МЕТОДИЧЕСКОЕ ПОСОБИЕ ПО ВЫПОЛНЕНИЮ ПОЛЁТОВ НА САМОЛЕТЕ Л-410 УВП Э20 (СОГЛАСНО РЛЭ САМОЛЕТА Л 410УВП-Э20) Оглавление ГЛАВА 1 ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА...........................................................................................7 ФЮЗЕЛЯЖ.................................................................................................................................................7 кРЫЛО.......................................................................................................................................................7 ОПЕРЕНИЕ.................................................................................................................................................7 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ...........................................................................................................................8 ШАССИ......................................................................................................................................................8 ДВИГАТЕЛИ...............................................................................................................................................8 ВИНТ..........................................................................................................................................................8 ДРУГИЕ РАЗМЕРЫ САМОЛЕТА..............................................................................................................11 ГЛАВА 2. ОГРАНИЧЕНИЯ....................................................................................................................13 СЕРТИФИКАТЫ.......................................................................................................................................13 СЕРТИФИКАЦИЯ ПО ШУМУ...................................................................................................................13 МАССЫ....................................................................................................................................................13 ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ (ШАСИ ВЫПУЩЕНО)..................................................................................................13 НАГРУЗКА ПОЛОВ..................................................................................................................................15 МАКСИМАЛЬНАЯ КОММЕРЧЕСКАЯ НАГРУЗКА...................................................................................16 ОБЩЕЕ МАКС. КОЛИЧЕСТВО ЛЮДЕЙ НА БОРТУ.................................................................................16 ОГРАНИЧЕНИЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК............................................................................................16 ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТИ И НАПРАВЛЕНИЯ ВЕТРА (РАЗРЕШЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ)...........................17 СОСТОЯНИЕ ПОВЕРХНОСТИ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛОСЫ.......................................................17 (РАЗРЕШЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ)..................................................................................................................17 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА..........................................................................................................................18 МАСЛА....................................................................................................................................................19 ЗАПУСК....................................................................................................................................................19 МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА............................................................................................................................19 ВПРЫСК ВОДЫ.......................................................................................................................................20 АВТОМАТИЧЕСКОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ..................................................................................................20 ПРИМЕНЕНИЕ НАГРЕВА.........................................................................................................................20 ПРИМЕНЕНИЕ РЕВЕРСА.........................................................................................................................21 СКОРОСТИ ПОЛЕТА ...............................................................................................................................21 РЕЖИМЫ РАБОТЫ..................................................................................................................................22 ОГРАНИЧЕНИЕ СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ........................................................................................23 ПРИМЕНЕНИЕ ТОРМОЗОВ................................................................................................................23 СКОРОСТИ НАЧАЛА ТОРМОЖЕНИЯ.................................................................................................23 ПРИМЕНЕНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРОВ.....................................................................................................23 ОГРАНИЧЕНИЯ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ...........................................................................24 ОГРАНИЧЕНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ................................................................................24 ОГРАНИЧЕНИЯ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА..........................................................24 ОГРАНИЧЕНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ.................................................................24 ПРИМЕНЕНИЕ МАГНИТНОГО КОМПАСА..............................................................................................24 ОСТАЛЬНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ..................................................................................................................24 РАЗНОЦВЕТНАЯ МАРКИРОВКА ПРИБОРОВ.........................................................................................26 ГЛАВА 3. АВАРИЙНЫЕ ПРОЦЕДУРЫ..................................................................................................27 СКОРОСТИ ДЛЯ БЕЗОПАСНЫХ ОПЕРАЦИЙ..........................................................................................27 ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ...............................................................................................................................28 ПОЖАР В КАБИНАХ САМОЛЕТА............................................................................................................28 ПРИМЕНЕНИЕ РУЧНОГО ОГНЕТУШИТЕЛЯ............................................................................................29 ПОЖАР В ПЕРЕДНЕМ БАГАЖНИКЕ.......................................................................................................29 ОТКАЗ ОБОИХ ГЕНЕРАТОРОВ................................................................................................................29 2 АВАРИЙНОЕ СКОРОСТНОЕ СНИЖЕНИЕ................................................................................................31 АВАРИЙНАЯ/ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА..............................................................................................32 ПОСАДКА С НЕИСПРАВНЫМ ШАССИ....................................................................................................32 ПОСАДКА НА НОСОВОЕ ШАССИ (ГЛАВНОЕ ШАССИ УБРАНО)............................................................32 ПОСАДКА НА ГЛАВНОЕ ШАССИ (НОСОВОЕ ШАССИ УБРАНО)............................................................32 ПОСАДКА НА НОСОВОЕ ШАССИ И ОДНУ НОГУ ГЛАВНОГО ШАССИ...................................................33 ПОСАДКА С УБРАННЫМ ШАССИ...........................................................................................................33 ПОСАДКА НА ВОДУ................................................................................................................................33 АВАРИЙНАЯ ЭВАКУАЦИЯ......................................................................................................................33 ПОЛЕТ С ДВУМЯ НЕРАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ........................................................................34 ПРЕРВАННЫЙ ВЗЛЕТ..............................................................................................................................35 ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°).......................................................35 ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 0°)........................................................36 ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПРЕРВАННОМ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ...........................................................38 АВТОПИЛОТ ...........................................................................................................................................39 ГЛАВА 3А. ВНЕОЧЕРЕДНЫЕ ПРОЦЕДУРЫ.........................................................................................39 ДВИГАТЕЛЬ.............................................................................................................................................39 ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ...........................................................................................................39 ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ.....................................................................................................39 ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ......................40 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ........................................................................................................40 ПОМПАЖ КОМПРЕССОРА................................................................................................................40 САМОПРОИЗВОЛЬНОЕ ВМЕШАТЕЛЬСТВО .....................................................................................41 ЦЕНТРАЛЬНОГО ЭЛЕКТРОННОГО БЛОКА ОГРАНИЧИТЕЛЕЙ.........................................................41 ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА НИЖЕ МИН. ЗНАЧЕНИЯ..................................................................42 НАЛИЧИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКОЙ СТРУЖКИ В МАСЛЕ..........................................................................42 ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ................................................................................................................................42 АВТОМАТИЧЕСКОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ.............................................................................................42 РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ................................................................................................................43 АВАРИЙНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ.........................................................................................................43 ВЫВЕДЕНИЕ ВИНТА ИЗ ФЛЮГЕРА...................................................................................................43 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА..........................................................................................................................44 ПРИМЕНЕНИЕ АВАРИЙНОГО КОНТУРА РЕГУЛЯТОРА ПОДАЧИ ТОПЛИВА...................................44 ОТКАЗ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПЕРЕКАЧКИ .......................................................................45 ТОПЛИВА ИЗ КОНЦЕВЫХ БАКОВ.....................................................................................................45 ОТКАЗ СИСТЕМЫ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА ИЗ ОДНОГО КОНЦЕВОГО БАКА...................................45 ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ТОПЛИВА НИЖЕ МИНИМАЛЬНОГО ЗНАЧЕНИЯ........................................45 УТЕЧКА ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕ............................................................................................................46 ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ............................................................................................................................46 ОТКАЗ ОДНОГО ГЕНЕРАТОРА ПОСТОЯННОГО ТОКА......................................................................46 ОТКАЗ ОДНОГО ГЕНЕРАТОРА ПЕРЕМЕННОГО ТОКА......................................................................47 ОТКАЗ ОДНОГО ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ 36 В.......................................................................................47 ОТКАЗ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ I 115 В/400 ГЦ......................................................................................47 ОТКАЗ В ЦЕПИ АККУМУЛЯТОРОВ....................................................................................................48 ПЕРЕГРЕВ АККУМУЛЯТОРОВ............................................................................................................48 ПОТЕРЯ НАПРЯЖЕНИЯ / ПИТАНИЯ НА ШИНЕ S1A.........................................................................48 ПОТЕРЯ НАПРЯЖЕНИЯ / ПИТАНИЯ НА ШИНЕ S2B..........................................................................49 ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА................................................................................................................50 СИГНАЛИЗАЦИЯ ЯЧЕЙКИ ГИДРАВЛ.................................................................................................50 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ.........................................................................................................................50 АВАРИЙНОЕ ОТКЛОНЕНИЕ ЗАКРЫЛКОВ НА 18°.............................................................................50 3 НЕУБОРКА ЗАКРЫЛКОВ ПОСЛЕ ВЗЛЕТА..........................................................................................51 САМОПРОИЗВОЛЬНЫЙ ВЫПУСК ЩИТКА АУК (АВТОМАТА УПРАВЛЕНИЯ КРЕНОМ) НА ВЗЛЕТЕ ............................................................................................................................................................51 ШАССИ....................................................................................................................................................51 АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ.........................................................................................................51 АВАРИЙНОЕ ТОРМОЖЕНИЕ.............................................................................................................52 НЕУБОРКА ШАССИ ПОСЛЕ ВЗЛЕТА..................................................................................................52 РАЗРУШЕНИЕ ПНЕВМАТИКА ОДНОГО КОЛЕСА..............................................................................53 ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА.............................................................................................53 ОТКАЗ ОДНОЙ СЕКЦИИ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС ПЛАНЕРА.........................................................54 ПОЛНЫЙ ОТКАЗ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС ПЛАНЕРА.....................................................................54 ОТКАЗ РЕЛЕ ВРЕМЕНИ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС............................................................................54 ОТКАЗ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ОБОГРЕВА ЛОБОВЫХ СТЕКОЛ.............................................................55 ОТКАЗ ПОС ВОЗДУШНОГО ВИНТА.................................................................................................55 ПИЛОТАЖНЫЕ ПРИБОРЫ И АППАРАТУРА...........................................................................................55 ЗАКУПОРКА ПРИЕМНИКА СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ..................................................................55 ЗАКУПОРКА ПРИЕМНИКА ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ...........................................................................56 ГЛАВА4. НОРМАЛЬНЫЕ ДЕЙСТВИЯ...................................................................................................56 КАРТЫ КОНТРОЛЬНОЙ ПРОВЕРКИ СТАНДАРТНЫХ ДЕЙСТВИЙ.........................................................56 ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ..........................................................................................56 ВНЕШНИЙ ОСМОТР САМОЛЕТА......................................................................................................56 ОСМОТР ВНУТРИ САМОЛЕТА...........................................................................................................59 ПОДГОТОВКА ПИЛОТСКОЙ КАБИНЫ - ВТОРОЙ ПИЛОТ ПРОВЕРКА..............................................59 ПОДГОТОВКА ПИЛОТСКОЙ КАБИНЫ – КВС ...................................................................................60 ПРОВЕРКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ДЕЙСТВИЙ...................................................................................60 ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ......................................................................................................60 ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ..........................................................................................................................61 НЕУДАВШИЙСЯ ЗАПУСК...................................................................................................................62 ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ ПОСЛЕ ЗАПУСКА...........................................................................................63 ПЕРЕД ВЫРУЛИВАНИЕМ..................................................................................................................63 РУЛЕНИЕ............................................................................................................................................64 ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ...............................................................................................................................65 ПОСЛЕ РАЗРЕШЕНИЯ ВЗЛЕТА...........................................................................................................65 ВЗЛЕТ (С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°).................................................................................65 ВЗЛЕТ (С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 0°)...................................................................................67 НАБОР ВЫСОТЫ................................................................................................................................68 КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ.......................................................................................................................68 ПОЛЕТ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ...........................................................................................69 ПОЛЕТ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ................................................................................................69 НЕЖЕЛАТЕЛЬНЫЙ ВХОД В ЗОНУ МОРОСЯЩЕГО ДОЖДЯ ИЛИ ИЗМОРОСИ................................70 ДЕЙСТВИЯ ПОСЛЕ ВЫХОДА ИЗ ЗОНЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ...................................................................70 ПЕРЕД СНИЖЕНИЕМ.........................................................................................................................70 СНИЖЕНИЕ........................................................................................................................................72 НА ЭШЕЛОНЕ ПЕРЕХОДА..................................................................................................................72 ЗАХОД НА ПОСАДКУ.........................................................................................................................72 ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОБОИМИ.............................................................................72 РАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ....................................................................................................72 ПОСАДКА...........................................................................................................................................73 ПОСЛЕ ПОСАДКИ..............................................................................................................................74 ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ....................................................................................................75 ЭКСПЛУАТАЦИЯ И ПРОВЕРКА СИСТЕМ................................................................................................76 4 ДВИГАТЕЛИ И ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ................................................................................................76 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА.....................................................................................................................82 ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА......................................................................................................83 ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ.......................................................................................................................83 ГИДРОСИСТЕМА................................................................................................................................85 ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА........................................................................................85 НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ..........................................................................................................87 УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ.............................................................................................................88 ОТОПЛЕНИЕ И ВЕНТИЛЯЦИЯ...........................................................................................................90 ПИЛОТАЖНЫЕ ПРИБОРЫ И АППАРАТУРА......................................................................................90 БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО РЕГИСТРАЦИИ БУР-1-2Г..........................................................................91 ВВОД СЛУЖЕБНОЙ ИНФОРМАЦИИ.................................................................................................91 ГЛАВА 5. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ................................................................................................92 ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ...................................................................................................................92 КРИТИЧЕСКИЙ ДВИГАТЕЛЬ..............................................................................................................92 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ К УКАЗАТЕЛЯМ СКОРОСТИ....................................................92 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ К ВЫСОТОМЕРАМ..................................................................93 СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ НА МАЛОМ ГАЗЕ – EAS..........................................................................94 СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ НА МАЛОМ ГАЗЕ – IAS...........................................................................95 ПЕРЕВОДНЫЕ ТАБЛИЦЫ И ГРАФИКИ..............................................................................................96 ПРОЦЕДУРЫ И СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°)..........................................99 СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ.......................................................................................................................99 ПРОЦЕДУРЫ НА ВЗЛЕТЕ...................................................................................................................99 ПРОЦЕДУРЫ И СКОРОСТИ В ТЕЧЕНИЕ ПОСАДКИ..............................................................................100 СКОРОСТЬ ДЛЯ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ (ПРИ ПРОЛЕТЕ НАД ПОРОГОМ ВПП).............................100 ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ДВУМЯ РАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ......................100 ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОДНИМ ОТКАЗАВШИМ ДВИГАТЕЛЕМ...........................101 ЗАХОД НА ПОСАДКУ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ.......................................................................102 ДЕЙСТВИЯ В ТЕЧЕНИЕ ПОСАДКИ...................................................................................................102 МАССЫ И ЦЕНТРОВКИ.........................................................................................................................103 L 410 UVP-E20.......................................................................................................................................103 ГЛАВА 7. СИСТЕМЫ САМОЛЁТА......................................................................................................110 Планер..................................................................................................................................................110 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ.......................................................................................................................112 ПУЛЬТЫ УПРАВЛЕНИЯ....................................................................................................................113 ВЕРХНЯЯ ПРИБОРНАЯ ДОСКА........................................................................................................125 ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ.................................................................................................................127 ПАНЕЛЬ ПРЕДОХРАНИТЕЛЕЙ.........................................................................................................131 ЗАКРЫЛКИ, ИНТЕРЦЕПТОРЫ, АУК.................................................................................................133 ШАССИ.............................................................................................................................................141 ТОРМОЖЕНИЕ КОЛЕС.....................................................................................................................142 (см. Рис. 80).....................................................................................................................................142 ДВЕРИ, АВАРИЙНЫЕ ВЫХОДЫ, ОКНА ..........................................................................................149 ДВИГАТЕЛЬ И ЕГО СИСТЕМЫ.........................................................................................................154 ВИНТ.................................................................................................................................................160 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ..................................................................................................................162 (см. Рис. 87).....................................................................................................................................162 ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА.........................................................................................................168 (см. Рис. 89).....................................................................................................................................168 ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ....................................................................................................................170 (см. Рис. 90).....................................................................................................................................170 5 СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ..........................................................................................175 КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ ВОЗДУХА ...............................................................................................180 (см. Рис. 94).....................................................................................................................................180 СИСТЕМА ПВД.................................................................................................................................182 (см. Рис. 95).....................................................................................................................................182 ПОС И СТЕКЛООЧИСТИТЕЛИ..........................................................................................................184 ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ...................................................................................................193 БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО РЕГИСТРАЦИИ БУР-1-2Г........................................................................201 РЕЧЕВОЙ САМОПИСЕЦ...................................................................................................................202 АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНЫЕ СРЕДСТВА........................................................................................203 ГЛАВА 8. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ.......................................................................................204 ПЕРИОДИЧНОСТЬ ОСМОТРОВ САМОЛЕТА........................................................................................204 ОПЕРАТИВНЫЕ ФОРМЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ........................................................204 ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ФОРМЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ....................................................204 РЕВИЗИЯ САМОЛЕТА......................................................................................................................204 СЕЗОННОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ..........................................................................................................204 ВНЕОЧЕРЕДНОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ.................................................................................................205 ОБСЛУЖИВАНИЕ АЭРОДРОМНОЕ ................................................................................................205 СТОЯНКА САМОЛЕТА......................................................................................................................207 ЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ...................................................................................................................210 СЛИВ ОТСТОЯ ИЗ ОТСТОЙНИКОВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ...............................................................213 СЛИВ ОТСТОЯ ИЗ ОТСТОЙНИКОВ ТОПЛИВНЫХ ФИЛЬТРОВ........................................................214 ЗАПРАВКА БАКА ВПРЫСКА ВОДЫ..................................................................................................214 ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ В БАЛЛОНАХ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ ППЛ (8).................................................216 ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЯ ПЕРЕДНЕГО БАГАЖНИКА.............................................216 ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА В СИСТЕМЕ НАГНЕТАНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО БАКА............217 УХОД ЗА ТУАЛЕТОМ........................................................................................................................217 ОЧИСТКА..........................................................................................................................................218 6 ГЛАВА 1 ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА Самолет Л 410 УВП-Э20 предназначен для перевозки пассажиров, почты и груза с грунтовых ВПП и с ИВПП. Самолёт Л 410 УВП-Э20 – это цельнометаллический высокоплан стрингерной конструкции. ФЮЗЕЛЯЖ Фюзеляж цельнометаллической конструкции состоит из 27 шпангоутов фюзеляжа, продольных стрингеров, продольных ребер пола и потолка, внешней обшивки и гондол шасси. Передняя часть фюзеляжа начинается передним конусом из стеклопластика и кончается шпангоутом № 8. В этой части фюзеляжа размещены пространства для шасси с носовым колесом, аппаратура оповещения пассажиров, передний багажный отсек и между шпангоутами № 4 и 7 размешена кабина пилотов. В центральной части фюзеляжа, между шпангоутами № 8 и 18, размещен салон пассажиров. Четыре подвески крыла установлены на шпангоуте № 12 и 14. Задняя часть фюзеляжа распространяется от шпангоута № 18 до шпангоута № 27 и закончена концевым конусом из стеклопластика. В задней части фюзеляжа находятся задний багажный отсек и туалет. За шпангоутом № 21 находится пространство для летных приборов (специальные варианты). Подвески оперения размещены на укрепленных шпангоутах № 25 и 26. КРЫЛО Крыло цельнометаллической конструкции состоит из двух лонжеронов, нервюр и обшивки с продольными стрингерами. Крыло прикреплено к фюзеляжу четырьмя подвесками, установленными на нервюре № 3. Четыре подвески для двигателя размещены на нервюрах № 8 и 10. На нервюре № 31 размещены три подвески для крепления концевого бака. Резиновые топливные баки установлены между передним и задним лонжеронами. Двухщелевые закрылки делятся на внутренние (между нервюр № 4 и 10) и внешние (между нервюрами № 10 и 20). Элероны размещены между нервюрами № 20 и 31. Тормозные интерцепторы размещены между нервюрами № 11 и 20. Между нервюрами № 27 и 31 установлены площади для автоматического управления креном. Элероны покрыты полотном, на левом элероне установлен триммер. ОПЕРЕНИЕ Система оперения состоит из горизонтального оперения, содержащего стабилизатор и руль высоты, и из вертикального оперения, образованного жестким килем и рулем направления. 7 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ Самолет оснащен сдвоенным управлением. Элероны и руль высоты управляются при помощи рычагов посредством тяг. Руль направления управляется от двух самостоятельных соединенных блоков педалей посредством тяг и тросовых передач. При помощи ножного управления управляются клапаны тормозов колес главного шасси. Триммер руля высоты управляется механически при помощи тросовых передач. Триммер руля направления и триммер левого элерона управляются электрически. Тормозные интерцепторы, закрылки и площади автоматического крена управляются электрогидравлически. Управление колеса носового шасси выполнено при помощи электрогидравлического узла, управляемого вручную (рычажком на рулевой колонке) или педалями ножного управления. ШАССИ Шасси самолета - трехколесного типа. Состоит из носового и главного шасси и ряда гидравлических, механических и электрических устройств и приборов, при помощи которых шасси выпускается и убирается, поворачивается колесо носового шасси и тормозятся колеса. На случай отказа главного гидравлического контура система оснащена аварийным контуром для выпуска главного шасси и торможения колес. ДВИГАТЕЛИ Самолет оснащен двумя двигателями модели WALTER M 601 E с винтами модели V 510. Этот двигатель конструирован как турбовинтовой, с двумя валами, реверсным потоком и свободной турбиной. Мощность на валу: – макс. Взлетная 560 кВт (750 лс) – макс. продолжительная 490 кВт (657 лс) Обороты: – турбины газогенератора 36 660 об/мин ( = 100%) – свободной турбины 31 023 об/мин – способ запуска эл. стартером ВИНТ Основные технические параметры винта V 510: – Диаметр винта 2,3 м (90,55 дюймов) – Число лопастей 5 8 – Направление вращения по часовой стрелки (см. сзади по направлению полета) – Диапазон регулирования оборотов винта 1 700 – 2 080 об/мин ЧЕРТЁЖ САМОЛЁТА, ПРЕДСТАВЛЕННЫЙ ТРЕМЯ ВИДАМИ Рис. 1 9 Минимальный радиус поворота самолета на земле Рис.2 10 ДРУГИЕ РАЗМЕРЫ САМОЛЕТА КРЫЛО Площадь (без законцовок) .................................34,86м2 (375,23 кв. футов) Средняя аэродинамическая хорда* ...................1 918 мм (6,29 футов) Удлинение крыла ................................................10,45 Угол стреловидности на 25% глубины ..............0° Угол настройки корневого профиля ..................+2° Угол поперечного V крыла .................................1°45' Аэродинамическая закрученность.......................0° Геометрическая закрученность ..........................-2,8° *) Критическая точка средней аэродинамической хорды (SAT) лежит 2 191 мм (7,19 футов) за относительной плоскостью, проложенной перпендикулярно к нивелирным точкам № 2 на фюзеляже. Расстояние относительной плоскости к концу фюзеляжа равно 2 730 мм (8,95 фута) ЭЛЕРОНЫ Длина .....................................................................2 x 3 822 мм (2 x 12.54 футов) Площадь ................................................................2 x 1,45 м2 (2 x 15.6 кв. футов) Отклонения: вверх ...............................................27° ± 1° вниз .................................................14° ± 1° Площадь триммера на левом элероне ................0,20 м2 (2,15 кв. футов) Отклонения: триммера вверх...............................20° ± 2° вниз ..............................20° ± 2° ЗАКРЫЛКИ Длина ......................................................................2 x 4 830 мм (2 x 15,84 футов) Площадь .................................................................2 x 2,96 м2 (2 x 31,86 кв. фут.) Отклонение наружного закрылка: для взлета ....18° ± 1° для посадки ....42° ± 1° ИНТЕРЦЕПТОРЫ Длина .....................................................................2 x 2 695 мм (2 x 8,84 футов) Площадь ................................................................2 x 0,44 м2 (2 x 4,73 кв. футов) Отклонение............................................................72°30' ± 2° ПЛОЩАДИ АВТОМАТА КРЕНА Длина.......................................................................2 x 1 360 мм (2 x 4,46 футов) Площадь .................................................................2 X 0,245 м2 (2 x 2,64 кв. фут) Отклонение ............................................................55° ± 2° ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ Размах.......................................................................6 736 мм (22,1 футов) Площадь (общая) ...................................................9,56 м2 (102,9 кв. футов) Угол стреловидности на 25% глубины ................5° Угол поперечного V крыла....................................7° Удлинение крыла ...................................................4,79 Средняя аэродинамическая хорда ........................1 469 мм (4,82 футов) Угол настройки стабилизатора .............................+2° 11 РУЛЬ ВЫСОТЫ Площадь ..................................................................2 x 1,58 м2 (2 x 17 кв. футов) Отклонения: вверх ..................................................30° ± 1° вниз...................................................14° ± 1° Площадь триммера..................................................2 x 0,19 m2 (2 x 2,05 кв. фут.) Отклонение: триммера вверх.................................10° ± 1° вниз.................................16° ± 1° ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ Высота.......................................................................3 310 мм (10,86 футов) Площадь (общая) .....................................................7,30 м2 (78,57 кв. футов) Угол стреловидности на 25% глубины .................35° Удлинение крыла ....................................................1,5 Средняя аэродинамическая хорда .........................2 285 мм (7,49 футов) РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ Площадь ....................................................................2,81 м2 (30,24 кв. футов) Отклонения (по обеим сторонам) ...........................17° - 30' Площадь. триммера...................................................0,43 м2 (4,63 кв. футов) Отклонения: триммера влево ..................................10° - 1° вправо ..................................10° - 1° 30' ФЮЗЕЛЯЖ Размеры двери и высота порогов над землей: ВХОД Размеры.............................................................800 x 1 460 мм (2,62 x 4,79 футов) Высота порога .................................................792 мм (2,59 футов) ГРУЗОВАЯ ДВЕРЬ Размеры...........................................................1 250 x 1 460 мм (4,10 x 4,79 футов Высота порога ................................................792 мм (2,59 футов) АВАРИЙНЫЙ ВЫХОД (ПЕРЕДНИЙ) Размеры............................................................665 x 970 мм (2,18 x 3,18 футов) Высота порога ................................................872 мм (2,86 футов) АВАРИЙНЫЕ ВЫХОДЫ ПОД КРЫЛОМ Размеры............................................................510 x 730 мм (1,67 x 2,39 футов) Высота порога ................................................1 382 мм (4,53 футов) ОСНОВНАЯ СТАНДАРТНАЯ МАССА Основная стандартная масса пустого самолета со стандартной оснасткой (навигация «King Gold Crown» без автопилота, GPS/ГПС и гировертикали: - без концевых баков........................................3 960 кг (8 730 фунтов) - с концевыми баками .....................................4 020 кг (8 862 фунтов) ПРИМЕЧАНИЯ: Истинная масса самолета содержится в главе 6 - Протокол массы и центровки самолета Л 410 УВП-Э20. 12 ГЛАВА 2. ОГРАНИЧЕНИЯ СЕРТИФИКАТЫ Самолет удовлетворяет следующие предписания и нормы: –FAR 23, дополнение 34 (с отклонениями, указанными в Части 10 Сертификата типа самолета Л410 УВП-Э20 № 90-03) – Нормы летной годности Чешской Республики СЕРТИФИКАЦИЯ ПО ШУМУ Макс. взлетная масса 6400 кг (14109 фунтов) Позиция Уровень шума закрылков дБ(А) Метод измерения CAO - Приложение 16, Глава 10 FAR Часть 36 0° 18° 0° 18° 84,5 85,4 82,6 83,2 МАССЫ Макс. стояночная масса - 6 420 кг (14 153 фунтов). Макс. взлетная масса - 6 400 кг (14 109 фунтов). Макс. посадочная масса - 6 200 кг (13 668 фунтов). Макс. масса самолета без топлива – без концевых баков - 6 000 кг (13 227 фунтов) – с концевыми баками - 6 060 кг (13 360 фунтов). ВНИМАНИЕ: ИСТИННАЯ МАКС. ДОПУСТИМАЯ ВЗЛЕТНАЯ МАССА ЯВЛЯЕТСЯ НАИМЕНЬШЕЙ ИЗ МАСС, ОПРЕДЕЛЕННЫХ ПУНКТАМИ: WAT КРИВЫЕ ДЛЯ ВЗЛЕТА, ДЛИНА ВЗЛЕТНОЙ ПЛОЩАДКИ И ЧИСТАЯ ТРАЕКТОРИЯ ВЗЛЕТА, ДАННЫЕ ПОЛЕТА ПО МАРШРУТУ С УЧЁТОМ ОГРАНИЧЕНИЙ В ГЛАВЕ 2. ПРИМЕЧАНИЕ: Во внеочередных случаях допускается посадка с массой до 6400 кг (14 109 фунтов) или с топливом в концевых баках. Каждый подобный случай должен быть записал в бортовой журнал самолета. ЦЕНТР ТЯЖЕСТИ (ШАСИ ВЫПУЩЕНО) 13 Центр тяжести самолета должен всегда находиться внутри огибающей (Рис.3). Положение средней аэродинамической хорды (САХ) указано на Рис.3. Размеры (Рис.3). даны в мм. В течение погрузки самолет не будет опрокидываться, если центр тяжести будет поддерживаться внутри огибающей. 14 Рис.3 НАГРУЗКА ПОЛОВ ОГРАНИЧЕНИЯ ДЛЯ ПАССАЖИРСКОЙ ВЕРСИИ Макс. нагрузка багажного отсека – заднего .................................................................150 кг (330 фунтов) – переднего..............................................................100 кг (220 фунтов) Макс. удельная нагрузка на полы багажных отсеков (переднего и заднего) ...............................400 кг/м2 (82 фунтов/кв.фут) Макс. удельная нагрузка на полы пассажирской кабины .............................................400 кг/м2 (82 фунтов/кв.фут) ОГРАНИЧЕНИЯ ДЛЯ ГРУЗОВОЙ ВЕРСИИ Макс. нагрузка багажного отсека – заднего....................................................................50 кг (330 фунтов) – переднего...............................................................100 кг (220 фунтов) Макс. масса груза в контейнере.............................1 000 кг (2 200 фунтов) Макс. масса груза без установки разделительной решетки.........................................500 кг (1 100 фунтов) Макс. масса груза в одном участке при установке разделительной решетки................500 кг (1 100 фунтов) 15 Макс. удельная нагрузка на пол контейнера ........400 кг/м2 (82 фунтов/кв.фут) Макс. габаритные размеры груза: (а) высота....................................................................1 м (3,28 футов) (б) длина и ширина: - при установке разделит. решетки (два участка) .........................................................1,14 x 1,1 м (3,74 x 3,60 футов) - без установки разделительной решетки...........2,28 x 1,1 м (7,48 x 3,60 футов) МАКСИМАЛЬНАЯ КОММЕРЧЕСКАЯ НАГРУЗКА Макс. полезная нагрузка.......................................1 710 кг (3 770 фунтов) ОБЩЕЕ МАКС. КОЛИЧЕСТВО ЛЮДЕЙ НА БОРТУ ВЕРСИЯ ДЛЯ 17 ПАССАЖИРОВ Макс. количество людей на борту, включая экипаж… - 19. Макс. количество людей на борту, включая экипаж для грузового варианта…………………………………... - 3. ВЕРСИЯ ДЛЯ 19 ПАССАЖИРОВ Макс. количество людей на борту, включая экипаж….. - 21. Макс. количество людей на борту, включая экипаж для грузового варианта………………………………….. - 5. ОГРАНИЧЕНИЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МАКС. ВЫСОТА ПОЛЕТА Макс. допустимая высота полета…………………….. - 4 250 м (14 000 футов). Макс. высота полета при отказе топливных насосов - 4 000 м (13 120 футов) . Предельно допустимая высота расположения аэродрома над уровнем моря для взлета и посадки составляет …..4 000 м (13 120 футов). ОГРАНИЧЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ НАРУЖНОГО ВОЗДУХА Самолет допускается к эксплуатации при температурах наружного воздуха в диапазоне с………………………-50°C до +40°C. ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ САМОЛЕТ ЭКСПЛУАТИРУЕТСЯ ПРИ ТЕМПЕРАТУРАХ НИЖЕ -5°C ИЛИ ВЫШЕ + 30°C, НУЖНО ВЫПОЛНИТЬ МОДИФИКАЦИЮ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ ПО УКАЗАНИЯМ, СОДЕРЖАЩИМСЯ В ПРЕДПИСАНИЯХ ПО УХОДУ, ГЛ. 6. При температурах ниже -20 °C на земле перед полетом необходимо нагреть кабину самолета. 16 ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТИ И НАПРАВЛЕНИЯ ВЕТРА (РАЗРЕШЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ) (a) Макс. допустимая составляющая бокового ветра: - для грунтовых аэродромов с дерновым покровом, а также для сухих и влажных ВПП с искусственным покрытием .......10 м/с (19,4 kts) - для грунтовых аэродромов с укатанным снеговым покровом, в том числе покрытых слоем свежевыпавшего снега ..............7 м/с (13,5 kts) - для залитых водой, покрытых слоем слякоти или мокрого снега ВПП с искусственным покрытием.....................................5 м/с (9,5 kts) - для грунтовых ВПП с размокшим верхним слоем или покрытых слоем слякоти, мокрого снега ....................................5 м/с (9,5 kts) – для ВПП с искусственным покрытием и коэффициентом сцепления менее 0,5 или покрытых слоем сухого снега согласно таблицы Коэффициент сцепления Тормозные воздействия Ступень 0,50 и больше 0,49 – 0,43 0,42 – 0,37 0,36 – 0,30 0,29 – 0,20 хорошие ниже хороших средние слабые плохие 5 4 3 2 1 Макс допустимая составляющая ветра м/с kts 10,0 19,5 9,0 17,5 7,0 13,5 5,5 10,5 2,5 5,0 (б) Макс. допустимая составляющая попутного ветра (в направлении оси ВПП) – для грунтовых аэродромов, а также сухих и влажных ВПП с искусственным покрытием ............................................. 5 м/с (9,5 kts) - для залитых водой ВПП с искусственным покрытием............... 0 м/с (0 kt) СОСТОЯНИЕ ПОВЕРХНОСТИ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНОЙ ПОЛОСЫ (РАЗРЕШЕННЫЕ ЗНАЧЕНИЯ) Взлет и посадка разрешены на грунтовых аэродромах так же, как и на аэродромах с искусственным покрытием, отвечающих следующим требованиям: (а) ВПП с искусственным покрытием: – коэффициент сцепления ВПП не менее 0,2; – толщина слоя воды не более 10 mm (0,4 дюйма); – толщина слоя слякоти или мокрого снега не более 12 мм (0,5 дюйма); – толщина слоя сухого снега не более 50 мм (2 дюйма); (б)Грунтовые ВПП: – прочность грунта должна быть не менее 6 кг/см2 (85,3 psi); – прочность указанного снежного покрова на ВПП должна быть: – при толщине снега 6 - 8 см (2,4 - 3,1 дюйма)... ….мин. 6,5 кг/см2 (92,4 psi) – при толщине снгха 9 - 20 см (3,5 - 7,9 дюймов) ... мин. 7,5 кг/см2(106,6 psi) 17 – при толщине снега •21-40 см (8,3 - 15,7 дюймов)................. мин. 8,0 кг/см2 (113,7 psi) – при толщине снега более 40 см (15,7 дюймов) .................... мин. 8,5 кг/см2 (120,9 psi) – толщина слоя сухого снега не более 50 мм (2 дюйма); – толщина слоя мокрого снега не более 12 мм (0,5 дюйма); – толщина размокшего верхнего слоя грунта не более 50 мм (2 дюйма). ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ Все летные характеристики, относятся к самолету с двумя турбовинтовыми двигателями WALTER M 601 E с макс. взлетной мощностью 560 кВт (750 л.с.), каждый с пятилопастным винтом AVIA V 510 диаметром 2,3 м (90,55 дюймов). ТОПЛИВО Виды топлива Самолет можно заправлять лишь следующими видами топлива: T-1............................................. согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 TS-1 ......................................... согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 или ЧСН656520 PL-6 ......................................... согласно PND 25005-76 PL-7 .........................................согласно PND 25005-92 PSM 2 ...................................... согласно PN-86/C - 96026 RT ............................................ согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 или ЧСН 656520 JET A ........................................ согласно ASTMD 1655-89 JET A1 ...................................... согласно ASTMD 1655-89 или DERD 2494 Взаимное смешивание этиx топлив не разрешается. ИСПОЛЬЗУЕМОЕ КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА Баки в крыле кг (фунтов) Количество топлива в баках Невырабатываемый остаток топлива Общее используемое количество топлива ЛЕВЫЙ 1,102 (500) 10 (4,5) 1,092 (495,5) ПРАВЫЙ 1,102 (500) 10 (4,5) 1,092 (495,5) Баки концевые кг (фунтов) ЛЕВЫЙ ПРАВЫЙ 346 346 (156,9) (156,9) 4 4 (1,9) (1,9) 342 342 (155) (155) РАЗНОСТИ В ЗАПРАВКЕ БАКОВ правой и левой сторон до 60 кг (132 фунтов) не оказывают воздействия на летные характеристики самолета. 18 МАСЛА Для смазки двигателей разрешено применять лишь следующие масла: (а) AERO SHELL TURBINE OIL 500.............. согласно MIL-L 23699 C (США) AERO SHELL TURBINE OIL 555 AERO SHELL TURBINE OIL 560 (б)MOBILE JET OIL II ..................................... согласно MIL-L 23699C (США) EXXON TURBO OIL 2380 CASTROL 599 (в) B-3V........................................................ согласно ТУ-38-101 295-72 (Россия) ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ВЗАИМНОЕ СМЕШИВАНИЕ МАСЕЛ ОТДЕЛЬНЫХ ГРУПП НЕ РАЗРЕШАЕТСЯ. Общее количество масла в системе одного двигателя (охладитель, бак, редуктор, масляный фильтр, трубопровод) - 11 литров (2,9 галлона). Мин. допустимое количество масла в одном баке - 5,5 литров (1,45 галлон). Макс. допустимое количество масла в баке 1 двигателя - 7 литров (1,85 US галлона). ЗАПУСК Макс. ТМТ при запуске: – от аэродромного источника.............................................................700 °C – от бортовых аккумуляторов............................................................730 °C Макс. высота для запуска двигателя в полете .................................4 000 м (13 115 футов) Макс. число запусков (и холодных прокруток) подряд с двухминутными интервалами............................................5 ПРИМЕЧАНИЕ: До последующего пуска дайте стартер-генератору охладиться на протяжении 1 часа. Мин. напряжение источника аэродромного питания при запуске (вхолостую)........................................................ 20В Мин. допустимое значение, до которого может упасть напряжение бортовых аккумуляторов в начале запуска (на протяжении макс. 4с)......................................... 14В МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА Мин. температура масла для пуска .....................................................-20°C Мин. температура масла для разгона .................................................. 20°C Макс. рабочая температура масла ....................................................... 85°C ПРИМЕЧАНИЕ: При использовании чрезвычайного режима работы допускается увеличение температуры масла до макс. 95°C. Мин. постоянное допустимое давление масла..........................1,2 кгс/см2 (17,1 psi) Рабочее давление масла .............................................................. до 2,7 кгс/см2 (38,4 psi) 19 ПРИМЕЧАНИЕ: В течение пуска двигателя при температурах ниже 0 °C допускается кратковременное повышение давления масла до 3,5 кгс/см2 (49,8 psi). ВПРЫСК ВОДЫ Для впрыска воды можно использовать лишь: Дистиллированная вода .................согласно ЧСН 68 4063, IS 1070-1960 (международная) N-71 6191 (Польша) B.S. 3978:1966 (Великобритания) ГОСТ 6709-72 (Россия) или дистиллированная вода, удовлетворяющая следующие параметры: 1. Внешний вид Чистая, бесцветная, без видимых механических частиц. 2. Содержание твердых частиц Вода может содержать лишь невидимые твердые частицы макс размером до 10 /μм. 3. Удельная проводимость Макс. 15 мС см-1 при температуре 25° ± 5°C. 4. рН в диапазоне 5,0 - 7,5. 5. Осадок после выпаривания Осадок после выпаривания 1 литра воды - макс. 10 мг/л. Мин. температура наружного воздуха при использовании впрыска воды (в 0 м - МСА) .............................. +23°C ПРИМЕЧАНИЕ: Летные характеристика самолета, содержащиеся в Главе 5 при температуре наружного воздуха на аэродроме взлета +23 °C и выше или при атмосферных условиях согласно Рис. 8, стр. 79, гарантированы лишь при использовании соответствующей степени впрыска воды. АВТОМАТИЧЕСКОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ Макс. высота (по давлению) полета с включенной системой автоматического флюгирования..............................3 050 м (10 000 футов) ПРИМЕНЕНИЕ НАГРЕВА Отбор воздуха для нагрева запрещено включать при предъявлении требования макс. взлетного режима, внеочередного повышенного режима и среднего исключительного режима. На этих режимах разрешено включать отбор воздуха лишь в случае обледенения планера. 20 ВНИМАНИЕ: При включении отбора воздуха для нагрева температура между турбинами возрастет макс. на 30 °C. ПРИМЕНЕНИЕ РЕВЕРСА Режим реверса запрещено применять: – в течение полета; – при включенном аварийном контуре регулятора топлива. СКОРОСТИ ПОЛЕТА МАКС. СКОРОСТЬ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА, VMO 335 КМ/Ч IAS (181 KIAS) Это ограничение эксплуатации не должно быть ни в каком режиме (подъем, горизонтальный полет, снижение) умышленно превышено. РАСЧЕТНАЯ СКОРОСТЬ МАНЕВРИРОВАНИЯ, VA 265 КМ/Ч IAS (143 KIAS) Полные отклонения руля направления, руля высоты и элеронов не должны быть использованы свыше указанной скорости. РАСЧЕТНАЯ СКОРОСТЬ ПРИ МАКС. ИНТЕНСИВНОСТИ ПОРЫВОВ ВЕТРА, VB 265 КМ/Ч IAS (143 KIAS) МАКС. СКОРОСТЬ ПРИ КОТОРОЙ МОЖЕТ ПРОИЗВОДИТЬСЯ ВЫПУСК И УБОРКА ШАССИ, VLO 250 КМ/Ч IAS (135 KIAS) МАКС. СКОРОСТЬ ПОЛЕТА С ВЫПУЩЕННЫМ ШАССИ, VLE СОВПАДАЕТ С VLO. МАКС. ДОПУСТИМАЯ СКОРОСТЬ В ПОЛЕТЕ С ОТКЛОНЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ, VFE – в положении взлета (18°) 250 км/ч IAS (135 KIAS) – в положении посадки (42°) 220 км/ч IAS (119 KIAS) При скорости 205 км/ч IAS и выше выпуск закрылков до положения приземления автоматически блокирован. МАКС. ДОПУСТИМАЯ СКОРОСТЬ ДЛЯ ВЫПУСКА И УБОРКИ ЗАКРЫЛКОВ, VFO СОВЛАДАЕТ С VFE. МАКС. ДОПУСТИМАЫЯ СКОРОСТЬ ДЛЯ ВЫПУСКА ИНТЕРЦЕПТОРОВ, VSPOIL 190 КМ/Ч IAS (102 KIAS) МИНИМАЛЬНАЯ ЭВОЛЮТИВНАЯ СКОРОСТЬ - РАЗБЕГА, VMCG 130 КМ/Ч IAS (70 KIAS) 21 - ВЗЛЕТА, VMCA - ЗАХОДА НА ПОСАДКУ, VMCL 135 КМ/Ч IAS (73 KIAS) 135 КМ/Ч IAS (73 KIAS) МИН. БЕЗОПАСННАЯ СКОРОСТЬ ВЗЛЕТА V2 ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 0° ЗАКРЫЛКИ В ПOЛОЖЕНИИ 18° 175 КМ/Ч IAS (94 KIAS) 155 КМ/Ч IAS (84 KIAS) ЦВЕТОВАЯ МАРКИРОВКА УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ 1 КРАСНАЯ КРАСНАЯ ЗЕЛЕНАЯ БЕЛАЯ ЖЕЛТАЯ РИСКА РИСКА ДУГА ДУГА ДУГА (МИН.) (МАКС.) УКАЗАТЕЛЬ СКОРОСТИ ДИАПАЗОН СИНЯЯ РИСКА значения в км/ч IAS 0 до 600 135 1 135 до 335 102 до 250 2 335 3 200 значения в KIAS 0 до 300 73 1 73 до 181 55 до 135 2 181 3 108 VMCA Мин. эволютивная скорость разбега VFE Макс. допустимая скорость в полете с отклоненными закрылками: -толстая дуга для закрылков в конфигурации посадочной 42° (макс. 220 км/ч IAS [119 KIAS]) -тонкая дуга для закрылков в конфигурации взлетной 18° (макс. 250 км/ч IAS [135 KIAS]) 2 VMO Макс. скорость при эксплуатации СИНЯЯ РИСКА - скорость полета с одним неработающим двигателем СИНЯЯ ЛИНИЯ - рабочий диапазон с одним неработающим двигателем. БЕЛАЯ ДУГА - рабочий диапазон применения закрылков 3 РЕЖИМЫ РАБОТЫ Самолет допускается к выполнению полетов днем и ночью по ПВП и ППП и полетов в диапазоне средних условий обледенения, если самолет для таких полетов оснащен согласно предписаниям соответствующей страны. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: САМОЛЕТ НЕ ДОПУСКАЕТСЯ К ВЫПОЛНЕНИЮ ПОЛЕТОВ ПРИ УСЛОВИИ МОРОСЯЩЕГО ДОЖДЯ ИЛИ ИЗМОРОСИ, ТАК КАК ЭТИ УСЛОВИЯ ВЫХОДЯТ ЗА РАМКИ СЕРТИФИКАЦИИ. ЕСЛИ ТАКУЮ СИТУАЦИЮ НЕЛЬЗЯ ИЗБЕЖАТЬ, ВЫПОЛНИТЕ ПРОЦЕДУРУ «НЕИЗБЕЖНЫЙ ПОЛЕТ В МОРОСЯЩИЙ ДОЖДЬ ИЛИ ИЗМОРОСЬ». ПОВОРОТЫ Акробатика запрещена. Макс. рабочее кратное: 22 - положительное с выпущенными закрылками..........................................................2,0 g с убранными закрылками...............................................................3,1 g - отрицательное.................................................................................-1,24 g Для полета с пассажирами рекомендуется не превышать наклон ± 30°. МИНИМАЛЬНЫЙ СОСТАВ ЭКИПАЖА самолета состоит из двух пилотов. ОГРАНИЧЕНИЕ СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ ПРИМЕНЕНИЕ ТОРМОЗОВ Макс. давление в стояночных тормозах................. 25 + 5 кгс/см2 (355 + 71 psi) Макс. давление при аварийном торможении..........45 + 3 кгс/см2 (640 + 43 psi) Макс. давление в течение испытания двигателя ....50 ± 5 кгс/см2 (711 ± 71 psi) Диапазон применения противоблокирующего устройства тормозов 20-157 км/ч (11 - 85 kts) ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ПЕРЕД ЗАХОДОМ НА ПОСАДКУ ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА ДОЛЖНА БЫТЬ РАЗГРУЖЕНА. ВНИМАНИЕ: ВЗЛЕТ С НЕИСПРАВНЫМИ ТОРМОЗАМИ ЗАПРЕЩЕН. ДО НАЧАЛА РУЛЕНИЯ В СТОЯНОЧНЫХ ТОРМОЗАХ ДОЛЖНО БЫТЬ НУЛЕВОЕ ДАВЛЕНИЕ. ПРИ ПРИМЕНЕНИИ РАБОЧЕГО И АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ ГЛАВНЫЕ КОЛЕСА ШАССИ ДОЛЖНЫ БЫТЬ НА ЗЕМЛЕ. ШАССИ ДОЛЖНО БЫТЬ ПОД НАГРУЗКОЙ. СКОРОСТИ НАЧАЛА ТОРМОЖЕНИЯ 1. Для стандартного захода на посадки с закрылками в конфигурации посадки (42°) допускается скорость начала торможения V = 157 км/ч IAS (85 KIAS). 2. Для аварийной посадки с закрылками в конфигурации полета (0°) или для прерванного взлета с закрылками в конфигурации взлета (18°) допускается скорость начала торможения V = 165 км/ч IAS (89 KIAS). Примечание: После аварийной посадки с закрылками в конфигурации полета (0°) или после прерванного взлета с закрылками в конфигурации взлета (18°) выполните проверку тормозов - Регламент технического обслуживания. ПРИМЕНЕНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРОВ Интерцепторы могут управляться лишь левым пилотом. С места правого пилота интерцепторами управлять нельзя. Макс. высота для применения интерцепторов..................................0,5 м 23 ОГРАНИЧЕНИЯ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ Макс. нагрузка одного генератора на земле (на протяжении макс. 30 минут)..........................................100 A Макс. нагрузка одного генератора в течение полета ........................ 200 A Макс. допустимая нагрузка одного генератора (на протяжении макс. 30 минут) в течение полета при температуре наружного воздуха ниже +5°C............ 250 A ОГРАНИЧЕНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ Можно применить лишь следующие гидравлические жидкости: AEROSHELL FLUID 4....................................................... согласно MIL - H 6085A AEROSHELL FLUID 41.......................................................согласно MIL - H 6085A AMG - 10.............................................................................согласно ГОСТ 6794 – 75 ОГРАНИЧЕНИЯ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА Макс. допустимая температура в трубопроводах системы нагрева .................................................................................. 80°C ОГРАНИЧЕНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ Мин. длительность работы системы обогрева лобовых стекол на I степени до переключения II степени..........................................7 минут Макс. длительность работы системы нагрева датчиков общего, статического и динамического давления воздуха на земле: - при температурах наружного воздуха свыше 0°C........................1 минута - при температурах наружного воздуха ниже 0°C.......................... 3 минуты Макс. длительность работы системы нагрева датчиков общего, статического и динамического давления воздуха и обогрева стекол после посадки:............................................................................................... 2 минуты Мин. температура наружного воздуха для включения пневматического противообледенения планера............................................................-30°C Мин. давление в системе пневматического противообледенения вне рабочего цикла……………………………………………………………….... 1,2 кгс/см2 ПРИМЕНЕНИЕ МАГНИТНОГО КОМПАСА Если применяется магнитный компас, ОБОГРЕВ СТЕКОЛ должен быть в положении I, вентилятор должен быть выключен и повернут направо вверх и стеклоочиститель должен быть выключен. ОСТАЛЬНЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ СКОРОСТЬ РУЛЕНИЯ 24 Руление на грунтовых ВПП - со скоростью макс. 50 км/ч (27 kts). ВНИМАНИЕ: ПЕРЕЕЗД НЕРОВНОСТЕЙ С ТОПЛИВОМ В КОНЦЕВЫХ БАКАХ ВЫПОЛНЯЙТЕ ПО ВОЗМОЖНОСТИ С МИН. СКОРОСТЬЮ. ОГРАНИЧЕНИЯ ДЛЯ СИСТЕМ Макс . время включения посадочных фар - 5 минут. Освещение руля направления (защитный автомат LOGO - если установлен) может быть включено лишь с работающими двигателями и генераторами постоянного тока. ПРИМЕЧАНИЕ: Другие ограничения для радионавигационного оборудования и дополнительной выбираемой оснастки содержатся в Главе 9. БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО РЕГИСТРАЦИИ ПАРАМЕТРОВ В ПОЛЕТЕ Мин. время для достижения рабочей температуры (время разгона) ...3 мин. (при температуре воздуха ниже - 40°C растет до 15 минут) 25 РАЗНОЦВЕТНАЯ МАРКИРОВКА ПРИБОРОВ ПРИБОР ДИАПАЗОН КРАСНАЯ ЗЕЛЕНАЯ ЖЕЛТАЯ РИСКА ДУГА ДУГА (МИН.) КРАСНАЯ РИСКА (МАКС.) Термометр ТМТ (°C) 0 до 900 - 430 до 690 690 до 735 735 красный пункт 760 прерывистая линия 780 Крутящий момент (%) 0 до 120 - 0 до 100 100 to 106.5 106.5 Указатель оборотов газогенератора (%) 0 до 110 Указатель оборотов 0 до 2,500 винта (об/мин) Манометр топлива 0 до 16 (кгс/см2) Манометр масла 0 до 4 (кгс/см 2) Манометр масла -30 до 120 (°C) Манометр гидравлической 0 до 240 2 системы (кгс/см ) Манометр аккумулятора 0 до 240 2 тормозов (кгс/см ) Манометр тормозов 0 до 60 (кгс/см2) Манометр стояночного 0 до 100 2 тормоза (кгс/см ) Манометр пневматического 0 до 3 противообледенения (кгс/см2) Термометр кабины 0 до 40 (°C) Термометр каналов нагрева/ отопления 20 до 120 (°C) 100 60 до 97 97 до 100 прерывистая линия 102 800 до 2,080 2,080 60 - 0.5 до 12 1.2 - 1.8 до 2.7 1.2 до 1.8 12 3,5 - +20 до +95 2.7 до 3.5 -20 до +20 100 137 до 165 100 до 137 165 137 137 до 165 165 до 180 180 5 5 до 50 - 50 25 25 до 30 30 до 55 55 - 1.2 до 1.5 - - - 18 до 30 - 30 - 20 до 80 - 80 26 +95 Термометр аккумуляторов (°F) (если установлен) Топливомер (кг) DC Вольтметр (В) Вольтамперметр (Л) (В) (A) 120 до 150 90 до 190 - 90 до120 0 до 525 0 до 45 - 10 до 110 34 до 39 - 0 до 40 150 до 190 - 23.5 до 30 -50 до250 Вольтамперметр (П ) (В)(A) AC Вольтметр (V) Манометр огнетушителя переднего багажного отсека (кгс/см2) 0 до 40 25 до 30 -50 до 250 0 до 150 - 111 до 123 - 0 до 16 4 4 до 15,5 - 15,5 РАЗНОЦВЕТНАЯ МАРКИРОВКА, ПРИМЕНЕННАЯ НА ПРИБОРАХ КРАСНАЯ РИСКА - макс. и/или мин. допустимое значение измеряемого параметра ЗЕЛЕНАЯ ДУГА -нормальный рабочий диапазон ЖЕЛТАЯ ДУГА - кратковременно допустимый диапазон (режим повышенного внимания) ГЛАВА 3. АВАРИЙНЫЕ ПРОЦЕДУРЫ СКОРОСТИ ДЛЯ БЕЗОПАСНЫХ ОПЕРАЦИЙ 1. Мин. безопасная скорость взлета с закрылками 18° с закрылками 0° V2 = 155 км/ч IAS (84 KIAS) V2 = 175 км/ч IAS (94 KIAS)A 2. Скорость при макс. угле набора высоты с одним неработающим двигателем (закрылки 0°) VX = 185 км/ч IAS(100 KIAS) A 3. Скорость набора высоты с макс. вертикальной скоростью и одним неработающим двигателем (закрылки 0°) VY = 200 км/ч IAS (108 KIAS) A 4. Мин. скорость для набора высоты в течение полета с одним неработающим двигателем (закрылки 0°) 200 км/ч IAS (108 KIAS) A 27 ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ * 1. Загоревший двигатель ……………………………....УБЕДИТЬСЯ Следующие операции относятся к загоревшему двигателю: * 2. Рычаг управления топливного крана ………...........ЗАКРЫТЬ * 3. Рычаг ОТОПЛЕНИЕ ………………………………...ЗАКРЫАТЬ (ВНИЗ) * 4. Кнопка ТУШЕНИЕ-ОСНОВ………………………... НАЖАТЬ 5. РУД ……………………………………………………...МАЛЫЙ ГАЗ 6. Кнопка РУЧНОЕ ……………………………………….ФЛЮГИР. НАЖАТЬ 7. РУВ……………………………………………………… ФЛЮГЕРА 8. Выключатели ГЕНЕРАТОР ПЕРЕМ. И ПОСТ. ТОКА …………………………………………….. ВЫКЛЮЧИТЬ Если пожар не удалось потушить: 9. Кнопка ТУШЕНИЕ-ЗАПАС …………………………..НАЖАТЬ 10. Рычаг СТОП-КРАНА …………………………………ЗАКРЫТЬ 11 .АЗС ЗАПУСК, ЦЕБО, ТОПЛИВ. НАСОС …………..ВЫКЛЮЧИТЬ 12. Выполните посадку на ближайшем подходящем аэродроме. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ПОВТОРНЫЙ ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ ПОСЛЕ ПОЖАРА ЗАПРЕЩЕН. ПРИМЕЧАНИЕ: Пункты, помеченные звездочкой (*), являются первоочередными и должны быть заучены на память. 1. При загорании сигнала ПОЖАР на соответствующем блоке табло сигнализации сперва убедитесь, что дело не касается ложного сигнала. Если внешние признаки пожара (дым, пламя или запах гари в кабине, изменение параметров работы двигателя) свидетельствуют об оправданности сигнализации, выполните процедуру (аварийную контрольную карту) ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ. 2. В случае применения ТУШЕНИЯ-ЗАПАС огнетушительная система загоревшегося двигателя питается от противоположного баллона другого двигателя, на чем возможность любого дальнейшего тушения пожара исчерпана. 3. Систему отопления можно повторно открыть по истечении 5 минут после ликвидации пожара. 4. После останова двигателя запишите макс. достигнутую ТМТ и время выдержки на этой температуре. ПОЖАР В КАБИНАХ САМОЛЕТА Нижеприведенная последовательность операций распространяется как на пожар в кабине экипажа, так и на пожар в пассажирской кабине. 1. При возникновении пожара надеть кислородные маски и по мере надобности дымозащитные очки. 2. Включить АЗС «TRANSPARENT». 3. Начать скоростное снижение до высоты безопасной по условиям погоды и рельефа местности. 4. Определить источник пожара. - Если источником пожара является неисправная система энергоснабжения, выключите ее элемент управления. 28 ВНИМАНИЕ: НЕ ВЫКЛЮЧАТЬ АЗС, ПОМЕЧЕННЫЕ ЖЕЛТОЙ ПОЛОСОЙ, ЕСЛИ КВС НЕ ПРИМЕТ ДРУГОЕ РЕШЕНИЕ. В СЛУЧАЕ ОТКАЗА ГЛАВНЫХ ШИН ПИТАНИЕ АЗС, ПОМЕЧЕННЫХ ЖЕЛТОЙ ПОЛОСОЙ, БУДЕТ АВТОМАТИЧЕСКИ ПЕРЕКЛЮЧЕНО НА АВАРИЙНЫЕ ШИНЫ. 5. Ликвидировать пожар при помощи ручного огнетушителя. 6. По мере надобности открыть одно или обе форточки кабины. Если пожар не удалось ликвидировать в полете: 7. Выполните посадку на ближайшем аэродроме или выполните вынужденную /аварийную посадку. ПРИМЕНЕНИЕ РУЧНОГО ОГНЕТУШИТЕЛЯ Применить огнетушитель, размещенный за креслом левого пилота или огнетушитель, размещенный направо от главной двери. Распространяется лишь на ручной огнетушитель с манометром: Держите огнетушитель клапаном вверх, снимите предохранительный штифт с рукоятки прибора и прижмите обе части рукоятки на себя. Запорный клапан откроется. Распространяется лишь на ручной огнетушитель без манометра: Держите огнетушитель клапаном вверх, снимите предохранительный штифт с рукоятки прибора. Освободите защелку, нажмите рычаг прибора и направьте поток на пламя. ПОЖАР В ПЕРЕДНЕМ БАГАЖНИКЕ * 1. Вытянуть ручку ТУШЕНИЕ БАГАЖНИКА на правом пульте управления на себя до упора и держать ее до полного падения давления на манометре на приборной доске. 2. Включить АЗС «TRANSPARENT». 3. Начать скоростное снижение до высоты безопасной по условиям погоды и рельефа местности. 4. По мере надобности открыть одну или обе форточки. ПРИМЕЧАНИЕ: При загорании сигнала ПОЖАР БАГАЖ. на соответствующем блоке табло сигнализации сперва убедитесь, что дело не касается ложного сигнала. Если внешние признали пожара (дым, повышенная температура задней стены багажника) свидетельствуют об оправданности сигнализации, выполните процедуру (аварийную контрольную карту) ПОЖАР В ПЕРЕДНЕМ БАГАЖНИКЕ. ОТКАЗ ОБОИХ ГЕНЕРАТОРОВ При загорании сигналов отказа обоих генераторов постоянного тока (ГЕН. ПОСТ. ЛЕВ и ГЕН. ПОСТ. ПРАВ.) на табло сигнализации: 1. ГЕН. ПОСТ! ЛЕВЫЙ, ПРАВЫЙ на потолочной панели Проверить включение выключателей (допускается лишь одна попытка 29 повторного включения). 30 Если сигнализация отказа не погасла: 2. Выключить все АЗС и выключатели, которые на потолочной панели не обозначены желтой полоской. В случае отказа главных шин питание АЗС, помеченных желтой полосой, будет автоматически переключено на аварийные шины. КВС по условиям полета определит, какие АЗС и выключатели, помеченные желтой полоской, останутся включенными. ПРИМЕЧАНИЕ: В случае полета при условии обледенения оставить включенными соответствующие АЗС противообледенительной системы или покинуть область обледенения. 3. Проверить разрядный ток аккумуляторов и по графику на Рис.4 определить приблизительное время разрядки аккумуляторов до остаточного напряжения 20 В (аварийный минимум). ПРИМЕЧАНИЕ: Проверку разрядного тока выполнить путем переключения переключателя вольтамперметра на правом пульте управления в положение АККУМ. I ВA, II ВA. Значение разрядного тока отсчитать по правому вольтамперметру. Рис.4 4. Принять решение о месте посадки. АВАРИЙНОЕ СКОРОСТНОЕ СНИЖЕНИЕ 1. Ответчик ……………………….. настроить 7700, информировать диспетчера службы УВД 2. РУД ………………………………ограничить мощность – по мере надобности 3. АЗС «TRANSPARENT» ………...включить 4. Скоростное снижение …………... начать 5. Скорость ………………………….не превысить VMО = 335 км/ч (181 kts) IAS 31 АВАРИЙНАЯ/ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА 1. Выбрать подходящее место для посадки. 2. Выполнить заход на посадку с мин. безопасной скоростью. 3. При заходе на посадку ночью включить наружное аварийные освещение и после снижения до высоты 350 - 500футов (100 - 150 м) включить ФАРЫ - ПОСАДОЧНЫЕ. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Во всех случаях аварийной посадки на суше посадку рекомендуется выполнить с закрылками, отклоненными на 42°, с выпущенным шасси, за исключением посадки на поверхность со значительными неровностями, которую рекомендуется выполнить с убранным шасси. 2. Описание обслуживания аварийного радиомаяка и другого радионавигационного оборудования в аварийных случаях приводится в Главе 9. ПОСАДКА С НЕИСПРАВНЫМ ШАССИ ВНИМАНИЕ: ПО ВОЗМОЖНОСТИ ПОСАДКУ С НЕИСПРАВНЫМ ШАССИ НЕ ВЫПОЛНЯТЬ НА ВПП С ИСКУССТВЕННЫМ ПОКРЫТИЕМ. ТЕХНИКА ПИЛОТИРОВАНИЯ при заходе на посадку и посадке с неисправным шасси в общем совпадает с техникой, указанной в предыдущем пункте (ВЫНУЖДЕННАЯ ПОСАДКА), за исключением следующих рекомендаций: - перед посадкой перекачать топливо из концевых баков в крыльевые; - немедленно после посадки выключить постепенно источники (ГЕН. ЛЕВ., ПРАВ., ГЕН. ПОСТ. ЛЕВ., ПРАВ., АККУМ. 1,II) самолета, проверить из кабины объем повреждений, особенно в местах топливных баков и двигателей и убедиться в отсутствии очагов пожара. При обнаружении пожара выполнить операции согласно пункту ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ. ПОСАДКА НА НОСОВОЕ ШАССИ (ГЛАВНОЕ ШАССИ УБРАНО) Если возможно носовое шасси (переднюю ногу) убрать, выполнить посадку с убранным шасси. Если передняя нога не убирается, то, применяя общий порядок действий, выравнить самолет перед касанием земли таким способом, чтобы первое касание было на хвостовую часть фюзеляжа. ПОСАДКА НА ГЛАВНОЕ ШАССИ (НОСОВОЕ ШАССИ УБРАНО) Стремиться удержать на пробеге при помощи руля высоты нос самолета по возможности дольше над горизонтом. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: СРЕДСТВА ТОРМОЖЕНИЯ НЕ ПРИМЕНЯТЬ. 32 ПОСАДКА НА НОСОВОЕ ШАССИ И ОДНУ НОГУ ГЛАВНОГО ШАССИ Накренить самолет перед касанием в сторону выпущенной ноги главного шасси и крен удерживать по возможности дольше при помощи элеронов и ножного управления. ВНИМАНИЕ: ДЛЯ СОКРАЩЕНИЯ ПРОБЕГА МОЖНО ПРИМЕНИТЬ УМЕРЕННОЕ ТОРМОЖЕНИЕ КОЛЕСА ВЫПУЩЕННОЙ НОГИ ГЛАВНОГО ШАССИ. ПОСАДКА С УБРАННЫМ ШАССИ 1. Выбрать подходящую местность без препятствий, по возможности с мягким грунтом (напр. луг, вспаханное поле, и т.п.) 2. Самолет должен касаться земли на минимальной посадочной скорости, без избытка кинетической энергии, во избежание неуправляемого взмывания самолета при касании о землю. 3. Перед касанием земли самолет необходимо выравнить таким образом, чтобы первое касание было на хвостовую часть фюзеляжа. Никогда не приземляться сразу на всю нижнюю поверхность фюзеляжа. ПОСАДКА НА ВОДУ ПРИМЕЧАНИЕ: Та же самая последовательность действий, что и в случае посадки с убранным шасси. 1. Во всех случаях посадки на воду, посадку выполнить с убранным шасси и с закрылками, отклоненными на 42°. 2. Перед посадкой, по возможности, уменьшить полетный вес выработкой топлива до минимума. 3. Во всех случаях стремиться посадку на воду выполнить вблизи берега или кораблей, или - при шторме - на поверхность с наименьшим волнением воды. 4. В условиях неспокойной поверхности воды посадку выполнить параллельно гребню волны, желательно со встречной составляющей ветра. 5. Информировать пассажиров и подготовить спасательные жилеты. АВАРИЙНАЯ ЭВАКУАЦИЯ Аварийная эвакуация проводится через соответствующие выходы, соблюдая указания КВС. Открытие отдельных выходов: 1. Входная дверь - нажать и держать кнопку над рычагом управления - повернуть рычаг управления по направлению стрелки - отпустить кнопку над рычагом управления - открыть дверь в сторону выхода из самолета 2. Аварийные выходы в центральной части фюзеляжа - снять колпачок на местах рычага управления - нажать и держать кнопку 33 - повернуть рычаг управления по направлению стрелки - отпустить кнопку - открыть дверь в сторону выхода из самолета 3. Аварийный выход в передней части фюзеляжа - снять колпачок на местах рычага управления - нажать и держать кнопку - повернуть рычаг управления по направлению стрелки - отпустить кнопку - открыть дверь в сторону выхода из самолета ВНИМАНИЕ: ЭВАКУАЦИЮ ИЗ ДВЕРИ АВАРИЙНОГО ВЫХОДА В ПЕРЕДНЕЙ ЧАСТИ ФЮЗЕЛЯЖА МОЖНО НАЧИНАТЬ УБЕДИВШИСЬ, ЧТО ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ ПРАВОГО ДВИГАТЕЛЯ НЕ ВРАЩАЕТСЯ. ПОЛЕТ С ДВУМЯ НЕРАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ 1. АЗС «TRANSPARENT» (ЗАСТЕГНУТЬ ПОЯСА)…….ВКЛЮЧИТЬ 2. Флюгирование винтов……………………………………ПРОВЕРИТЬ Если винты не зафлюгированы: - Кнопки РУЧНОЕ ФЛЮГИР . …………………………….НАЖАТО - РУВ …………………………………………………………позиция ФЛЮГИР 3. Рычаг СТОП-КРАН/КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА…….ЗАКРЫТО 4. Выключите все ненужные АЗС, АЗС ОТВЕТЧИК и САМОПИСЕЦ должны остаться включенными. ТЕХНИКА ПИЛОТИРОВАНИЯ: 1. Поддерживайте оптимальную скорость скольжения. 2. Рекомендуется терять высоту до 1000 футов (300 м) над аварийной площадкой приземления с убранными закрылками. Закрылки выпустите аварийным способом до 18°. Закрылки выпустите до 42° лишь при достаточном запасе времени. Высота выравнивания - та же самая как при нормальной посадке, выравнивайте более энергично. 3. Перед касанием земли с выпущенным шасси проверьте давление в аккумуляторе тормозов. При давлении ниже 40 кгс/см2 используйте аварийное торможение. 4. Для выхода на посадку ночью включите АВАРИННОЕ ОСВЕЩЕНИЕ, ПОСАДОЧНЫЕ ФАРЫ. 5. Еще до начала выравнивания выключите выключатели АККУМУЛЯТОР I, II - ночью по мере надобности (освещение аварийной ВПП). В случае останова обоих двигателей в полете необходимо выдерживать следующие оптимальные скорости в зависимости от конфигурации самолета. Данные распространяются на взлетную массу 6200 кг (13668 фунтов) и на зафлюгированный винт; влияние застройки концевых баков пренебрежимо. 34 Положение шасси Убрано Положение 0° 18° 42° 0° закрылков Оптимальная скорость потери 190 170 180 190 (102,5) высоты - км/ч IAS (102,5) (91,5) (97) (KIAS) Макс. коэффициент 1:14 (1:12) 1:8 1:11 планирования - м : м (100:0,224) 100:0,192 (100:0,128) (100:0,176) (фут : NM) 4,0 до 4,5 4,5 до 5,0 6,0 до 6,5 4,5 до 5,0 Скорость снижения (790 до (890 до (1180 до (890 до -м/с (фут/мин) 890) 980) 1280) 980) Выпущено 18° 42° 175 (94,5) 165 (89) 1:10 1:7 (100:0,160) (100:0,112) 5,0 до 5,5 (980 до 1080) 6,5 до 7,0 (1280 до 1380) С целью создания запаса кинетической энергии для исправления возможных ошибок в расчете захода на посадку рекомендуется увеличить соответствующие оптимальные скорости на 5 - 10% по сравнению с оптимальной скоростью для соответствующей конфигурации. ПРЕРВАННЫЙ ВЗЛЕТ * 1. РУД………………………………...РЕВЕРС ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ * 2. Интерцепторы …………………….ВЫПУСТИТЬ * 3. Тормоза ……………………………ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ Стремление к развороту самолета при применении реверса одного двигателя парировать ножным управлением передним колесом, тормозами и полной отдачей штурвала вперед (от себя). ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°) На скорости ниже V1 ………………….ВЗЛЕТ ПРЕКРАТИТЬ В случае отказа двигателей на скорости превышающей V1 * 1. РУД обоих двигателей ……………МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ отрыв при VПР = 150 км/ч (81 kts) IAS * 2. Отказавший двигатель …………...ОПРЕДЕЛИТЬ После отрыва снос самолета немедленно компенсируйте полным отклонением руля направления и элеронами по мере надобности. Рекомендуемый крен после отрыва - 5° в сторону работающего двигателя. Усилие на педаль руля направления на скорости 150 км/ч (81 kts) IAS не превысит 690 Н (68 кг). После отрыва * 3. Шасси ……………………………...УБРАТЬ * 4. Проверьте флюгирование винта (по указателю оборотов винта) (г) При отсутствии цикла автоматического флюгирования: - Кнопка РУЧНОЕ ФЛЮГИР. отказавшего двигателя ………………...НАЖАТЬ 35 - АЗС ЦЭБО (ЛЕВЫЙ + ПРАВЫЙ)….. ВЫКЛЮЧИТЬ (д) Если даже в этот момент не произошло зафлюгирование винта отказавшего двигателя: - РУВ отказавшего двигателя…………..ФЛЮГЕР 5. Поддерживайте скорость подъема …..мин. V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS 6. На высоте 35 футов (10,7 м) включить ЧРЕЗВЫЧАЙНЫЙ РЕЖИМ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: СКОРОСТЬ НЕ ДОЛЖНА НИ В КОЕМ СЛУЧАЕ УПАСТЬ НИЖЕ 155 КМ/Ч (84 KTS) IAS. 7. На высоте 200 футов (60 м) над аэродромом выключатель АВТОМ.КРЕНА на центральной панели …..ВЫКЛЮЧИТЬ 8. На высоте 6 минутной точки над аэродромом для применения чрезвычайного режима увеличьте скорость до 175км/ч (94 kts) IAS. Уберите закрылки в крейсерское положение и без потери высоты поднимите скорость самолета до VX = 185 км/ч (100 kts) IAS. Набор высоты до 1500 футов (457 м) над аэродромом производите на этой скорости. ВНИМАНИЕ: МАКС. ДОПУСТИМОЕ ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ В ЧРЕЗВЫЧАЙНОМ РЕЖИМЕ - 6 МИНУТ. 9. Проверьте параметры отказавшего двигателя. (а) Если двигатель полностью остановился Для неработающего двигателя: - РУД …………………………………………...МАЛЫЙ ГАЗ - Рычаг СТОП-КРАН/ КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА………………... ЗАКРЫТЬ - АЗС ГЕН.ПЕРЕМ., ГЕН. ПОСТ…………….. ВЫКЛЮЧИТЬ - АЗС ЗАПУСК, ЦЭБО,ТОПЛИВ. НАСОС …. ВЫКЛЮЧИТЬ Если примете решение продолжить полет до аэродрома назначения или до запасного аэродрома, на высоте 1500 футов (457 м) над аэродромом увеличьте скорость до VY = 200 км/ч (108 kts) IAS и последующий набор высоты до крейсерской высоты производите на этой скорости. (б) Если двигатель работает на малом газе и остальные параметры соответствуют режиму малого газа: Винт…………………………………………..…..ВЫВЕСТИ ИЗ ФЛЮГЕРА Аварийный контур регулятора подачи топлива …………………….ПРИМЕНИТЬ ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 0°) На скорости ниже V1 ………………………...ВЗЛЕТ ПРЕКРАТИТЬ В случае отказа двигателей на скорости превышающей V1 * 1. РУД обоих двигателей ………………….МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ отрыв при VПР = 175 км/ч (94 kts) IAS 2. Отказавший двигатель…………………….ОПРЕДЕЛИТЬ После отрыва снос самолета немедленно компенсируйте полным отклонением руля направления и элеронами по мере надобности. Рекомендуемый крен после 36 отрыва - 5° в сторону работающего двигателя. Усилие на педаль руля направления на скорости 175 км/ч (94 kts) IAS не превысит 690 Н (68 кг). 3. После отрыва………………………………………УБРАТЬ ШАССИ * 4. Проверьте флюгирование винта (по указателю оборотов винта) (а) При отсутствии цикла автоматического флюгирования: - Кнопка РУЧНОЕ ФЛЮГИР. отказавшего двигателя ……………………………….НАЖАТЬ - АЗС ЦЭБО (ЛЕВЫЙ + ПРАВЫЙ) ………………..ВЫКЛЮЧИТЬ (б) Если даже в этот момент не произошло зафлюгирование винта отказавшего двигателя: - РУВ отказавшего двигателя ………………………...ФЛЮГЕР 5. Поддерживайте скорость полета при наборе высоты мин. V2 = 175 км/ч (94 kts) IAS 6. На высоте 35 футов (10,7 м) включить ………ЧРЕЗВЫЧАЙНЫЙ РЕЖИМ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: СКОСОСТЬ НЕ ДОЛЖНА НИ В КОЕМ СЛУЧАЕ УПАСТЬ НИЖЕ 155 КМ/Ч (84 KTS) IAS. 7. На высоте 200 футов (60 м) над аэродромом выключатель АВТОМ.КРЕНА на центральной панели ……………..ВЫКЛЮЧИТЬ 8. На высоте 6 минутной точки над аэродромом увеличьте скорость самолета до 185км/ч (94 kts) IAS. Набор высоты до 1500 футов (457 м) над аэродромом производите на этой скорости. ВНИМАНИЕ: МАКС. ДОПУСТИМОЕ ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ В ЧРЕЗВЫЧАЙНОМ РЕЖИМЕ - 6 МИНУТ. 9. Проверьте параметры отказавшего двигателя. (а) Если двигатель полностью остановился Для неработающего двигателя: - РУД ………………………………………………………МАЛЫЙ ГАЗ - Рычаг СТОП-КРАН/ КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА……………………………ЗАКРЫТЬ - АЗС ГЕН.ПЕРЕМ., ГЕН. ПОСТ. ……………………....ВЫКЛЮЧИТЬ - АЗС ЗАПУСК, ЦЭБО, ТОПЛИВ. НАСОС ……………ВЫКЛЮЧИТЬ Если примете решение продолжить полет до аэродрома назначения или до запасного аэродрома, на высоте 1500 футов (457 м) над аэродромом увеличьте скорость до Vy = 200 км/ч (108 kts) IAS и последующий набор высоты до крейсерской высоты производите на этой скорости. (б) Если двигатель работает на малом газе и остальные параметры соответствуют режиму малого газа: - винт …………………………………………………..ВЫВЕСТИ ИЗ ФЛЮГЕРА - аварийный контур регулятора подачи топлива ……ПРИМЕНИТЬ 37 ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ПРЕРВАННОМ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ 1. РУД обоих двигателей ……………….ЧРЕЗВЫЧАЙНЫЙ РЕЖИМ или СРЕДНИЙ ИСКЛЮЧИТЕЛЬНЫЙ РЕЖИМ ПРИМЕЧАНИЕ: Чрезвычайный режим можно применить лишь в случае отказа двигателя в течение прерванного захода на посадку, а не в течение взлета. После отрыва снос самолета немедленно компенсируйте полным отклонением руля направления и элеронами по мере надобности. Рекомендуемый крен после отрыва - 5° в сторону работающего двигателя. Усилие на педаль руля направления на скорости 150 км/ч (81 kts) IAS не превысит 690 Н (68 кг). * 2. Скорость полета ………………………мин. 155 км/ч (84 kts) IAS * 3. Закрылки ………………………………18° * 4. Шасси…………………………………..УБРАТЬ * 5. Проверьте флюгирование винта (по указателю оборотов винта) (а) При отсутствии цикла автоматического флюгирования: - Кнопка РУЧНОЕ ФЛЮГИР. отказавшего двигателя …………………….НАЖАТЬ - АЗС ЦЭБО (ЛЕВЫЙ + ПРАВЫЙ)……….ВЫКЛЮЧИТЬ (б) Если даже в этот момент не произошло зафлюгирование винта отказавшего двигателя: - РУВ отказавшего двигателя ……………...ФЛЮГЕР 6. Поддерживайте скорость полета при наборе высоты мин. V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: Скорость не должна ни в коем случае упасть ниже 155 км/ч (84 kts) ias. 7. На высоте 200 футов (60 м) над аэродромом выключатель АВТОМ. КРЕНА на центральной панели…………………… ВЫКЛЮЧИТЬ 8. На высоте 400 футов (122 м) над аэродромом увеличьте скорость до 175 км/ч (94 kts) IAS. Уберите закрылки в крейсерское положение и без потери высоты увеличьте скорость самолета до Vx = 185 км/ч (100 kts) IAS. Последующий наборы высоты до 1500 футов (457 м) над аэродромом производите на этой скорости. ВНИМАНИЕ: МАКС. ДОПУСТИМОЕ ВРЕМЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ В ЧРЕЗВЫЧАЙНОМ РЕЖИМЕ - 6 МИНУТ. 9. Выполните следующие операции на отказавшем двигателе: - РУД……………………………………………МАЛЫЙ ГАЗ - Рычаг СТОП-КРАН/ КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА ………………...ЗАКРЫТЬ - АЗС ГЕН. ПЕРЕМ., ГЕН. ПОСТ. отказавшего двигателя……………………….. ВЫКЛЮЧИТЬ - АЗС ЗАПУСК, ЦЭБО, ТОПЛИВ. НАСОС ….ВЫКЛЮЧИТЬ 38 АВТОПИЛОТ Макс. потери высоты из-за неправильной функции автопилота: Конфигурация Потеря высоты Крейсерский полет, набор высоты, снижение (122 м) 400 футов APR (заход на посадку) (28 м) 90 футов SE APR (заход на посадку с одним двигателем) (28 м) 90 футов ГЛАВА 3А. ВНЕОЧЕРЕДНЫЕ ПРОЦЕДУРЫ ДВИГАТЕЛЬ ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ Проявится падением главных параметров двигателя (TMT, Mk, nG/обороты генератора), загоранием ячеек на табло сигнализации двигателя: красная МИН. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА (ячейка ВМЕШАТЕЛЬСТВО ЦЭБО не горит), возможна тоже параллельная сигнализация янтарной ячейки ГЕН. ПЕРЕМ. ЛЕВ (ПРАВ), ГЕН. ПОСТ. ЛЕВ (ПРАВ) на табло сигнализации электроснабжения. В данном случае выполните действия «Останов двигателя в полете". ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ Работающий двигатель СРЕДНИЙ ИСКЛЮЧИТЕЛЬНЫЙ РЕЖИМ или ниже, по мере надобности. На двигателе, который останавливается: РУД........................................................................................МАЛЫЙ ГАЗ Кнопка РУЧНОЕ ФЛЮГИР. (Если не произошло автоматическое флюгирование)..........................................НАЖАТЬ Рычаг СТОП-КРАН/КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА .........ЗАКРЫТЬ Выключатели ГЕН. ПЕРЕМ., ГЕН. ПОСТ........................ ВЫКЮЛЧИТЬ После останова газогенератора: АЗС ТОПЛИВ. НАСОС, КОНЦЕВОЙ БАК.......................ВЫКЛЮЧИТЬ АЗС ЗАПУСК ЦЭБО.............................................................ВЫКЛЮЧИТЬ РУВ..........................................................................................ФЛЮГЕР ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: В СЛУЧАЕ ОТКАЗА СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО ФЛЮГИРОВАНИЯ ОСТАТОЧНУЮ НЕСИММЕТРИЮ ПРИ ПОЛНОМ ОТКЛОНЕНИИ РУЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ НУЖНО КОМПЕНСИРОВАТЬ КРЕНОМ 5° НА СТОРОНУ РАБОТАЮЩЕЮГО ДВИГАТЕЛЯ. В ТЕЧЕНИЕ ПОВОРОТА С ЗАФЛЮГИРОВАННЫМ ВИНТОМ ПРЕДОТВРАТИТЕ УГЛЫ КРЕНА ВЫШЕ 15°; ШАРИК ПОПЕРЕЧНОГО 39 ИНДИКАТОРА ПОВОРОТА И КРЕНОМЕРА ДОЛЖЕН НАХОДИТЬСЯ В НЕЙТРАЛЬНОЙ ПОЗИЦИИ. ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОДНИМ НЕРАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ Работающий двигатель........................СРЕДНИЙ ИСКЛЮЧИТЕЛЬНЫЙ ИЛИ ВНЕОЧЕРЕДНОЙ РЕЖИМ ПРИМЕЧАНИЕ: Подробная последовательность содержится в ГЛАВЕ 5 Винт отказавшего двигателя ...............ФЛЮГЕР Набор высоты на скорости...................155 км/ч (84 kts) I AS Закрылки................................................18° Шасси......................................................УБРАТЬ ПОСАДОЧНЫЕ ФАРЫ.........................ВЫКЛЮЧИТЬ На высоте 400 футов (122 м) над аэродромом: Скорость..................................................175 км/ч (94 kts) IAS Закрылки..................................................УБРАТЬ Скорость..................................................185 км/ч (100 kts) IAS ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ Последовательность действий - та же самая, что и на земле. В течение запуска оставьте включенными лишь самые необходимые приборы электроснабжения. Макс. высота для запуска двигателя в полете: 13000 ft (4000 м). Рекомендуемая скорость полета: 200 - 220 км/ч (108 - 119 kts) IAS, макс. допустимая скорость полета при запуске: 300 км/ч (162 kts) IAS. При полете без противоводокристаллизационных добавок в топливе и при температурах наружного воздуха +5 °C (41 °F) и ниже рекомендуется выполнить запуск двигателя в течение макс. 2 минут после его останова. ПОМПАЖ КОМПРЕССОРА Помпаж может иметь место при быстром разгоне или быстром сбросе газа и - в исключительных случаях - тоже при установившемся режиме работы двигателя. Проявляется звуковыми эффектами, колебанием показаний приборов и быстрым нарастанием ТМТ. В случае наличия помпажа немедленно проделайте следующее: РУД.................................................................МАЛЫЙ ГАЗ Если нарастание ТМТ продолжается: Рычаг СТОП-КРАН………………………..ЗАКРЫТЬ После останова двигателя проделайте действия, указанные в части «Останов двигателя в полете», стр.38. 40 САМОПРОИЗВОЛЬНОЕ ВМЕШАТЕЛЬСТВО ЦЕНТРАЛЬНОГО ЭЛЕКТРОННОГО БЛОКА ОГРАНИЧИТЕЛЕЙ а) На высотах до 2300 футов (700 м) AGL ( уровень I ) Проявляется падением основных параметров двигателя (МК прибл. до 70%, остальные параметры соразмерно MК, сигнал СРАБАТ. ЦЭБО горит, автофлюгер не сработал. РУД...........................................................согласовать с положением РУД исправного двигателя АЗС ЦЭБО соответствующего двигателя ………………........................ ВЫКЛЮЧИТЬ РУД …………………………………по мере надобности отрегулировать требуемый режим работы двигателя б) На высотах свыше 2300 футов (700 м) AGL (уровень II) Проявляется падением основных параметров двигателя (nг до 60%, остальные параметры соразмерно nг), сигнал СРАБАТ. ЦЭБО горит, автофлюгер сработал. РУД………………………………………………………...МАЛЫЙ ГАЗ АЗС ЦЭБО соответствующего двигателя ………………ВЫКЛЮЧИТЬ Выключатель АВТОФЛЮГЕР …………………………..ВЫКЛЮЧИТЬ на среднем пульте управления Как только воздушный винт начнет выходить из флюгерного положения: РУД....................... ………………….главной дачей газа отрегулировать требуемый режим работы двигателя ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Так как ЦЭБО выключен, продолжайте полет, уделяя повышенное внимание непревышению макс. допустимых значений параметров работы двигателя. Помимо вышесказанного проверяйте обороты генератора по температуре наружного воздуха (Рис. 5). 2. Систему автоматического флюгирования можно повторно включить установив, что двигатель работает нормально. ОГРАНИЧЕНИЕ МАКС. ДОПУСТИМЫХ nG/nг В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ТЕМПЕРАТУРЫ НАРУЖНОГО ВОЗДУХА 41 Рис.5 Пример на графике подкрепляет, что при температуре наружного воздуха -40°C (-40°F) nG/nг нужно поддерживать ниже 98%. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА НИЖЕ МИН. ЗНАЧЕНИЯ При загорании янтарной сигнальной ячейки МИН. ДАВЛ. МАСЛА на табло сигнализации двигателя: - немедленно проверьте, что давление лежит в рабочем диапазоне трехстрелочного индикатора. Если давление масла не лежит в рабочем диапазоне, выполнить действия «Останов двигателя в полете», стр. 38. НАЛИЧИЕ МЕТАЛЛИЧЕСКОЙ СТРУЖКИ В МАСЛЕ При загорании янтарной сигнальной ячейки СТРУЖКА на табло сигнализации двигателя: (а) При полете с двумя работающими двигателями: Немедленно проверьте все значения параметров двигателя , у которого была обнаружена сигнализация СТРУЖКИ. Продолжайте полет, уделяя повышенное внимание значениям параметров двигателя. Если температура масла превышает макс. допустимое значение: - Уменьшите режим работы двигателя и продолжайте полет. - Если значения параметров двигателя все еще находятся вне рабочего диапазона, выполните «Останов двигателя в полете», стр. 38. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: В ТЕЧЕНИЕ ВЗЛЕТА ДВИГАТЕЛЬ НЕ ОСТАНАВЛИВАТЬ. (б) При полете с одним неработающим двигателем или в сложных ситуациях (в зоне обледенения, грозовой деятельности, горной местности, и т.д.): Установите двигателю режим работы, обеспечивающий поддерживание основных параметров в допустимых пределах. Если такой режим нельзя установить: - При полете с двумя работающими двигателями выключите неисправный двигатель и выполните посадку на ближайшем аэродроме. - При полете с одним работающим двигателем двигатель не выключайте и выполните вынужденную посадку (стр. 31). ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ АВТОМАТИЧЕСКОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ При включенной системе автоматического флюгирования (Макс. высота полета с включенной системой автоматического флюгирования-3050 м (10 000 футов)) и РУД в переднем положении, соответствующем числу оборотов газогенератора 42 88 ± 1% (и/или 92 ± 1% -в зависимости от регулировки), винт отказавшего двигателя автоматически флюгируется, а возможность флюгирования винта работающего двигателя автоматически блокируется. При этом на табло сигнализации двигателя погаснет зеленая ячейка АВТОФЛЮГЕР и на 12 - 15 секунд загорится янтарная ячейка ФЛЮГИР. НАСОС на табло сигнализации двигателя, причем собственно перестановка лопастей во флюгерное положение длится не более 5 секунд. После автоматического флюгирования рекомендуется перестановить РУВ отказавшего двигателя в положение ФЛЮГЕР. ВНИМАНИЕ: ПОСЛЕ ПРИМЕНЕНИЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО ФЛЮГИРОВАНИЯ ВКЛЮЧИТСЯ АВАРИЙНЫЙ КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА, Т.Е. ЗАГОРИТСЯ ЯЧЕЙКА «ИЗОЛ. КЛАПАН» НА ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ. РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ Применяется в случае отказа двигателя: - при выключенной системе автоматического флюгирования; - в случае отказа автоматического флюгирования; - в случае отказа двигателя при РУД в положении ниже 88 ± 1% nг (или 92 ± 1% nг - в зависимости от регулировки); - в других необходимых случаях. Ручное флюгирование включается путем нажатия на кнопку РУЧНОЕ ФЛЮГИР. отказавшего двигателя. Перестановка лопастей в положение ФЛЮГЕР длится макс. 5 секунд, причем флюгерный насос работает всего 12 - 15 секунд, в течение которых тоже горит янтарная сигнальная ячейка ФЛЮГИР, НАСОС на табло сигнализации двигателя. ВНИМАНИЕ: ПОСЛЕ ПРИМЕНЕНИЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО ФЛЮГИРОВАНИЯ ВКЛЮЧИТСЯ АВАРИЙНЫЙ КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА, Т.Е. ЗАГОРИТСЯ ЯЧЕЙНА «ЗАПОРНЫЙ КЛАПАН» НА ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ. ПРИМЕЧАНИЕ: Зафлюгированный винт при полете без скольжения может вращаться со скоростью макс. 50 об/мин в направлении вращения вала двигателя, а макс. 20 об/мин против направления вращения вала двигателя. АВАРИЙНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ Если при ручном флюгировании воздушный винт не зафлюгируется в течение макс. 5 секунд, установите РУВ отказавшего двигателя в положение ФЛЮГЕР. Время перестановки лопастей - макс. 20 секунд. ВЫВЕДЕНИЕ ВИНТА ИЗ ФЛЮГЕРА РУД.........................................................МАЛЫЙ ГАЗ РУВ......................................................... в исходном положении "ФЛЮГЕР" АЗС ФЛЮГИР./АВТОМ.КРЕНА.........ВЫКЛЮЧИТЬ 43 И ПОВТОРНО ВКЛЮЧИТЬ РУВ..........................................................МАЛЫЙ ШАГ ПРИМЕЧАНИЕ: Если винт не будет выведен из флюгера и nп установится на значении прибл. 350 об/мин, медленно поднимайте nг до значения, когда nп начнут расти, однако до макс. значения 80%. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ПРИМЕНЕНИЕ АВАРИЙНОГО КОНТУРА РЕГУЛЯТОРА ПОДАЧИ ТОПЛИВА Управление двигателем при помощи аварийного контура регулятора подачи топлива применяется в случае отказа топливной системы, что проявится зависанием nг или самопроизвольным повышением мощности двигателя (сигнальная ячейка ВМЕШ. ЦЭБО не горит), причем двигатель не реагирует на движения РУД или реагирует нестандартным способом. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ПРИМЕНЕНИЕ РЕВЕРСА ПРИ ВКЛЮЧЕННОМ АВАРИЙНОМ КОНТУРЕ ЗАПРЕЩАЕТСЯ. ВНИМАНИЕ: АВАРИЙНЫЙ КОНТУР ПРИМЕНЯЕТСЯ ПРИ УСЛОВИИ НОРМАЛЬНОЙ РАБОТЫ ТОПЛИВНОГО НАСОСА ДВИГАТЕЛЯ. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. До включения аварийного контура выключите автоматическое флюгирование. 2. Включением аварийного контура выключается регулировочная система регулятора подачи топлива, автомат запуска, клапан мин. расхода, обеспечивающий высотный малый газ и система ограничителей. Поэтому необходимо, особенно при изменениях высоты полета, следить за макс. допустимыми параметрами работы двигателя (nг, ТМТ, MK, не допуская их превышения (стр. 21). С другой стороны следите за тем, чтобы обороты газогенератора на высотах полета ниже 6 500 футов (2 000 м) составляли не менее 60% и на высотах свыше 6 500 футов (2 000 м) - не менее 75%. 3. На высотах до 6 500 футов (2 000 м) даже при крайнем переднем положении рычага СТОП-КРАН могут и не быть достигнуты макс. обороты газогенератора (99%). (Рис. 5, стр. 40) (а) Включение аварийного контура РУД………………………………………………………..МАЛЫЙ ГАЗ АЗС под колпачком ИЗОЛ. КЛАПАН…………………..ВКЛЮЧИТЬ Загорание янтарной ячейки ИЗОЛ. КЛАПАН на табло сигнализации соответствующего двигателя….ПРОВЕРИТЬ Рычаг СТОП-КРАН………………….медленное перемещение вперед от положения ОТКР в зону аварийного контура (б) Останов двигателя с включенным аварийным контуром Последовательность действий та же самая, что и при останове двигателя стандартным способом (Глава 4, стр. 74). 44 ОТКАЗ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОЙ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА ИЗ КОНЦЕВЫХ БАКОВ Отказ сигнализирован загоранием янтарной ячейки ВКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧКУ (левая, правая) на табло сигнализации планера. Выключатель ПЕРЕКАЧКА КОНЦЕВЫХ БАКОВ (соответствующей стороны) на правой приборной доске .............................................. ВКЛЮЧИТЬ Загорание зеленой сигнальной ячейки ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА на табло сигнализации планера………………………….ПРОВЕРИТЬ ОТКАЗ СИСТЕМЫ ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА ИЗ ОДНОГО КОНЦЕВОГО БАКА ПРИМЕЧАНИЕ: При отказе перекачки топлива из одного концевого бака можно перекачать содержание другого бака. Эффективность поперечного управления достаточна для выполнения полета без крена во всем диапазоне эксплуатационных скоростей. Расход штурвала по крену не превышает половины хода. ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ТОПЛИВА НИЖЕ МИНИМАЛЬНОГО ЗНАЧЕНИЯ Сигнализировано загоранием янтарной сигнальной ячейки ДАВЛ. ТОПЛИВА на табло сигнализации двигателя. ПРИМЕЧЕНИЕ: Причиной падения давления топлива является отказ топливного насоса или выработка топлива из соответствующей группы баков. - Проверьте включение соответствующего АЗС ТОПЛИВ. НАСОС на верхней панели; - Проверьте сигнализацию МИН. ЗАПАС ТОПЛИВА. - Проверьте запас топлива в соответствующей группе баков, в случае необходимости примените кольцевание (перекачку) топлива. - Проверьте давление топлива по трехстрелочному указателю. Стрелка должна находится в диапазоне, обозначенном зеленой дужкой (0,5 до 12 кгс/см2). Если после выполнения проверок и корректирующих мероприятий двигатель работает нормально, продолжайте полет, уделяя повышенное внимание значениям основных параметров двигателя. Если двигатель не работает нормально: РУД отказавшего двигателя.............................................МАЛЫЙ ГАЗ Кнопка РУЧНОЕ ФЛЮГИР. (Если не произошло автоматическое флюгирование)..........................................НАЖАТЬ Рычаг СТОП-КРАН/КРАН ОТСЕЧКИ ТОПЛИВА .........ЗАКРЫТЬ Выключатели ГЕН. ПЕРЕМ., ГЕН. ПОСТ........................ ВЫКЮЛЧИТЬ 45 После останова газогенератора: АЗС ТОПЛИВ. НАСОС, КОНЦЕВОЙ БАК.......................ВЫКЛЮЧИТЬ АЗС ЗАПУСК ЦЭБО.............................................................ВЫКЛЮЧИТЬ РУВ..........................................................................................ФЛЮГЕР УТЕЧКА ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕ Утечка топлива через незакрытую заливную горловину топливного бака проявится образованием топливного тумана за задней кромкой крыла и более быстрым по сравнению с другой стороной изменением показаний топливомера (образование тумана можно наблюдать только через задние окна пассажирской кабины). а) При обнаружении утечки топлива незадолго после взлета: - Вернитесь на аэродром взлета и не применяйте кольцевание топлива. б) При обнаружении утечки топлива в полете: - Определите запас топлива в баках. Учитывая повышенный расход топлива, примите решение следовать до ближайшего аэродрома или произвести вынужденную посадку на площадку, подобранную с воздуха. Топливо для обоих двигателей подавайте из группы баков на стороне нарушения герметичности, применяя порядок действий для кольцевания топлива (см. Глава 4). Топливо подавайте со стороны нарушения герметичности даже после загорания сигнальной ячейки МИН. ЗАПАС ТОПЛИВА, внимательно контролируя показания топливомера и параметры работы двигателя. Когда стрелка топливомера приблизится на одно деление к нулю, начните подавать топливо из противоположной группы баков. ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ОТКАЗ ОДНОГО ГЕНЕРАТОРА ПОСТОЯННОГО ТОКА Отказ сигнализирован загоранием одной из янтарных ячеек ГЕН. ПОСТ. ЛЕВЫИ, ГЕН. ПОСТ. ПРАВЫЙ на табло сигнализации электроснабжения: Убедиться в оправданности сигнализации по положению выключателей на верхней панели. Выключатель ГЕН. ПОСТ. отказавшего прибора.........ВЫКЛЮЧИТЬ И ПОВТОРНО ВКЛЮЧИТЬ Если генератор постоянного тока неисправен: Выключатель ГЕН. ПОСТ. отказавшего прибора.........ВЫКЛЮЧИТЬ Переключатель ВА МЕТР на панели выбора преобразователей и измерительных приборов...............УСТАНОВИТЬ поочередно в положение АККУМ I ВA и II ВA 46 Проверьте, показывает ли правый вольтамперметр дозарядку аккумуляторов. ОТКАЗ ОДНОГО ГЕНЕРАТОРА ПЕРЕМЕННОГО ТОКА Отказ сигнализирован загоранием одной из янтарных ячеек ГЕН. ПЕРЕМ. ЛЕВЫИ, ГЕН. ПЕРЕМ. ПРАВЫЙ на табло сигнализации электроснабжения. Убедиться в оправданности сигнализации по положению выключателей на верхней панели. Выключатель ГЕН. ПЕРЕМ. отказавшего прибора.......ВЫКЛЮЧИТЬ И ПОВТОРНО ВКЛЮЧИТЬ Если генератор переменного тока неисправен: Выключатель ГЕН. ПЕРЕМ………………………………..ВЫКЛЮЧИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Нагрузка отказавшего генератора переменного тока автоматически переключится к работающему генератору. ОТКАЗ ОДНОГО ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ 36 В Отказ сигнализирован загоранием одной из янтарных ячеек ПРЕОБР. I 36 В, ПРЕОБР. II 36 В на табло сигнализации электроснабжения. Выключатель ПРЕОБР. 36В (I или II) на верхней панели …………………………ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Выключатель ПРЕОБР. 36В (I или II) на верхней панели ................................... ВЫКЛЮЧИТЬ И ВКЛЮЧИТЬ Если ПРЕОБР. 36В неисправен: Выключатель отказавшего преобразователя.................... ВЫКЛЮЧИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Цепи и потребители, питаемые отказавшим преобразователем, автоматически подключатся к исправному преобразователю. 2. Сигнализация ПРЕОБР. 36В (I или II) будет гореть даже после выключения отказавшего преобразователя. ОТКАЗ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ I 115 В/400 ГЦ Отказ сигнализирован загоранием янтарной ячейкой ПРЕОБР 115 В I на табло сигнализации электроснабжения. Выключатель ПРЕОБР. 115 В I на верхней панели .................................... ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Выключатель ПРЕОБР. 115 В I на верхней панели ........................……….ВЫКЛЮЧИТЬ И ВКЛЮЧИТЬ Если ПРЕОБР. 115 В I неисправен: Выключатель ПРЕОБР. 115 В I.................ВЫКЛЮЧИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Автоматически будет включен преобразователь 115 В II, который восстановит питание всех потребителей переменного тока 115 В. Сигнал ПРЕОБР. 115 В I будет гореть даже после выключения отказавшего преобразователя. 2. Если не произошло автоматическое переключение, переключите переключатель выбора преобразователей 115 В на правой приборной доске в положение II. 47 ОТКАЗ В ЦЕПИ АККУМУЛЯТОРОВ Отказ сигнализирован загоранием янтарной ячейкой АККУМ. на табло сигнализации электроснабжения. Выключатели АККУМ. на верхней панели………………………………..ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Переключатель ВА МЕТР на панели выбора переключателя .. ……………..ПЕРЕКЛЮЧИТЬ поочередно АККУМ. I ВA и II ВA Дозарядка обоих аккумуляторов............................ПРОВЕРИТЬ Выключатель аккумулятора, который не дозаряжается........................................ВЫКЛЮЧИТЬ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: СИГНАЛ АККУМ. ПОСЛЕ ВЫКЛЮЧЕНИЯ НЕИСПРАВНОГО АККУМУЛЯТОРА НЕ ПОГАСНЕТ. ПЕРЕГРЕВ АККУМУЛЯТОРОВ ПРИМЕЧАНИЕ: После достижения температуры 49 °C (120 °F) загорится янтарная сигнальная лампа. В случае перегрева аккумуляторов загорится красная предупредительная сигнальная лампа. Обе сигнальные лампы размещены на сдвоенном указателе температуры аккумуляторов на приборной доске. Если загорится янтарная сигнальная лампа: Продолжите полет, уделяя повышенное внимание температуре аккумуляторов. Если загорится красная предупредительная сигнальная лампа: Выключатель АККУМ. I (II)....................................ВЫКЛЮЧИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Если выключатели АККУМ. I, II выключены, можно продолжить полет. После приземления доложите, что аккумулятор неисправен. ПОТЕРЯ НАПРЯЖЕНИЯ / ПИТАНИЯ НА ШИНЕ S1A Потеря питания на шине S1A проявится нерабочим состоянием следующих потребителей: (а) Радиокомпас автоматический I (б) Бортовой ответчик I (в) Авиагоризонт правый (г) Указатель поворота и крена правый (д) Внутреннее освещение приборов (е) Преобразователь 36 В I (ж) Флюгир. насос левый, правый (з) Управление шасси - главный контур (и) Управление носовым колесом (й) Световая сигнализация положения шасси (к) Сигнализация положения закрылков (л) Табло сигнализации ЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ и ПЛАНЕР (м) Освещение приборной доски, контур II (н) Термометр масла левого двигателя 48 (о) Посадочные фары и фары руления (центральные) (п) Указатель уровня топлива в концевом баке левом (р) Указатель уровня топлива левый (с) Сигнализация противообледенения стекол (т) Управление триммером руля направления и элеронов (у) Термометр воздуха в каналах отопления и в кабине (ф) Генератор переменного тока правый АЗС ПРИБОРНАЯ ДОСКА /РЕЗЕРВ. КОНТУР (ночью)ВКЛЮЧИТЬ Переключатель l-SSR/ОТВЕТЧИК-II (если установлен)........................ПЕРЕКЛЮЧИТЬ В ПОЛОЖЕНИЕ II ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Выпуск шасси выполните при помощи аварийного контура. 2. Проверьте выпуск при помощи механических указателей на гондолах шасси и на центральном пульте в пилотской кабине. 3. Направлением в течение посадки управляйте путем дифференцированного торможения; в случае необходимости тоже путем дифференцирования реверсной тяги. 4. Если ответчик II не установлен, информируйте диспетчера УВД об отказе ответчика. ПОТЕРЯ НАПРЯЖЕНИЯ / ПИТАНИЯ НА ШИНЕ S2B Потеря питания на шине S2В проявится нерабочим состоянием следующих потребителей: (а) НАВ I (б) VKV I (в) Гиромагнитный компас I (г) Самолетное переговорное устройство I (д) Авиагоризонт левый (е) Резервный авиагоризонт (ж) Указатель поворота и крена левый (з) Термометр масла правого двигателя (и) Преобразователь 115 V I (й) Резервное освещение приборных досок (к) Освещение пассажирской кабины 1/3 (л) Щиток ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ (м) Отопление ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ I, СТАТИЧЕСКОЕ ДАВЛЕНИЕ I (н) Табло сигнализации ЭЛЕКТРО и ДВИГ. ПРАВ. (о) Сигнализация пожара двигателей (п) Автоматическое и ручное флюгирование и система автом. крена (р) Указатель уровня топлива правый (с) Указатель уровня топлива в концевом баке правом (т) Сигнализация пожара переднего багажника (у) Генератор переменного тока левый 49 Кнопка отопления ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ II на правой панели управления...................... Проверьте включение и функцию отопления Клапан ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ на левой панели управления........................Переключите в положение II ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ НЕ ПРОИЗОШЛО АВТОМАТИЧЕСКОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ 115 В II (ПРОЯВИТСЯ ВЫПУСКОМ ПРЕДУПРЕДИТЕЛЬНОГО ФЛАЖКА НА ПРАВОМ АВИАГОРИЗОНТЕ И ФЛАЖКА НАВ НА ОБЪЕДИНЕННОМ НАВИГАЦИОННОМ УКАЗАТЕЛЕ ПРАВОГО ПИЛОТА), ПЕРЕКЛЮЧИТЕ ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ ВЫБОРА ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ 115 В НА ПРАВОЙ ПАНЕЛИ УПРАВЛЕНИЯ В ПОЛОЖЕНИЕ II. ПРИМЕЧАНИЯ: Инструкцию «Застегнуть ремни» выдать при помощи СПУ. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИЯ ЯЧЕЙКИ ГИДРАВЛ. Если загорится янтарная ячейка ГИДРАВЛ. (температура гидравлической жидкости превысила 85 °C) на табло сигнализации двигателя: - продолжите полет, - проверьте давление в гидравлической системе. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ АВАРИЙНОЕ ОТКЛОНЕНИЕ ЗАКРЫЛКОВ НА 18° Рычаг ЗАКРЫЛКИ....................................................18° Рычаг АВАРИЙНОЕ ОТКЛОНЕНИЕ ЗАКРЫЛКОВ............................. ...ВНИЗ Аварийный гидравлический насос ..........................качайте до момента загорания соответствующей ячейки на указателе положения закрылков. ВНИМАНИЕ: 1. В СЛУЧАЕ ОТКАЗА ГЛАВНОГО КОНТУРА ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ ВЫПОЛНИТЕ ПОСАДКУ С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°. В ТЕЧЕНИЕ СНИЖЕНИЯ ПОДДЕРЖИВАЙТЕ СКОРОСТЬ 175 КМ/Ч (94 KTS) IAS ДО ДОСТИЖЕНИЯ ПОРОГА ВПП И ВЫСОТЫ 50 ФУТОВ (15 М) НАД ВПП. 2. В СЛУЧАЕ НЕОБХОДИМОСТИ АВАРИЙНОГО ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ И ВЫПУСКА ШАССИ ВНАЧАЛЕ ВЫПУСТИТЕ ШАССИ. ПРИМЕЧАНИЯ: 1. Рычаг аварийного выпуска опломбирован. 2. Для аварийного отклонения закрылков на 18° нужно выполнить около 8 циклов ручным насосом. 50 НЕУБОРКА ЗАКРЫЛКОВ ПОСЛЕ ВЗЛЕТА Проявится тем, что после установки переключателя закрылков в положение 0° (на уборку) после взлета продолжает гореть сигнализация положения закрылков 18°. Проверьте истинное положение закрылков. Если остались во взлетном положении (18°): Производите набор высоты на скорости до 230 км/ч (124 kts) IAS Выполните полет по заданию на скорости не более 250 км/ч (135 kts) IAS. Рекомендуется выполнить полет на скорости 200 км/ч (108 kts). Примите решение о продолжении полета. ПРИМЕЧАНИЕ: Расход топлива на скорости 200 км/ч (108 kts) IAS и высоте 10 000 футов (3 000 м): 230 кг/ч. САМОПРОИЗВОЛЬНЫЙ ВЫПУСК ЩИТКА АУК (АВТОМАТА УПРАВЛЕНИЯ КРЕНОМ) НА ВЗЛЕТЕ Выпуск проявится появлением момента кренения после отрыва. Возникший крен парируйте отклонением элеронов. Выключатель АВТОМ. КРЕНА на средней панели управления.. ………………………ВЫКЛЮЧИТЬ Если будет щиток АУК убран, продолжите полет по заданию. Если щиток АУК убран не будет, парируйте момент кренения и не превышайте скорость 205 км/ч (111 kts) IAS. Примите решение о продолжении полета по заданию или о посадке на аэродроме взлета. Расход топлива на скорости 200 км/ч (108 kts) IAS и высоте 10 000 футов (3 000 м): 230 кг/ч. ШАССИ АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ Рычаг ШАССИ …………………………………………ВЫПУСТИТЬ Рычаг АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ ……………ВНИЗ Работая ручным гидравлическим насосом, создать давление до загорания 3 зеленых сигнальных лампочек на указателе положения шасси и до возрастания сопротивления на рычаге ручного насоса. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Рычаг аварийного выпуска опломбирован. 2. Для аварийного выпуска шасси необходимо проделать не более 45 циклов ручного гидронасоса. Время выпуска шасси - около 6 секунд. Если даже после применения аварийного гидравлического контура остается любая нога главного шасси в промежуточном положении: Скорость................................................. увеличьте до V = 250 км/ч (135 kts) IAS Набор высоты..........................................до безопасной высоты Подождите ..............................................60 с 51 Выполните скольжение Постепенно плавно отклоняйте руль направления в сторону ноги шасси, подлежащей выпуску, причем прямое направление полета поддерживайте элеронами. Отклонение руля направления увеличивайте до фиксации ноги шасси в выпущенном положении или до достижения макс. отклонения руля направления, макс. усилие на педалях - 690 Н (68 кг). Крен в течение этого маневра не должен превысить 20°. Макс. отклонение руля направления поддерживайте на протяжении 10 секунд. Если в течение этого времени нога шасси не была зафиксирована: Скольжение............................................................повторить 3 раза Если нога шасси не была зафиксирована даже после трехкратного повторения скольжения: Колебание самолета с креном от 30° до 45°..........................................................выполнить Выполните макс. 8 колебаний. ПРИМЕЧАНИЯ: Рычаг АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ остается в нижнем положении до выяснения причин отказа и их устранения. АВАРИЙНОЕ ТОРМОЖЕНИЕ Рычаг СТОЯН. ТОРМОЗA……………………….... положение СТОП Работая ручным гидравлическим насосом, создать нужное давление для торможения (макс. 45 + 3 кгс/см2). ВНИМАНИЕ: ПРИ АВАРИЙНОМ ТОРМОЖЕНИИ КОЛЕС АНТИБЛОКИРОВОЧНАЯ СИСТЕМА КОЛЕС НЕ РАБОТАЕТ. ПРИМЕЧАНИЕ: При применении стояночного торможения тормозят параллельно оба колеса шасси и не имеется возможность дифференцированного торможения левым и правым тормозом; в связи с этим необходимо постоянно проверять направление движения самолета и функцию тормозов. Прямое направление поддерживайте при помощи руля направления и в случае необходимости путем дифференцирования реверсной тяги левого и правого двигателей. НЕУБОРКА ШАССИ ПОСЛЕ ВЗЛЕТА Проявляется тем, что после перестановки рычага ШАССИ в положение УБРАТЬ не погасли все зеленые сигнальные лампочки или не погасли все красные сигнальные лампочки. Если не погасли все зеленые или красные сигнальные лампочки: Рычаг ШАССИ ...............................................ВЫПУСТИТЬ и повторно УБРАТЬ Если зеленая или красная сигнальная лампа все еще горит: Рычаг ШАССИ ............................................... ВЫПУСТИТЬ Проверьте выпуск шасси по световой и механической сигнализации. Не превышайте скорость в полете 250 км/ч (135 kts) IAS. Примите решение о посадке на ближайшем аэродроме или о продолжении полета. 52 ПРИМЕЧАНИЕ: Расход топлива увеличится по сравнению с расходом, указанным в Главе 5, мин. на 25%. РАЗРУШЕНИЕ ПНЕВМАТИКА ОДНОГО КОЛЕСА Проявится опусканием носа при разрыве пневматика носового колеса, кренением и появлением разворачивающего момента при разрыве пневматика главного колеса. (а) При появлении признаков на взлете: Если разрушение выявлено до скорости равной или ниже V1, прекратите взлет, разгружая стойку с разрушившимся пневматиком и применить реверс по мере надобности. Если разрушение выявлено на скорости выше V1, продолжите взлет, не убирая шасси после взлета; уборку закрылков произвести на высоте 400 футов (122 м) и набрать скорость до 250 км/ч (135 kts) IAS. При дальнейшем наборе высоты или в горизонтальном полете эту скорость не превышайте. Примите решение о выполнении посадки на аэродроме вылета или на другом аэродроме с учетом выполнения полета до него с выпущенным шасси и поэтому расход топлива увеличится мин. на 25% . Посадку выполните по возможности на грунтовую ВПП, разгружая стойку с разрушенным пневматиком, применяя реверс по мере надобности. (б) При появлении признаков на посадке: Разгрузите стойку с разрушенным пневматиком, применить реверс по мере надобности. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Прямое направление можно поддерживать путем применения тормозов. 2. Разгрузку стойки/колеса с разрушенным пневматиком производите по следующей методике: а) Переднюю стойку (колесо носового шасси): - взять штурвал «на себя» - применить для торможения преимущественно реверс. б) Основную стойку (колесо главного шасси): - приземляться с креном 3-5°в сторону неразрушенного колеса - после приземления и пробега по ВПП отклонить элероны в ту же сторону - колесо с разрушенным пневматиком не тормозить –применить макс. Реверс. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ВНИМАНИЕ: ПРИ ОБНАРУЖЕНИИ ОТКАЗА НУЖНО ПОКИНУТЬ ЗОНУ ОБЛЕДЕНЕНИЯ. ПРИМЕЧАНИЕ: Функцию противообледенительных секций крыла можно проверять в полете визуально. 53 ОТКАЗ ОДНОЙ СЕКЦИИ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС ПЛАНЕРА Признаком отказа является падение давления на манометре коробки управления пневматической ПОС в течение работы одной секции (A, B, C). - Проверьте, что при включении данной секции не повышается ТМТ свыше допустимого значения или больше чем на 30°C по сравнению с исходным режимом. В противном случае переключите переключатель функции в положение ВРУЧНУЮ и не применяйте отказавшую секцию. ПОЛНЫЙ ОТКАЗ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС ПЛАНЕРА Полный отказ пневматической ПОС планера проявится тем, что стрелка манометра на коробке управления находится вне зеленого сектора (высокое или низкое давление), не мигают лампы A, B, C. Выключатель на коробке управления пневматической ПОС....................................................ВЫКЛЮЧИТЬ ВНИМАНИЕ: ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОТКАЗАВШЕЙ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ В СЛУЧАЕ, ЕСЛИ ЭКИПАЖ НЕ УВЕРЕН, ЧТО КРЫЛЬЯ САМОЛЕТА НЕ ПОКРЫТЫ ЛЬДОМ, ВЫПОЛНИТЕ НА СКОРОСТИ 195 км/ч (105 kts) IAS С ЗАКРЫЛКАМИ 18°. В ТЕЧЕНИЕ ПИЛОТИРОВАНИЯ ИЗБЕГАЙТЕ РЕЗКИХ ДВИЖЕНИЙ ШТУРВАЛОМ. ПРИМЕЧАНИЕ: Ввиду повышенной скорости приземления истинная длина приземления увеличится по сравнению со стандартной прибл. на 35%. ОТКАЗ РЕЛЕ ВРЕМЕНИ ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ ПОС Неисправность проявится затуханием всех или некоторых из ламп A, B, C на коробке управления. Кнопку КОНТРОЛЬ A, B, C…………………………..НАЖАТЬ Убедиться в перегорании. Лампа подлежит замене только в случае не загорания при нажатии кнопки. Если дело не касается неисправной лампы: Переключатель функции пневматического противообледенения переключить в положение ....... ВРУЧНУЮ Переключатель контрольных ламп переключать поочередно в положение..........................A, B, C При включении должна загореться соответствующая лампа. Выдержку в отдельных положениях, а также общую продолжительность цикла приспособить скорости отложения льда. 54 ОТКАЗ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ОБОГРЕВА ЛОБОВЫХ СТЕКОЛ При растрескивании внешнего лобового стекла, искрении в нагревательном элементе или искрении на шине нагревательного элемента: АЗС ОБОГРЕВ СТЕКОЛ (ЛЕВ, ПРАВ)..........................ВЫКЛЮЧИТЬ ОТКАЗ ПОС ВОЗДУШНОГО ВИНТА Отказ главной цепи циклического выключателя противообледенения воздушных винтов сигнализирован загоранием обеих янтарных ячеек ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на табло сигнализации двигателя. Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на правой стороне приборной доски..................................................................... ОСНОВ. I или II Отказ противообледенения воздушных винтов сигнализирован либо загоранием одной янтарной ячейки ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ либо поочередным загоранием янтарных ячеек ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на правой и левой стороне табло сигнализации. Если появится вибрация двигателя: - Уменьшите мощность двигателя или же его выключите. ПИЛОТАЖНЫЕ ПРИБОРЫ И АППАРАТУРА ЗАКУПОРКА ПРИЕМНИКА СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ Закупорка проявится тем, что стрелка вариометра и стрелка высотомера не реагируют на изменение высоты полета. Кнопки обогрева СТАТ. ДАВЛ. I, II ............. ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Контрольные зеленые лампы в корпусах кнопок должны гореть. а) Если неисправность проявилась у приборов КВС: Красный кран АВАР. СТАТ. ДАВЛ................ ОТКРЫТЬ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ПОСЛЕ ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ АВАРИЙНОГО СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ ВЫДЕРЖИВАЙТЕ ВСЕ ХАРАКТЕРНЫЕ СКОРОСТИ НА 10 км/ч (5,5 kts) IAS БОЛЬШЕ. (б) Если неисправность проявилась у приборов 2 / П (второго пилота): АВТОПИЛОТ (если установлен)......................ВЫКЛЮЧИТЬ - Продолжите полет, не принимая никаких мер. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. ПРИ ЗАКУПОРКЕ СИСТЕМЫ СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ ДЛЯ ПРИБОРОВ 2/П НЕ РАБОТАЕТ СИГНАЛИЗАЦИЯ «ШАССИ ВЫПУСТИ» ПО КАНАЛУ СКОРОСТИ/МОЩНОСТИ В ТЕЧЕНИЕ СНИЖЕНИЯ И ЗАХОДА НА ПОСАДКУ. 2. В ПОЛЕТЕ ТАКЖЕ НЕ РАБОТАЕТ СИГНАЛИЗАЦИЯ МАКС. СКОРОСТИ. ВНИМАНИЕ: ПОКАЗАНИЯМИ ВАРИОМЕТРА, ВЫСОТОМЕРА И УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ НА ПРАВОЙ СТОРОНЕ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ НЕ ПОЛЬЗУЙТЕСЬ. 55 ЗАКУПОРКА ПРИЕМНИКА ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ Закупорка проявится тем, что указатель скорости в горизонтальном полете не реагирует на изменение скорости полета. а) Если неисправность проявилась у приборов КВС: Черный кран ПОЛНОЕ ДАВЛЕНИЕ...............................ПЕРЕКЛЮЧИТЬ В ПОЛОЖЕНИЕ II (б) Если неисправность проявилась у приборов 2 / П (второго пилота): АВТОПИЛОТ (если установлен)................................. ВЫКЛЮЧИТЬ - Продолжите полет, не принимая никаких мер. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. ПРИ ЗАКУПОРКЕ СИСТЕМЫ СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЯ ДЛЯ ПРИБОРОВ 2/П НЕ РАБОТАЕТ СИГНАЛИЗАЦИЯ «ШАССИ ВЫПУСТИ» ПО КАНАЛУ СКОРОСТИ/МОЩНОСТИ В ТЕЧЕНИЕ СНИЖЕНИЯ И ЗАХОДА НА ПОСАДКУ. 2. В ПОЛЕТЕ ТАКЖЕ НЕ РАБОТАЕТ СИГНАЛИЗАЦИЯ МАКС. СКОРОСТИ. ВНИМАНИЕ: ПОКАЗАНИЯМИ ВАРИОМЕТРА, ВЫСОТОМЕРА И УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ НА ПРАВОЙ СТОРОНЕ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ НЕ ПОЛЬЗУЙТЕСЬ. ГЛАВА4. НОРМАЛЬНЫЕ ДЕЙСТВИЯ КАРТЫ КОНТРОЛЬНОЙ ПРОВЕРКИ СТАНДАРТНЫХ ДЕЙСТВИЙ ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ ВНЕШНИЙ ОСМОТР САМОЛЕТА Внешний осмотр выполняйте по маршруту от носовой части самолета, через правую часть фюзеляжа, правый двигатель, правое шасси, правое крыло к хвостовому оперению самолета и по аналогии на левой стороне самолета обратно к его носовой части. 56 ПЕРЕДНЯЯ ЧАСТЬ ФЛЮЗЕЛЯЖА ПРОВЕРКА Замки переднего кожуха...........................................надежность закрытия Обшивка, остекление фар.........................................отсутствие повреждения Вращающийся указатель обледенения....................отсутствие повреждения Воздухозаборник системы вентиляции...................отсутствие посторонних предметов Крышки люков ПСД .................................................снятие Отверстия ПСД лев., прав.........................................отсутствие засорения Остекление пилот. кабины .......................................целость, чистота Стеклоочистители .....................................................отсутствие повреждения Резиновый протектор на фюзеляже ........................отсутствие повреждения, отрыва Аварийный выход......................................................надежное закрытие Антенна в нижней части фюзеляжа.........................отсутствие повреждения ПЕРЕДНЕЕ ШАССИ ПРОВЕРКА Тяги сервоуправления ..............................................отсутствие повреждения Пневматик ..................................................................отсутствие повреждения, деформации или недостаточного давления ПРИЕМНИК ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ ПРАВЫЙ ПРОВЕРКА Чехол приемника полного давления ........................надежность закрытия Входные и дренажные отверстия ППД ....................отсутствие засорения или посторонних предметов ГЛАВНОЕ ШАССИ ПРАВОЕ ПРОВЕРКА Тяги ............................................................................. отсутствие повреждения Пневматик....................................................................отсутствие повреждения, деформации или недостаточного давления Насос впрыска воды....................................................правильная настройка расхода подаваемой воды Водяной бак................................................................. количество воды в баке СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ПРАВАЯ ПРОВЕРКА Капоты .........................................................................надежность закрытия Обшивка лопастей винта и блокировка ……………снятие Лопасти воздушного винта ........................................отсутствие повреждения Ступица воздушного винта .................... …………...отсутствие течи масла Заглушки двигателя ....................................................снятие Воздухозаборник ................................... …………….отсутствие посторонних предметов Сепаратор льда ........................................................... надежность закрытия Отстой топлива (если выполняется пилотом - см. Глава 8)……….... отсутствие воды 57 КРЫЛО ПРАВОЕ ПРОВЕРКА Противообледенительная система .............................отсутствие повреждения Законцовка крыла (если установлена)....................... отсутствие повреждения Концевой бак………………………………………… отсутствие повреждения и деформации, отсутствие течи топлива и надежность закрытия Навигационные фары ................................ ………….отсутствие повреждения Задние кромки элерона и закрылка………………… отсутствие повреждения Излучатель стат. электр., закрылок, баки …………. отсутствие повреждения один излучатель может отсутствовать Тяги управления элеронами .......................................отсутствие повреждения Тяги управления закрылками .....................................отсутствие повреждения Щитки АУК и интерцепторы......................................надежность закрытия Струбцины (см. Глава 8) ............................................ снятие Крышки заливных горловин топливных баков ……надежность закрытия ПРАВАЯ СТОРОНА ФЕЗЕЛЯЖА ПРОВЕРКА Аварийный выход........................................................надежность закрытия Аварийное освещение .................................................отсутствие повреждения Крышка опорожнения клозета (если установлена) .......................................................надежность закрытия ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ ПРОВЕРКА Протекторы ПОС .........................................................отсутствие повреждения Задние кромки рулей ...................................................отсутствие повреждения Тяги управления рулями..............................................отсутствие повреждения Струбцины (см. Глава 8) .............................................снятие Излучатели стат. электр ..............................................отсутствие повреждения один излучатель может отсутствовать Маяк...............................................................................отсутствие повреждения Антенна ........................................................................ отсутствие повреждения ЗАДНЯЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ПРОВЕРКА Излучатель стат. электр................................................отсутствие повреждения, может отсутствовать Нижний киль..................................................................отсутствие повреждения ГЛАВНОЕ ШАССИ ЛЕВОЕ ПРОВЕРКА Тяги ................................................................................отсутствие повреждения Пневматик......................................................................отсутствие повреждения, деформации или недостаточного давления 58 СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕВАЯ Та же самая проверка, что и у правой силовой установки КРЫЛО ЛЕВОЕ Та же самая проверка, что и у правой стороны крыла ЛЕВАЯ СТОРОНА ФЮЗЕЛЯЖА ПРОВЕРКА Аварийный выход……………………………………...надежность закрытия Аварийное освещение…………………………………отсутствие повреждения Резиновый протектор на фюзеляже…………………..отсутствие повреждения, отрыва Статический указатель льда и фара…………………..отсутствие повреждения ПРИЕМНИК ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ ЛЕВЫЙ Та же самая проверка, что и у правого приемника давления ПЕРЕДНЯЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ПРОВЕРКА Дверь багажника (после загрузки багажа)……………надежность закрытия ОСМОТР ВНУТРИ САМОЛЕТА 1. Проверьте состояние потолочных (верхних) панелей, чистоту ковров, чехлов кресел, привязных ремней и аптечки. Проверьте наличие спасательных жилетов (если для данного рейса их установка предписана). Количество спасательных жилетов должно соответствовать числу лиц на борту. 2. Проверьте распределение и крепление нагрузки, крепление защитной сетки в заднем багажнике. 3. Проверьте давление в запасных блоках кислородного питания и общее количество масок. 4. Проверьте состояние освещения пассажирской кабины. 5. Закройте дверь. 6. Проверьте, что подвижные штифты (защелки) в положении ЗАМКНУТО 7. Снимите защитные штифты со всех аварийных выходов и вложите их в карманы на задней стороне пилотских кресел 8. Проверьте, что рычаг управления дверью аварийного выхода в положении ЗАКРЫТО и что пломбировка аварийной двери исправна. 9. Проверьте, что пилотские кресла установлены в требуемом положении. ПОДГОТОВКА ПИЛОТСКОЙ КАБИНЫ - ВТОРОЙ ПИЛОТ ПРОВЕРКА Давление в блоках кислородного питания и маска с микрофоном ...................................................ПРОВЕРИТЬ Стояночный тормоз........................................................СТОП, давление 40 +5 кгс/см2 Шасси ..............................................................................ВЫПУЩЕНО, рычаг зафиксирован РУД...................................................................................МАЛЫЙ ГАЗ 59 РУВ ...................................................................................ФЛЮГИР Рычаги управления стоп-кранами..................................ОТКРЫТЬ Краны отсечки топлива ..................................................ЗАКРЫТЫ АЗС под кожухом (кроме LOGO - если установлено и ВПРЫСК ВОДЫ если вы не приняли решение применить впрыск воды) ................................................................... ВКЛЮЧИТЬ АККУМУЛЯТОР 1,II…………………………………...ВКЛЮЧИТЬ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36ВI ………………………….ВКЛЮЧИТЬ Переговорное устройство I, II; УКВ I ............................ВКЛЮЧИТЬ Аккумулятор, наружный источник ................................напряжение мин. 20 В Переключатель преобразователей ..................................АВТОМАТ Пневматическое противообледенение…………………ВЫКЛЮЧЕНО Противообледенение винтов ..........................................НУЛЬ (ВЫКЛЮЧЕНО) Обогрев стекол..................................................................НУЛЬ (ВЫКЛЮЧЕНО) Состояние топлива………………………………………налево......кг (фунтов) направо.....(кг) Самописец………………………………………………..ПРОВЕРИТЬ Радиостанция УКВ I (левая) ...........................................ПРОВЕРИТЬ, частота....... Часы ..................................................................................НАСТРОИТЬ, время....... Сообщение………………………………………………ПОДГОТОВКА ЗАВЕРШЕНА ПОДГОТОВКА ПИЛОТСКОЙ КАБИНЫ – КВС Давление в блоках кислородного питания и маска с микрофоном.......................................................................ПРОВЕРИТЬ Свободный ход управления самолетом………………...ПРОВЕРИТЬ Отопление ..........................................................................ЗАКРЫТО Сигнализация .....................................................................ПРОВЕРИТЬ Система сигнализации пожара .........................................ПРОВЕРИТЬ ПРОВЕРКА ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ДЕЙСТВИЙ Внешний осмотр.................................................................ВЫПОЛНЕН Внутренний осмотр ...........................................................ВЫПОЛНЕН Эксплуатационные, технические и личные документы…………………………………….....ПРОВЕРЕНЫ, на борту Пассажиры .........................................................................на борту Центровка ...........................................................................% Высотомеры .......................................................................НАСТРОЕНЫ ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ Радиостанция УКВ I ..........................................................ВЫКЛЮЧИТЬ ЗБН (на самописце)............................................................ВЫКЛЮЧИТЬ 60 САМОПИСЕЦ ...................................................................ВКЛЮЧИТЬ На коробке управления самописца загорится свет REC FAIL Кнопки противопожарной системы ......................ПРОВЕРИТЬ ПЛОМБЫ ЗАПУСК ЛЕВ., ПРАВ.............................................ВКЛЮЧИТЬ ЦЭБО ЛЕВ., ПРАВ...................................................ВКЛЮЧИТЬ ТОПЛИВ. НАСОС ЛЕВ., ПРАВ.............................ВКЛЮЧИТЬ Ячейки ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА ...........................ВЫКЛЮЧИТЬ Зона вокруг винтов и снятие блокировок .............СВОБОДНА/ПРОВЕРИТЬ После проверки гидравлической системы уменьшите давление в главном контуре (до 100 кгс/см2) путем выпуска и уборки закрылков. ЗБН (на самописце) .................................................ВКЛЮЧИТЬ (по истечении времени разгона, см. Глава 2) На коробке управления самописца должна погаснуть сигнальная лампа REC FAIL БОРТОВОЙ САМОПИСЕЦ, МАЯК ......................ВКЛЮЧИТЬ На коробке управления бортового самописца: Кнопка ТЕСТ .............................................................НАЖАТЬ Стрелка указателя на коробке управления должна лежать в зеленом поле. Запуск двигателей......................................................ПОДГОТОВЛЕН ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ Рычаг СТОП-КРАН ...................................................ОТКРЫТЬ Кнопка ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ……………………НАЖАТЬ Секундомер ................................................................СТАРТ (в течение периода запуска) Цикл запуска автоматически выключится по истечении 20 секунд и без дальнейшего вмешательства в управление двигатель выйдет на режим малого газа. ПРИМЕЧАНИЕ: Если топливо не воспламенится в течение 12 сек после нажатия на кнопку ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ (указатель не показывает нарастание ТМТ) - запуск прекратите. В течение запуска проверяйте: -TMT -nG/нг (обороты газогенератора) -давление масла; -сигнальная лампа ЗАПУСК погаснет по истечении 20 секунд; -рост давления в гидравлической системе. ВНИМАНИЕ: 1. ЕСЛИ ПО ИСТЕЧЕНИИ 20 СЕК ПОСЛЕ НАЖАТИЯ НА КНОПКУ ЗАПУСК НЕ ПОГАСНЕТ СИГНАЛЬНАЯ ЯЧЕЙКА, ЧТО СВИДЕТЕЛЬСТВУЕТ О НЕРАЗОМКНУТОЙ ЦЕПИ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ ИЛИ В СЛУЧАЕ НЕОБХОДИМОСТИ ПРЕКРАТИТЕ ЦИКЛ ЗАПУСКА ПУТЕМ ВЫКЛЮЧЕНИЯ АЗС ЗАПУСКА (ПРАВ., ЛЕВ). 2. ЕСЛИ ПОСЛЕ ЗАПУСКА ОБОРОТЫ ГАЗОГЕНЕРАТОРА ПОВЫШАЮТСЯ МЕДЛЕННО С ТЕНДЕНЦИЕЙ К ЗАВИСАНИЮ ДВИГАТЕЛЯ, 61 НЕОБХОДИМО УВЕЛИЧЬ КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА ДЛЯ ЗАПУСКА, МЕДЛЕННО ПЕРЕМЕЩАЯ РУД ДО МОМЕНТА, КОГДА ОБОРОТЫ НАЧНУТ ПЛАВНО ПОВЫШАТЬСЯ. КАК ТОЛЬКО СКОРОСТЬ НАРАСТАНИЯ ОБОРОТОВ ПОВЫСИТСЯ, РУД НЕМЕДЛЕННО ВОЗВРАТИТЕ В ПОЛОЖЕНИЕ МАЛОГО ГАЗА. СЛЕДИТЕ ЗА ТЕМПЕРАТУРОЙ МЕЖДУ ТУРБИНАМИ, КОТОРАЯ НЕ ДОЛЖНА ПРЕВЫСИТЬ МАКС. ДОПУСТИМОЕ ЗНАЧЕНИЕ ДЛЯ ЗАПУСКА. После выхода двигателя на режим малого газа: Выключатели ГЕН. ПОСТ., ГЕН. ПЕРЕМ...........................ВКЛЮЧИТЬ Аэродромный источник..........................................................ОТСОЕДИНИТЬ Сигнализация АЭРОДРОМ. ИСТОЧНИК ...........................НЕ ГОРИТ Параметры двигателей............................................................ПРОВЕРИТЬ В случае запуска двигателей от бортовых источников: Перед запуском второго двигателя: ГЕНЕРАТОР работающего двигателя...................................ВКЛЮЧИТЬ nG (обороты газогенератора)...................................................65% (макс. 70%) Гидравлическая система .........................................................ПРОВЕРИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Загорание сигналов ФЛЮГИР. НАСОС (левый, правый) при низких ТНВ не считайте дефектом. После прогрева двигателя сигнализация погаснет. 2. При запуске от бортовых аккумуляторов необходимо в течение запуска следить за напряжением сети по правому вольтамперметру (переключатель ВА-МЕТР должен находиться в положении АКУМ I ВА или II ВА). После нажатия на кнопку ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ допускается падение напряжения не менее 14 В в течение макс. 4 сек. 3. При запуске первого двигателя следите за ростом давления в гидравлической сети. Если гидравлический насос в течение 25 секунд не создает давление, остановите двигатель и доложите наземному составу о неисправности. НЕУДАВШИЙСЯ ЗАПУСК Рычаг СТОП-КРАН…………………………………………..ЗАКРЫТЬ АЗС ЗАПУСК………………………………………………....ВЫКЛЮЧИТЬ Запуск нужно немедленно прекратить путем выключения АЗС ЗАПУСК: - в случае быстрого нарастания ТМЗ с опасностью превышения макс. допустимой температуры; - в случае невоспламенения топлива в течение 12 сек после нажатия на кнопку ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ (указатель не показывает нарастание ТМТ); - если не растет давление масла; - в случае проблескивания пламени из выхлопного патрубка; - в случае ненормального шума в течение запуска. Перед повторным запуском после неудавшегося запуска выполните сухую прокрутку двигателя. ВНИМАНИЕ: ПЕРЕД ПОВТОРНЫМ ЗАПУСКОМ УСТРАНИТЕ ПРИЧИНУ НЕИСПРАВНОСТИ. 62 ПРОГРЕВ ДВИГАТЕЛЯ ПОСЛЕ ЗАПУСКА После запуска необходимо двигатель прогреть. Прогрев двигателя и одновременно первая проверка двигателя и приборов производится на режиме малого газа и на исходном режиме для разгона. Продолжительность прогрева зависит от температуры наружного воздуха и должна быть не менее 2 мин. При низких температурах, для сокращения времени прогрева, можно при достижении температуры масла + 10°C повысить обороты газогенератора до nG 75 - 78%. Температура масла к концу прогрева двигателя должна быть выше минимального значения для разгона + 20°C. ПЕРЕД ВЫРУЛИВАНИЕМ СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ...................................ВКЛЮЧИТЬ РАДИОНАВИГАЦИЯ ............................................................ ВКЛЮЧИТЬ АЗС ФЛЮГИРОВАНИЕ / АВТОМ. КРЕНА ........................ВКЛЮЧИТЬ TRANSPARENT /ЗАСТЕРГНУТЬ РЕМНИ...........................ВКЛЮЧИТЬ УКАЗАТЕЛЬ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ВРАЩАЮЩИЙСЯ ...........ВКЛЮЧИТЬ РАДИОЛОКАТОР (если установлен) ....................................ВКЛЮЧИТЬ СПЕЦ. ОБОРУДОВАНИЕ .......................................................ВКЛЮЧИТЬ САУ, ЭЛ. ТРИММЕР (если установлены) ............................ ВКЛЮЧИТЬ Экран радиолокатора (если установлен) ................................STBY/ГОТОВНОСТЬ GPS (если установлен)..............................................................ВКЛЮЧИТЬ Графический узел (если установлен)..................................... .ВКЛЮЧИТЬ Переключатель НАВ 1 и НАВ 2 (если установлен) ..............ПРОВЕРИТЬ ПОЛОЖЕНИЕ НАВ 1 Тормоза ......................................................................................НАЖАТЬ и проверить давление аккум. Правый авиагоризонт и указатель поворота ..........................ВКЛЮЧИТЬ Левый авиагоризонт и указатель поворота ............................ВКЛЮЧИТЬ ИНТЕРЦЕПТОРЫ ....................................................................ВКЛЮЧИТЬ АВТОМ. КРЕНА .......................................................................ВКЛЮЧИТЬ АВТОМ. ФЛЮГИР ...................................................................ВКЛЮЧИТЬ УПРАВЛЕНИЕ НОС. КОЛЕСОМ ...........................................ВКЛЮЧИТЬ ПРОТИВОБЛОКИРОВКА ТОРМОЗОВ……………………..ВКЛЮЧИТЬ Табло сигнализации ЗАКРЫЛКИ 18°, РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ и зеленый свет АВТОМАТА КРЕНА..........................................ВКЛЮЧИТЬ Гиромагнитные компасы ..........................................................ПРОВЕРИТЬ GPS (если установлен) ..............................................................ЗАДАТЬ РЕЖИМ Переключатель DME..................................................................положение НАВ I, ПРОВЕРИТЬ Радиовысотомер……………………………………………… .ПРОВЕРИТЬ, настроить на DH (MD)..........м (фут) 63 Эл. сеть.......................................................................................ПРОВЕРИТЬ Функция эл. триммеров............................................................ПРОВЕРИТЬ Триммер руля высоты ............................................................. делений по центровке Триммер элеронов ...................................................................нейтральное положение Триммер руля направления ....................................................одно деление направо Навигационные системы ........................................................ПРОВЕРИТЬ, частота ........... Ответчики ................................................................................ПРОВЕРИТЬ, готовность I, II Автопилот/САУ (если установлен)........................................ТЕСТ, ПРОВЕРИТЬ РУВ ...........................................................................................МАЛЫЙ УГОЛ Защелка реверса........................................................................СНЯТЬ Для руления...............................................................................ПОДГОТОВЛЕН ФАРЫ РУЛЕНИЯ I, II..............................................................ВКЛЮЧИТЬ Стояночный тормоз ..................................................................РАСТОРМОЗИТЬ РУЛЕНИЕ 1. Руление с применением ручного управления передним колесом можно производить только с левого пилотского кресла. ПРИМЕЧАНИЕ: Управление самолетом должно быть плавным, так как быстрое перемещение рычага управления приводит только к несоразмерному увеличению усилий на рычаге. 2. Расход топлива на рулении составляет 2 кг на 1 минуту руления. 3.Тормоза…………………………………………………ПРОВЕРИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Если при опробовании тормозов окажется торможение одного из колес неэффективным, выполните стоянку на подходящей площади и затормозите при помочи исправного тормоза (определенного по манометру). Устраните причину дефекта. 4. На рулении стравить воздух из гидросистемы воздушных винтов, поочередно флюгируя левый и правый винт при помощи РУВ. После падения числа оборотов до прибл. 350 - 400 об/мин верните РУВ в первоначальное положение. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Рекомендуется выполнять одновременное флюгирование обоих винтов для уменьшения скорости руления. 2. В течение руления проверьте возможность настройки реверса и сигнализации «БЕТА» при выходе РУД из режима малого газа в режим реверса. РУВ настроен на малый угол. 5. в течение руления убедитесь, что стрелки указателей поворота отклоняются по направлению поворота. 6. Руление с открытыми форточками разрешено. ПРИМЕЧАНИЕ: Если подготовка на земле в горячий сезон (температура в диапазоне 48 и 50°C) превысит 20 минут, прекратите подготовку для взлета и дайте самолету остыть до 50°C. 64 ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ ЗАГОРИТСЯ ЖЕЛТЫЙ СИГНАЛ ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ В ТЕЧЕНИЕ 20 МИНУТ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКИ, ПРЕКРАТИТЕ ПОДГОТОВКУ ДЛЯ ВЗЛЕТА. ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН, ПОКА ЭТА СИГНАЛЬНАЯ ЛАМПА ГОРИТ. ДОЛОЖИТЕ О НЕИСПРАВНОСТИ ДИСПЕТЧЕРСКОЙ СЛУЖБЕ ДО ВЫХОДА НА ВПП Форточки ...............................................................................ЗАКРЫТЬ Авиагоризонты ......................................................................РАЗАРРЕТИРОВАТЬ, ПРОВЕРИТЬ Параметры двигателей …………………………………….В РАБОЧЕМ ДИАПАЗОНЕ Обогрев стекол, противообледенение винтов ...................ВКЛЮЧИТЬ, степень I Отопление..............................................................................ЗАКРЫТЬ Закрылки ...............................................................................18°или 0° Переключатель ответчика II (если установлен) .................НАСТРОИТЬ I Ответчик..................................................................................КОД.....STBY/ ГОТОВНОСТЬ Управление самолетом ...........................................................................свободное ВНИМАНИЕ: ПРИ ВЗЛЕТЕ С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 0° БУДЕТ НА ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ГОРЕТЬ ЯНТАРНЫЙ СИГНАЛ ЗАКРЫЛКОВ В ПОЛОЖЕНИИ 18°, А ИМЕННО ДО МОМЕНТА ОТРЫВА САМОЛЕТА. ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ Переключатель управления носовым колесом ...............ПЕДАЛЬ, лампа горит Приборы ..............................................................................В РАБОЧЕМ ДИАПАЗОНЕ Гиромагнитные компасы .................................................. СОГЛАСОВАТЬ, курс ВПП Графическое оборудование (если установлено) .............ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ ПОСЛЕ РАЗРЕШЕНИЯ ВЗЛЕТА Ответчик...............................................................................ВКЛЮЧИТЬ Обогрев приемников общего давления ............................ВКЛЮЧИТЬ Часы .....................................................................................ВКЛЮЧИТЬ ВЗЛЕТ (С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°) СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ Скорость принятия решения……………………….…V1- переменная, будет определена по графикам на (Рис. 20 и 22) Скорость в момент подъема носовой опоры шасси .VR = 150 км/ч (81 kts) IAS Безопасная скорость взлета .........................................V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS Скорость при наивыгоднейшем угле набора высоты для полетев с двумя двигателями (закрылки 0°) ..........................................VX = 200 км/ч IAS (108 KIAS) Скорость набора высоты с макс. вертикальной скоростью для полетев с двумя двигателями (закрылки 0°) ..........................................VY = 250 км/ч IAS (135 KIAS) 65 Эти скорости не меняться при изменении центровки и массы. (а) Нормальный взлет Тормоза ............................................................................НАЖАТЬ РУД ……………………………………………………..медленно перемещая РУД, повысить мощность двигателей до уровня, при котором самолет можно удержать на месте Тормоза …………………………………………………РАСТОРМОЗИТЬ РУД ..................................................................................МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ Скорость………………………………………………...VR = 150 км/ч (81 kts) IAS Поднимите переднее шасси на угол тангажа не более 10° и оторвите самолет от земли. Тормоза на высоте над аэродромом 10 - 16 фут (3 - 5 м)..........................................................НАЖАТЬ Замок рычага ШАССИ ...................................................СНЯТЬ Шасси ...............................................................................УБРАТЬ Скорость............................................................................V2 =175 км/ч (94 kts) IAS С высоты 400 фут (122 м) над аэродромом : Набирайте рекомендуемую высоту со скоростью........3 м/с (600 фут/мин) Набирая высоту, скорость...............................................V2 =175 км/ч (94 kts) IAS Закрылки .......................................................................... 0° Скорость увеличите до ...................................................200 км/ч (108 kts) IAS РУД ...........................................................................МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНЫЙ РЕЖИМ Фары .................................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ На высоте 1 500 фут (457 м): ИНТЕРЦЕПТОРЫ, АВТОМАТ. КРЕНА, АВТОМАТ. ФЛЮГИР.....................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Скорость увеличите до ....................................................250км/ч (135 kts) IAS ВНИМАНИЕ: УМЕНЬШЕНИЕ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ДО МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОГО РЕЖИМА НАЧИНАЙТЕ С УМЕНЬШЕНИЯ КРУТЯЩЕГО МОМЕНТА РУД ДО НЕ БОЛЕЕ 90%. ТОЛЬКО ПОТОМ УСТАНОВИТЕ ОБОРОТЫ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ ДО 1900 ОБ/МИН. (б) Взлет с применением впрыска воды Второй пилот: После достижения крутящего момента свыше 60% включит впрыск воды. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Мощности самолета, содержащиеся в Главе 5, при температуре наружного воздуха при взлете +23°C и выше или при атмосферных условиях (см. Рис. 8), гарантированы лишь при применении соответствующей степени впрыска воды. 2. Подробная информация, касающаяся подготовки самолета для взлета с применением впрыска воды см. стр. 79 . 66 3. Техника пилотирования при взлете с применением впрыска воды не отличается от нормального взлета. 4. Нормальная работа системы впрыска воды характеризуется непрерывной работой светосигнализатора ВПРЫСК ВОДЫ и понижением ТМТ в момент включения на 20 - 30°C. ВЗЛЕТ (С ЗАКРЫЛКАМИ В ПОЛОЖЕНИИ 0°) СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ Скорость принятия решения ........................................V1 - переменная, будет определена по графикам (Рис. 20 и 22) Скорость в момент подъема носовой опоры шасси ..VR = 175 км/ч (94 kts) IAS Безопасная скорость взлета ..........................................V2 = 175 км/ч (94 kts) IAS Скорость при наивыгоднейшем угле набора высоты с двумя двигателями (закрылки 0°) ………………….Vx = 200 км/ч IAS (108 KIAS) Скорость набора высоты с макс. вертикальной скоростью с двумя двигателями (закрылки 0°) ………………….Vy = 250 км/ч IAS (135 KIAS) Эти скорости не меняться при изменении центровки и массы. (а) Нормальный взлет Тормоза...........................................................................НАЖАТЬ РУД..................................................................................медленно перемещая РУД, повысить мощность двигателей до уровня, при котором можно самолет удержать на месте Тормоза ...........................................................................РАСТОРМОЗИТЬ РУД..................................................................................МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ Скорость .........................................................................VR = 175 км/ч (94 kts) IAS Поднимите переднее шасси на угол тангажа не более 10° и оторвите самолет от земли. Тормоза на высоте над аэродромом 10 - 16 фут (3 - 5 м).........................................................НАЖАТЬ Замок рычага ШАССИ .................................................СНЯТЬ Шасси .............................................................................УБРАТЬ Скорость..........................................................................V2 =175 км/ч (94 kts) IAS С высоты 400 фут (122 м) над аэродромом: Набирайте рекомендуемую высоту со скоростью ......3 м/с (600 фут/мин) Набирая высоту, увеличите скорость до .....................200 км/ч (108 kts) IAS РУД..................................................................................МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНЫЙ РЕЖИМ Фары.................................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ 67 На высоте 1 500 фут (457 м): ИНТЕРЦЕПТОРЫ, АВТОМАТ. КРЕНА, АВТОМАТ ФЛЮГИР. ...................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Скорость увеличите до……………………………..…..250кмч (135 kts) IAS ВНИМАНИЕ: УМЕНЬШЕНИЕ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ ДО МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОГО РЕЖИМА НАЧИНАЙТЕ С УМЕНЬШЕНИЯ КРУТЯЩЕГО МОМЕНТА РУД ДО НЕ БОЛЕЕ 90%. ТОЛЬКО ПОТОМ УСТАНОВИТЕ ОБОРОТЫ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ ДО 1900 ОБ/МИН. (б) Взлет с применением впрыска воды. Второй пилот: После достижения крутящего момента свыше 60% включит впрыск воды. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Мощности самолета, содержащиеся в Главе 5, при температуре наружного воздуха на самолете взлета +23°C и выше или при атмосферных условиях см. Рис. 8, гарантированы лишь при применении соответствующей степени впрыска воды. 2. Подробная информация, касающаяся подготовки самолета для взлета с применением впрыска воды (см. стр.79). 3. Техника пилотирования при взлете с применением впрыска воды не отличается от нормального взлета. 4. Нормальная работа системы впрыска воды характеризуется непрерывной работой светосигнализатора ВПРЫСК ВОДЫ и понижением ТМТ в момент включения на 20 - 30°C. НАБОР ВЫСОТЫ 1. РУД .........................................................................МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНЫЙ РЕЖИМ 2. РУВ..........................................................................1900 об/мин 3. Скорость набора высоты с двумя работающими двигателями .......................................мин. 250 км/ч (135 kts) IAS 4. Высотомеры на высоте перехода...........................СТАНДАРТ 5. После достижения безопасной высоты над уровнем аэродрома набор высоты продолжите на вертикальной скорости макс.................................3 м/с (590 фут/мин) 6. АЗС TRANSPARENT/ ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ ………………………...ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ 1.РУД............................................................................ в диапазоне от малого газа до макс. продолжительного режима 2. РУВ...........................................................................1700 об/мин ПРИМЕЧАНИЕ: При макс. продолжительном режиме разрешается полный отбор воздуха при условии непревышения температуры между турбинами 690°C. 68 ПРИМЕЧАНИЕ: Если в полете при высоких атмосферных температурах загорится желтый светосигнализатор ГИДРАВЛ. на сигнальном табло (температура в диапазоне 48 и 50°C), два раза выпустите и уберите шасси, чтобы охладить гидравлическую жидкость. Если сигнальная лампа ГИДРАВЛ. все еще горит, закончите полет и доложите службе УВД о неисправности. 3. После достижения высоты полета, если имеется топливо в концевых баках: - АЗС КОНЦ. БАК ЛЕВ., ПРАВ ................................ВКЛЮЧИТЬ Когда топливо из концевых баков перекачано: - АЗС КОНЦ. БАК ЛЕВ., ПРАВ..................................ВЫКЛЮЧИТЬ ПОЛЕТ В ТУРБУЛЕНТНОЙ АТМОСФЕРЕ 1. Скорость ……………………………………………макс. 265 км/ч (143 kts) IAS 2. АЗС TRANSPARENT/ ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ…………………………..ВКЛЮЧИТЬ ПОЛЕТ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ В случае предпосылки образования обледенения (при температуре воздуха +5°C и ниже и одновременно при наличии облачности, тумана, снегопада, дождя или мороси): Вращательный сигнализатор обледенения .................ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ ...........................II Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ ОСНОВ.II (в зависимости от скорости отложения льда) Переключатели СЕПАР. ЛЬДА ЛЕВ., ПРАВ. в группе ПРОТИВООБЛЕД............................................ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ На табло сигнализации начнут мигать сигналы СЕПАР. ЛЬДА и при полном открытии сепараторов льда будут лампы гореть постоянно. Выключатель на коробке управления ПОС планера ....................................................................ВКЛ/ВЫКЛ ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ После включения выключателя ПОС планера на коробке управления должен загораться подсвет лицевой панели. Кнопка ОСВЕЩ. СИГНАЛ. ОБЛЕД...............................НАЖАТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Наиболее эффективное удаление льда получается при включении ПОС планера в момент, когда толщина обледенения составляет 8-10 мм. Толщину обледенения проверяйте по указателю СТАТ. СИГНАЛИЗАТОР ОБЛЕДЕНЕНИЯ. Переключатель функции ПОС ........................................АВТОМАТ Переключатель скорости цикла ......................................БЫСТРО или МЕДЛ. в зависимости от скорости отложения льда 69 Исправность циклического наполнения отдельных секций ПОС проверяйте по загоранию контрольных ламп A, B, C на коробке управления; давление воздуха должно лежать в диапазоне рабочих значений. Продолжительность одного цикла должна соответствовать положению переключателя скорости цикла (БЫСТРО - 1 мин, МЕДЛ - 3 мин.). НЕЖЕЛАТЕЛЬНЫЙ ВХОД В ЗОНУ МОРОСЯЩЕГО ДОЖДЯ ИЛИ ИЗМОРОСИ Вход самолета в зону моросящего дождя или измороси можно узнать по следующему: - ПОС на верхней стороне крыла покрыта льдом - необогреваемая часть боковых лобовых стекол будет покрыта льдом - штурвал начнет слабо вибрировать на скоростях выше 250 км/ч (135 kts) IAS ДЕЙСТВИЯ: - отсоедините автопилот/САУ (если установлен) и выполните полет вручную, пока лед не исчезнет - ограничите скорость ниже 278 км/ч (135 kts) IAS - путем изменения высоты или направления полёта выйти из неблагоприятных метеорологических условий. - не убирайте закрылки, пока планер самолета не останется без льда - поднимите мин скорость для соответствующего положения закрылков на прибл. 9 км/ч (5 kts) IAS - не меняйте быстро высоту полета (макс. коэффициент нагрузки 1,3, макс. угловая скорость бортовой качки 10°/с) - макс. угол крена + 30° ДЕЙСТВИЯ ПОСЛЕ ВЫХОДА ИЗ ЗОНЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ ............................. положение I Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ................................................................ 0 (ВЫКЛЮЧИТЬ) АЗС УКАЗАТЕЛЬ СТАТ .................................................ВКЛЮЧИТЬ на время необходимое для удаления льда; затем ВЫКЛЮЧИТЬ Переключатели СЕПАР. ЛЬДА ЛЕВ., ПРАВ в группе ПРОТИВООБЛЕД.............................................ВЫКЛЮЧИТЬ На табло сигнализации начнут мигать сигналы СЕПАР. ЛЬДА и при полном закрытии сепараторов льда должны погаснуть. Выключатель ПОС на коробке управления ..................ВЫКЛЮЧИТЬ ПЕРЕД СНИЖЕНИЕМ Информация о заходе на посадку ..................................ПЕРЕДАНА (ОЗНАКОМЛЕН) АЗС TRANSPARENT/ ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ ...................................................ВКЛЮЧИТЬ 70 ОТОПЛЕНИЕ ...................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ 71 СНИЖЕНИЕ Для снижения можно применить режимы с макс. продолжительного до режима малого газа. Рекомендуемая скорость снижения - 310 км/ч (167 kts) IAS. Для снижения с пассажирами рекомендуется не превышать скорость снижения 3 м/с (590 фут/мин). НА ЭШЕЛОНЕ ПЕРЕХОДА Высотомеры ...................................................................Настроить на QNH............, сличить высоту Тормоза ...........................................................................ПРОВЕРИТЬ давление в аккум. тормозов АВТОМ. ФЛЮГИР., АВТОМ. КРЕНА, ИНТЕРЦЕПТОРЫ .........................ВКЛЮЧИТЬ Радиовысотомер ............................................................НАСТРОИТЬ DH.............(фут) ЗАХОД НА ПОСАДКУ Скорость..........................................................................макс. 250 км/ч (135 kts) IAS Шасси .............................................................................ВЫПУСТИТЬ И ЗАФИКСИРОВАТЬ Закрылки ........................................................................18° НОЖНОЙ РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ...........................ВКЛЮЧИТЬ ПОСАДОЧНЫЕ ФАРЫ ...............................................ВКЛЮЧИТЬ Радиолокатор (если установлен)..................................STBY/ГОТОВНОСТЬ Скорость .........................................................................мин. 165 км/ч (89 kts) IAS 100 фут (30 м) над высотой принятия решения (мин. высотой снижения): Скорость..........................................................................мин. 165 км/ч (89 kts) IAS РУВ..................................................................................МАЛЫЙ ШАГ Автопилот/САУ (если установлен)..............................ВЫКЛЮЧИТЬ или режим второго круга над высотой принятия решения На высоте принятия решения (вы приняли решение приземлиться): Закрылки .........................................................................42° Скорость..........................................................................155 км/ч IAS (84 KIAS) ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ОБОИМИ РАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ (а) над высотой принятия решения (мин. высотой снижения) РУД ..................................................................................МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ Набор высоты .................................................................НАЧАТЬ Шасси ..............................................................................УБРАТЬ Скорость...........................................................................155 км/ч IAS (84 KIAS) 72 ФАРЫ ...............................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ После достижения высоты над аэродромом 400 фут (122 м ) Скорость............................................................................175 км/ч (94 kts) IAS Закрылки ..........................................................................0° Скорость............................................................................200 км/ч (108 kts) IAS (б) под высотой принятия решения (мин. высотой снижения) РУД....................................................................................МАКС. ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ Набор высоты на скорости..............................................155 км/ч (84 kts) IAS Шасси ................................................................................УБРАТЬ Закрылки ...........................................................................18° ФАРЫ ................................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ После достижения высоты 400 фут (122 м) над ВПП Скорость увеличите до ....................................................175 км/ч (94 kts) IAS Закрылки ........................................................................... 0° Скорость ............................................................................200 км/ч (108 kts) IAS После достижения высоты 1500 фут (457 м) над ВПП: Скорость поднимите до ...................................................250 км/ч (135 kts) IAS ПРИМЕЧАНИЕ: Более подробное описание - см Глава 5. ПОСАДКА СКОРОСТИ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ Условия (а) Закрылки в посадочном положении (42°) - Шасси ..............................................................................ВЫПУСТИТЬ - Двигатели .......................................................................малый газ или один двигатель не работает и другой работает на малом газе - Скорость .........................................................................155 км/ч (84 kts) IAS (б) Закрылки во взлетном положении (18°) - Шасси ..............................................................................ВЫПУСТИТЬ - Двигатели ........................................................................малый газ или один двигатель не работает и другой работает на малом газе - Скорость .........................................................................165 км/ч (89 kts) IAS Эти скорости с посадочной массой и центровкой не меняются. ДЕЙСТВИЯ В ТЕЧЕНИЕ ПОСАДКИ (а) С обоими работающими двигателями на высоте 50 фут (15 м) над ВПП РУД ..................................................................................МАЛЫЙ ГАЗ На высоте 10 фут (3 м) над ВПП: Самолет ............................................................................ВЫРАВНИТЬ Скорость снижения .........................................................1 - 0,5 /м/с (200 - 100 фут/мин). 73 Немедленно после приземления - по мере надобности: Кнопка интерцепторов ....................................................НАЖАТЬ по мере надобности РУД....................................................................................РЕЖИМ РЕВЕРСА по мере надобности После приземления на три точки Тормоза....................................................................................................НАЖАТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Интерцепторами может управлять лишь КВС. (б) С одним работающим двигателем на высоте 50 фут (15 м) над ВПП РУД ....................................................................................МАЛЫЙ ГАЗ На высоте 10 фут (3 м) над ВПП: Самолет .............................................................................ВЫРАВНИТЬ Скорость снижения ……………………………………..1 - 0,5 /м/с (200 - 100 фут/мин). Немедленно после приземления - согласно условиям: Кнопка интерцепторов………………………………….НАЖАТЬ по мере надобности РУД работающего двигателя...........................................РЕЖИМ РЕВЕРСА по мере надобности После приземления на три точки Тормоза………………………………………………….НАЖАТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Склонность к повороту при применении реверса компенсируйте ножным управлением носового колеса, тормозами и полным перемещением штурвала от себя. 2. Истинная длина траектории для посадки с одним работающим двигателем на 20% длиннее по сравнению с длиной посадки с обоими работающими двигателями (см. Глава 5 - Длины траектории для посадки). 3. На аэродроме с мягкой грунтовой ВПП после посадки с обоими работающими двигателями и с одним работающим двигателем разгрузите носовое шасси после посадки и включения реверса путем взятия штурвала на себя. ПОСЛЕ ПОСАДКИ Рулежные фары…………………………………………..ВКЛЮЧИТЬ Ответчик………………………………………………….STBY/ГОТОВНОСТЬ Графическое устройство (если установлено)…………. ВЫКЛЮЧИТЬ Управление носовым колесом…………………………..ВРУЧНУЮ Закрылки………………………………………………….УБРАТЬ Кнопки ИНТЕРЦЕПТОРЫ, АВТОМ. КРЕНА, АВТОМ. ФЛЮГИР ...........................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Обогрев приемников давления .........................................ВЫКЛЮЧИТЬ Продивообледенение (стекол, винтов) ............................ВЫКЛЮЧИТЬ Авиагоризонты, указатели поворота и крена……..…….ВЫКЛЮЧИТЬ БЛОКИРОВАТЬ GPS (если установлен) .......................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Экран радиолокатора (если установлен) .........................ВЫКЛЮЧИТЬ СПЕЦИАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ..............................ВЫКЛЮЧИТЬ 74 САУ, ЭЛ. ТРИММЕР (если установлены) ......................ВЫКЛЮЧИТЬ РАДИОЛОКАТОР (если установлен) ..............................ВЫКЛЮЧИТЬ СЕПАРАТОР ЛЬДА ...........................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Сигнализаторы обледенения .............................................ВЫКЛЮЧИТЬ Радиостанция КВ (если установлена) ..............................ВЫКЛЮЧИТЬ Выключатели автомат. флюгирования ............................ВЫКЛЮЧИТЬ Радиокомпас, навигация, высотомер ............................... ВЫКЛЮЧИТЬ Гирокомпас .........................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Резервный авиагоризонт ................................................... ВЫКЛЮЧИТЬ Преобразователи, кроме № I 36В......................................ВЫКЛЮЧИТЬ Часы .....................................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ После останова самолета: АЗС TRANSPARENT/ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ................ВЫКЛЮЧИТЬ СТОЯНОЧНЫЙ ТОРМОЗ ................................................ДАВЛЕНИЕ 25+5 кгс/см2 ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЯ НА ЗЕМЛЕ РУД ......................................................................................МАЛЫЙ ГАЗ РУВ ......................................................................................ФЛЮГИР ФАРЫ - РУЛЕЖНЫЕ ........................................................ВЫКЛЮЧИТЬ РАДИОСТАНЦИЯ УКВ, ПЕРЕГОВОРНАЯ АППАРАТУРА………………...…….ВЫКЛЮЧИТЬ По истечении 3 минут нужных для охлаждения двигателя: ПРИМЕЧАНИЕ: В продолжительность охлаждения двигателя разрешено включить время руления; допускается кратковременное (макс. 15 сек) повышение оборотов газогенератора до 70%. Выключатели ГЕН. ПОСТ., ГЕН. ПЕРЕМ……………… ВЫКЛЮЧИТЬ Рычаг СТОП-КРАН ............................................................ЗАКРЫТЬ Часы ......................................................................................СТАРТ (для проверки останова генератора - более чем 18 сек) ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: ПРИ ОПРЕДЕЛЕНИИ ПРИЗНАКОВ ГОРЕНИЯ ВНУТРИ ДВИГАТЕЛЯ ПОСЛЕ ЕГО ВЫКЛЮЧЕНИЯ ВЫПОЛНИТЕ НЕМЕДЛЕННО ДЕЙСТВИЯ СОГЛАСНО СТАТЬЕ «ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ» После останова газогенератора: маяк, самописец (если установлен) ................................... ВЫКЛЮЧИТЬ ЦЭБО, ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ ..........................................ВЫКЛЮЧИТЬ ТОПЛИВ. НАСОС ...............................................................ВЫКЛЮЧИТЬ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36В I ...............................................ВЫКЛЮЧИТЬ Все АЗС под кожухом .........................................................ВЫКЛЮЧИТЬ АККУМ. I, II .........................................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Перед длительной стоянкой: Рычаги управления воздушными винтами .......................вывести из положения ФЛЮГИР и оставить их вблизи этого положения 75 ЭКСПЛУАТАЦИЯ И ПРОВЕРКА СИСТЕМ ДВИГАТЕЛИ И ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ ПРОВЕРКА ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЯ НА ПОРОГЕ ВПП 1. Оба двигателя ..................................................................МАЛЫЙ ГАЗ 2. Приборы двигателя.......................................................... ПРОВЕРИТЬ: Обороты газогенератора ..................................................... 60 - 63% TMT........................................................................................макс. 550°С Крутящий момент ................................................................мин. 8% Температура масла................................................................мин. +20°C Давление масла .....................................................................мин. 1,8 кгс/см2 (25.6 psi) Обороты воздушного винта .................................................920± 60 об/мин (разность между оборотами левого и правого винтов не должна превысить 40 об/мин) УСТАНОВКА МАКС. ВЗЛЕТНОГО РЕЖИМА РУВ настроить в положение макс. оборотов винта. РУД переместить в такое положение, чтобы не превысить крутящий момент MK = 100% или допустимую температуру между турбинами TMT= 735°C или обороты газогенератора nG = 100%. При повышении скорости проверяйте особенно, что не были превышены предельные значения измеряемых параметров (см. Глава 2 стр.20). Если любое измеренное значение превысило допустимое предельное значение, уменьшите мощность двигателя рычагом РУД. ВНИМАНИЕ: ПРИ МАКС. ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ ВОЗДУХОЗАБОРНИК ДОЛЖЕН БЫТЬ ЗАКРЫТ. УСТАНОВКА МАКС. ВЗЛЕТНОГО РЕЖИМА С ВПРЫСКОМ ВОДЫ Макс. взлетная мощность с впрыском воды применяется, если атмосферные условия не гарантируют достаточную мощность двигателя. Служит для поддерживания мощности при температуре наружного воздуха + 23°C и выше или при условиях см. Рис. 8. Согласно установленным атмосферным условиям (температуре и давлению) по графику определится нужная степень впрыска воды (см. Глава 4 - ПРИМЕНЕНИЕ ВПРЫСКА ВОДЫ, стр.79) ПРИМЕЧАНИЕ: В течение взлета разрешено вмешательство ЦЭБО по причинам превышения 100% крутящего момента без необходимости ограничения мощности двигателя. Проверьте, что вмешательство ЦЭБО было вызвано превышением крутящего момента, а не других переменных (обороты газогенератора, обороты винта или TMT). 76 УСТАНОВКА МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОГО РЕЖИМА Установить РУД по графику на Рис. 7, (макс. обороты газогенератора = 97%). Проверьте, что не были превышены остальные ограничивающие параметры (TMT = макс. 690°C; крутящий момент = макс. 100 %; обороты винта = макс. 1900 об/мин) - см. Глава 2, стр. 20., в случае необходимости уменьшите мощность двигателя при помощи РУД. Возможное несовпадение крутящих моментов левого и правого двигателей при одинаковых оборотах воздушных винтов может пилот, если это считает необходимым, согласовать путем уменьшения мощности двигателя и увеличением крутящего момента. На макс. продолжительном режиме при соблюдении макс. ТМТ разрешено отбирать полное количество воздуха для систем самолета. ГРАФИК ДЛЯ УСТАНОВКИ МАКС. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОГО РЕЖИМА В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ВЫСОТЫ И ТЕМПЕРАТУРЫ (V = 220 км/ч (119 kts) TAS ; МК = 100%) Рис. 7 77 УСТАНОВКА ЧРЕЗВЫЧАЙНОГО РЕЖИМА Этот режим применяется при отказе двигателя на взлете и прерванном заходе на посадку. При помощи рычага управления двигателем поднимите штифт в пазе направляющей кулисы, преодолевая сопротивление пружинного упора, и переместите РУД в переднее крайнее положение. Перемещением РУД за пружинный упор повышенное сопротивление исчезнет и РУД можно свободно перемещать в диапазоне от режима малого газа до чрезвычайного режима. 1. Время работы на этом чрезвычайном режиме, макс. обороты газогенератора и макс. ТМТ необходимо записать в формуляр (журнал) двигателя. 2. После применения чрезвычайного режима производитель двигателя должен принять решение о дальнейшей эксплуатации двигателя. 3. При данной настройке мощности необходимо выключить ЦЭБО и запрещено применять систему для нагрева кабины. УСТАНОВКА СРЕДНЕГО ИСКЛЮЧИТЕЛЬНОГО РЕЖИМА Этот режим применяется при отказе одного двигателя. Настройка производится по ограничивающему параметру - крутящий момент MK 100%, обороты парогенератора = 100%, TMT = макс. 735 °C. При температуре наружного воздуха 30 °С и выше допускается превышение TMT до 750 °C. Длительность работы на этом режиме необходимо записать в журнал двигателя. ПРИМЕЧАНИЕ: В случае применения среднего исключительного режима выключите ЦЭБО и не включайте отопление кабины. УСТАНОВКА РЕЖИМА РЕВЕРСА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. ПРИ РЕВЕРСИРОВАНИИ РЫЧАГИ УПРАВЛЕНИЯ ВИНТАМИ ДОЛЖНЫ БЫТЬ УСТАНОВЛЕНЫ В ПОЛОЖЕНИИ МАЛОГО УГЛА. 2. ЗАПРЕЩЕНО ПРИМЕНЯТЬ РЕЖИМ РЕВЕРСА В ПОЛЕТЕ Перемещением РУД в направлении реверса лопасти винта выходят на отрицательные углы атаки при одновременном повышении мощности двигателя. При РУД в положении на упоре реверса установлен макс. отрицательный угол атаки винта. Режим реверса сигнализирован на табло сигнализации загоранием сигнала ДИАПАЗОН БЕТА соответствующего двигателя. Техника установки реверса следующая: После опрокидывания красной защелки переместите оба РУД в направлении реверса до упора сопряженной связи (см. Глава 7 стр. 7-62). Проверьте срабатывание сигнализации ДИАПАЗОН БЕТА обоих двигателей, а затем плавным движением РУД установите требуемую реверсную мощность. 78 При этом скорость перемещения РУД определена скоростью выдвижения кольца сопряженной связи. Прикладывать на РУД в этом диапазоне повышенное усилие нежелательно. В случае необходимости выдерживания строгой симметричности реверсивной тяги допускается рассогласование на рычагах управления двигателей. Если не загорится любой из сигналов ДИАПАЗОН БЕТА: Переместите оба РУД обратно в положение малого газа. Тормозите интенсивно. РАЗГОН ДВИГАТЕЛЯ При нормальной наземной и летной эксплуатации обороты двигателя повышайте путем плавного перемещения РУД из положения малого газа в положение макс. взлетной мощности. Время перемещения должно быть не менее 3 сек. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: РЕЖИМЫ ДВИГАТЕЛЯ ВЫШЕ МАЛОГО ГАЗА МОЖНО УСТАНАВЛИВАТЬ ИЗ РЕЖИМА МАЛОГО ГАЗА ЛИШЬ В СЛУЧАЕ, ЧТО НЕ ГОРИТ СИГНАЛ „ДИАПАЗОН БЕТА". В ПРОТИВНОМ СЛУЧАЕ ВОЗНИКНЕТ ОПАСНОСТЬ ЗАБРОСА ВОЗДУШНОГО ВИНТА. ВНИМАНИЕ: РАЗГОН ДО 5 СЕКУНД ОБЕСПЕЧЕН ЛИШЬ ИЗ ИСХОДНОГО РЕЖИМА ДЛЯ РАЗГОНА (СМ. ГЛАВА 2, СТР. 21). В случае необходимости можно разгон двигателя от исходного режима для разгона производить на высотах до 4 000 м (13 120 фут) перемещением РУД в течение 1 секунды. На высотах выше 4000 м (13 120 фут) разгон производите путем перемещения РУД в течение не менее 6 секунд. ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ Если необходимо устранить из двигателя остаток топлива и его газы или в случае обнаружения признаков горения внутри двигателя после его останова: РУД ....................................................................................... МАЛЫЙ ГАЗ РУВ ....................................................................................... ФЛЮГЕР Рычаги управления стоп-кранами ..................................... ОТКРЫТЬ Рычаги СТОП-КРАН……………………………..………..ЗАКРЫТЬ Выключатели и АЗС АККУМ. 1,11, ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36 В I, ЗАПУСК, ТОПЛИВ. НАСОС .............................................ВКЛЮЧИТЬ. Кнопка ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ.................................. НАЖАТЬ Цикл выключится автоматически по истечении 20 сек. ПРИМЕЧАНИЕ: В случае необходимости цикл прокрутки можно прекратить путем выключения АЗС ЗАПУСК. После останова газогенератора: АЗС ТОПЛИВ. НАСОС ...............................................ВЫКЛЮЧИТЬ 79 ПРИМЕНЕНИЕ ВПРЫСКА ВОДЫ. ПРИМЕЧАНИЕ: Мощности самолета, содержащиеся в Главе 5 настоящего РЛЭ, при температуре наружного воздуха на самолете взлета +23°C ивыше или при атмосферных условиях (см. Рис. 8), гарантированы лишь при применении соответствующей степени впрыска воды. ДО ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ (а) В зависимости от атмосферного давления и температуры наружного воздуха установите степень впрыска воды и нужное количество воды по графику на Рис. 8. При атмосферном давлении ниже, чем приведено в графике, примените степень впрыска III. ГРАФИК ВЫБОРА СТЕПЕНИ ВПРЫСКА ВОДЫ Степень впрыска воды I. II. III. Количество воды (галлоны США/ литры) 1,85 (7,5) 3,96 (15) 5,81 (22,5) Рис. 8 80 (б) Убедитесь, что в баке системы залито заданное количество воды и на корпусе насоса впрыска воды задана соответствующая степень мощности насоса (I, II или III). НА ВЗЛЕТЕ: АЗС ВПРЫСК ВОДЫ..........................................................ВКЛЮЧИТЬ РУД........................................................................................MК = мин.60% Кнопка ВПРЫСК ВОДЫ/ВКЛ…………............................нажать и держать до загорания янтарного сигнала ВПРЫСК ВОДЫ (на переднем пульте управления) Если правильно задана степень впрыска воды, макс. допустимая продолжительность применения впрыска не будет превышена. После потери давления из-за истощения воды из системы насос автоматически выключится и сигнал ВПРЫСК ВОДЫ на переднем пульте управления погаснет. ВНИМАНИЕ: ПОСЛЕ ОКОНЧАНИЯ ВПРЫСКА ВОДЫ, СОПРОВОЖДАЕМОГО ПОВЫШЕНИЕМ ТМТ, НЕОБХОДИМО ОГРАНИЧИТЬ РЕЖИМ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ ТАК, ЧТОБЫ ПРЕДОТВРАТИТЬ ПРЕВЫШЕНИЕ МАКС. ДОПУСТИМОГО ЗНАЧЕНИЯ ТМТ. При переходе с макс. взлетного режима на режим более низкий (при перемещении РУД в положение ниже 88% или же 92% пг - обороты газогенератора) система впрыска воды автоматически выключится. Систему впрыска воды можно включить тоже путем нажатия на кнопку ВПРЫСК ВОДЫ/ВЫКЛ. на переднем пульте управления. ПОСЛЕ ОКОНЧАНИЯ ВЗЛЕТА: Выключатель СЛИВ ВОДЫ ...............................................ВКЛЮЧИТЬ ВНИМАНИЕ: 1. ЕСЛИ В ТЕЧЕНИЕ 5 СЕКУНД ПОСЛЕ НАЖАТИЯ НА КНОПКУ ВПРЫСК ВОДЫ НЕ ЗАГОРИТСЯ СИГНАЛ ВПРЫСК ВОДЫ, ЭТО СВИДЕТЕЛЬСТВУЕТ ОБ ОТКАЗЕ ЛЮБОГО АГРЕГАТА ИЗ СИСТЕМЫ ВПРЫСКА ВОДЫ. В ТАКОМ СЛУЧАЕ ПРОЦЕСС ВЗЛЕТА ПРЕКРАТИТЕ. 2. ЕСЛИ ПОГАСНУТ ДВИГАТЕЛИ ПОСЛЕ ВВОДА СИСТЕМЫ ВПРЫСКА ВОДЫ В ДЕЙСТВИЕ, ЭТО СВИДЕТЕЛЬСТВУЕТ О СРЫВЕ ПЛАМЕНИ ИЗ-ЗА НИЗКИХ ОБОРОТОВ ГАЗОГЕНЕРАТОРА. В ДАННОМ СЛУЧАЕ ВЗЛЕТ ПРЕКРАТИТЕ. 3.ЕСЛИ СИГНАЛ ВПРЫСК ВОДЫ НЕ ПОГАСНЕТ ПОСЛЕ ОТРЫВА САМОЛЕТА ОТ ЗЕМЛИ, ЭТО СВИДЕТЕЛЬСТВУЕТ ОБ ОТКАЗЕ ЛЮБОГО АГРЕГАТА ИЗ СИСТЕМЫ ВПРЫСКА ВОДЫ. В ТАКОМ СЛУЧАЕ ПРОДОЛЖИТЕ ПРОЦЕСС ВЗЛЕТА. ВТОРОЙ ПИЛОТ ПО МЕРЕ НАДОБНОСТИ БУДЕТ РЕГУЛИРОВАТЬ ТМТ. 81 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ПОДГОТОВКА ДЛЯ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ: Рычаги кранов отсечки топлива ........................................ОТКРЫТЬ СТОП-КРАНЫ ....................................................................ЗАКРЫТЬ На табло сигнализации правого и левого двигателя должны гореть сигналы ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА. ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА ИЗ КРЫЛЬЕВЫХ БАКОВ: АЗС ТОПЛИВ. НАСОС (ЛЕВ, ПРАВ) ............................ПРОВЕРИТЬВКЛЮЧЕНИЕ На табло сигнализации правого и левого двигателя не должны гореть сигналы ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА. ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ НА ТОПЛИВОМЕРЕ НУЛЬ, ТОПЛИВО ИЗ ЭТОГО БАКА БОЛЬШЕ НЕЛЬЗЯ НАДЕЖНО ПЕРЕКАЧИВАТЬ. ПРИМЕЧАНИЕ: ПРИ НОРМАЛЬНЫХ УСЛОВИЯХ ТОПЛИВО В ПОЛЕТЕ ПЕРЕКАЧИВАЕТСЯ ДЛЯ ЛЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЗ ЛЕВОГО БАКА И ДЛЯ ПРАВОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЗ ПРАВОГО БАКА. ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА ИЗ КОНЦЕВЫХ БАКОВ После достижения эшелона полета: АЗС КОНЦЕВОЙ БАК ЛЕВ, ПРАВ .................................. ВКЛЮЧИТЬ Если загорится сигнал "ВКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧКУ": Выключатель ПЕРЕКАЧКА КОНЦ. БАКОВ на правой приборной доске ..................................................ВКЛЮЧИТЬ После окончания перекачки: Выключатель ПЕРЕКАЧКА КОНЦ. БАКОВ на правой приборной доске .................................................. ВЫКЛЮЧИТЬ ПРИМЕЧАНИЕ: Перекачка из концевых баков сигнализирована зелеными лампами ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА на табло сигнализации, которые после истощения топлива автоматически погаснут. КОЛЬЦЕВАНИЕ ТОПЛИВА (а) Питание двух двигателей от одной группы баков: АЗС КОЛЬЦЕВ. ТОПЛИВА ............................................... ..ВКЛЮЧИТЬ АЗС ТОПЛИВ. НАСОС той стороны, с которой не будет топливо подаваться .............................................................…ВЫКЛЮЧИТЬ 82 (н) Питание одного двигателя от противоположной группы баков: АЗС ТОПЛИВ. НАСОС той стороны, с которой будет топливо подаваться ............................................................. ВКЛЮЧИТЬ АЗС КОЛЬЦЕВ. ТОПЛИВА .............................................. ВКЛЮЧИТЬ АЗС ТОПЛИВ. НАСОС противоположной стороны ................................................ ВЫКЛЮЧИТЬ ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА ПРОВЕРКА СИГНАЛИЗАЦИИ ПОЖАРА ДВИГАТЕЛЯ И ПЕРЕДНЕГО БАГАЖНИКА Перед запуском двигателей: АЗС и выключатели ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ СИГНАЛ. ПОЖАРА СИГН. ПОЖАРА БАГАЖ. АККУМУЛЯТОР I, II ....................................................ПРОВЕРИТЬ ВКЛЮЧЕНИЕ Кнопки СИГН. ПОЖАРА I, II, III на левом пульте ………………………………………....ПООЧЕРЕДНО НАЖАТЬ При нажатии каждой из кнопок должны загораться сигналы ПОЖАР на блоках ДВИГ. ЛЕВЫЙ И ДВИГ. ПРАВЫЙ табло сигнализации и должен начать звонить звонок. Переключатель ТУШЕНИЕ на на левом пульте поочередно в положения I, II налево и I, II направо…………………………………..ПЕРЕКЛЮЧИТЬ В каждом положении переключателя (за исключением нейтрального) должна загораться зеленая сигнальная лампа налево от переключателя. Кнопка ПРОВЕР. СИГНАЛ. ПОЖАРА БАГАЖ. на левом пульте управления……………………..……….НАЖАТЬ На блоке ПЛАНЕР табло сигнализации должен загореться красный сигнал ПОЖАР БАГАЖ. ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПОДКЛЮЧЕНИЕ ИСТОЧНИКА АЭРОДРОМНОИГО ПИТАНИЯ Выключатели АККУМУЛЯТОР I,II ………………….…ВКЛЮЧИТЬ На табло сигнализации должна загореться ячейка АККУМ. Переключатель ВА МЕТР на панели переключения преобразователей и измерительных приборов .................переключить в положение АВАР. ШИНА I В или II В Правый вольтамперметр должен показывать 27 - 29 V. 83 ПРИМЕЧАНИЕ: При подключении источника аэродромного питания автоматически отключатся бортовые источники питания и на табло сигнализации электроснабжения загорится красный сигнал АЭРОДР. ИСТОЧ. Одновременно питание радиостанции УКВ I автоматически подключится к бортовому аккумулятору. ВКЛЮЧЕНИЕ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ДО ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ. Все АЗС в группе АЗС (под кожухом) …………………..ВКЛЮЧИТЬ Выключатели АККУМ. I,II и ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36 …………………………………ВКЛЮЧИТЬ АЗС: Переговорное устройство I,II.............................................. ВКЛЮЧИТЬ ЗАПУСК ЛЕВ + ПРАВ ....................................................... ВКЛЮЧИТЬ ЦЭБО ЛЕВ + ПРАВ ............................................................ ВКЛЮЧИТЬ ТОПЛИВ. НАСОС ЛЕВ + ПРАВ ...................................... ВКЛЮЧИТЬ САМОПИСЕЦ, МАЯК ....................................................... ВКЛЮЧИТЬ Переключатель ВЫБОРА ПРЕОБРАЗ.115 В ....................АВТОМ. ВКЛЮЧЕНИЕ ОСТАВШЕЙСЯ ЧАСТИ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ПОСЛЕ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ. АЗС и выключатели: ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36 В II .............................................ВКЛЮЧИТЬ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 115 В I, II .......................................ВКЛЮЧИТЬ РЕЗЕРВНЫЙ ГОРИЗОНТ....................................................ВКЛЮЧИТЬ РАДИОСТАНЦИЯ УКВ I,II ................................................ВКЛЮЧИТЬ РАДИОКОМПАС .................................................................ВКЛЮЧИТЬ ГИРОКОМПАС .....................................................................ВКЛЮЧИТЬ РАДИСТАНЦИЯ КВ (если установлена) ...........................ВКЛЮЧИТЬ ПРОВЕРКА ЭЛ. СЕТИ ПОСЛЕ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ. (а) Проверка напряжения Проверьте эл. измерительные приборы на правой панели приборной доски: - левый и правый вольтамперметры должны показывать 27 до 29 В; - левый вольтметр должен показывать 34 до 36 В - правый вольтметр должен показывать 115 до 119 В Проверьте табло сигнализации ЭЛЕКТРО: На табло не должна гореть ни одна из ячеек. (б) Проверка дозарядки (после запуска двигателей от бортовых аккумуляторов) Переключатель ВА МЕТР на панели выбора преобразователе и измерит. приборов ...............................поочередно установить в положения АККУМ I ВA и АККУМ II ВA 84 По правому вольтамперметру убедитесь, что идет зарядный ток. Переключатель ВА МЕТР .................................................. обратно в положение ГЕН. ПОСТ. ПРАВ. ВА. ГИДРОСИСТЕМА ЗАТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ. Рычаг СТОЯН. ТОРМОЗ .................................................... переключить в положение СТОП Ручной гидравлический насос..............................................поднять давление до 40 +5 кгс/см2 ПРОВЕРКА ГИДРАВЛИЧЕСКИХ НАСОСОВ. (а) Перед запуском: Рычаг ЗАКРЫЛКИ........................................................из положения 18° в положение 0 и/или повторите (до падения давления в главной сети до 100 кгс/см2) (б) В течение запуска первого двигателя: Проверьте нарастание давления в главной сети (магистрали). Давление должно достичь нормальное рабочее значение в течение 60 сек. ПРИМЕЧАНИЕ: Проверку производите в течение летного дня один раз при запуске двигателей в последовательности ЛЕВЫЙ-ПРАВЫЙ и второй раз при запуске двигателей в последовательности ПРАВЫЙ-ЛЕВЫЙ. (в) После запуска: Проверьте давление в главной сети. Давление должно лежать в нормальном рабочем диапазоне. УСТАНОВКА СТОЯНОЧНОГО ТОРМОЗА. Рычаг СТОЯНОЧ. ТОРМОЗ ............................................... переключить в положение СТОП Ручной гидравлический насос ............................................ создать давление 25+5 кгс/см2 Замок рычага ШАССИ .........................................................ПРОВЕРИТЬ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА ДЕЙСТВИЯ ПЕРЕД ВЫРУЛИВАНИЕМ. (а) Независимо от атмосферных воздействий: АЗС УКАЗАТЕЛЬ ВРАЩ.....................................................ВКЛЮЧИТЬ 85 (б) Проверка перед полетом в условиях обледенения: Выключатель на коробке управления ПОС планера ........................................................................ ВКЛЮЧИТЬ 3 лампочки подсвета на коробке ........................................должны загореться Переключатели функции ПОС ...........................................ВРУЧНУЮ Переключатели у контрольных ламп на коробке ПОС....................................................................поочередно в положения A,B,C с выдержкой 1-2 сек Должна загореться соответствующая лампочка у переключателя. Выключатель ПОС ............................................................. ВЫКЛЮЧИТЬ Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ на правой панели приборной доски ...................................НАСТРОИТЬ НА I Переключатель ПРОВ. ОБОГР. СТЕКОЛ Л, П на левом пульте управления ...............................................см. Примечания (должен загореться) ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Если лампа сигнализации на левой (правой) панели приборной доски горит, установите левый (правый) переключатель в положение ОБОГРЕВ ВКЛ. Лампа сигнализации должна погаснуть. 2. Если лампа сигнализации не горит, установите переключатель в положение ОБОГРЕВ ВЫКЛ. Лампа сигнализации должна загореться. 3. Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ может остаться после проверки включенным в положении I. Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на правой панели приборной доски....................................ОСНОВ. I Кнопка ТАЙМЕР (ПРОВЕРКА ПРОТИВООБЛЕД. ВИНТОВ) на левом пульте управления.............................НАЖАТЬ При нормальной работе таймера сигналы ПОС ВИНТА должны зажигаться в четырехсекундном цикле, взаимно смещенном на 2 секунды; другой цикл свидетельствует об отказе. Кнопка ЛОПАСТИ (ПРОВЕРКА ПОС ВИНТОВ1) .........НАЖАТЬ При исправности контуров обогрева лопастей сигналы ПОС ВИНТА не должны загореться. Другое состояние свидетельствует об отказе. Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на правой панели приборной доски.....................................0 (ВЫКЛЮЧИТЬ) 86 ДЕЙСТВИЯ НА ПРЕДВАРИТЕЛЬНОМ СТАРТЕ. Независимо от атмосферных условий: Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ на правой панели приборной доски....................................I (ступень 1) ДЕЙСТВИЯ НА ИСПОЛНИТЕЛЬНОМ СТАРТЕ. Не раньше, чем за 1 минуту до взлета при положительных ТНВ у земли и за 3 минуты при отрицательных ТНВ; при наличии видимой влажности при температурах +5°C и менее - не позднее чем за 3 минуты до взлета: Кнопки ПСН, СТАТ. ДАВЛ. I, II и ПОЛНОЕ ДАВЛ. I, II на правом пульте управления..............................................НАЖАТЬ В условиях возможной мороси, помимо вышесказанного: Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ на правой панели приборной доски ................................... II Переключатель ПРОТИВООБЛЕД. ВОЗД. ВИНТОВ на правой панели приборной доски ................................... ОСНОВ. I ДЕЙСТВИЯ ПОСЛЕ ПОСАДКИ. Не позже, чем через 2 минуты после посадки: Кнопки ПСН, СТАТ. ДАВЛ. I, II и ПОЛНОЕ ДАВЛ. I, II ............................................................ВЫКЛЮЧИТЬ Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ .................................. 0 (ВЫКЛЮЧИТЬ) АЗС УКАЗАТЕЛЬ ВРАЩ.................................................... ВЫКЛЮЧИТЬ СЕПАРАТОР ЛЬДА ............................................................. ЗАКРЫТЬ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ И ПЕРЕГОВОРНОЕ УСТРОЙСТВО И ГИРОМАГНИТНЫЕ КОМПАСЫ См. Глава 9. МАГНИТНЫЙ КОМПАС. Данные магнитного компаса используемы лишь при выключенном стеклоочистителе и вентиляторе. Выключенный вентилятор должен быть перевернут направо и вверх. Освещение компаса включается АЗС ПРИБОР. ДОСКА! КОНТУР I в группе ОСВЕЩЕНИЕ на верхней панели. 87 УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ. ПРОВЕРКА ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЕЙ. Органы ручного и ножного управления в крайние положения .......................................................... проверить свободный ход ДЕЙСТВИЯ ПЕРЕД ВЫРУЛИВАНИЕМ. Штурвал триммера руля направления ВВЕРХ - ВНИЗ ..............................................настроить в зависимости от массы и центровки самолета согласно следующей таблице: Эл. триммер...........................................................................ПРОВЕРИТЬ ФУНКЦИЮ Таблица распространяется на V2 = 155 км/ч IAS (84 KIAS) - закрылки в положении 180 V2 = 175 км/ч IAS (94 KIAS) - закрылки в положении 00 Центровка (% САХ) 19 Деления указателя в направлении ВВЕРХ Масса кг фунтов (белый сектор) Закрылки 18° Закрылки 0° до 5 000 до 11 023 8 11 5 000 11 023 8 11 6 400 14 109 7 10 6 600 14 550 4 7 6 600 14 550 2,5 6 Триммер руля направления: Переключатель ПОВОРОТА по указателю ..................... настроить 1 деление направо Триммер элеронов: Переключатель КРЕНА ...................................................... настроить нейтральное положение согласно сигнальной ячейке (НАПРАВО или НАЛЕВО пока лампа один раз не мигнет ) ВЫБОР РЕЖИМА УПРАВЛЕНИЯ НОСОВЫМ КОЛЕСОМ. (а) Режим руления (применяется для руления перед взлетом и после посадки) Переключатель УПРАВ. НОСОВ. КОЛЕСОМ…………..ВРУЧНУЮ Проверьте включение по загоранию ячейки РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ на табло сигнализации. 88 Выключатель ПРОТИВОБЛОК. ТОРМОЗОВ……………ВКЛЮЧИТЬ (б) Взлетно-посадочный режим Педали ножного управления ………………………………установить в нейтральное положение Переключатель УПРАВ. НОСОВ. КОЛЕСОМ……………НОЖНОЕ Проверьте включение по загоранию ячейки НОЖНОЕ УПРАВЛЕНИЕ на табло сигнализации. ВКЛЮЧЕНИЕ И ВЫКЛЮЧЕНИЕ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ КРЕНОМ. Управление щитками АУК - электрогидравлическое. Электрический контур питается через автоматы защиты ФЛЮГИР - АВТОМ. КРЕНА на верхней панели и выключатель АУК на среднем пульте управления. Путем включения АЗС и выключателя - и если рычаги управления обоими двигателями в положении, соответствующем оборотам генератора мин. 88% ±1% (для температуры -50 °C до +20 °C) или мин. 92% ±1% (для температуры -20 °C до +50 °C) - будет система переведена в режим готовности для срабатывания. Режим готовности сигнализирован загоранием зеленой ячейки АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации. При понижении крутящего момента одного из двигателей на взлете до прибл. 22% погаснет зеленая сигнальная ячейка, щиток АУК на стороне отказавшего двигателя блокируется в убранном положении, а щиток на стороне работающего двигателя выпустится. Одновременно загорится янтарная сигнальная ячейка АВТОМ. КРЕНА. В режиме захода на посадку, когда из-за положения рычагов управления двигателями система не находится в режиме готовности, щиток АУК срабатывает не от понижения крутящего момента, а от падения направления воздуха за компрессором ниже 0,05 МПа. Если не произошло срабатывание АУК, при достижении скорости 205 км/ч (111 kts) IAS система автоматически выключится и зеленая ячейка АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации погаснет, и наоборот, при уменьшении скорости полета ниже 205 км/ч (111 kts) IAS готовности АУК автоматически восстановится. Если АУК сработал, щиток АУК при достижении скорости 205 км/ч (111 kts) IAS уберется и желтая сигнальная ячейка АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации погаснет. При падении скорости ниже 205 км/ч (111 kts) IAS щиток крена не будет выпущен и система не будет переведена в режим готовности. ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ СИСТЕМА АУК СРАБОТАЛА, ВОССТАНОВЛЕНИЕ ГОТОВНОСТИ ДОПУСКАЕТСЯ ТОЛЬКО В СЛУЧАЕ УДАЧНОГО ЗАПУСКА ОТКАЗАВШЕГО ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. ПЕРЕД ЗАПУСКОМ ДВИГАТЕЛЯ ВЫКЛЮЧИТЕ И ПОВТОРНО ВКЛЮЧИТЕ АВТОМАТЫ ЗАЩИТЫ ФЛЮГИРОВАНИЯ -АВТОМ. КРЕНА НА ВЕРХНЕЙ ПАНЕЛИ. 89 ВКЛЮЧЕНИЕ И ВЫКЛЮЧЕНИЕ ИНТЕРЦЕПТОРОВ. Система управления интерцепторами питается через автомат защиты ИНТЕРЦЕП. на верхней панели и выключатель ИНТЕРЦЕПТОРЫ на среднем пульте управления. Включением этих двух выключателей будет система приведена в готовность. Готовность системы интерцепторов нужно отменить после окончания взлета и восстановить до захода на посадку, а именно путем соответствующего переключения выключателя ИНТЕРЦЕПТОРЫ на среднем пульте управления. Выпуск: Кнопка ИНТЕРЦЕПТОРЫ на левом штурвале ...............................................................НАЖАТЬ И ДЕРЖАТЬ НАЖАТОЙ, пока необходимо. Уборка: Кнопка ИНТЕРЦЕПТОРЫ на левом штурвале................................................................ОСВОБОДИТЬ. ОТОПЛЕНИЕ И ВЕНТИЛЯЦИЯ. ДЕЙСТВИЯ ДО ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ Все ручки системы кондиционирования воздуха.............ВНИЗ (ВЫКЛЮЧЕНО) ПРИМЕНЕНИЕ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА В ПОЛЕТЕ. Ручки ОТОПЛЕНИЕ, ВЕНТИЛЯЦИЯ, РЕГУЛ. ОБДУВКИ ПИЛОТ. КАБИНЫ.............................ВВЕРХ (ОТКРЫТО) по мере надобности Ручки обдувки нижней части пилотской кабины под приборными досками (направо, налево).................................................................. Макс. - Мин. (по мере надобности) ПИЛОТАЖНЫЕ ПРИБОРЫ И АППАРАТУРА. ПРОВЕРКА ПЕРЕД ПОЛЕТОМ. На левом пульте управления проверьте положение: Ручка АВАР. СТАТ. ДАВЛ.................................................. ЗАКР Ручка ПОЛНОЕ ДАВЛЕНИЕ .............................................. I ПРИМЕЧАНИЕ: После включения АЗС ПЛАНЕР (ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ) на верхней панели загорится справа от табло сигнализации янтарная ячейка ОБОГРЕВ ПИЛОТ. После включения АЗС ПИЛОТ. СТАТ. I, II и ДЕТЕКТОР (ПРОТИВООБЛЕДЕНЕНИЕ) и после включения всех ячеек ОТОПЛЕНИЕ (ДЕТЕКТОР, СТАТ. ДАВЛЕНИЕ I, II, ПОЛНОЕ ДАВЛЕНИЕ I, II) на правом пульте управления ячейка погаснет. 90 БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО РЕГИСТРАЦИИ БУР-1-2Г. ВВОД СЛУЖЕБНОЙ ИНФОРМАЦИИ. В бортовое устройство регистрации (самописец) вводится следующая информация: - Время …………………………………………………….. 6 десятичных знаков (час, мин, сек); - Дата взлета……………………………………………….. 6 десятичных знаков (день, месяц, год); - Номер рейса………………………………………… …… 4 десятичных знака; - Центровка ………………………………………………… 3 десятичных знака (%); - Взлетная масса……………………………………............. 3 десятичных знака. Ввод информации осуществляется в десятичном коде с помощью органов управления на передней панели коробки управления. Время вводится только на 4 десятичных знака (часы и минуты). При проверке введенного времени установкой на переключателе кода «О» и нажатием кнопки КОНТР. ВВОДА отобразится на индикаторах табло астрономическое время в виде шестизначного номера (табло работает как часы с четырехсекундным интервалом). После установки на переключателе соответствующего кода (кодового номера) можно при помощи кнопки КОНТР. ВВОДА отобразить на табло любую введенную информацию. Последние четыре цифры заводского номера самолета вводятся в бортовое устройство регистрации при его установке на самолет и его можно отобразить на табло путем установки на переключатель кода „5" и путем нажатия на кнопку КОНТР. ВВОДА. Ввод информации выполните следующим способом: - Установите на переключателе цифру высшего порядка вводимой информации. - Нажмите на кнопку SHIFT. Введенная цифра отобразится в правом окне дисплея. - Установите на переключателе цифру следующего порядка вводимой информации. - Нажмите на кнопку SHIFT. Введенная цифра отобразится в правом окне дисплея и первая введенная цифра будет перемещена в соседнее окно. - Таким способом установите остальные порядки водимой информации. Правильность ввода проверьте по дисплею. В случае ошибки нажмите на кнопку CLЕAR. - Установите на переключателе цифру кода вводимой информации в согласии с текстом на торцовой панели коробки, а именно: TIME (время) ........................................................................0 DATE (дата) ..........................................................................1 FLT (номер рейса) ............................................................... 2 CG (центровка) .....................................................................3 TOW (взлетная масса) .........................................................4 - Нажать на кнопку ВВОД. - Тем же самым способом настроить астрономическое время. 91 ГЛАВА 5. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ. КРИТИЧЕСКИЙ ДВИГАТЕЛЬ. Отказ левого двигателя создает более неблагоприятное воздействие на свойства и летные характеристики самолета, чем отказ правого двигателя. ПРИМЕЧАНИЕ: Все данные, касающиеся мощностей и свойств самолета с одним отказавшимся двигателем, распространяются на отказ левого двигателя. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ К УКАЗАТЕЛЯМ СКОРОСТИ. (ПРЕДПОЛАГАЕТСЯ НУЛЕВАЯ ОШИБКА ПРИБОРОВ). На Рис. 9 представлены аэродинамические поправки к указателям скорости в зависимости от приборной скорости полета и положения закрылков. Значение поправки алгебраически прибавится к приборной скорости (IAS) и получим соответствующую калибровочную скорость полета (CAS). Эквивалентная скорость (EAS) приблизительно равна (до 250 км/ч) скорости калибровочной (CAS). Влияние выпуска шасси на аэродинамическую поправку практически пренебрежимо. График распространяется на массу самолета 6 400 кг (14 109 фунтов). На каждые 500 кг (1 000 фунтов) уменьшения массы аэродинамическая поправка уменьшается на 1,5 км/ч (0,8 kt). Рис. 9 92 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ К ВЫСОТОМЕРАМ. (ПРЕДПОЛАГАЕТСЯ НУЛЕВАЯ ОШИБКА ПРИБОРОВ). На Рис. 10 и 11 представлены аэродинамические поправки к высотомерам в зависимости от приборной скорости полета, высоты полета и положения закрылков. Значение поправки алгебраически прибавится к приборной скорости полета и получим откорректированную высоту полета. Влияние выпуска шасси на аэродинамическую поправку практически пренебрежимо. Графики распространяются на массу 6400 кг (14109 фунтов), на каждые 500 кг (1000 фунтов) уменьшения массы поправка уменьшается на 1 м (3 футов). Рис. 10 распространяется на отбор статического давления от приемников, размещенных по сторонам передней части фюзеляжа (кран АВАР. СТАТ. ДАВЛ. в положении ЗАКР.). На случай отбора аварийного статического давления (кран АВАР. СТАТ. ДАВЛ. в положении ОТКР.) распространяется Рис. 11. Кран АВАР . СТАТ. ДАВЛ. в положении ЗАКР . Рис. 10 Кран АВАР . СТАТ. ДАВЛ. в положении ОТКР . Рис. 11 93 СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ НА МАЛОМ ГАЗЕ – EAS. Скорости сваливания для крайней предельной центровки Рис. 12 94 СКОРОСТИ СВАЛИВАНИЯ НА МАЛОМ ГАЗЕ – IAS. Скорости сваливания для крайней предельной центровки 9 10 11 12 13 14 Рис. 13 95 ПЕРЕВОДНЫЕ ТАБЛИЦЫ И ГРАФИКИ. ВЗАИМНОЕ ОТНОШЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА И ВЫСОТЫ В СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЕ ICAO. Рис. 14 96 ПЕРЕВОД АТМОСФЕРНОГО ДАВЛЕНИЯ В ВЫСОТУ РАСПОЛОЖЕНИЯ АЭРОДРОМА. Рис. 15 97 ПЕРЕВОД ГРАДУСОВ ЦЕЛЬСИЯ В ГРАДУСЫ ФАРЕНГЕЙТА Рис. 16 98 ПРОЦЕДУРЫ И СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ (ЗАКРЫЛКИ В ПОЛОЖЕНИИ 18°). СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ. Скорость принятия решения V1 - это переменная и определяется по графикам на Рис. 20 и 22. Скорость подъема передней стойки шасси .......................VR = 150 км/ч (81 kts) IAS Безопасная скорость взлета ................................................V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS. Эти скорости при изменении массы и центровки не меняются. ПРОЦЕДУРЫ НА ВЗЛЕТЕ. (а) Нормальный взлет При заторможенных колесах шасси, переключателе УПРАВ. НОС. КОЛ. в положении НОЖНОЕ, путем медленного перемещения РУД увеличите мощность двигателей до уровня, позволяющего удержать самолет надежно при помощи тормозов на месте при данном состоянии ВПП. После расторможения колес увеличите мощность двигателя до макс. взлетной. Удерживайте самолет на трех точках до скорости VR = 150 км/ч (81 kts) IAS. На скорости 150 км/ч (81 kts) IAS путем перевода самолета на угол набора высоты макс. 10° оторвите самолет от земли. На высоте 3 - 5 м (10 - 16 футов) над аэродромом затормозите колеса и уберите шасси. Набор скорости до V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS производите с высоты 10,7 м (35 футов) до высоты 122 м (400 футов) над ВПП. С высоты 122 м (400 футов) при небольшой скорости набора высоты 3 м /с (600 футов/мин ) увеличьте скорость до 175 км /ч (94 kts) IAS, уберите закрылки и увеличьте скорость до 200 км /ч (108 kts) IAS. Уменьшите мощность двигателей до макс. продолжительного режима и продолжайте набирать высоту на этой скорости. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: УМЕНЬШЕНИЕ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ НАЧИНАЙТЕ С УМЕНЬШЕНИЯ КРУТЯЩЕГО МОМЕНТА РУД ДО ЗНАЧЕНИЯ НЕ БОЛЕЕ 90%. ТОЛЬКО ПОТОМ УСТАНОВИТЕ ОБОРОТЫ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ ДО 1900 ОБ/МИН После достижение высоты 457 м (1 500футов) над аэродромом поднимите скорость самолета до 250 км /ч (135 kts) IAS и отмените готовность системы автомат. крена и интерцепторов. (б) Взлет с применением впрыска воды. ПРИМЕЧАНИЕ: 1. Впрыск воды можно применять для увеличения мощности самолета на взлете при температуре наружного воздуха свыше 10°C. Для определения макс. взлетной массы самолета с впрыском воды нужно применять соответствующие графики . Степень впрыска воды необходимо подобрать перед взлетом по графику на Рис. 8. Применение впрыска воды в Главе 4. 2. Техника пилотирования при взлете с применением впрыска воды не отличается от нормального взлета - см . п . (а). 99 В момент достижения крутящего момента 60% второму пилоту включить систему впрыска воды. ПРИМЕЧАНИЕ: Нормальная работа системы впрыска воды характеризуется непрерывной работой светосигнализатора ВПРЫСК ВОДЫ и понижением ТМТ в момент включения на 20 - 30°C. После достижения высоты 457 м (1 500 футов) над аэродромом систему впрыска воды опорожните. ПРОЦЕДУРЫ И СКОРОСТИ В ТЕЧЕНИЕ ПОСАДКИ СКОРОСТЬ ДЛЯ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ (ПРИ ПРОЛЕТЕ НАД ПОРОГОМ ВПП) Условия: (а) Закрылки в посадочном положении (42°) - Шасси выпущено - Оба двигателя работают на малом газе или один двигатель не работает и второй работает на малом газе 155 км/ч (84 kts) IAS (б) - Закрылки во взлетном положении (18°) - Шасси выпущено - Оба двигателя работают на малом газе или один двигатель не работает и второй работает на малом газе 165 км/ч (89 kts) IAS Эти скорости с посадочной массой и центровкой не меняются. ПРЕРВАННЫЙ ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ДВУМЯ РАБОТАЮЩИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ Заход на посадку можно прекратить в любой момент на высоте мин. 30 м (100 футов) во всем диапазоне скоростей, характерных для данного этапа полета. Приемистость двигателя (от исходного для разгона до 95% макс. взлетного режима) составляет приблизительно 5 секунд. Разгон двигателя производите путем плавного перемещения РУД из положения полетного малого газа в положение макс. взлетного режима в течение 3 секунд. (а) Прерванный заход на посадку с высоты более 61 м (200 футов) (закрылки 18°, шасси выпущено): - после выхода двигателей на взлетный режим уберите шасси и переведите самолет в режим набора высоты - в течение набора высоты выдерживайте скорость V2 = 155 км/ч (84 kts) IAS - после достижения высоты 122 м (400 футов) над уровнем ВПП, при небольшом наборе высоты со скоростью 3 м/с (600 футов/мин), увеВЗ шан фвысоты выFБ ВНИМАНИЕ: ПРИ ПИЛОТИРОВАНИИ ПРЕДОТВРАТИТЕ РЕЗКИЕ ОТКЛОНЕНИЯ РУЛЯ. ПРИМЕЧАНИЕ: В случае посадки на длинные ВПП не надо пользоваться реверсом. О применении реверса примет решение КВС. МАССЫ И ЦЕНТРОВКИ L 410 UVP-E20 РАЗМЕРЫ ПРИВЕДЕНЫ В МЕТРАХ (ДЮЙМАХ) ВЗВЕШИВАНИЕ ПРОВОДИЛОСЬ НА ОПОРАХ С ВЫПУЩЕННЫМ ШАССИ STA - станция, размещена вдоль фюзеляжа, измеряется относительно плоскости отсчета Рис.55 103 105 ВАРИАНТ ДЛЯ 19 ПАССАЖИРОВ Рис.56 106 ТАБЛИЦА НАГРУЗКИ И ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА - ВАРИАНТ ДЛЯ 19 ПАССАЖИРОВ 107 108 ЦЕНТРОВОЧНЫЙ ГРАФИК Рис.57 109 ГЛАВА 7. СИСТЕМЫ САМОЛЁТА Планер Планер состоит из трех самостоятельных частей - фюзеляжа, крыла и хвостового оперения. Для конструкции этих отдельных частей применены алюминиевые сплавы, высокопрочные стали, жаропрочные стали и пластики различного вида. Все примененные материалы оснащены поверхностной отделкой. Фюзеляж (стр.7) Рис.58 Чертеж системного блока фюзеляжа Крыло (стр.7) Хвостовое оперение Система хвостового оперения состоит из горизонтального оперения, включающего в себя стабилизатор и руль высоты, и из вертикального оперения, образованного жестким килем и рулем направления. Стабилизатор Стабилизатор - это жесткая цельнометаллическая конструкция с двумя лонжеронами, ребрами и обшивкой, укрепленной продольными стрингерами. К фюзеляжу стабилизатор крепится четырьмя подвесками. Руль высоты Руль высоты состоит из двух частей, взаимно соединенных при помощи промежуточного вала. Руль высоты образован металлическим каркасом и обшивкой из полотна. Руль высоты подвешен на стабилизаторе. Руль высоты оснащен цельнометаллическими триммерами. Киль Киль - это жесткая вертикальная площадь цельнометаллической конструкции с двумя лонжеронами, ребрами и обшивкой, укрепленной продольными стрингерами. К фюзеляжу киль крепится при помощи четырех подвесок. Руль направления Руль направления образован металлическим каркасом и обшивкой из полотна. Он подвешен на киле. Руль направления оснащен цельнометаллическим триммером. Рис.60 Чертеж системного блока вертикального стабилизатора и руля направления 111 Рис.61 Чертеж системного блока горизонтального стабилизатора и руля высоты СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ Продольное управление (а) Управление рулем высоты Управление рулем высоты осуществляется от двух взаимосоединенных штурвальных колонок КВС и второго пилота (2/П) системой тяг и качалок через задний передаточный узел. Ход колонок в направлении «от себя» ограничен пружинным упором, который вводится в действие при отклонении руля высоты на 7° вниз и обеспечивает требуемые характеристики усилий на штурвал при полете с отрицательной перегрузкой. (б) Управление триммером руля высоты Триммером руля высоты управляют при помощи маховиков, размещенных на переднем пульте управления. Управляющее движение передается на триммер тросами. Ход триммера не связан кинетически с ходом руля высоты. Отклонение триммера проверяется по механическому указателю, размещенному рядом с маховиком. Боковое управление (а) Управление рулем направления Управление рулем направления осуществляется от двух взаимосоединенных блоков ножного управления КВС и 2/П системой тяг и тросов. Упоры ограничивают с одной стороны отклонения руля, с другой стороны отклонения педалей. Педали доходят до упора при усилии на них равном прибл. 980 Н (100 кг). (б) Управление триммером руля направления Триммер руля направления отклоняется электромеханизмом. Электромеханизм вводится в действие переключателем РЫСКАНИЕ /НАЛЕВО/НАПРАВО, размещенным на переднем пульте управления, при включенном автомате защиты ТРИММЕРЫ на верхней панели. Положение триммера индицируется электрическим указателем, находящимся перед переключателем управления триммером. Указатель питается через АЗС ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ/ПЛАНЕР на верхней панели. 112 (в) Управление элеронами Управления элеронами осуществляется от взаимосоединенных штурвалов КВС и 2/П системой тяг и качалок. (г) Управление триммером элерона Триммер установлен на левом элероне и отклоняется электромеханизмом, который вводится в действие переключателем КРЕН /НАЛЕВО/НАПРАВО на переднем пульте управления, при включенном автомате защиты ТРИММЕРЫ на верхней панели. Нейтральное положение триммера сигнализируется загоранием зеленой сигнальной лампы, размещенной на переднем пульте управления. Сигнальная лампа питается через АЗС ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ/ПЛАНЕР на верхней панели. Исправность сигнальной лампы проверяется путем нажатия на кнопку СИГН на панели контроля на левом пульте управления. ПУЛЬТЫ УПРАВЛЕНИЯ Следующая часть содержит пример пультов управления при установке навигационной системы Bendix King SILVER CROWN с автопилотом. ЛЕВЫЙ ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ Рис.62 113 1. Пропущено 2. Насадок индивидуальной вентиляции 3. Дроссельный кран WINDSHIELD WIPER СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЬ 4. Переключатель IGNITION l ll ЦЕПИ ЗАЖИГАНИЯ 5. Переключатель IGNITION l ll ЦЕПИ ЗАЖИГАНИЯ 6.Кнопка PROP. FEATHERING MANUAL РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ ВОЗД. ВИНТОВ 7. Кнопка PROP. FEATHERING MANUAL РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ ВОЗД. ВИНТОВ 8.Кнопка PROP. FEATHERING AUTO АВТОМ. ФЛЮГИРОВАНИЕ ВОЗД. ВИНТОВ 9.Кнопка PROP. FEATHERING MANUAL РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ ВОЗД. ВИНТОВ 10.Кнопка PROP. FEATHERING MANUAL РУЧНОЕ ФЛЮГИРОВАНИЕ ВОЗД. ВИНТОВ 11.Термометр температуры воздуха в каналах и кабине PROP. DEICING CHECK TIMER BLADES ПРОВЕРКА ПОС ВОЗД. ВИНТОВ ТАЙМЕР ЛОПАСТИ 12. Кнопка 13. Упор 14. Ручка распределения подачи теплого воздуха HEATING ОТОПЛЕНИЕ 15. Ручка распределения подачи холодного воздуха VENTILATION ВЕНТИЛЯЦИЯ 16. Переключатель WINDSHIELD HEATING TEST ПРОВЕРКА ОБОГРЕВА LH RH ЛЕВ ЛОБ.СТЕКОЛ ПРАВ HEATING OFF ОБОГРЕВ ВЫКЛ. 17. Переключатель EMERGENCY LIGHTING АВАРИЙНОГО ОСВЕЩЕНИЯ. 18. Выключатель OIL LEVEL CHECK ПРОВЕРКА УРОВ. МАСЛА 19. Переключатель EMERG. STATIC PRESS. АВАР. СТАТ. ДАВЛ. SHUT OPEN ЗАКР. ОТКР. 20. Переключатель PITOT PRESSURE ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ I II I II 21. Ручка распределения подвода воздуха WINDSHIELD СТЕКЛА 22. Ручка подвода воздуха в пилотскую кабину COCKPIT AIR CONTROL РЕГУЛ. ВОЗСУХА ПИЛОТ. КАБИНЫ 23. Янтарная сигнальная лампа OIL МАСЛО 24. Указатель скорости 25. Кнопка (двигатель правый) IELU ЦЭБО 26. Кнопка (двигатель левый) IELU ЦЭБО 27. Кнопка (двигатель правый) CENTRAL WARNING DISPLAY ENGINE ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ / ДВИГАТЕЛЬ 28. Кнопка CENTRAL WARNING DISPLAY ELECTRO ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ /ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ 29. Кнопка CENTRAL WARNING DISPLAY AIRFRAME ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ / ПЛАНЕР 30. Кнопка (двигатель левый) CENTRAL WARNING DISPLAY ENGINE 114 ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ / ДВИГАТЕЛЬ 31. Кнопка SIGN. СИГН. (проверка сигнальных ламп вне табло сигнализации) 32. Зеленая сигнальная лампа для проверки эл. контуров пиропатронов 33. Поворотная кнопка FIRE EXT. II I 0 I II ТУШЕНИЕ II I 0 I II 34. Кнопка ENG. FIRE SIGN. I СИГН. ПОЖ. ДВИГ. I 35. Кнопка ENG. FIRE SIGN. II СИГН. ПОЖ. ДВИГ. II 36. Кнопка ENG. FIRE SIGN. III СИГН. ПОЖ. ДВИГ. III 37. Кнопка FIRE DET. CHECK ПРОВЕР. СИГН. ПОЖАРА ПРАВЫЙ ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ Рис.63 115 1. Пропущено 2. Насадок индивидуальной вентиляции 3. Переключатель INV. SELEKT 115 ВЫБОР ПРЕОБ. 115В 4. Переключатель VA METER ВОЛЬТАМПЕРМЕТР 5. Переключатель INVERT. 36 V ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 36В 6. Переключатель LH BUS - BAR, RH BUS – BAR, INVERT. 115V ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ 115В +ШИНА 7. Кнопка обогрева STALL PROBE ЗОНД 8. Кнопка обогрева STATIC HEADS I СТАТ. ДАВЛ.I 9. Кнопка обогрева STATIC HEADS II СТАТ. ДАВЛ.II 10. Кнопка обогрева PITOT HEADS I ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ I 11. Кнопка обогрева PITOT HEADS II ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ II 12. Коробка управления ПОС планера 13. Выключатель WATER DRAIN ВЫПУСК ВОДЫ 14. Зеленые сигнальные лампы IELU OPERATIVE ГОТОВНОСТЬ ЦЭБО LH RH ЛЕВ. ПРАВ. 15. Рычаг стояночного тормоза PARKING BRAKE СТОЯНОЧНЫЙ ТОРМОЗ 16. Рычаг аварийного выпуска шасси (опломбирован) EMERG. EXTENSION LAND. GEAR Аварийный выпуск шасси 17. Рычаг аварийного выпуска закрылков (опломбирован) EMERG. EXTENSION WING FLAPS аварийный выпуск закрылков 18. Янтарная сигнальная лампа OIL МАСЛО 19. Крышка распределительной коробки 20. Распределительная коробка 21. Розетка 27В DC (пост) 22. Тяга тушения багажника 116 ПЕРЕДНИЙ ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ Рис.64 1. Замок рыmЗ П 11.Сдвоенный колпак DRY MOTORING RUN ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЕЙ 12.Кнопка прокрутки двигателей 13.Сдвоенный колпак (серый) ENGIN STARTING ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ 14.Кнопка запуска двигателей 15.Рычаги управления воздушными винтами (РУВ) 16.Ручки стопорения для рычагов управления возд. винтами FRICTION PROP. СТОПОР. ВИНТ. 17.Ручки стопорения для рычагов управления двигателями POWER FRICTION СТОПОР. ДВИГ. 18.Регулируемый упор макс, взлетного режима nG ADJUSTMENT РЕГУЛ. НГ 19.Рычаги управления двигателями (РУД) 20.Переключатель триммера руля направления TURN РЕПЕР. 21.Указатель положения триммера руля направления 22. Переключатель триммера элеронов BANK КРЕН LEFT-RIGHT НАПРАВО НАЛЕВО 23. Зеленая сигнальная лампа триммера элеронов 24. Указатель положения триммера руля высоты 25.Кнопка автопилота GA (GO AROUND) (если установлен) 118 СРЕДНИЙ ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ Рис.65 1. Выключатель SPOILERS ИНТЕРЦЕПТОРЫ 2. Выключатель AUT. BANK CONTROL АУК 3. Выключатель AUTOFEATHER АВТОМ. ФЛЮГЕР 4. Ручка переключения закрылков WING FLAPS 0° 18° 42° ЗАКРЫЛКИ 0° 18° 42° 5. Выключатель ANTISKID ПРОТИВОЮЗ. 6. Переключатель режимов управления передним колесом PEDAL NOSE WHEEL STEERING MANUAL НОЖНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПЕРЕД. КОЛЕСОМ РУЧНОЕ 7. Решетка 8. Сдвоенный колпак (опломбирован) PRIM. SEC. ГЛАВ. ЗАПАС. 9. Кнопка тушения SEC ЗАПАС. 10. Кнопка тушения PRIM. ГЛАВ. 11. Кнопка тушения SEC ЗАПАС. 12. Кнопка тушения PRIM. ГЛАВ. 13. Сдвоенный колпак (опломбирован) PRIM. SEC. ГЛАВ. ЗАПАС. 14. Ручка переключения шасси LAND. GEAR ШАССИ UP УБРАНО DOWN ВЫПУЩЕНО 119 ЗАДНИЙ ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ Рис.66 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9. 10. Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Коробка управления Переключатель - автопилот - курсовая система (гирокомпасы) - УКВ/НАВ - аудио - радиокомпасы - ответчики УВД - радиостанция КВ - речевой самописец - бортовое устройство регистрации I – SSR II I – SSR II 120 ЛЕВАЯ ПАНЕЛЬ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ Рис.67 1. Указатель скорости 2. Поперечный креномер 3. Авиагоризонт 4. Кодирующий высотомер 5. Указатель курса комбинированный (PNI) 6. Сигнализация MKR 7. Вариометр 8. Указатель DME 9. Указатель DME 10. Указатель - переключатель высоты 11. Микрофон 12. Указатель радиовысотомера 13. Контур реостата II и контур реостата I LIGHTING CIRCUIT II ОСВЕЩЕНИЕ КОНТУР II LIGHTING CIRCUIT I ОСВЕЩЕНИЕ КОНТУР I 14. Пульт управления подсветом приборов LIGHTING CIRCUIT I ОСВЕЩЕНИЕ КОНТУР I 121 15. Выключатель указателя поворота TURN/BANK IND. УКАЗАТЕЛЬ ПОВОРОТА 16. Выключатель авиагоризонта GYRO HORIZON ГОРИЗОНТ 17. Индикатор отклонений от курса - CDI 18. Указатель поворота с креномером и кнопкой коррекции 19. Сдвоенный указатель температуры аккумуляторов (если установлен) 20. Радиомагнитный указатель - RMI 21. Указатель высоты СРЕДНЯЯ ПАНЕЛЬ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ Рис. 68 1. Авиагоризонт 2. Расходомер топлива 3. Топливомер LH MAIN TANKS RH MAIN TANKS ГЛАВ. БАКИ Л ГЛАВ. БАКИ П 4. Указатель крутящего момента 5. Указатель температуры между турбинами 6. Указатель оборотов газогенератора 122 7. Указатель оборотов воздушного винта 8. Трехстрелочный указатель (температура масла, давление масла, давление топлива) 9. Указатели топлива в концевых баках LH TIP TANKS RH TIP TANKS КОНЦ. БАК Л КОНЦ. БАК П 10. Манометр двухстрелочный (гидравлическая система/аккумулятор тормозов) POWER SOURCE BRAKE ACCUM. АККУМ.ТОРМОЗ. 11. Манометр (стояночный тормоз) 12. Двухстрелочный манометр (тормоза управляемые педалью) 13. Графический узел 14. Приемник VOR/ILS 15. Дисплей метеорадиолокатора ПРАВАЯ ПАНЕЛЬ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ Рис.69 1. Указатель скорости 2. Авиагоризонт 3. Кодирующий высотомер 4. Сигнализация MKR 5. Вариометр 123 6. Пропущено 7. Указатель радиовысотомера 8. Указатель поворота с креномером и кнопкой коррекции 9. Манометр огнетушителя в переднем багажнике 10. Вольтамперметр 11. Вольтметр 115В 12. Вольтметр 36В 13. Выключатель WING TIP TANK FUEL TRANSFER ПЕРЕКАЧ. КОНЦ. БАКОВ 14. Выключатель PROP. DEICING - STBY MAIN ПОС ВОЗД. ВИНТОВ - ЗАПАС. ГЛАВ. 15. Выключатель WINDSHIELD HEATING - 0 I II ОБОГРЕВ СТЕКОЛ - 0 I II 16. Выключатель GYRO HORIZON АВИАГОРИЗОНТ 17. Выключатель TURN/BANK IND. УКАЗ. ПОВОТОРА 18. Указатель DME 19. Указатель DME 20. Индикатор отклонений от курса - CDI 21. Указатель курса комбинированный - PNI 22. Радиомагнитный указатель – RMI ЧАСТЬ ПАНЕЛИ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ, ЗАЩИЩАЮЩАЯ ПРИБОРЫ ОТ ПРЯМОГО СОЛНЕЧНОГО СВЕТА Рис.70 1. Указатель положения шасси 2. Блок сигнализации закрылков 3. Зеленая сигнальная лампа WINDSHIELD HEAT. ОБОГРЕВ СТЕКОЛ 4. Табло сигнализации LH ENGINE ДВИГАТЕЛЬ Л 5. Табло сигнализации AIRFRAME ПЛАНЕР 6. Табло сигнализации ELECTRO ЭЛЕКТРОСНАБЖ. 7. Табло сигнализации RH ENGINE ДВИГАТЕЛЬ ПРАВЫЙ 8. Янтарная сигнальная ячейка PITOT HEATING ОБОГРЕВ СИСТ. ДАВЛ. 9. Кнопка СОГЛАСОВАНИЕ 10. Табло сигнализации автопилота 11. Кнопка HIS – AP NAV. SOURCE НАВ 1/ НАВ 2 HSI - AP ИСТ. НАВ. 12. Блок сигнализации HIS – AP NAV. SOURCE HSI - АР ИСТ. НАВ. 124 ВЕРХНЯЯ ПРИБОРНАЯ ДОСКА Рис.71 ПРИМЕЧАНИЕ 125 АЗС и выключатели, заполненные черным цветом, маркированы на самолете желтой полосой. 126 ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ Рис.72 127 Световой сигнал Состояние Порядок ПОЖАР (звук звонка) Повышенная температура в пожарной полосе двигателя См. Глава 3, Пожар двигателя ДАВЛЕНИЕ МАСЛА Давление в масляной системе двигателя ниже 1,2 См. Глава 3А, Падение кгс/см2 (17,1 psi). давления масла ниже мин. значения. ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА Давление топлива ниже 0,3 кгс/см2 (4,27 psi). См. Глава 3А, Топливная система. МИНИМУМ ТОПЛИВА Уменьшение запаса топлива в соответствующей группе топливных баков до 108 ± 5 кг (238 ± 11 фунтов). Проверить расчеты (оценку), не идет ли речь осигнале ложной тревоги ВМЕШАТЕЛЬСТВО Ограничение мощности соответствующего ЦЭБО двигателя по импульсу от ЦЭБО. Проверить обоснованность сигнализации по приборам двигателя; иначе Глава 3A, Самопроизвольное вмешательство ЦЭБО. СТРУЖКА Образование токоведущего слоя металлической См. Глава 3A, Наличие стружки на магнитной пробке в масляном баку или металлической стружки в редукторе двигателя масле ИЗОЛ. КЛАПАН A: Включение выключателя ИЗОЛ.КЛАПОАН на верхней панели (умышленное применение аварийного контура регулятора топлива), или B: Включение автоматического флюгирования при отказе двигателя и падении крутящего момента ниже 18%. БАЙПАС ТОПЛИВА Высокое сопротивление топлив. фильтра открыло После посадки доложите о байпасный клапан в трубопроводе подвода неисправности фильтра топлива в двигатель. наземному обслуж. персоналу.. РЕГУЛИР. БЕТА Настройка лопасти воздушного винта на угол ниже См. Глава 4, Двигатель и угла малого газа в полете. воздушные винты. АВТОМ. ФЛЮГЕР Система автоматического флюгирования См. Глава 3A, Воздушные находится в режиме готовности и РУД переключен винты. в положение, соответствующее более 88% (или более 92% nG - оборотов газогенератора) ФЛЮГИР. НАСОС Флюгир насос воздушного винта работает. ГИДРАВЛ. СИСТЕМА Температура гидравлической жидкости превышает 85 °C. -- Пропущено ПОС. ВОЗДУШНОГО ВИНТА Отказ определенной части ПОС системы (включая См. глава. 3A прерыватель) ПОС. Световой сигнал Состояние См. Глава 3A, Топливная система См. Глава 3A, Воздушный винт После приземления доложите об этом факте наземному обслуж. персоналу. Порядок СЕПАРАТОР ЛЬДА Сепаратор льда в воздухозаборнике в двигатель не переключен в закрытое положение 128 КОЛЬЦЕВ. ТОПЛИВА Открытие электромагнитного клапана в ветви кольцевании топлива, соединяющей левую и правую группы топливных баков См. Глава 4, Топливная система. АВТОМ. КРЕНА (зеленый) Готовность системы автоматического управления креном - после включения АЗС ФЛЮФЕР/АВТОМ. КРЕН на верхней панели и выключателя АВТОМ. КРЕН на средней панели пульта управления. В момент, когда скорость полета превысит 205 км/ч IAS (ПР), (111 KIAS) сигнал погаснет и готовность системы будет отменена. АВТОМ. КРЕНА (янтарный) Автоматический выпуск щитка автом. крена. см. Глава 4, Управление. ИНТЕРЦЕПТОРЫ Выпуск интерцепторов. После освобождения кнопки интерцепторы будут убраны и сигнал погаснет ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА Насос перекачки в концевом баке соответствующего крыла качают топливо. см. Глава. 3A, Топливная система. СВАЛИВАНИЕ (плюс прерывистый звук гудка) Скорость полета прибл. на 15 км/ч (8 kts) выше, чем скоростное снижение. Повысить скорость полета ДВЕРЬ Входная дверь или дверь в передней части кабины пассажиров или дверь переднего багажника не зафиксированы в закрытом положении. После правильного закрытия двери сигнал погаснет ВКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧКУ Уменьшение запаса топлива в одной группе баков см. Глава 4, Топливная (в одном крыле) до 220 кг (485 фунтов) при система. невключенном насосе перекачки или в случае дефекта автоматического выключателя перекачки топлива. ФАРЫ Фары включены ВЫПУСТИ ШАСИИ (непрерывный звук гудка) Выпуск закрылков при убранном шасси или работа обоих двигателей на малом газе на скорости полете ниже 205 км/ч IAS (111 KlAS) и при убранном шасси ЗАПУСК Пусковой генератор работает в режиме запуска. см Глава. 4, Запуск Если истекло больше чем 20 сек с момента двигателя. нажатия на кнопку ЗАПУСК (левого, правого), речь идет об отказе, не произошло автоматическое разъединение контура запуска. ВПРЫСК ВОДЫ VODY Достижение рабочего давления в трубопроводе впрыска воды в двигатели см. Глава 4, Впрыск воды. ПОЖАР БАГАЖНИКА Сигнализатор дыма, размещенный в переднем багажнике, сигнализирует наличие дыма. см. Глава 3, Пожар в переднем багажника. Световой сигнал Состояние Порядок ВЫЗОВ Нажатие на кнопку ВЫЗОВ ЭКИПАЖА в пассажирской кабине. При отпускании кнопки сигнал погаснет. РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ Управление передним колесом в РУЧНОМ режиме см. Глава 4, Управление. Световой сигнал Состояние Сигнал погаснет в момент выпуска шасси или при отмене всех остальных условий, которые повлекли за собой его загорание. Порядок 129 НОЖНОЕ УПРАВЛЕНИЕ Управление передним колесом в НОЖНОМ режиме. Сигнал загорится лишь как подтверждение переключения при нейтральном положении педалей ножного управления. см. Глава 4, Управление. ЗАКРЫЛКИ 18° На земле закрылки переключены в другое положение чем 18° (т.е. 0° или 42°). Перед взлетом выпустить закрылки до18°. ОБЛЕДЕНЕНИЕ Рост льда на вращающемся сигнализаторе обледенения. см. Глава 4, Полет в условиях обледенения. РАСТОРМАЖИВА НИЕ ЛЕВОЕ РАСТОРМАЖИВА НИЕ ПРАВОЕ Байпас гидравл. жидкости, подводимой в цилиндр левого или правого тормоза, в возвратную ветвь по импульсам противоблок. тормозной системы. ПРЕОБРАЗОВАТ ЕЛЬ 36В (две ячейки) Потеря напряжения на выходных зажимах преобразователя I (II) 3x36В, 400 Гц. см. Глава 3A, Электроснабжение. ПРЕОБРАЗОВАТ ЕЛЬ 115V (две ячейки) Потеря напряжения на выходных зажимах преобразователя I (II) 1x115В, 400 Гц. см. Глава 3A Электроснабжение. ГЕНЕРАТОР ПОСТ. Отсутствие напряжения на зажимах левого ТОКА (две (правого) генератора пост тока. ячейки) см. Глава 3A Электроснабжение. ГЕНЕРАТОР ПЕРЕМ. ТОКА (две ячейки) Отсутствие напряжения на зажимах левого (правого) генератора перем тока. см. Глава 3A Электроснабжение. ВНЕШНИЙ ИСТОЧНИК К главным шинам самолета подключен наземный эл. источник. см. Глава. 4, Запуск и электроснабжение. АККУМУЛЯТОР Один или оба аккумулятора отсоединены от бортовой сети или отказ в контуре аккумуляторов см. Глава 3A Электроснабжение. 130 ПАНЕЛЬ ПРЕДОХРАНИТЕЛЕЙ Панель предохранителей размещен в пилотской кабине на правой панели фюзеляжа между шпангоутами 5 и 6. Запасные предохранители размещены в кармане направо от 2/П. ПРИМЕЧАНИЕ: Нижеприведенный пример панели предохранителей действителен для стандартно оснащенного самолета. Щитки на панели предохранителей обозначают защищаемую систему (напр. ДАВЛЕНИЕ МАСЛА) и значение предохранителя (напр. 0,63 A). Обозначение предохранителя и его значение зависят от оборудования/оснастки соответствующего варианта самолета. Рис.73 131 Поз. Наименование Значение Кол-во штук 1. Предохранитель - ТЕМПЕРАТУРА МАСЛА 0,63 A 2 2. Предохранитель - ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА 0,63 A 2 3. Предохранитель - ДАВЛЕНИЕ МАСЛА 0,63 A 2 4. Предохранитель - ТОПЛИВОМЕР - СИГНАЛ. ОБЛЕДЕНЕНИЯ 0,63 A 3 5. Предохранитель - ТОПЛИВОМЕР 0,63 A 3 6. Предохранитель - ДАВЛЕНИЕ ГИДРАВЛ. СИСТЕМЫ 0,63 A 2 7. Предохранитель - ЗАЖИГАНИЕ 4 4A 4 8. Предохранитель - УКАЗАТЕЛЬ КРУТЯЩЕГО МОМЕНТА 0,4 A 4 9. 10. 11. Предохранитель - ПРОВЕРКА ПИРОПАТРОН 0,4 A 1 Предохранитель - УПРАВЛЕНИЕ ПЕРЕДНИМ КОЛЕСОМ 4A 1 12. Предохранитель - ПРОТИВОБЛОК. СИСТЕМА 4A 1 13. Предохранитель - ТОРМОЗА - ДАВЛЕНИЕ ГИДРАВЛ. СИСТЕМЫ 0,63 A 2 14. Вставка предохранителя - - 15. Держатель предохранителя - - 16. Колпачок - - 17. Предохранитель - ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ДВИГАТЕЛЬ Л 1A 1,6 A 11 18. Предохранитель - ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ПЛАНЕР 1A 2 19. Предохранитель - ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ЭЛЕКТРО 1A 1,6 A 11 20. Предохранитель - ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ДВИГАТЕЛЬ П 1A 3 21. Предохранитель - ПРОВЕРКА СИГН. 2A 1 22. Предохранитель - RMI Л, П 1A 2 23. Предохранитель - ГИРОКОМПАСЫ I, II 26В/400 Гц 1A 2 24. Предохранитель - СИГНАЛИЗАЦИЯ 1,6 A 1 25. Предохранитель - ЗВУК. СИГН. ШАССИ 4A 1 26. Предохранитель - СВЕТ. СИГН. СВАЛИВАНИЯ 1A 1 27. Предохранитель - ЗВУК. СИГН. СВАЛИВАНИЯ 2A 1 28. Предохранитель - СИГН. ГИДРАВЛ. СИСТЕМЫ 0,4 A 2 29. Предохранитель - ТОПЛИВОМЕР КОНЦ. БАКА 0,63 A 6 30. Предохранитель - ВОЛЬТМЕТР - ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 36 В I 1A 3 31. Предохранитель - ВОЛЬТМЕТР - ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 36 В II 1 A 3 Поз. Наименование Значение 132 Кол-во штук 32. Предохранитель - АВАР. ОСВЕЩЕНИЕ 1A 1 33. Предохранитель - КРЕНОМЕР 0.4 A 8 34. Предохранитель - БОРТ. УСТР. РЕГИСТРАЦИИ 1A 2 0,4 A 1 35. Предохранитель - АВТОПИЛОТ 1A 1 36. Предохранитель - РАДИОЛОКАТОР 3,15 21 A5A 37. Предохранитель - ГРОМКОГОВОРИТЕЛИ 2.5 A 2 38. Предохранитель - СПУ I, II 2A 2 Цветовое обозначение полосок над предохранителями: - - - - - - - - зеленый - . - . - . - .- желтый -------------- белый ЗАКРЫЛКИ, ИНТЕРЦЕПТОРЫ, АУК Управление закрылками (см. Рис. 75) Система управления интерцепторами - электрогидравлическая. Фидер закрылков включается автоматом защиты ЗАКРЫЛКИ на верхней панели. Собственно управление закрылками осуществляется переключателем, размещенным на среднем пульте управления. Переключатель имеет 2 фиксированных положения: 0°- 18° - 42°. Отдельные положения сигнализируются на указателе положения закрылков на средней панели приборной доски. Указатель питается через АЗС ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ/ПЛАНЕР, и исправность работы всех его контуров можно проверить нажатием на кнопку СИГН. на панели контроля на левом пульте управления. В посадочное положение 42° можно закрылки выпустить только на скорости полета ниже 205 км/ч IAS (ПР) (111 KIAS), на более высоких скоростях полета выпуск в это положения автоматически блокирован. В систему управления закрылками включен также концевой выключатель, который препятствует выпуску закрылков при открытии грузовой двери. Силовая система управления закрылками - гидравлическая. При отказе гидравлической магистрали закрылки можно выпустить при помощи аварийной линии, в которой давление создается ручным насосом. Управление интерцепторами (см. Рис. 76) Система управления интерцепторами - электрогидравлическая. Питание осуществляется через автомат защиты ИНТЕРЦЕП на верхней панели и выключатель ИНТЕРЦЕПТОРЫ на среднем пульте управления. Включением этих двух выключателей системна приведена в готовность. 133 Выпуск интерцепторов производится нажатием на две последовательно соединенные кнопки (управляемые нажимной плиткой с надписью ИНТЕРЦЕПТОРЫ) на левом штурвале. От непреднамеренного нажатия кнопки защищены защелкой на нажимной плитке. Интерцепторы удерживаются в выпущенном положении только в течение нажатия кнопок. Выпуск интерцепторов сигнализируется загоранием янтарного сигнала ИНТЕРЦЕПТОРЫ на табло сигнализации. Автоматическое управление креном (см. Рис. 77) Система автоматического управления креном (АУК) предназначена для автоматического парирования крена при отказе двигателя на взлете, при заходе на посадку и при уходе на второй круг (прерванном заходе на посадку). Система состоит из двух независимых друг от друга щитков АУК, размещенных в конце крыла перед элеронами. Управление щитками - электрогидравлическое. Электрический контур питается через автоматы защиты ФЛЮГИР. - АВТОМ. КРЕНА на верхней панели и выключатель АУК на среднем пульте управления. блокирован. Включением АЗС и выключателя - и если рычаги управления обоими двигателями переключены в положение, соответствующее оборотам газогенератора мин. 88% ±1% (для температуры -50 °C до +20 °C) или мин. 92% ±1% (для температур -20 °C до + 50 °C) - система приводится в готовность. Состояние готовности сигнализировано загоранием зеленой ячейки АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации. При понижении крутящего момента одного из двигателей на взлете до прибл. 22% зеленая ячейка погаснет, щиток АУК на стороне отказавшего двигателя блокируется в убранном положении, а щиток на стороне работающего двигателя выпустится. Одновременно загорится янтарная ячейка АВТОМ. В режиме захода на посадку, когда из-за положения РУД система не находится в состоянии готовности, щиток АУК срабатывает не от понижения крутящего момента, а от падения давления воздуха за компрессором ниже 0,05 МПа. Если не сработал АУК, при достижении скорости 205 км/ч (111 kts) IAS (ПР) система автоматически выключится и зеленая ячейка АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации погаснет и наоборот, при уменьшении скорости полета ниже 205 км/ч (111 kts) IAS (ПР) готовность системы автоматически восстанавливается. Если сработал АУК, щиток АУК при достижении скорости 205 км/ч (111 kts) IAS (ПР) уберется и янтарная ячейка АВТОМ. КРЕНА на табло сигнализации погаснет. При уменьшении скорости ниже 205 км/ч (111 kts) IAS (ПР) щиток АУК не будет повторно выпущен и система не будет повторно переведена в состояние готовности. ВНИМАНИЕ: ЕСЛИ СИСТЕМА АУК СРАБОТАЛА, ВОССТАНОВЛЕНИЕ ГОТОВНОСТИ ДОПУСКАЕТСЯ ТОЛЬКО В СЛУЧАЕ УДАЧНОГО ЗАПУСКА ОТКАЗАВШЕГО ДВИГАТЕЛЯ В ПОЛЕТЕ. ПЕРЕД ВКЛЮЧЕНИЕМ ДВИГАТЕЛЯ ВЫКЛЮЧИТЕ И, АВТОМ. КРЕНА НА ВЕРХНЕЙ ПАНЕЛИ. 134 Рис. 75 Управление закрылками 135 136 Рис. 76 Управление интерцепторами 137 138 Рис. 77 Автоматическое управление креном 139 140 ШАССИ Шасси самолета - трехстоечной схемы. Состоит из передней стойки, основной стойки и ряда гидравлических, механических и электрических устройств, с помощью которых осуществляется уборка и выпуск шасси, поворот колеса передней стойки и торможение колес. При отказе основной гидросистемы предусмотрен выпуск шасси и торможение колес от аварийной гидросистемы. Выпуск и уборка шасси (см. Рис. 78) Система выпуска и уборки шасси - электрогидравлическая. Собственное управление осуществляется переключателем ШАССИ, установленным на среднем пульте, его переводом в положение ВЫПУШЕНО или УБРАНО. При переводе переключателя из одного положения в другое замыкается цепь электропитания соответствующей обмотки электромаг. крана управления шасси. Выключение крана происходит автоматически, после окончания рабочего цикла, путем размыкания цепи концевым выключателем. Индикация положения шасси - световая, звуковая и механическая. Световая сигнализация осуществляется лампочками указателя, установленного на средней приборной доске. Загорание зеленых лампочек свидетельствует о выпущенном положении шасси. Промежуточное положение шасси при выпуске и уборке сигнализируется загоранием трех красных лампочек. При убранном зафиксированном положении шасси не горит никакая лампа на указателе положения шасси и механические указатели положения шасси на гондолах шасси и на переднем панели управления переключены в убранное положение. Кроме того, есть световая сигнализация ШАССИ ВЫПУСТИ, которая срабатывает при уменьшении скорости полета ниже 205 км/ч IAS (111 KlAS) при перемещении РУД двигателей в положение малый газ или при выпушенных закрылках и убранном шасси. При этом одновременно с загоранием светосигнализатора срабатывает звуковая сигнализация. Сигнализация выключается при выпуске шасси или при перемещении одного из РУД в направлении увеличения мощности двигателя или при увеличении скорости полета или при уборке закрылков и убранном шасси. Механические указатели размещены в гондолах шасси и на переднем пульте управления. Аварийный выпуск шасси осуществляется рычагом АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК ШАССИ, установленным на правом пульте управления. Давление в магистрали выпуска создается ручным насосом. Управление передним колесом шасси (см. Рис. 79) Система управления передним колесом работает в трех режимах: (а) рулежном (ручном), обеспечивающем поворот колеса на ± 50°; (б) взлетно-посадочном (ножном), обеспечивающем поворот колеса на ± 4,5°; (в) самоориентирования, в случае отказа или невключения электропитания электромаг. крана, а также в случае установки переключателя в нейтральное положение. Переключение с рулежного на взлетно-посадочный режим осуществляется переключателем, установленным на среднем пульте управления. 141 Указанные режимы работы сигнализируются на табло сигнализации ячейками НОЖНОЕ УПРАВЛ., РУЧНОЕ УПРАВЛ. В сети электропитания системы установлены концевые выключатели. Один на передней стойке шасси, выключающий систему после подъема переднего колеса при взлете и включающий ее при опускании после посадки, второй на кронштейне педалей ножного управления, служащий для переключения на взлетно-посадочный режим (ножной), только при нейтральном положении педалей. ТОРМОЖЕНИЕ КОЛЕС (см. Рис. 80) (а) Основное торможение Система главного торможения колес состоит из редукционного клапана, клапанов тормозов установленных на педалях, кранов растормаживания, инерционных датчиков и электрогидравлических распределителей. Управление тормозами - раздельное и производится тормозными педалями левого и правого пилотов. Гидравлическая энергия для торможения подается из магистрали высокого давления основной системы, а в случае отказа источников питания - от гидроаккулумятора. Давление в тормозах меняется пропорционально усилиям на педалях (от 0 до 4,4 +0,3 МПа /45 +3 кгс/см2/). Деятельность тормозов проверяется двухсрелочным манометром, установленным на средней панели управления. противоюзовой тормозной системой с инерционными датчиками, установленными на колесах главного шасси. Противоюзовая тормозная система питается через АЗС ШАССИ на верхней панели и выключатель ПРОТИВОЮЗ на среднем пульте управления. Деятельность противоюзовой системы сигнализирована ячейками ОТТОРМ. ЛЕВ., ОТТОРМ. ПРАВ. (б) Аварийное торможение При отказе основного торможения для затормаживания самолета используется аварийное торможение колес. Торможение осуществляется рычагом СТОЯН. ТОРМОЗ, установленным на правом пульте и ручным насосом. При аварийном торможении колес самолета противоюзовая система не работает и поэтому не допускается превышение давления 4,4+0,3 МПа (45 +3 кгс/см2). (в) Стояночный тормоз Стояночное торможение колес осуществляется также рычагом СТОЯН. ТОРМОЗ и ручным насосом. Последний используется для подзаправки гидроаккумулятора. Для затормаживания самолета на стоянке применяется давление 2,45 + 0,5 МПа (25 + 5 кгс/см2), а для опробования двигателей -4,9 ± 0,5 МПа (50 ± 5 кгс/см2). Давление проверяется по манометру СТОЯН. ТОРМОЗ, установленному на средней панели приборной доски. 142 Рис. 78 Схема уборки и выпуска шасси 143 144 146 Рис. 80 Торможение колес 147 148 ДВЕРИ, АВАРИЙНЫЕ ВЫХОДЫ, ОКНА Входная дверь В самолет входят через главную дверь, размещенную по левой стороне фюзеляжа за одиночными креслами. Входная дверь разделена на две части: одна часть опрокидывается вверх при помощи рычага, который придерживает дверь в открытом положении; другая часть двери зафиксирована в закрытом положении и применяется лишь в грузовом варианте самолета. Посадку пассажиров обеспечивает входной трап в самолет. Открытие грузовой двери Грузовая дверь открывается следующим способом: - частично приоткрыть входную дверь - освободить защелку (фиксатор) (3) - см. Рис. 83 и отчасти открыть грузовую дверь - путем поворота рукоятки входной двери в закрытое положение ввести стопорную штангу входной двери в патрон на грузовой двери. - поднять грузовую дверь вместе с входной дверью в верхнее положение, зафиксированное рычагом. Аварийные выходы На самолете установлены: Аварийные выходы в пассажирской кабине (дверь аварийных выходов - см. рис. 81 и 82) на левой и правой сторонах между шпангоутами № 13 и 14. Дверь аварийных выходов в пассажирской кабине зафиксирована в замкнутом положении двумя жесткими защелками (фиксаторами) в раме фюзеляжа на верхней стороне, и на нижней стороне двумя подвижными фиксаторами, управляемыми рычагом, застопоренным при помощи кнопки. Эта кнопка установлена под съемным колпачком. В закрытом положении двери аварийных выходов в пассажирской кабине зафиксированы изнутри фиксаторами с флажком. Аварийная дверь оснащена пломбой, предотвращающей нежелательные вмешательства. Двери аварийного выхода в передней части пассажирской кабины - в закрытом положении зафиксированы изнутри фиксатором (защелкой) с флажком. Сигнализация закрытия и зафиксирования двери Отмыкание входной двери, двери переднего багажника и аварийной двери в передней части пассажирской кабины сигнализировано красной ячейкой ДВЕРЬ на табло сигнализации. Импульс на включение контура сигнализации поступает от концевых выключателей D 701, размещенных на входной двери на шпангоуте № 18, на двери аварийного выхода в передней части пассажирской кабины на шпангоуте № 6, и от двух выключателей на правой и левой дверях переднего багажника. 149 Остекление пилотской кабины Остекление пилотской кабины состоит из двух лобовых стекол, двух задних боковых окон и двух окон, размещенных по обеим сторонам пилотской кабины между лобовых стеклами и задними боковыми стеклами. Лобовые стекла обогреваются электрически. Для лобовых окон используется органическое, электрически обогреваемое стекло. Параметры стекла предусматривают столкновение с птицей. Лобовые стекла образованы тремя слоями, склеенными прозрачным материалом. Между отдельными слоями установлен обогревательный элемент. Для задних боковых окон использовано органическое стекло толщиной 5 мм (0,2 дюйма). Боковые окна треугольной формы конструированы так, что одна их часть опрокидная, т.е. окна можно открыть в различных ситуациях и зафиксировать в открытом положении. Для этих окон использовано органическое стекло толщиной 8 мм (0,32 дюйма). Окна пассажирской кабины Окна размещены по обеим сторонам пассажирской кабины. Окна сдвоенные. Для наружного слоя использовано органическое стекло толщиной 5 мм (0,2 дюйма) (6 окон между шпангоутами № 9 до 12) и толщиной 3 мм (0,12 дюйма) (окна между шпангоутами № 12 до 18). Внутренние слои изготовлены из склеенного материала толщиной 3 мм (0,12 дюйма) (между шпангоутами № 9 и 12) и 2 мм (0,08 дюйма) (между шпангоутами № 12 до 18). Окна защищены от влажности собственно атмосферой сухого воздуха, который высушивается, пока включена система отопления. Теплый воздух проходит под обивкой. 150 Схема открытия главной двери и аварийных выходов ВИД ИЗНУТРИ Рис. 81 151 Схема открытия главной двери и аварийных выходов ВИД ИЗВНЕ Рис. 82 152 Рис. 83 (1) Корпус защелки; (2) Винт; (3) Штифт (фиксатор); (4) Пружина; (5) Направляющая; (6) Крышка пружины; (7) Ребро жесткости; (8) Стопорная штанга; (9) Направляющая; (10) Пружина. 153 ДВИГАТЕЛЬ И ЕГО СИСТЕМЫ Самолет оборудован двумя двигателями типа WALTER M 601 E с воздушными винтами типа V 510. Этот двигатель конструирован как турбовинтовой, двухвальный, противоточный, со свободной турбиной. Мощность на валу: - максимальная взлетная………….560 кВт (751 SHP) - чрезвычайная…………………….595 кВт (798 SHP) - макс. продолжительная …………490 кВт (657 SHP) Скорость вращения: - турбины газогенератора…………36 660 об/мин (=100%) - турбины силовой ………………...31 023 об/мин Способ запуска ……………………от электрического стартера Органы управления (см. Рис. 84) (а) Рычаг управления двигателем (РУД) РУД служит для управления мощностью двигателя от полной реверсивной до чрезвычайной повышенной. Положение „малый газ" представляет собой самый низкий рекомендуемый уровень мощности для полета. Положение "макс. реверс" соответствует макс. реверсивной мощности. Для предотвращения непреднамеренного перемещения РУД в положение реверса на РУД имеются два предохранителя: - защелка, расположенная между направляющими кулисами за РУД; - штифт в пазе направляющей кулисы, управляемый ручкой на РУД. Для преднамеренного перемещения РУД из положения "малый газ' в направлении реверса необходимо: - защелку опрокинуть назад; - при помощи ручки на РУД штифт поднять таким способом, чтобы он вошел в верхний паз кулисы. Положение "чрезвычайный (повышенный) режим" применяется при внезапном уменьшении мощности другого двигателя на взлете. Для установки РУД в это положение необходимо при помощи ручки на РУД поднять штифт в пазе направляющей кулисы и, преодолевая сопротивление упругого упора, переместить РУД в крайнее переднее положение. (б) Рычаг управления стоп-краном Рычаг управления стоп-краном служит для открытия и закрытия подачи топлива в двигатель, а также для управления режимом работы двигателя в случае отказа регулятора подачи топлива (аварийный контур). Рычаг управления стоп-краном имеет три фиксированных положения: МАКС. МОЩНОСТЬ, ОТКРЫТО запуск) и ЗАКРЫТО (см. Рис. 84). 154 (в) Упор макс. взлетной мощности На секторе рычагов управления двигателями установлен регулируемый упор макс. взлетной мощности, опломбированный в его переднем положении и не регулируется (предназначен лишь для СНГ). Маслосистема Маслосистема предназначена для смазки двигателя и для питания гидравлической системы установки лопастей воздушного винта и датчика крутящего момента. Маслосистема размещена в отсеке двигателя перед противопожарной перегородкой и состоит из масляного бака (который является составной частью двигателя), маслорадиатора, флюгерного насоса и системы контроля параметров работы (давление и температура масла, сигнализация мин. давления). Давление и температура масла индицированы трехстрелочным указателем на приборной доске. Мин. давление маска сигнализировано загоранием янтарной ячейки ДАВЛ. МАСЛА на табло сигнализации соответствующего двигателя. На самолете установлена сигнализация стружки в масле. В случае наличия стружки в масле загорится янтарная ячейка СТРУЖ КА в соответствующей блоке табло (ДВИГ. ЛЕВ. или ДВИГ. ПРАВ.). Система ограничителей Система ограничителей, основной частью которой является центральный электронный блок ограничителей (ЦЭБО) с двумя уровнями ограничения, обеспечивает вместе с регулятором подачи топлива при продолжительном превышении некоторого из контролируемых параметров двигателя (пг, пв, TMT, Мк, скорость нарастания ТМТ при запуске двигателей) дросселирование двигателя путем уменьшения подачи топлива, однако ни в коем случае (в том числе при ложном срабатывании ЦЭБО) ниже включенного уровня ограничения, т.е.: - при включенном 1 уровне: до Мк прибл. 70% - при включенном 2 уровне: до прибл. 60% пг. Рубежом для переключения ЦЭБО с одного уровня на другой является высота 700 метров над уровнем местности. Переключение на этой высоте происходит автоматически сигналом от радиовысотомера, а именно при наборе высоты с 1 уровня на 2-й, а при снижении с 2 уровня на 1-й. Конструкция ЦЭБО позволяет производить частичную проверку работы контуров ограничителя ТМТ при помощи кнопок ЦЭБО на панели контроля на левом пульте управления. Проверка проводится наземным составом. Система ограничителей включается до запуска двигателей автоматами защиты ЦЭБО ЛЕБ. - ПРАВ. на верхней панели. Готовность ЦЭБО (при включенных автоматах защиты ЦЭБО ЛЕВ. - ПРАВ. на верхней панели) сигнализируется загоранием сигнальных ламп ГОТОВНОСТЬ ЦЭБО ЛЕВ. - ПРАВ. на правом пульте управления. Сигнализация готовности ЦЭБО предназначена главным образом для наземной проверки включения 1 уровня ограничения (после запуска двигателей). В полете 155 является сигнализация готовности ЦЭБО дополнительным средством информации о работе системы ограничителей. Сигнализация горит при следующих условиях: - при включенном 1 уровне: если Мк выше 70% - при включенном 2 уровне: постоянно. Выключение системы сигнализировано загоранием янтарных ячеек ЦЭБО на табло сигнализации соответствующего двигателя. Дросселирование двигателя управляющим сигналом от ЦЭБО сигнализируется на табло сигнализации загоранием янтарной ячейки СРАБАТ. ЦЭБО соответствующего двигателя. Система впрыска воды Система впрыска воды в компрессор служит для сохранения макс. взлетной мощности двигателей при повышенных температурах наружного воздуха. Система впрыска воды приводится в готовность включением автомата защиты ВПРЫСК ВОДЫ на верхней панели. Собственно включение производится нажатием на кнопку ВКЛ. под колпачком ВПРЫСК ВОДЫ на переднем пульте управления. При переходе с макс. взлетного режима на режим более низкий (при перемещении РУД в положение ниже 88% или же 92% пГ) система впрыска воды автоматически выключится. Систему впрыска воды можно выключить тоже путем нажатия на кнопку ВЫКЛ. под колпачком ВПРЫСК ВОДЫ на переднем пульте управления. 156 Рис. 84 Управление двигателем 157 158 Рис. 85 159 ВИНТ Воздушный винт и управление (Рис. 86) Основные технические параметры воздушного винта V 510: Диаметр винта ………………………………………..2,3 м (90,55 дюймов) Число лопастей ……………………………………….5 Направление вращения ………………………………по направлению часовой стрелки (смотры сзади – по направлению полета) Диапазон регулируемых оборотов ………………….1 700 - 2 080 об/мин. Ограничение макс. оборотов воздушного винта центробежным ограничителем ………………………Управление в диапазоне ограничения обеспечено сопряженной связью между шагом лопастей винта и положением РУВ 160 Рычаг управления воздушным винтом (РУВ) Этот рычаг случит для установки подобранного числа оборотов воздушного винта и для аварийной установки винта в флюгерное положение. РУВ имеет три положения (макс. обороты - малый шаг, мин. обороты и флюгер). Положение „флюгер" блокируется выемкой в пазе направляющей кулисы. Рис. 86 Управление воздушным винтом 161 ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА (см. Рис. 87) Топливная система обеспечивает питание двигателей топливом во всех ожидаемых условиях эксплуатации. Основная топливная система включает в себя мягкие топливные баки, размещенные в крыле, соединительные трубопроводы, приборы для распределения топлива и приборы для контроля запаса и давления топлива. Основная система разделена на две сходные подсистемы - левую и правую. При нормальных условиях левый двигатель питается от левой, а правый - от правой подсистемы. В случае необходимости обе подсистемы можно соединить путем открытия электромагнитных клапанов в трубопроводе кольцевания. Кольцевание позволяет питать один двигатель от обеих подсистем, или оба двигателя от одной подсистемы. Емкость топливной системы можно увеличить на 320 кг (706 фунтов) путем прикрепления к концевым нервюрам крыла двух концевых баков емкостью 160 кг (353 фунтов). Концевой бак оборудован подкачивающим насосом и 162 топливомером. Топливо из концевого бака подается соединительным трубопроводом в дополнительный бак в крыле. Установленный в соединительном трубопроводе обратный клапан препятствует переливанию топлива из основной системы в концевой бак. К соединительному трубопроводу подключен переключатель давления, который при повышении давления (от работающего насоса) включает зеленую ячейку ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА. При потере давления переключатель выключает подкачивающий насос в концевом баке и сигнализацию перекачки. Насосы в концевых баках включаются сигналом от размещенного в среднем крыльевом баке сигнализатора уровня при уменьшении количества топлива в одной подсистеме в крыле до 325 ± 75 кг (716 ± 165 фунтов). Если автоматика вследствие неисправности не включит подкачивающий насос, то при уменьшении запаса топлива в данной подсистеме до мин. 220 кг (485 фунтов) загорается янтарная ячейка ВКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧКУ на табло сигнализации. В таком случае насос в концевом баке включается вручную соответствующим из выключателей на средней панели приборной доски, обозначенных трафаретом ПЕРЕКАЧКА КОНЦ. БАКОВ. Подача топлива в двигатели обеспечивается подкачивающими насосами и насосами двигателей. В случае отказа подкачивающих и перекачивающих насосов концевых баков (напр. при отказе обоих генераторов), топливо из концевых баков не вырабатывается. Подача топлива открывается и закрывается рычагами ТОПЛИВО ОТКР/ЗАКР на переднем пульте управления. Рычаги управляют пожарными кранами, установленными вне пожарных зон двигателей. Подкачивающие топливные насосы включаются автоматами защиты ТОПЛИВ. НАСОС ЛЕВ/ПРАВ на верхней панели. Топливо подается в двигатель через фильтр. В случае засорения фильтра на табло сигнализации соответствующего двигателя загорится янтарная ячейка ОБХОД ТОПЛИВА. Под двигателем установлен сборник топлива. Из сборника топливо возвращается обратно в топливный бак при помощи эжектора. Система кольцевания включается автоматом защиты КОЛЬЦЕВ. ТОПЛИВА на верхней панели с целью уравновешивания количества топлива в левой и правой группе топливных баков. При включении на табло сигнализации ПЛАНЕР загорится янтарная ячейка КОЛЬЦЕВ! ТОПЛИВА. Топливо сливается из топливных баков двумя сливными клапанами и двумя штуцерами, установленными симметрично на обеих нижних сторонах планера между крылами и фюзеляжем. Топливо из концевых баков можно тоже слить при помощи сливного крана на нижней стороне концевого бака. Приборы контроля (см. Рис. 88) Приборы контроля обеспечивают индикацию запаса топлива, давления топлива и расхода топлива. (а) Запас топлива Для измерения запаса топлива в главной системе служат: - 2 комплекта емкостных топливомеров с сигнализацией минимального количества топлива - 2 комплекта топливомеров концевых баков 163 - топливомерные линейки на крышках заливных горловин внешних топливных баков, проградуированные по 25 кг (55 фунтов). Запас топлива в данной группе баков индицируется на соответствующем указателе топливомера на средней панели приборной доски. При наличии в системе топливомера дефекта, стрелка указателя остановится в положении, в котором она находилась в момент отказа и диск не вращается или стрелка находится на одном из упоров и диск вращается очень быстро. На режиме крейсерского полета при уменьшении количества топлива в данной группе баков до 108 ± 15 кг (238 ± 33 фунтов) на табло сигнализации соответствующего двигателя загорится янтарная ячейка МИН. ЗАПАС ТОПЛИВА. Для измерения запаса топлива в концевых баках служат два комплекта топливомеров с указателями на средней панели приборной доски. Работа топливомеров концевых баков аналогична работе топливомеров основной системы. (б) Давление топлива Давление топлива контролируется двумя системами. Одна система показывает на трехстрелочном указателе на средней панели приборной доски текущее значение давления топлива за регулятором подачи топлива (перед форсунками), другая система регистрирует только падение давления ниже минимально-допустимого значения при включенных подкачивающих насосах (0,03 МПа = 0,3 кгс/см2), при котором на табло сигнализации загорится янтарная ячейка ДАВЛ. ТОПЛИВА. При выключенных подкачивающих насосах янтарная ячейка ДАВЛ. ТОПЛИВА горит постоянно. (в) Измерение расхода топлива Расход топлива измеряется при помощи двух систем. Одна предназначена для левого двигателя, другая для правого двигателя. Расход топлива, подаваемого в двигатели, индицируется на соответствующем расходомере (левом, правом), в который поступают эл. сигналы от передатчиков расхода. Расходомеры топлива размещены на средней панели приборной доски. 164 Рис. 87 Топливная система 165 Рис. 88 Приборы контроля 166 167 ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА (см. Рис. 89) Гидравлическая система самолета состоит из двух автономных систем, основной и аварийной. Основная гидравлическая система обеспечивает: - уборку и выпуск шасси; - выпуск и уборку закрылков; - поворот колеса передней стойки шасси; - торможение колес передней стойки шасси; - выпуск и уборку интерцепторов; - выпуск и уборку щитков АУК. Источником гидравлической энергии системы являются два гидронасоса и два гидроаккумулятора, один из которых установлен в общей сети, а другой - в системе управления тормозами колес. Насосы установлены по одному на каждом из двигателей. Давление за насосом: 14,4 - 0,4 МПа (147-4 кгс/см2). В системе установлен предохранительный клапан, отрегулированный на давление 165 ± 2 кгс/см2. Контроль за работой системы осуществляется по эл. манометру. В возвратных (сливных) магистралях насосов установлены температурные датчики, сигнализирующие посредством янтарных ячеек ГИДРАВЛ. (лев., прав.) на табло сигнализации повышение температуры рабочей жидкости выше 85 ±5 °C. Аварийная гидравлическая система обеспечивает: - выпуск шасси; выпуск закрылков; - аварийное и стояночное торможение колес. Источником гидравлической энергии в аварийной системе является ручной насос, расположенный на правой стороне пилотской кабины. Аварийная система имеет отдельный гидробак, соединенный трубопроводом с главным баком и со сливной магистралью торможения колес. Управление аварийным выпуском шасси, закрылков и стояночным (аварийным) торможением колес осуществляется клапанами с ручным приводом, расположенными на правом пульте управления. Для создания оптимальных условий эксплуатации гидравлических насосов основной гидробак присоединен к контуру воздуха, обеспечивающему наддув бака. Воздух подводится в контур от компрессоров двигателей. Обратные клапаны препятствуют утечке воздуха из контура после останова двигателей. В контуре имеется вспомогательный воздушный бак, служащий в качестве резервуара сжатого воздуха для компенсирования утечки давления из-за негерметичности контура. За вспомогательным воздушным баком установлен редукционный клапан. Предохранительный клапан защищает главный гидробак от перегрузки. Для наземной проверки давления в гиробаке предназначен установленный в левой гондоле двигателя манометр. 168 Рис. 89 Гидравлическая система a b c d e f g h Основной контур тормозов Управление стеклоочистителями Контур управления передним колесом Контур для выпуска и уборки шасси Контур для выпуска и уборки щитков АУК Контур для выпуска и уборки закрылков Контур для выпуска и уборки интерцепторов Контур для наддува гидробака 2 3 4 5 8 10 11 12 13 14 15 16 17 Заправ. штуцер всасывающий Заправ. штуцер нагнетательный Гидравлический насос Отключающий клапан Перепускной клапан Гидравлический фильтр Гидравлический фильтр Гидравлический фильтр Обратный клапан Обратный клапан Гидроаккумулятор Гидроаккумулятор Гидроаккумулятор 169 18 19 28 37 39 41 42 47 50 51 53 54 55 56 57 58 64 68 69 Обратный клапан Электромагнитный клапан Дроссель, диаметр 1 мм (0.04 дюйма) Редукционный клапан Ручной клапан Дросселирующий клапан воздухоочистителя Ручной клапан Двухстрелочный манометр Гидробак Датчик давления Температурный датчик гидравлической системы Электромагнитный клапан Дроссель Дроссель, диаметр 0,45 мм (0,018 дюйма) Аварийный бак Ручной гидронасос Сливной клапан Обратный клапан Клапан отбора гидравлической жидкости ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ (см. Рис. 90) Основным источником электроэнергии на самолете являются два генератора постоянного тока (в тексте РЛЭ обозначены как генераторы) напряжением 28В и мощностью 5,6 кВт каждый. Резервными источниками являются две аккумуляторные батареи емкостью 25 Ач каждая. Непосредственно от аккумуляторов питаются некоторые важные приборы, в частности: ОТ АККУМУЛЯТОРА I - самописец - огнетушитель лев. - резервный авиагоризонт ОТ АККУМУЛЯТОРА II - огнетушитель прав. - освещение пилотской кабины Приборы переменного тока питаются от двух статических преобразователей ЛУН 2450 напряжением 3х36 В/400 Гц, двух статических преобразователей ЛУН 2460 напряжением 115 В/400 Гц и от двух генераторов переменного тока ЛУН 2102. Преобразователи питаются от бортового аэродромного источника. Распределение постоянного тока Электросеть постоянного тока состоит из двух независимых друг от друга систем (каналов), каждая из которых образована одним генератором и одним 170 аккумулятором. Эти системы в течение работы обоих генераторов или в случае питания от аккумуляторов или от аэродромного источника сепарированы друг от друга. Каждая система имеет одну основную шину (Si, S2), к которой подключены через дифференциальное реле генератор, а через контактор и автоматы защиты аккумулятор. От этой основной шины питаются через автоматы защиты три участковые шины, две из которых переключаемые (S1A, S1B или S2B, S3B), а одна постоянная (S2A или S3A). Переключение шины происходит автоматически при размыкании дифференциального реле (при отказе генератора пост. тока) или при потере напряжения на данной участковой шине. После переключения данная участковая шина питается от другой системы. Взаимное соединение обеих систем происходит лишь при отказе одного из генераторов. В таком случае подключаются основные шины (S1, S2) обеих систем друг к другу при помощи контактора. При коротком замыкании только на одной из основных шин контактор шины взаимно не соединит. При коротком замыкании на участковой шине не будут питаться приборы, подключенные к данной шине. Одна из переключаемых участковых шин обеих систем обозначается как аварийная. К этим шинам подключены самые важные приборы, необходимые для безопасного завершения полета. В случае, когда работает только аварийная шина, могут работать приборы, питаемые или от аварийной шины или прямо от аккумулятора. От аварийной шины S1A питаются следующие приборы и системы: Радиокомпас I, самолетное переговорное устройство, авиагоризонт - правый, креномер - правый, встроенное освещение приборов - контур I, преобразователь 36В I, флюгир. насос - правый и левый, управление шасси - основной контур, управление передним колесом, световой сигнализатор положения шасси, табло сигнализации ДВИГ. ЛЕВ. и ПЛАНЕР, освещение приборной доски - контур II, посадочные и рулежные фары, термометр масла левого двигателя, топливомер левый, сигнализация противообледенения стекол, термометр воздуха в каналах отопления и в кабине, управление триммерами руля направления и высоты, топливомер концевого бака, сигнализатор положения закрылков, генератор перем. тока - правый. От аварийной шины S2В питаются следующие приборы и системы: Система навигации НАВ I, радиостанция УКВ I, гиромагнитный компас I, авиагоризонт - левый, авиагоризонт - резервный, креномер- левый, термометр масла правого двигателя, освещение пассажирской кабины 1/3, табло ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ, отопление ОБЩЕЕ ДАВЛЕНИЕ I и СТАТ. ДАВЛЕНИЕ I, табло сигнализации ДВИГ. ПРАВ и ЭЛЕКТРО, сигнализация пожара двигателей, преобразователь 115В I, резерв. освещение приборных досок, автоматическое и ручное флюгирование, система автомат. крена, топливомер - правый, топливомер правого концевого бака, освещение пилотской кабины, аппаратура оповещения пассажиров, сигнализация пожара переднего багажника, генератор перем. тока левый. Распределение переменного тока Питание самолетных потребителей трехфазным переменным током 3х36 В1400 Гц осуществляется от двух преобразователей ЛУН 2450. Преобразователи работают 171 параллельно, без резерва. В случае отказа одного преобразователя им питаемые приборы будут автоматически переключены на другой (работающий) преобразователь. Питание приборов однофазным переменным током 115В/400 Гц обеспечено двумя преобразователями ЛУН 2460. Преобразователь № I работает, преобразователь № II - резервный и включается автоматически при отказе преобразователя № I, причем восстанавливает питание током 115В/400 Гц. Все преобразователи питаются от самолетной системы напряжением 28В. Для питания электрообогрева лобовых стекол и противообледенительной системы воздушных винтов на самолете установлены два генератора переменного тока номинальной мощностью 3,7 кВА. В нормальном режиме работы левый генератор питает электрообогрев лобовых стекол и правый -ПОС воздушных винтов. В случае отказа одного из генераторов переменного тока его нагрузка автоматически подключится к работающему генератору, мощности которого хватает для питания обеих систем без ограничения. Отказы всех источников питания и преобразователем сигнализированы желтыми ячейками на табло сигнализации - электро. Измерения На правом пульте управления расположен щиток переключателей выбора режима работы преобразователей 115 В и измерительных приборов электрических величин. Собственно измерители (вольтметры и вольтамперметры) размещены на правой панели приборной доски. Левый вольтамперметр показывает постоянно величины напряжения и тока левого генератора постоянного тока. Правый вольтамперметр показывает, в зависимости от переключения переключателя на правом пульте управления, значения напряжения аварийных шин, значения напряжения и тока аккумуляторов и значения напряжения и тока правого генератора. Левый вольтметр показывает, в зависимости от переключения переключателя на правом пульте управления, значения напряжения между фазами трехфазных преобразователей 36 В. Правый вольтметр показывает, в зависимости от переключения переключателя на правом пульте управления, значения напряжения преобразователей 115 В и напряжение генераторов переменного тока I и II. 172 Рис. 90 Электроснабжение 173 174 СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Внешнее светотехническое оборудование (см. Рис. 91) Внешнее светотехническое оборудование самолета состоит из: - бортовых аэронавигационных огней; - проблесковых маяков; Аэронавигационные огни включаются автоматом защиты АНО. При включенных аэронавигационных огнях можно включить освещение статического указателя обледенения путем нажатия на кнопку ОСВЕЩ. УКАЗ. ОБЛЕД. на левой стороне пилотской кабины. Проблесковые маяки включаются автоматом защиты МАЯК. Включение фар производится переключателями РУЛЕЖНЫЕ-ФАРЫПОСАДОЧНЫЕ I, II. При установке переключателя I в положение РУЛЕЖНЫЕ зажигается одна фара (средняя) мощностью 125 Вт; а в положение ПОСАДОЧНЫЕ зажигается та же фара мощностью 250 Вт. При установке переключателя II в положение РУЛЕЖНЫЕ зажигаются обе крайние фары мощностью 2X125 Вт; а в положение ПОСАДОЧНЫЕ зажигаются те же фары мощностью 2X250 Вт. ВНИМАНИЕ ДЛИТЕЛЬНОСТЬ НЕПРЕРЫВНОЙ РАБОТЫ ФАР В ПОСАДОЧНОМ ПОЛОЖЕНИИ - МАКС. 5 МИНУТ. Внутреннее светотехническое оборудование Внутреннее светотехническое оборудование самолета состоит из: - освещения кабины экипажа (см. Рис. 92) - освещения приборной доски - освещения пассажирской кабины (см. Рис. 93) - светового табло ЗАСТЕГНУТЬ РЕМНИ, включая табло ВЕРНИТЕСЬ НА МЕСТО - освещения выбранных отсеков (передний багажник, столик штурмана, пульт управления самописцем, туалеты) - розетки для подключения переносной лампы Освещение кабины экипажа включается автоматом защиты ПИЛОТ. КАБИНА. При включении зажигается светильник на вертикальном канале управления. Освещение приборной доски включается автоматами защиты ПРИБОР. ДОСКА - КОНТУР I, КОНТУР II и РЕЗЕРВ. КОНТУР. При включении зажигаются: (а) от АЗС КОНТУР 1: - подсвет приборов на приборной доске и заднем пульте управления - освещение жидкостного компаса - освещение часов Яркость подсвета можно регулировать ручкой на левой приборной доске. (б) от АЗС КОНТУР II: (1) Освещение приборов Яркость освещения можно регулировать реостатом RL-10, размещенным на левой приборной доске. 175 (2) Передний и средний пульты управления и лампа освещения верхней панели. Освещение левого и правого пультов управления. Освещение термометра наружного воздуха. Освещение переключателей обогрева лобовых стекол и воздушных винтов. Яркость освещения можно регулировать реостатом RL-10, размещенным на левой приборной доске. (в) от АЗС РЕЗЕРВ. КОНТУР: - резервное освещение приборной доски (на случай отказа контура I). Яркость освещения нельзя регулировать. (г) от АЗС ПИЛОТ. КАБИНА - Свет на вертикальном канале управления - можно использовать как аварийное освещение кабины экипажа. Освещение пассажирской кабины включается автоматами защиты ПАССАЖИР. КАБИНА 1/3 и 2/3. Средние лампы первого плафона на левой стороне и последнего плафона на правой стороне служат как ориентировочное освещение. Ориентировочное освещение питается непосредственно от шины 27 В и включается автоматически при открытии входной двери при условии включения выключателя у входной двери. Автомат защиты ОСВЕЩЕНИЕ является групповым выключателем освещения переднего багажника, столика штурмана, пульта управления самописцем и туалета. Собственно включение отдельных ламп производится выключателями, размещенными ли на корпусе лампы или в ее близости. Аварийное освещение Аварийное освещение самолета состоит из четырех табло аварийного освещения с надписью ВЫХОД, которые размещены внутри пассажирской кабины на местах аварийных выходов и над входной дверью, и 5 прожекторов на наружной поверхности фюзеляжа на местах аварийных выходов и входной двери. Табло и прожекторы освещают пространство выхода при аварийном покидании самолета на земле. Аварийное освещение подключено к бортовой электросети через аварийную шину. В случае прекращения питания от бортовой электросети питание автоматически переключится на автономный источник питания. Аварийное освещение включается выключателем АВАР. ОСВЕЩЕНИЕ в нижней части левого пульта управления, предварительно откинув колпачок. Аварийное освещение можно Рис. 92 Освещение кабины экипажа 178 Рис. 93 Освещение пассажирской кабины 179 КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ ВОЗДУХА (см. Рис. 94) Система предназначена для создания необходимого теплового комфорта для пассажиров и членов экипажа. Горячий воздух для отопления отбирается от компрессоров двигателей. Холодный воздух для вентиляции забирается из атмосферы. Система управляется при помощи ручек ВЕНТИЛЯЦИЯ, ОТОПЛЕНИЕ и РЕГУЛ. ОБДУВКИ ПИЛОТ. КАБИНЫ, размещенных на левом пульте управления. Ручкой ВЕНТИЛЯЦИЯ открывается и закрывается подвод холодного воздуха. Ручкой ОТОПЛЕНИЕ открывается и закрывается подвод горячего воздуха. Ход ручки ОТОПЛЕНИЕ ограничен откидным упором с надписью ВЫШЕ -10 °C. При температурах наружного воздуха ниже -10 °C упор можно откинуть (в этом положении видна надпись НИЖЕ -10 °C). Ручками РЕГУЛ. ОБДУВКИ ПИЛОТ. КАБИНЫ регулируется количество воздуха для кондиционирования пилотской кабины (левая ручка) и обдувки лобовых стекол (правая ручка). Под нижним краем приборных досок командира корабля и 2П находятся ручки дросселирования воздуха. Этими ручками может пилот регулировать интенсивность кондиционирования своей части кабины. Индикация Температуру воздуха в системе показывает двухстрелочный указатель температуры отопления, размещенный на левом пульте управления. На верхней шкале прибора индицируется температура в пассажирской кабине, а на нижней температура в каналах системы кондиционирования. Вентиляторы (если установлены) Вентиляторы размещены в пассажирской кабине на вертикальном канале управления над табло и на стене заднего багажника. Включение: Автомат защиты ВЕНТИЛЯТОРЫ на верхней панели ……ВКЛЮЧЕН ПЕРЕДНИЙ ВЕНТИЛЯТОР ЗАДНИЙ на раме окна ……...ВКЛЮЧЕН 180 Рис. 94 Кондиционирование воздуха 181 СИСТЕМА ПВД (см. Рис. 95) Система полного давления состоит из двух независимых друг от друга линий, подсоединенных к приемникам полного давления, размещенным симметрично по обеим сторонам передней части фюзеляжа в местах между 4 и 5 шпангоутами. Выбор приемника полного давления, от которого будут питаться приборы К/К, производится переключением крана ПОЛНОЕ ДАВЛЕНИЕ I, II на левом пульте управления в соответствующее положение (I - левый приемник, II - правый приемник). Система статического давления имеет два основных приемника, расположенных по обеим сторонам передней части фюзеляжа в местах между шпангоутами 1 и 2, и один аварийный - под носовым обтекателем фюзеляжа. Приборы К/К и 2/П питаются от независимых друг от друга линий. Подключение питания приборов К/К к аварийной линии статического давления производится краном АВАР. СТАТ. ДАВЛ. ЗАКР/ОТКР. на левом пульте управления. Приемник скоростного напора размещен под передней кромкой левого крыла и служит для питания системы сигнализации скорости сваливания. Все приемники воздушных давлений оснащены обогревательными элементами. К системе полного и статического давления присоединены следующие анероидно-мембранные приборы: - два указателя скорости - сигнализатор скорости (выпусти шасси) - сигнализатор скорости сваливания - два высотомера (кодирующие или барометрические) и третий барометрический высотомер (если установлен) - два вариометра - самописец параметров полета - автопилот (если установлен) 182 Рис. 95 Схема системы полного и статического давления 183 ПОС И СТЕКЛООЧИСТИТЕЛИ Противообледенительная система (пос) планера (см. Рис. 96) Для устранения льда с передних кромок крыла и хвостового оперения служит пневматическая система, основанная на механическом воздействии резиновых протекторов, приклеенных к передним кромкам крыла и хвостового оперения. Камеры протекторов наполняются воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей. ПОС планера приводится в готовность включением АЗС ПОС/ПЛАНЕР на верхней панели. Собственно включение производится главным выключателем ВЫКЛ/ВКЛ на левой стороне коробки управления на правом пульте управления. При переключателе режима работы в положении АВТОМ. протекает циклическое наполнение отдельных секций системы автоматически при помощи электронного реле времени. Скорость цикла зависит от положения переключателя скорости циклического наполнения БЫСТРО/МЕДЛ. Если автоматический цикл не соответствует скорости отложения льда или если реле времени отказало, нужно перейти на ручное управления, переключив переключатель режима работы в положение ВРУЧНУЮ. Исправность циклического наполнения (т.е. исправность реле времени) проверяется по загоранию контрольных ламп A, B, C на коробке управления. Для обеспечения правильной функции ПОС ручка манометра должна лежать в зеленом поле. ПОС воздухозаборников двигателей (см. Рис. 90) Передние кромки воздухозаборников двигателей обогреваются горячим воздухом, отбираемым от последней степени компрессоров двигателей. Управление подачей горячего воздуха кинематически связано с управлением инерционными сепараторами льда в каналах воздухозаборников и створками в нижней части гондолы двигателя (перед и за маслорадиаторами). ПОС воздухозаборников двигателей приводится в готовность путем включения АЗС СЕПАР. ЛЬДА - ЛЕВ., ПРАВ. в на верхней панели. Собственно включение производится установкой переключателей СЕПАР. ЛЬДА - ЛЕВ., ПРАВ. в положение ВКЛЮЧЕНО. При включении срабатывают электромеханизмы в гондолах двигателей и при этом: (а) сепараторы льда отклоняются в рабочее положение (вниз) (б) открываются створки в нижней части гондолы двигателя (перед и за маслорадиаторами) (в) открываются запорные краны подачи горячего воздуха. Отклонение сепараторов льда в рабочее положение сигнализировано загоранием ячейки СЕПАР. ЛЬДА на табло сигнализации. Пока сепараторы не дойдут до крайнего положения, ячейки мигают, затем горят непрерывно. Система выключается установкой переключателей СЕПАР. ЛЬДА - ЛЕВ., ПРАВ. в положение ВЫКЛЮЧЕНО. 184 ПОС приемников воздушных давлений (см. Рис. 98) Приемники полного и статического давлений, а также приемник скоростного напора имеют собственный электрообогрев. ПОС приемников воздушных давлений приводится в готовность включением АЗС ПОС/ПВД I, ПВД II и ПСН на верхней панели. Собственно включение производится нажатием пяти кнопок на панели ОБОГРЕВ на правом пульте управления. При этом загораются контрольные лампы в корпусах кнопок. В случае отказа и в случае, что любая из кнопок не включит соответствующий обогрев, не будут загораться контрольные лампы в корпусах кнопок и, сверх того, загорится янтарная ячейка ОБОГРЕВ ПВД на приборной доске. Выключение ОБОГРЕВА производится малой прямоугольной кнопкой над кнопкой включения. ПОС лобовых стекол и стеклоочистители (см. Рис. 99) Лобовые стекла - электрообогревного типа. Электрообогрев защищает стекло от обледенения. Нагревательный элемент (прозрачная токопроводящая пленка) разделен на три секции. Терморегулятор обеспечивает поддерживание заданной температуры 30 °C. Электрообогрев лобовых стекол питается от генераторов переменного топа при условии включения автоматов защиты ОБОГРЕВ СТЕКОЛ ЛЕВ., ПРАВ. на верхней панели. Обогрев двухступенчатый. Режим работы электрообогрева устанавливается переключателем ОБОГРЕВ СТЕКОЛ O-l-lI на правой панели приборной доски. Работа обогрева сигнализирована зелеными сигнальными ячейками ОБОГРЕВ СТЕКОЛ. Для удаления воды с лобовых стекол служат стеклоочистители, которые приводятся в действие путем открытия дроссельного крана СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЬ на левом пульте управления. Частота взмахов стеклоочистителей зависит от величины открытия дроссельного крана. ПОС воздушных винтов (см. Рис. 100) Лопасти воздушных винтов, для защиты от обледенения, обогреваются нагревательными элементами, питаемыми от генераторов переменного тока. Обогрев лопастей протекает в циклах, интервал которых установлен переключателем ПРОТИВООБЛ. ВОЗД. ВИНТОВ - ЗАПАС- ОСНОВ на правой панели приборной доски. Положение I переключателя соответствует интервалу 40 секунд, положение II соответствует интервалу 80 секунд. При предполетной проверке интервал цикла сокращается до 4 сек. При нормальных условиях включается ОСНОВ контур таймера. ЗАПАС контур применяется в случае отказа основного контура. Исправность работы ПОС индицируется тем, что не горит ни одна из сигнальных ячеек на табло сигнализации. Система сигнализации об обледенении Отложение льда на поверхности самолета сигнализируется загоранием янтарной ячейки ОБЛЕД на табло сигнализации. Сигнализация работает от вращательного указателя, размещенного на правой стороне носового обтекателя фюзеляжа. 185 Фактическая толщина обледенения оценивается по статическому указателю, 187 Рис. 97 ПОС двигателей 188 Рис. 98 ПОС приемников воздушных давлений 189 Рис. 99 ПОС лобовых стекол 190 191 Рис. 100 ПОС воздушных винтов 192 ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ Противопожарное оборудование самолета состоит из трех самостоятельных и независимых систем, предназначенных для тушения пожара: - в гондолах двигателей - в кабинах самолета - в переднем багажнике Тушение пожара в гондолах двигателей (см. Рис. 102, 103) Система тушения пожара в гондолах двигателей состоит из огнетушителей, заправленных галоном 2402, распределительного трубопровода с 5 распылителями в каждой гондоле и электропроводки. При нажатии на соответствующую кнопку на переднем пульте управления в кабине пилотов срабатывает пирозатвор огнетушителя и огнегасящий состав из огнетушителя поступает через трубопровод и выбрасывается в гондолы двигателей через отверстия в распылителях. При этом часть огнегасящего состава подается в рабочий цилиндр заслонки, которая перекрывает вход воздуха в канал воздухозаборника для охлаждения генераторов постоянного и переменного тока. Система позволяет как прямое, так и перекрестное пожаротушение. Для прямого тушения предназначены кнопки ТУШЕНИЕ ОСНОВ, а для перекрестного - ТУШЕНИЕ ЗАПАС. В отдельных пожарных зонах гондол двигателей, пронумерованных 1, 2, 3 и 4, установлены датчики пожарной сигнализации, которые при нагреве выдают через исполнительный блок сигнал на включение звуковой и световой сигнализации (ПОЖАР) на табло сигнализации. Работоспособность системы сигнализации о пожаре проверяется при помощи кнопок СИГН. ПОЖАРА I, II и III. При нажатии на кнопку I (II, III) проверяется соответствующая группа датчиков одновременно на обоих двигателях. На панели контроля имеется также пакетный переключатель с надписью ТУШЕНИЕ для проверки исправности цепей пиропатронов в затворах огнетушителей. Положения влево соответствуют левому, а вправо - правому двигателю. Исправность проверяемой цепи сигнализируется загоранием зеленой сигнальной лампы, размещенной налево от переключателя. Положения I на пакетном переключателе соответствуют цепям прямого пожаротушения (ОСНОВ.) , а положения II цепям перекрестного тушения (ЗАПАС). Тушение пожара в переднем багажнике (см. Рис. 104, 105) Пожар сигнализирован детектором дыма. Система тушения пожара состоит из огнетушителя с механическим клапаном, распределительного трубопровода, коллектора и ручного управления в кабине пилотов. Гасящим веществом является галон 2402. Тушение пожара в кабинах самолета Тушение пожара в кабинах самолета обеспечено двумя огнетушителями. Один огнетушитель установлен на полу за левым креслом пилота, другой огнетушитель размещен на правой стороне входной двери в пассажирской кабине (см. Рис. 101) 193 Рис. 101 194 Рис. 102 Схема сигнализации пожара в гондолах двигателей 195 196 Рис. 103 Тушение пожара в гондолах двигателей 197 198 ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ ПЛАНЕР Рис. 104 Сигнализация пожара в багажнике 199 Рис. 105 200 БОРТОВОЕ УСТРОЙСТВО РЕГИСТРАЦИИ БУР-1-2Г Бортовое устройство регистрации БУР-1-2Г предназначено для сбора и регистрации в полете параметрической информации и сохранения этой информации в случае летного происшествия. Параметры записываются на магнитную ленту. Оборудование обеспечивает запись 25 аналоговых параметров и 48 дискретных команд. Бортовое устройство регистрации образовано следующими блоками: - бортовой накопитель БСПИ-4-2, к которому подключаются два кодирующих устройства - кодирующее устройство для входных сигналов и кодирующее устройство для программирования частоты запросов. Входные аналоговые сигналы отдельных приборов преобразовываются в двоичную систему. После этой обработки записываются на магнитную ленту в самописце ЗБН-1-1. Самописец хранится в металлическом контейнере, отличающемся высокой стойкостью к ударам и высоким температурам. Пульт управления ПУ-25 (см. рис.106) разделен на две части - для ввода системы в эксплуатацию и загрузки данных и для контроля работоспособности путем отображения на дисплее пульта управления. Рис. 106 Пульт управления ПУ-25 201 (1) ЗБН выключатель; (2) Выключатель контроля сигнальных ламп; (3) Сигнальная лампа отказа БУР; (4) Кнопка сигнальной лампы переключателя ДЕНЬ/НОЧЬ; (5) Кнопка контроля введенных данных; (6) Кнопка ввода информации из регистра в соответствующую ячейку запоминающего устройства; (7) Кнопка сдвига - перенос цифры, заданной на переключателе в регистр и ее отображение на дисплее; (8) Кнопка сброса - стирание неправильной записи цифры; (9) Поворотный переключатель для настройки вводимых цифр; (10) Дисплей. РЕЧЕВОЙ САМОПИСЕЦ Этот самописец служит для записи голосов в кабине экипажа. Речевой самописец образован: - устройством регистрации, установленным в контейнере оранжевого цвета - пультом управления Сигналы голосов для записи поступают от микрофона и от «аудио» пультов управления. Микрофон установлен рядом с верхней панелью или прямо на панели управления самописцем, размещенной на заднем пульте управления. Самописец оснащен датчиком, который выключит работу самописца в случае происшествия. Рис. 107 (1) Измерительный прибор для проверки самописца; (2) Кнопка КОНТРОЛЬ; (3) Кнопка СБРОС (стирание); (4) HEADSET - гнездо для подключения головной гарнитуры; (5) Микрофон или заглушка. 202 АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНЫЕ СРЕДСТВА К аварийно-спасательным средствам относятся: - аптечки - аварийный топор - сигнализация для вызова экипажа - спасательные жилеты (если установлены) - спасательные плоты и носимые аварийные запасы (если установлены) - аварийные выходы - аварийный радиомаяк ЭЛТ (если установлен) - инструкции по открытию аварийных выходов (для каждого пассажира одна инструкция) и маркировка мест установки топоров , аптечек и мест для вырубки аварийного выхода - ручные огнетушители - аварийное освещение Рис. 108 Размещение аварийно-спасательных средств ПРИМЕЧАНИЕ: Спасательные плоты и носимые аварийные запасы всегда размещены на последних двух сдвоенных креслах, независимо от варианта самолета (для 17 или для 19 пассажиров). 203 ГЛАВА 8. ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ ПЕРИОДИЧНОСТЬ ОСМОТРОВ САМОЛЕТА ОПЕРАТИВНЫЕ ФОРМЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ В оперативные формы технического обслуживания включены: (а) техническое обслуживание по форме A - выполняется перед каждым полетом, если в примечании у предписанной работы не указано другое (б) техническое обслуживание по форме B - выполняется после каждой посадки самолета и в случае передачи самолета на хранение (в) техническое обслуживание по форме C - выполняется один раз в сутки в конце летного дня или перед первым полетом после перерыва в полетах от 1 до 15 суток На площади аэродрома может техобслуживание формы А и В проводиться также пилотом при условии, что прошел обучением и был переэкзаменован или заводом изготовителем или другой организацией имеющей право выполнять типовые испытания самолета Л 410 УВП-Э20. В случае обнаружения любого отказа при техобслуживании А и В, выполняемом пилотом, эти отказы могут быть устранены только обученным механиком. ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ФОРМЫ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ Периодические формы технического обслуживания образованы: (а) осмотр 1 - выполняется периодически каждые 10 ± 1 сутки (б) осмотр 2 - выполняется через каждые 300 ± 30 часов налета (в) осмотр 3 - выполняется через каждые 1 200 ± 30 часов налета (г) осмотр 4 - выполняется через каждые 2 400 ± 30 часов налета РЕВИЗИЯ САМОЛЕТА Периодичность выполнения ревизии самолета - 4 800 ± 150 летных часов, но не позднее через десять лет с даты производства или предыдущей ревизии. СЕЗОННОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ Сезонное обслуживание (сезонные работы) выполняются при подготовке самолета к зимней и летней эксплуатации. Подготовительные работы к летней и зимней эксплуатации выполняются в рамках ближайшей формы периодического обслуживания. 204 ВНЕОЧЕРЕДНОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ Условия выполнения внеочередного обслуживания Работы, которые выполняются после грубой посадки. Грубой посадкой считается посадка с перегрузкой в центре тяжести самолета более 2,5 также, как и: - посадка на переднюю опору шасси; - посадка с большим углом крена (более 10°); - посадка до ВПП; - выкатывание с ВПП. Работы, которые выполняются после посадки с массой больше максимальной посадочной. Работы, которые выполняются после полета самолета в зоне грозовой деятельности и после удара молнии в самолет. ОБСЛУЖИВАНИЕ АЭРОДРОМНОЕ БУКСИРОВКА ТЯГАЧОМ Буксировку самолета тягачом можно выполнить при помощи водила Б 097 581 Н (см. Фиг. ниже). Рис. 109 Водило Б 097 581 Н (1) Водило для буксировки самолета тягачом, (2) Штифт (3) Фиксатор, (4) Передний стопорный штифт, (5)Задний стопорный штифт (6) Табличка, (7) Нога переднего шасси. Указания по буксировке самолета тягачом При буксировке самолета тягачом должны быть соблюдены следующие принципы: - в кабине самолета должен сидеть пилот или механик, ознакомленный с обслуживанием тормозов самолета - подкос управления Б 596 476 Н (см. Фиг. 6-3) должен быть устранен. - сервоуправление передним колесом и управление передним колесом от педалей должно быть выключено, т.е. переключатель НОЖНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПЕРЕДНЕГО КОЛЕСА на среднем пульте управления должен быть переключен в нейтральное положение. 205 - давление в аккумуляторе тормозов должно быть по крайней мере 100 кгс/см2 ПРИМЕЧАНИЕ: Манометр аккумулятора тормозов показывает лишь в случае, что включен преобразователь 36 В . После проверки давления преобразователь немедленно выключите. Если давление в аккумуляторе тормозов недостаточное, буксировку самолета можно выполнить лишь в исключительных случаях, однако пилот (механик) должен взять в учет, что в случае необходимости, когда ситуация вызовет торможение самолета, будет использован стояночный тормоз. - макс. поворот переднего колеса самолета при разгоне тягача не должен превысить 25°. ПРИМЕЧАНИЕ: В случае ручной буксировки разрешен макс. поворот переднего колеса 30° даже при разгоне. - прежде чем выдать инструкцию водителю тягача, необходимо проверить, что расторможен стояночный тормоз и закрыта дверь самолета. ВНИМАНИЕ: ПРОИЗВОДИТЬ РУЛЕНИЕ ИЛИ БУКСИРОВКУ САМОЛЕТА ПРИ ОТКРЫТОЙ ВХОДНОЙ ДВЕРИ ЗАПРЕЩЕНО. - при буксировке переднее колесо может отклоняться до макс. 30°. - при буксировке самолета водитель тягача должен избежать резкие перемещения руля и сильное торможение. Рекомендуется не превышать скорость 10 до 15 км /час. - при буксировке самолета при ограниченной видимости нужно включить аэронавигационные огни самолета. - при буксировке самолета тягачом не разрешается буксировка самолета хвостовым оперением вперед. Обращение с самолетом при помощи ручного водила При перемещении самолета из ангара и т.п. применяется ручное водило Б 592 053 Н (Л410.9521), которое намного легче по сравнению с водилом для буксировки самолета тягачом. Водило крепится при помощи штифта в отверстие в качающемся плече ноги переднего шасси - см. Рис. 110. Рис. 110 Водило для ручной буксировки Б 592 053 Н (Л410.9521) 206 (1) Блокировка воздушного винта Б 596 695 Н, (2) Упорная колодка Б 925 028 Н (Л410.9250) или Б 596 895 Н, (3) Блокировка элеронов Б 922 150 Н, (4) Блокировка руля высоты Б 922 150 Н (XL410.9220), (5) Блокировка руля направления Б 596 790 Н, (6) Крышка воздухозаборника двигателя Б 596 452 Н, (7) Крышка выхлопа Б 096 127 П/Л, (8) Крышка трубки ПВД Б 096 360 Н, (9) Заглушка датчиков статического давления Б 953 322 Н (Л410М.9537), (10) Протектор лобового стекла кабины экипажа Б 596 798 Н, (11) Крышка вентиляции туалета Б 596 420 Н, (12) Крышка воздухозаборника стартер-генератора Б 596 580 Н . ЗАЗЕМЛЕНИЕ Для заземления самолета сконструирован узел заземления Б 096 432 Н. ШВАРТОВКА САМОЛЕТА Самолет швартуется, если предусматривается ветер с порывами выше 20 м/с (39 kts). Рис. 113 Швартовка самолета (1) Швартовочное оборудование переднего колеса Б 596 671 Н, (2) Швартовочное оборудование крыла Б 596 670 Н, (3) Дополнительное швартовочное оборудование переднее Б 596 672 Н, (4) Дополнительное швартовочное оборудование заднее Б 596 673 Н, (5) Швартовочное оборудование хвостового оперения Б 596 674 Н . 208 Рис. 114 Швартовочное оборудование (1) Швартовочное оборудование переднего колеса Б 596 671 Н, (2) Швартовочное оборудование крыла Б 596 670 Н, (3) Дополнительное швартовочное оборудование заднее Б 596 672 Н, (4) Дополнительное швартовочное оборудование переднее Б 596 673 Н, (5) Швартовочное оборудование хвостового оперения Б 596 674 Н, (6) Трос (7) Натяжное приспособление с цепью, (8) Штифт, (9) Штифт, (10) Кронштейн, (11) Вилка, (12) Винт, (13) Вилка, (14) Боковина, (15) Гайка, (16) Стопорный штифт, (17) Штифт, (18) Гайка, (19) Швартовочный штифт 3870 2001 (LDN 6911). 209 ЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ ВНИМАНИЕ: Лица, выполняющие заправку топлива, должны быть ознакомлены с безопасностью труда и с работой с горючими материалами. Персонал, выполняющий заправку, не должен быть одет в одежду из искусственных волокон (силон). Персонал, выполняющий заправку, должен пользоваться резиновыми перчатками. Запрещено пользоваться открытым огнем вблизи самолета. Если самолет стоит на бетонной стоянке, его придется заземлить. Если пользуетесь стремянками для доступа к заливным горловинам на верхней стороне крыла, будьте осторожны, чтобы предотвратить падение. Работая на верхней стороне крыла, пользуйтесь обувью с подметкой из мягкой резины. Работая с запаравочным шлангом и пистолетом, будьте осторожны, чтобы не повредить протекторы противообледенения на передней кромке крыла. 1. Гравитационная заправка (а) Подготовьте стремянку Б 596 558 Н к крылу самолета а также стремянку Б 097 365 Н к концевому топливному баку, если установлен на самолете. Принесите ручной огнетушитель. (б) Топливозаправщик (цистерна) подъедет перед переднюю часть фюзеляжа ВНИМАНИЕ: ДО НАЧАЛА ЗАПРАВКИ УБЕДИТЕСЬ, ЧТО ТОПЛИВОЗАПРАВЩИК БЫЛ ПРОВЕРЕН НА ОТСУТСТВИЕ ВОДЫ И ПРИМЕСЕЙ. ПРИМЕЧАНИЕ: Заправка топлива должна производиться из топливозаправщика, оснащенного топливными фильтрами и соответствующего требованиям, предъявляемых к аэродромному обслуживанию. В течение заправки следите за тем, чтобы пистолет не был засорен и чтобы примеси с поверхности пистолета не были перенесены в топливный бак. Макс. допустимое значение механических примесей в топливе - 20 мкм. Для самолета с 8 топливными баками и с концевыми топливными баками литры кг (фунт) Общая емкость во всех 8 топливных баках и 2 концевых топливных баках (после вычета расширительных пространств) 447,7 (1 694,8) 2 896,2 (1 313,7) Расширительное пространство 24 (91) - Невырабатываемый остаток топлива 4,4 (16,8) 28 (12,7) Общее используемое количество топлива 443,4 (1 678) 2 868,2 (1 301) 210 2. Заправка топлива ПРИМЕЧАНИЕ: Плотность топлива V =0,775 кг/дм3 при температуре 20 °C. В зимний период после приземления самолета, заправленного топливом с температурой начала кристаллизации макс. -50 °C (T50) , выполните его дозаправку (заправку) не позднее 1 часа после приземления, а именно топливом с температурой начала кристаллизации макс. -60 °C. Если ТНВ на аэродроме посадки ниже -45 °C, топливо T-50 придется слить из баков и из топливной системы и систему и баки нужно заполнить топливом с температурой начала кристаллизации макс. - 60 °C. 3. Сорта применяемого топлива T-1 согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 TS-1 согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 или ЧСН656520 PL-6 согласно PND 25005-76 PL-7 согласно PND 25005-92 PSM 2 согласно PN-86/C - 96026 RT согласно СТ СЭВ 5024-85 или ГОСТ 10227-86 или ЧСН 656520 JET A согласно ASTMD 1655-89 JET A1 согласно ASTMD 1655-89 или DERD 2494 Взаимное смешивание эти топлив разрешается в любых отношениях. Присадки в топливо Присадки, применяемые для улучшения антикоррозионных и смазочных свойств, присадки для повышения электропроводности топлива и присадки для связывания свободной воды в топливе можно применять в согласии с предписаниями производителя присадки, если они утверждены для летной эксплуатации соответствующим органом. (3) Для заправки рекомендуется следующий режим работы: Скорость заправки галлон/мин (л/мин) Давление по манометру топливозаправ щика Цикл: ЗАПРАВКА/ВЫДЕРЖКА Psi (кгс/см2) Заправка - сек Выдержка -сек Заправка - сек Выдержка -сек 60 10 60 10 26,4 - 39,6 (100 5,8 - 8,7 - 150) (0,4 - 0,6) ПРИМЕЧАНИЕ: Режим заправки понимается при применении стандартного заправочного пистолета диаметром условного прохода 38 мм (1,3 дюйма). 211 Рис. 115 Заливная горловина топливного бака (1) затвор бака, (2) Штифт заземления (3) Крышка, (4) Защитный патрубок, (5) Сито (фильтр). 4. Технология выполнения работы (а) Откройте крышку заливной горловины, размещенной в месте шпангоута № 11. (б) Отвинтите затвор заливной горловины и затвор выньте. (в) Присоедините заправочный шланг с пистолетом к штифту заземления заливной горловины, шпангоут № 11. (г) Вставьте конец заправочного пистолета в отверстие топливного бака (шпангоут № 11), начните заправку и заправьте нужное количество топлива. Закончите заправку. Снимите заправочный пистолет и отсоедините его от штифта заземления. Закройте затворы заливных горловин . ПРИМЕЧАНИЕ: Затворы топливных баков закройте немедленно после окончания заправки, чтобы предотвратить попадание примесей из воздуха в топливный бак. Количество топлива определят члены экипажа по длине полета и нагрузки. На самолетах с резиновыми топливными баками старше 5 лет с даты их производства выполните осмотр в согласии с технологической картой 028.00.00.C (оперативное тех. обслуживание). (д) Закройте крышку заливной горловины. Откройте крышку заливной горловины концевого топливного бака. (е) Отвинтите затвор заливной горловины и затвор выньте. (ж) Присоедините заправочный шланг с пистолетом к штифту заземления заливной горловины. 212 (з) Вставьте конец заправочного пистолета в отверстие концевого топливного бака и заправьте нужное количество топлива. ПРИМЕЧАНИЕ: Количество топлива определят члены экипажа по длине полета и нагрузки. Если члены экипажа выдаст команду на полную заправку концевых топливных баков, выполняйте заправку плавно при рекомендуемой скорости заправки до макс. количества 180 л. Дозаправку топлива до 200 л выполняйте прерывисто так, чтобы топливо не вытекало из концевого топливного бака. (и) Закончите заправку. Снимите заправочный пистолет и отсоедините его от штифта заземления. Закройте затворы заливной горловины. ПРИМЕЧАНИЕ: Затворы топливных баков закройте немедленно после окончания заправки, чтобы предотвратить попадание примесей (пыли) из воздуха в топливный бак. Закройте крышку заливной горловины концевого топливного бака. (й) Повторите работы по пп. (а) до (и) на правом крыле. СЛИВ ОТСТОЯ ИЗ ОТСТОЙНИКОВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ ВНИМАНИЕ: ЛИЦА, ВЫПОЛНЯЮЩИЕ СЛИВ ОТСТОЯ ИЗ ОТСТОЙНИКОВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ, ДОЛЖНЫ БЫТЬ ОЗНАКОМЛЕНЫ С РАБОТОЙ С ГОРЮЧИМИ МАТЕРИАЛАМИ. ЗАПРЕЩЕНО ПРИМЕНЯТЬ ОТКРЫТЫЙ ОГОНЬ ВБЛИЗИ САМОЛЕТА. 1. Подготовьте стремянку B 097 300 N между гондолой двигателя и фюзеляжем и стремянку B 097 365 N к концевому топливному баку, если установлен на самолете. 2. Подготовьте емкость под сливную трубку топлива под фюзеляж. 3. Откройте крышку люка для слива отстоя на левом крыле. 4. Отвинтите колпачок сливного клапана B 066 095 N (ЛУН 7350-8) и на штуцер клапана наденьте приспособление (шланг) для слива отстоя топлива B 096 591 N. 5. Слейте около 0,5 - 1,0 л топлива ПРИМЕЧАНИЕ: Выполните перед началом заправки и мин. 15 минут после заправки самолета топливом. 6. Высуньте шланг слива отстоя на 1 см и сливной клапан закроется. После опорожнения шланга шланг снимите. 7. На сливной клапан Б 066 095 Н (ЛУН 7350-8) навинтите колпачок. 8. Закройте крышку люка для слива отстоя на левом крыле. 213 9. Наденьте на сливной клапан Б 066 095 Н левого концевого топливного бака шланг Б 096 591 Н для слива топлива и выполните работы по пункту (5). 10. Повторите работы по пп. (4) - (9) на правом крыле. 11. Устраните стремянки и емкость со слитым топливом. СЛИВ ОТСТОЯ ИЗ ОТСТОЙНИКОВ ТОПЛИВНЫХ ФИЛЬТРОВ ВНИМАНИЕ: Лица, выполняющие слив отстоя из отстойников топливных фильтров, должны быть ознакомлены с работой с горючими материалами. Запрещено применять открытый огонь вблизи самолета. 1. Подготовьте стремянку Б 097 300 Н к гондоле двигателя. 2. Подготовьте шланг для отбора топлива Б 097 441 Н и емкость. 3. Освободите и опрокиньте нижний откидной кожух левой и правой гондол двигателя. 4. На сливной клапан левого топливного фильтра наденьте шланг для отбора топлива Б 097 441 Н и подготовьте емкость для отбора топлива. 5. Поверните запорную гайку сливного клапана направо. Топливо будет вытекать через отверстие в середине гайки. После отбора примерно 1 литра топлива запорную гайку затяните. ПРИМЕЧАНИЕ: Топливо слейте в стеклянную бутылку, поставляемую вместе со шлангом для отбора топлива Б 097 441 Н. После отбора топлива бутылку закройте шлифованной пробкой. 6. Снимите шланг для отбора топлива Б 097 441 N и емкость устраните. 7. Повторите работы по пп. 4 - 6 на правом крыле. 8. Устраните стремянку Б 097 300 Н. 9. Закройте и зафиксируйте нижний откидной кожух. ЗАПРАВКА БАКА ВПРЫСКА ВОДЫ 1. Подготовьте соответствующее количество воды (емкость бака системы впрыска вода - 10,5 литров и его можно заправить 10,0 литрами). Применяется дистиллированная вода , соответствующая ЧСН 68 4063, IS 1070-1960, BN-71 619195, B.S. 3978:1966, ГОСТ 6709-72. Более подробную информацию в случае применения другого сорта воды, напр. деионизированной, деминерализованной или конденсированной, можно найти в РТЭ двигателя M 601 Э или РЛЭ, Глава 2. 2. По запросу К/К заправьте бак для впрыска воды в двигатель соответствующим количеством воды и настройте насос впрыска воды на соответствующую ступень - по запросу К /К. 3. Заправку производите после открытия крышки 1 - см. Фиг. 8-8 - на обшивке правой гондолы шасси и после открытия затвора (пробки) бака. Количество, воды, заправляемой в бак для предусмотренного полета, зависит от степени настройки насоса впрыска воды. 214 Степень настройки насоса Степень I Степень II Степень III Количество водя, заправляемой в бак 3,3 л (0,87 галлона) 6,6 л (1,74 галлона) 10,0 л (2,64 галлона) 4. Настройку степени насоса впрыска воды производите в зависимости от барометрического давления и ТНВ - см. Глава 4,рис. 8. Доступ к ручке для настройки степени насоса впрыска воды возможен после открытия овальной крышки 2 - см. рис. 116- на нижней стороне переднего кожуха правой гондолы шасси спереди. Для настройки степени нажмите на кольцевую кнопку ручки, преодолевая давление пружины, фиксирующей отдельные положения. Потом поверните ручку в нужное положение - налево для настройки более низкой степени и направо для настройки более высокой степени. 5. Слив воды на земле выполните через электромагнитный клапан тем же способом, что и в полете, т.е. включением выключателя СЛИВ ВОДЫ на правом пульте управления. При этом должны быть включены выключатели АККУМУЛЯТОР I, II и автомат защиты ВПРЫСК ВОДЫ на верхней панели. После слива воды переключите выключатель СЛИВ ВОДЫ на правом пульте управление в первоначальное положение. Выключите автомат защиты ВПРЫСК ВОДЫ и выключатели АККУМУЛЯТОР I, II на верхней панели. Рис. 109 Заправка и слив воды (1) Крышка заливного отверстия бака, (2) Крышка доступа для настройки степени производительности насоса впрыска воды, (3) Ручка настройки степени производительности насоса впрыска воды, (4) Выключатель СЛИВ ВОДЫ (A) правый пульт управления. 215 ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ В БАЛЛОНАХ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ ППЛ (8) 1. Давление в баллонах огнетушителей зависит от ТНВ и не должно быть ниже значений, приведенных в таблице: Давление ТНВ, °C кгс/см2 -76 до -40 (-60 до -40) 853,4 (60) -40 до -4 (-40 до -20) 995,6 (70) -4 до +32 (-20 до 0) 1 137,8 (80) +32 до +50 (0 до +10) 1 351,2 (95) +50 до +86 (+10 до +30) 1 422,3 (100) +86 до +104 (+30 до +40) 1 493,4 (105) +104 до +122 (+40 до +50) 1 564,5 (110) +122 до +140 (+50 до +60) 1 706,8 (120) +140 до+176 (+60 до +80) 1 777,9(125) 2. Проверьте давление в огнетушителях по манометру после открытия кожухов на левой и правой гондолах двигателя. Давление должно соответствовать требованиям, приведенным в таблице. ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЯ ПЕРЕДНЕГО БАГАЖНИКА 1. Проверьте давление в огнетушителе переднего багажника по манометру. 2. Давление в огнетушителе зависит от ТНВ и не должно быть ниже значений, приведенных в таблице. Давление psi ТНВ °F (°C) (кгс/см2) -58 (-50) 120,9 (8,5) -40 (-40) 128,0(9,0) -22 (-30) 135,1 (9,5) -4 (-20) 142,2 (10,0) +14 (-10) 149,3 (10,5) +32 (0) 156,5 (11,0) +50 (+10) 156,5 (11,0) +68 (+20) 163,6(11,5) +86 (+30) 170,7 (12,0) +104 (+40) 177,8 (12,5) +122 (+50) 185,9 (13,0) +140 (+60) 192,0 (13,5) 216 ПРОВЕРКА ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА В СИСТЕМЕ НАГНЕТАНИЯ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО БАКА 1. Откройте крышку на кожухе левой гондолы двигателя. 2. Проверьте давление в системе нагнетания гидравлического бака. Давление должно лежать в диапазоне мин. 0,5 кгс/см2 - макс. 2,2 кгс/см2. В случае падения давления ниже этого значения систему дозаправьте от аэродромного источника Б 096 690 Н (дозаправка содержится в РТЭ, Глава 29, карта 029.13.00.A) . УХОД ЗА ТУАЛЕТОМ ОПОРОЖНЕНИЕ ТУАЛЕТА 1. Откройте дверь туалета. 2. Высуньте сильфон (5) (см. Рис. 117) вентиляции туалета. Освободите стульчак (3) путем снятия двух пружинных прихватов - стульчак снимите. Освободите стопорный штифт (6), фиксирующий унитаз к полу и устраните защитную ленту (13). Схватите унитаз (1) за ручки и вынесите комплектный унитаз с отходами из самолета. 3. Выньте сборник из унитаза и опорожните его. В сборник унитаза налейте теплую воду с дезодорантом и щеткой вычистите остатки с внутренней части сборника; вычистите целый унитаз. 4. Чистый унитаз с чистым сборником установите обратно в самолет. Унитаз зафиксируйте стопорным штифтом (6) и защитной лентой (13), налейте в него 1 литр воды с дезодорантом, отношение 50:1. 5. Закройте дверь туалета. ПРИМЕЧАНИЕ: Если давление имеется в гидравлической системе, разрешается повышение давления воздуха в основном баке путем переноса давления из тормозов. В исключительных случаях допускается запуск двигателя при нулевой давлении воздуха в основном баке. 217 Рис. 117 Унитаз со сборником (1) Унитаз, (2) Сборник, (3) Стульчак, (4) Зажим/Прихват, (5) Сильфон, (6) Стопорный штифт, (7) Пружина, (8) Ручка, (9) Крышка, (10) Пружинный быстродействующий замок - 13 штук, (11) Коробка для салфеток, (12) Коробка для туалетной бумаги, (13) Защитная лента. ОЧИСТКА ОЧИСТКА СТЕКОЛ Технология выполнения работ: Если окна загрязнены, подготовьте ведро с влажным (макс. 40°C) 5% раствором воды и нейтрального мыла. Стекла вычистите подготовленным раствором. После очистки стекла вытереть мягкой тряпкой (предпочтительно фланелевой). “I•°“I•° ВНИМАНИЕ: ДЛЯ ОЧИСТКИ ОБИВКИ/ЧЕХЛОВ НЕ ПОЛЬЗУЙТЕСЬ НИ БЕНЗИНОМ НИ ОРГАНИЧЕСКИМИ РАСТВОРИТЕЛЯМИ. Очистка ковров Раствор для очистки ковров подготовьте следующим способом: -1 столовая ложка моющего средства (сапоната) -1 литр воды -1 столовая ложка 8% уксуса Для пятен неизвестного происхождения пользуйтесь подготовленным из смеси чаще всего применяемых средств: - 100 г бензина -25 г спирта -10 г эфира -5 г аммиака раствором, ПРИМЕЧАНИЕ: До применения раствор нужно всегда тщательно встряхнуть.
