ЛЕГКИЙ СВЕРХЗВУКОВОЙ МНОГОЦЕЛЕВОЙ САМОЛЕТ Российский патент 2006 года по МПК B64C13/00 B64C3/14 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к компоновке и оборудованию самолета, повышающих его функциональные возможности, в том числе в отрыве от основного аэродрома, расширяющие его возможности по применению на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, и может быть использовано при создании многоцелевых самолетов, к которым предъявляются повышенные требования по маневренным характеристикам и скорости полета, в том числе при создании учебно-тренировочных самолетов.

Известен маневренный учебно-тренировочный самолет ЯК-130 (см. патент РФ №2144885 от 27.01.2000).

Основным недостатком известного самолета являются сравнительно невысокая транспортная эффективность, недостаточные летно-технические характеристики, отсутствие конструктивных элементов, необходимых для выполнения функций многоцелевого самолета, а именно:

отсутствие на крыле универсальных устройств для крепления внешних подвесных объектов;

отсутствие вспомогательной силовой установки, позволяющей производить автономный запуск в условиях базирования в отрыве от основного аэродрома;

отсутствие на воздухозаборнике клапанов-жалюзи.

Наиболее близким техническим решением как по конструкции, так и по выполняемым задачам, выбранным в качестве прототипа, является маневренный легкий многоцелевой самолет (см. патент РФ №2210522 С1 от 20.08.2003).

Основным недостатком известного самолета являются недостаточные летно-технические характеристики, отсутствие конструктивных элементов, необходимых для выполнения функций сверхзвукового многоцелевого самолета, а именно:

отсутствие носовой части для обтекания сверхзвуковым потоком;

отсутствие удлиненного наплыва крыла;

отсутствие обратной стреловидности задней кромки крыла;

отсутствие щелевого слива пограничного слоя воздухозаборника;

отсутствие расширенной хвостовой части фюзеляжа для размещения сверхзвуковых двигателей основной силовой установки;

отсутствие возможности размещения вспомогательной силовой установки вдоль оси самолета в центральной части фюзеляжа;

отсутствие дифференциально-управляемых стабилизаторов горизонтального оперения;

отсутствие универсального устройства для крепления на летательном аппарате внешних подвесных объектов;

отсутствие интегрированного комплекса бортового радиоэлектронного оборудования;

отсутствие комплексной системы управления самолетом;

отсутствие системы управления общесамолетным оборудованием;

отсутствие комплекса электронной индикации;

отсутствие комплексной системы электроснабжения самолета;

отсутствие автономной бортовой кислородной системы.

К техническим результатам, получаемым от использования данного изобретения, можно отнести обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома, путем устранения вышеуказанных недостатков известного технического решения.

Поставленная задача решается, а технический результат достигается тем, что в самолете, содержащем фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, шасси, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, размещенными в средней части фюзеляжа, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, однокилевое вертикальное оперение и горизонтальное оперение, согласно изобретению, корневой наплыв крыла выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_k консоли крыла от основания наплыва и с хордой b_н не менее 0,55 и не более 0,6 величины местной хорды b_k крыла, уступ передней кромки отклоняемого носка крыла выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины размаха l_k консоли крыла от основания наплыва с хордой b_н не менее 0,075 величины местного крыла без учета уступа,

крыло имеет обратную стреловидность задней кромки крыла и снабжено универсальными устройствами для крепления на самолете внешних подвесных объектов, размещенных симметрично на каждой его консоли,

горизонтальное оперение выполнено в виде дифференциально управляемых стабилизаторов, ось вращения которых пересекается с осью двигателей основной силовой установки, а задняя кромка выступает за торец сопловых аппаратов,

содержит сверхзвуковые двигатели основной силовой установки, размещенные в хвостовой части фюзеляжа таким образом, что корневая часть горизонтального оперения находится между ними, для чего хвостовая часть фюзеляжа выполнена расширенной;

содержит вспомогательную силовую установку, размещенную в низу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в левую сторону,

содержит воздухозаборники, выполненные так, что входное отверстие размещено в нижней части фюзеляжа, канал воздухозаборника в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника, ограниченной крылом, выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника и крылом выполнена щель слива пограничного слоя,

содержит интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования (ИК БРЭО), в состав которого входят:

система информационного обмена,

бортовая цифровая вычислительная система управления полетом и учебно-боевыми действиями,

внешнее запоминающее устройство и система ввода информации,

инерциальная система,

радиотехническая система ближней навигации и посадки и ответчик системы управления воздушным движением и госопознавания,

автоматический радиокомпас,

радиовысотомер с приемопередатчиком и антенным устройством,

маркерный приемник,

комплексная система управления самолетом с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы,

система управления вооружением с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы,

комплексная система электронной индикации, управления и прицеливания,

информационные табло аварийной сигнализации, установленные в кабинах экипажа,

система спутниковой связи,

двукратно резервированная система управления общесамолетным оборудованием,

бортовая система объективного контроля,

связная радиостанция,

модуль самолетного переговорного устройства,

система электроснабжения,

внешнее и внутреннее светотехническое оборудование,

комплексная система аварийного покидания самолета,

двукратно резервированная электронная система управления силовой установкой,

содержит комплексную систему управления (КСУ) самолетом, в состав которой входят:

четырехкратно резервированная цифровая вычислительная часть с блоками питания и контроля, датчиками и пультами управления,

четырехкратно резервированные по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлические рулевые приводы, два из которых установлены в канале крена и один - в канале направления,

четырехкратно резервированный по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлический рулевой привод стабилизатора,

вращательный электрогидравлический привод закрылков,

трехпозиционные гидравлические цилиндры привода носков крыла,

электрогидравлические краны управления отклоняемыми носками крыла,

привод тормозного щитка,

посты управления первой и второй кабины, механически связанные между собой,

механизмы триммерного эффекта по каналам тангажа, крена и направления,

пульты управления КСУ,

гибкие валы управления закрылками,

планетарные редукторы-шарниры выпуска-уборки закрылков,

система управления тормозным щитком,

содержит систему управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО), в состав которой входят:

пульт управления (ПУ ОСО),

табло светосигнальное с кнопками-лампами типа ПКН (ТС ПКН),

центральный светосигнальный огонь (ЦСО),

мультиплексный канал информационного обмена,

блок преобразований и вычислений (БПВ),

блок управления и контроля (БУК),

системы общесамолетного оборудования (ОСО),

система кондиционирования воздуха (СКВ),

комплексная система управления (КСУ),

многофунуциональные индикаторы (МФЦИ),

междусамолетное переговорное устройство (МСПУ),

пневмогидросистема (ПГС),

система торможения колес (СТК),

система пожарной защиты (СПЗ),

система воздушной защиты стекла козырька фонаря (СВЗС),

комплекс средств аварийного покидания (КСАП),

система запуска, управления и контроля силовой установки (ЭСУ),

система электроснабжения (СЭС),

система управления и контроля топлива (СУИТ),

система запуска и управления вспомогательной силовой установкой (ВСУ),

кислородная система (КС),

система управления шасси (СШ),

радиовысотомер,

радиокомпас (АРК),

система сигнализации замков фонаря (ССЗФ),

система внешнего светотехнического оборудования (ВСТО),

топливная система (ТС),

система управления створками жалюзи (УСВЗ),

система централизованной маслозаправки (СЗМ),

аппаратура наведения и посадки,

дальномер,

бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ)

содержит комплексную систему электроснабжения самолета, в состав которой входят:

подсистема переменного тока в составе:

левый привод-генератор (ГПЗ 1),

правый привод-генератор (ГПЗ 1),

генератор ВСУ (P/N 20032),

узел подключения аэродромного источника электроэнергии (ШРАП-400-3Ф),

шины переменного тока (115 В, 400 Гц) левого и правого бортов,

контакторы (К1), (К3), (К11), (К10), (К2),

блоки регулирования, защиты и управления (БРЗУ 15 ВО 3 сер.),

блок чередования фаз (БЧФ-208),

блоки датчиков тока (БДТ16К и DPCT P/N 20732),

левое выпрямительное устройство (ВУ) (ВУ6БКФ),

правое ВУ (ВУ6БКФ),

подсистема постоянного тока в составе:

левая аккумуляторная батарея (KSX25P-A-TCC),

правая аккумуляторная батарея (KSX25P-A-TCC),

аварийные шины постоянного тока (27 В) левого и правого бортов,

отключаемые шины постоянного тока (27 В) левого и правого бортов,

контакторы (К2), (К6), (К5), (К1), (К4), (К3), (К2),

аппараты защиты и управления ВУ (АЗУВУ200Б),

электростартер ВСУ,

содержит комплекс электронной индикации, в состав которого входят:

первая управляющая БЦВМ,

мультиплексный канал информационного обмена (МКИО),

локальный круговой канал информационного обмена (ЛКИО),

левый, центральный и правый МФЦИ,

каллимоторный авиационный индикатор (КАИ),

многофункциональные пульты управления (МФПУ),

система электроснабжения с генератором основной силовой установки (СУ), генератором вспомогательной силовой установки (ВСУ),

аккумуляторная батарея,

система датчиков режимных параметров,

вторая управляющая БЦВМ,

межмашинные каналы информационного обмена,

первый (левый) и второй (правый) локальные радиальные каналы информационного обмена резервные,

блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС),

содержит универсальное устройство для крепления на самолете внешних подвесных объектов, в состав которого входят:

пилон с крыльевыми узлами крепления,

узлы беззамковой подвески,

замок держателя,

отсеки для размещения блоков отсоединения и/или запуска объектов,

лючок,

съемный хвостовой обтекатель,

содержит автономную бортовую кислородную систему, в состав которой входят:

противоперегрузочный костюм,

кислородная система катапультного кресла,

датчик подачи воздуха на дыхание,

обратный клапан,

кислородный шланг,

автомат давления,

регулятор давления,

кислородные шланги,

кислородный прибор,

кислородная маска,

защитный шлем,

клапан кабины,

шланг уравнительной линии,

бортовая кислорододобывающая установка,

шланги,

устройство воздухоподготовки.

Сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг.1, 2, 3 показан схематично общий вид самолета, соответственно вид сбоку, вид в плане, вид спереди;

на фиг.4 - компоновка самолета и расположение основной и вспомогательной силовой установки;

на фиг.5, 6 - схема расположения основной силовой установки, соответственно вид сзади и вид сверху;

на фиг.7 - конструкция щели слива пограничного слоя воздухозаборника и размещение вспомогательной силовой установки;

на фиг.8 - схема интегрированного комплекса бортового радиоэлектронного оборудования;

на фиг.9 - схема комплексной системы управления самолетом;

на фиг.10 - схема системы управления общесамолетным оборудованием;

на фиг.11 - схема подсистемы переменного тока комплексной системы электроснабжения;

на фиг.12 - схема подсистемы постоянного тока комплексной системы электроснабжения;

на фиг.13 - схема комплекса электронной индикации;

на фиг.14 - схема подвески полезной нагрузки;

на фиг.15 - схема автономной бортовой кислородной системы.

Самолет содержит фюзеляж 1 с кабиной экипажа 2 в носовой части, тормозным щитком 3 в его верхней части, ограниченные крылом 4 боковые воздухозаборники 5, шасси 6, основную силовую установку с двумя размещенными в средней части фюзеляжа турбореактивными двигателями 7, стреловидное крыло 4 имеет передние корневые наплывы 8 оживальной формы, механизацию 9 и отклоняемые носки 10 с уступами передней кромки 11, однокилевое вертикальное оперение 12 и горизонтальное оперение 13, корневой наплыв 8 крыла 4 выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_k консоли крыла 4 от основания наплыва 8 и с хордой b_н не менее 0,55 и не более 0,6 величины местной хорды крыла b_k, уступ 11 передней кромки отклоняемого носка 10 крыла 4 выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины размаха консоли крыла l_k от основания наплыва 8 с хордой b_н не менее 0,075 величины местной хорды b_k крыла 4 без учета уступа 11, крыло 4 имеет обратную стреловидность задней кромки крыла и снабжено универсальными устройствами 14 для крепления на самолете внешних подвесных объектов 15, размещенных симметрично на каждой его консоли, горизонтальное оперение 13 выполнено в виде дифференциально управляемых стабилизаторов, ось вращения которых пересекается с осью двигателей 7 основной силовой установки, а задняя кромка выступает за торец сопловых аппаратов 16, сверхзвуковые двигатели 7 основной силовой установки размещены в хвостовой части фюзеляжа 1 таким образом, что корневая часть горизонтального оперения 13 находится между ними, для чего хвостовая часть фюзеляжа 1 выполнена расширенной, вспомогательную силовую установку 17 (ВСУ), размещенную в низу средней части фюзеляжа 1 за кабиной экипажа 2 так, что ее продольная ось направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба 18 выведена под фюзеляж 1 в левую сторону, воздухозаборники 5, выполненные так, что входное отверстие 19 размещено в нижней части фюзеляжа 1, канал 20 воздухозаборника 5 в передней части наклонен вверх, а затем на уровне двигателя 7 плавно переходит в горизонтальное положение, в верхней части воздухозаборника 5, ограниченной крылом 4, выполнены управляемые щелевые жалюзи 21 подпитки воздухом, между верхней кромкой воздухозаборника 5 и крылом 4 выполнена щель 22 слива пограничного слоя.

Интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования 23 (ИК БРЭО) содержит бортовую автоматизированную систему управления 24, бортовую цифровую вычислительную систему 25 (БЦВС) с бортовыми цифровыми вычислительными машинами 26, 27, внешнее запоминающее устройство (ВЗУ) 28, комплексную систему электронной индикации 29 (КСЭИ), прицельно-пилотажный индикатор (ППИ) 30, многофункциональные цифровые индикаторы (МФЦИ) 31-33, многофункциональные пульты управления (МФПУ) 34, блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС) 35, речевую информационно-управляющую систему (РИУС) 36, систему ввода информации (СВИ) 37, нашлемную систему целеуказания (НСЦ) 38, системные мультиплексные каналы информационного обмена (СМКИО) 39-41, бесплатформенную инерциальную навигационную систему (БИНС) 42, интегрированную со спутниковой навигационной системой 43, радиотехническую систему ближней навигации и посадки (РСБН) 44, автоматический радиокомпас (АРК) 45, маркерный радиоприемник (МРП) 46, ответчик управления воздушным движением (УВД) 47, радиовысотомер (РВМ) 48, бортовой радиоэлектронный комплекс (БРЭК) 49, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) переднего обзора 50, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) заднего обзора 51, бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) 52, оптико-электронный прицельный комплекс (ОЭПК) 53, оптико-электронную прицельную систему (ОЭПС) передней полусферы 54 (в подвесном контейнере), обзорно-следящий теплопеленгатор (ОСТП) задней полусферы 55, малогабаритную тепловизионную систему (ТПС) 56 (в подвесном контейнере), обнаружитель лазерного пятна 57, запросчик опознавания (ЗГО) 58, локальный мультиплексный канал информационного обмена (ЛМКИО) 59, бортовой комплекс обороны (БКО) 60, комплекс радиоэлектронного противодействия (КРЭП) 61, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 62, приемные модули радиотехнической разведки с антеннами (ПРМРР) 63, передающие модули радиопомех с антеннами (ПМР) 64, аппаратуру заднего обзора (АЗО) 65, станцию предупреждения об облучении (СПЛО) 66, технические средства постановки завес 67, интегрированный бортовой комплекс связи (ИБКС) 68, модуль радиотехнической связи в МВ-ДМВ диапазоне 69, модуль ТЛК связи в МВ-ДМВ диапазоне 70, модуль спутниковой связи 71, аппаратуру ЗАС-ТЛФ 72, аппаратуру ЗАС-ТЛК 73, аппаратуру внутренней связи и коммутации (АВСК) 74, специализированный цифровой вычислитель (СЦВ) 75, локальный мультиплексный канал информационного обмена (ЛМКИО) 76, комплексную систему управления самолетом (КСУ) 77 с установленными в кабине экипажа пультами системы, систему управления оружием (СУО) 78, бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ) 79, локальный мультиплексный канал информационного обмена 80, блоки сопряжения с ЛМКИО (ОУ СУО) 81, блоки исполнительные (БИ) 82, обеспечивающие разгрузку внешних подвесных объектов 15, в том числе аварийную, устройства выброса пороховых патронов (УВ) 83, систему управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО) 84, систему объективного контроля (СОК) 85, бортовое устройство регистрации (БУР) 86 с блоком сбора и обработки цифровой и параметрической информации (БСПИ), защищенным бортовым накопителем (ЗБН), эксплуатационным бортовым накопителем (ЭБН), телевизионную систему объективного контроля (Т-СОК) 87, телекамеры закабинного пространства и видеомагнитофон, систему автоматического управления и контроля силовой установки (САУ СУ) 88, 89, малоходовую ручку управления двигателем (РУД) в кабинах экипажа 2, систему аварийного покидания самолета (КСАПС) 90, систему электроснабжения (СЭС) 91, генератор 92 на ВСУ 17, бортовые панели техобслуживания 93.

Комплексная система управления (КСУ) 77 содержит четырехкратно резервированную цифровую вычислительную часть 94 с блоками питания и контроля, датчиками и пультами управления, четырехкратно резервированные по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлические рулевые приводы 95 (РПД-15А) два в канале крена и один в канале направления, четырехкратно резервированный по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлический рулевой привод 96 стабилизатора (РПД-17А), вращательный электрогидравлический привод 97 закрылков (РПЗ-130), трехпозиционные гидравлические цилиндры привода 98 (трехпозиционные цилиндры приводов 98 отклоняемых носков 10 крыла 4 расположены в крыле 4 в зоне первого лонжерона перпендикулярно оси вращения носков 10 и непосредственно связаны с ними) носков крыла 10, электрогидравлические краны управления (ЭГК) 99 отклоняемыми носками 10 крыла 4, привод 100 тормозного щитка 3, посты управления 101 первой и второй кабины, механически связанные между собой, механизмы триммерного эффекта 102 по каналам тангажа, крена и направления (МП-10С6А14), пульты управления 103 КСУ (с пульта управления КСУ предусмотрен переход вручную на резервное программное обеспечение в случае отказа основного), гибкие валы (на фиг.6 не показаны) управления закрылками 104, планетарные редукторы-шарниры 105 выпуска-уборки закрылков 104 (РШ-43), систему управления 106 тормозным щитком 3, приводы 107 элеронов 108, расположенные вдоль третьего лонжерона крыла 4 и связанные с элеронами 108 через качалку 109 и тягу 110, шарнир-редукторы 111, приводимые от расположенного в фюзеляже привода при помощи гибких валов, установлены на пятом лонжероне крыла 4 и связаны с закрылками 104 приводными рычагами 112 и тягами 113.

Универсальная система управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО) 84 (фиг.7) содержит пульт управления (ПУ ОСО) 114, табло светосигнальное с кнопками-лампами типа ПКН (ТС ПКН) 115, центральный светосигнальный огонь (ЦСО) 116, мультиплексный канал информационного обмена (МКИО) 39, блок преобразований и вычислений (БПВ) 117, блок управления и контроля (БУК) 118, системы общесамолетного оборудования (ОСО) 119, система кондиционирования воздуха (СКВ) 120, комплексная система управления (КСУ) 77, многофунуциональные индикаторы (МФЦИ) 31, междусамолетное переговорное устройство (МСПУ) 121, пневмогидросистема (ПГС) 122, система торможения колес (СТК) 123, система пожарной защиты (СПЗ) 124, система воздушной защиты стекла козырька фонаря (СВЗС) 125, комплекс средств аварийного покидания (КСАП) 90, система запуска, управления и контроля силовой установки (ЭСУ) 126, система электроснабжения (СЭС) 91, система управления и контроля топлива (СУИТ) 126, система запуска и управления вспомогательной силовой установкой (ВСУ) 127, кислородная система (КС) 128, система управления шасси (СШ) 129, радиовысотомер 48, радиокомпас (АРК) 45, система сигнализации замков фонаря (ССЗФ) 130, система внешнего светотехнического оборудования (ВСТО) 131, топливная система (ТС) 132, система управления створками жалюзи (УСВЗ) 133, система централизованной маслозаправки (СЗМ) 134, аппаратура наведения и посадки 135, дальномер 136, БЦВМ 26, 27.

СУ ОСО 84 сопряжена по мультиплексному каналу 39 с комплексом бортовых цифровых вычислительных машин 26, 27, электронной системой управления левым и правым двигателем 126, системой регистрации и контроля, комплексной системой управления 77. А по кодовым линиям связи (КЛС) с системой управления и контроля топлива 126, аппаратурой речевых сообщений 121, комплексной системой электронной индикации 31 и вспомогательной силовой установкой 127. СУ ОСО 84 имеет два контура управления, конструктивно оформленных в основной и резервный блоки БПВ 117, работающие в "горячем резерве", подключенные к исполнительным устройствам через БУК 118.

Комплексная система электроснабжения 91 самолета (фиг.8, 9) содержит в подсистеме переменного тока (фиг.8) левый привод-генератор 137 (ГПЗ 1), правый привод-генератор 138 (ГПЗ 1), генератор ВСУ 139, узел подключения аэродромного источника электроэнергии 140 (ШРАП), шины переменного тока (115 В, 400 Гц) левого 141 и правого 142 бортов, контакторы К1 143, К3 144, К11 145, К10 146, К2 147, блоки регулирования, защиты, управления 148-150 (БРЗУ), блок чередования фаз 151 (БЧФ), блоки датчиков тока 152-154 (БДТ), левое выпрямительное устройство 155 (ВУ) и правое 156 (ВУ), в подсистеме постоянного тока левое ВУ 155, правое ВУ 156, левая аккумуляторная батарея 157, правая аккумуляторная батарея 158, аварийные шины постоянного тока (27 В) левого 159 и правого 160 бортов, отключаемые шины постоянного тока (27 В) левого 161 и правого 162 бортов, контакторы К2 163, К6 164, К5 165, К1 166, К4 167, К3 168, К2 163, аппараты защиты и управления ВУ 169 и 170, электростартер ВСУ 171.

Комплексная система электронной индикации 29 содержит (фиг.10) первую управляющую БЦВМ 26, мультиплексный канал информационного обмена (МКИО) 39, локальный круговой канал информационного обмена (ЛКИО) 172, левый, центральный и правый МФЦИ 31, 32, 33, КАИ 173, МФПУ 34, систему электроснабжения 91 с генератором основной силовой установки 137, с генератором ВСУ 139, с аккумуляторной батареей 157, систему датчиков режимных параметров 174, вторую управляющую БЦВМ 27, межмашинные каналы информационного обмена 175, первый (левый) и второй (правый) локальные радиальные каналы информационного обмена резервные 176, 177, блок коммутации телевизионных сигналов (БКТС) 35.

Универсальное устройство для крепления на летательном аппарате внешних подвесных объектов содержит (фиг.11) пилон 14 с крыльевыми узлами крепления 178, узлы беззамковой подвески 179, замок держателя 180, отсеки для размещения блоков 181 отсоединения и/или запуска объектов, лючок 182 и съемный хвостовой обтекатель 183.

Бортовая автономная кислородная система 128 (фиг.12) включает противоперегрузочный костюм 184, кислородную систему катапультного кресла 185, датчик подачи воздуха на дыхание 186, обратный клапан 187, кислородный шланг 188, автомат давления 189, регулятор давления 190, кислородный шланг 191, 192, кислородный прибор 193, кислородную маску 194, защитный шлем 195, клапан кабины 196, шланг 197 уравнительной линии 198, бортовую кислорододобывающую установку (БКДУ) 199, шланги 200, устройство воздухоподготовки 201.

Легкий сверхзвуковой многоцелевой самолет (ЛСМС) представляет собой самолет нормальной аэродинамической схемы со среднерасположенным стреловидным крылом, однокилевым вертикальным оперением и цельноповоротным стабилизатором, состоящим из двух независимых поверхностей. Механизация крыла включает в себя управляемые носки (по две секции на каждой консоли) и однощелевые закрылки с малой степенью выдвижения.

Компоновочная схема самолета реализует летно-технические характеристики, позволяющие осваивать маневры, аналогичные выполняемым на самолетах 4-5-го поколений.

Компоновка с развитыми наплывами крыла обеспечивает возможность устойчивого и управляемого полета на углах атаки не менее 25° с гидромеханической системой управления и системой улучшения устойчивости (СУУ) и не менее 30° с системой дистанционного управления (СДУ). СЛМС имеет гидромеханическую систему в каналах тангажа, курса и крена с системой улучшения устойчивости.

Кабина самолета одно- двухместная. Катапультные кресла обеспечивают спасение экипажа во всем диапазоне скоростей и высот, в том числе при V=0 и Н=0. В двухместной кабине экипаж расположен друг за другом. Обеспечена возможность пилотирования самолета одним летчиком из передней кабины. Информационно-управляющее поле кабины, приборов, пультов управления идентичны самолетам 4-5 поколений. Оборудование позволяет имитировать режим работы бортовых прицельно-обзорных систем, режимы подготовки и применения основных типов управляемого вооружения самолетов 4-5-го поколений.

За кабиной самолета установлен тормозной щиток, обеспечивающий во всем диапазоне скоростей эффективное торможение на режимах маневрирования, а также возможное управление предпосадочным планированием.

Гидравлическая система самолета состоит из двух автономных гидросистем: бустерной и общей, каждая из которых имеет свои источники давления равной мощности. В бустерной гидросистеме в качестве аварийного источника давления установлена аварийная насосная станция с электродвигателем постоянного тока.

Топливная система обеспечивает питание двигателей на всех режимах полета, включая полет при околонулевых перегрузках не менее 5 сек, а при отрицательных - 20 сек на максимальных бесфорсажных режимах работы двигателя. Система обеспечивает централизованную заправку топливом.

На самолете предусмотрена система пожаротушения, состоящая из огнетушителей и системы датчиков.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает потребное избыточное давление в кабине на всех режимах полета. На режиме земного малого газа давление и температурный режим в кабине обеспечиваются вспомогательной силовой установкой (ВСУ). Самолет оборудован противообледенительной системой козырька фонаря кабины.

Силовая установка самолета включает два форсажных двухконтурных двигателя и вспомогательную силовую установку (ВСУ). Правый и левый двигатели взаимозаменяемы между собой. Силовая установка имеет автономную систему запуска от ВСУ. Нерегулируемые воздухозаборники разработаны в условиях обеспечения достаточных характеристик при М<1,0, включая большие углы атаки, а также с учетом минимизации потерь тяги при скорости полета на М=1,4.

Конструкция позволяет обеспечить ресурс самолета 10000 летных ч и 30 лет эксплуатации.

Нормальная аэродинамическая схема ЛСМС, приближающаяся к интегральной, с крылом умеренного удлинения λ=3,67, сужением η=3,4, стреловидностью по передней кромке χ_п.к.=31°, по задней кромке χ_з.к.=-5°, с уступом по передней кромке, с цельноповоротным горизонтальным оперением, однокилевым вертикальным оперением и двумя форсажными двигателями, размещенными в фюзеляже.

Аэродинамическое подобие современным самолетам обеспечивается использованием "полезного отрыва потока", реализуемого посредством корневых наплывов крыла готической формы, близостью формы крыла в плане, отклоняемыми носками крыла и применением относительно низких толщин несущих поверхностей для обеспечения достижения умеренных сверхзвуковых чисел М.

Для обеспечения работоспособности системы управления реализовано близкое к линейному протекание зависимости продольного момента от угла атаки m_z=f(α).

Относительная масса планера ЛСМС приближена к величине m_кон=0,31.

Сочетание высокой маневренности, устойчивого и управляемого полета на больших эксплуатационных углах атаки (α°=25-30) и сверхзвуковых скоростей полета делают ЛСМС сравнимым и/или превосходящим перспективные самолеты типа Т-50 и Mako.

Массовое совершенство ЛСМС на (7-12)% превосходит Hawk-100 и Alpha Jet и соизмеримо с Т-4, в конструкции которого использованы композиционные материалы.

Самолет в двухместном варианте с кабинами пилотов, расположенными одна за другой, имеет смещение задней кабины по высоте для обеспечения необходимого обзора вперед. Кабины имеют общий фонарь, открывающийся вбок. Обе кабины оснащены катапультными креслами, позволяющими покидать самолет на любой высоте при индикаторной скорости от 0 до 1200 км/час.

Два двигателя размещены рядом в хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники двигателей расположены по бокам фюзеляжа под наплывами и имеют отдельные "S"-образные каналы до входа в двигатели. Каналы оборудованы комбинированными управляемыми створками дополнительной подпитки и перепуска давления при сверхзвуковых скоростях типа "жалюзи". Конструкция воздухозаборника обеспечивает слив пограничного слоя, возникающего на боковой поверхности фюзеляжа и нижней поверхности наплыва.

Шасси трехопорное, с передней управляемой стойкой, убирающееся в фюзеляж. Главные опоры оснащены колесами с большой энергоемкостью тормозов и встроенными вентиляторами для охлаждения тормозов.

Фюзеляж типа полумонокок с интегральным сочленением с верхней поверхностью крыла имеет две продольные балки по обоим бортам, исходящие из крыла для крепления стабилизаторов, обеспечивающих необходимые аэродинамические плечи. Бортовое радиоэлектронное оборудование размещается в носовой части фюзеляжа, в кабинах пилотов, по бокам кабин и в закабинной части фюзеляжа. За второй кабиной, внизу, установлены агрегаты СКВ и вспомогательная силовая установка, обеспечивающая автономный запуск основных двигателей.

В средней части расположены топливный отсек, каналы двигателей и отсек основных опор шасси, а также отсек агрегатов СКВ и ВСУ. К средней части крепятся консоли крыла и тормозной щиток.

Сечения средней части фюзеляжа имеют верхние дугообразные обводы, плавно сопряженные с наплывом крыла и непосредственно с верхней поверхностью крыла, под наплывом овальные обводы воздухозаборника переходят в обводы фюзеляжа.

Фонарь кабины обеспечивает естественное освещение кабины, необходимый обзор на всех режимах полета и при рулении, а также защиту экипажа от внешних воздействий. Через остекление фонаря обеспечивается обзор внекабинного пространства:

- из первой кабины:

вперед-вниз при нулевом азимуте - 16°,

вперед-вверх - около 160° и практически круговой обзор по горизонтали,

вперед-вбок - существенно лучше требуемого по стандарту;

- из второй кабины:

вперед-вниз при нулевом азимуте - 6°,

вперед-вбок - до 45° за исключением зон, затеняемых крылом.

Конфигурации приборных досок обеих кабин выполнены из условия, чтобы они не создавали зон затенения внекабинного пространства.

В целом обеспечиваемый с рабочих мест обзор внекабинного пространства достаточен для безопасности выполнения полета и выполнения эксплуатационных задач. Для улучшения обзора задней полусферы на передней и средней дужках откидной части фонаря установлены регулируемые зеркала. Герметизация фонаря осуществляется автоматически при закрытии замков с помощью резинового шланга, проложенного в подфонарных профилях и дужках. Сжатый воздух для наддува шланга отбирается от системы кондиционирования через ресивер. Разгерметизацию кабины можно осуществить с помощью ручек аварийной разгерметизации. Для предотвращения запотевания внутренней поверхности остекленного фонаря применяется обдув его подогретым воздухом из коллекторов системы кондиционирования.

Вертикальное оперение и стабилизатор - стреловидные в плане. Стабилизатор состоит из двух консолей металлической конструкции, установленных с углом поперечного V=-4°. Каждая консоль устанавливается в фюзеляже на двух подшипниках и управляется установленным в фюзеляже приводом.

Киль - металлической трехлонжеронной конструкции. Законцовка киля - радиопрозрачный обтекатель из стеклопластика со встроенной антенной радиостанции.

Руль направления - металлической конструкции, управляется приводом, установленным в корневой части киля между лонжеронами 2 и 3.

Интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования легкого многоцелевого сверхзвукового самолета предназначен для решения ряда неразрывно связанных между собой задач, направленных на успешное выполнение полетных заданий.

Задачи точной навигации и управления полетом, обеспечения режимов сверхзвукового полета и полета на малых высотах с отслеживанием рельефа местности, адаптации и самонастройки систем управления решаются только с использованием средств современной вычислительной техники.

ИК БРЭО обеспечивает алгоритмическую реализацию системы "электронный летчик" с применением методов искусственного интеллекта и принципов построения экспертных систем, помогающих летчику в принятии решений при управлении самолетом и оружием в типовых ситуациях. Система обеспечивает решение задач в реальном масштабе времени с возможностями активного управления самолетом и его системами в интересах решения следующих задач:

- накопления данных об обстановке, синтез обстановки на основе равнохарактерной информации с последующим анализом в реальном масштабе времени;

- выбора оптимальной траектории для облета зон ПВО противника;

- изменения и уточнения маршрута полета;

- выборки рекомендаций по применению тактических решений на различных этапах ведения воздушного боя;

- классификации и выбора целей (в части РЛПК одновременное обнаружения не менее 10 целей, сопровождение не менее 8 целей, пуска ракет по не менее 2-4 целям);

- определения количества одновременно обстреливаемых целей, последовательности и наряда расходуемых средств поражения;

- организации управления режимами работы комплексов, входящих в ИК БРЭО;

- оптимального применения средств обнаружения и средств радиоэлектронного подавления;

- определения взаимодействия и распределение функций между самолетами группы;

- контроля работы ИК БРЭО.

ИК БРЭО представляет собой глобальную систему информационного обмена с интеграцией подсистем (КСУ, НК, СУО, БРЭК, ИБКС, СУ ОСО) на основе локальных мультиплексных каналов информационного обмена, которые могут быть реализованы как с проводными, так и с волоконно-оптическими линиями связи в рамках логической организации комбинированных систем информационного обмена.

Многофункциональные средства отображения информации и органы управления реализуют принцип "интеграции средств отображения информации и органов управления, меняющих свою функцию по определенному замыслу, в информационно-управляющие поля".

Индикационное обеспечение пилотажно-навигационных режимов, контроля работы общесамолетного оборудования и боевого применения реализовано с помощью трех МФЦИ на жидкокристалической матрице, КАИ, МФПУ, которые объединены в единую интегральную систему информации с управляющей БЦВМ с мультиплексным и локальным каналами информационного обмена, позволяет предъявлять возрастающий объем информации от различных средств на ограниченной площади приборной доски и оптимизировать условия для восприятия количественной приборной и естественной внекабинной информации, повысить ее наглядность. Связь МФЦИ, КАИ и МФПУ с управляющей БЦВМ осуществлена также резервными радиальными каналами информационного обмена.

Для повышения живучести два из МФЦИ и управляющая БЦВМ подключены к системе энергоснабжения по первой категории, запитываются от аккумуляторной батареи и выпрямительных устройств генератора переменного тока, основной или вспомогательной силовых установок.

Принцип взаимозаменяемости индикаторов позволяет при отказе одного из трех МФЦИ обеспечить практически полный объем информации для выполнения пилотажно-навигационной задачи, а для случая отказа двух из МФЦИ используется специальный информационный кадр "аварийный", обеспечивающий выдачу минимальной пилотажно-навигационной информации на одном не отказавшем МФЦИ, необходимой для безопасного пилотирования.

Комплексная система управления (КСУ) обеспечивает:

- требуемые характеристики боковой и продольной устойчивости и управляемости самолета во всей эксплуатационной области высот и скоростей, углов атаки и перегрузок с учетом и без учета подвесок;

- требуемые характеристики устойчивости и управляемости в режиме "дозаправка в воздухе";

- автоматическое ограничение предельных эксплуатационных значений угла атаки (α_доп), нормальной перегрузки (n_{y доп}), максимальной приборной скорости объекта (путем управления тормозньм щитком), автоматическое ограничение отклонения руля направления в соответствии с зависимостью (δ_рн=цV_пр, α_ист) при ручном, автоматическом и директорном управлении самолетом с учетом и без учета подвесок для всех конфигураций самолета;

- отключение ограничения n_{y доп} с пультов КСУ;

- автоматическое отклонение носков крыла в зависимости от текущего угла атаки в соответствии с заданным законом;

- обеспечен ручной (кнопками "носки крыла: выпуск, уборка") выбор режима управления носками; в режиме работы "выпуск" обеспечивается установка носков в заданное фиксированное положение;

- при выключенных режимах "выпуск", "уборка" в обеих кабинах реализуется режим "автомат";

- формирует контролируемые разовые команды, реализующие трехпозиционный релейный закон управления, обеспечивает контроль положения носков. В качестве приводов используется комплект гидрокранов и гидроцилиндров;

- автоматическую балансировку самолета по тангажу и крену при уборке - выпуске носков крыла, тормозного щитка, закрылков, после схода подвесок;

- управление закрылками автоматическое и по командам экипажа и контроль управления закрылками;

- управление тормозным щитком по командам экипажа и автоматическое управление по командам ограничения приборной скорости;

- сигнализацию попадания в штопор и автоматический вывод из штопора - прямого (плоского и крутого) и обратного. Обеспечивается возможность обучения и тренировки ручному выводу из штопора. Реализуется после проведения испытаний самолета на штопорные характеристики и вывод из штопора;

- репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости самолета с целью имитации характеристик различных типов самолетов.

КСУ обеспечивает заданные приоритеты управления закрылками, разгрузкой РУС и педалей (для "электронных" триммеров), выбора режима управления носками между кабинами.

КСУ совместно с комплексом бортового оборудования (КБО) обеспечивает автоматическое и директорное управление самолетом:

- автоматическую стабилизацию углового положения по тангажу, крену (курсу),

- автоматическую стабилизацию барометрической высоты во всем разрешенном диапазоне высот и скоростей;

- в режиме автоматической стабилизации высоты обеспечивать стабилизацию нулевого значения угла наклона траектории;

- автоматическую и директорную стабилизацию барометрической высоты в режимах работы "Посадка", "Возврат", "Маршрут";

- автоматическую стабилизацию приборной скорости (через канал стабилизатора), автоматическое управление самолетом в горизонтальной и вертикальной плоскостях в режиме "Маршрут", автоматическое и директорное управление самолетом по сигналам от БЦВС, входящей в состав КБО, при полете по траектории выхода на эшелон, возврата и предпосадочного маневра в горизонтальной и вертикальной плоскостях с выходом в зону действия наземных посадочных средств;

- режим совмещенного управления самолетом;

- командное управление тягой двигателей посредством рекомендации через АРО и систему индикации требуемого режима работы двигателей в диапазоне "малый газ - максимал" с целью предотвращения выхода самолета из диапазонов безопасных скоростей полета для текущей конфигурации самолета;

- автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку, режим "Посадка". Автоматическое и директорное управление самолетом при повторном заходе на посадку (по командам и сигналам из КБО, режим "Повторный заход");

- автоматическое приведение к горизонтальному полету по команде экипажа и из автоматических режимов "Увод" и "Автоматический вывод из штопора" после их реализации;

- автоматический увод от столкновения с землей и от осколков собственных боеприпасов;

- автоматическую стабилизацию геометрической высоты (маловысотный полет);

- автоматическое и директорное управление самолетом по сигналам от БЦВС КБО в горизонтальной и вертикальной плоскостях в режимах "Наведение", "Атака".

КСУ обеспечивает формирование резервированной информации о высотно-скоростных параметрах в соответствии с требованиями систем самолета, включая системы индикации и регистрации.

Датчики КСУ обеспечивают формирование информации о первичных высотно-скоростных параметрах по четырем каналам:

Полное давление от 9 до 2830 (±0,3...3,1) мм рт.ст.;

Статическое давление от 9 до 807 (±0,3) мм рт.ст.;

Температура торможения от -60 до +350 (±0,1)°С;

Местный угол скольжения от +30° до -30° (±0,24°);

Местный угол атаки от -25° до +75° (±0,24°).

На основе данных параметров в вычислителях КСУ с учетом аэродинамических поправок вычисляются текущие значения истинной воздушной скорости (V_ист), приборной скорости (V_пр), числа М, абсолютной (Н_абс) и относительной (Н_отн) барометрической высоты, а также истинные значения углов атаки и скольжения.

Кроме измерения аэродинамических углов α и β с помощью ДАУ в КСУ предусмотрено вычисление значений этих углов и их производных с использованием всей информации, имеющейся и заложенной в КСУ. Эта информация используется в КСУ для улучшения характеристик сигналов ДАУ для контроля механических отказов ДАУ и для расширения диапазона измерения угла атаки до 70°.

КСУ обеспечивает решение задач системы ограничительных сигналов и формирование:

- резервированных сигналов α_доп, n_{y доп}, Vmin, Vmax, Mmax для различных конфигураций самолета и различных вариантов подвесок с выдачей их на индикацию и регистрацию;

- сигналов звуковой сигнализации и визуальную индикацию: о приближении к n_{y доп}, при выключенном ограничителе перегрузки и в конфигурациях с отключенным, либо отсутствующим ОПР; к Vmin, Vmax к опасной высоте, n_{y доп} при ручном пилотировании в режиме "посадка".

Формирование резервных сигналов углов тангажа, крена, обеспечивающих безопасное пилотирование самолета при возврате на аэродром базирования после отказа источника сигналов углов и выдачу их в системы индикации и регистрации.

Система обеспечивает контроль исправности собственного оборудования, контроль входной информации от систем (по сигналам их исправности) и датчиков, включая и их обогрев, отключение отказавших оборудования, систем, датчиков, режимов управления с выдачей соответствующей информации в системы индикации, сигнализации, регистрации и АРО.

При обеспечении контроля исправности собственного оборудования в КСУ используются следующие способы встроенного контроля: "межканальной селекции" (кворумирование), "контролируемая пара" - сравнение сигналов двух одинаковых устройств, "канал-модель" - сравнение сигналов устройства и его модели, программные и аппаратные средства контроля. Совокупность используемых средств встроенного контроля и управления резервированием обеспечивает нормируемые показатели надежности КСУ.

Комплексная система управления обеспечивает отклонение управляемых поверхностей самолета (по потоку) на углы:

элеронов: вверх - 1α, I=35°, вниз - 1α, I=30°;

стабилизатора δ=+15°--40°;

руля направления δрн=0±30°;

носков крыла=δнк=0-30°;

закрылков δзак=0 - убрано; 10-20 - взлет, 20-40 - посадка;

тормозного щитка δтщ=60°.

Допустимые ошибки управления - большее значение из ±1° или 10% от замеряемого значения, в пределах располагаемых усилий приводов.

КСУ обеспечивает всплывание и зависание элеронов в пределах указанных отклонений: Δδ_эзав, Δδ_эвспл.

Архитектура и построение вычислительного процесса КСУ обеспечивают формирование идентичных сигналов управления с выходов резервов цифрового вычислителя на управление золотниками электрогидравлических приводов.

Построение контуров управления золотниками приводов обеспечивает синхронизацию положения независимых золотников обеих камер.

При релейном управлении носками используются четыре электрогидрокрана (2 гидросистемы, 2 выпущенных положения).

При выключенных режимах управления носками (носки: уборка, выпуск) в задней кабине приоритет в выборе режима управления носками принадлежит передней кабине, иначе - задней кабине. Смена приоритета сигнализируется в передней кабине.

По командам с пультов управления КСУ формирует сигналы на выпуск (уборку) закрылков в положения: "убрано", "посадка", при отсутствии с пультов КСУ указанных команд закрылки выпускаются в положение "взлет" и убираются автоматически в соответствии с положением шасси и запасом до Vmax (с выпущенными закрылками), КСУ осуществляет контроль положения и синхронности выпуска (уборки). Конкретные значения углов отклонения закрылков в положениях "взлет", "посадка" - оперативно сменные.

Допустимый угол рассогласования закрылков - 5°. При превышении этого рассогласования КСУ обеспечивает снятие управляющих сигналов выпуска-уборки закрылков и отключение привода закрылков с сигнализацией об отказе (несимметричности) управления закрылками и выдачу (при необходимости) сигналов на тормоз закрылков.

Если команды положения закрылков на пульте КСУ задней кабины отключены, приоритет управления закрылками принадлежит передней кабине. При наличии одной из двух команд положения закрылков с пульта КСУ задней кабины приоритет управления передается этой кабине. Смена приоритета индицируется в переднюю кабину.

КСУ формирует разовые команды, реализующие релейный закон управления (уборка - выпуск) тормозным щитком, по командам экипажа из обеих кабин или по сигналу ограничения V_пр. В качестве привода используются гидроцилиндр и гидрокран.

При отсутствии с органов управления разгрузкой РУС и педалей задней кабины команд управления КСУ обеспечивает приоритет управления разгрузкой из передней кабины, в противном случае - из задней кабины.

КСУ выдает информацию об углах отклонения (положении) управляемых поверхностей в систему индикации самолета.

В режиме работы "репрограммирование" КСУ обеспечивает изменение градиентов управления, путем изменения зависимостей, по сигналам с резервированного трехпозиционного переключателя, устанавливаемого в отсеке КСУ или в задней кабине и защищенного от случайного переключения. Включение и выключение режима осуществляется с МФПУ КБО.

В случае отказа трех приемников полного или статического давления КСУ переходит на внутренние сигналы коррекции. При этом допускается ограничение условий эксплуатации. КСУ обеспечивает ручной переход на резервную версию СПО. Переход обеспечивается с ПУЛ КСУ органами управления, защищенными от случайного включения.

КСУ обеспечивает автоматический переход на требуемые алгоритмы управления при появлении команды "Штопор" (реализуется при внедрении режима автоматический вывод из штопора).

Предусмотрен автоматический переход КСУ на резервную версию СПО после обнаружения отказа управляющей версии СПО.

Для обеспечения адаптивности КСУ к характеристикам семейства легких самолетов законы управления обеспечивают:

- повышение адаптивных возможностей законов управления с целью обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости в конфигурациях самолета, связанных с применением внешних подвесок, включая асимметричные варианты, в расширенных диапазонах изменения веса, центровки, перегрузок и скоростей;

- снижение загрузки пилота при действии асимметричных моментов крена и/или рысканья, появление и нестабильность (от самолета к самолету) которых вероятны на углах атаки, больших 15°, при полете в условиях частичного или полного срыва обтекания крыла;

- существенное улучшение координации движений крена и рысканья с целью удержания угла скольжения в области, в которой возможно обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости, при управлении как от РУС крена, так и от педалей.

Основные особенности законов управления продольного канала КСУ:

- использование обратных связей по угловым скоростям тангажа ωυ, угла атаки ωα, сигнала угла атаки α и сигнала нормальной перегрузки n_y (сигнал угла атаки используется во всей области применения самолета для компенсации нелинейностей аэродинамических характеристик и в ограниченной области режимов полета, как координаты управления самолетом, при этом на больших скоростных напорах в качестве координаты управления используется сигнал n_y);

- введение в число сигналов для автоматического безударного переключения режимов работы "Взлет-Посадка" и "Полет" кроме сигналов положения закрылков разовых команд "шасси убрано" (выпущено);

- введение в структуру СДУ сигналов для автоматической перебалансировки самолета при переходе из полетной конфигурации во взлетно-посадочную и обратно при управлении носками и тормозным щитком;

- введение в структуру СДУ нелинейного префильтра, ограничивающего величину скорости нарастания управляющего сигнала при перемещении ручки управления;

- переход в полетной конфигурации самолета на интегральный закон управления, применявшийся только для ограничения n_y.

Основные особенности законов управления боковых каналов КСУ:

- использование в качестве сигналов обратных связей для обеспечения устойчивости, приемлемой динамики и управляемости самолета с СДУ угловых скоростей крена, угла скольжения и скорости изменения угла скольжения;

- предусмотрена перекрестная связь с ручки управления в канал направления для обеспечения потребных скоростей вращения по крену на больших углах атаки и "грубой" координации движений крена и рыскания;

- для улучшения координации предусмотрено использование сигнала скорости изменения угла скольжения β;

- предусмотрено ограничение отклонения руля направления из условий прочности конструкции, но с возможностью максимального использования отклонения руля на больших углах атаки.

Для снижения трудоемкости пилотирования при парировании внешних моментов крена или рысканья и для улучшения координации движений крена и рысканья предусмотрено использование интегральных законов управления как в канале элеронов, так и в канале направления.

Ограничение угла атаки производится в соответствии с величиной α_доп,_{вырабатываемой КСУ для всех конфигураций самолета. Значения αдоп и ny доп соответствуют максимальному отклонению РУС тангажа.}

Электропитание КСУ осуществляется от двух независимых шин, при этом обеспечивается отсутствие перерыва в электропитании КСУ. Электропитание КСУ производится от системы электроснабжения, состоящей из двух независимых каналов (бортов) переменного тока с номинальным напряжением 115/200 В, номинальной частотой 400 Гц и из двух независимых вторичных шин, работающих от выпрямительных устройств постоянного тока номинальным напряжением 27 В. Качество электроэнергии соответствует ГОСТ 19705-89.

Электропитание КСУ осуществляется по цепям:

переменного тока - обогрев ДАП, ДАУ и ПВД;

постоянного тока - питание блоков питания вычислительной части системы.

При падении напряжения питания постоянного тока ниже 16 V блоки питания КСУ отключаются. Восстановление напряжения выше 16 V эквивалентно подаче питания. При запуске ВСУ шины постоянного тока разъединяются. Одновременный перерыв и одновременные просадки напряжения по двум шинам исключены.

КСУ по постоянному току является потребителем 1 категории, а по переменному току: обогрев ДАП, ДАУ, ПВД и запитка вентиляторов (при необходимости) - потребителем 2 категории.

Электрическая мощность, потребляемая КСУ, не более:

переменного тока - 1400 ВА;

постоянного тока - 900 Вт.

Время готовности КСУ после подачи питания - не более 3-х минут с учетом времени проведения наземного контроля. Предусмотрено прерывание и блокирование наземного контроля с пультов КБО.

Исполнительными приводами КСУ являются электрогидравлические рулевые приводы (типа РПД-15А в канале крена и направления, типа РПД-17А в канале тангажа).

Электрогидравлические приводы питаются от двух независимых гидросистем. Работа приводов (типа РПД-15В) с усилиями обеспечивается при наличии рабочего давления в обеих гидросистемах. При отсутствии давления в одной из гидросистем управление рулевыми поверхностями обеспечивается от другой гидросистемы, при этом усилие, развиваемое приводами, уменьшается примерно в два раза. В канале тангажа при этом обеспечиваются потребные усилия.

Система управления закрылками обеспечивает их перемещение и фиксацию в выпущенном и убранном положении. Система управления запитывается от общей гидросистемы.

Управление выпуском и уборкой закрылков осуществляется с пультов управления и от вычислителя КСУ, сигнал которого поступает на рулевой привод закрылков; через гибкие валы вращательное движение передается на роторные редукторы, которые непосредственно управляет закрылками. Каждый из закрылков связан с двумя роторными редукторами. На каждом закрылке установлены резервированные датчики положения, сигналы с которых поступают в вычислители КСУ. При достижении закрылками заданного положения сигнал управления снимается. В заданном положении закрылок удерживается за счет самоторможения роторных редукторов и тормозом. Угол отклонения закрылков во взлетное положение составляет 10-20°. Угол отклонения закрылков в посадочное положение - 20-40°.

Положение закрылков контролируется автоматически и по мнемокадру на МФЦИ экипажем.

КСУ осуществляет контроль синхронности выпуска-уборки закрылков. При угле рассогласования закрылков более 3-5° КСУ снимает управляющий сигнал, закрылки останавливаются, экипажу выдается сообщение на МФЦИ "закрылки-отказ".

КСУ реализует режим управления закрылков "автомат". На взлете после уборки шасси система начинает уборку закрылков, на посадке, после выпуска шасси осуществляет выпуск закрылков во взлетное положение.

Направление вращения вала - реверсивное, в зависимости от подачи электрического сигнала на электромагнитные краны. Время срабатывания привода от момента включения (отключения) электромагнитного крана и клапана включения до начала вращения (остановки) вала привода - не более 0,15 с.

КСУ осуществляет управление носками крыла автоматически в зависимости от текущего угла атаки. Угол отклонения носков 25° и 30°. При выпущенных закрылках 2° носки автоматически отклоняются на угол 25°.

На каждой консоли крыла имеется по две секции носков: корневые и концевые.

Каждая секция управляется от бустерной и общей гидросистемы. В заданном положении носки крыла удерживаются давлением рабочей жидкости. Для обеспечения контроля управления и компенсации несимметрии управления носками крыла на каждой секции установлены резервированные датчики положения, сигналы с которых поступают в вычислители КСУ. В случае отказа управления хотя бы одной из секций по любой причине система формирует сигнал отказа.

КСУ взаимодействует со следующим оборудованием:

- бортовая цифровая вычислительная система БЦВС;

- комплексная система электронной индикации и управления КСЭИУ;

- бесплатформенная инерциальная навигационная система БИНС;

- радиовысотомер малых высот (типа РВМ-95);

- радиотехническая система ближней навигации и посадки (VIM-95, DME);

- спутниковая навигационная система (А-737-003);

- система управления оружием (СУО);

- гидросистема самолета с датчиками команд о наличии давления;

- система электроснабжения самолета (СЭС);

- бортовое устройство регистрации ("Карат", ЗБН, ЭБН);

- система бортовых измерений ("регата");

- дистанционная система управления двигателями;

- система управления общесамолетным оборудованием;

- датчики состояния шасси: "стойка левая обжата" - одноканальный, питание от левого борта, "стойка правая обжата" - одноканальный, питание от правого борта, "шасси убрано" - четырехканальный, питание от четырех резервов КСУ по передней стойке шасси, команда "уборка (выпуск) шасси выпущены" (одноканальные);

- аппаратура самолетного переговорного устройства (МСПУ);

- гидрокраны управления носками крыла, тормозным щитком;

- кнопки отключения автоматического управления и приведения к горизонту на РУС;

- механизм разгрузки ручки, в канале тангажа (типа МП-10) и органы управления разгрузкой РУС и педалей;

- переключатели выбора режима управления носками (в двух кабинах);

- переключатели включения режимов "Увод";

- переключатель вариантов режима "Репрограммирование".

Обмен информацией между взаимодействующим оборудованием и КСУ осуществляется в соответствии с ГОСТ 26765.52-87. При этом оконечные устройства ОУ для связи с МКИО входят в состав КСУ.

Система управления общесамолетным оборудованием обеспечивает:

- прием и преобразование в цифровую форму 110 аналоговых и 330 дискретных сигналов от сопрягаемых систем и датчиков общесамолетного оборудования;

- выдачу 92 команд управления на исполнительные механизмы и пускатели, а также 48 сигналов управления светосигнализаторами;

- прием информации по 16 кодовым линиям связи с параметрами, соответствующими требованиям ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75, со скоростью передачи информации 50 кбит/с + 1%;

- передачу информации по 8 кодовым линиям связи с параметрами, соответствующими требованиям ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75, со скоростью передачи информации 50 кбит/с+1%;

- прием и передачу информации каналу информационного обмена МКИО 4 (основному и резервному).

Система обеспечивает выполнение функций управления общесамолетным оборудованием в режиме ручного и автоматического управления (если это предусмотрено органами управления и элементами каждой системы отдельно). Режим ручного управления осуществляется путем получения команды на выполнения циклограммы управления исполнительным механизмом самолетной системы от органов управления, находящихся в кабине. В режиме автоматического управления признаки активации циклограмм управления ОСО формируются на основе информации, принимаемой системой от самолетных систем. Ручное управление имеет более высокий приоритет, чем автоматическое управление.

Контроль самолетного оборудования системой СУ ОСО осуществляется методом сопоставления сформированных команд управления с информацией полученных систем вследствие ее выполнения и с помощью команд "запроса", инициирующих запуск встроенного самоконтроля комплексов БРЭО. Информацию о результатах контроля СУ ОСО передает в систему регистрации (объективного контроля) и БЦВМ. СУ ОСО обеспечивает выдачу в систему регистрации и контроля (систему объективного контроля) по каналу информационного обмена МКИО значений текущих параметров, кодов событий и кодов отказавших блоков систем, выявленных на всех этапах работы объекта.

Система, при отказе БЦВМ, обеспечивает функционирование по МКИО в качестве контроллера, а при отказе МКИО СУ ОСО соединяется с многофункциональными индикаторами (МФЦИ) и пультами ПУ ОСО радиальными связями.

Электропитание системы осуществляется от систем электроснабжения (СЭС), обеспечивающих два вторичных канала (борта) постоянного тока с номинальным напряжением 27 В, качества электроэнергии в соответствии с ГОСТ 19705-89 для систем с выпрямительными устройствами.

При этом переменный ток (115 В/400 Гц) может поступать как от основных генераторов, так и от генератора вспомогательной силовой установки (ВСУ), а при отказе СЭС переменного тока СУ ОСО запитывается от аккумуляторной батареи.

Блоки преобразований и вычислений БПВ подключаются к двум каналам СЭС и нормально работают при параметрах качества электроэнергии по одному каналу - для нормального и аварийного режимов (в установившихся и переходных режимах), при этом второй канал электропитания может быть запитан электроэнергией с параметрами качества для аварийного режима.

При одновременном перерыве в электропитании по двум каналам система не выходит из строя и не выдает ложных сигналов и команд (кроме их снятия), при восстановлении качества электроэнергии хотя бы в одном канале электропитания СЭС до нормального или аварийного значения работоспособность системы за 1 с автоматически восстанавливается без вмешательства экипажа.

Комплексная система электроснабжения (СЭС) предназначена для обеспечения электроэнергией бортовых систем (приемников электроэнергии) летательного аппарата на всех предусмотренных режимах его эксплуатации. Параметры качества электроэнергии, производимые системой, соответствуют ГОСТ 19705-89 и MILSTD704E.

СЭС состоит из двух подсистем:

СЭС˜ - подсистемы электроснабжения переменного тока номинальным напряжением 115/200 В стабильной номинальной частотой 400 Гц;

СЭС= - подсистемы электроснабжения постоянного тока номинальным напряжением 27 В.

СЭС˜ и СЭС = включают в себя системы генерирования переменного и постоянного тока.

Работа СЭС поисходит следующим образом.

На аэродроме, при незапущенных маршевых двигателях, электроснабжение переменным током производится от аэродромного источника через узел подключения или от генератора ВСУ - в режиме автономного базирования. Возможна совместная работа аэродромного источника и генератора ВСУ, при этом от аэродромного источника запитывается шина левого борта, а от генератора ВСУ - шина правого борта.

После запуска основной силовой установки подключаются приводы-генераторы - основные источники. Схема выполнена с приоритетом основных источников, поэтому, даже при работе аэродромного источника и генератора ВСУ, шина левого борта запитывается от основного левого привода-генератора, а шина правого борта - от правого привода-генератора.

В полете при отказе одного из приводов-генераторов или при его отключении (вследствие отказа (останова) двигателя основной силовой установки) производится запуск ВСУ и автоматически включается генератор ВСУ, который подключается к шине неработающего основного генератора (летчик включает выключатель генератора ВСУ для того, чтобы при касании ВПП, при приземлении, генератор не отключился).

Мощность каждого из приводов-генераторов и генератора ВСУ - 16 кВА (до 10 км) позволяет обеспечить электроэнергией все бортовые системы летательного аппарата, даже при работе одного из указанных источников.

При работе любого источника электроэнергии переменного тока шины левого и правого бортов автоматически объединяются и запитываются от указанного источника.

В зависимости от количества работающих источников изменяются адреса питания шин левого и правого бортов посредством переключающих контакторов.

При наличии переменного тока на шинах левого и правого бортов работают оба ВУ. Левое ВУ запитывает левый борт постоянного тока (шину лев. авар. и шину лев. откл.), правое ВУ запитывает правый борт постоянного тока (шину прав. авар. и шину прав. откл.).

Каждое из ВУ работает параллельно с одной аккумуляторной батареей левой и правой соответственно.

При отказе одного из ВУ шины ("борта") объединяются контактором объединения бортов и запитываются от одного работающего ВУ. Мощность каждого из ВУ - 6 кВт достаточна для обеспечения электропитания всех бортовых систем.

При отключении обоих ВУ вследствие обесточивания обоих шин ("бортов") переменного тока отключаются отключаемые шины лев. откл. и прав. откл., а шины лев. авар. и прав. авар. объединяются и залитываются от обоих аккумуляторных батарей.

При запуске ВСУ (подключении электростартера ВСУ) шины левого и правого бортов:

в полете - разъединяются;

на земле - разъединяются при запуске ВСУ от одного борта;

на земле - объединяются при запуске ВСУ от двух бортов.

Комплекс электронной индикации обеспечивает пилотажно-навигационные режимы, контроль работы авиационного оборудования и боевого применения с помощью трех МФЦИ, КАИ, МФПУ, которые объединены в единую интегральную систему информации с управляющими БЦВМ, мультиплексным и локальными каналами информационного обмена, что позволяет не только предъявлять возрастающий объем информации от различных средств на ограниченной площади приборной доски, но и оптимизировать условия для восприятия количественной приборной и естественной внекабинной информации, повысить ее наглядность. Связь МФЦИ, КАИ и МФПУ с управляющими БЦВМ осуществлена также резервными радиальными каналами информационного обмена.

В целях повышения живучести МФЦИ управляющие БЦВМ подключены к системе энергоснабжения по первой категории, с помощью генератора переменного тока основной или вспомогательной силовых установок и аккумуляторных батарей.

Принцип взаимозаменяемости индикаторов позволяет при отказе одного из МФЦИ обеспечить практически полный объем информации для выполнения пилотажно-навигационной и боевой задачи, а для случая отказа двух из МФЦИ используется специальный информационный кадр "Аварийный", обеспечивающий выдачу минимальной пилотажно-навигационной информации на одном не отказавшем МФЦИ, необходимой для безопасного пилотирования.

Логика распределения индикационной информации на экранах МФЦИ и КАИ основана на ряде положений.

Режим навигации включает в себя:

- взлет;

- полет по маршруту;

- "наведение" и "атака";

- возврат на аэродром посадки;

- посадка;

- повторный заход на посадку.

Режим боевого применения включает в себя:

- наведение;

- атака;

- выход из атаки.

Информация на индикаторах (при 4-индикаторном варианте кабины - 3 МФЦИ+КАИ) распределяется следующим образом.

На КАИ размещается основная информация пилотажная и боевого применения - положение самолета в пространстве, данные о высоте, скорости, направлении полета, данные о цели, зоне поражения и указания о применении вооружения. Так же могут выдаваться предупреждения об опасных режимах полета и отказах на борту.

Левый МФЦИ представляет пилотажную и навигационную информацию в объеме, достаточном для выполнения задач в сложных метеоусловиях (облаках, над морем, вне видимости горизонта, ночью и т.п.).

Средний МФЦИ представляет тактическую обстановку, навигационные данные или картографическую картинку.

Правый МФЦИ обеспечивает летчика информацией о работе самолетных систем, двигателей, оборудования, выдает рекомендации по действиям в особых случаях, при ошибочных действиях летчика по этапам полета в рамках экспертной системы и информацию с телевизионно-оптических средств поражения.

В случае отказа какого-либо из МФЦИ информацию с отказавшего индикатора можно установить на любом другом МФЦИ.

Многофункциональный пульт управления МФПУ может быть расположен в двух кабинах летательного аппарата: в 1-ой кабине - на КАИ, во 2-ой кабине - на приборной доске и предназначен для выполнения следующих функций:

- управление работой комплекса (совместно с МФЦИ);

- управление режимами работы комплекса и сопрягаемых с комплексом систем (переключение режимов работы комплекса, оперативное изменение параметров полетного задания, использование ПУИ в качестве пультов управления систем комплекса и систем, взаимодействующих с комплексом);

- индикация и редактирование отдельных параметров полетного задания. Управление режимами работы комплекса осуществляется с помощью основных страниц управления, управление режимами работы систем - с помощью страниц управления системами.

На борту летательного аппарата установлена телевизионная система объективного контроля учебно-боевых действий, Т-СОК-УБД представляет собой совокупность устройств для наблюдения, записи и вывода на экран МФЦИ видеоинформации, снятой телевизионньми камерами в процессе полета, а также для регистрации звуковых переговоров экипажа между собой и с пунктом управления.

Система Т-СОК-УБД предназначена для обеспечения:

- видеонаблюдения воздушного пространства в передней полусфере по ходу движения объекта;

- видеонаблюдения результатов боевого применения средств АСП;

- регистрации видеоинформации от 4-х телевизионных камер и от 3-х МФЦИ на легкосъемный твердотельный накопитель;

- регистрации звуковых переговоров экипажа;

- выдачу на БКЦО видеосигналов от одной из телевизионных камер для отображения изображения на МФЦИ.

Телевизионная информация (TV) поступает на КАИ от цветной видеокамеры и с телевизионно-оптических систем поражения и через блок коммутации телевизионных сигналов БКТС может быть оперативно выведена на МФЦИ.

На борту установлен видеомагнитофон, записывающий индикацию с КАИ с закабинным пространством и радиообмен, и в случае необходимости информацию с КАИ можно переписать на любой МФЦИ.

Основная задача КАИ - выдача прицельной информации летчику на фоне пилотажной. Информация "гибкая" - меняется по этапам полета. Этапы: взлет, полет по маршруту, боевое применение, заход на посадку. Основой в пилотажной информации является вектор скорости, получающий данные, характеризующие движение самолета от инерциальной системы, а при ее отказе от датчиков углов атаки и скольжения.

При выполнении режима "Взлет" на формате индицируются следующие символы:

- контур самолета;

- шкала крена (неподвижная);

- шкала тангажа (подвижная);

- шкала курса;

- цифровой счетчик текущей высоты;

- цифровой счетчик приборной скорости;

- указатель режима - надпись "ВЗЛ" (взлет).

При выполнении режима "Маршрут" на формате индицируются следующие символы:

- контур самолета;

- шкала крена (неподвижная);

- шкала тангажа (подвижная);

- шкала курса;

- указатель режима управления: "ДИР" - директорный, "АВТ" - автоматический;

- вектор скорости, получающий данные, характеризующие движение самолета от инерциальной системы;

- символ "опасная зона" - появляется на экране за 4-5 секунд до выхода на высоту, с которой необходимо начинать маневр для увода с опасной высоты;

- символ "ОТВ" (отворот от земли) высвечивается за 2 секунды до выхода на опасную высоту и снимается при выходе в безопасные условия полета;

- цифровой счетчик высоты в метрах;

- цифровой счетчик приборной скорости в км/час;

- режим движения в вертикальном канале: "ВЫС" - стабилизация высоты, "ПГ" - приведение к горизонту, "СТБ" - стабилизация углов, "УВОД" - режим увода от земли;

- цифровой счетчик дальности до навигационной точки.

В режиме "ВОЗВРАТ" (возврат на аэродром посадки) на КАИ формируется кадр, идентичный кадру режима "МАРШРУТ" со следующим отличием: вместо указания режима "МАРШРУТ" формируется текст "ВЗВ" (возврат).

В режиме "Посадка" на формате индицируются следующие символы:

- контур самолета;

- шкала крена (неподвижная);

- шкала тангажа (подвижная);

- шкала курса;

- цифровой счетчик текущей высоты;

- цифровой счетчик приборной скорости;

- заданный курс - курс ВПП;

- режим полета - "ПОС" (посадка);

- указатель режима управления: "ДИР" - директорный, "АВТ" - автоматический;

- вектор скорости, получающий данные, характеризующие движение самолета от инерциальной системы;

- синтезированная "псевдо" ВПП, совпадающая по местоположению и угловым размерам с реально видимой;

- дальность до торца ВПП;

- символ, индицирующий отклонение от курсового и глиссадного радиомаяков. Мнемокадр КАИ для режима "ПОВТОРНЫЙ ЗАХОД" соответствует мнемокадру для режима "МАРШРУТ" со следующими отличиями:

- индицируется указатель режима - "ПЗ" (повторный заход);

- заданный курс формируется в соответствии с траекторией повторного захода.

Мнемокадр КАИ соответствует мнемокадру "МАРШРУТ" с символами "Опасная зона", "Отворот от земли" и появляется текстовый символ "УВОД".

Номенклатура пилотажно-навигационных мнемокадров и мнемокадров контроля состояния самолетных систем на индикаторах МФЦИ одна и та же и включает следующие мнемокадры:

- комбинированная пилотажно-навигационная информация: ИКП+НПП;

- навигационно-плановая информация: "ОБЗОР", "МАРШРУТ", "ИТО", "ПОСАДКА";

- контроль состояния самолетных систем: форматы - "ТИПОВОЙ (основной)", "ДВИГАТЕЛЬ", "ГИДРОПНЕВМО", "ТОПЛИВО", "СЖО", "СДУ", "СЭС", "ПОДГОТОВКА".

Выбор конкретного мнемокадра осуществляется летчиком с помощью многофункциональных кнопок в обрамлении МФЦИ. Меню присутствует на всех мнемокадрах, в верхней части экрана правого МФЦИ.

Левый МФЦИ используется как пилотажно-навигационный индикатор и несет информацию, достаточную для выполнения любого пилотажного маневра, а также для осуществления самолетовождения на выбранную навигационную точку.

На кадре в формате пилотажно-навигационная информация индицирует положение самолета относительно горизонтальной плоскости. Индицируются горизонтальная и вертикальная скорости, перегрузка, угол атаки, вектор скорости, барометрическая и радиовысоты, заданная и опасная высоты полета, курсовая шкала, заданный и текущий курсы, расстояние и угловое отклонение относительно текущей точки, на которую осуществляется полет, отклонение от курсового и глиссадного радиомаяков (в режиме "ПОСАДКА). Дополнительно индицируются барометрическое давление, время и запас топлива.

Центральный МФЦИ используется как пилотажно-плановый индикатор и несет информацию о положении самолета относительно заданной линии пути в горизонтальной плоскости при взлете, полете по маршруту и заходе на посадку (плановая картина полета, либо электронная карта местности).

Правый МФЦИ используется как индикатор контроля состояния самолетных систем и несет информацию о конфигурации самолета, работе всех систем и агрегатов. Основной вид представления информации мнемонический. Глубина контроля достаточна для анализа и принятия решения о работе систем как летным, так и техническим составом без дополнительного подключения пультов контроля. При необходимости выводится информация с телевизионно-оптических средств поражения.

Схема системы управления подвесными объектами при использовании универсального устройства на летательном аппарате функционирует следующим образом. Управляющие сигналы из системы управления оружием поступают ко всем устройствам крепления внешних подвесных объектов по единой коммуникации, с разветвлением в соответствии с логическими номерами объектов, что позволяет ввести в действие конкретный блок, отвечающий за запуск (отсоединение) соответствующего подвесного объекта.

Использование универсального устройства для крепления на летательном аппарате внешних подвесных объектов (универсального авиационного пилона) позволит увеличить полезную нагрузку, улучшить аэродинамические качества крыла, уменьшить сопротивление движению, уменьшить массу, улучшить летно-тактические характеристики и, в целом, повысить эффективность применения летательного аппарата по назначению.

Размещение блоков в пилонах позволяет значительно упростить процесс управления подвесными объектами и снизить вес летательного аппарата, а также сократить время подготовки к полету при изменении вида подвешенного объекта, т.к. для управления другим объектом достаточно заменить блок. Блок выполняется в виде отделенного модуля, и его замена предельно упрощена.

Автономная бортовая кислородная система имеет следующие преимущества:

- уменьшение времени подготовки самолета к полету;

- повышение эксплуатационной технологичности обслуживания самолета;

- интеграция авиационной бортовой кислородной системы с системой управления общесамолетным оборудованием (СУ ОСО) и системой многофункциональной индикации - МФЦИ:

- выдача и индикация режимов "ВЫХОД НА РЕЖИМ", "КИСЛОРОД ОТКАЗ", "КИСЛОРОД НОРМА"; "ТЕКУЩЕГО ЗНАЧЕНИЯ ПАРЦИАЛЬНОГО ДАВЛЕНИЯ КИСЛОРОДА"; "ИНДИКАЦИЯ ФАЗ ДЫХАНИЯ";

- отсутствие необходимости в наземных средствах, вырабатывающих и транспортирующих кислород;

- снятие ограничений по времени полета самолета, связанному с ограничением запаса кислорода на борту, что особенно актуально при полетах с дозаправкой топливом в воздухе.

В зависимости от условий полета авиационная бортовая кислородная система обеспечивает:

- продуцирование с помощью бортовой кислорододобывающей установки (например, БКДУ-130) и подачу на дыхание с требуемым парциальным давлением кислорода;

- аварийную подачу кислорода от кислородной системы катапультного кресла в случае выхода из строя бортовой кислорододобывающей установки;

- подачу обогащенной кислородом газовой среды под избыточным давлением в линию дыхания и подачу сжатого воздуха в камеры противоперегрузочного устройства в зависимости от величины перегрузки;

- подачу кислорода в кислородную маску при катапультировании, последующем спуске в кресле и приземлении (приводнении);

- защиту органов дыхания от вредных для дыхания веществ.

Входящие в состав системы кислородные приборы (например, типа КП-130) обеспечивают легочно-автоматическую подачу дыхательной смеси в кислородные маски. На случай отказа клапанного механизма легочного автомата предусмотрено ручное включение (рукояткой на КП) непрерывной подачи дыхательной смеси в маску. При отсутствии давления на входе КП дыхание летчика окружающим воздухом из кабины обеспечивается через клапан подсоса кислородного прибора.

Регулятор давления (например, типа РД-130) предназначен для создания избыточного давления под маской при перегрузках с целью повышения переносимости экипажем перегрузок. Управляется РД автоматом давления (типа АД-16В), одновременно обеспечивающим при перегрузках наддув противоперегрузочного костюма (ППК).

Кислородная система катапультного кресла (типа КСКК-130) является аварийным источником кислорода для обеспечения кислородного питания членов экипажа:

- при разгерметизации кабины с понижением в ней барометрического давления до уровня, соответствующего "высоте" в кабине более километров;

- при отказе БКДУ;

- при катапультировании с последующим спуском на парашюте.

Для исключения перетекания кислорода из включенной КСКК к кислородному прибору другого члена экипажа служит обратный клапан. Датчик подачи газа на дыхание (ДПГД) предназначен для регистрации наличия расхода обогащенного кислородом воздуха из БКДУ в кислородные маски для дыхания экипажа.

Работа авиационной бортовой кислородной системы осуществляется следующим образом.

Включение электропитания БКДУ (фиг.12) производится после запуска вспомогательной силовой установки (ВСУ) выключателем "КС - вкл-откл" общей скобы включения всех систем. При этом происходит прогрев и юстировка газоанализатора в течение 7,5 мин. На экранах МФЦИ в кабинах экипажа должна появиться индикация сигнала "выход на режим" в виде мигающего символа, например, бело-голубого цвета.

В течение 0,5-1 мин после запуска всех двигателей основной силовой установки воздушного судна происходит сброс накопившегося конденсата, загрязнений и насекомых из магистралей отбора воздуха от двигателей и ВСУ. Затем по сигналу от бортовой системы управления происходит автоматическое переключение крана на УВП из положения дренажа в положение подачи сжатого воздуха в БКДУ и к автоматам давления, через специальный фильтр, который очищает воздух от пыли, от аэрозолей (в том числе токсичных) и от капельной влаги. Капельная влага собирается фильтром и сбрасывается за борт. Очищенный фильтром воздух поступает на вход БКДУ и к автоматам давления.

Внутри БКДУ воздух через редуктор попадает в блок распределительных клапанов и далее в адсорберы, где разделяется на обогащенную кислородом ДГС и на обогащенную азотом смесь.

Дыхательная смесь из БКДУ поступает через датчики ДПГД и кислородные приборы КП в кислородные маски летчиков. Смесь, обогащенная азотом, сбрасывается за борт.

Контроль парциального давления кислорода в ДГС осуществляется входящим в БКДУ газоанализатором, который связан с кабиной уравнительной линией. Контроль избыточного давления газа на выходе БКДУ осуществляется входящим в него сигнализатором давления, статическая полость которого также соединена с уравнительной линией. Для того чтобы при опрессовке кабины не создавался поток воздуха из кабины в БКДУ, а также для защиты от попадания в уравнительную линию загрязнений, на ее конечной части устанавливается штуцер с обратным клапаном.

Информация о состоянии ДГС от газоанализатора и от сигнализатора давления поступает в электронный блок БКДУ, который выдает в бортовую систему индикации сигналы:

- "выход на режим" в течение 7,5 минут с момента включения электропитания БКДУ;

- "кислород - норма" - при парциальном давлении кислорода в ДГС не менее 25 кПа на земле, не менее 15 кПа в полете и при избыточном давлении ДГС (относительно давления в кабине) более 20 кПа;

- "кислород - отказ" - при парциальном давлении кислорода на земле менее 25 кПа, в полете менее 15 кПа (до 13 кПа) в течение 10 мин или менее 13 кПа в течение 30 с, при избыточном давлении ДГС (относительно давления в кабине) менее 20 кПа в течение 1 мин;

- "текущее значение парциального давления кислорода" - текущий выходной сигнал газоанализатора.

Для различения электронным блоком наземных и полетных условий в БКДУ от бортовой системы должен выдаваться сигнал "земля".

Количественные характеристики сигналов могут быть следующие:

Параметры сжатого воздуха на входе в систему.

На входе в БКДУ:

- избыточное давление относительно атмосферного давления на высоте полета от 100 до 1000 кПа (от 1 до 10 кгс/см);

- температура от нуля до +95°С (кратковременно до 40°С);

На входе в АД при перегрузках более 2 ед.:

- избыточное давление относительно атмосферного давления на высоте полета от 150 до 1000 кПа (от 1,5 до 10 кгс/см);

- температура от нуля до +80°С (кратковременно от минус 40 до +95°С).

Параметры продуцируемой БКДУ дыхательной газовой среды:

- содержание кислорода до "высоты в кабине" 8000 м (по ОСТ 1 00831-77);

- производительность обеспечивает дыхание двух членов экипажа с легочной вентиляцией до 30 л/мин у каждого.

Электрокоманда на автоматическое включение КСКК выдается бортовой системой при получении сигнала "кислород-отказ" на "высоте в кабине более 8000 м. На "высоте в кабине" более 10 км автоматическое включение КСКК осуществляется без ожидания сигнала "кислород-отказ".

Визуальная индикация летчику: "подача газа на дыхание" - колеблющийся в такт фазам дыхания световой сигнал; "выход на режим" - световой сигнал; "кислород-норма" - световой сигнал; "кислород-отказ" - световой сигнал; "аварийный кислород" - световой сигнал и голосовое предупреждение; "парциальное давление кислорода".

Параметры с записью на бортовой накопитель: "подача воздуха в БКДУ включена"; "подача воздуха в БКДУ отключена"; "выход БКДУ на режим"; "кислород-норма"; "кислород-отказ"; "аварийный кислород"; "подача газа на дыхание"; текущее значение парциального давления кислорода от 5 до 25 кПа.

Форма индикации:

"выход на режим" - мигающий мнемонический знак, символизирующий кислородную систему;

"кислород - норма" - тот же знак светится постоянно:

"кислород - отказ" - изменение цвета знака на красный, сопровождаемое текстовой информацией "кислород - отказ".

Индикация "выход на режим" должна оставаться до момента переключения крана на УВП из положения дренажа в положение подачи сжатого воздуха в БКДУ. Если время до этого момента превышает 7,5 мин с момента включения электропитания БКДУ, индикация "кислород - норма" и "кислород - отказ" в течение данного периода будет заблокирована. При непоступлении от БКДУ сигнала "кислород - норма" или "кислород - отказ" в течение 5 с после выхода на режим бортовая система управления формирует на МФЦИ информацию "кислород - отказ".

Сигнал о наличии подачи ДГС к кислородным приборам поступает от датчика ДПГД. При нормальной работе "легочного автомата" кислородного прибора КП и расходе ДГС через него, соответствующем легочной вентиляции более 7,5 л/мин, датчиком ДПГД выдается изменяющийся по фазам дыхания сигнал, который воспринимается и отображается бортовой системой индикации. При отказе легочного автомата в открытом положении или при включении непрерывной подачи (с помощью рукоятки кислородного прибора) датчиком ДПГД выдается непрерывный сигнал максимального уровня. При отказе легочного автомата в закрытом положении, или при отсутствии подачи ДГС от БКДУ, или при расходе ДГС, соответствующем легочной вентиляции менее 7,5 л/мин, датчиком ДПГД выдается непрерывный сигнал минимального уровня. Способ визуального отображения данного сигнала определяется конструкцией бортовой системы индикации.

Форма индикации - колеблющееся в такт фазам дыхания изображение типа "блинкер" на фоне мнемонического знака, символизирующего кислородную систему.

Кислородная система катапультного кресла КСКК обеспечивает как ручное, так и автоматическое включение. Электрокоманда на автоматическое включение выдается на КСКК бортовой системой управления:

- в случае разгерметизации кабины с понижением в ней барометрического давления до уровня, соответствующего "высоте" в кабине более 8 км и получении при этом от БКДУ сигнала "кислород - отказ";

- при "высоте" в кабине более 10 км электрокоманда на включение КСКК выдается без ожидания сигнала "кислород - отказ".

Одновременно с включением КСКК бортовая автоматика выдает в систему индикации сигнал "аварийный кислород".

Форма индикации этого сигнала - текстовое и речевое оповещение.

Для исключения перетекания кислорода из включенной КСКК к кислородному прибору другого члена экипажа служит обратный клапан.

При катапультировании подача кислорода от КСКК включается механическим устройством.

После завершения полета и остановки двигателей бортовая система управления обеспечивает обратное переключение крана сброса конденсата устройства УВП в положение дренажа, при этом обеспечивается исключение возможности обесточивания электромеханизма крана до переключения его в положение дренажа.

Изобретение относится к авиационной технике. Сущность изобретения заключается в использовании основной силовой установки со сверхзвуковыми двигателями, расположении дополнительной силовой установки в нижней части фюзеляжа за кабиной экипажа, а также в применении интегрального комплекса бортового радиоэлектронного оборудования, комплексной системы управления самолетом, системы управления общесамолетным оборудованием, комплексной системы электроснабжения самолета, комплекса электронной индикации и автономной бортовой кислородной системы. Изобретение обеспечивает эффективное использование легкого сверхзвукового многоцелевого самолета для выполнения полетов в различных условиях, в том числе и в условиях автономного базирования в отрыве от основного аэродрома. 2 з.п. ф-лы. 15 ил.

1. Легкий сверхзвуковой многоцелевой самолет, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа в носовой части, тормозным щитком в его верхней части, ограниченные крылом боковые воздухозаборники, шасси, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями, стреловидное крыло с передним корневым наплывом оживальной формы, механизацией и отклоняемыми носками с уступами передней кромки, однокилевое вертикальное оперение и горизонтальное оперение, отличающийся тем, что корневой наплыв крыла выполнен с размахом l_н не менее 0,15 и не более 0,18 размаха l_k консоли крыла от основания наплыва и с хордой b_н не менее 0,55 и не более 0,6 величины местной хорды b_k крыла, уступ передней кромки отклоняемого носка крыла выполнен на расстоянии 0,55-0,65 величины размаха l_k консоли крыла от основания наплыва, с хордой b_н не менее 0,075 величины местной хорды b_k крыла без учета уступа, крыло имеет обратную стреловидность задней кромки крыла и выполнено с универсальными устройствами для крепления на самолете внешних подвесных объектов, размещенных симметрично на каждой его консоли, горизонтальное оперение выполнено в виде дифференциально-управляемых стабилизаторов, ось вращения которых пересекается с осью двигателей основной силовой установки, а задняя кромка выступает за торец сопловых аппаратов, турбореактивные двигатели выполнены сверхзвуковыми, размещены в хвостовой части фюзеляжа с расположением между ними корневой части горизонтального оперения, вспомогательная силовая установка размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа, входные отверстия воздухозаборников размещены в нижней части и ограничены фюзеляжем, в верхней части воздухозаборника, ограниченной крылом, выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом, между элементом воздухозаборника и крылом выполнена щель слива пограничного слоя, содержит интегрированный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования, в состав которого входят: система информационного обмена, бортовая цифровая вычислительная система управления полетом и учебно-боевыми действиями, внешнее запоминающее устройство и система ввода информации, инерциальная система, радиотехническая система ближней навигации и посадки и ответчик системы управления воздушным движением и госопознавания, автоматический радиокомпас, радиовысотомер с приемопередатчиком и антенным устройством, маркерный приемник, комплексная система управления самолетом с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, система управления вооружением с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, комплексная система электронной индикации, управления и прицеливания, информационные табло аварийной сигнализации, установленные в кабинах экипажа, система спутниковой связи, двукратно резервированная система управления общесамолетным оборудованием, бортовая система объективного контроля, связная радиостанция, модуль самолетного переговорного устройства, система электроснабжения, внешнее и внутреннее светотехническое оборудование, комплексная система аварийного покидания самолета, двукратно резервированная электронная система управления силовой установкой, комплексная система управления самолетом, в состав которой входят: четырехкратно резервированная цифровая вычислительная часть с блоками питания и контроля, датчиками и пультами управления, четырехкратно резервированные по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлические рулевые приводы, два из которых установлены в канале крена и один - в канале направления, четырехкратно резервированный по электрической части и двукратно по гидравлической части электрогидравлический рулевой привод стабилизатора, вращательный электрогидравлический привод закрылков, трехпозиционные гидравлические цилиндры привода носков крыла, электрогидравлические краны управления отклоняемыми носками крыла, привод тормозного щитка, посты управления первой и второй кабин, механически связанные между собой, механизмы триммерного эффекта по каналам тангажа, крена и направления, пульты управления, гибкие валы управления закрылками, планетарные редукторы-шарниры выпуска-уборки закрылков, система управления тормозным щитком, система управления общесамолетным оборудованием, в состав которой входят: пульт управления, табло светосигнальное с кнопками-лампами типа ПКН, центральный светосигнальный огонь, мультиплексный канал информационного обмена, блок преобразований и вычислений, блок управления и контроля, системы общесамолетного оборудования, система кондиционирования воздуха, комплексная система управления, многофункциональные индикаторы, междусамолетное переговорное устройство, пневмогидросистема, система торможения колес, система пожарной защиты, система воздушной защиты стекла козырька фонаря, комплекс средств аварийного покидания, система запуска, управления и контроля силовой установки, система электроснабжения, система управления и контроля топлива, система запуска и управления вспомогательной силовой установкой, кислородная система, система управления шасси, радиовысотомер, радиокомпас, система сигнализации замков фонаря, система внешнего светотехнического оборудования, топливная система, система управления створками жалюзи, система централизованной маслозаправки, аппаратура наведения и посадки, дальномер, бортовая цифровая вычислительная машина, комплексная система электроснабжения самолета, в состав которой входят: подсистема переменного тока в составе: левый привод-генератор, правый привод-генератор, генератор вспомогательной силовой установки, узел подключения аэродромного источника электроэнергии, шины переменного тока левого и правого бортов, контакторы, блоки регулирования, защиты и управления, блок чередования фаз, блоки датчиков тока, левое выпрямительное устройство, правое выпрямительное устройство, подсистема постоянного тока в составе: левая аккумуляторная батарея, правая аккумуляторная батарея, аварийные шины постоянного тока левого и правого бортов, отключаемые шины постоянного тока левого и правого бортов, контакторы, аппараты защиты и управления выпрямительных устройств, электростартер вспомогательной силовой установки, комплекс электронной индикации, в состав которого входят: первая управляющая бортовая цифровая вычислительная машина, мультиплексный канал информационного обмена, локальный круговой канал информационного обмена, левый, центральный и правый многофункциональные цифровые индикаторы, каллимоторный авиационный индикатор, многофункциональные пульты управления, система электроснабжения с генератором основной силовой установки, генератором вспомогательной силовой установки, аккумуляторная батарея, система датчиков режимных параметров, вторая управляющая бортовая цифровая вычислительная машина, межмашинные каналы информационного обмена, первый (левый) и второй (правый) локальные радиальные каналы информационного обмена резервные, блок коммутации телевизионных сигналов, универсальное устройство для крепления на самолете внешних подвесных объектов, в состав которого входят: пилон с крыльевыми узлами крепления, узлы беззамковой подвески, замок держателя, отсеки для размещения блоков отсоединения и/ или запуска объектов, лючок, съемный хвостовой обтекатель, автономная бортовая кислородная система, в состав которой входят: противоперегрузочный костюм, кислородная система катапультного кресла, датчик подачи воздуха на дыхание, обратный клапан, кислородный шланг, автомат давления, регулятор давления, кислородные шланги, кислородный прибор, кислородная маска, защитный шлем, клапан кабины, шланг уравнительной линии, бортовая кислорододобывающая установка, шланги, устройство воздухоподготовки.2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что продольная ось вспомогательной силовой установки направлена вдоль оси самолета, а выхлопная труба выведена под фюзеляж в боковую сторону.3. Самолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что канал каждого воздухозаборника в передней части наклонен вверх, а на уровне двигателя переходит в горизонтальное положение.