ПЗ 18 тренажёрка

1. Навигационное оборудование самолета А320

НАВИГАЦИОННОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
А320
Выполнил: курсант уч.гр.АК3-221
Специальность 25.03.02
Гонибесов Д.З.
Проверил: Кивокурцев А.Л.

2. СОДЕРЖАНИЕ:

1. Инерциальная система воздушных
2. Резервная навигационная система
данных
2.1 Отображение высоты и скорости
1.1 Общее описание ADIRU
2.2 Резервный авиагоризонт
1.2 Общие сведения о системе ADIRS
2.3 Резервный компас
1.3 Органы управления и индикации ADIRU 2.4 ISIS (интегрированная резервная система
1.4 Функции панели переключения
приборов)
1.5 Расположение компонентов ADIRS
2.4.1 Индикатор резервной скорости и числа
1.6 Индикация воздушных данных
маха
1.7 Бленкеры
2.4.2 Резервный высотометр
1.8 Индикация (PFD)
2.4.3 Резервный авиагоризонт
1.9 Приемники воздушного давления
3. Особенности технического обслуживание
1.10 Датчик TAT
3.1 Руководство по поиску неисправностей
1.11 Датчик АОА
3.2 Техкарта
3.3 MMEL
4. Контроль знаний

3. 1. ИНЕРЦИАЛЬНАЯ СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ ДАННЫХ

4.

Эта часть навигационной системы включает в себя:
● три блока ADIRU (Air Data/Inertial Reference Units)
● резервные системы.
Каждый ADIRU выполняет:
функцию воздушных данных через свою часть ADR (Air Data Reference).
функцию определения ориентации, курса и положения через свою часть IR (Inertial
Reference)часть.
Данные о воздухе поступают из четырех независимых источников:
Три основные системы
Каждая из трех основных систем включает в себя датчики, и связанные с ними модули ADM (Air
Data Modules), датчики TAT (Total Air Temperature) и датчики AOA (Angle Attack). Они обеспечивают
ADR-часть ADIRU необходимыми данными для генерации параметров, которые передаются на PFD
(первичные полетные дисплеи) и ND (навигационные дисплеи), а также на индикатор угла атаки и в
различные системы самолета.
Резервная система
Резервная система включает в себя резервный высотомер, резервный указатель воздушной скорости
и метрический высотомер или дополнительную систему ISIS. Давление в них подается с помощью
датчика статического и динамического давления, подключенного к ADIRU 3 через модуль
воздушных данных (ADM).

5. Общая схема

ОБЩАЯ СХЕМА

6. 1.1 ОБЩЕЕ ОБ ADIRU

Каждый ADIRU содержит:
ADR (Air Data Reference).
IR (Inertial Reference).
Источник питания является общим для ADR и IR. ADIRU взаимодействует с ADIRS CDU (Control
and Display блок) для управления режимами и оповещения о состоянии.
ADR
Часть ADIRU, посвященная справочным воздушным данным, обеспечивает основные источники
данных которые являются эталонами воздушных данных для систем авионики самолета.
ADR получает и обрабатывает выходные данные от:
-ADM, (модуль воздушных данных),
-датчик TAT (датчик общей температуры воздуха),
-датчик AOA (датчик угла атаки),
Он вычисляет аэродинамические параметры в виде низкоскоростных шин ARINC
IR
обеспечивает основные источники данных, которые представляют собой точную ориентацию,
магнитный курс и навигационные данные для систем авионики самолета.

7. 1.1 БЛОК СХЕМА ARIRU

8. 1.2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕ ADIRS

ADIRS состоит из трех ADIRU (Air Data Inertial Reference Units), каждый из которых имеет
собственный набор зондов и датчиков и общий CDU (Control Display Unit).
Основные данные о воздухе и данные о курсе/ориентации предоставляются ADIRS.
Эта конфигурация обеспечивает тройное резервирование информации для всех функций
инерциальных и воздушных данных.
Каждый канал изолирован от других и предоставляет независимую информацию.
ADIRS предоставляет бортовым системам основные данные о воздухе, а также данные о
курсе/положение/навигации.
Основными компьютерами ADIRS являются три ADIRU, которые контролируются ADIRS CDU.
Данные о положении, курсе и навигации отображаются в EFIS (Electronic Flight Instrument System)
отображает (PFD и ND) и на дополнительном DDRMI (Digital Distance Radio Magnetic Indicator),
который копирует данные о курсе.

9. 1.2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕ ADIRS

MCDU
MCDU (Multipurpose Control and Display Units) обычно используются для выравнивания
инерционных опорных точек, инициирования тестов ADIRU и отображения информации ADIRU.
ADIRS CDU
Блок дисплея управления ADIRS используется в качестве резервного средства для выравнивания
инерциальной опорной точки. Он также используется для выбора режима, отображения информации
и индикации состояния.
ДАТЧИКИ
Входные параметры данных о воздухе, такие как полное и статическое давление, AOA (Angle Of
Attack) и ТАТ (Total Air Temperature) передаются от соответствующих зондов и
датчиков на три модуля ADIRU.
FCU
ADIRU получают от FCU (Flight Control Unit), барокоррекцию, установленную экипажем.
GPS
GPS (Global Positioning System) передает данные в ADIRS, в основном о положении и скорости ВС.
ADIRU обрабатывают данные GPS и предоставляют потребителям чистые данные GPS, чистые IRданные и гибридные данные GPS/ADIRS.

10. 1.2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕ ADIRS

DMC
DMC (Display Management Computers) 1 и 2 получают данные от связанных с ними ADIRU и от
ADIRU3. DMC3 получает информацию от всех трех ADIRU для работы в качестве резерва в случае
сбоя DMC1 или 2.
DMC/PFD & ND
ADIRU 1 и 2 отображают информацию через DMC 1 и 2 на соответствующих PFD и ND. ADIRU3
работает как резервный в случае сбоя ADIRU1 или 2.
ПЕРЕКЛЮЧЕНИЕ ADIRS
По сути
ADIRU1 связан с приборами капитана,
ADIRU2 с приборами второго пилота,
ADIRU3 находится в режиме ожидания.
В случае сбоя функции ADR (Air Data Reference) или IR (Inertial Reference) ADIRU1 или 2
соответствующие приборы и дисплеи могут быть независимо переключены вручную на ADIRU3 с
помощью селекторных переключателей.

11. 1.2 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМЕ ADIRS

12. 1.2 СХЕМА СИСТЕМЫ ADIRS

13. 1.3 ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ И ИНДИКАЦИИ ADIRU

Пульт ADIRS CDU, расположенный на верхней панели, содержит элементы управления и
индикаторы, позволяющие:
● выбор источников питания для систем ADR и IR
● выбор и отображение навигационных данных ручную инициализацию (обычно выполняется
через FMGC)
● индикацию состояния и неисправностей IRs или ADRs

14.

1.4 ФУНКЦИИ ПАНЕЛИ ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ
Два селекторных переключателя AIR DATA и ATT HDG представляют собой поворотные
селекторные переключатели с 3 положениями: CAPT/3, NORM и F/O/3

15. 1.5 РАСПОЛОЖЕНИЕ КОМПОНЕНТОВ ADIRS

Три ADIRU установлены в отсеке авионики. ADIRS CDU установлен в кабине.
На самолете могут быть установлены два разных типа ADIRU: один — система Honeywell, другой
— система Litton.

16. 1.6 ИНДИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ ДАННЫХ

ALT (высота полета)
CAS (вычисленная воздушная скорость)
M (число Маха)
V/S (вертикальная скорость)
Вычисляются ADIRU (часть ADR), обрабатываются соответствующим DMC и
отображаются на дисплее DMC и отображаются на PFD.
TAS (истинная воздушная скорость) вычисляется аналогичным образом, но
отображается на НDs нормальной конфигурации EIS, когда переключатель AIR DATA
находится в положении NORMADR1 отображает информацию на CAPT PFD и ND.
ADR2 отображает информацию для F/O PFD и ND (статическая температура воздуха) и
TAT (общая температура воздуха) также подаются таким же образом, но постоянно
отображаются в нижней части нижнего ECAM DU.
Эти элементы информации отображаются с ADR 2 на классическом EIS1 и от ADR1 на
усовершенствованном EIS 2.

17. Расчетная воздушная скорость Индикация CAS отображается в аналоговой форме с помощью белой ленты с делениями через каждые 10

узлов и цифровыми значениями через каждые 20
узлов.
эта лента перемещается вверх и вниз, чтобы указать фактическое значение
скорости вс перед фиксированной желтой контрольной линией. отображаемая
часть шкалы соответствует дальности 84 узла. шкала имеет градуировку от 30 до
520 узлов, а цифровые значения — от 40 до 520 узлов.
CAS никогда не может отображаться ниже 30 узлов.
Высота
Индикация барометрической высоты осуществляется с помощью ленты, которая
перемещается вверх и вниз за окном, в котором отображается фактическая
высота воздушного судна. лента шкалы градуирована каждые 100 футов, а
цифровые значения отображаются через каждые 500 футов сотнями.
В случае расхождения между высотой, указанной источником воздушных
данных КВС, и высотой, заданной источником воздушных данных второго
пилота, в правой части шкалы высот отображается желтый бленкер CHECK ALT.

18. Вертикальная скорость Шкала вертикальной скорости состоит из: - Трапециевидная серая фоновая цветная поверхность -

Фиксированная белая шкала с отметками с интервалом 500 фут/мин от −2000
фут/мин до +2000 фут/мин
- Стрелка, показывающая в аналоговой форме фактическое значение
вертикальной скорости число в движущемся янтарном окне.
- Выше +6000 фут/мин (или ниже -6000 фут/мин) игла остается остановленной
на своем месте.
Когда вертикальная скорость превышает +6000 футов/мин или −6000 футов/мин,
цифровая индикация и аналоговая стрелка меняют цвет с зеленого на желтый.
кроме того, эти показания при приближении меняют цвет на желтый в
следующих случаях:
− V/S менее −2000 фут/мин ниже 2500 фут по прямому восхождению.
− V/S менее -1200 фут/мин ниже 1000 фут по прямому восхождению.

19. Мах Когда число маха превышает 0,5, оно отображается чуть ниже шкалы скорости. TAS, SAT, TAT TAS отображается на ND в режимах

МАХ
Когда число маха превышает 0,5, оно отображается чуть ниже шкалы скорости.
TAS, SAT, TAT
TAS отображается на ND в режимах ROSE, ARC и PLAN.
Информация TAS отображается в виде трехзначного числового обозначения,
которому предшествует указание TAS. Эта информация отображается в левом
верхнем углу ND для скорости выше 100 узлов.
Ниже этого значения индикация TAS остается видимой, но за ней следуют три
тире.
SAT (статическая температура воздуха) и TAT (общая температура воздуха)
постоянно отображаются в нижней части нижнего DU ECAM в виде числового
обозначения из двух цифр, которым предшествует знак плюс или минус.

20. 1.6 ИНДИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ ДАННЫХ

21. 1.7 БЛЕНКЕРЫ

Расчетная воздушная скорость
В случае сбоя расчета скорости полета шкала скорости исчезает из поля зрения и заменяется
красным бленкером SPD.
Высота
В случае расхождения между высотой, указанной источником воздушных данных КВС, и высотой,
заданной источником воздушных данных второго пилота, в правой части шкалы высот отображается
желтый бленкер CHECK ALT.
В случае сбоя барометрической высоты шкала исчезает из поля зрения, а красный бленкер ALT
мигает в течение нескольких секунд в окне высоты, а затем остается постоянным.
Мах
В случае сбоя отображается красный бленкер MACH.
Вертикальная скорость
В случае предупреждения о неисправности шкала вертикальной скорости удаляется и заменяется
красным бленкером V/S, который мигает несколько секунд, а затем остается постоянным.
ТАС
В случае падения истинной скорости полета значение исчезает из поля зрения.
TAT, SAT
В случае неисправности TAT и SAT на индикации появляются желтые крестики.

22.

23. 1.8 ИНДИКАЦИЯ (PFD)

Информация об ориентации и курсе вычисляется ADIRU (часть IR) и обрабатывается
соответствующим DMC. Данные о положении отображаются на PFD, а данные о курсе отображаются
на PFD, ND и VOR/ DME RMI.
Кроме того, V/S (вертикальный/скорость) отображается на PFD, а показания путевой скорости и
ветра отображаются на ND.
В нормальной конфигурации, когда селекторный переключатель ATT/HDG находится в положении
NORM, данные IR 1 отображаются на CAPT PFD, ND и VOR/DME RMI. Данные IR 2 отображаются
на F/O PFD и ND.
Положение самолета по крену и тангажу указано в центральной части PFD сферой,
представляющей обычный барабан ADI (индикатор ориентации).
1. Фиксированный символ самолета (черный, в желтой рамке)
Символ самолета представляет продольную и поперечную оси кондиционера.
2. Шкала крена (белая)
Эта фиксированная шкала крена содержит белые отметки для значимых значений 10 градусов, 20
градусов, 30 градусов и 45 градусов по обе стороны от нулевого положения (горизонтальных
крыльев), которое обозначено маленьким фиксированным треугольником.
3. Индекс крена (желтый)
Желтый треугольник, который остается на линии, проходящей через центр ориентира кондиционера
и перпендикулярной линии горизонта, перемещается относительно фиксированной шкалы крена на
верхнем контуре сферы ориентации.

24.

4. Шкала тангажа (белая)
Шкала перемещается за окно в форме сферы, ограниченное линиями верхнего и
нижнего секторов. Шкала поворачивается вокруг центра контрольной точки
кондиционера в соответствии с текущим углом поворота кондиционера. Линии
даны через каждые 2,5 градуса от 0 до 30 градусов, затем для значений 50
градусов и 80 градусов для положительных углов наклона.
5. Индекс бокового скольжения (желтый)
Представляет на ЗЕМЛЕ ускорение кондиционера по широтной оси, а во время
ПОЛЕТА - боковое скольжение.
6. Контрольная линия курса (желтая) и шкала курса (белая)
7. Символ фактической трассы (зеленый)
Символ фактической трассы представляет движение кондиционера по
отношению к истинному Северу

25.

26. 1.9 Приемники воздушного давления

1.9 ПРИЕМНИКИ ВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯ
СТАТИЧЕСКИЕ ПИЕМНИК ДАВЛЕНИЯ
Каждая из трех систем CAPT (1), F/O (2), STBY (3) содержит два статических приемника,
которые связаны с каждой частью ADR ADIRU через пять ADM.
Приемник защищен от обледенения цепью нагревателя 28 В постоянного тока.
Статические датчики, связанные с ADIRU 1 и ADIRU 2, установлены на 48,64 ниже
базовой линии фюзеляжа (Z=0). Статические датчики, связанные с ADIRU 3, установлены
на 29,5° ниже базовой линии фюзеляжа.
ПРИЕМНИК ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ
Каждая система состоит из одного датчика полного давления CAPT (1), F/O (2), STBY (3),
который связан с каждой частью ADR ADIRU через один ADM.
Датчики защищены от обледенения цепью нагревателя 115 В переменного тока, 400 Гц.
Датчики полного давления 1 и 2 установлены на 40,08° ниже базовой линии фюзеляжа
(Z=0). Датчик Пито 3 установлен на 59,56° ниже базовой линии фюзеляжа (Z=0).

27.

28. 1.10 ДАТЧИК ТАТ

На самолете установлены два датчика общей температуры воздуха, по два чувствительных элемента
каждый. Чувствительные элементы датчика имеют переменное сопротивление.
Датчик TAT 1 связан с частью ADR ADIRU 1 и 3, датчик TAT 2 связан с частью ADR ADIRU 2.
Датчики ТАТ установлены на высоте 2,33 м от носовой части и на 0,60 м от оси самолета под
фюзеляжем. Датчик ТАТ 1 расположен с левой стороны, а датчик ТАТ 2 — с правой стороны.
Поток воздуха поступает в сопло датчика, проходит через калиброванный дроссель и обтекает
герметично закрытый платиновый резистивный чувствительный элемент, где измеряется
температура.
Скорость потока через элемент контролируется дросселем в трубке элемента.
Часть ADR предназначена для работы с датчиком температуры сопротивлением 500 Ом (при 0°C),
что соответствует основному уравнению Callender/Van Dusen. Для повышения точности датчика
используется сеть прецизионных резисторов. Этот метод обозначается термином PCI (Precision
Calibration Interchangeability).
Эти датчики нагреваются напряжением 115 В переменного тока через систему нагрева датчика.
Нагревательный элемент обычно не находится под напряжением на земле. Нагревательный элемент
имплантирован в черпак и стойку и предохраняет датчик ото льда даже в самых суровых условиях
обледенения.

29.

30. 1.11 ДАТЧИК АОА

Самолет оснащен тремя датчиками угла атаки. Два расположены на левом борту и один
на правом борту фюзеляжа.
Каждый из этих датчиков AOA соответственно связан с каждой частью ADR ADIRU.
Датчики АОА 1 и 3 установлены на 6,08 град. и 31 град. ниже базовой линии фюзеляжа
(Z = 0) с левой стороны. Датчик АОА 2 установлен на 6,08 град. ниже базовой линии
фюзеляжа (Z = 0) с правой стороны.
Датчик угла атаки флюгерного типа. Его чувствительным элементом является небольшое
крыло, расположенное по направлению воздушного потока.
Небольшое крыло механически связано со свободным поворотным валом, который
приводит в движение устройства, передающие сигнал местного угла атаки. Эти
передающие устройства состоят из сельсинов, которые преобразуют угловую
информацию в пропорциональную электрическую информацию (угловой синус и
косинус).
На сельсин подается сигнал 26 В переменного тока. Тот же сигнал также принимается
ADIRU в качестве эталона для декодирования значений AOA.
Саморегулируемый нагревательный элемент (сопротивление PTC: положительный
температурный коэффициент), вставленный в лопасть, устраняет или предотвращает
обледенение.
На него подается напряжение 115 В переменного тока через PHC.

31.

32. 2. РЕЗЕРВНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА

33.

РЕЗЕРВНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА ПОЗВОЛЯЕТ ЛЕТНОМУ ЭКИПАЖУ ПРОВЕРЯТЬ
НАВИГАЦИОННЫЕ ДАННЫЕ, ПРЕДОСТАВЛЯЕМЫЕ ADIRS.
РЕЗЕРВНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА СОСТОИТ ИЗ ЧЕТЫРЕХ ПРИБОРОВ. КАЖДЫЙ ИЗ
НИХ ИМЕЕТ РАЗНЫЕ ПОКАЗАНИЯ:
- РЕЗЕРВНЫЙ КОМПАС ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МАГНИТНОГО КУРСА, - РЕЗЕРВНЫЙ
ИНДИКАТОР ГОРИЗОНТА ДЛЯ ОРИЕНТАЦИИ,
- IAS (STANDBY AIRSPEED INDICATOR) ДЛЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ,
- РЕЗЕРВНЫЙ АЛЬТИМЕТР ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ВЫСОТЫ.
- ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЙ РЕЗЕРВНЫЙ МЕТРИЧЕСКИЙ ВЫСОТОМЕР ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ
МЕТРИЧЕСКОЙ ВЫСОТЫ.

34.

35. 2.1 ОТОБРАЖЕНИЕ ВЫСОТЫ И СКОРОСТИ

Один резервный указатель воздушной скорости, один резервный высотомер и один метрический
высотомер напрямую подключены к резервному источнику полного и статического давления.
Резервный высотомер снабжается статическим давлением от резервной системы воздушных данных,
чтобы указать барометрическую высоту самолета в футах. Когда высота ниже 10 000 футов, цифра
ноль на левом барабане заменяется черными и белыми полосами. Цифру девять заменяет зона с
красной полосой.
Индикатор воздушной скорости в режиме ожидания
Резервный указатель воздушной скорости содержит капсульный механизм, который измеряет
перепад давления полного и статического давления по данным резервной системы воздушных
данных и обеспечивает индикацию воздушной скорости в узлах.
Индикация воздушной скорости отображается с помощью:
- Указатель, перемещающийся по циферблату, имеет отметку от 60 до 450 узлов. Шкала линейная от
60 уз до 250 уз с делением 5 уз и от 250 уз до 450 уз с шагом 10 уз.
- Для ручной настройки скорости предусмотрены четыре регулируемых вручную белых жучка.

36. 2.2 РЕЗЕРВНЫЙ АВИАГОРИЗОНТ

Отображения положения осуществляется с помощью гироскопического
горизонта, который представляет собой независимый прибор, обеспечивающий
летному экипажу постоянную индикацию положения самолета.
Это позволяет увидеть положение, обеспечиваемое основными источниками
системы положения. Он действует в режиме ожидания, когда эти системы не
работают.
Резервный указатель горизонта питается напряжением 28 В постоянного тока
от основной шины. Статический инвертор в приборе преобразует это
напряжение 28 В постоянного тока в трехфазный переменный ток для питания
гироскопического двигателя.
Ротор гироскопа вращается с высокой скоростью (> 23 000 об/мин) вокруг
своей вертикальной оси и обеспечивает вертикальную привязку.
Быстрый сброс гироскопического горизонта можно активировать, потянув за
ручку, расположенную в правом нижнем углу индикатора.

37.

Индикатор предоставляет следующую информацию:
- угол крена,
- угол тангажа,
- отказ прибора (КРАСНЫЙ бленкер).
1. Информация о отображении
Символ самолета (черно-желтый) исправлен.
Картушка в центре инструмента разделена на две зоны (верхняя часть — синяя,
нижняя — коричневая), разделенные опорным горизонтом (белого цвета).
Индикация угла наклона отображается с помощью картушки с градуировкой от
-80 до +80 градусов.
2. Информация о крене
Информация о крене предоставляется указателем, который перемещается перед
циферблатом, градуированным с шагом 10 градусов в диапазоне от -30 до +30
градусов.
3. Предупреждение о сбое
Бленкер загорается, если обнаружен сбой в электропитании или если частота
вращения ротора гироскопа падает ниже 18 000 об/мин.

38. 2.3 РЕЗЕРВНЫЙ КОМПАС

Курс осуществляется магнитным компасом, который является самостоятельным
прибором, определяющим летный экипаж по магнитному курсу ВС.
Он установлен в верхней части центральной стойки лобового стекла и позволяет
проверять курс, обеспечиваемый основными источниками курсовой системы. Он
действует в режиме ожидания, когда эти системы не работают.
Резервный компас состоит из магнитного элемента, вращающегося внутри чаши
компаса, погруженного в демпфирующую жидкость. Магнитный элемент связан с
градуированной картой компаса, которая движется против линии и определяет магнитный
курс.
Под смотровым окном расположены два отверстия с маркировкой N.S и E.W,
позволяющие добиться компенсации путем размещения двух небольших намагниченных
стержней (компенсатора).
Над смотровым окном расположен немагнитный ламповый блок, обеспечивающий
подсветку карты компаса.

39. 2.2 И 2.3 РЕЗЕРВНЫЙ АВИАГОРИЗОНТ И КОМПАС

40. 2.4 ISIS (ИНТЕГРИРОВАННАЯ РЕЗЕРВНАЯ СИСТЕМА ПРИБОРОВ)

ISIS (INTEGRATED STANDBY INSTRUMENT SYSTEM) отображает следующую информацию:
- Скорость полета,
- Число Маха,
- Углы тангажа и крена,
- Высота в футах (футах),
- ILS (Instrument Landing System) или MMR (Multi−Mode Receiver) deviations
отклонения:
G/S (наклон глиссады), LOC (локализатор),
- БАРО (БАРОметрика) ссылка в гПа (гекто Паскалях),
- Метрическая высота,
- Магнитный курс,
- Барокоррекция в гПа в дополнение к поправке BARO в дюймах ртутного столба (дюймах рт. ст.)
Датчик освещенности автоматически регулирует яркость дисплея.
Как только на ISIS подается питание, на нем в течение 90 секунд отображается дисплей
инициализации. Этот дисплей представляет собой четыре желтых прямоугольника, обозначающих
ATT, SPD, ALT и INIT.

41.

42. 2.4.1 ИНДИКАТОР РЕЗЕРВНОЙ СКОРОСТИ И ЧИСЛА МАХА

Указатель воздушной скорости отображается посредством черной ленты с белыми
индикациями, расположенной вертикально в левой части дисплея. Шкала воздушной
скорости линейная с делениями по пять узлов от 5 до 250 уз, по десяткам узлов от 250 до
520 уз и цифровыми значениями через каждые 20 уз. Эта лента перемещается вверх и
вниз, показывая фактическое значение скорости кондиционера перед фиксированной
желтой контрольной линией.
Если данные о воздушной скорости недействительны, вместо шкалы воздушной
скорости отображается красный бленкер SPD.
Число Маха всегда вычисляется. Когда число Маха превышает 0,5 (возрастающее
значение), оно отображается зеленым цветом в левой нижней части области дисплея, чуть
ниже шкалы скорости зеленого цвета. Он больше не отображается, когда становится ниже
0,45.
В случае отказа вместо числа Маха отображается красный бленкер М.

43.

44. 2.4.2 РЕЗЕРВНЫЙ ВЫСОТОМЕТР

На показания резервного высотомера подается статическое давление от резервной системы
воздушных данных, чтобы указать барометрическую высоту самолета в футах.
Индикация барометрической высоты отображается посредством черной ленты с белыми
индикаторами, расположенной вертикально в правой части области дисплея.
Шкала высот линейная от - 2000 до + 50 000 футов с делением 100 футов и цифровой индикацией
через каждые 500 футов. Эта лента перемещается вверх и вниз относительно окна, обведенного
желтым цветом, в котором отображается фактическое значение высоты кондиционера. зеленые
цифры.
Окно окружено голубым цветом, когда ошибка высоты скрыта этим показанием. В этом окне сотни
футов написаны крупным шрифтом, тогда как десятки и единицы отображаются с помощью
барабана, работающего как обычный механический высотомер.
Если данные о высоте недействительны, вместо ленты высоты отображается красный флажок ALT,
но выбранное давление всегда отображается.
Барометрическая поправка
Нажимая ручку выбора барометрического эталона (BARO), расположенную в правом нижнем углу
индикатора, пилот может выбрать стандартное барометрическое давление 1013,25 гПа (29,9211
дюймов рт. ст.) или барометрическую поправку.
Это значение (без единиц измерения) можно регулировать, поворачивая ручку:
- Первое нажатие STD, второе нажатие: коррекция барометрического давления.
- Нажмите ее еще раз, чтобы выбрать барометрическое значение QNH (атмосферное давление на
уровне моря) в гектопаскалях (гПа).
Барометрическая поправка отображается голубым цветом в центральной нижней части дисплея в
диапазоне от 745 до 1100 гПа (от 22 до 32,48 дюймов рт. ст.) с отклонением 10 гПа на одно вращение
ручки.
В случае выбора стандартного барометрического давления вместо значения барометрической
поправки отображается голубой флаг STD.

45.

46. 2.4.3 РЕЗЕРВНЫЙ АВИАГОРИЗОНТ

Ориентир
Символ самолета желтого цвета обеспечивает фиксированную точку отсчета для
индикации тангажа и крена на подвижной шкале. Базовый символ самолета может быть
заменен символом V-bar, когда соответствующий дискретный вывод программы заземлен.
Фиксированный символ желтого цвета состоит из трех частей:
Две упрощенные части крыла/шасси плюс центральная часть. Он предоставляет пилоту
быстрый обзор информации об ориентации, как по тангажу, так и по крену относительно
сферы ориентации.
Угол тангажа
Углы тангажа показаны относительно фиксированного символа самолета. Текущий угол
тангажа самолета определяется вертикальным смещением шкалы угла тангажа
относительно центра символа самолета.
Масштаб перемещается за окно в форме сферы, ограниченное линиями верхнего
(синего) и нижнего (коричневого) секторов. Шкала вращается вокруг центра символа
самолета в соответствии с текущим углом крена самолета. Шкала тангажа содержит
белые опорные линии и соответствующие значения угла тангажа.
Линии даны через каждые 2,5 градуса от −30 до +30 градусов. За пределами 30 градусов
большие красные стрелки (V-образные) указывают на чрезмерное положение и
направление, которому следует следовать, чтобы его уменьшить.

47. 2.4.3 РЕЗЕРВНЫЙ АВИАГОРИЗОНТ

Угол крена
Угол крена показан относительно фиксированной шкалы и индекса крена (желтый треугольник). На
шкале имеются белые отметки 10, 20, 30, 45 и 60 градусов. Когда самолет кренится влево и вправо,
индикатор угла крена (черный треугольник с белым контуром) перемещается по фиксированной
шкале. Индикатор крена состоит из двух частей, которые движутся вместе, совершая
скоординированный разворот. Однако если обнаружено какое-либо боковое ускорение (боковое
скольжение), нижняя часть треугольника перемещается относительно верхней части. В случае
отсутствия информации о тангаже или крене отображение ориентации заменяется красным флажком
АТТ. Дополнительный магнитный индикатор курса представляет собой движущуюся шкалу (белого
цвета) относительно фиксированной точки отсчета (желтого треугольника). В случае сбоя
информации о магнитном курсе, отображение магнитного курса заменяется красным бленкером
HDG.

48.

Боковое ускорение
Трапециевидный указатель, окруженный черным и белым, под контрольным треугольником крена
обозначает поперечное ускорение воздушного судна. Боковое ускорение отображается в диапазоне от
−0,2 до +0,2 g. Если поперечное ускорение превышает этот диапазон, оно
больше не отображается. Когда поперечное ускорение равно нулю, центр символа находится в
нейтральной зоне, ширина которой соответствует середине
основание опорного треугольника. В ISIS это может привести к смещению между этим
треугольником и символом бокового ускорения до одного миллиметра. Такое поведение обусловлено
компромиссом между разрешением датчиков, точностью дисплея и креплением оборудования на
приборной панели.

49.

50. 3. ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИя

3. ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО
ОБСЛУЖИВАНИЯ

51. 3.1 РУКОВОДСТВО ПО ПОИСКУ НЕИСПРАВНОСТЕЙ

52. 3.2 ТЕХКАРТА

3.2 ТЕХКАРТА

53.

54.

3.3 MMEL

55. 4. КОНТРОЛЬ ЗНАНИЙ

1. Ниже какого значения не может отображаться расчетная воздушная скорость на самолете А320?
а. 40 узлов.
б. 60 узлов.
в. 30 узлов.
г. 50 узлов.
2. В случае сбоя расчета скорости полета на самолете А-320 шкала скорости исчезает из поля
зрения и заменяется:
а. красным бленкером SPD.
б. желтым бленкером SPD.
в. красным бленкер MACH.
г. белым бленкером MACH.
3. Каким напряжением подогреваются датчики ТАТ на самолете А-320?
а. 28 В переменного тока.
б. 115 В переменного тока.
в. 115 В постоянного тока.
г. 36 В переменного тока.

56.

4. Что означает бленкер ALT на PFD на самолете А-320?
а. отказ вариометра.
б. отказ спидометра.
в. сбой указателя числа М.
г. сбой барометрической высоты .
5. Сколько в сумме датчиков ТАТ и АОА расположено на самолете А-320?
а. 4
б. 5
в. 6
г. 8
6. Что измеряет датчик АОА на самолет А-320?
а. вертикальную скорость.
б. истинную скорость.
в. скорость ветра.
г. угол атаки.
7. Что такое ISIS (INTEGRATED STANDBY INSTRUMENT SYSTEM) на самолете А-320?
а. система освещения.
б. интегрированная резервная система приборов.
в. противопожарная система.
г. система запуска двигателя.

57.

8. Каким напряжение обогревается приемник полного давления на самолете А-320?
а. 115 В переменного тока, 400 Гц.
б. 115 В переменного тока, 50 Гц.
в. 28 В постоянного тока.
г. 115 В постоянного тока.
9. Где расположен пульт ADIRS CDU на самолете А-320?
а. отсек Авионики
б. на верхней панели
в. на центральной панели
г. отсутствует на самолете.
10. Лампочками какого напряжения подсвечиваются панели CDU на самолете А320?
а. 220 В переменного тока
б. 5 В переменного тока
в. 28 В постоянного тока
г. 115В постоянного тока