Изменение значения заданной вертикальной скорости

Значение Vertical Speed Reference (отображаемой в AFCS Status Box и выше указателя вертикальной скорости) может быть изменено:

- используя клавиши NOSE UP/NOSE DN;

- нажатием и удерживанием кнопки CWS, управляя ВС в штурвальном режиме установить новое значение вертикальной скорости, отпустить кнопку CWS.

Примечание: Если Selected Altitude, достигнута во время использования кнопки CWS, значение Altitude Reference не изменится. В этом случае, чтобы установить новое значение Altitude Reference, кнопка CWS должна быть снова нажата после достижения значения Selected Altitude.

2.

. GDC 74A - Air Data Computer (ADC)

- компьютер воздушных сигналов - получает информацию от системы полного и статического воздушного давления, а также от датчика температуры наружного воздуха. Компьютер воздушных сигналов ADC рассчитывает барометрическую высоту (ALT - Altitude), воздушную (приборную) скорость (IAS - Indicator Air Speed), истинную воздушную скорость (TAS - True Air Speed), вертикальную скорость (VS - Vertical Speed), направление и скорость ветра (Wind Direction and Velocity) и температуру наружного воздуха (TAT - Total Air Temperature, OAT - Outsaid Air Temperature).

Блок ADC установлен на стойке оборудования в хвостовом обтекателе за шторкой багажного отсека.

Датчик температуры наружного воздуха, расположенный сверху кабины, подключен к ADC. Компьютер воздушных сигналов ADC рассчитывает барометрическую высоту, воздушную скорость, истинную воздушную скорость, вертикальную скорость и температуру наружного воздуха.

3.

18. билет

1.

Система координат Garmin, GRS 77, в комплексе с системой определения курса GMU 44 заменяет традиционные гироскопические инструменты.

Курсовертикаль AHRS передает информацию о характеристиках пространственного положения и летных характеристиках самолета на дисплеи G1000 и встроенные блоки авионики, расположенные в хвостовом обтекателе самолета.

Блок AHRS (GRS 77) оборудован акселерометрами, датчиками наклона и датчиками угловой скорости, которые заменяют вращающиеся гироскопы, использующиеся на других самолетах.

Магнитометр GMU 44 находится внутри панели левого крыла и соединен с AHRS для передачи данных курса.

GRS 77 использует твердотельные электрические датчики, включая акселерометры (измеряющие угловую скорость) и микро- электрические механические датчики, чтобы определить параметры направления, разворот/ скольжение и скорость (коэффициент) информации поворота.

Ожидаемый срок службы этой системы - больше чем 5000 часов по сравнению с приблизительно 1000 часов для стандартного гироскопа.

Современная система GRS 77 позволяет инициализироваться, в то время как самолет находится в движении по земле поверхности или в полете до 20 градусов крена и 5 градусов тангажа.

GRS77 расположен в отсеке бортового радиоэлектронного оборудования хвостового конус-обтекателя.

2.

3.

19. билет

1.

2. Система полного и статического давления использует

обогреваемый приемник полного давления воздуха (трубка Пито),

закрепленный на нижней поверхности левого крыла, порт

статического давления, находящийся на левой стороне передней

части фюзеляжа и соединительную арматуру для соединения

компьютера воздушных сигналов и стандартных приборов,

использующих воздушные сигналы, к источникам сигналов.

Система обогрева приемника воздушного давления использует

электрический нагревательный элемент, встроенный в корпус

приемника давления. Управляющий переключатель PITOT HEAT

находится на панели переключателей под левым нижним углом

основного пилотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT находится на

панели АЗС на левой нижней стороне приборной доски пилота.

Клапан резервного приемника статического давления (ALT STATIC

AIR) расположен рядом с рычагом управления газом. Клапан ALT

STATIC AIR обеспечивает подачу статического давления из

кабины в случае засорения внешнего приемника статического

давления.

При подозрении на неправильные показания приборов в связи с

попаданием воды или льда в воздуховоды стандартного внешнего

приемника статического давления, необходимо потянуть на себя

клапан резервного приемника статического давления.

3.

20. билет

1.

Система полного и статического давления использует

обогреваемый приемник полного давления воздуха (трубка Пито),

закрепленный на нижней поверхности левого крыла, порт

статического давления, находящийся на левой стороне передней

части фюзеляжа и соединительную арматуру для соединения

компьютера воздушных сигналов и стандартных приборов,

использующих воздушные сигналы, к источникам сигналов.

Система обогрева приемника воздушного давления использует

электрический нагревательный элемент, встроенный в корпус

приемника давления. Управляющий переключатель PITOT HEAT

находится на панели переключателей под левым нижним углом

основного пилотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT находится на

панели АЗС на левой нижней стороне приборной доски пилота.

Клапан резервного приемника статического давления (ALT STATIC

AIR) расположен рядом с рычагом управления газом. Клапан ALT

STATIC AIR обеспечивает подачу статического давления из

кабины в случае засорения внешнего приемника статического

давления.

При подозрении на неправильные показания приборов в связи с

попаданием воды или льда в воздуховоды стандартного внешнего

приемника статического давления, необходимо потянуть на себя

клапан резервного приемника статического давления.

2.

GEA 71 - Engine/Airframe Unit

- блок контроля работы двигателя и систем самолета -отвечает за получение и обработку сигналов от всех датчиков двигателя и систем самолета. Он подключен к измерительным датчикам температуры головок цилиндров, датчикам температуры выхлопных газов, частоты вращения двигателя, расхода топлива и к системе измерения уровня топлива. Данный блок передает обработанную информацию в блок GIA 63W.

Блок контроля работы двигателя воспринимает и обрабатывает сигналы датчиков работы двигателя. Эта информация через центр коммуникации GIA 63W передается для индикации пилоту на GDU 1040 в цифровом стандарте RS-485.

GEA 71 размещается позади MFD.

3.

VNV Key – клавиша VNV – выбирает/отменяет режим вертикальной навигации.

Условиями использования режима VNV являются:

1. Выбранный навигационный источник – GPS.

2. Наличие плана полета для режима VNV (по крайней мере, с одной точкой, имеющей заданную высоту пролета) или активация режима «direct-to» в режиме VNV.

3. Режим VNV активирован (нажата клавиша VNV ENBL на MFD).

4.Режим вычисления бокового уклонения ВС (Crosstrack Error) работоспособен и это значение находится в пределах установленных ограничений для стадии полета с иcпользованием режима VNV.

5. Режим вычисления заданного трека (Desire Track) и текущего трека (Actual Track) работоспособен и угловое расхождение этих величин (Track Angle Error) находится в пределах установленных ограничений для стадии полета с иcпользованием режима VNV.

Командный прибор для режима VNV может быть задействован в любое время, но не может быть использован для режима набора высоты. Командные стрелки обеспечивают вертикальный профиль наведения, основываясь на определенной высоте пролета точки маршрута (заданной вручную или загруженной из базы данных) активного плана полета или режима «direct-to» в режиме VNV. Соответствующие режимы работы режима VNV определяются в порядке очередности командным прибором, следуя траектории снижения, определяемой вертикальным профилем. По достижению высоты пролета последней точки маршрута в плане полета режима VNV, командный прибор выдает команду на включение режима Altitude Hold Mode и отменяет подключенный (armed) к продольному каналу текущий режим VNV.

21. билет

1. Количество топлива измеряется двумя датчиками уровня топлива, по одному в каждом топливном баке, и отображается на экранах системы индикации работы двигателя. Индикаторы имеют маркировку в gallons топлива (GAL). Пустой бак отображается на индикаторе количество топлива (FUEL QTY GAL) как красная линия на левом крае шкалы индикатора и число 0.

Когда индикатор показывает пустой бак, в баке остается около 1,5 gallons невырабатываемого количества топлива. Нельзя рассчитывать на точные показания индикаторов во время выполнения скольжения или других акробатических фигур.

Индикатор количества топлива показывает топливо, доступное в баке, в пределах диапазона измерения датчика. Верхний уровень показаний может быть превышен при заливке дополнительного топлива для полного заполнения бака, но при этом показания индикатора не изменятся.

Пределом измерения датчика является 24 gallons, что соответствует верхнему пределу «зеленого» диапазона. При уменьшении количества топлива ниже уровня верхнего предела датчика топлива, индикатор запаса топлива будет показывать данные измерения количества топлива в каждом баке.

Стрелка (-и) индикатора количества топлива и маркировка индикатора поменяют цвет с белого на ярко-желтый. Когда показания уровня топлива на индикаторе достигнут низшего уровня, надписи LOW FUEL L и/или LOW FUEL R останутся желтыми, а стрелка (-и) и маркировка индикатора станут красными и начнут мигать.

2.

Дисплеи индикации параметров работы систем и оборудования самолета PFD/MFD GDU 1040;

‑ Компьютер воздушных сигналов и температуры наружного воздуха GDC 74A;

‑ Датчик температуры наружного воздуха GTP 59;

‑ Блок контроля пространственного положения самолета (курсовертикаль) GRS 77;

‑ Датчик определения пространственного положения самолета - магнитометр (индукционный датчик) GMU 44;

‑ Автоматическую бортовую систему управления (AFCS), автопилот GFC 700;

‑ Сервоприводы автопилота серий GSA и GSM;

‑ Блок контроля работы двигателя (монитор двигателя) GEA 71;

‑ Единый коммуникационный центр (интегрированный блок авионики) GIA 63W;

‑ Аудиопанель (блок связи и управления) GMA 1347;

‑ Самолетный ответчик GTX 33;

‑ Дистанционное управление GRC 10 (дополнительное с GDL 69A);

‑ Приемопередатчик дистанционного управления GRT 10 (дополнительный с GDL 69A);

‑ Автоматический радиокомпас ADF;

‑ Аварийный радиомаяк (ELT) Artex ME 406;

‑ Спутниковый метеорадиоприемник GDL 69A;

‑ Погодный радар (дополнительный) GWX 68;

‑ Резервные (автономные) приборы ‑ Высотомер, указатель приборной скорости, авиагоризонт (вакуумный).

3.

. NOSE UP/NOSE DN Keys – две клавиши «NOSE UP» и «NOSE DN» – позволяют задавать значение тангажа для режимов: стабилизации по каналу тангажа (Pitcn Hold), вертикальной скорости (VS – Vertical Speed) и изменения эшелона полета (FLC – Flight Level Change).

Изменение значения тангажа-справки (Pitch reference).

Когда выполняется полет в режиме тангажа Pitch Hold Mode (отображается сигнализация «PIT»), тангаж-справка может быть отрегулирован следующими действиями:

1. Использованием клавиш NOSE UP/NOSE DN.

2. Нажатием и удерживанием кнопки CWS, установки ручным управлением штурвала нового угла тангажа (тангажа-справки), с последующим отпускание кнопки CWS.

22 билет

1. Attitude and Heading Reference System (AHRS)

- система пространственного положения и курса - передает информацию о характеристиках пространственного положения и курс полёта самолета в блоки GDU 1044B и блоки авионики GIA 63W.

Курсовертикаль AHRS передает информацию о характеристиках пространственного положения и летных характеристиках самолета на дисплеи G1000 и встроенные блоки авионики. Блок AHRS оборудован акселерометрами, датчиками наклона и датчиками угловой скорости, которые заменяют вращающиеся гироскопы, использующиеся на других самолетах.

Блок AHRS взаимодействует:

- с блоком GMU 44 для получения информации о магнитном поле земли (курсе ВС);

- с блоком GDC 74A для получения информации о воздушных сигналах (высоте, скорости и т.д);

- и обоими блоками GIA s для получения информации от приемников GPS.

Блок AHRS расположен в хвостовом обтекателе самолета за шторкой багажного отсека.

2. GMU 44 - Magnetometer

- магнитометр - предназначен для измерения местного магнитного поля земли. Эти данные посылаются в блок GRS 77 (AHRS) для обработки и определения магнитного курса ВС.

Блок GMU 44 устанавливается внутри левой плоскости крыла.

3. Включение/выключение автопилота не является эквивалентом включения/выключения сервоприводов. Использование кнопки CWS отключает сервоприводы рулевых поверхностей в каналах крена и тангажа, в то время как автопилот остается во включенном состоянии.

Кнопка вкл ючения штурвального режима (CWS).

В течение работы автопилота, может возникнуть необходимость управления ВС в штурвальном режиме, без отключения автопилота. Нажатие и удерживание кнопки CWS отключает серво-приводы управления ВС в боковом и продольном каналах, и позволяет пилоту управлять ВС в штурвальном режиме. В это же время, командный прибор синхронизируется к текущему пространственному положению ВС во время выполнения маневра в штурвальном режиме. Сигнализация зеленого цвета «АР» временно, на время выполнения маневра в штурвальном режиме, заменяется на сигнализацию белого цвета «CWS».

Если активируется режим ожидания в канале крена (Roll Hold Mode), командный прибор выдает команду на управление ВС в боковом канале в режиме нейтрального крена.

Когда командный прибор (FD) активирован, в боковом канале устанавливается активный режим Roll Hold Mode по умолчанию. Включение режима сигнализируется, загоранием зеленой надпись «ROL» в поле активного режима бокового канала в окне AFCS Status Box.

23. билет

1.Система полного и статического давления использует обогреваемый приемник полного давления воздуха (трубка Пито), закрепленный на нижней поверхности левого крыла, порт статического давления, находящийся на левой стороне передней части фюзеляжа и соединительную арматуру для соединения компьютера воздушных сигналов и стандартных приборов, использующих воздушные сигналы, к источникам сигналов.

Система обогрева приемника воздушного давления использует электрический нагревательный элемент, встроенный в корпус приемника давления. Управляющий переключатель PITOT HEAT находится на панели переключателей под левым нижним углом основного пилотажного дисплея. АЗС PITOT HEAT находится на панели АЗС на левой нижней стороне приборной доски пилота.

Клапан резервного приемника статического давления (ALT STATIC AIR) расположен рядом с рычагом управления газом. Клапан ALT STATIC AIR обеспечивает подачу статического давления из кабины в случае засорения внешнего приемника статического давления.

При подозрении на неправильные показания приборов в связи с попаданием воды или льда в воздуховоды стандартного внешнего приемника статического давления, необходимо потянуть на себя клапан резервного приемника статического давления.

Значения давления в кабине будут изменяться при открытых отверстиях обогрева и вентиляции и окнах.

2.

NAV Key – клавиша NAV – выбирает/отменяет режим навигации.

3.

1. Перед использованием автопилота, пилотажного командного

прибора или ручного электрического триммирования

необходимо выполнить предполетную проверку системы

GFC 700 AFCS.

2. При использовании автопилота, пилот, с застегнутым

ремнем безопасности, должен занимать левое кресло

пилота.

3. Автопилот должен быть отключен при выполнении любого

взлета или посадки.

4. Максимальная скорость для включения автопилота –

150 KIAS.

Минимальная скорость для включения автопилота – 70 KIAS.

Максимальная рабочая скорость для использования

электрического триммирования – 163 KIAS.

5. Максимальный дисбаланс топлива при включенном

автопилоте – 90 POUNDS.

6. Автопилот необходимо отключать на высоте менее 200 feet

над уровнем земли при выполнении захода на посадку и

менее 800 feet над уровнем земли при любых других

режимах полета.

7. Выполнение захода на посадку по приборам с

использованием автопилота/пилотажного командного

прибора допустимо только по Категории I.

8. Использование автопилота запрещается в случае отказа

аудиопанели (в связи с отсутствием звукового

предупреждающего сигнала при отключении автопилота).

9. Использование автопилота запрещается при выполнении

ухода на второй круг, пока не будет достигнута вертикальная

скорость, обеспечивающая выполнение всех ограничений

высоты для использования автопилота.

24. билет