GDC 74A - Air Data Computer (ADC) |  Магнітний компас. |  Перевірка працездатності |  Перевірка працездатності |  Відображення інформації про близькість рельєфу місцевості. |  Зміна висоти-довідки. |  Обмеження щодо використання GFC 700 AFCS. |  Режими не траекторного зниження. |

загрузка...
загрузка...
На головну

Зміна значення заданої вертикальної швидкості.

Значення Vertical Speed ??Reference (відображається в AFCS Status Box і вище покажчика вертикальної швидкості) може бути змінено:

- Використовуючи клавіші NOSE UP / NOSE DN;

- Натисканням і утримуванням кнопки CWS, керуючи ЗС в штурвальному режимі встановити нове значення вертикальної швидкості, відпустити кнопку CWS.

Примітка: Якщо Selected Altitude, Досягнута під час використання кнопки CWS, значення Altitude Reference не зміниться. У цьому випадку, щоб встановити нове значення Altitude Reference, кнопка CWS повинна бути знову натиснута після досягнення значення Selected Altitude.

2.

. GDC 74A - Air Data Computer (ADC)

- Комп'ютер повітряних сигналів - отримує інформацію від системи повного і статичного повітряного тиску, а також від датчика температури зовнішнього повітря. Комп'ютер повітряних сигналів ADC розраховує барометрическую висоту (ALT - Altitude), повітряну (приладову) швидкість (IAS - Indicator Air Speed), справжню повітряну швидкість (TAS - True Air Speed), вертикальну швидкість (VS - Vertical Speed), напрямок і швидкість вітру (Wind Direction and Velocity) і температуру зовнішнього повітря (TAT - Total Air Temperature, OAT - Outsaid Air Temperature).

Блок ADC встановлений на стійці обладнання в хвостовому обтічнику за шторкою багажного відсіку.

Датчик температури зовнішнього повітря, розташований зверху кабіни, Підключений до ADC. Комп'ютер повітряних сигналів ADC розраховує барометрическую висоту, повітряну швидкість, справжню повітряну швидкість, вертикальну швидкість і температуру зовнішнього повітря.

3.

18. квиток

1.

Система координат Garmin, GRS 77, В комплексі з системою визначення курсу GMU 44 замінює традиційні гіроскопічні інструменти.

курсовертикаль AHRS передає інформацію про характеристики просторового положення і льотних характеристиках літака на дисплеї G1000 і вбудовані блоки авіоніки, розташовані в хвостовому обтічнику літака.

блок AHRS (GRS 77)обладнаний акселерометром, датчиками нахилу і датчиками кутової швидкості, які замінюють обертові гіроскопи, що використовуються на інших літаках.

магнітометр GMU 44 знаходиться всередині панелі лівого крила і з'єднаний з AHRS для передачі даних курсу.

GRS 77 використовує твердотільні електричні датчики, включаючи акселерометри (вимірюють кутову швидкість) і мікро- електричні механічні датчики, щоб визначити параметри напрямки, розворот / ковзання і швидкість (коефіцієнт) інформації повороту.

Очікуваний термін служби цієї системи - більше ніж 5000 годин у порівнянні з приблизно 1000 годин для стандартного гіроскопа.

сучасна система GRS 77 дозволяє инициализироваться, в той час як літак перебуває в русі по землі поверхні або в польоті до 20 градусів крену і 5 градусів тангажу.

GRS77 розташований у відсіку бортового радіоелектронного обладнання хвостового конус-обтічника.

2.

3.

19. квиток

1.

2.Система повного і статичного тиску використовує

обігрівається приймач повного тиску повітря (трубка Піто),

закріплений на нижній поверхні лівого крила, порт

статичного тиску, що знаходиться на лівій стороні передньої

частини фюзеляжу і сполучну арматуру для з'єднання

комп'ютера повітряних сигналів і стандартних приладів,

використовують повітряні сигнали, до джерел сигналів.

Система обігріву приймача повітряного тиску використовує

електричний нагрівальний елемент, вбудований в корпус

приймача тиску. Керуючий перемикач PITOT HEAT

знаходиться на панелі перемикачів під лівим нижнім кутом

основного пілотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT знаходиться на

панелі АЗС на лівій нижній стороні приладової дошки пілота.

Клапан резервного приймача статичного тиску (ALT STATIC

AIR) розташований поруч з важелем управління газом. клапан ALT

STATIC AIR забезпечує подачу статичного тиску з

кабіни в разі засмічення зовнішнього приймача статичного

тиску.

При підозрі на неправильні показання приладів в зв'язку з

попаданням води або льоду в повітроводи стандартного зовнішнього

приймача статичного тиску, необхідно потягнути на себе

клапан резервного приймача статичного тиску.

3.

20. квиток

1.

Система повного і статичного тиску використовує

обігрівається приймач повного тиску повітря (трубка Піто),

закріплений на нижній поверхні лівого крила, порт

статичного тиску, що знаходиться на лівій стороні передньої

частини фюзеляжу і сполучну арматуру для з'єднання

комп'ютера повітряних сигналів і стандартних приладів,

використовують повітряні сигнали, до джерел сигналів.

Система обігріву приймача повітряного тиску використовує

електричний нагрівальний елемент, вбудований в корпус

приймача тиску. Керуючий перемикач PITOT HEAT

знаходиться на панелі перемикачів під лівим нижнім кутом

основного пілотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT знаходиться на

панелі АЗС на лівій нижній стороні приладової дошки пілота.

Клапан резервного приймача статичного тиску (ALT STATIC

AIR) розташований поруч з важелем управління газом. клапан ALT

STATIC AIR забезпечує подачу статичного тиску з

кабіни в разі засмічення зовнішнього приймача статичного

тиску.

При підозрі на неправильні показання приладів в зв'язку з

попаданням води або льоду в повітроводи стандартного зовнішнього

приймача статичного тиску, необхідно потягнути на себе

клапан резервного приймача статичного тиску.

2.

GEA 71 - Engine / Airframe Unit

- Блок контролю роботи двигуна і систем літака -відповідає за отримання і обробку сигналів від всіх датчиків двигуна і систем літака. Він підключений до вимірювальних датчиків температури головок циліндрів, датчикам температури вихлопних газів, частоти обертання двигуна, витрати палива і до системи вимірювання рівня палива. Даний блок передає оброблену інформацію в блок GIA 63W.

Блок контролю роботи двигуна сприймає і обробляє сигнали датчиків роботи двигуна. Ця інформація через центр комунікації GIA 63W передається для індикації пілотові на GDU 1040 в цифровому стандарті RS-485.

GEA 71 розміщується позаду MFD.

 
 


3.

VNV Key - клавіша VNV - вибирає / скасовує режим вертикальної навігації.

Умовами використання режиму VNV є:

1. Обраний навігаційний джерело - GPS.

2. Наявність плану польоту для режиму VNV (по крайней мере, з однією точкою, що має задану висоту прольоту) або активація режиму «direct-to» в режимі VNV.

3. Режим VNV активований (натиснута клавіша VNV ENBL на MFD).

4. Режим обчислення бічного ухилення ВС (Crosstrack Error) працездатний і це значення знаходиться в межах встановлених обмежень для стадії польоту з іcпользованіем режиму VNV.

5. Режим обчислення заданого треку (Desire Track) і поточного треку (Actual Track) працездатний і кутова розбіжність цих величин (Track Angle Error) знаходиться в межах встановлених обмежень для стадії польоту з іcпользованіем режиму VNV.

Командний прилад для режиму VNV може бути задіяний в будь-який час, але не може бути використаний для режиму набору висоти. Командні стрілки забезпечують вертикальний профіль наведення, грунтуючись на певній висоті прольоту точки маршруту (заданої вручну або завантаженої з бази даних) активного плану польоту або режиму «direct-to» в режимі VNV. Відповідні режими роботи режиму VNV визначаються в порядку черговості командним приладом, слідуючи траєкторії зниження, яка визначається вертикальним профілем. По досягненню висоти прольоту останньої точки маршруту в плані польоту режиму VNV, командний прилад видає команду на включення режиму Altitude Hold Mode і скасовує підключений (armed) до поздовжнього каналу поточний режим VNV.

21. квиток

1. Кількість палива вимірюється двома датчиками рівня палива, по одному в кожному паливному баку, і відображається на екранах системи індикації роботи двигуна. Індикатори мають маркування в gallons палива (GAL). Порожній бак відображається на індикаторі кількість палива (FUEL QTY GAL) як червона лінія на лівому краї шкали індикатора і число 0.

Коли індикатор показує порожній бак, в баку залишається близько 1,5 gallons невирабативаемого кількості палива. Не можна розраховувати на точні індикатори проектора під час виконання ковзання або інших акробатичних фігур.

Індикатор кількості палива показує паливо, доступне в баку, в межах діапазону вимірювання датчика. Верхній рівень показань може бути перевищений при заливці додаткового палива для повного заповнення бака, але при цьому показання індикатора не зміняться.

Межею вимірювання датчика є 24 gallons, що відповідає верхній межі «зеленого» діапазону. При зменшенні кількості палива нижче рівня верхньої межі датчика палива, індикатор запасу палива буде показувати дані вимірювання кількості палива в кожному баку.

Стрілка (-і) індикатора кількості палива та маркування індикатора поміняють колір з білого на яскраво-жовтий. Коли показання рівня палива на індикаторі досягнутий нижчого рівня, написи LOW FUEL L і / або LOW FUEL R залишаться жовтими, а стрілка (-і) та маркування індикатора стануть червоними і почнуть мигати.

2.

Дисплеї індикації параметрів роботи систем і обладнання літака PFD / MFD GDU 1040;

- Комп'ютер повітряних сигналів і температури зовнішнього повітря GDC 74A;

- Датчик температури зовнішнього повітря GTP 59;

- Блок контролю просторового положення літака (курсовертикаль) GRS 77;

- Датчик визначення просторового положення літака - магнітометр (індукційний датчик) GMU 44;

- Автоматичну бортову систему управління (AFCS), автопілот GFC 700;

- Сервоприводи автопілота серій GSA і GSM;

- Блок контролю роботи двигуна (монітор двигуна) GEA 71;

- Єдиний комунікаційний центр (інтегрований блок авіоніки) GIA 63W;

- Аудиопанель (блок зв'язку і управління) GMA 1 347;

- Парк літаків відповідач GTX 33;

- Дистанційне керування GRC 10 (додаткове з GDL 69A);

- Приймач дистанційного керування GRT 10 (додатковий з GDL 69A);

- Автоматичний радіокомпас ADF;

- Аварійний радіомаяк (ELT) Artex ME 406;

- Супутниковий метеорадіопріемнік GDL 69A;

- Погодний радар (додатковий) GWX 68;

- Резервні (автономні) прилади - Висотомір, покажчик приладової швидкості, авіагоризонт (вакуумний).

3.

. NOSE UP / NOSE DN Keys - дві клавіші «NOSE UP» і «NOSE DN» - дозволяють задавати значення тангажу для режимів: стабілізації по каналу тангажа (Pitcn Hold), вертикальної швидкості (VS - Vertical Speed) і зміни ешелону польоту (FLC - Flight Level Change).

Зміна значення тангажу-довідки (Pitch reference).

Коли виконується політ в режимі тангажу Pitch Hold Mode (відображається сигналізація «PIT»), тангаж-довідка може бути відрегульований наступними діями:

1. Використанням клавіш NOSE UP / NOSE DN.

2. Натискаючи і утримуванням кнопки CWS, Установки ручним керуванням штурвала нового кута тангажу (тангажу-довідки), з подальшим відпускання кнопки CWS.

22 квиток

1. Attitude and Heading Reference System (AHRS)

- Система просторового положення і курсу - передає інформацію про характеристики просторового положення і курс польоту літака в блоки GDU 1044B і блоки авіоніки GIA 63W.

Курсовертикаль AHRS передає інформацію про характеристики просторового положення і льотних характеристиках літака на дисплеї G1000 і вбудовані блоки авіоніки. Блок AHRS обладнаний акселерометром, датчиками нахилу і датчиками кутової швидкості, які замінюють обертові гіроскопи, що використовуються на інших літаках.

Блок AHRS взаємодіє:

- З блоком GMU 44 для отримання інформації про магнітне поле землі (курсі ВС);

- З блоком GDC 74A для отримання інформації про повітряні сигналах (висоті, швидкості і т.д);

- І обома блоками GIAs для отримання інформації від приймачів GPS.

Блок AHRS розташований в хвостовому обтічнику літака за шторкою багажного відсіку.

2. GMU 44 - Magnetometer

- Магнітометр - призначений для вимірювання місцевого магнітного поля землі. Ці дані надсилаються в блок GRS 77 (AHRS) для обробки і визначення магнітного курсу ВС.

Блок GMU 44 встановлюється всередині лівої площини крила.

3.Включення / вимикання автопілота не є еквівалентом включення / вимикання сервоприводів. Використання кнопки CWSвідключає сервоприводи рульових поверхонь в каналах крену і тангажа, в той час як автопілот залишається у включеному стані.

кнопкавключенія штурвального режиму (CWS).

Протягом роботи автопілота, може виникнути необхідність управління ВС в штурвальному режимі, без відключення автопілота. Натисніть і утримуйте кнопки CWS відключає серво-приводи управління ВС в бічному і подовжньому каналах, і дозволяє пілоту керувати ВС в штурвальному режимі. В цей же час, командний прилад синхронізується до поточного просторовому положенню ВС під час виконання маневру в штурвальному режимі. Сигналізація зеленого кольору «АР» тимчасово, на час виконання маневру в штурвальному режимі, замінюється на сигналізацію білого кольору «CWS».

Якщо активується режим очікування в каналі крену (Roll Hold Mode), командний прилад видає команду на управління ВС в бічному каналі в режимі нейтрального крену.

Коли командний прилад (FD) активований, в бічному каналі встановлюється активний режим Roll Hold Mode за замовчуванням. Включення режиму Сигнал загорянням зеленої напис «ROL» в поле активного режиму бокового каналу в вікні AFCS Status Box.

23. квиток

1. Система повного і статичного тиску використовує обігрівається приймач повного тиску повітря (трубка Піто), закріплений на нижній поверхні лівого крила, порт статичного тиску, що знаходиться на лівій стороні передньої частини фюзеляжу і сполучну арматуру для з'єднання комп'ютера повітряних сигналів і стандартних приладів, які використовують повітряні сигнали, до джерел сигналів.

Система обігріву приймача повітряного тиску використовує електричний нагрівальний елемент, вбудований в корпус приймача тиску. Керуючий перемикач PITOT HEAT знаходиться на панелі перемикачів під лівим нижнім кутом основного пілотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT знаходиться на панелі АЗС на лівій нижній стороні приладової дошки пілота.

Клапан резервного приймача статичного тиску (ALT STATIC AIR) розташований поруч з важелем управління газом. Клапан ALT STATIC AIR забезпечує подачу статичного тиску з кабіни в разі засмічення зовнішнього приймача статичного тиску.

При підозрі на неправильні показання приладів в зв'язку з попаданням води або льоду в повітроводи стандартного зовнішнього приймача статичного тиску, необхідно потягнути на себе клапан резервного приймача статичного тиску.

Значення тиску в кабіні будуть змінюватися при відкритих отворах обігріву та вентиляції і вікнах.

2.

NAV Key - клавіша NAV - вибирає / скасовує режим навігації.

3.

1. Перед використанням автопілота, пілотажного командного

приладу або ручного електричного тріммірованія

необхідно виконати передполітну перевірку системи

GFC 700 AFCS.

2. При використанні автопілота, пілот, з застебнутим

ременем безпеки, повинен займати ліве крісло

пілота.

3. Автопілот повинен бути відключений при виконанні будь-якого

зльоту або посадки.

4. Максимальна швидкість для включення автопілота -

150 KIAS.

Мінімальна швидкість для включення автопілота - 70 KIAS.

Максимальна робоча швидкість для використання

електричного тріммірованія - 163 KIAS.

5. Максимальний дисбаланс палива при включеному

автопілоті - 90 POUNDS.

6. Автопілот необхідно відключати на висоті менше 200 feet

над рівнем землі при виконанні заходу на посадку і

менше 800 feet над рівнем землі при будь-яких інших

режимах польоту.

7. Виконання заходу на посадку за приладами з

використанням автопілота / пілотажного командного

приладу допустимо тільки по Категорії I.

8. Використання автопілота забороняється в разі відмови

аудіопанелі (в зв'язку з відсутністю звукового

попереджувального сигналу при відключенні автопілота).

9. Використання автопілота забороняється при виконанні

відходу на друге коло, поки не буде досягнута вертикальна

швидкість, що забезпечує виконання всіх обмежень

висоти для використання автопілота.

24. квиток



 Режим вертикальної швидкості (VS). |  Режим зміни ешелону польоту (FLC).
загрузка...
© um.co.ua - учбові матеріали та реферати