«ВЕДРУШКИН ГЕОРГИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ Исследование влияния на летные характеристики самолета Ил-114 силовых установок ТВ7-117С и Pratt & Whitney Диссертация на соискание степени магистра по специальности 5А520801 Испытания ...»

МИНИСТЕРСТВО ВЫСШЕГО И СРЕДНЕГО

СПЕЦИАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ РЕСПУБЛИКИ

УЗБЕКИСТАН

ТАШКЕНТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ

АВИАЦИОННЫЙ ФАКУЛЬТЕТ

На правах рукописи

ВЕДРУШКИН ГЕОРГИЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

«Исследование влияния на летные характеристики самолета Ил-114 силовых установок ТВ7-117С и Pratt & Whitney»

Диссертация на соискание степени магистра по специальности 5А520801 «Испытания летательных аппаратов»

Научный Руководитель: к.т.н. доц. Ермакова Л. С.

Ташкент 2012 г.

Содержание.

Глава 1.

Введение 1.

Общая характеристика работы

1.1 Обзор литературы. Постановка задачи Глава 2.1.Характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114-100 их систем и оборудования. Конструкция самолета. 2.1.1.

Системы и оборудование самолетов Ил-114 и Ил-114-100. 2.1.2.

2.1.3. Характеристики силовых установок ТВ7-117С и PW-127 H. Их сравнительный анализ. 2.2.Летно-технические характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114Бортовые системы сбора полетной информации при летных испытаниях. Программа летных испытаний. 2.2.1. Летно-технические характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114-100. 2.2.2. Бортовые системы сбора полетной информации самолетов Ил-114 и Ил-114-100. 2.2.3. Программа летных испытаний самолетов Ил-114 и Ил-114-100 Выводы. Глава 3.

Исследование применяемых средств обработки полетной информации (СОПИ) самолетов Ил-114 с силовыми установками ТВС-117 и Pratt and Whitney и системы «Collins». Оптимальный выбор СОПИ. 3.1.Система «Монстр» 3.2.Система «Лайнер». 3.3.Система WinArm32. 3.4.Оптимальный выбор СОПИ. Выводы Глава 4.

Обработка полетной информации летных характеристик самолета Ил-114 и Ил-114-100. 4.1. Обработка полетной информации летных характеристик самолетов Ил-114 и Ил-114-100.

4.1.1.Описание экспресс-анализа в системе «Лайнер» для ЦПНК: 4.1.2Алгоритм работы программы: 4.1.3. Блок-схема программы: 4.1.4.Текст программы 4.2. Обработка полетной информации в системе WinArm32.

Экспресс анализ. 4.3. Определение нового состава ИИС для модификации самолета Ил-114 и Ил-114-100 4.3.1. Анализ состояния средств регистрации параметров Ил-114 4.3.1.1. Структура летных испытаний как единого комплекса 4.3.1.2. Структура информационно-измерительной системы 4.3.1.3. Цифровой пилотажно-навигационный комплекс ЦПНК-114 4.3.1.4. Основные технические данные пилотажно-навигационного оборудования 4.3.1.5. Анализ средств внешнетраекторных измерений 4.3.1.6. Анализ средств спутниковой навигации 4.3.1.6.1. Возможность применения систем спутниковой навигации как средств внешнетраекторных измерений 4.3.1.6.2. Характеристики навигационных спутниковых систем 4.3.1.7. Анализ средств бортовых измерений 4.3.1.8. Радиотехнические средства ВТИ 4.3.1.9. Внешнетраекторные измерения с использованием средств спутниковой навигации.

4.3.1.10. Средства бортовых измерений 4.3.1.11. Система Единого Времени (СЕВ) 4.3.1.12. Анализ систем обработки полетной информации 4.3.1.13. Системы обработки полетной информации 4.3.2. Определение нового состава ИИС 4.3.3. Выработка основных требований к системе обработки 4.3.4. Разработка структурно-функциональной схемы системы обработки результатов измерений. 4.3.5. Применения существующих современных средств измерения и обработки полетной информации.

Современное авиастроение является многоэтапным и наук

оёмким процессом, целью которого является создание конкурентоспособных ЛА высокого качества и надёжности, отвечающих современным требованиям и обеспечивающих высокую безопасность полётов.

Одним из главных составляющих в авиационном производстве является испытание ЛА. Лётные испытания – это завершающий этап производства ЛА.

Работа состоит из четырёх глав:

В первой главе приведен обзор литературы и сделана постановка задачи.

Во второй главе рассмотрены характеристики и системы самолетов Или Ил-114-100 и силовых установок ТВ7-117С и PW127H, бортовые системы сбора полетной информации, программа и профили летных испытаний. Сделан сравнительный анализ.

В третьей главе проведены исследования средств обработки полетной информации (СОПИ) самолета Ил-114 с двигателями ТВ7-117С и Ил-114- с двигателями PW127H с ЦПНК «Collins». Был сделан оптимальный выбор СОПИ (WinArm32).

В четвертой главе рассмотрена обработка полетной информации в системе «Лайнер» (экспресс-анализ) и в системе WinArm32. Был сделан сравнительный анализ. В итоге анализа современных сертифицированных систем СОПИ и БССПИ была предложена замкнутая система сбора и обработки полетной информации на борту самолета, что значительно повышает безопасность полета, как при испытаниях, так и в эксплуатации, а также сокращает сроки проведения летных испытаний. Для замкнутой системы магистрантом было выбрано современное нештатное оборудование типа «МКИУС» и КБТИ-М, позволяющая создать замкнутую систему сбора и обработки полетной информации на борту самолета, выработано техническое задание на замкнутую систему сбора и обработки полетной информации.

1.1 Обзор литературы. Постановка задачи В первой половине 80-х годов в связи с ростом воздушных перевозок на местных и средних авиалиниях возникла потребность в более вместительных самолётах, способных перевозить 60-70 пассажиров. Кроме того, парк Ан- и Як-40 начал постепенно сокращаться из-за списания выработавших ресурс самолётов. В начале 1982 года генеральный конструктор ОКБ им.

С.В.Ильюшина Г.В.Новожилов выступил с инициативой разработки нового пассажирского самолёта Ил-114. Инициатива была поддержана руководством МАП и, несмотря на загрузку ОКБ работами по доводке Ил-96-300, было принято решение параллельно начать подборку материалов по Ил-114.

Главным конструктором по самолёту был назначен Н.Д.Таликов.

К октябрю 1983 года были разработаны технические предложения и аванпроект. Рабочее проектирование началось 2 сентября 1985 года. К июлю 1987 года был построен полномасштабный макет. Постановлением СМ СССР срок ввода самолёта в эксплуатацию был определён II кварталом 1991 года.

Серийное производство предполагалось сразу на двух заводах: ТАПО им.

В.П.Чкалова и "Знамя Труда" в Москве. Изготовление первого прототипа Илзавершилось к концу 1989 года. 29 марта 1990 года экипаж лётчикаиспытателя В.Белоусова впервые поднял его в небо с Центрального аэродрома им. М.В.Фрунзе. Самолёт прошёл комплекс испытаний в Жуковском, Ташкенте и Якутске. Из-за кризиса в экономике и развала страны испытания сильно затянулись. Подготовка к серийному производству на ТАПОиЧ началась в ноябре 1994 года. Сертификат лётной годности от Авиарегистра международного авиационного комитета был получен только 26 апреля 1997 года (№130-114). В июне 1998 года Ил-114 совершил перелёт по городам России для демонстрации возможностей самолёта региональным авиакомпаниям. В июне 1999 года узбекская авиакомпания "Узбекистон хаво йуллари" начала первые пассажирские рейсы на Ил-114. В настоящее время ГАО ТАПОиЧ изготовил 15 самолетов Ил-114 9 шт. с его модификациями Ил-114-100 6 шт., Ил-114Т 2 шт..

Характеристики самолета Ил-114 и его модификации.

Ил-114 представляет собой самолет нового поколения, оснащенный современной цифровой системой управления полетом и навигационным комплексом, кабина которого оснащена пятью цветными дисплеями. Такой комплект оборудования позволяет пилотировать самолет экипажу из двух человек в любых полетных условиях и совершать посадку по II-й категории ИКАО. Интерьер пассажирского салона Ил-114 отвечает всем требованиям современного дизайна.

Ил-114 предназначен для перевозки 64 пассажиров на местных воздушных трассах протяжённостью не менее 1000 км. Возможна эксплуатация с небольших аэродромов, имеющих как бетонные, так грунтовые полосы.

Ил-114 выполнен по схеме свободнонесущего низкоплана. Конструкция цельнометаллическая с применением композиционных материалов. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения (диаметр 2,86 м). Крыло прямое, трапецевидное в плане, большого удлинения. Механизация крыла состоит из выдвижных двухщелевых закрылков с фиксированным дефлектором. Шасси убирающееся, трёхопорное, с передней стойкой. Силовая установка состоит из двух турбовинтовых двигателей ТВ7-117С с малошумными шестилопастными винтами СВ-34 диаметром 3,6 м. На самолёте установлен пилотажно-навигационный комплекс ЦНПК-114, позволяющий пилотировать самолёт в любое время суток в любых метеоусловиях.

Предусмотрена установка двигателей и авионики западного производства.

Все средства отображения информации, органы управления бортовыми системами объединены в единую информационно-управляющую систему с выводом данных, необходимых для пилотирования и навигации, а также данных о работе самолётных систем, на 5 цветными многофункциональных дисплеев.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. 2 х ТВД ТВ7-117С х 2500 л.с. Воздушные винты - композитные шестилопастные СВ-34.

Топливная эффективность - 19 гр/пасс.км.

На модификации Ил-114-100 устанавливаются канадские двигатели PWH фирмы "Пратт энд Уитни Канада" (Pratt & Whitney Canada) с малонагруженными воздушными винтами 568F-7 производства американской фирмы "Гамильтон Саудстренд" (Hamilton Saudstrend).

МАССА. Максимальная взлетная 23.500 кг; снаряженного 15.000 кг;

максимальная коммерческой нагрузки 6500 кг; пилотажно-навигационного комплекса 473 кг.

ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ. Крейсерская скорость 500 км/ч; скорость захода на посадку 185 км/ч; крейсерская высота полета 7000-7600 м; практическая дальность полета: с коммерческой нагрузкой 6000 кг -1220 км, с нагрузкой 1500 кг -4890 км; длина взлетной/посадочной дистанций 1550/1250 м.

В конструкции планера самолета нашли широкое применение высокопрочные алюминиевые и титановые сплавы, а также композиционные материалы. Назначенный ресурс самолета составляет 30 тыс. ч или 30 тыс.

циклов, а календарный ресурс - 30 лет. Годовой налет самолета может достигать 3 тыс. ч в месяц.

Модификации самолёта:

Ил-114 - пассажирский самолёт для местных авиалиний. Первый полёт 29 марта 1990 года. Оборудование ЦПНК-114. Выпушено ГАО ТАПОиЧ Ил-114-50 - модернизированный. Салон рассчитан на 52 пассажира.

Первый полёт в феврале 1999 года.

Ил-114-100 - пассажирский самолёт с двигателями PW-127H фирмы "Пратт-Уитни Канада". Разработан в 1997-1998 годах. Первый полёт состоялся 26 января 1999 года. Оборудование ЦПНК- «Collins» Выпушено ГАО ТАПОиЧ6 шт. Сертификат типа выдан МАК 24 декабря 1999 года.

Ил-114-300 - с двигателями ТВ7-117СМ. Отличается составом БРЭО, планировкой салона.

Ил-114М - самолёт для местных авиалиний (проект). Отличается двигателями Аллисон GMA-2100.

Ил-114МП - многоцелевой патрульный на базе Ил-114М (проект).

Разрабатывается с 1999 года.

Ил-114ОРР - океанский разведчик рыбы (проект). Отличается бортовыми силовыми агрегатами, спасательными средствами, приборами спутниковой и астрономической навигации, колёсно-лыжным шасси.

Ил-114П - патрульный (проект). Разрабатывается с 1999 года.

Ил-114ПР - самолёт для патрулирования, радиотехнической разведки и РЭБ на базе Ил-114М (проект). Разрабатывается с 1999 года.

Ил-114ПРП - самолёт для патрулирования, радиотехнической разведки и РЭБ на базе Ил-114 (проект). Разрабатывается с 1999 года.

Ил-114Т - транспортный для перевозки 7 т коммерческих грузов.

Первый полёт 14 сентября 1997 года. Выпушено ГАО ТАПОиЧ 2 шт.

Ил-114ФК - фотокартографический самолёт (проект). Разрабатывался 1988-1992 годах.

Ил-138 - многоцелевой патрульный самолёт (проект). Отличается двигателями АИ-20.

Ил-140 - самолёт ДРЛО (проект). Оснащён двигателями АИ-20.

Разрабатывается с 1999 года.

Ил-140М - поисково-спасательный (проект).

Двигатели ТВД PW - 127H (2x2640)Диаметр шестилопастных воздушных винтов Hamilton Standart равен 3,939 м.

Пассажирский самолет местных воздушных линий с двумя турбовинтовыми двигателями ТВ7-117С мощностью 2500 л.с. для перевозки 64 пассажиров. При разработке самолета особое внимание было уделено снижению уровня шума как на местности, так и в кабине. Для этой цели были разработаны шестилопастные малошумные воздушные винты СВ-34 с системой синхронизации их вращения по частоте и фазам. Кроме этого увеличен зазор между концами лопастей и обшивкой фюзеляжа.

Турбовинтовой двигатель ТВ7-117 (Сертификат типа АР МАК №114-Д) создан в 1997 г. для эксплуатации на региональных самолетах Ил-114. По показателям экономичности, ресурсов, надежности двигатель стоит в ряду лучших мировых образцов данного класса.

Конструкция двигателя выполнена модульной. Замена модулей может быть выполнена непосредственно в условиях эксплуатации, что значительно снижает материальные и временные затраты на сервисное обслуживание и ремонт.

Как видно из внешне приведенного, разрабатывалось 15 модификаций самолета Ил-114 выполняющих различные функции. При этом только модификации Ил-114, Ил-114-100, Ил-114-Т получили сертификат типа и путевку в жизнь. В настоящее время завершается сдача последнего самолета Ил-114-100 на ГАО ТАПОиЧ и к большому и общему сожалению эти современные и недорогие самолеты для местных авиалиний, с успехом летающие на всех широтах (-500 до +500) и особенно востребованных больше выпускаться не будут.

Современное авиационное производство является многоэтапным и наукоемким процессом, целью которого является создание конкурентоспособных ЛА высокого качества и надежности отвечающих современным требованиям и обеспечивающих высокую безопасность полета.

При производстве Ил-114 использовались последние достижения науки и техники, разрабатывался широкий спектр новых технологических решений с использованием конструкционных материалов, новейшего электронного оборудования, новейших Российских и Канадских двигателей, обеспечивающих экономичность и высокую степень комфорта, современной дисплейной авионики и т.д.

Одним из главных составляющих в авиационном производстве является испытание ЛА, требующих больших средств и времени. Летные испытанияэто завершающий этап производства ЛА.

При изготовлении ЛА проводятся испытания изделий, систем, агрегатов и сборок, при этом проводятся периодические типовые и другие испытания.

Периодические, типовые и другие испытания агрегатов, сборок производятся в соответствии с требованиями ГОСТа 15307-77, технических условий на изготовление и приемку самолета Ил-114, технических условий на изготовление и приемку агрегатов, программ и методик испытаний и др.

нормативно- технической документации (НТД). Стандартом и др. НТД установлены:

- основные категории испытаний;

- цели проведения испытаний;

- порядок предъявления изделий на испытания (приемку);

- порядок проведения испытаний и принятие решений о приемке изделий по результатам испытаний.

Основные категория испытаний. Для контроля качества и приемки изделия установлены следующие основные категории контрольных испытаний, оговоренные в НТД:

- приемо-сдаточные испытания (ПСИ);

- периодические испытания (ПИ);

- типовые, испытания (ТИ).

Каждая категория контрольных испытаний по составу может включать в себя несколько видов испытаний (электрические, механические, климатические, на надежность и др.).

Виды испытаний и контроля, последовательность их проведения, контролируемые параметры и нормы на них установлены в НТД(ТУ).

Результаты испытаний считаются положительными, а издали выдержавшим испытания, если изделие испытано в полном объеме и последовательности, которые установлены в ТУ на изделие для проводимой категории испытаний и соответствует всем требованиям указанных ТУ, проверяемым при этих испытаниях.

Результаты считаются отрицательными, а изделие не выдержавшим испытание, если по результатам испытания будет обнаружено несоответствие изделия хотя бы одному требованию, установленному в ТУ на изделие для проводимой категории испытаний.

Цель проведения испытания. ПСИ проводится с целью контроля изделия на соответствие требованиям ТУ на изделие, установленным для приемосдаточных испытаний. Требованиями устанавливаются следующие основные проверки:

- соответствие изделия чертежу;

-внешний вид;

- клеймение;

- весовые характеристики;

- работоспособность (при необходимости);

- электрические параметры (при необходимости) и другие виды проверок для конкретного изделия.

ПСИ проводит БТК (бюро технического контроля) цеха- изготовителя для каждого изготовленного изделия или для партии изделий.

Периодические испытания (ПИ) проводятся с целью:

- периодического контроля качества изделия;

- контроля стабильного технологического процесса в период между предшествующими и очередными испытаниями;

- подтверждения возможности продолжения изготовления изделий по действующей НТД и их приемка.

Требованиями НТД устанавливаются следующие виды испытаний:

- электрические;

- механические;

- климатические;

- на надежность и долговечность;

- ресурсные и др. виды испытаний, установленные на конкретное изделие.

ПИ проводятся в специальном подразделении, оборудованном специальным испытательным оборудованием, стендами, оснасткой, средствами измерения. Испытания проводятся по годовым планам графикам, где устанавливаются сроки начала и окончания испытаний.

Типовые испытания проводятся в объеме ПИ для контроля эффективности введенных конструктивных изменений в изделие.

Собранный самолет (планер) и все его системы проходят наземные испытания на летно-испытательном комплексе с цель подготовки самолета к летным испытаниям.

При наземных испытаниях проводятся повторные испытания систем и оборудования, которые по специфическим и технологическим причинам проводится только на ЛИС.

По первому этапу проводится отработка:

- энергетики постоянного и переменного тока;

- электрооборудования системы управления самолетом я механизации крыла;

- светотехнического оборудования самолета;

- электрооборудования гидравлической системы и шасси;

- электрооборудования двигателей;

- радиосвязного, радиолокационного и радионавигационного оборудования;

- ЦПНК-114;

- систем управления самолетом и двигателями, гидросистемы и шасси;

- воздушных систем и других.

Дополнительно к этому на ЛИС выполняются следующие работы:

- взвешивание самолета;

- зарядка электрических аккумуляторов;

- зарядка и проверка кислородной системы;

- установка аварийно-спасательного оборудования;

- зарядка и проверка противопожарной системы;

- испытание топливной системы;

- отработка двигателей;

- списание девиации;

- отработка МСРП-А- После наземной отработки самолета на ЛИТК проводят летные испытания. Летные испытания предназначены для одновременной проверки действия всех систем и бортового оборудования в условиях эксплуатации и поведения самолета в воздухе. Испытания проводятся на каждом самолете, предварительно прошедшем весь цикл наземных испытаний, по документам ОКБ (регламент по летной эксплуатации, инструкций и т.п.).

Летные испытания самолета Ил-114 проводятся в четырех предъявительских полетах и двух приемо-сдаточных полетах.

Предъявительские полеты выполняет экипаж завода, приемно-сдаточные полеты выполняет экипаж представителей заказчика (независимой инспекции).

Характеристика и назначение каждого из вышеуказанных полетов:

Первый предъявительский полет. Основное назначение - качественная оценка устойчивости и управляемости, проверка общего поведения самолета;

работы двигателей, систем и оборудования.

Проверка:

- работа силовых установок, высотного оборудования и гидросистемы;

устойчивость и управляемость самолета;

- работа взлетно-посадочных устройств;

- работа ЦПНК-114;

- работа радиосвязного оборудования и речевой информации;

- работа электрооборудования;

- работа системы сбора полетной информации.

Второй предъявительский полет. Основное назначение качественная оценка, устойчивости и управляемости самолета взлетнопосадочных качеств; проверка работы силовых установок, управления самолетом; проверка радиосвязного оборудования и системы самолета.

Проверяются:

- работа силовых установок и гидросистемы;

- устойчивость и управляемость самолета;

- работа системы управления самолетом;

- взлетно-посадочные кресла;

- работа закрылков и шасси;

- работа противообледенительной системы;

- работа высотного оборудования;

- работа электрооборудования;

- работа радиосвязного и радиолокационного оборудования;

- работа пилотажно-навигационного оборудования;

- работа системы сбора полетной информации;

- работа приборов резервного контура управления;

- работа системы речевой информации.

Третий предъявительский полет. Основное назначение качественная оценка устойчивости и управляемости самолета; проверка работы силовых установок, управления самолетом, систем и оборудования.

Проверяются:

- работа маршевых двигателей и вспомогательной силовой установки;

- устойчивость и управляемость самолета;

- взлетно-посадочные качества и работа системы управления самолетом;

- работа шасси и закрылков;

- работа высотного оборудования;

- работа кислородного оборудования;

- работа ЦИНК.

Четвертый предъявительский полет. Основное назначение проверка ЦПНК в маршрутном полете.

Проверяется работа основных элементов и систем пилотажнонавигационного комплекса в полете и соответствие их техническим условиям.

Первый приёмно-сдаточный полет. Основное назначение и проверки аналогичны второму предъявительскому полету.

Второй приёмно-сдаточный полёт. Основное назначение и проверки аналогичны четвертому предъявительскому полёту.

Целью данной работы является детальное изучение существующих методов, средств проведения лётных испытаний, их обработки на ГАО ТАПОиЧ на примере самолётов Ил-114 и Ил-114-100 и дать возможные рекомендации по оптимизации лётных испытаний на базе современных компьютерных технологий, обеспечивающих сокращение сроков летных испытаний и безопасность полетов.

2.1. Характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114-100 их систем и Самолет Ил-114 и его модификации являются самолетами нового поколения, оснащенных современной цифровой системой управления полетом и навигационным комплексом ЦПНК. Кабина оснащена дисплеями. Такой комплект оборудования позволяет пилотировать самолет экипажу из двух человек, в любых полетных условиях и совершать посадку по 2-ой категории ICAO. Интерьер пассажирского варианта самолета Ил- отвечает всем требованиям современного дизайна.

Рассмотрим самолет Ил-114 и Ил-114-100 (Рис.2.1и Рис.2.2).

Геометрические характеристики планера самолетов Ил-114 и Ил-114одинаковы и представлены на рис.2. Рис.2.3. Геометрические характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114-100.

Они предназначены для перевозки 64 пассажиров на местных воздушных трассах протяженностью до 1000 км. Возможна эксплуатация с небольших аэродромов, имеющих как бетонное покрытие, так и грунтовые полосы.

Они выполнены по схеме свободнонесущего низкоплана. Конструкция цельнометаллическая с применением композитных материалов.

Фюзеляж (типа полумонокок) состоит из пяти основных секций:

передней (до шпангоута № 11), средней (между шпангоутами № 11 и 39), хвостовой (между шпангоутами № 39 и 48), а также секциями хвостового оперения (между шпангоутами № 48 и 54) и отсека ВСУ (за шпангоутом № 54). Передняя, средняя и хвостовая секции имеют технологические стыки и являются герметичными.

Конструкция фюзеляжа разработана с учетом панельной сборки и широкого применения прессовой клепки. Обшивка выполнена из алюминиевых сплавов с дополнительным усилением дублерами и рамками в зоне дверных и оконных проемов. Обшивка, дублеры и рамки соединены между собой с применением склейки. Поперечный набор состоит из гермоперегородок, силовых и промежуточных шпангоутов. Стрингеры выполнены из листового материала.

Каркас фонаря кабины экипажа собирается из четырех штампованных рамок. Стык крыла с фюзеляжем закрыт обтекателями.

Крыло- прямое (угол стреловидности =0), трапецивидное в плане, большого удлинения и состоит из прямоугольного центроплана и двух отъемных частей (ОЧК) трапецевидной формы, на которых расположены поверхности управления и взлетно-посадочная механизация Крыло состоит из прямоугольного центроплана (1) и двух отъемных частей (ОЧК) трапециевидной формы (2), на которых расположены поверхности управления и взлетно-посадочной механизации.

Основная конструкция центроплана и ОЧК представляет собой кессоны, изготовленные из высокопрочного сплава. Верхние и нижние панели кессонов выполнены из листов обшивки с приклепанными к ним стрингерами. Лонжероны имеют балочную конструкцию. На участке от борта фюзеляжа до нервюры №15 кессоны герметичны и используются как баки для размещения топлива. Доступ к внутренним поверхностям баков обеспечивается через люки-лазы (5), расположенные на нижних панелях кессонов.

Носовая часть крыла (8) на участке от гондолы двигателя до законцовки съемная. На участке от гондолы двигателя до борта фюзеляжа снизу крыла предусмотрены откидные панели (6). В конструкции носовой и хвостовой частей крыла применены сотовые конструкции.

Для крепления гондол двигателей, опор шасси, поверхностей управления и взлетно- посадочной механизации в конструкции применены малогабаритные узлы и фитинги.

Крыло крепится к двум силовым шпангоутам фюзеляжа.

1ОЧК передний лонжерон 3задний лонжерон 4люк-лаз 5откидная панель 6электронагревательный элемент ПОС 7съемная носовая часть крыла 8стрингер 9откидная панель хвостовой части крыла 10стыковой болт 11Оперение - свободнонесущее, обычной схемы, клепаной конструкции.

Прямое горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты с триммером.

Стабилизатор двухлонжеронной конструкции, выполнен из двух консолей, соединенных между собой по оси симметрии. Стык консолей технологический. Центральные панели нижней поверхности консолей стабилизатора выполнены съемными для осмотра внутренних частей кессона. Носовая часть стабилизатора состоит из съемных секций противообледенителей. Стабилизатор крепится к шпангоутам фюзеляжа узлами на переднем и заднем лонжеронах.

Вертикальное оперение состоит из киля с гребнем и односекционного руля направления с триммером и сервокомпенсатором. Конструкция киля в основном аналогична конструкции стабилизатора. Предусмотрен доступ для осмотра внутренних частей кессона киля. Киль крепится узлами на переднем и заднем лонжероне к силовым шпангоутам фюзеляжа четырьмя болтами.

Рис.2.6. Оперение самолета Ил-114 и Ил-114-100.

съемная секция противообледенителя 1передний лонжерон 2стабилизатор 3задний лонжерон 4руль высоты (РВ) 5триммер 6киль руль направления (РН) 8сервокомпенсатор 9балансировочный груз 10Шасси состоит из основной опоры (Рис.2.7.) и передней опоры (Рис.2.8.) Рис.2.7. Основная опора шасси самолета Ил-114 и Ил-114-100.

Каждая основная опора шасси выполнена в виде фермы с маслянопневматическим амортизатором. Колеса основных опор оснащены дисковыми тормозами. Стойки опор убираются в отсеки гондол двигателей вперед по полету. В убранном и выпущенном положениях стойки опор фиксируются замками убранного и выпущенного положения. Нормальная уборка и выпуск опор осуществляются гидравлической системой.

Аварийный выпуск обеспечивается опусканием опоры под действием собственного веса и дожатием ее до фиксированного положения встречным потоком воздуха. Створки отсеков основных опор механически связаны со стойкой и открываются только в момент уборки или выпуска опоры.

Рис. 2.8. Передняя опора шасси самолета Ил-114 и Ил-114-100.

Передняя опора шасси выполнена в виде фермы с маслянопневматическим амортизатором. Стойка опоры оборудована системой поворота колес и убирается в отсек фюзеляжа вперед по полету. В убранном положении стойка опоры фиксируется замком убранного положения. Роль замка выпущенного положения выполняет замок складывающегося подкоса.

Нормальная уборка и выпуск опоры осуществляются гидравлической системой. Аварийный выпуск обеспечивается опусканием опоры под действием собственного веса и дожатием ее до фиксированного положения встречным потоком воздуха. Створки отсека передней опоры открываются при выпуске или уборке опоры тягами, связанными со стойкой опоры.

Передняя створка после выпуска опоры закрывается, задняя остается открытой.

Гондола двигателя (Рис. 2.9.) В каждой гондоле установлен турбовинтовой двигатель (3) с шестилопастным малошумным винтом (2). Двигатель на амортизаторах крепится к подкосам двумя передними и задними узлами. Кроме двигателя, в гондоле размещены основная опора шасси и агрегаты гидравлической, топливной и пожарной систем. Двигательные установки взаимозаменяемы.

Компоновка гондол выполнена одинаково как слева, так и справа, за исключением мест подвода коммуникаций из носка крыла. Для повышения пожарной защиты двигательной установки гондола разделена противопожарными перегородками (10) на четыре отсека: отсек двигателя, отсек удлинительной трубы, отсек основной опоры шасси и отсек с агрегатами. Все коммуникации, проходящие через противопожарные перегородки, герметизированы. Для предотвращения образования взрывоопасной концентрации паров ГСМ все отсеки гондол вентилируются воздухом, поступающим из атмосферы.

обтекатель воздушного винта 1воздушный винт 2турбовинтовой двигатель 3люки для подхода к узлам подвески удлинительной трубы 4удлинительная труба 5продуваемый кожух эжектор удлинительной трубы 6рельсы для закатки удлинительной трубы 7люк для осмотра узлов подвески удлинительной трубы 8тросовая проводка управления двигателем 9противопожарная перегородка 10воздушно-масляный теплообменник (ВМТ) 11маслобак 12рама двигателя 13люк для контроля стыка узлов удлинительной трубы 14Системы и оборудования самолетов Ил-114 и Ил-114- Авионика. Авионика самолетов Ил-114 и Ил-114-100 имеют много общего, но в то же время отличаются друг от друга. На самолете Ил- стоит цифровой пилотажно-навигационный комплекс ЦПНК-Ил (Россия), который не имеет спутниковой связи, на самолете Ил-114- установлен ЦПНК “Collins” (США) со спутниковой связью, что значительно повышает аэронавигационные характеристики самолета Ил-114-100.

Авионика Ил-114 представлена на рис.2.10.

Комплекс ЦПНК предназначен для сопряжения и обеспечения необходимого информационного интерфейса систем цифрового пилотажнонавигационного оборудования и самолетных систем воздушных судов Гражданской авиации, а также предоставляет пилоту информацию о высоте во время захода на посадку, обеспечивают точное определение местоположения, скорости и измерения времени на маршруте, в зоне аэропорта и на этапе захода на посадку без радионаведения по глиссаде.

Тумблер «Закрылки ППЗ»

ALT- (А-053-08.05) ВСС-95-1B AHRC- (СБКВ-ПМ) РК о положении закрылков и NAV- (VIM-95-05) МВВ/МУП Рис. 2.11. Обобщенная схема связей МПС/МВВ №1 и №2 с датчиками и потребителями информации при решении задач ПКР, ППЗ и КИС в составе комплекса ЦПНК Collins (ЦПНК-114М2).

Комплекс авионики в основном состоит из вычислительной системы управления полётом и тягой ВСУПТ, вычислительной системы самолётовождения ВСС, комплексной системы электронной индикации КСЭИС, системы сбора и локализации отказов CCJ10, другого навигационного оборудования.

Система ВСУПТ обеспечивает автоматическое управление полётом на маршруте, а также автоматический и директорный заход на посадку в условиях метеоминимума. Система дублирована.

Система ВСС связана со всеми системами, входящими в комплекс авионики, обеспечивает хранение в памяти всей поступающей в неё информации, а также выполняет все необходимые расчёты пилотажнонавигационных параметров. Система дублирована.

Система КСЭИС обеспечивает отображение на цветных мониторах всей необходимой пилотажной и навигационной информации, включая сигнализацию отказов навигационных систем. На отдельном экране отображаются параметры работы самолётных систем, сообщения о неисправностях.

Система CCJTOосуществляет сбор и хранение информации об обнаруженных отказах и выдачу этой информации при запросе.

В составе комплекса также радиосвязное оборудование, средства регистрации полётных Системы самолетов Ил-114 и Ил-114-100.

Они мало отличаются друг от друга и выполняют одни и те же функции.

Система электроснабжения состоит из первичной системы переменного трехфазного тока напряжением 115/200 В с частотой 400 Гц и вторичной системы постоянного тока напряжением 27 В.

Первичная система состоит из двух независимых каналов. Источником электроэнергии в каждом канале является генератор переменного трехфазного тока (10 и 11) с номинальной мощностью 40 кВт, установленный на двигателе. В нормальном режиме каждый генератор обеспечивает электроэнергией свой канал. При отказе одного из генераторов его канал автоматически получает электропитание от генератора другого канала. Дополнительным генератором переменного трехфазного тока служит генератор (15) мощностью 16 кВт, установленный на ВСУ.

Вторичная система электроснабжения состоит из трех независимых подсистем (левой, правой и хвостовой). Источниками электроэнергии в каждой из этих подсистем являются выпрямительные устройства (ВУ) (6,7 и 12). Кроме того, в левой и хвостовой подсистемах установлены аккумуляторные батареи (2 и 14), работающие параллельно с ВУ этих подсистем. В случае отказа ВУ левого или правого борта эти подсистемы могут быть объединены нажатием соответствующего выключателя.

Рис. 2.12. Система электроснабжения самолета Ил-114 и Ил-114-100.

1аккумулятор (АК1) 2преобразователь однофазный статический (ПОС) 3ЦРУ постоянного тока (правое) 4ЦРУ постоянного тока (левое) 5выпрямительное устройство (ВУ2) 6выпрямительное устройство (ВУ1) 7ЦРУ переменного тока (правое) 8ЦРУ переменного тока (левое) 9генератор (Г2) 11- генератор (Г1) 12- выпрямительное устройство (ВУЗ) 13- хвостовое РУ постоянного тока 14- аккумулятор (АК2) 15- генератор ВСУ Кислородная система (Рис.2.13) Кислородное оборудование самолета обеспечивает:

защиту экипажа от кислородного голодания в случае нарушения герметичности кабины;

защиту органов дыхания и зрения экипажа от воздействия дыма и токсичных газов в случае возникновения пожара; питание экипажа и пассажиров кислородом в терапевтических целях.

Кислородное оборудование состоит из стационарных и переносных кислородных баллонов, кислородных и дымозащитных масок, дымозащитных очков.

Рис. 2.13. Кислородная система самолета Ил-114 и Ил-114-100.

блок кислородного оборудования 1дымозащитные очки 2маска кислородная для членов экипажа 3блок кислородного питания (переносной) 4дымозащитная маска 5блок кислородного питания (стационарный) 6кислородный шланг 7трубопровод 8штуцер сброса 9зарядный штуцер 10индукционный датчик 11маска кислородная для пассажиров 12Система автоматического регулирования давления воздуха (САРД) предназначена для обеспечения необходимого давления в герметичной кабине. Регулирование давления производится сбросом избытка воздуха из кабины в атмосферу через выпускные клапаны.

САРД состоит из основной и дублирующей систем. Основная система автоматически поддерживает давление в герметичной кабине в соответствии с заданной программой.

Переключение на дублирующую систему, работающую в ручном режиме, осуществляется экипажем при понижении или повышении абсолютного давления в герметичной кабине или при повышенном перепаде давлений Рис. 2.14. Система регулирования давления самолета Ил-114 и указатель высоты и перепада давления 1вариометр ВР-ЗОПБ (кабинный) 2задатчик ручного управления 3задатчик 4командный прибор 5блок датчиков и сигнализаторов давления 6вакуумный насос 7электроклапан переключения 8клапан предохранительный 9фильтр 10обратный клапан 11электропневмопреобразователь 12предохранительное устройство 13выпускной клапан 14Противообледенительная система (ПОС) (Рис.2.15.)Для обеспечения безопасности полетов в условиях обледенения самолет оборудован противообледенительной защитой, состоящей из четырех автономных систем.

ПОС планера электротепловая, циклическая, с постоянно действующим тепловым ножом. ПОС разделена на две подсистемы. Первая (6) защищает наиболее ответственные элементы планера: стабилизатор и внешние участки крыла в зоне элеронов (защита этих поверхностей обеспечивается даже в случае отказа двигателя или генератора). Вторая подсистема (5) защищает киль и части крыла в зоне гондол двигателей (защита этих поверхностей отключается при отказе двигателя или генератора).

ПОС лопастей и обтекателя воздушного винта (4) электротепловая, циклического действия.

ПОС передних стекол и форточек кабины экипажа (1 и 2) электротепловая.

ПОС воздухозаборников гондол двигателей (10) воздушно-тепловая, использующая горячий воздух от работающих двигателей.

На самолете имеется система сигнализации обледенения и автоматического управления противообледенительными системами.

Предусмотрено также ручное включение систем.

Рис. 2.15.Противообледенительная система самолета Ил-114 и электротепловая ПОС двух передних стекол кабины экипажа 1электротепловая ПОС двух форточек 2фара подсвета гондолы двигателя и крыла 3электротепловая циклическая ПОС лопастей и обтекателя воздушного 4винта 5- электротепловая циклическая ПОС внутренней части носка крыла и киля 6- электротепловая циклическая ПОС внешней части носка крыла и стабилизатора 7- фара подсвета стабилизатора 8- электромеханический стеклоочиститель 9- система сигнализации обледенения и автоматического управления противообледенителями 10-воздушнотепловая ПОС воздухозаборника двигателя 11-секция электронагревателей Гидравлическая система (источники давления) (Рис. 2.16.) Гидравлическая система самолета обеспечивает: уборку и выпуск шасси;

торможение колес основных опор шасси; управление поворотом колес передней опоры шасси; управление закрылками; управление интерцепторами; управление тормозными щитками.

Гидравлическая система состоит из двух автономных и одновременно работающих систем №1 и 2. В качестве рабочей жидкости в системах используется взрывопожаробезопасная гидрожидкость НГЖ-4. Обе системы обеспечивают номинальное рабочее давление 21 МПа (210 кгс/см). Насосные станции (2 и 3) обеих систем работают только на этапах наземного движения самолета (руление, разбег и пробег), а также в воздухе на этапах взлета и посадки для управления уборкой (выпуском) шасси и механизации крыла. В крейсерском полете насосные станции отключаются.

Рис. 2.16. Гидравлическая система (источники давления) 1насосная станция системы № 2насосная станция системы № 3обратный клапан 4соединительный кран 5гидроаккумулятор 6Гидравлическая система (блок-схема) (Рис. 2.17.) Источники давления обеих систем идентичный. Давление в автономных системах создается электрическими насосными станциями (НС) с гидронасосами переменной подачи (12). В системе №1 установлены две НС, в системе №2 одна. Управление насосными станциями осуществляется вручную. Одна из НС системы №1 наряду с ручным управлением имеет и автоматический режим работы (только во время уборки шасси).

Гидросистема имеет двухсекционный гидробак (10), в котором находится запас гидрожидкости обеих систем.

Линии нагнетания двух систем соединены между собой краном (16) с электродистанционным управлением для подключения НС системы №2 к системе № 1, которое осуществляется автоматически только во время уборки шасси.

Для подключения наземной гидроустановки с целью создания давления в гидросистеме, а также для заправки гидросистемы гидрожидкостью в системе №1 имеются бортовые клапаны всасывания и нагнетания.

Рис. 2.17. Гидравлическая система (блок-схема) самолета Ил-114 и бортовой штуцер наддува 1обратный клапан 2отстойник 3агрегат наддува 4датчик давления наддува 5дренажный бак 6стравливающий клапан 7заправочный штуцер 8фильтр 9гидробак 10кран слива 11насосная станция 12предохранительный клапан 13сигнализатор давления 14датчик давления гидрожидкости 15соединительный кран 16Система кондиционирования воздуха (СКВ) (Рис. 2.18.) Система кондиционирования воздуха (СКВ) предназначена для подачи кондиционированного воздуха в герметичную кабину и поддержания в ней заданной температуры.

СКВ состоит из двух одинаковых параллельно работающих и соединенных между собой подсистем.

Сжатый воздух отбирается от правого и левого двигателей самолета. В СКВ принята схема двухступенчатого отбора воздуха от двигателя: от осевой ступени и за компрессором. Горячий воздух от двигателей поступает в холодильные установки (17 и 22) и далее в коллектор (21). Температура воздуха регулируется автоматически с помощью двухканального блока заслонок (10 ). Регулирование температуры воздуха в пассажирском салоне и кабине экипажа выполнено раздельным. Правая подсистема подает весь воздух в пассажирский салон, левая - в кабину экипажа и частично в пассажирский салон. При отказе любой из двух подсистем (а также при отказе одного двигателя) работающая подсистема будет подавать воздух в пассажирский салон и кабину экипажа.

Воздух в кабину экипажа подается с уровня пола или уровня потолочных панелей. Переключение уровней подачи воздуха автоматическое. При температуре подаваемого воздуха +35°С и выше с нижнего уровня, при температуре подаваемого воздуха ниже +35°С с верхнего. В пассажирский салон воздух подается только с верхнего уровня.

Предусмотрена индивидуальная вентиляция для пассажиров и экипажа с помощью электровентиляторов.

Рис. 2.18. Система кондиционирования воздуха самолета Ил-114 и вентиляционный короб 1обдув передних стекол 2индивидуальный вентилятор 3решетка выхода теплого воздуха 4короба обогрева ног экипажа 5электронагреватель 6вентилятор 7приемник температуры 8заслонка ручная 9двухканальный блок заслонок 10датчик температуры 11обратный клапан 12заслонка 13стартер 14датчик давления 15блок управления системой 16холодильная установка N- 17водоотделитель 18воздуховоздушный теплообменник 19турбохолодильник 20коллектор воздуха 21холодильная установка № 22датчик расхода 23датчик перепада давления 24штуцер для запуска двигателей 26 -ВСУ 25гаситель шума 26решетка удаления теплого воздуха из салона 27отбор воздуха от двигателя 28Пожарная система (ПС) (Рис. 2.19.) Системы пожаротушения под капотами гондол двигателей и в отсеке ВСУ выполнены автономными. Каждая система имеет две очереди пожаротушения. Первая очередь срабатывает автоматически и дублируется ручным включением, вторая очередь включается вручную. При посадке с убранным шасси предусмотрено автоматическое включение всех систем пожаротушения. Для сигнализации перегрева и пожара в подкапотных пространствах гондол двигателей и в отсеке ВСУ применена система ССПП.

В багажно-грузовых отсеках установлены сигнализаторы дыма (3) и линейные датчики (4) температуры. Для пожаротушения в этих отсеках используются ручные переносные огнетушители с хладоном (1) и водогликолевой смесью (2).

Рис. 2.19. Пожарная система самолета Ил-114 и Ил-114-100.

переносной огнетушитель с хладоном 12В 1переносной огнетушитель с водоэтилен- гликолевой смесью 2датчик сигнализации дыма 3линейный датчик системы сигнализации о пожаре 4механизм аварийного включения систем пожаротушения 5противопожарная перегородка 6багажник № 7датчик перегрева 8датчик пожара 9огнетушитель с хладоном 12В 10распылительный коллектор 11багажник № 12защитный огнестойкий кожух 13Топливная система (Рис. 2.20.) Топливо на самолете размещается в двух баках-кессонах, расположенных в правой и левой ОЧК. Каждый бак имеет расходный (16) и предрасходный отсеки. В нормальных условиях полета каждый двигатель получает топливо из расходного отсека своего бака при помощи двух насосов подкачки (15), один из которых имеет стакан отрицательных перегрузок.

Перекачка топлива из бака в предрасходный, а затем и в расходный отсек осуществляется двумя струйными насосами (9 и 11). Кран кольцевания (18) дает возможность соединить баки и обеспечить подкачку топлива к Двигателям из расходного отсека любого бака. Подкачка топлива к ВСУ осуществляется автономным насосом (5). На отдельных режимах полета (до Н=6000 м) возможна выработка топлива самотеком, без использования подкачивающих и струйных насосов. В топливных баках установлены датчики топливомера и сигнализаторы уровня топлива для контроля запаса топлива на самолете.

Топливные баки заправляются топливом под давлением через одну заправочную горловину (24). Предусмотрена также заправка баков топливом через верхние заливочные горловины (12). Слив топлива из баков на земле производится насосами подкачки (15) через сливные краны (20) в гондолах двигателей. В нижней части баков установлены нажимные краны для слива конденсата.

Каждый бак-кессон имеет свой дренажный бак (31), связанный с атмосферой. Топливо, попавшее в дренажный бак, через обратные клапаны (28) самотеком переливается обратно в бак-кессон.

Рис. 2.20. Топливная система самолета Ил-114 и Ил-114-100.

1. датчик топливомера 2. нажимной кран слива конденсата 3. электрокран подачи топлива к ВСУ.

4. сигнализатор давления 5. насос подачи топлива к ВСУ 6. датчик температуры топлива 7. электрокран заправки 8. пружинный клапан 9. струйный насос для перекачки топлива из внешней части бака 10. сигнализатор уровня (остаток топлива в предрасходном отсеке 11. струйный насос перекачки топлива в расходный отсек 12. заливочная горловина 13. датчик топливомера с компенсатором 14. сигнализатор уровня (начало выработки топлива из расходного отсека) 15. насосы подкачки топлива 16. расходный отсек 17. обратный клапан 18. электрокран кольцевания 19. перекрывной электроклапан 20. кран слива топлива насосами подкачки на земле 21. отверстие для слива топлива из трубопровода заправки 22. дроссель для ограничения скорости заправки 23. обратный клапан с пружиной 24. заправочный штуцер 25. люк-лаз на нижней поверхности крыла 26. сигнализатор максимального уровня топлива при заправке 27. сигнализатор предельного уровня топлива при заправке (закрывает кран заправки) 28. обратный клапан слива топлива из дренажного бака 29. поплавковый клапан дренажа 30. заборник дренажа 31. дренажный бак 32. вакуумные клапаны 33. предохранительные клапаны 34. слив конденсата из негерметичной части крыла Аварийно-спасательное оборудование (Рис.2.21.) Аварийно-спасательные средства рассчитаны на эвакуацию в случае необходимости до 60 пассажиров и членов экипажа в течение 90 секунд. В состав аварийно-спасательных средств входят три надувных трапа, установленных на каждой их дверей; два каната, установленных над каждой форточкой фонаря кабины экипажа; две аварийные радиостанции УКВ диапазона; аварийный автоматический радиобуй для радиосвязи с поисковыми службами; две упаковки аварийных запасов для жизнеобеспечения в лагерном пребывании; медицинские аптечки, электромегафон, ручные огнетушители, аварийный топор. В случае полётов над водными пространствами на самолёте дополнительно устанавливаются надувные спасательные плоты с аварийным запасом, надувные спасательные жилеты.

Рис.2.21. Аварийно-спасательное оборудование самолета Ил-114 и Система управления рулем высоты (Рис.2.22.) Управление самолетом по тангажу осуществляется двумя секциями руля высоты (РВ), одна из которых находится на левой половине стабилизатора, другая на правой половине. Каждая секция РВ соединена с одной из колонок штурвала проводкой, состоящей из качалок и жестких тяг. Обе проводки соединены между собой. В соединении имеется устройство (14), которое разъединяет проводки в случае заклинивания одной из них. В каждой проводке установлен механизм (3), изменяющий передаточное отношение усилий от штурвальной колонки к РВ. Управление отклонением РВ может осуществляться в ручном режиме или автоматически по сигналам системы ВСУПТ. Исполнительным приводом системы ВСУПТ является одно канальный электромеханический привод (15), подключенный к одной из проводок.

Для балансировки по тангажу на секциях РВ установлены триммеры, имеющие два режима управления: ручной и автоматический.

Автоматическое управление триммерами осуществляется с помощью сдвоенного электропривода (12) по сигналам системы ВСУПТ.

Для фиксации положения РВ на стоянке используется электромеханизм стопорения РВ и РН (10).

Максимальные углы отклонений:

Рис.2.22. Система управления рулем высотысамолета Ил-114 и колонка штурвала правого пилота 1загрузочная пружина 2механизм изменения передаточного отношения от штурвальной 3колонки к РВ датчик положения РВ 4датчик положения триммера РВ 5правая секция РВ 6триммер правой секции РВ 7винтовой механизм 8механизм стопорения РВ 9электромеханизм стопорения РН и РВ 10левая секция РВ 11сдвоенный электромеханический привод триммера РВ 12цепная передача 13устройство разъединения проводок управления 14одно канальный электромеханический привод отклонения РВ 15колонка штурвала левого пилота 16переключатель управления триммером 17Система управления рулем направления (Рис.2.23.) Управление самолетом по курсу осуществляется односекционным рулем направления (РН), размещенным на киле. От педалей обоих пилотов до РН проложена единая проводка, выполненная из жестких тяг. Для ограничения углов поворота РН на крейсерских режимах полета в проводке управления установлен механизм с электроприводом (10), ограничивающий отклонение РН до угла+7°. Управление отклонением РН может осуществляться в ручном режиме или автоматически по сигналам системы ВСУПТ. Исполнительный привод системы ВСУПТ (2) такой же, как в системе управления РВ.

Для обеспечения на педалях нормируемых усилий руль направления имеет сервокомпенсатор, соединенный с ним пружинной стойкой, а для балансировки по курсу на РН установлен триммер, получающий электросигналы на отклонение в ручном режиме.

Для фиксации положения РН на стоянке используется электромеханизм стопорения РВ и РН. Максимальные углы отклонений:

Сервокомпенсатор 20° Рис.2.23. Система управления рулем направления самолета Ил- Педали правого пилота 1одноканальный электромеханический привод отклонения РН 2датчик положения РН 3руль направления (РН) 4триммер РН 5электромеханизм триммера РН 6сервокомпенсатор 7пружинная стойка 8механизм стопорения РН 9механизм ограничения отклонения РН 10переключатель управления триммером 11педали левого пилота 12Система управления элеронами (Рис. 2.24.) Управление самолетом по крену осуществляется элеронами. Элероны размещены на правой и левой ОЧК. Каждый элерон соединен с одним из штурвалов проводкой, состоящей из качалок и жестких тяг. Проводки, идущие от правого и левого штурвалов, соединяются в зоне центроплана, и в этом соединении установлено устройство (5), позволяющее разъединить проводки в случае заклинивания одной из них. Управление отклонением элеронов может осуществляться в ручном режиме или автоматически по сигналам системы ВСУПТ. Исполнительный привод системы ВСУПТ такой же, как в системе управления РВ.

Для обеспечения на штурвалах нормируемых усилий каждый элерон имеет сервокомпенсатор, соединенный с ним через пружинную стойку, а для балансировки по крену на каждом элероне установлен триммер, получающий электросигналы на отклонение в ручном режиме. Каждый элерон, имеет электромеханизм стопорения (16) для фиксации положения на стоянке.

Максимальные углы отклонений:

Сервокомпенсатор вверх 25° Рис. 2.24. Система управления элеронами самолета Ил-114 и 1. штурвал левого пилота 2. переключатель управления триммером левого элерона 3. переключатель управления триммером правого элерона 4. штурвал правого пилота 5. устройство разъединения проводок 6. одноканальный электромеханический привод отклонения 7. датчик положения левого элерона 8. электромеханизм триммера 9. пружинная стойка 10. электромеханизм стопора левого элерона 13. сервокомпенсатор 15. датчик положения правого элерона 16. электромеханизм стопора правого элерона Система управления интерцепторами (Рис. 2.25.) Интерцепторы предназначены для парирования крена самолета при отказе одного двигателя на взлете или при уходе на второй круг. Система управления интерцепторами дистанционная и одноканальная. В качестве исполнительных механизмов используются гидроцилиндры со встроенными механическими замками убранного положения (5). При отказе одного двигателя, работе другого двигателя на взлетном режиме и при увеличении крена до 15° происходит автоматический выпуск интерцептора со стороны работающего двигателя на угол 40°. Интерцептор автоматически убирается при уменьшении крена или при переводе работающего двигателя на номинальный режим. Отклоненный интерцептор можно убрать, управляя вручную.

Рис. 2.25. Система управления интерцепторами самолета Ил-114 и 1. кнопка контроля системы 2. логический элемент 3. электрогидравлический кран 4. переключатель ручкой уборки интерцепторов 5. гидроцилиндр управления интерцепторами с механическими замками убранного положения Система управления закрылками (Рис.2.26.) Закрылки двухщелевые с фиксированным дефлектором состоят из двух секций, расположенных на правой и левой ОЧК. Система управления закрылками дистанционная и электрогидравлическая с гидроприводом вращательного типа (15). Гидропривод с помощью винтовых механизмов (20) перемещения закрылков обеспечивает их установку в четырех положениях: 0°, 10°, 20°, 40°. Для обеспечения безопасности полета система управления закрылками, включая гидропривод, выполнена двухканальной (дублированной). Каждый канал системы управления закрылками получает питание-электрической и гидравлической энергией от независимых источников. Нормальный режим предусматривает одновременную работу двух каналов. При отказе одного канала управления исправный канал обеспечивает управление закрылками в полном диапазоне углов отклонения, но с уменьшенной в два раза скоростью.

Рис.2.26. Система управления закрылками самолета Ил-114 и 1. ручка управления закрылками и 2. блокировка по положению РУД "ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ" 3. блокировка по положению ручки управления = О 4. блок задающий 5. механизм концевых выключателей 6. блокирующее реле 7. логический элемент 8. блок резисторов 9. тормоз электромеханический 10. переключатель растормаживания 12. блок управления тормозами 13. угловой редуктор 14. датчик положения закрылков 15. муфта ограничения моментов 16. гидропривод управления закрылками 17. дифференциальный редуктор 20. головка управления 21. винтовой механизм 22. концевой выключатель муфты ограничения момента закрылка 23. кнопки контроля муфт ограничения моментов закрылков Система управления тормозными щитками (Рис. 2.27.) Тормозные щитки предназначены для сокращения посадочной дистанции. Четыре секции тормозных щитков размещены попарно на левой и правой ОЧК. Система управления тормозными щитками дистанционная, электрогидравлическая и одно-канальная. В качестве исполнительных механизмов используются гидроцилиндры (7) со встроенными механическими замками убранного положения. Тормозные щитки отклоняются на угол 45° и управляются переключателями, установленными на центральном пульте (2).

Рис. 2.27. Система управления тормозными щитками самолета Ил- 1. ручка уборки и выпуска тормозных щитков 2. переключатель управления тормозных щитков 3. блокирующее реле 4. логический элемент 5. концевой выключатель положения тормозного щитка 6. электрогидравлический кран 7. гидроцилиндр управления тормозным щитком с механическим замком убранного положения 8. тормозной щиток Выводы:

1. Планер самолета Ил-114 и Ил-114-100 не отличаются друг от друга.

2. На самолете Ил-114 установлен ЦПНК-114, а на Ил-114-100 ЦПНКCollins».

3. На Ил-114 установлены двигатели ТВ7-117С, а на Ил-114- двигатели PW127H.

2.1.3. Характеристики силовых установок ТВ7-117С и PW-127 H. Их На самолетах Ил-114 и Ил-114-100 устанавливаются турбовинтовые двигатели Ил-114 2 х ТВД ТВ7-117С х 2500 л.с. Воздушный винт шестилопастной СВ-34.

Ил-114-100 2х ТВД PW-127 H х2750 л.с. с малошумными воздушными винтами 568F-7.

Рассмотрим двигатель ТВ7-117С.

Трех вальный турбовинтовой двигатель со свободной турбиной состоит из двух центробежных компрессоров, противоточной кольцевой камеры сгорания. Роторы компрессоров приводятся во вращение двумя осевыми одноступенчатыми турбинами. Свободная турбина осевая двухступенчатая.

Турбины компрессоров и свободная турбина связаны между собой только газодинамической связью. Система автоматического управления состоит из электронного, гидромеханического регуляторов и регулятора ограничения раскрутки воздушного винта. Редуктор планетарный, дифференциальный, замкнутого типа с измерителем крутящего момента. Двигатель оборудован системами регулирования подачи и обогрева топлива, системой зажигания без источника питания, регулятором ограничения раскрутки и стояночным тормозом воздушного винта.

Флюгерно-реверсный с изменяемым шагом воздушный винт состоит из корпуса, цилиндро-поршневой группы, лопастей из композиционного материала. Система управления воздушного винта и двигателя обеспечивает автоматическое поддержание постоянной частоты вращения, её заданное изменение, реверсирование тяги и флюгирование. Воздушный винт оборудован устройствами, обеспечивающими автоматическую или принудительную фиксацию положения лопастей. Передние кромки воздушного винта и обтекатель втулки винта оборудованы противообледенительной системой.

Турбовинтовой двигатель ТВ7-117 (Сертификат типа АР МАК №114-Д) создан в 1997 г. для эксплуатации на региональных самолетах Ил-114. По показателям экономичности, ресурсов, надежности двигатель стоит в ряду лучших мировых образцов данного класса.

Последняя модификация двигателя ТВ7-117С содержит в конструкции компрессора закрытое центробежное колесо, позволяющее увеличить мощность двигателя на 10%, сохраняя при этом все остальные параметры.

Технология проектирования и производства такого типа колес запатентована ОАО «Климов».

Конструкция двигателя выполнена модульной. Замена модулей может быть выполнена непосредственно в условиях эксплуатации, что значительно снижает материальные и временные затраты на сервисное обслуживание и ремонт.

В 2002 г. получен Сертификат типа на турбовинтовой двигатель ТВ7СМ (Дополнение №114-Д/04 к Сертификату типа №114-Д), который является дальнейшим развитием базового двигателя. На модификации ТВ7СМ введена новая цифровая система автоматического управления и контроля типа FADEC, полностью отвечающая всем современным требованиям, предъявляемых к САУ. Повышены потребительские качества двигателя: увеличена безотказность, улучшены эксплуатационная технологичность и ремонтопригодность.

Эти двигатели предназначены для установки на региональные самолеты Ил-114, Ил-112 и др.

На базе двигателя ТВ7-117 разрабатываются турбовальные модификации ТВ7-117В (для новых вертолетов среднего класса), приводы морского (для высокоскоростных катеров) и промышленного (для энергоустановок) назначения.

ТВ7-117СМ имеет лучшую экономичность в своем классе Двигатели ТВ7-117 позволяют самолету Ил-114 находиться в воздухе до 9 часов;

Устанавливается на пассажирские самолеты Ил-114, транспортные ИлТ, скоростные катера;

Класс мощности – 2500 – 3000 л.с.

Основные технические характеристики ТВ7-117 и PW127H Чрезвычайный режим (Н=0, V=0, МСА+15°С):

Максимальный взлетный режим (Н=0, V=0, МСА+20°С):

МСА+20°С):

МСА+20°С):

уд.расход топлива, г /э.л.с. час (Н=6км. 175 V=500км/час, МСА) Габаритные размеры, мм:

Силовая установка PW-127Hпредставляет собой турбовинтовой двигатель, где используются малошумные шести лопастные винты 568F-7, лопасть которых имеет саблевидную форму Технические характеристики двигателя приведены в нижеследующей таблице.

одного двигателя) Сравнительный анализ можно провести на основании нижеследующей Технические характеристики двигателей ТВ7-117С и PW-127H.

Как видно из таблицы PW-127H имеет несколько преимуществ перед двигателем ТВ7-117С:

1. Мощность больше на 250 л.с.

2. Удельный расход топлива на взлетном режиме меньше на 20 г/э.л.с 3. Винты саблевидной формы обладающие большим к.п.д. по сравнению с винтами обычной формы, за счет чего увеличивается располагаемая мощность. Кроме того они малошумные и соответствуют нормам ICAO 2.2. Летно-технические характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114-100.

Бортовые системы сбора полетной информации при летных испытаниях. Программа летных испытаний.

2.2.1. Летно-технические характеристики самолетов Ил-114 и Ил-114- Габариты, м:

Масса, т:

Скорость, км/ч:

Дальность полёта, км:

Как видно из этой таблицы, летные характеристики самолетов не отличаются друг от друга, кроме дальности полета. Дальность полета с коммерческой нагрузкой 1,5 т на 200 км больше у самолета Ил-114-100 за счет меньшего удельного расхода топлива двигателя PW-127H.

Отличительной особенностью самолетов Ил-114 и Ил-114-100 является авионика, винты и двигатели. Система Collins с двигателями PW-127H и винтами 568F-7 позволяет регистрировать 1800 параметров, что дает возможность в процессе летных испытаний, а также при эксплуатации оценивать полет самолета, что значительно увеличивает безопасность полета.

2.2.2. Бортовые системы сбора полетной информации Сбор и обработка полетной информации играет большую роль в проведении летных испытаний самолета и при его эксплуатации. Для повышения безопасности полетов за счет улучшения использования средств сбора и обработки полетной информации было выпущено МГА (министерство гражданской авиации) от 12.05.87 № 336/У, согласно которому было выработано руководство по организации сбора, обработки и использования полетной информации на предприятиях ГА, утверждено МГА 4ноября 1989 года и вступившее в силу в 1990 г. В 2000 году 24 октября принято руководство по организации сбора, обработки и использования полетной информации на предприятиях гражданской авиации, является основным руководящим документом РУз.

Руководство направлено на:

1. Систематическое повышение уровня безопасности полетов ГА.

2. Наиболее рациональную и эффективную организацию всей работы по сбору и обработке полетной информации.

3. Систематический контроль качества выполнения полетов, способствующий повышению профподготовки Л.С. (летного состава).

4. Своевременное выявление отказов и неисправностей контролируемой АТ и регистрирующей аппаратуры.

5. Повышение надежности АТ и экономической эффективности полетов за счет применения специализированных программ.

Согласно этому руководству, на самолете Ил-114 и Ил-114- установлено БССПИ МСРП-А-02.

В работе [2] был приведен анализ всех применяемых МСРП на самолетах восточного флота, результаты которого приведены в виде нижеследующих гистограммы.

кол.пар-в Масса, кг Время сохраняемости записи на бортовых Время,ч Время обработки бортовых регистраторов Время,ч Как видно из этих гистограмм наиболее совершенным является МСРП-А-02.Его структурная схема имеет вид:

Скорость 1,2 ЗБН-1-3 Исправность Структурная схема МСРП-А:

Блок сбора параметрической информации БСПИ-6 предназначен для сбора параметрической информации в виде аналоговых сигналов (АС), разовых команд (РК) и сигналов последовательного кода (ПК), её обработки и формирования данных для записи.

Защищённый бортовой накопитель ЗБН-1-3 предназначен для записи и сохранения информации, используемой при расследовании причин лётных происшествий.

Трёхкомпонентный акселерометр АДИА-2-1 предназначен для измерения линейных ускорений, действующих по трём взаимно перпендикулярным осям.

Фильтр радиопомех Ф-4:

Фильтр радиопомех Ф-4 предназначен для подавления радиопомех, создаваемых БСПИ.

Принцип работы:

Параметрическая информация от бортовых систем и оборудования ЛА в виде АС, РК и сигналов ПК поступает на соответствующие входы БСПИ.

который в соответствии с заданной программой осуществляет её обработку и формирование данных для записи в виде информационных кадров.

Информационный кадр состоит из четырёх подкадров, каждый из которых содержит 64 12-разрядных слов.

Первое слово каждого подкадра является синхрословом и служит для идентификации подкадра. Второе слово первого подкадра отведено для записи информации об отказах отдельных блоков МСРП-02-01. Отказ блока кодируется логической единицей в соответствующем разряде слова.

Для записи опозновательных данных отведены 33-и слова всех подкадров. ОД занимают разряды с 1 по 4 и с 7 по 10. В разрядах 5, 6, 11, и 12-ом записывается код ОД, который является адресом ОД в циклах записи.

Цикл записи ОД составляет три кадра.

Для записи кода времени отведены 37-е слова первых трёх подкадров.

Для записи информации о состоянии БСПИ отведено 37-е слово четвёртого подкадра.

Остальные 242 слова в кадре отведены для записи параметров. Для каждого аналогового параметра отводится 12 или 10 старших разрядов слова.

Для РК могут быть отведены отдельные слова целиком, а также два младших свободных разряда любого слова. При этом для размещения каждой РК отводится один разряд. Для параметров в ПК могут быть отведены 12 или старших разрядов, а также свободные младшие разряды слов. Состав параметров и их размещение в информационных кадрах задаются программой работы БСПИ.

ОД (дата, центровка, взлётная масса, номер рейса) и время формируются бортовыми системами ЛА и в адресном 32-разрядном двуполярном ПК поступают на входы каналов приёма ПК БСПИ.[11] Вывод: Анализируя бортовые средства сбора полётной информации по основным блокам в структурной схеме можно проследить изменение совершенствованием авиационной техники. Сравнивая применяемые на сегодняшний день системы БССПИ: МСРП-12-96, МСРП-64-2, МСРП-А можно произвести сравнительный анализ. В системе МСРП-12-96 имеются все необходимые блоки для записи минимально необходимых параметров полётной информации, но в тоже время не предусмотрен эксплутационный накопитель, что является большим неудобством при снятии и установки магнитной ленты и в свою очередь на это затрачивается большой объём времени. В системе МСРП-64-2 добавлены такие необходимые блоки: пульт управления и индикатор текущего времени, эксплуатационный накопитель, что позволяет системе выйти на более качественный и современный уровень в плане сбора полётной информации. Как оптимальным на данный момент является система МСРП-А. В системе МСРП-А сведены на минимум блоки входящие в систему. И в тоже время наличие в схеме двух фильтров радиопомех, применению в системе блока сбора и обработки параметрической информации, увеличивает её надёжность и система становится более компактна.

2.2.3.Программа летных испытаний самолетов Ил-114 и Ил-114- Летные испытания самолета Летные испытания предназначены для одновременной проверки действия всех систем и бортового оборудования в условиях эксплуатации и поведения самолета в воздухе. Испытания проводятся на каждом самолете, предварительно прошедшем весь цикл наземных испытаний, по документам ОКБ (регламент по летной эксплуатации, инструкций и т.п.).

Летные испытания самолета Ил-114 проводятся в четырех предъявительских полетах и двух приемо-сдаточных полетах.

Предъявительские полеты выполняет экипаж завода, приемно-сдаточные полеты выполняет экипаж представителей заказчика (независимой инспекции).

Характеристика и назначение каждого из вышеуказанных полетов:

Первый предъявительский полет. Основное назначение - качественная оценка устойчивости и управляемости, проверка общего поведения самолета; работы двигателей, систем и оборудования.

Проверка:

работа силовых установок, высотного оборудования и гидросистемы;

устойчивость и управляемость самолета;

работа систем управления самолетом;

работа взлетно- посадочных устройств;

работа ЦПНК-114;

работа радиосвязного оборудования и речевой информации;

работа электрооборудования;

работа системы; сбора полетной информации.

Рис. 2.35. Профиль первого предъявительского полета Качественная оценка устойчивости и управляемости, проверка общего поведения самолета, работы двигателей, систем и оборудования.

1. Работа силовых Проверяется работа двигателей на взлете, в установок, высотного полете на всех режимах от максимальнооборудования и продолжительного до полетного “Малого газа”.

гидросистемы Проверяется работа высотного оборудования и 2. Устойчивость и Дается качественная оценка устойчивости и управляемость управляемости с убранными и выпущенными 3. Работа системы Дается качественная оценка плавности управления перемещения рычагов управления, плавности самолетом изменения усилий на рычагах управления с 4. Работа взлётно- Дается качественная оценка систем выпуска и посадочных уборки шасси, закрылков, системы выпуска устройств тормозных щитков, эффективности тормозов 5. Работа пилотажно Проверяется работоспособность вычислителя навигационного ВСС-95-1В и систем электронной индикации комплекса ЦПНК-114 КСЭИС, систем полного статического давления, «Collins» и приборов системы высотно-скоростных параметров СВСрезервного контура. 96, МВВ/МУП, систем радионавигации NAVILS, VOR,APK,MARKER), ALN-4000 (PB), 6. Работа радиосвязного Проверяется радиосвязное оборудование VHFоборудования и 4000, HF-9034 А, RTU-4220, а также речевой информации. переговорные устройства АВСА Лайнер МВЛ и 7. Работа Проверяется величина и стабильность электрооборудования. напряжения и чистоты генераторов, нагрузка 8. Работа системы сбора Производится запись полетной информации на полетной системе МСРП-А-02 и аппаратуре МАРС-БМ с информации. последующей дешифровкой и прослушиванием Второй предъявительский полет (первый приемо-сдаточный) Качественная оценка устойчивости и управляемости самолета, взлетнопосадочные характеристики, проверка работы силовой установки, управления самолетом, проверка радиосвязного пилотажнонавигационного оборудования и систем самолета Рис.2.36. Профиль второго предъявительского полета Второй предъявительский полет. Основное назначение - качественная оценка устойчивости и управляемости самолету взлетно-посадочных качеств; проверка работы силовых установок, управления самолетом;

проверка радиосвязного оборудования и системы самолета. Проверяются:

работа силовых установок и гидросистемы;

1устойчивость и управляемость самолета;

2работа системы управления самолетом;

3взлетно-посадочные кресла;

4работа закрылков и шасси;

5работа противообледенительной системы;

6работа высотного оборудования;

7работа электрооборудования;

8работа радиосвязного и радиолокационного оборудования;

9работа пилотажно-навигационного оборудования;

10работа системы сбора полетной информации;

11работа приборов резервного контура управления;

12работа системы речевой информации.

13Второй предъявительский полет 1. Работа силовой установки Проверяется устойчивость работы и гидравлической двигателей, оценивается работа топливной 2. Устойчивость и Дается качественная оценка устойчивости и управляемость самолета. управляемости с убранной и выпущенной 3. Работа системы: Проверяется управление самолетом на управления самолетом взлете, в наборе высоты, горизонтальном 4. Взлетно -посадочные Проверяются длины разбега и пробега, 5. Работа закрылков и Эффективность действия тормозов 6. Работа противо- Проверятся уборка и выпуск шасси, обледенительнойсистемы. закрылков и сигнализация.

7. Работа высотного Проверяется в условиях “сухого” воздуха на оборудования режимах взлета, набора высоты, 8. Работа электро Проверяется работа подсистем СКВ на всех оборудования. режимах полета по мнемокадрам КСЭИС, 9. Работа радио-связного и Проверяется работоспособность станции при радиолокационного обзоре земной поверхности и воздушного а) Станция Проверяется работоспособность измерителя б) Измеритель Проверяется работоспособность DME- в) Радиовысотомер Проверяется в режимах VOR, ILS, ARK г) Аппаратура Проверяется двусторонняя радиосвязь в д) Радиостанция Проверяется двусторонняя радиосвязь на е) Радиостанция Проверятся внутренняя связь, выход через ж)Переговорное Проводится запись разговорной речи между устройство ABCA членами экипажа с выборочным “Лайнер-МВА” прослушиванием после полета.

з) Аппаратура Проверяется работоспособность по и) Изделие Проверяется общая работоспособность в “6201” (680) режиме “УВД”. Определяется дальность к) Ответчик Проверяется общая работоспособность л) Система спутниковой Проверяется на работоспособность в разных навигации (GPS- 4000) режимах работы.

м) Автопилот “МВВ- Проверяется точность счисления координат н) Вычислитель Проверяется на работоспособность ВСС-95-1B о) Система Проверяется работоспособность по маякам NAV-4000 и DME-4000 АРК и маркерам.

р) Система посадки NAV- Качественная оценка ЭМС радиосвязного и 10. Индикация пилотажно- Проверяется правильность индикации навигационного параметров пилотно-навигационного оборудования оборудования на КСЭИС, величины 11. Работа системы сбора Производится запись полетной информации полетной информации на системе МСРП-А-02 и аппаратуре 12 Работа приборов Проверяется правильность информации на резервного контура приборах резервного контура управления пилотирования. ППКР-СВС, АГБ-96Г, РМИ-3, КИ-13 ВС.

Третий предъявительский полет. Основное назначение - качественная оценка устойчивости и управляемости самолета; проверка работы силовых установок, управления самолетом, систем и оборудования. Проверяются:

работа маршевых двигателей и вспомогательной силовой установки;

1устойчивость и управляемость самолета;

2взлетно-посадочные качества и работа системы управления самолетом;

3работа шасси и закрылков;

4работа высотного оборудования;

5работа кислородного оборудования;

7- работа ЦПНК.

Рис. 2.37. Профиль третьего предъявительского полета 1. Работа системы ВСС-95-1В координат 2. Работа автопилота «МВВ-МУП» Проверка работоспособности 3. Работа курсовертикалей AHRS- Проверка работоспособности 4. Проверка ближней навигации по Определение дальности 5. Проверка NAV-4000 в режиме Оценка работоспособности по 6. Работа системы СНС ( GPS-4000) Оценка работоспособности 7. Работа системы МН РЛС «TWR- Оценка дальности обнаружения 8. Работа аппаратуры СО-94Р. Определение дальности 9. Проверка NAV-4000в «ILS» Проверка работоспособности Четвертый предъявительский полет. Основное назначение - проверка ЦПНК в маршрутном полете.

Проверяется работа основных элементов и систем пилотажнонавигационного комплекса в полете и соответствие их техническим условиям.

Первый приёмно-сдаточный полет. Основное назначение и проверки аналогичны второму предъявительскому полету.

Второй приёмно-сдаточный полёт. Основное назначение и проверки аналогичны четвертому предъявительскому полёту.

Самолеты Ил-114 и Ил-114-100 испытываются по одним и тем же профилям летных испытаний с некоторым различием по времени.

1. Планер самолета Ил-114 и Ил-114-100 не отличаются друг от друга.

2. На самолете Ил-114 установлен ЦПНК-114, а на Ил-114- ЦПНК-«Collins». Более надежный ЦПНК-114.

3. На Ил-114 установлены двигатели ТВ7-117С, а на Ил-114- двигатели PW127H, которые имеют:

a) Мощность больше на 250 л.с.

b) Удельный расход топлива на взлетном режиме меньше на 20 г/э.л.с c) Винты саблевидной формы обладающие большим к.п.д. по сравнению с винтами обычной формы, за счет чего увеличивается располагаемая мощность. Кроме того они малошумные и соответствуют нормам ICAO Исследования применяемых средств обработки полетной информации (СОПИ). Оптимальный выбор СОПИ.

3.1. Современные средства обработки полётной информации и их В настоящее время применяются следующие программные продукты обработки полётной информации «Лайнер» «Монстр» и новый программный продукт WinArm32.

3.1.1.Система «МОНСТР»:

Комплекс предназначен для расшифровки и анализа параметрической и речевой информации, зарегистрированной бортовыми средствами регистрации полетной информации (БСРПИ) типов Тестер-У3 (сер.2, сер.3, сер.Л), П-503 и МС-61, как в процессе нормальной эксплуатации ЛА, так и при расследованиях летных происшествий и инцидентов. Открытая схема комплекса позволяет в кратчайшие сроки дополнить его модулями обеспечивающими обработку информации БСРПИ других типов.

Для всех типов ЛА, оснащенных указанными выше БСРПИ, средствами комплекса решаются следующие задачи:

считывание параметрической информации с БСРПИ и размещение ее на жестком диске компьютера в виде совокупности файлов данных, в дальнейшем называемой копией параметрической информации;

считывание речевой информации с БСРПИ и размещение ее на жестком диске компьютера в виде файла данных, в дальнейшем называемого копией речевой информации;

подготовка информации о градуировочных характеристиках датчиков БСРПИ и размещение ее на жестком диске компьютера в виде совокупности файлов данных, в дальнейшем называемых файлами градуировочных характеристик;

подготовка информации об условиях выполнения полета (маршрут, загрузка, центровка, метеоусловия и др.) и сохранение ее в одном из файлов копии параметрической информации;

сохранение градуировочной характеристики, действующей на момент обработки для данного ЛА, в одном из файлов копии параметрической информации;

визуальный просмотр графиков изменения параметров полета во времени на экране видеомонитора с возможностью выделения отдельных интересующих оператора участков полета с индивидуальным для каждого участка перечнем параметров и запоминанием этих участков для быстрого обращения при повторных просмотрах;

просмотр значений параметров полета в виде таблиц цифропечати;

исследование процессов полета в интерактивном режиме с помощью запросов, выполняемых оператором на специальном языке алгоритмов экспресс-анализа;

получение копий графиков, таблиц цифропечати, бланков результатов исследований на бумаге с помощью принтера;

прослушивание речевой информации на аудиосистеме подключенной к компьютеру с визуализацией графика аудиосигнала и индикацией места прослушивания на этом графике;

прослушивание речевой информации с различными скоростями, с возможностью зацикливания интересующего участка, с возможностью анализа спектра аудиосигнала;

прослушивание речевой информации с синхронным просмотром графиков параметров полета на экране видеомонитора;

быстрый поиск и запуск на обработку требуемой копии информации из числа полученных ранее с помощью специального файлового процессора, ориентированного на работу с копиями параметрической и речевой информации, но способного также выполнять операции с файлами общего назначения;

архивирование копий информации с сохранением результатов обработки (см. ниже), информации о градуировочных характеристиках датчиков БСРПИ, информации об условиях выполнения полета и всех отметок, запросов и комментариев оператора, сделанных в процессе работы с копией;

преобразование копий параметрической информации к единому формату.

Для обработки информации БСРПИ ЛА типов СУ-27(УБ), СУУБ),СУ-17М3 (УМ3), СУ-17М4, СУ-24 и МИГ-29 всех модификаций в состав комплекса включены модули, выполняющие следующие функции:

контроль выходов за ограничения, накладываемые документами, регламентирующими летную деятельность (РЛЭ, и др.);

контроль качества пилотирования и причин, приводящих к его снижению, по критериям рекомендательного характера;

контроль технического состояния бортового оборудования;

вспомогательные вычисления, повышающие достоверность результатов обработки;

расчет координат ЛА в районе аэродрома на этапах взлета и захода на посадку;

визуализация траектории движения ЛА в районе аэродрома с индикацией параметров полета в произвольной точке этой траектории;

совмещение траектории движения с картой района аэродрома;

прослушивание речевой информации с синхронной индикацией положения ЛА на траектории;

занесение результатов обработки в базу данных с последующим обобщением по совокупностям полетов.

Открытая схема комплекса позволяет в кратчайшие сроки дополнить его модулями, обеспечивающими решение этих задач при обработке информации БСРПИ ЛА других типов.

Состав комплекса Состав аппаратных средств.

Комплекс предназначен для работы на компьютерах IВМ РС (или совместимых), оснащенных процессорами с тактовой частотой 300 мГц (или высшими), жестким диском с объемом памяти не менее 1 гБ и оперативной памятью размером не менее 32 мБ.

Для реализации 3D – графики и/или работы с речевой информацией предъявляются более жесткие требования к компьютеру:

- процессор Pentium-III 800 мГц (или высшей);

- жесткий диск не менее 10 гБ;

- оперативная память не менее 128 мБ;

- видеокарта с видеопамятью не менее 16 мБ.

При работе комплекса используются стандартные устройства ввода информации (МН-С, и другие, по типам БСРПИ).

Программная часть комплекса состоит из ряда взаимодействующих между собой программ и установочных (неизменяемых в процессе обработки одного полета) файлов. Имена программ и установочных файлов не являются жестко заданными (кроме случаев оговоренных особо) и могут изменяться по желанию пользователя. Далее в настоящем документе будут использоваться имена, рекомендованные разработчиком.

Программы комплекса функционируют под управлением операционной системы MS DOS версии не ниже 5.0. или Window-98. Для реализации 3D-графики и/или работы с речевой информацией необходимо использование операционной среды Window-98.

Комплекс по конструктивному исполнению и специфике решаемых задач подразделяется на две составные части:

«MONSTR» - Стационарный программно-аппаратный комплекс;

«MONSTR-М» - Мобильный программно-аппаратный комплекс.

При работе комплекса могут быть задействованы несколько вариантов использования аппаратных средств:

1 вариант. Штатные устройства для считывания информации с борта (изделие «ЛУЧ») на магнитный носитель (кассету БК-2). Наземное устройство обработки полетных данных «ЛУЧ» п.п. 5.3,5.4,5.5» с последующим копированием информации с кассеты в комплексы «MONSTR-27» или «MONSTR» и её обработкой;

Штатные аппаратные средства изделия «ЛУЧ», не входящие непосредственно в состав комплекса «MONSTR», позволяют осуществить перезапись информации с накопителей регистраторов на кассету БК-2, установленную в блок МН-С.

2 вариант. Специализированный интерфейс БИФ-4Т для непосредственного ввода информации с борта ЛА в компьютер класса NOTEBOOK («MONSTR-М») без промежуточной записи на магнитную кассету с последующей обработкой полетной информации на комплексе «MONSTR-М» или копированием информации с комплекса «MONSTR» на 3,5 дюймовую дискету (также возможен вариант непосредственной передачи информации через соединительный кабель с комплекса «MONSTR-М» на «MONSTR» ) и последующей обработке ПИ на комплексе «MONSTR».

3 вариант. Специализированный интерфейс БИФ-4Т и кабели соединительные «БИФ-4Т-Накопитель» для непосредственного ввода информации с самого накопителя системы «Тестер УЗ» на борту ЛА или в лаборатории в компьютер класса NOTEBOOK («MONSTR-М») (при расследованиях летных происшествий и инцидентов.) С учетом опыта эксплуатации комплекса «MONSTR», а также принимая во внимание техническое состояние штатных устройств для считывания параметрической информации с борта (изделие «ЛУЧ»,комплекс «Обзор») на магнитный носитель (кассету БК-2) в связи с выработкой ими ресурса,большой процент сбойных кадров на магнитном носителе, целесообразно использовать при эксплуатации 2 вариант.

3.1.2.Система «Лайнер»

Система «Лайнер» предназначена для обработки записей бортовых регистраторов параметрической полётной информации самолётов и вертолётов любых типов. С её помощью решаются задачи контроля техники пилотирования и состояния авиатехники, а также многие другие задачи, возникающие в ходе эксплуатации авиатехники, во время лётных испытаний или при расследовании лётных происшествий. Система устанавливается на ПЭВМ и рассчитана на авиационных инженеров. Основные возможности системы:

«ручной» просмотр параметрической информации на экране в виде графиков произвольного набора регистрируемых параметров;

экспресс-анализ параметрической информации по произвольно задаваемым алгоритмам с последующим «ручным» анализом полученных результатов и их документированием Режим "КОПИЯ" позволяет вводить в компьютер параметрическую информацию, зарегистрированную бортовым самописцем, в темпе соответствующего устройства воспроизведения. В процессе ввода осуществляется отображение на экране (в темпе ввода) опознавательных данных и содержимого нескольких каналов, задаваемых оператором. Запись введенной информации на жесткий диск компьютера выполняется по выбору оператора. В этом режиме оператор управляет устройством воспроизведения с клавиатуры компьютера (если это допускается конструкцией устройства воспроизведения, иначе - вручную). При этом устройством сопряжения используются данные настройки, введенные в систему в режиме "ИНТЕРФЕЙСЫ". Выбор активизируемого устройства сопряжения осуществляется системой автоматически при указании оператором типа регистратора, с записями которого предстоит работать. Устройство сопряжения представляет собой специализированный адаптер, вставляемый в ISА-слот компьютера. Устройства сопряжения не являются универсальными - каждое из них обеспечивает работу только с одной определенной группой типов бортовых регистраторов, близких по структуре выходного сигнала соответствующих устройств воспроизведения.

Количество устройств сопряжения, устанавливаемых на одном рабочем месте, ограничивается только количеством ISА-слотов компьютера (которое может быть увеличено за счет стандартных устройств расширения).

Одновременно активизируется не более одного устройства сопряжения, поэтому параллельный ввод информации нескольких накопителей невозможен (в этом смысле режим "КОПИЯ" является однообъектным). При копировании вводимой информации на диск по желанию оператора на экран может быть выведена текущая информация о свободном месте на этом диске (задаваемом директорией полётной информации) и об объеме скопированной информации (в этой директории).

Представление кодовой информации зависит от способа кодирования и для некоторых типов регистраторов может задаваться оператором. Например, если оператора интересует поведение какого-то параметра, регистрируемого по определенному каналу, и если известно, что в этом канале (в 12-разрядном двоичном слове) 10-ю старшими разрядами кодируется значение аналогового параметра, а в 2-х младших разрядах регистрируются (поразрядно) логических признака, то оператор может вывести для этого канала на экран либо значение всего 12-разрядного слова (в десятичном представлении), либо значение кода аналогового параметра (в десятичном представлении) вместе с двумя индикаторами значений логических признаков - в зависимости от указываемого способа вывода.

В процессе копирования параметрической информации на диск создается файл исходной информации, по данным которого (после окончания копирования) может быть создан (по указанию оператора» в директории полетной информации) текстовый файл, содержащий все данные исходного.

Этот текстовый файл может редактироваться обычным текстовым редактором (вне системы "Лайнер").

К недостаткам системы "Лайнер" относятся:

- «ручной» просмотр параметрической информации на экране в виде графиков произвольного набора регистрируемых параметров;

- экспресс-анализ параметрической информации по произвольно задаваемым алгоритмам с последующим «ручным» анализом полученных результатов. Поэтому для автоматизированного экспрессанализа необходимо создавать дополнительные программы.

3.1.3. Система WinArm Самой совершенной системой обработки полетной информации на сегодняшний день является система WinArm32.

разрабатывалась для целей расследования авиационных происшествий и инцидентов и успешно применялась и применяется как в гражданской авиации, так и военно-воздушных силах. Создаваемая усилиями расследователей - специалистов в области аэродинамики, динамики полета и управления летательными аппаратами с привлечением опыта линейных пилотов, летчиков-испытателей и инженеров, система постоянно находилась в работе и непрерывно совершенствовалась в войсковых частях, в структурах гражданской авиации, в различных ОКБ, за рубежом. Результатом работы стала целая серия программных продуктов, находящихся в эксплуатации в различных частях света, предназначенная как для целей исследовательских организаций, так и для целей авиапредприятий и служб ГА и МО.

Программный комплекс автоматизированной обработки полетной автоматизированного считывания, обработки и представления информации бортовых параметрических регистраторов, реализованный для IBMсовместимого ПК под управлением ОС MS Windows-98/ME/NT/XP.

Комплекс имеет дружественный интерфейс и по ходу работы предлагает пользователю большое количество советов и подсказок, делая работу легкой и удобной.

Данный комплекс позволяет:

- осуществлять считывание информации бортовых регистраторов типовМСРП-64, МСРП-64М5, МСРП-128, МСРП-256, МСРП-А-01,МСРП-АБУР-1, БУР-2, БУР-3, Тестер-У3(все серии) с устройство воспроизведения БВС-3, УВЗ-5М, Увс-3М, ОБЗОР-МС при помощи малогабаритного переносного USB-совместимого устройства ввода, не требующего установки дополнительных плат внутрь компьютера. Для системы регистрации «Тестер» реализована возможность копирования данных в переносной компьютер (ноутбук) непосредственно с борта;

- осуществлять импорт параметрической информации, считанной сторонними средствами копирования (включая PC-90, Teledyne Controls), с последующей полноценной обработкой импортированных данных;

- производить автоматизированную обработку и анализ данных бортовых параметрических регистраторов;

- выводить на печать параметрическую информацию в графическом и табличном виде на любом интервале времени;

- производить расчет параметров траекторного движения ВС в горизонтальной и вертикальной плоскости, а также восстанавливать нерегистрируемые параметры полета;

- осуществлять экспресс-анализ полетной информации с удобным представлением данных в графическом, цифровом, электронном виде;

- осуществлять трехмерную экспресс-демонстрацию полета ВС в пространстве с возможностью синхронизации звуковой и параметрической информации;

- вести базу данных зарегистрированных полетов с возможностью сортировки, архивации, быстрой и удобной выборки информации;

- безопасно просматривать и обрабатывать файлы полетной информации одновременно нескольким пользователям локальной вычислительной сети с сохранением оригинала записи в базе данных;

- вносить необходимые изменения в процессы расчета и экспресс-анализа, добавлять собственные модули экспресс-анализа, создавать стандартные задания для оперативного просмотра и вывода на печать требуемой информации.

В процессе считывания данных с носителей информации бортовых регистраторов с помощью комплекса WinArm32 оператор может осуществлять:

удобный и наглядный поиск информации, просмотр величин любых регистрируемых параметров в кодовых или физических значениях, копировать выбранный участок полета в отдельный файл. Ввод данных в ПК осуществляется с помощью малогабаритного переносного USBсовместимого устройства ввода, не требующего установки дополнительных плат внутрь компьютера и набора интерфейсных кабелей. Для системы регистрации «Тестер» реализована возможность копирования данных в переносной компьютер (ноутбук) непосредственно с борта.

В процессе записи может осуществляться автоматическое устранение (маркировка) сбоев кадровой структуры. Управление процессом воспроизведения, перемотки и т.д. (предусмотренные устройствами воспроизведения) осуществляются с рабочего места оператора через ПК.