2.4.2 Система керування

Система керування літаком буде включати:

- Систему ручного управління

- Систему управління стабілізатором,

- Систему управління механізацією крила,

- Систему автоматичного керування літаком.

Обчислювальна частина зазначених систем об'єднана і реалізується в двох «кабінетах», розташовуваних по двох бортах.

Система автоматичного і діректорного керування літаком структурно входить в комплекс авіоніки.

Система ручного управління являє собою цифрову систему дистанційного керування (СДУ) без механічного резерву. СДУ спільно з комплексом бортового обладнання літака (КБО) призначена для управління рулями висоти, елеронами,

інтерцепторами (в режимах поперечного управління і повітряних гальм) від пасивних бічних ручок і кермом напрямку від педалей, а також стабілізатором і гальмовими щитками.

Обчислювальна частина СДУ виконана за схемою «2 борта», тобто розділена на дві підсистеми, і має цифрові лінії міжмашинного обміну для передачі інформації в обчислювачі іншого борту з метою контролю даних і забезпечення їх ідентичності в різних каналах.

Обчислювальна частина включає обчислювачі СДУ верхнього рівня (PFCU) і обчислювачі нижнього рівня (АСЕ) - модулі управління приводами. Модулі АСЕ видають аналогові сигнали управління електрогідравлічними приводами. Система зв'язків між елементами

СДУ і взаємодіючими системами грунтується на використанні цифрових ліній зв'язку по ARINC-429 і аналогових ліній.

СДУ забезпечує задані характеристики стійкості і керованості і відповідає вимогам сертифікаційного базису в повному обсязі. СДУ легко адаптується до будь-якого варіанту літака зі збереженням високого рівня надійності.

В якості органів управління по тангажу, крену і нишпоренню використовуються пасивні бічні ручки і механічно пов'язані між собою педалі командира екіпажу і другого пілота.

СДУ забезпечує:

- Автоматичне обмеження граничного кута атаки α та нормальної перевантаження ny;

- Автоматичне балансування в поздовжньому каналі;

- Стабілізація кутового положення літака по крену і тангажу при невтручанні пілотів в управління (після закінчення втручання пілотів в управління);

- Підвищення стійкості по швидкості при V> VMO і М> МMO;

- Підвищення спіральної стійкості літака при | γ | ≥ | γ | мах;

- Автоматичне парирування збурюючої моменту рискання при відмові двигуна при зльоті, посадці і догляді на друге коло, а також формування сигналу в систему управління двигуном для дозволу режиму підвищеної тяги (APR) на працюючому двигуні на режимах зльоту і відходу на друге коло;

- Автоматичне парирування збурень, обумовлених зміною конфігурації літака;

- Автоматичне гальмування літака при пробігу за допомогою інтерцепторів і гальмових щитків;

- Автоматичне обмеження відхилення керма напряму в залежності від Vпріб.;

- Відпрацювання сигналів автоматичної системи управління польотом (САУ)

СДУ має три режими роботи, визначаються станом (справністю) власних елементів СДУ і станом (справністю) взаємодіючих систем:

- Режим «основний», що реалізовується при повній справності елементів СДУ і взаємодіючих систем;

- Режим «спрощений», що реалізовується при відмові взаємодіючих систем. У цьому режимі реалізується тільки частина функцій. Перехід з режиму «основний» в режим

«Спрощений» відбувається автоматично ненаголошених у разі появи відмов у взаємодіючих системах.

- Режим «мінімальний», що реалізовується при відмові елементів СДУ або взаємодіючих систем.

У режимі «мінімальний» забезпечується пряме управління управляючими поверхнями за найпростішим алгоритмом, що дозволяє безпечно завершити політ. Перехід в режим «мінімальний» відбувається також автоматично.

Управління рулями висоти, елеронами, інтерцепторами і кермом напрямку

Управління рулями висоти, елеронами, інтерцепторами і кермом напрямку здійснюється електрогідравлічними управляючими приводами (ЕГРП). Кожна поверхня керма висоти і елеронів з'єднана механічно з двома ЕГРП, один з яких активний, відхиляє секцію, інший знаходиться в гарячому резерві і працює в режимі демпфування. Перехід на резервний ЕГРП здійснюється автоматично по відмові активного ЕГРП. Кожна секція інтерцепторів відхиляється одним ЕГРП. Кермо напряму з'єднаний механічно з трьома активними ЕГРП, що працюють одночасно.

Управління гальмовими щитками (ТЩ) здійснюється в наступних режимах:

- Автоматичному: випуск ТЩ на пробігу або при перерваному злеті спільно з інтерцепторами за сигналами системи СДУ.

При використанні цього режиму рукоятка ручки управління повітряними гальмами (ВТ) повинна бути піднята, а сама ручка ВТ залишатися в положенні "прибрано".

- Ручному: випуск ТЩ на пробігу або при перерваному злеті спільно з інтерцепторами від ручки ВТ при відсутності сигналів системи СДУ.

Ручка ВТ використовується також для відхилення інтерцепторів в режимі повітряних гальм у польоті.

Випуск ВТ здійснюється гідроциліндрами з вбудованими механічними замками прибраного положення через електрогідравлічні крани, сигнали на які надходять із СДУ.

Система управління стабілізатором:

Система управління стабілізатором призначена для переміщення стабілізатора в балансувальне положення на всіх етапах і режимах польоту у всій області очікуваних умов експлуатації.

Управління стабілізатором забезпечує балансування в польоті по подовжньому каналу шляхом перестановки стабілізатора в діапазоні від +2 ° до -12 °. При цьому кермо висоти утримується в положенні близьким до нейтрального; при відключенні автоматичного режиму на будь-якому етапі польоту перевантаження не перевищує 0.15.

Управління стабілізатором здійснюється системою управління МПС, яка є двоканальної системою управління механізмом переміщення стабілізатора (МПС).

Система управління стабілізатором забезпечує роботу в наступних режимах:

- Автоматичного балансування (основний режим) за сигналами СДУ;

- Ручного керування від перемикачів на пульті тріммірованія, для установки стабілізатора під злітне положення і для тріммірованія в режимі СДУ «мінімальний».

Режим має блокування при помилкових діях пілотів, тобто якщо руху Р.В. і стабілізатора несумісні (протилежні);

В залежності від режиму польоту і положення злітно-посадкової механізації швидкість перекладки стабілізатора різна. При випущеної механізації швидкість перекладки стабілізатора максимальна.

При знаходженні літака на землі працює тільки ручний режим. В якості виконавчого механізму перемещающего стабілізатор використовується гвинтовий механізм, в якому є верхній і нижній приводи зі своїми електромоторами, один привід закріплений на стабілізаторі, інший на фюзеляжі відповідно. Кожен

привід обертає свою ходову гайку. Обидва приводу переміщаються по загальному для них ходовому гвинту. Гвинт утримується від обертання спеціальним механічним пристроєм. Обидва приводу працюють одночасно.

Всі вищеперелічені системи забезпечують

- Автоматичний безперервний контроль функціонального стану в польоті з видачею інформації про відмови та несправності на індикацію, сигналізацію і в систему

бортовий реєстрації;

- Автоматичний контроль працездатності при наземному технічному обслуговуванні з виявленням відмовив конструктивно-змінного модуля або лінії зв'язку.

Після двох будь-яких розрахункових відмов у СДУ або взаємодіючих системах, а також у разі можливого механічного заклинювання будь-якого елементу забезпечується такий рівень характеристик стійкості і керованості, при якому дана ситуація відноситься за ступенем небезпеки до категорії не гірше «Складна ситуація».