Некоторые дополнительные сведения о сваливании и штопоре самолета.
В дополнение к рекомендациям, изложенным в п.4.11.2 книги первой РЛЭ, при выводе из сваливания и штопора самолета необходимо учитывать следующие возможные особенности:
− отклонение ручки управления в поперечном канале в сторону вращения с одновременной постановкой в продольном канале в стриммированное положение (1/4 – 1/3 хода за нейтральное положение от себя) приводит к уменьшению или полной остановке вращения (в зависимости от типа штопора).
Отклонение ручки управления в поперечном канале против направления вращения, как при попадании, так и в процессе штопора, приводит к увеличению скорости вращения, которая с уменьшением высоты возрастает. При удержании ручки управления по крену против вращения угловая скорость вращения по курсу может увеличиться до 60° /сек.
Положение рулей направления, как при попадании, так и в процессе штопора, из-за низкой эффективности, на характер штопора влияет значительно меньше, чем положение ручки управления по крену;
− при попадании самолета в штопор на высотах более 8000 м на режимах работы двигателей в диапазоне МАКСИМАЛ – ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ возможен останов одного или двух двигателей. Для обеспечения работоспособности СДУ при останове двигателя (двигателей) РУД ниже упора МАЛЫЙ ГАЗ не устанавливать.
В процессе автоматического запуска возможен рост температуры газов за турбиной выше допустимой и «зависание» оборотов без выхода двигателя на режим МАЛОГО ГАЗА. В этом случае после вывода самолета из штопора и автоматического запуска (в случае незапуска запустить двигатель вручную) полет на ближайший аэродром посадки выполнять на оборотах не более 95 %;
|
|
|
− на высотах более 11000 м ввиду недостаточной эффективности рулей самолет из штопора может не выходить.
РАЗДЕЛ 8
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ.
Эксплуатация силовой установки.
Силовая установка самолета включает два двухконтурных, турбореактивных двигателя АЛ-31Ф с выносными коробками агрегатов, обеспечивающих запуск двигателей и энергоснабжение самолетных потребителей, а также самолетных систем, обслуживающих работу силовой установки.
ТРДДФ АЛ-31Ф
8.1.1. Двигатель АЛ-31Ф является двухконтурным реактивным двигателем с двухкаскадным осевым компрессором, основной камерой сгорания кольцевого типа, двухступенчатой газовой турбиной, с камерой смешения воздушно-газовых потоков внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей форсажной камерой и всережимным реактивным соплом.
Система регулирования двигателя – электронно-гидравлическая. Регулирование параметров двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах осуществляется гидравлической частью системы, а на максимальном и форсажном режимах – комплексным регулятором двигателя КРД-99Б. Регулятор КРД-99Б является электронной частью системы регулирования. При отказе КРД-99Б регулирование двигателя автоматически переходит на гидравлическую часть с ограничением по оборотам и температуре газов и выдачей сигнала РЕГУЛЯТ ЛЕВ (ПРАВ).
|
|
|
Двигатели АЛ-31Ф имеют боевой и учебно-боевой режимы работы. Учебно-боевой режим имеет пониженные относительно боевого режима параметры на максимале и форсаже (температура газов ниже на 60°С, обороты ниже на 2,5 %). Выбор режимов определяется положением переключателя РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ на левом борту кабины самолета.
8.1.2. Масляная система двигателя автономная, одноконтурная, циркулярного типа, с топливомасляным радиатором на линии нагнетателя. Система предназначена для смазки и охлаждения трущихся поверхностей вращающихся деталей. В состав системы входят маслобак, система нагнетания, а также системы откачки и суфлирования.
8.1.3. Система запуска двигателя обеспечивает:
− запуск двигателя на земле с раскруткой ротора от бортовых или аэродромных источников электроэнергии;
|
|
|
− запуск двигателя в воздухе выключателем ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ;
− запуск двигателя в воздухе (при убранном шасси) от РУД;
− холодную прокрутку двигателя;
− холодную прокрутку газотурбинного двигателя – ГТДЭ;
− автоматический запуск на выбеге системой АЗВ при оборотах n2 < 50 % при положении РУД выше упора малого газа;
− прекращение цикла запуска;
− автоматический встречный запуск основной камеры сгорания при применении оружия;
− автоматический встречный розжиг форсажной камеры в случае погасания форсажа при применении оружия или при помпаже двигателя.
8.1.4. Газотурбинный двигатель – ГТДЭ-117-1, установленный на выносной коробке агрегатов (ВКА), предназначен для раскрутки двигателя в качестве стартера. Продолжительность стартерного режима до 50 сек.
При отсутствии аэродромных источников питания, в исключительных случаях, подготовку и проверку систем и оборудования самолета и запуск ИК-ВК в соответствии с п. 3.4.5 – 3.4.19 осуществлять от бортовых источников питания при запущенном правом двигателе на оборотах малого газа в этом случае должно быть не более 30 мин.
По окончании указанной проверки запустить второй двигатель и далее действовать в соответствии с пунктом 3.6.
|
|
|
8.1.5. Для управления системой запуска и работой двигателей, контроля за работой двигателей в кабине установлены следующие элементы управления и индикации:
а) на приборной доске:
− указатель числа оборотов роторов высокого давления (n2) ИТЭ-2ТБ2, имеющий две стрелки с индексами «Л» - левый двигатель и «П» - правый двигатель;
− индикаторы температуры выходящих газов левого и правого двигателей;
− сигнальное табло ФОРСАЖ ЛЕВ, ФОРСАЖ ПРАВ, ЗАПУСК ЛЕВ, ЗАПУСК ПРАВ зеленого цвета;
− индикатор положения клиньев воздухозаборников ПАНЕЛИ ИПК-2-02;
б) на щитке энергетики правого борта:
− трехпозиционные переключатели рода работы ПРОКРУТКА ДВИГАТЕЛЯ, ЗАПУСК, ПРОКРУТКА СТАРТЕРА;
− кнопки ЛЕВ ПРАВ ЗАПУСК и СТОП;
− выключатель АВТ ДРОС ФОРСАЖА;
в) на щитке самолетных систем № 1 левого борта:
− выключатели ДУБЛИР ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ и АВАР ОТКЛ ФОРСАЖА правого и левого двигателей;
− переключатели ВОЗД ЗАБ РЕЗЕРВНОЕ-АВТ-РУЧНОЕ левого и правого двигателей;
− выключатели ОТКЛ СПП левого и правого двигателей;
г) на щитке самолетных систем № 2 левого борта:
− переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ АВТ-ОТКР;
д) на левом борту:
− рычаги управления двигателями;
− переключатель РЕЖИМ ДВИГ УЧЕБНО-БОЕВОЙ – БОЕВОЙ.
8.1.6. Система управления двигателями предназначена для изменения режимов их работы. Она обеспечивает автономное управление каждым двигателем.
На каждом РУД закреплены две гашетки: задняя, для фиксации в положении МАЛЫЙ ГАЗ, и передняя, для фиксации в положениях МАКСИМАЛ, МИНИМ ФОРСАЖ, ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.
Работа двигателей контролируется по оборотам и температуре газового потока, указатели которых расположены на приборной доске.
8.1.7. Для повышения высотности запуска двигателей в полете и наземного запуска стартера ГТДЭ в силовой установке имеется система кислородной подпитки пусковых блоков. Запас кислорода обеспечивает не менее 5 запусков двигателя в воздухе.
8.1.8. Двигатели оборудованы системой обнаружения и ликвидации помпажа, которая на высоте, равной или более 2000 м, или при числе М ≥ 0,65 автоматически включается в работу при помпаже двигателей или при возрастании температуры газов за турбиной на 40-60°С выше допустимой. Отключение системы осуществляется выключателями ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП на щитке самолетных систем № 1 левого пульта.
При срабатывании системы обороты двигателя автоматически снижаются, включается встречный запуск и двигатели выходят на обороты, заданные РУД (встречный запуск включается на 8-10 сек).
При нажатии боевой кнопки блокировка по высоте и числу М снимается на 4 сек.
8.1.9. Двигатели оборудованы системой защиты от перегрева при запуске, которая в случае роста температуры свыше 650°С на оборотах менее 85 % автоматически вступает в работу и кратковременными отсечками топлива обеспечивает выход двигателя на режим малого газа или (при запуске за пределами рекомендованного диапазона H и V) поддержание оборотов ниже малого газа, достаточных для обеспечения работоспособности системы управления самолетом без перегрева двигателя.
Отключается система выключателем ОТКЛЮЧЕНИЕ СПП.
8.1.10. Двигатели оборудованы системой встречного запуска основной камеры сгорания (ВЗ ОКС), предотвращающей останов двигателя при применении оружия. При нажатии боевой кнопки система обеспечивает подачу кислорода в запальные устройства основной камеры сгорания и включение системы зажигания на время 8-12 сек. Работа системы ВЗ ОКС сопровождается высвечиванием светосигнализаторов ЗАПУСК обоих двигателей.
8.1.11. Двигатели оборудованы системой встречного розжига форсажной камеры (ВЗ ФК), обеспечивающей автоматический розжиг форсажной камеры в случае её погасания при применении оружия или при помпаже двигателя. Система ВЗ ФК работает в пределах времени работы системы ВЗ ОКС.
8.1.12. Двигатели оборудованы системой автоматического запуска на выбеге (АЗВ), которая вступает в работу при падении оборотов n2 < 50 %. При этом РУД может находиться в любом положении между упорами МАЛЫЙ ГАЗ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.
8.1.13. Двигатели оборудованы системой охлаждения турбин, которая включается автоматически при прохождении одного из 3-х сигналов: n2, Т4 или α РУД.
Отключается охлаждение при снятии всех трех сигналов. Отключение охлаждения повышает экономичность двигателя при работе на дроссельных режимах.
Для контроля работы двигателей с включенным охлаждением турбины на указателях температуры выходящих газов нанесены желтые риски. Если стрелки совпадают с рисками или находятся левее их, то двигатели работают с отключенным охлаждением турбины (экономичный режим). Включение охлаждения турбины определяется по перемещению стрелок (скачком) правее риски на величину ΔТ4 ≥ 50 % при плавном увеличении режимов работы двигателей на n2 = 91-92 %.
При невключении охлаждения (отказы системы охлаждения) на УСТ индицируется кадр ОБОРОТЫ ЛЕВ (ПРАВ) НИЖЕ 90, при этом режим работы двигателя должен автоматически ограничиться по температуре газов. В этом случае необходимо установить режим работы двигателя, не превышающий обороты 90 %.
8.1.14. С целью уменьшения разворачивающего момента на самолете установлена система автоматического дросселирования форсажа (АДФ). Система АДФ срабатывает при полете на числах М ≥ 1,35 в случае самопроизвольного погасания форсажа одного из двигателей и вступления в работу его системы ВЗ ФК, а также в случае уменьшения оборотов одного из двигателей ниже 85 %. При этом система АДФ обеспечивает перевод другого двигателя на минимальный форсаж и автоматическое восстановление заданного РУД форсажного режима после розжига погасшей камеры системой ВЗ ФК или после окончания цикла работы системы ВЗ ФК при условии n2 ≥ 85 %. В случае, если по окончании цикла работы системы ВЗ ФК (8-12 сек) розжига форсажа не произойдет и при этом обороты будут не более 85 %, другой двигатель останется на минимальном форсаже до уменьшения числа М ниже 1,15 или до отключения системы АДФ выключателем АВТ ДРОС ФОРСАЖА (на М > 1,15).
8.1.15. Включать форсаж разрешается с любого бесфорсажного режима работы двигателей установкой Руд в любое положение между упорами минимального и полного форсажа, контролировать включение – по загоранию светосигнализатора ФОРСАЖ, характерному толчку и нарастанию скорости.
Включение форсажа обеспечивается:
− на земле при Vпр ≥ 0;
− в полете на высотах до 11000 м на скорости не менее 300 км/ч и на высотах свыше 11000 м на скорости не менее 450 км/ч.
Отключать форсаж установкой РУД в любое положение между упорами МАКСИМАЛ и МАЛЫЙ ГАЗ.
Если при включении форсажа последний не включился, то светосигнализатор ФОРСАЖ будет мигать. В этом случае повторное включение форсажа выполнять с режима МАКСИМАЛ.
Если форсаж не отключается от РУД, то надо отключить его выключателем АВАР ОТКЛЮЧ ФОРСАЖА. Повторное включение форсажа в этом случае ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
При работе двигателей на учебно-боевом режиме включение форсажа на высотах более 15000 м выполнять с установившегося режима МАКСИМАЛ.
8.1.16. Установку РУД из положения СТОП в положение МАЛЫЙ ГАЗ и из положения бесфорсажного режима в положение МИНИМ ФОРСАЖ, а также из форсажного положения в положение МАКСИМАЛ, производить перемещением РУД на 10-15 мм за соответствующие упоры с последующей установкой их в нужное положение.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Диапазон перемещения РУД между упорами МИНИМ ФОРСАЖ и МАКСИМАЛ является проходным, останавливать РУД в этом положении ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
8.1.17. На земле на режиме МАЛЫЙ ГАЗ обороты n2 могут изменяться от 59 до 74 % (при изменении температуры наружного воздуха от -30°С до +30°С). При этом температура газов не должна превышать 460°С.
В полете обороты двигателя на режиме МАЛЫЙ ГАЗ изменяется в зависимости от высоты, скорости и температуры наружного воздуха. При этом обороты n2 не снижаются менее 55 %.
Органы управления и контроля работы двигателя.
В диапазоне оборотов от малого газа до n2 = 75 % допускается колебание оборотов n2 на величину ± 1,5 %.
На режимах МАКСИМАЛ и ФОРСАЖ максимальные обороты ротора высокого давления (РВД) не должны превышать: 98,5 % на учебно-боевом, 101,5 % на боевом режимах.
При увеличении оборотов более указанных величин необходимо режим работы двигателей уменьшить. В случае превышения температуры газов выше допустимой (см. раздел 2, пункт 20) необходимо отключить форсаж, если он был включен, или уменьшить режим работы до получения допустимого значения температуры.
При температуре наружного воздуха ниже +15°С максимальные обороты РВД (n2) и температура газов при положении РУД на режимах МАКСИМАЛ или ФОРСАЖ могут быть меньше, чем при более высокой температуре наружного воздуха. При этом на 1 % уменьшения оборотов n2 температура газов уменьшается примерно на 20°С.
При приёмистости или при включении форсажа допускается заброс температуры газов сверх допустимой на 15°С в течении не более 5 сек.
При длительном полете на крейсерском режиме во избежание утечки масла из маслобака двигателя через каждый час полета устанавливать на 1-2 минуты режим двигателя МАКСИМАЛ.
В случае резкого роста температуры газов и падения оборотов руководствоваться указаниями, изложенными в книге 1 РЛЭ на случай помпажа двигателя.
8.1.18. Перемещение РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ или обратно производить за время не менее 1 сек во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.
При быстром перемещении РУД от упора МАЛЫЙ ГАЗ до упора МАКСИМАЛ (за 1-3 сек) обеспечивается приёмистость двигателя во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета самолета не более 8 сек.
8.1.19. Механизация воздухозаборников включает электрогидравлическую систему регулирования АРВ-40А и систему защиты воздухозаборников и двигателей от попадания посторонних предметов.
Система АРВ-40А предназначена для управления положением панелей двух раздельных воздухозаборников с целью обеспечения оптимальных характеристик совместной работы воздухозаборников с двигателями.
8.1.20. Управление положением панелей осуществляется:
− на основном канале – автоматически по программе в зависимости от приведенных оборотов двигателя с коррекцией по высоте, а также по сигналам от системы регулирования двигателя. Управление панелями начинается при достижении числа М=1,35, а до этого они в убранном положении;
− на резервном канале – автоматически по положению панели другого воздухозаборника;
− в режиме ручного управления – от задатчиков ручного управления на указателе положения клиньев в кабине.
Выбор каналов управления осуществляется переключателями воздухозаборников на щитке самолетных систем № 1 левого пульта.
При отказе системы автоматического регулирования воздухозаборника на УСТ выдается следующая информация:
− ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) НА РЕЗЕРВЕ – предупреждает летчика о включении резервного канала;
− АВТОМАТ ВОЗДЗАБ ЛЕВ (ПРАВ) – предупреждает летчика об отказе автоматики (выдается также при отказе гидросистемы) и о необходимости перехода на ручное управление, для чего переключатель ВОЗДЗАБ установить в положение РУЧНОЕ, предварительно совместив стрелку задатчика на указателе с положением панели.
8.1.21. При автоматическом включении системы АРВ-40А в зависимости от температуры наружного воздуха, а также при срабатывании системы высотной коррекции панель воздухозаборника может занимать положение в пределах от 0-50 % скачком.
Схема воздухозаборника
8.1.22. Для защиты двигателей от попадания посторонних предметов в процессе опробования двигателей на земле, руления, взлета и посадки во входной части воздухозаборников установлены защитные устройства (ЗУ). Они представляют собой сетчатые панели с отверстиями 2,5х2,5 мм для прохода воздуха.
Защитные устройства могут работать в автоматическом и ручном режимах.
Открытие ЗУ на взлете осуществляется после размыкания концевых выключателей обжатого положения левой основной стойки шасси и контролируется по погасанию сигнализаторов на ИП-52.
Закрытие ЗУ на посадке осуществляется после обжатия левой основной стойки шасси и контролируется по загоранию сигнализаторов на ИП-52.
В случае отказа концевого выключателя обжатого положения левой стойки шасси ЗУ открывается после установки переключателя крана шасси в положение УБРАНО, а закрывается после установки в положение ВЫПУЩЕНО. Поэтому при заходе на посадку после установки переключателя крана шасси в положение ВЫПУЩЕНО необходимо проконтролировать положение ЗУ.
Если на ИП-52 высветятся светосигнализаторы закрытого положения ЗУ, установить переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ в положение ОТКР.
В ручном режиме для обеспечения принудительного открытия ЗУ необходимо переключатель СЕТКИ ВОЗДЗАБ установить в положение ОТКР.
Сигнализация положения ЗУ выведена на УСТ системы «Экран» и заблокирована до скорости 450 км/ч. Если хотя бы одно ЗУ не стоит на замке открытого положения, а скорость более 450 км/ч, на УСТ высветится сигнал ВОЗДЗАБ ЗАКРЫТ. Одновременно пройдет речевая информация летчику: «Воздухозаборник закрыт. Скорость не более 550».
8.1.23. Самолет оборудован системой предупреждения обледенения СО-121ВМ. Система состоит из датчика, расположенного в левом канале воздухозаборника и блока преобразователя.
При попадании самолета в зону обледенения система выдает информацию на УСТ и автоматически включает систему защиты двигателя от обледенения.
При выходе самолета из зоны обледенения система СО-121ВМ выключает защиту двигателя от обледенения.
Дата добавления: 2018-05-31; просмотров: 404; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!