2.3. Устройство сигнализации о возможности сваливания

На самолёте DA 40 NG установлено устройство сигнализации, которое предназначено для предупреждения экипажа о приближении угла атаки к критическому значению. При углах атаки, близких к критическому углу, происходит срыв набегающего при обтекании крыла воздушного потока и потеря устойчивости и управляемости самолёта (сваливание). Устройство состоит из приёмника воздушного напора – отверстия на передней кромке левой консоли крыла (рис. 2.23) и звукового сигнализатора – горна, расположенного под приборной доской пилотов (рис. 2.24).

Рис. 2.23. Входное отверстие устройства сигнализации о возможности сваливания

Рис. 2.24. Конструкция устройства сигнализации о возможности сваливания

Тема 3 Система автоматизации управления полётом gfc 700

3.1. Общие сведения

Система автоматизации управления полётом GFC 700 интегрирована в бортовой радиоэлектронный пилотажно-навигационный комплекс Garmin G 1000 и предназначена для автоматизации самолётовождения в следующих режимах:

– стабилизация задаваемого пилотом курса (режим HDG);

– стабилизация задаваемой пилотом высоты (режим ALT);

– стабилизация вертикальной скорости при наборе высоты или снижении (режим VS);

– непрерывный расчёт и выдерживание необходимого угла тангажа для стабилизации заданной экипажем воздушной скорости при смене эшелона полёта (режим FLC);

– стабилизация траектории полёта при использовании различных средств воздушной навигации, таких, как система GPS и радиомаяки VOR системы ближней навигации (режим NAV);

– автоматический заход на посадку и посадка по 1-й категории ICAO с использованием радиомаячной системы ILS или системы GPS с функциональным дополнением WAAS (режим APR);

– директорное управление самолётом (при включении функции FD);

– совмещённое штурвальное управление (режим CWS);

– автоматизация ухода на второй круг при включении кнопки GA.

Примечание. Предусмотрено ручное электрическое триммирование (MET) руля высоты, возможное только при выключенном автопилоте.

Режим вертикальной навигации VNV в варианте GDU 1043 отсутствует.

Состав системы автоматизации управления полётом GFC 700 поясняется структурной схемой, представленной на рис. 3.1.

Цифровой вычислитель имеет два канала – бокового и продольного управления. Он получает информацию:

– от курсовертикали (AHRS) GRS 77 и магнитометра GMU 44 о текущих значениях курса и крена, от системы спутниковой навигации GPS и навигационной системы VOR/LOC о местоположении самолёта, а также от задатчика курса HDG. Вычислитель выполняет расчёт команд по крену для подачи в сервопривод GSA 81 для управления элеронами в режимах HDG, NAV и APR;

– от системы воздушных сигналов GDC 74A о текущих значениях воздушной скорости, барометрической высоты и вертикальной скорости, от курсовертикали GRS 77 о тангаже, от системы спутниковой навигации GPS (с функциональным дополнением WAAS) или навигационной системы VOR/LOC/GS о положении самолёта в вертикальной плоскости, а также от задатчика высоты ALT и клавиш коррекции по высоте NOSE UP и NOSE DN. Вычислитель выполняет расчёт команд по тангажу для подачи в сервопривод GSA 81 для управления рулём высоты в режимах ALT, VS, VNV, FLC и APR.

Рис. 3.1. Структурная схема системы GFC 700

При установке на самолёте системы автоматизации управления полётам GFC 700 используются приёмники статического атмосферного давления, расположенные на левой и правой поверхностях фюзеляжа за креслами пассажиров.

Кроме того, вычислитель реализует функцию директорного управления FD, которая может быть активирована и при выключенном автопилоте для штурвального управления самолётом в директорном режиме.

Демпфер рыскания YD является составной частью вычислителя и не может использоваться отдельно. Являясь следящей системой, он получает информацию от курсовертикали о крене и поперечном ускорении, от системы воздушных сигналов о воздушной скорости и выполняет расчёт команд для подачи в сервопривод GSA 80 для управления рулём направления. Демпфер рыскания YD сглаживает случайные отклонения (рыскания) самолёта в поперечной плоскости, а также решает задачу координации разворотов.

Органы управления системы автоматизации управления полётом GFC 700 расположены на левой панели многофункционального индикатора MFD (рис. 3.2).

Рис. 3.2. Органы управления системы автоматизации управления полётом GFC 700

Здесь:

1 – клавиша АР для включения/выключения автопилота;

2 – клавиша FD для включения/выключения функции директорного управления. Если автопилот включён, то клавиша не действует;

3 – клавиша NAV для включения/выключения режима NAV;

4 – клавиша ALT для включения/выключения режима ALT;

5 – клавиша VS для включения/выключения режима VS;

6 – клавиша FLC для включения/выключения режима FLC;

7 – клавиша YD включения/выключения демпфера рыскания YD;

8 – клавиша HDG для включения/выключения режима HDG;

9 – клавиша APR для включения/выключения режима APR;

10 – клавиши NOSE UP, NOSE DN для включения коррекции в вертикальной плоскости в режимах VS, FLC и стабилизации по тангажу.

Внешний вид левой панели дисплея MFD представлен на рис. 3.3.

На ручках управления обоих пилотов расположены красные кнопки быстрого отключения автопилота AP DISC (рис. 3.4).

Кнопки AP DISC могут быть также использованы для прерывания звуковых сигналов автопилота. Кроме того, на ручке управления 1-го пилота расположена кнопка включения режима совмещённого штурвального управления CWS и защищённый от случайного нажатия сдвоенный нажимной переключатель ручного электрического (электродистанционного) триммирования (МЕТ) руля высоты TRIM DN ▲/ TRIM UP▼ (см. рис. 3.4).

Рис. 3.3. Панель управления системы GFC 700	Рис. 3.4. Внешний вид ручки управления 1-го пилота

Кнопка GA для включения режима ухода на второй круг расположена на рычаге управления левым двигателем (рис. 3.5).

Рис. 3.5. Размещение кнопки включения режима GA

Кнопка GA используется при заходе на посадку по VOR маяку, по системе GPS или по радиомаячной системе ILS в случаях, когда необходим уход на второй круг. При её нажатии отключается автопилот и используется штурвальное управление самолётом в директорном режиме, если эта функция предварительно была активирована нажатием клавиши FD.

Индикация режимов работы автопилота, функции директорного управления и демпфера рыскания осуществляется в верхней части экрана командно-пилотажного дисплея PFD. Режимы бокового управления представлены слева, а режимы продольного управления – справа (рис. 3.6).

Режимы, находящиеся в активном состоянии, отображаются зелёным цветом, а режимы, находящиеся в подготовленном состоянии, (например, в ожидании захвата траектории) отображаются белым цветом.

Рис. 3.6. Индикация системы автоматизации управления полётом GFC 700

В случае потери радиосигналов или навигационных данных, символическое обозначение источника этих данных отображается жёлтым цветом с предварительным десятисекундным миганием (рис. 3.7).

Рис. 3.7. Отображение потери радиосигналов маяка VOR

Во время нажатия и удержания кнопки CWS, т. е. при включённом режиме совмещённого штурвального управления, отображается сигнализация белого цвета (рис. 3.8).

Рис. 3.8. Сигнализация о включении режима совмещённого штурвального управления

Временное ручное отключение автопилота может производиться кнопками быстрого отключения AP DISC, клавишей AP на панели управления автопилотом или кнопкой GA при уходе на второй круг, а также при включении ручного триммирования руля высоты с помощью нажимного переключателя TRIM DN ▲/ TRIM UP ▼. При этом отображается сигнализация жёлтого цвета с предварительным 5-секундным миганием (рис. 3.9) и 2-секундным звуковым сигналом. Звук может быть прерван нажатием кнопок AP DISC на ручках управления пилотов или переключателя TRIM DN ▲/ TRIM UP ▼ (левой части).

Рис. 3.9. Сигнализация о выключении автопилота

Ситуации, связанные с отказами или сигнализацией об опасности сваливания самолёта, приводящие к автоматическому отключению автопилота, индицируются красным цветом также с предварительным 5-секундным миганием (рис. 3.10) и звуковой 2-секундной сигнализацией.

Рис. 3.10. Сигнализация об аварийном отключении автопилота