Ан-26 РЛЭ 2001

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

8.3.ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ САМОЛЕТА

8.3.1.СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

Общие сведения

Система кондиционирования воздуха (СКВ) самолета предназначена для создания и поддержания в герметичной кабине самолета комфортных условий на всех высотах.

СКВ предназначена для следующего:

- обогрева (охлаждения) кабины и поддержания в ней заданной температуры

(20-22 °С);

-вентиляции кабины с 20-26-кратным в час обменом воздуха;

-автоматического поддержания заданного давления воздуха в кабине;

-наддува гермокабины;

СКВ оснащена:

- автоматическим регулятором температуры (АРТ) воздуха в кабине; - системой автоматического регулирования массовой (весовой) подачи (АРВП) воздуха;

-системой автоматического регулирования давления воздуха в кабине;

-заслонкой дополнительного обогрева кабины экипажа.

Проверка СКВ

Перед включением АЗС убедиться, что переключатели и ручки управления СКВ находятся в исходном положении:

1.На горизонтальной панели пульта второго пилота:

-переключатели «Управления подачей воздуха в кабины» - в нейтральном положении;

-переключатель режимов «Регулирование температуры в кабинах» - в положении «Автомат»;

-переключатель «Дополн. обогрев кабины экипажа» - в положении «Закр»;

-на шкале задатчика температуры установлено значение 20 °С.

2.На правой и на центральной панелях приборной доски:

-переключатель «t° подаваемого воздуха» - в положении «Каб. экип»;

-указатели «Лев. борт». «Прав, борт» показывают нулевое значение температуры;

-на шкале указателя «1° в груз. кабине» - нулевое значение температуры;

-на указателях расходомера «Левый двигатель», «Правый двигатель» - нулевые значения.

Краны подачи воздуха на остекление в кабине экипажа закрыты, краны обдува ног открыты.

После запуска двигателей включить СКВ, для чего периодическим нажатием переключателей «Управление подачей воздуха в кабины» в положение «Откр» довести расход воздуха до

8. Стр. 17

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

3,5-4,5 ед. по УРВК, а затем установить переключатели в наложение «Автомат». Расход воздуха должен поддерживаться в пределах 3,5-4,5 ед.

Примечание. При автоматическом регулировании массовой (весовой) подачи воздуха допускается кратковременное отклонение расхода воздуха в диапазоне 3-5 ед. по УРВК.

Проверить работу АРТ, для чего:

- на задатчике температуры установить значение на 10-15°С выше (ниже) температуры воздуха в кабине.

Оба указателя «t° подаваемого воздуха» должны показывать повышение (понижение) температуры, при этом температура подаваемого воздуха автоматически ограничивается пределами (110±10)°С и

(5±5)°С;

- разбалансировать температуру подаваемого воздуха левой и правой системы на 15-20°С, переключатель режимов установить в положение «Автомат» и убедиться, что значения температуры в обеих системах выравниваются.

Проверить дополнительный обогрев кабины экипажа, для чего:

- переключатель «Дополн. обогрев кабины экипажа» кратковременно (1-2 с) нажать в положение «Тепло». По указателям «t° подаваемого воздуха» температура должна повышаться.

ВНИМАНИЕ. ЕСЛИ ТЕМПЕРАТУРА ПО УКАЗАТЕЛЯМ «t° ПОДАВАЕМОГО ВОЗДУХА» ВЫШЕ 50°С, СНИЗИТЬ ЕЕ ВРУЧНУЮ ДО ЭТОГО ЗНАЧЕНИЯ;

-переключатель «t° подаваемого воздуха» установить в положение «Груз. каб» - температура по указателям должна снизиться;

-переключатель «Дополн. обогрев кабины экипажа» установить в положение «Закрыт».

После проверки для ускорения выхода температурного режима в кабине на заданный в целях прогрева или охлаждения кабины производить следующее:

-переключатель режимов «Регулирование температуры в кабинах» установить в положение «Ручное»;

-нажатием переключателей «Ручное - Лев. сист. Прав» в положение «Тепло» или «Холод» довести температуру по указателям «t° подаваемого воздуха» до (110±10)°С при разогреве и до (5±5)°С при охлаждении;

-переключатель режимов «Регулирование температуры в кабинах» установить в положение «Автомат». Задатчик температуры установить в положение «20 °С».

Примечания: 1. Для исключения случаев превышения температуры более 120 °С (или ниже 0 °С) в диапазонах температур 70-90 °С или 20-0 °С по указателям «t° подаваемого воздуха» нажимать переключатели «Тепло» или «Холод», а также переключатель «Дополн. обогрев кабины экипажа» в положение «Тепло» импульсами 1-2 с с интервалом

8-10 с.

2. При прогреве (или охлаждении) кабины возможны кратковременные (не больше 5 мин) превышения температуры 150°С (или минус 20°С).

8. Стр. 18

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

Использование СКВ в особых случаях полета

1.При отказе двигателя выключить отбор воздуха от него и перейти на ручное управление системой.

2.При отказе правого двигателя дополнительный отбор воздуха на кабину экипажа отключить,

для чего переключатель «Дополн. обогрев кабины экипажа» перевести в положение «Закрыт».

3.При появлении дыма или запаха гари из системы кондиционирования перейти на питание чистым кислородом и выключить систему СКВ. Высота полета с выключенной системой не должна превышать 4000 м.

4.Перед включением противообледенительной системы при отказе двигателя уменьшить расход воздуха до 2 ед. по УРВК.

Перед посадкой на высоте 200-150 м выключить СКВ, для чего переключатели «Дополн. обогрев кабины экипажа» установить в положение «Закрыт» и переключатель «Управление подачей воздуха в кабины» кратковременно нажать в положение «Закр».

Примечание. В случае запотевания остекления кабины экипажа при посадке самолета разрешается отбор воздуха на СКВ до 1 ед. по УРВК.

После посадки все переключатели и ручки управления СКВ и САРД установить в исходное положение.

Эксплуатация СРД самолета Ан-26Б производится в соответствии с указаниями подразд. 5.7.2.

8.3.2. СИСТЕМА ИНДИКАЦИИ И КОНТРОЛЯ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ САМОЛЕТА

Общие сведения

Система индикации и контроля пространственного положения (в дальнейшем «система», рис. 8.3-1) состоит из следующих приборов:

-двух основных авиагоризонтов АГД-1С;

-резервного авиагоризонта АГБ-3К;

-трех выключателей коррекции ВК-53РШ;

-сигнализации предельных кренов;

-электрического указателя поворота ЭУП-53;

-блока контроля кренов БКК-18 с сигнализатором нарушения питания СНП-1.

Авиагоризонты обеспечивают пилотов информацией о пространственном положении самолета по углам крена и тангажа относительно плоскости истинного горизонта.

Авиагоризонты АГД-1С состоят из гиродатчиков, установленных вблизи центра масс самолета, и указателей, расположенных на приборных досках пилотов. Гироскоп и указатель авиагоризонта АГБ-3К выполнены в одном корпусе, который установлен на левой панели приборной доски КВС.

Питание авиагоризонтов осуществляется от раздельных источников. Левый АГД-1С питается от ПТ-200Ц АГД, правый АГД-1С - от централизованной шины 36 В, подключенной к пре-

8. Стр. 20

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

Рис. 8..3-1. Функциональная схема индикации и контроля пространственного положения (СИКПП) Ан-26Б

8. Стр. 21

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

образователю ПТ-1000ЦС (или к трансформатору 115/36 В при отказе ПТ-1000ЦС), резервный АГБ-3К - от преобразователя ПТ-200Ц АГБ, ГИК, подключенного к аварийной шине 27 В. При отказе любого ПТ-200Ц соответствующий авиагоризонт автоматически переключается на централизованную шину 36 В.

Блок контроля кренов БКК-18 с сигнализатором нарушения питания СНП-1.

БКК-18 осуществляет непрерывное сравнение показаний трех авиагоризонтов по крену с выдачей соответствующей сигнализации об отказе. Логическая схема сравнений блока БКК-18 состоит из двух работающих одновременно подканалов. Отказ любого из них не приводит к потере работоспособности БКК-18 в целом.

При рассогласовании по крену между отказавшим и двумя исправными авиагоризонтами на (7±2)° БКК-18 выдает сигналы:

-при отказе левого (правого) АГД-1С на светосигнальное табло «Отказ АГ лев» («Отказ АГ прав») и светосигнализатор отсутствия питания и арретирования на указателе отказавшего авиагоризонта;

-при отказе резервного АГБ-3К только на светосигнальное табло «Отказ АГ резерв».

После первого отказа БКК-18 продолжает сравнивать показания оставшихся двух исправных

Питание БКК-18 осуществляется по переменному току 36 В 400 Гц от преобразователя ПТ-200Ц АГБ, ГИК. При отказе ПТ-200Ц АГБ, ГИК БКК-18 автоматически переключается на централизованную шину 36 В. Питание БКК-18 по постоянному току 27 В осуществляется от основной и аварийной шин.

Контроль наличия питания БКК-18 производится сигнализатором нарушения питания СНП-1.

При нарушении питания БКК-18, СНП-1 выключает блок и включает светосигнальное табло «Нет контр. АГ» на козырьках приборных досок. При этом сигнализация отказа АГД-1С (светосигнализатор

отсутствия питания и арретирования на указателе и светосигнальное табло на козырьках приборных досок) будет срабатывать только при отказах по питанию, а отказ АГБ-3К будет сигнализироваться выпаданием бленкера на приборе.

Выключатели коррекции ВК-53РШ отключают цепи поперечной коррекции гироскопических приборов при выполнении самолетом разворотов. Левый ВК выключает коррекцию левого АГД-1С, правый ВК - правого АГД-1С и ГПК, резервный ВК - АГБ-3К и ГИК-1. Питание каждого из трех ВК осуществляется от того же источника переменного тока, от которого питается взаимодействующий с ВК авиагоризонт.

Сигнализация предельных кренов выдает предупреждение пилотам о достижении самолетом крена (32±2)° в маршрутном полете и (15±1,5)° при взлете и заходе на посадку.

Переключение порогов срабатывания сигнализации происходит при скорости 240-245 км/ч автоматически.

При выполнении разворотов с кренами более предельных загораются светосигнальные табло «Велик. крен лев» или «Велик крен прав», расположенные, на козырьках приборных досок; при уменьшении крена табло гаснут.

8. Стр. 22

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

Сигнализация предельных кренов выполнена на основе гиродатчиков авиагоризонтов АГД-1С и включается при включении авиагоризонтов. Сигналы предельного крена поступают на светосигнальные табло КВС с гиродатчика правого АГД-1С, а на светосигнальные табло второго пилота - с гиродатчика левого АГД-1С.

При отказе одного из датчиков авиагоризонтов сигнализация предельных кренов от него автоматически отключается, соответствующие ему светосигнальные табло срабатывать не будут. При

переходе с основного на аварийное питание по постоянному току сигнализация предельных кренов срабатывать не будет.

Указатель поворота ЭУП-53 указывает направление разворота самолета и скольжения и реагирует на угловую скорость относительно вертикальной оси самолета.

Показания стрелки ЭУП-53 зависят от скорости полета и угла крена. При координированном развороте («шарик» в центре) и скорости полета 500 км/ч показания стрелки ЭУП-53 равны углу крена самолета. В диапазоне эксплуатационных скоростей прибор выдает завышенные показания углов крена. ЭУП-53 питается от аварийной шины 27 В.

Зависимость углов крона по показаниям авиагоризонта и ЭУП-53 от скорости полета приведена в табл. 1.

Включение системы

Система включается после запуска двигателей и включения преобразователя ПТ-1000 ЦС на бортсеть. Включение авиагоризонтов АГД-1С производится выключателями «АГД» на приборных досках пилотов. Арретирование авиагоризонтов АГД-1С автоматическое.

Включение ЭУП-53 производится выключателем «ЭУП» на правей приборной доске.

Для включения АГБ-3К:

- заарретировать прибор, для чего нажать кнопку арретира;

8. Стр. 23

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

-после возвращения кнопки арретира в исходное положение ручкой кремальеры совместить индекс поправки тангажа с нулевым делением шкалы крена;

-установить выключатель «АГБ» на приборной доске КВС во включенное наложение.

После включения питания флажок сигнализатора отказа питания должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа.

Убедиться, что выключатель «БКК» на приборной доске КВС находится во включенном положении и зафиксирован защелкой. Если после включения системы загорятся светосигнализаторы и светосигнальные табло отказов авиагоризонтов, нажать переключатель «Контроль I-II» БКК-18 на левом пульте в положение «I», затем «II» на 3 с не менее, после чего отпустить.

При исправной работе авиагоризонтов и БКК-18 светосигнализаторы и светосигнальные табло должны погаснуть.

Преобразователи ПТ-200Ц, выключатели коррекции, сигнализация предельных кренов и сигнализатор нарушения питания включаются автоматически при включении авиагоризонтов.

-нажать переключатель «Контроль I-II» в положение «I», должны загореться светосигнальные табло «Отказ АГ лев», «Отказ АГ прав», «Отказ АГ резерв», зеленый светосигнализатор «Исправн. БКК», светосигнализатор отсутствия питания и арретирования на левом и правом АГД-1С;

-установить переключатель в нейтральное положение - светосигнализаторы и светосигнальные табло должны погаснуть;

-повторить проверку при нажатии переключателя в положение «II»;

-закрыть предохранительный колпачок.

8. Стр. 24

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

Примечание. Нажимать переключатель «Контроль. I-II» в положения «I» и «II» на 3 с не менее.

При рулении убедиться, что:

- при разворотах самолета все авиагоризонты не изменяют показания крена и тангажа;

-стрелка ЭУП-53 отклоняется в сторону разворота;

-указатели курса индицируют курс.

.На исполнительном старте убедиться, что:

-силуэты самолета на всех авиагоризонтах занимают горизонтальное положение и совпадают с линией горизонта;

-при вращении ручки установки тангажа шкала тангажа отклоняется; после проверки установить шкалу тангажа на нуль;

-светосигнализаторы отсутствия питания и арретирования на АГД-1С не горят;

-флажок сигнализатора отсутствия питания на АГБ-3К убран;

-светосигнальное табло отказов авиагоризонтов, предельных кренов и светосигнальные табло «Нет контр. АГ» не горят.

Взлет запрещается:

-до истечения 3 мин после включения системы индикации и контроля пространственного положения;

-при загорании светосигнализации об отказе в системе.

Эксплуатация системы в полете

После взлета при выполнении первого разворота убедиться в том, что АГ без запаздывания реагируют на изменение углового положения самолета, стрелка ЭУП отклонена в сторону разворота и показания курсовой системы изменяются.

В целях повышения безопасности полета при значительном запаздывании в обнаружении отказов системы, на всех прямолинейных участках полета, выключив автопилот, балансировать самолет по крену и тангажу, снимая усилия с органов управления триммерами.

Пилотировать самолет, периодически сравнивая показания авиагоризонтов, а также с показаниями ЭУП-53, курсовой системы. При полете с выключенным блоком БКК-18 реагируя на показания основного АГД-1С, удостовериться, что показания его не расходятся с резервным АГБ-3К или с ЭУП-53.

При появлении рассогласовании в показаниях авиагоризонтов по тангажу сравнить их показания с вариометром. Отказавшим считать авиагоризонт, показания которого расходятся с остальными приборами.

Сравнение показаний авиагоризонтов с ЭУП-53 по крену допустимо при отсутствии скольжения («шарик» в центре). При этом следует учитывать, что при углах крена более 15°, в случае освобождения управления, самолет, сбалансированный ранее в горизонтальном полете, имеет заметное скольжение, а стрелка ЭУП-53 показывает направление разворота при симметричной тяге двигателей.

Второму пилоту при рассогласовании в показаниях приборов или при загорании светосигнальных табло отказов немедленно докладывать КВС.

8. Стр. 25

Сент. 18/01

Ан-26

РУКОВОДСТВО ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ ВС МААК «УРГА»

При срабатывании сигнализации предельных кренов убедиться в исправности авиагоризонтов, после чего уменьшить угол крена.

При пилотировании самолета по ЭУП-53 развороты выполнять плавно и координированно, не следует реагировать на кратковременные отклонения стрелки указателя, это может привести к раскачке самолета. Небольшие исправления в курсе производить рулем направления по указателю курсовой системы с контролем по ЭУП-53.

По возможности сменить эшелон и выбрать запасной аэродром с наименьшей болтанкой.

Примечание. Включение автопилота запрещается при отказе правого АГД-1С и при отказе двух авиагоризонтов.

Действия экипажа при возможных отказах системы

Отказы системы могут проявляться в виде:

-«застывания» элементов индикации в произвольном положении;

-индикации углов крена или тангажа с погрешностями, в том числе с заниженными значениями углов крена;

-«завалов» элементов индикации с малой (2-3 град/мин), средней (1-3 град/с) и большой скоростью (более 10 град/с);

-колебаний элементов индикации.

Наибольшую опасность при пилотировании представляют отказы, проявляющиеся, в виде «застывания» элементов индикации в произвольном положении, а также «завала» со средней скоростью. Эти отказы проявляются незаметно, их распознавание без системы автоматического контроля затруднительно и требует специальных навыков. Все перечисленные отказы авиагоризонтов

по крену фиксируются системой автоматического контроля загоранием светосигнализаторов отсутствия питания и арретирования на АГД-1С и соответствующих светосигнальных табло «Отказ АГ прав», «Отказ АГ лев», «Отказ АГ резерв».

Признаки отказов системы и действия экипажа приведены в табл. 3.

Т а б л и ц а 3

Возможные неисправности и действия экипажа

8. Стр. 26

Сент. 18/01