ.

При этом:

колонка штурвала идет * на себя *;

на табло режимов АБСУ гаснут табло Глис, Курс и кнопка табло АТ;

загорается табло Режим ухода включен;

разводятся вертикальные командные стрелки на ПП-75 и перемещаются вверх (12 мм) горизонтальные стрелки за счет их подключения к вычислителю ухода;

АП в боковом канале переводится в режим стабилизации курса, соответствующего моменту принятия решения об уходе на 2-й круг. Самолет изменяет угол тангажа в сторону кабрирования с постепенным набором высоты и увеличением скорости;

После выхода на взлетный режим, убрать шасси;

После изменения высоты на 70 м, но не ниже 120м и скорости 200 - 310 км/ч, убрать закрылки во взлетное положение з = 20.

Режим автоматического ухода может выполняться далее до высоты круга. Для поддержания в процессе ухода скорости 300 - 330 км/ч допускается пользование сектором газа;

после выхода на высоту круга отключить АП кнопкой КБО;

выключить выключатель Подготовка АП и Подготовка посаки.

Контроль правильности выполнения маневра ухода на 2-й круг постоянно вести по ПП-75, РВ-5, ВАР-30, УС-И.

Предупреждение: В режиме ухода АТ НЕ ВКЛЮЧАТЬ! При уходе на 2-й круг с одним работающим двигателем , режим автоматического ухода осуществляется с закрылками з = 20 до высоты 120м.

4. Автомат тяги АТ-5

4.1 Назначение автомата тяги

Предназначен для стабилизации и управления скоростью полета самолета ТУ-134 УБ-Л при заходе на посадку.

Обеспечивает:

- дистанционное управление величиной заданной скорости полета;

- автоматический выход самолета на заданную скорость полета и ее стабилизацию.

Автоматическое управление скоростью полета существенно облегчает работу летчика, освобождает его внимание для проведения других операций и повышает точность выдерживание скорости полета.

4.2 Состав автомата тяги АТ-5

В состав АТ-5 входят:

а) пульт управления ПУ-37, расположенный на среднем пульте летчиков;

б) платформа коммуникационная амортизированная ПКА-19 с расположенным на ней:

блоком связи БС-26;

блоком автоматики БА-17.

ПКА-19 установлена в районе шп 24...25, правый борт.

в) исполнительный механизм автомата тяги ИМАТ-1-12-2, установлен в районе шп 45...48, правый борт;

г) блок датчиков линейных ускорений БДЛУ-0,5 , шп 36...37;

д.) сигнализатор нарушения питания СНП-1, шп 24...25;

е) два указателя скорости с индексом УС-И, установленным на приборных досках летчиков.

4.3 Назначение агрегатов автомата

ПКА-19 - для установки на ней блока автоматики БА-17 и блока связи БС-26, для осуществления связи между всеми агрегатами автомата, а так же для подведения питания к автомату и осуществлению связи автомата со смежными системами.

Блок автоматики БА-17- для формирования закона управления и осуществления контроля исправности автомата с автоматическим отключением автопилота в случае его неисправности.

Блок связи БС-26- для осуществления нормальной работы указателя приборной скорости УС-И правого летчика и исполнительного механизма ИМАТ-1-12-2.

Исполнительный механизм ИМАТ-1-12-2- для перемещения секторов газа.

Блок датчиков линейных ускорений БДЛУ-0,5- для измерения по величине и знаку линейных ускорений, действующих вдоль продольной оси самолета и выдачи электрических сигналов пропорциональных этим линейным ускорениям в блок автоматики.

Сигнализатор СНП-1- для выдачи сигнала при нарушении питания АТ по напряжению 36 В и 27 В.

4.4 Принцип действия и структура построения

Принцип действия основан на формировании сигнала управления приборной скоростью полета самолета в соответствии с принятым законом управления с последующей выдачей его на исполнительный механизм перемещения секторов газа двигателей.

АТ является основным устройством включающем в себя все необходимые датчики и органы управления, за исключением датчиков угла тангажа, входящих в АП.

Автомат измеряет разность между Vтек и Vзад приб полета самолета. Сигнал пропорциональный этой разности, вместе с вспомогательными сигналами, характеризующими режим полета самолета, поступает в вычислитель который преобразует их в соответствии с законом управления. Выходной сигнал вычислителя затем подается на механизм перемещения секторов газа двигателей. Изменение тяги двигателей приводит к изменению скорости полета в направлении уменьшения рассогласования, тем самым стабилизируется заданная скорость полета.

Структурно автомат тяги включает в себя ПУ с расположенными на нем органами управления, указатели Vтек приб с индексом заданной скорости и датчиком рассогласования Vтек и V зад приб , блок датчиков линейных ускорений, СНП, вычислитель, привод и СВК.

На вход вычислителя поступает сигнал V с указателя скорости, nx - с БДЛУ и - с АП-134. С выхода вычислителя управляющий сигнал поступает на усилитель привода.

СВК включает в себя аналог имитирующий работу вычислителя и привода автомата.

Вычислитель, усилитель привода, элементы логики, а так же СВК конструктивно оформлены в блоке БА-17. Кроме того, там же установлены элементы следящей системы левого указателя УС-И. Работа правого указателя УС-И обеспечивается блоком связи БС-26.

4.5 Режимы работы автомата

АТ имеет три режима работы:

- режим * Подготовка *;

- режим * Стабилизация скорости *;

- режим * Управление скорости *

4.5.1 Режим * Подготовка *

Предназначен для обеспечения безударного включения ИМАТ в работу при включении режима * Стабилизация скорости *.

Режим включается выключателем * Питание * на ПУ-37. После включения выключателя следящая система индекса Vзад УС-И левая и правая начинает отрабатывать индекс Vзад в положение, соответствующее значению Vтек УС-И левого правого. Точность согласования индекса Vзад со стрелкой Vтек составляет 16 км/час.

Через 8,5 ....11.5 сек согласование индексов должно закончиться после чего включается СВК автомата тяги, которая была отключена на время режима * Подготовка *.

Автомат через 11,5 сек готов к включению в режим * Стабилизация *. После подачи питания от выключателя * Питание * на вычислители БА-17 поступает:

- сигнал тек - из АБСУ-134А;

- сигнал nx - от БДЛУ- 0,5;

- сигнал V Vзад - Vтек с правого или левого УС-И в зависимости от соответствующего положения переключателя на ПУ-37;

- сигнал на отключение электромагнитных муфт ИМАТ-1-12-2.

Особенности включения режима:

- на режим * Подготовка * автомат переходит из режимов * Стабилизация скорости * или * Управление скоростью * в случаях:

стопорения секторов газа СГ1 и (или) СГ2;

перемещения СГ до момента срабатывания КСГ.

4.5.2 Режим * Стабилизация скорости *

Режим предназначен для стабилизации скорости полета самолета, имевший место в момент включения режима, путем управления тягой двигателей.

Режим включается при условии окончания режима * Подготовка * нажатием кнопки-табло (КнТ) * АТ * на ПУ-37 при нажатых кн- табло * Г1 * и * Г2 *.

Сигнализация режима:

- загорается КнТ * АТ * на ПУ-37;

- загорается табло * АТ * на табло режимов;

- КнТ * Г1 * и * Г2 * гореть не должны.

После включения режима ИМАТ включается в работу и посредством воздействия на СГ1 и СГ2, изменяет режим работы двигателей, поддерживая значения Vприб , равной заданному значению.

После включения КнТ * АТ * в электросхеме автопилота происходят переключения:

- фиксируется положение индекса Vзад на УС-И, формируется сигнал V=Vз-Vт;

- включаются электромагнитные муфты ИМАТ, ЭМ1,ЭМ2, замыкающие кинематическую цепь от электродвигателя Д до выходных звеньев ИМАТ, соединенных с СГ1 и СГ2;

- подготавливаются цепи управления индексами Vз (УСС) от левого и правого УС-И;

- двигатель-генератор Д вращается со скоростью, которая пропорциональна сумме управляющих сигналов на основе закона управления:

руд = КV( Vзад - Vтек) + КV+nx- Kz, (4.1)

где:

- руд - скорость перемещения СГ1 и СГ2. Скорость перемещения СГ1 и СГ2 пропорциональна величине каждого из управляющих сигналов, участвующих в формировании закона управления, так как сервопривод АТ охвачен скоростной обратной связью;

- V Vзад - Vтек - основной управляющий сигнал;

- V - сигнал скорости основного управляющего сигнала V . Получается дифференцированием V в вычислителе БА-17;

- - сигнал производной линейного ускорения вдоль продольной оси. Получается дифференцированием сигнала nx с БДЛУ-0,5. Использование сигнала nx для получения сигнала второй производной V обусловлено тем, что двойное дифференцирование V возможно лишь с большими ошибками. Дифференцирование сигнала позволяет получить заданную точность регулирования;

- - сигнал пропорциональный тек, вычисляется дифференцированием сигнала в БА-17.

Управляющий сигнал по и обеспечивают работу без автоколебаний и с необходимой точностью.

Управляющий сигнал по необходим для коррекции оборотов двигателя при вращении самолета относительно оси OZ

Особенности режима:

При достижении СГ1 и (или) СГ2 максимального или минимального положения срабатывают концевые выключатели крайних положений, которые отключают электродвигатель(ли) ИМАТ с сохранением включенного режима и сигнализации. При этом СГ1 и (или) СГ2 останавливаются. Включается электродвигатель ИМАТ в работу только в том случае, если формируется сигнал на противоположное движение СГ, соответственно на уменьшение или увеличение оборотов двигателей самолета.

Если полет происходит с одним неработающим двигателем, например, со вторым (правым), то управление СГ1 от ИМАТ сохраняется. При этом электродвигатель Д управляет СГ1 через ЭМ1, а управление СГ2 от ИМАТ отключается летчиком вручную, отжимая Кнт * Г2*, которая при этом загорается.

Режим отключается:

а) В ручную:

- отключением выключателя * Питание * на ПУ-37;

- нажатием кнопок КСГ1 (КСГ2) с приложением усилия 2 0,5 кг;

- при установке СГ1 и СГ» в положение * Стопор* .

примечание: В аварийном случае летчик имеет возможность управлять СГ1 или СГ2 * пересиливая * усилия развиваемые ИМАТ. При этом вступает в работу МП1и (или) МП2.

Б ) Автоматически:

- при отключении питания АТ-5;

- при отказе датчика ;

- при отказе самого АТ-5 по сигналу от устройства контроля АТ-5 (см раздел *СВК АБСУ*

При этом гаснет табло *АТ* на табло режимов и КнТ *АТ* на ПУ-37. Загорается красное табло * Управляй скоростью *, срабатывает сирена. Автомат тяги переводится в режим * Подготовка *.

4.5.3 Режим *Управляй скоростью *

Режим предназначен для вывода самолета на заданную летчиком скорость полета с последующей ее стабилизацией путем воздействия на секторы газа двигателем самолета.

Режим включается:

- переключатель * УС-И лев - УС-И прав * устанавливается в положение прибора по которому будет задаваться новое значение Vзад;

- с помощью переключения * Скорость * нажатием в положение * Больше * или * Меньше * выставляется значение Vзад по индексу на выбранном УС-И. При этом индекс Vзад второго УС-И будет срабатывать в новое положение со скоростью 15...21 км/час/сек.… Точность согласования индексов Vзад левого и правого УС-И составляет 10 км/час.

Сигнализация режима соответствует режиму * Стабилизация скорости*.

В законе управления происходит изменение значения Vзад. ИМАТ начинает перемещать СГ1 и СГ» в положение, при котором Vт достигает значения Vзад.

В дальнейшем АТ-5 работает аналогично режиму * Стабилизация скорости *.

Отключение режима осуществляется аналогично режиму *Стабилизация скорости .*

5. Автопилот АП-134

5.1 Назначение и решаемые задачи

АП-134-А предназначен для стабилизации и управления угловым (частично и траекторным) положением самолета в пространстве.

АП обеспечивает:

- стабилизацию угловых координат самолета по ;

- стабилизацию заданной высоты полета;

- выполнение координированного разворота, набора высоты и снижения по сигналам от рукояток * Разворот* и * Спуск-подъем* пульта управления;

- автоматический вывод самолета в горизонт по крену при включении бокового канала:

- автоматическое триммирование и индикацию усилий в системе управления РВ при полете с выключенным продольным каналом;

При совместной работе с другими смежными системами самолета АП-134-А дополнительно решает задачи:

- стабилизации заданной линии пути по сигналам АНУ-1К системы ДИСС-013-13 (автоматического навигационного устройства);

- автоматического управления заданным курсом самолета;

- автоматического ухода на второй круг по сигналам аппаратуры * Уход*;

- автоматического управления самолетом в боковой и продольной плоскостях при заходе на посадку по сигналам СТУ-134 до высоты 30 м ;