Реферат: Оборудование летательных аппаратов

Практическая работа N12-6

СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС-72-3

(Продолжительность практической работы — 4 часа)

I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы ячвляется изучение студентами сисмемы СВС-72-3 и

исследование ее эксплуатационных характеристик.

II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные

технические данные СВС-72-3. Подготовиться к ответу на

контрольные вопросы.

III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд.

2. Система СВС-72-3.

3. Контрольно-проверочная установка БП-СВС-72.

4. Электрический пневмонасос — установка КПА-ПВД.

IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Получить допуск к работе.

2. Изучить правила работы на установке КПА-ПВД (см. приложение

к данной работе).

3. Выполнить проверку СВС-72-3 согласно методике, изложенной в

пункте VII настоящего описания.

4. Оформить отчеты о проделанной работе.

V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результаты проверки

СВС-72-3 по каждому пункту задания; заключение о готовности СВС к

эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Виды высот.

*2. Назначение Vпр, Vист, соотношение между ними.

*3. Преимущества СВС перед обычными аэрометрическими приборами

и датчиками.

*4. Какие параметры в СВС-72-3 выводятся на индикацию ?

5. Градуировочные формулы связи высоты, приборной, истинной

скорости, числа М со статическим, динамическим давлением и темпе-

ратурой воздуха ( иметь четкое представление — от каких параметров

зависят H, Vпр., Vист.и М ).

6. Как в СВС-72-3 учитывается изменение температуры внутри бло-

ков ?

7. Работа датчиков статического и динамического давления.

8. В каких элементах СВС-72-3 и в виде чего содержаться алгорит-

мы связи выходных параматров с входными ?

9. Каким образом и в каких узлах СВС вычисляются абсолютная

высота и приборная скорость?

10. Работа системы самоконтроля.

11. Работа мостов вычисления высоты, числа М и истинной

скорости.

12. Сравнить точностные характеристики СВС-72-3 и обычных

аэрометрических приборов.

13. Назначение кулачка К1 и корректора в датчике статического

давления.

14 Основные технические данные СВС-72-3.

* — вопросы для допуска.

VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ.

1. Подготовка к проверке СВС-72-3

Выключатели питания лабораторного стенда «27 В», «36 В» и

«115 В» поставить в положение «Выключено».

Установить переключатели передней панели установки БП-СВС-72 в

положения:

— «Питание», «Контроль ламп» и три выключателя «Самопроверки

СВС» — «Откл.»;

— «Подсвет», «Фаза», «Н.П.» — в нелинейное положение;

— остальные переключатели — произвольно.

По контрольному указателю высоты, установленному на

лабораторном стенде, определить и записать давление дня. Для

этого стрелки высотомера с помощью кремальеры следует установить

на «0», после чего по шкале барометрического давления указателя

считать значения барометрического давления.

2. Проверка СВС-72-3 системой встроенного контроля

Выключить питание лабораторного стенда (выключателями «27 В»,

«36 В» и «115 В»), затем выключателем «Питание» БП-СВС-72

выключить систему СВС-72-3.

На указателе «УВ-30» из комплекта СВС-72-3 установить и помощью

кремальеры давление, равное 760 мм орт. ст.

Нажать на время не более 30 сек. кнопку «Контроль» на передней

части блока БВП-7 и следить за отработкой стрелок УВ-30 и УМС-2,5.

В момент загорания лампочек сигнализации абсолютной высоты и

приборной скорости (на БВП-7) записать значения соответственно

высоты и скорости. По окончании обработки показания приборов

СВС-72-3 должны быть следующими:

— относительная высота — 5000+-75 м*

— истинная скорость — 800+-30 км/ч*

— число «М» — 0,693+-0,03.

Внимание: повторное нажатие кнопки «Контроль» допускается не

ранее чем через 5 минут!

Сделать вывод о соответствии контрольных значений СВС-72-3

техническим условиям (ТУ).

3.Проверка канала вычисления Нотн.

Установить на УВ-30 давление дня (значение давления взять из п.1

раздела VII данной работы).

Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,

указанных в табл 1.

Таблица 1.

-----------------------------------------------------------------

Высота по контр. 0 500 1000 1500 2000 3000 4000 8000 10000

высотомеру, м

-----------------------------------------------------------------

Высота по УВ-30, м

-----------------------------------------------------------------

Погреш- УВ-30

ность, м ------------------------------------------------------

допустимая +-15 +-18 +-20 +-23 +-25 +-30 +-34 +-52 +-60

-----------------------------------------------------------------

Полученные данные занести в таблицу 1.

Сделать вывод о соответствии канала ТУ.

Сравнить точностные характеристики каналов с характеристиками

обычного барометрического высотомера типа ВДИ-30, считая, что

погрешности последнего распределены практически по линейному

закону и на отметках 0,5 и 10 км составляют соответственно +-20,

+-90 и +-160 м.

По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться

установки стрелок УВ-30 на нуль.

4. Проверка канала вычисления числа «М»

Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,

указанных в табл.2.

Таблица 2

-----------------------------------------------------------------

Число М по контр.

указателю 0,2 0,3 0,35 0,4 0,6 0,8 1,0 1,1

-----------------------------------------------------------------

Число М по

УМС-2,5

-----------------------------------------------------------------

Погрешность

по УМС-2,5

-----------------------------------------------------------------

Полученные данные занести в таблицу 2

Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая

погрешность не должна превышать +-0,02 на всех отметках.

Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками

обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что

погрешность не должна превышать +-0,02).

По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться

прекращения движения стрелки числа М УМС-2,5.

5. Проверка канала вычисления истинной скорости

Используя установку КПА-ПВД, проверить канал на отметках,

указанных в табл. 3.

Таблица 3

-----------------------------------------------------------------

Истин.скорость по

центр.указ., км/ч 250 300 350 500 700 900 1000 1100

-----------------------------------------------------------------

Истин.скорость по

«УМС-2,5», км/ч

-----------------------------------------------------------------

Погрешность по

«УМС-2,5», км/ч

-----------------------------------------------------------------

Полученные данные занести в табл. 3.

Сделать вывод о соответствии канала ТУ, полагая, что допустимая

погрешность не должна превышать +-20 км/ч на всех отметках.

Сравнить точностные характеристики канала с характеристиками

обычного механического указателя типа УИСМ-ИК (с учетом того, что

погрешность последнего не превышает +-60 км/ч).

По окончании проверки открыть все краны КПА-ПВД и дождаться

прекращения движения стрелок УМС-2,5 и УВ-30.

6. Оценка истинной скорости на различных высотах

Используя установку КПА-ПВД, установить по контрольному

указателю значение скорости 800 км/ч. Затем, не изменяя скорости,

быстро переключить кран выбора режима КПА-ПВД «Разр.-Давл.» в

положение «Разр.» и установить по контрольному указателю высоты

значение высоты 3000 м. Записать изменившееся значение скорости

по контрольному указателю.

Открыть все краны КПА-ПВД.

Пользуясь графиками зависимости температуры и давления от

высоты (см. Л1 и Л2), а также известной зависимостью между

истинной и приборной скорости (Л1), вычислить значение истинной

скорости на Н=3000 м, полагая, что на Н=0 скорость ровнялась 800

км/ч и динамическое давление с подъемом до Н=3000м не изменялось.

Сравнить полученное расчетное значение истинной скорости с

опытными данными. Расхождение не должно превышать 100 км/ч

(объясняется погрешностью контрольных приборов, неточностями

построения графиков и некоторыми другими причинами).

Выключить СВС-72-3 выключателем «Питание» на СВС-72 и питание

лабораторного стенда (выключателями «27 В», «36 В» и «115 В»).

Доложить преподавателю об окончании работы, результатах и

оформить отчет.

VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Установка КПА-ПВД

Установка предназначена для проверки аэрометрических приборов.

Диапазон создаваемых давлений и разряжений соответственно до

значения приборной скорости 1600 км/ч (на Н=0 км) и значения Н=11

км.

Напряжение питания КПА-ПВД — 27 В постоянного тока.

Правила пользования КПА-ПВД

1. При создании давления и разряжения их изменения не должны

осуществляться быстрее, чем 50-100 км/ч/сек и 150-200 м/сек по

указателю КПА-ПВД и контролируемым высотомерам соответственно.

2. Время непрерывной работы установки не более 5-10 минут, с

последующим перерывом не менее 3-5 минут.

3. Вид панелей управления КПА-ПВД представлен на рис. 1.

4. Для создания динамического давления (скорости) необходимо

(рис. 1):

— кран 11 установить в положение 2000 км/час;

— кран 7 установить в положение «Давл.»;

— кран 2 закрыть;

— включить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 4.

При достижении требуемого давления (скорости) кран 4 закрыть, а

переключатель 6 выключить. Сброс давления осуществляется плавным

открытием крана 2.

5. Для создания статического давления (высоты) необходимо:

— кран 7 установить в положение «Раза.»;

— кран 5 закрыть;

— кран 16 установить в положение «300» (поворот на 300 град.);

— выключить переключатель 6 и плавным вращением открыть кран 3.

При достижении требуемого статического давления (высоты) кран 3

закрыть, а переключатель 6 выключить. Для сброса статического

давления плавно открыть кран 5.

2. Основные технические данные СВС-72-3

Диапазон измеряемых параметров:

— абсолютная высота ..........(-500 — 25000)м +-(15 -210)м;

— относительная высота..............(0-25000)м +-(15-210)м;

— число «М».........................(0,3-2,5)+-(0,02-0,03);

— истинная скорость............(350-2500)км/ч-(13-30)км/ч;

— приборная скорость.................(200-1400)км/ч+-8км/ч;

Контрольные значения:

— относительная высота...........................5000+-75м;

— истинная скорость............................800+-30км/ч;

— число «М»....................................0,693+-0,03;

Потребляемая мощность:

— по постоянному току напряжением 27 В...............70 Вт;

— по переменному однофазному току напряжением 115В..250В.А;

— по переменному трехфазному току напряжением 36В....40В.А;

Масса..............................................11 кг.

Литература

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное

оборудование летательных аппаратов; Учебник/Демушкин С.К. и др.

М.: Воениздат, 1976. 311 с. (для изучения с. 20-36,40-43,51-53).

2. Авиационные приборы; Учебник/Под ред. С.С.Дорофеева.М.:

Воениздат, 1992. 496с. (для изучения с. 253-271).

3. Альбом схем и рисунков. Часть 2. Зайцев А.А., Мильчаков С.В.

М.: ОВК МЭИ, 1989. 127 с.

Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.

Занятие №2 (2 часа).

1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).

Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).

Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья ?). При повороте ЛА на угол? вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.

Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.

2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.

2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.

Составляющие вектора? з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте ?, равны:?

* горизонтальная составляющая? зг=? з?cos?;

* вертикальная составляющая? зв=? з?sin?.

Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б):

* главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;

* ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;

* ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.

При таком расположении горизонтальная составляющая? зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая? зв — на ось наружной рамы ГПК.

Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что:

1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;

2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний — опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей? зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной? зг;

3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей? зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора? зв, со скоростью, равной? зв.

Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что:

1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью? х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей? зг угловой скорости вращения Земли, то есть? х= -? зг;

2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ??, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей? зв угловой скорости вращения Земли, то есть ??= -? зв.

Угловые скорости? х и ?? в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.

Величина ухода ?=???t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей? зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).

Величина ухода ?=? х?t из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей? зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.

2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.

Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось — горизонтальна (рис. 3а).

При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп «сложится».

Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта («в азимуте») из-за движения ЛА зависит от вида траектории.

Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.

Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).

При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.

Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.

Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом? и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой?.. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом:

* ON — лежит в плоскости горизонта и направлена на север;

* OZ — по линии местной вертикали;

* OE — лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.

Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим: WN и WE — северная и восточная составляющие путевой скорости.

За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью

?n=(WN/R), где R — радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения ?N стоит знак «минус».

За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью

? е=(WE/(R?cos?)), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор? з +? е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие

? г=(? з +? Е )?cos?=? зг +WЕ/R;

? в=(? з +? Е )?sin?=? зв+(WЕ/R)?tg?,

где? зг=? з?cos?,? зв=? в?sin? — горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)?tg? невозможна, так как в этом случае tg???? Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей? зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход

компенсируется системами азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической.

Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.

Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной? зв.

Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за? зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.

В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.

Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО =? ипм (рис.14.20).

С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z? в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за? зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z? не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.

От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за? зв.

Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за? зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.

2.3. Собственный уход ГПК.

Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).

Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью

??=(Мхтр+Мхнб)/(Н?cos?), что вызывает погрешность в измерении курса.

Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.

Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила

F=m?g (m — масса гиромотора, g — ускорение силы тяжести).

Если ЛА летит с ускорением V?, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m?V?.

Сила F и создает момент Мхнб = F?l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.

Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система «прокачки» подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая «балансировка». В чем сущность работы системы «прокачки» и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.

2.4. Карданная погрешность ГПК.

Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.

Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то:

* при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;

* при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси? также не будет.

Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.

Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом ?, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.

Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы, а также между осью Х и осью? наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и ?, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы «привязана» к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.

При повороте ЛА вокруг оси АА ось? отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью? и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси? по направлению стрелки на величину ??.. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы ?'=?-??.

Величина ??=?-?' и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.

Найдем выражение для ?? в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол ?, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости — на угол ?, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО?tg?.

Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС?cos?.. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что

tg?'=CD/OC=AB/OC=AO?tg?/OC=tg??cos?.. Таким образом, карданная погрешность равна

??=?-arctg(tg???cos?). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла? с периодом, равным 180°.

Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.

При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.

Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.

Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.

3. Тормозное устройство ГПК.

Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.

Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М? относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М? станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью ?? (при постоянном значении момента М?). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н????cos?, который по мере увеличения ?? все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.

Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.

Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.

Недостатками ГПК являются:

* отсутствие избирательности к заданному опорному направлению — ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или «привязать» к нему;

* кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.

Начальник цикла № 4 ВК № 1

полковник

А. Зайцев

Практическая работа N 13-6

АВИАГОРИЗОНОТ АГБ-3

(Продолжительность практического занятия — 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами авиагоризонта

АГБ-3 и исследованию его основных эксплуатационных характери-

стик.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные

технические данные АГБ-3. Подготовиться к ответу на контрольные

вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд

2. Авиагоризонт АГБ-3

3. Контрольно-проверочная аппаратура ПА-АГД-1

4. Поворотная установка ЦГВ

5. Секундомер

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе

2. Изучить правила работы на установке ПА-АГД-1(см. при-

ложение к данной работе)

3. выполнить проверку АГБ-3 согласно методике, изложенной

в п. 8 настоящего описания

4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист, результаты про-

верки АГБ-3 по каждому пункту задания, заключение о годности

авиогоризонта к эксплуатации, краткие ответы на контрольные во-

просы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Свойства 3-ч степенного гироскопа

2. Что такое ¦нутация¦?

3. Как ориентирована по отношению к плоскости горизонта

главная ось гироскопа в гироскопе измерителе крена и тонгажа?

4. Определение крена и тонгажа

5. Причины собственного и кажущегося ухода гироскопа

6. Способы предотвращение собственных уходов гироскопа.

7. Расшифровка ¦АГБ¦ и назначение АГБ-3.

8. Система арретирования АГБ.

9. Работа АГБ-3 при изменениях крена и тонгажа до 80 граду-

сов

10. Назанчение и работа систем продольной и поперечной

коррекции

11. Работа АГБ-3 при углах тонгажа более 84 градусов.

12. Скорость продольной и поперечной коррекции АГБ

13. Какие углы крена и тонгажа отображаются АГБ на земле в

случае стояночных значений этих углов до 6 градусов:

— сразу по окончании арретирования АГБ?

— через 1 мин. по окончанияя арретирвания и отключения

сразу вслед за этим питания АГБ-3?

14. Предусмотрено ли в АГБ-3 отключение продольной и по-

перечной коррекции

15. Погрешности АГБ-3 в определении углов крена и тангажа

(углы до 30 град).

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ\

1.Подготовка установки ПА-АГД-1 и авиагоризонта АГБ-3 к

работе

Подсоединить авиагоризонт АГБ-3 к штепсельному разъему

¦Г¦ установки ПА-АГД-1. К клеммам ¦Сельсин¦ установки подсое-

динить с помощью жгута вольтметр ¦10-50В¦, размещенный на лабо-

раторном стенде. Выключатели и переключатели установки устано-

вить в следующие положения: 1 — ¦откл¦, 2 — ¦1-П¦, 3 — ¦Танагаж¦, 4 —

¦Вкл¦, 5- ¦Агрегаты¦. Ротор сельсина-приемника ¦II¦ установить в

нулеве положение. С помощью рукояток ¦Крен¦ и ¦Тангаж¦ поворот-

ной установки установить шкалы крена и ьангажа в нулевое положе-

ние.

2 Проверка скорости поперечной коррекции

Выключателем ¦4¦ пульта отключить поперечную коррекцию

(вторая слева позиция переключателя). Отклонить корпус АГБ-3 вле-

во на 10 градусов и поставить выключатель ¦3¦ на пульте в положе-

ние ¦Крен¦.

Включить лабораторный стенд выключателем питания по-

стоянным током, после чего нажать кнопку арретирующего механиз-

ма АГБ-3 и, не отпуская кнопки, включить выключатель ¦I¦ пульта

(¦Питание¦). Сразу же после включения ¦1¦ кнопку арретира авиаго-

ризонта отпустить. Далее сделать выдержку в 1.5 минуты и затем по-

ставить переключатель ¦4¦ (коррекция) в положение ¦Прод.кор.вкл.¦.

Включить секундомер и следить за движением силуэта самолета к

отметке в 10 град. Записать время подхода крена к указанному значе-

нию и определить скорость поперечной коррекции по формуле

где — скорость коррекции, град/мин.

10- угол отклонения главной сои гироскопа от

местной вертикали.

t — время ухода гироскопа из завала, мин.

Скорость коррекции при выходе гироскопа из поперечного

завала должна быть от 1.8 до 6 град/мин.

Установить корпус АГБ-3 по крену и тонгажу в начальное,

нейтральное положение (контроль по шкалам угломерной установ-

ки). Нажать до упора кнопку арретира АГБ-3 (при этом кнопка может

зафиксироваться в крайнем положении). Обратить внимание на ха-

рактер изменнеий в показаниях крена и тангажа. По окончании арре-

тирования на АГБ-3 должны отображаться нулевые значения крена и

тангажа (последнее — при нейтральном положении кремальеры по-

правки тангажа).

3. Поверка работы сигнализатора отказа питания

Установить переключатель 1 в положение ¦Откл¦.

В левой верхней части шкалы тангажа должен появиться

флажок сигнализатора отказа питания. Установить переключатель 1

в положение ¦Вкл.¦, флажок должен убраться.

Последователньо вынимать перемычки из клем под ампер-

метрами 15 и 19. Появление флажка сигнализирует о перерыве пита-

ния АГБ-3 постояными переменным током.

После установки перемычек флажок убирается.

Это говорит об исправности цепей питания АГБ-3 и о работо-

способности системы сигнализации о перерыве питания.

4. Проверка работоспособности электрической схемы поправ-

ки тонгажа

Установиьт переключатель 5 в положение ¦Тангаж¦.

Повернуть ручку поправки тангажа по часовой стрелке до

упора. Индекс поправки и шклала тангажа перемещаются соответ-

ственно вверх и вниз.

При вращении ручки поправки против часовой стрелки до

упора индекс поправки и шкала тангажа перемещаются соответсвен-

но вниз и вверх.

Это говорит об исправности электрической схемы поправки

тонгажа. Вернуть ручку поправки танагажа в первоначальное поло-

жение, при этом линия искуственного горизонта АГБ-3 должна уста-

новиться симметрично относителньо нулевых делений шкалы крена.

5. Проверка погрешности показаний АГБ-3 по крену и танга-

жу

При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки на-

клонить АГБ-3 на угол 5-10 градусов (кабрирование-пикирование) и

плавно вовзвратить его в исходное положеие таким образом, чтобы

линия горизонта прибора установилась против центра силуэта-

самолетика.По шкале танагажа поворотноц установки отсчитаь угол,

который и будет являться погрешностью АГБ-3 на нулевой отметке

угла тангажа.

При помощи рукоятки ¦Тангаж¦ поворотной установки зада-

вать наклоны АГБ-3 по шкале танагажа установки на углы 10, 20, 30

градусов в сторону темного (коричневого) фона, а затем — сторону

светлого (голубого) фона.

При каждом положении АГБ-3 производить отсчет его пока-

заний по углу тангажа.

Погрешность показаний АГБ-3 по углу тангажа Опре-

деляется по формуле

где — показание шкалы тангажа АГБ-3, град.;

— показание шкалы тангажа повротной платфор-

мы, град.

Полученные данные свести в табл.1.

Таблица 1

-----------------------------------------------------------------------

— угол тангажа

установки, град 0 10 20 30

-----------------------------------------------------------------------

-угол тангажа

АГБ-3, град

-----------------------------------------------------------------------

-погрешность

АГБ-3, град

-----------------------------------------------------------------------

Погрешность показаний по углам тангажа АГБ-3 не должна

превышать +1 градус.

При помощи рукоядки ¦Крен¦ установки развернуть АГБ-3

по крену на угол 5-10 градусов по чаой (против часовой стрелке, а

затем плавно вернуть его в исходное так, чтобы концы силуэта-

самолетика совместились с нулевыми делениями шкалы крена. По

шкале крена установки отсчитать угол, который и будет являться по-

грешностью АГБ-3 на нулевой отметке угла крена.

При помщи рукоятки ¦Крен¦ задавать наклоны АГБ-3 по

шкале крена установки на углы 15, 30 градусов в сторону правого

(левого) крена. При каждом положении АГБ-3 производить отсчет

его показаний по углу крена.

Погрешность показаний АГБ-3 по углу крена определяется

по формуле

где — показание шкалы крена АГБ-3, град

— показание шкалы крена установки, град

Полученные данные занести в Табл.2.

Таблица 2

--------------------------------------------------------------------------

— угол крена

установки, град 0 15 30

--------------------------------------------------------------------------

-угол крена

АГБ-3, град

--------------------------------------------------------------------------

-погрешность

АГБ-3, град

--------------------------------------------------------------------------

Погрешность показаний по углам крена АГБ-3 не должна

превышать +1 градус.

6. Определение зависимости сигналов сельсинов-датчиков

тангажа и крена АГБ-3 от углов тангажа и крена

Установить переключатель 3 в положение ¦Тангаж¦.

Наклоняя АГБ-3 по шкале тангажа установки от 0 до 30 град.,

через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-

нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в

Табл.3 и построить график зависимости

Таблица 3

---------------------------------------------------------------------------

— угол тангажа

установки, град 0 5 10 15 20 25 30

---------------------------------------------------------------------------

Напряжение

, В

---------------------------------------------------------------------------

Установить переключатель 3 в положение ¦Крен¦.

Наклоняя АГБ-3 по шкале крена установки от 0 до 30 град.,

через 5 градусов снимать показания вольтмера (шкала 0-50 В). Вер-

нуть прибор в исходное положение. Полученные данные свести в

Табл.4 и построить график зависимости

Таблица 4

----------------------------------------------------------------------------

— угол крена

установки, град 0 5 10 15 20 25 30

----------------------------------------------------------------------------

Напряжение

, В

----------------------------------------------------------------------------

Вернуть прибор в исходное положение.

Выключить пиание установки ПА-АГД-1 и лабораторного

стенда. Доложить преподавателю об окончании работы и ее резуль-

татах. Оформить отчет.

8 ПРИЛОЖЕНИЕ

Устанолвка предназначена для проверок авиагоризонтов типа

АГД-1 и АГБ-3.

Напряжение питания установки: переменным током 36 В +5%

частотой 400 Гц+2%, постоянным током 27 В +10%.

Масса установки 8 кг.

Цифры I,II,III обознаают фазы источника переменного тока,

знаки ¦+¦ и ¦-¦ — полюсы источника постоянного тока.

Питание установки от источников постоянного и переменно-

го тока осуществлятся с помощью жгута, подключаемого к штеп-

сельному разъему ¦Питание¦. Вольтметры 14 и 18 замеряеют посто-

янное и переменное напряжение источников тока.

Амперметры 15 и 19 замеряеют постоянный и переменный

токи в цепях авиагоризонта. Для измерения тока в фазах гиромоторов

переключатель 2 устанавливают в положения I-II, II-III, I-III.

Авиагоризонт подключается к штепельному разъему ¦Г¦

установки с помощью жгута. Переключатель 5 устанавливается в по-

ложения ¦Агрегаты¦ или ¦Комплект¦ в зависимости от типа прове-

ряемого авиагоризонта. При правильном чередовании фаз источника

переменного това горит лампа 16, при неправильном — лампа 17.

Переключателем 4 осуществляется раздельное выключение

продольной и поперечной коррекции авиагоризонта.

Лампы 13 ¦ПРК¦ (продольная коррекция) и 13 ¦ПК¦ ( по-

перчная коррекция) сигнализируют о включении коррекции. Сигналы

авиагоризонта снимают с сельсинной передачи, работающей в

трансформаторном режиме (сельсин-датчик АГБ-3 — сельсин-

приемник II установки) Ротор сельсина-приемника II имеет шкалу от

0 до 360 градусов, оцифровка через 1 градус. Замер сигналов, сни-

маемых с сельсинной передачи, производится с помощью вольтметра,

который подключается к ротору сельсина-приемника II через клеммы

¦Сельсин¦.

Подключение сельсинов-датчиков крена и тангажа АГБ-3 к

сельсину-приемнику II осуществляется пререключателем 3.

Сельси-датчик 8 выдаеь сигналы на указатели дистанционных

авиагризонтов.

Отключение продольной коррекции авиагоризонта опреде-

ляется с помощью вольтметра стенда, подключенного к клеммам

¦Продольная коррекция¦ установки.

Индикатор 9 служит для проверки правильности фаз выход-

ных сигналов по врену и тангажу.

Для его включения необходимо переключатель 9 установить

в положение ¦Вкл¦, а переключатель 3 — в положение ¦Тангаж¦ или

¦Крен¦. При правильной фазировке сигналов затемненный сектор

индикатора сужается, при неправльной — расширяется.

Включенние питания установки осуществляется с помощью

переключателя I.

2. Основные технические данные АГБ-3

1. Время готовности не более 1.5 мин.

2. Потребляемый ток

— от источника переменного тока 36 В,

400 Гц в фазах I и II не более 0.9 А

в фазе III не более 0.8 А

— от источника постоянного тока 27 В не более 0.3 А

3. Скорость прецессиии гироскопа под

действием поперечной и продольной коррекции 1.8-6 град/мин

4. Уход гироскопа по крену и тангажу за 5 мин на качающемся

основании с выключенной коррекцией не более +2.5 град

5. Точность выдерживания вертикали по крену и тангажу при вклю-

ченной коррекции на углах от 0 до 30 градусов не хуже +1 град

ЛИТЕРАТУРА

1. Соболев Б.Н. Гироскопические устроцства и курсовые си-

стемы: Учебное пособие М.: МЭИ, 1984, 172 с. (с 158-172).

2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование ле-

тательных аппаратов: Учебник/А. П. Иваненко и др. М.: Воениздат,

1971, 440 с. (с. 148-151)

3. Конспект студента

Практическая работа N13-7а

ВЫКЛЮЧИТЕЛЬ КОРРЕКЦИИ ВК-53

(продолжительность практического занятия — 2 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами выключателя

коррекции ВК-53 и исследование его эксплутационных характеристик.

П. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 1 час)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные

технические данные ВК-53. Подготовиться к ответу на контрольные вопросы.

Ш. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторная установка.

2. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1.

3. Выключатель коррекции ВК-53.

4. Секундомер.

1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Получить допуск к работе.

2. Изучить установку МПУ-1 и правила работы на ней (см. приложение

к данной работе и таблицу на боковой панели установки).

3. Выполнить проверку ВК-53 согласно методике, изложенной в п.УП

настоящего описания.

4. Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результат проверки

ВК-53 по каждому пункту задания; заключение о годности ВК-53 к

эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Свойства 2-степенных гироскопов.

*2. Понятие угла скольжения и правильного виража.

*3. Назначение систем маятниковой коррекции в гироскопических

системах.

*4. Чем вызвана необходимость отключения маятниковой коррекции?

5. Во сколько раз возрастает скорость ухода главной оси

гироскопа при отказе (несрабатывании) выключателя коррекции?

6. Работа типовой системы маятниковой коррекции.

7. Какую маятниковую коррекцию отключает выключатель ВК-53?

8. Нужно ли отключать маятниковую коррекцию при разгонах и

торможениях?

9. Работа ВК-53 до момента срабатывания исполнительного реле.

10. Работа ВК-53 после завершения виража.

11. Основные технические данные ВК-53.

УП. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка установки МПУ-1 и выключателя

коррекции ВК-53 к проверке

Закрепить на поворотной платформе МПУ-1 выключатель коррекции

ВК-53 и подключить его к штепсельному разъему установки.

Подсоединить МПУ-1 к лабораторному стенду и к сети питания «220 В».

Выключатели установки МПУ-1 и лабораторной установки должны

находиться в положении «Выкл.». Перед включением МПУ-1 в работу

необходимо изучить правила ее эксплуатации, указанные на ее боковой

панели и в приложении к данной работе. Категорически запрещается

вращать маховичок установки МПУ-1 при неработающем моторе, а также

тормозить руками вращающую платформу.

2. Определение минимальной угловой скорости

выключения коррекции

Включить все выключатели на лабораторной установке (перек-

лючатель «Напр.обр.св. 0-30 В» установить в произвольное положение).

Через 30-40 секунд после включения установки переключатель

мотора МПУ-1 поставить в положение «Лево». Угловую скорость платформы

задавать по шкале задатчика угловой скорости регулировочным маховиком

(на передней панели МПУ-1).

Плавно увеличивать угловую скорость через 0,1 град/сек.

(начиная с 0), при этом делать выдержку по 10-15 сек. на каждой отметке.

В момент изменения состояния хотя бы одной из лампочек на установке

записать значение минимальной угловой скорости срабатывания ВК-53.

Это значение должно лежать в пределах 0,1-0,3град/сек.

Выключить мотор МПУ-1, сделать выдержку 10-15 сек.и повторить

проверку для вращения платформы МПУ-1 в правую сторону. Выключить

поворотную установку.

3. Проверка времени выключения коррекции

Переключатель мотора установить в положение «Лево». Задать

вращение со скоростью 0,4 град/сек. Остановить платформу и через

15 сек. вновь включить вращение с одновременным началом отсчета

времени по секундомеру. В момент изменения состояния хотя бы одной

из лампочек на установке отсчет времени прекратить и выключить

вращение платформы. Время выключения коррекции должно составлять

5-20 сек.

4. Проверка времени включения коррекции и времени

возвращения элементов ВК-53 в исходное положение

Обеспечить срабатывание ВК-53 при угловой скорости 0,4 град/сек.

(В любую из сторон). Одновременно с началом вращения платформы

поставит тумблер переключателя «Напр.об.0-30 В» вправо и наблюдать

за ростом напряжения на обмотке обратной связи двигателя ВК-53 (см.

схему на лицевой панели установки).

Через 5-7 секунд по окончании роста напряжения остановить

вращение платформы и начать отсчет времени вращения стрелки вольтметра

к нулю.При изменении состояния хотя бы одной из лампочек установки

записать время появления этого события, а в момент возвращения стрелки

вольтметра на нулевую отметку записать последнее значение времени.

Первая временная отметка соответствует времени коррекции, которое

должно составлять 5-10 сек., а вторая — времени возвращения элементов

ВК-53 в исходное положение, это время должно быть в пределах 8-13 сек.

Повторить опыт при противоположном вращении платформы.

По окончании работы выключить МПУ-1 и все выключатели лабораторной

установки поставить в исходные положения.

Доложить преподавателю об окончании работы, результатах.

Оформить отчет.

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Малогабаритная поворотная установка МПУ-1

Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.

Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 120 град/сек.

Напряжение питания МПУ — 220В, частота 50 Гц.

В корпусе установки размещен однофазный электродвигатель

переменного тока, который через редуктор вращает платформу. Угловые

скорости платформы регулируются маховичком «Меньше-Больше» и

контролируются по шкале задатчика угловой скорости вращения

платформы, размещенного на верхней панели.

Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале

платформы и секундомеру.

Реверсирование платформы производится после полной остановки

двигателя с помощью «Переключателя мотора» «Лево-Право».

Категорически запрещается вращать маховичок при неработающем

двигателе или тормозить платформу МПУ-1 руками! Установка должна

быть заземлена.

2. Основные технические данные выключателя коррекции ВК-53

Напряжение питания переменным трехфазным током...... 36В +-5%

Напряжение питания постоянным током............ 27В +-10%

Токи в фазах гиромотора ВК-53............. не более 0,4А

Время готовности к работе............. не более 2-3 мин

Минимальная угловая скорость выключения

Практическая работа N13-7б

ДУБЛЕР АВИАГОРИЗОНТА ДА-200

(продолжительность практического занятия — 2 часа)

I. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами дублера авиагоризонта

ДА-200 и исследование его эксплуатационных характеристик.

II. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 1 час)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные

технические данные дублера авиагоризонта ДА-200 (указателя

поворота, вариометра, указателя скольжения). Подготовиться к

ответу на контрольные вопросы.

III. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Установка УПГ-48.

2. Дублер авиагоризонта ДА-200.

3. Секундомер.

IV. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Изучить установку УПГ-48 и правила работы на ней ( см.

приложение к данной работе).

2. Выполнить проверку указателя поворота ДА-200 согласно

методике, изложенной в п.VII настоящего описания.

3. Оформить отчет о проделанной работе.

V. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результаты проверки

указателя поворота ДА-200 по каждому пункту задания; заключение о

годности ДА-200 к эксплуатации; краткие ответы на контрольные

вопросы.

VI. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Свойства 2-степенного гироскопа.

*2. Почему «дублер авиагоризонта» имеет такое название?

*3. Понятие угла скольжения и правильного виража.

4. Когда можно пользоваться указателем поворота ДА-200 в

качестве указателя крена?

5. Почему шкала указателя поворота ДА-200 отградуирована в

градусах крена, в то время как регистрирует указатель не крен, а

угловую скорость (вывести зависимость между кренами угловой

скоростью)?

6. Возможны ли правильные виражи с различными кренами?

7. Почему шкала указателя поворота ДА-200 ограничена значением

крена 45 градусов?

* Вопросы для допуска.

VII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка установки УПГ-48 и дублера авиагоризонта

Закрепить на поворотной платформе УПГ-48 ДА-200 и подключить

его к штепсельному разъему установки.Подсоединить УПГ-48 к

источнику питания через разъемы «Питание мотора» и «Питание

приборов» (на корпусе УПГ-48).

Перед включением установки УПГ-48 в работу необходимо

ознакомиться с правилами ее эксплуатации, размещенными на

передней панели.

Категорически запрещается вращать маховичек регулирования

угловой скорости вращения платформы при неработающем моторе.

2. Проверка чувствительности указателя поворота ДА-200 при

плоском развороте с угловой скоростью 0,6 град/с.

Установить рукоятку «Вращение платформы» на правой боковой

панели УПГ-48 в положение «Вкл.»; рукоятку «Наклон платформы» — в

нулевое положение; переключатель вращения платформы — в положение

«Ручное». Рукояткой реостата отрегулировать напряжение питания

УПГ-48 — 24 В. Контроль по вольтметру ПМ-70 установки.

«Переключатель мотора» установить в положение «Право». Маховичком

отрегулировать угловую скорость вращения платформы 0,6 град/с,

контролируя ее по шкале задатчика угловой скорости установки и

поддерживая напряжение питания 24 В. Определить визуально

величину шкалы, которая должна быть равна 4+-2 град. Ширина

верхней части стрелки равна 4 град.

Повторить проверку, устанавливая «Переключатель мотора» в

положение «Лево».

3. Определение погрешности указателя поворота ДА-200 при кренах

15, 30, 45 градусов с угловыми скоростями соответственно 1,1;

2,3; 4 град/с.

Проверить погрешность указателя поворота при крене 15 град с

угловой скоростью 1,1 град/с.

Наклонить ДА-200 вправо на 15 град и закрепить его. Поставить

«Переключатель мотора» в положение «Право», маховичком установить

по шкале задатчика угловую скорость платформы 1,1 град/с и по

контрольной шкале, закрепленной на стенде ДА-200, определить

погрешность указателя поворота.

Аналогично определить погрешность указателя поворота при кренах

30 и 45 град при угловых скоростях 2,3 и 4 град/с, соответственно.

При кренах прибора вправо или влево на 15, 30, 45 градусов и

соответствующих угловых скоростях стрелка указателя поворота

должна совпадать соответственно с первой (15 град), второй (30

град) и третьей (45 град) отметками контрольной шкалы и шкалы

прибора.

Погрешность указателя поворота должна быть не более +-2 градуса

(два деления по контрольной шкале).

Несовпадение стрелки указателя поворота с нулевой отметкой

шкалы не должно превышать +-1 градус.

4. Проверка времени возвращения стрелки указателя поворота

ДА-200 из крайних положений

Установить угловую скорость вращения платформы 6 град/с.

Платформу УПГ-48 вращать сначала вправо, а затем — влево.

При достижении стрелкой указателя поворота максимального

отклонения «Переключатель мотора» вернуть в нейтральное положение

и одновременно включить секундомер, замеряя время возвращения

стрелки на нулевую отметку шкалы указателя.

Время возвращения не должно превышать 1,6+-0,4 с.

Выключить питание установки.

Доложить преподавателю об окончании работы и ее результатах.

Оформить отчет.

VIII. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Установка УПГ-48

Установка предназначена для проверки гироскопических приборов.

Диапазон угловых скоростей вращения платформы от 0 до 18 град/с.

Напряжение питания установки постоянным током 27В+-10%. При

включении вращения платформы необходимо поддерживать напряжение

питания на уровне 24 Вольта. Контроль по вольтметру ПМ-70. В

корпусе установки размещен электродвигатель с редуктором для

вращения платформы. Угловые скорости платформы регулируются

маховичком «Регулировка оборотов» и устанавливаются по индикатору

контроля угловой скорости вращения платформы, расположенного на

передней панели установки.

Контроль угловой скорости можно осуществлять по шкале

поворотной платформы и секундомеру.

Реверсирование платформы производится после полной остановки

двигателя с помощью «Переключателя мотора» «Лево-Право».

Наклон платформы осуществляется с помощью рукоятки,

установленной на передней панели. Напряжение питания двигателя

установки осуществляется через розетку «48К», установленной на

левой панели.

Для обеспечения горизонтального положения платформы установка

снабжена регулируемыми винтами. Контроль горизонтальности

осуществляется по уровню, вмонтированного в верхнюю часть

платформы.

Внимание! Маховик регулировки угловой скорости платформы

вращать только при работающем моторе.

2. Основные технические данные указателя поворота ДА-200

Напряжение питания переменным трехфазным током ..36В+-5%.

Потребляемый ток в каждой фазе гиромотора..........0,2А.

Время возвращения стрелки указателя поворота в

нулевое положение..............................1,6+-0,4с.

Погрешность показаний указателя поворота при

вращении платформы УПГ-48 с угловыми скоростями

1,1; 2,3; 4 град/с при кренах 15,30,45 градусов

соответственно не должны превышать...............+-2 градуса.

Масса ДА-200.......................................1,25 кг.

Литература

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное

оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.

М.: Воениздат, 1978. — 331с. (для изучения с.153).

2. Соболев Б.Н. Гироскопические устройства и курсовые системы:

Учебное пособие. М.: Моск.энерг.ен-т, 1984. 172 с. (для изучения

с.56-61).

3. Конспект студента.

Тема №14. Системы измерения курса и курсовертикали.

Занятие №2 (2 часа).

1. Курсовой гироскоп (гирополукомпас).

Курсовым называется трехстепенной астатический гироскоп с вертикально расположенной осью наружной рамы. Главная ось курсового гироскопа находится в горизонтальной плоскости и занимает произвольное по отношению к осям ЛА положение, например, в исходном состоянии перпендикулярна к оси ОХ1 ЛА и к заданному направлению ОХ0 полета (рис. 1).

Курсовой гироскоп предназначен для измерения угла отклонения ЛА от заданного курса (угла рысканья (). При повороте ЛА на угол ( вместе с ним относительно шкалы III, закрепленной на оси наружной рамы гироскопа, перемещается индекс И, нанесенный на корпусе прибора, жестко связанного с ЛА. Поскольку главная ось гироскопа сохраняет неизменным свое положение в пространстве, то положение индекса И относительно отметки О, нанесенной на шкале, и является мерой углового отклонения ЛА от заданного направления полета.

Трехстепенной астатический гироскоп не обладает в отличие, например, от магнитного компаса, способностью устанавливаться по направлению меридиана, так как его главная ось сохраняет (с точностью до собственных уходов) то положение в инерциальном пространстве, какое она имела к окончанию времени разгона ротора. Поэтому рассматриваемый гироскоп называется гирополукомпасом (ГПК). Основными погрешностями ГПК, как и любого гироскопа, являются кажущийся уход, собственный уход и карданная погрешность.

2. Основные погрешности ГПК и способы их устранения.

2.1 Кажущийся уход ГПК из-за вращения Земли.

Составляющие вектора (з угловой скорости вращения Земли (рис. 14.13. а) для точки О, находящейся на широте (, равны:

горизонтальная составляющая (зг=(з'cos(;

вертикальная составляющая (зв=(з'sin(.

Пусть ГПК сориентирован в точке О следующим образом (рис. 2б):

главная ось лежит в плоскости горизонта, причем вектор Н направлен на восток Е;

ось внутренней рамы Х (ось подвеса гиромотора) горизонтальна и направлена на север N;

ось наружной рамы направлена по местной вертикали Z.

При таком расположении горизонтальная составляющая (зг полностью проецируется на ось внутренней рамы, а вертикальная составляющая (зв — на ось наружной рамы ГПК.

Наблюдатель из космоса (в соответствии с рис. 2б) будет видеть, что:

1. Главная ось ГПК сохраняет неизменным свое положение в инерциальном пространстве;

2. Верхний левый конец плоскости горизонта поднимается, а правый нижний — опускается. Это обусловлено горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли и происходит со скоростью, равной (зг;

3. Плоскость горизонта вращается вокруг местной вертикали Z. Это обусловлено вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли и происходит против часовой стрелки, если смотреть с конца вектора (зв, со скоростью, равной (зв.

Наблюдатель, находящийся на Земле, ее вращение не ощущает. Поэтому он будет видеть, что:

1. Вектор Н поднимается над плоскостью горизонта с угловой скоростью (х, равной по величине и противоположной по знаку горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, то есть (х= -(зг;

2. Вектор Н вращается в плоскости горизонта с угловой скоростью ((, равной по величине и противоположной по знаку вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, то есть ((= -(зв.

Угловые скорости (х и (( в данном случае есть скорости кажущегося ухода ГПК из-за вращения Земли вокруг осей внутренней и наружной рам соответственно.

Величина ухода (=(('t в плоскости горизонта, обусловленная вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли, является погрешностью ГПК в измерении курса. Она устраняется системой азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической (см. тему N13, занятие N2).

Величина ухода (=(х't из плоскости горизонта, обусловленная горизонтальной составляющей (зг угловой скорости вращения Земли, компенсируется системами межрамочной или маятниковой коррекции.

2.2 Кажущийся уход ГПК из-за движения ЛА.

Предположим, что Земля не вращается. Пусть ГПК, находящийся на северном полюсе N, выставлен так, что ось его наружной рамы вертикальна, а главная ось — горизонтальна (рис. 3а).

При перемещении ЛА к экватору ось наружной рамы ГПК будет вместе с ЛА поворачиваться в инерциальном пространстве, но по отношению к Земле всегда будет оставаться вертикально (если ЛА летит горизонтально). При этом главная ось ГПК, сохраняя неизменным свое направление в инерциальном пространстве, относительно Земли будет поворачиваться и на экваторе займет вертикальное положение, вследствие чего гироскоп «сложится».

Для удержания главной оси ГПК в плоскости горизонта применяется, как было уже сказано, межрамочная или маятниковые системы коррекции. Уход же ГПК в плоскости горизонта («в азимуте») из-за движения ЛА зависит от вида траектории.

Пусть ЛА перемещается из точки А в точку В, причем в точке А главную ось ГПК (вектор Н) совместим с вектором W путевой скорости.

Если ЛА будет двигаться по локсодромии, то ее проекция на горизонтальную плоскость, построенную в точке А, есть кривая линия (рис. 3б).

При этом в точке В вектор Н уже не будет совпадать с вектором W, то есть имеет место кажущийся уход ГПК в плоскости горизонта, обусловленный движением ЛА по криволинейной траектории.

Проекция ортодромии на горизонтальную плоскость есть прямая линия (рис. 3в). При этом в точке В, также как и в точке а, вектор Н совпадает с вектором W, то есть в этом случае кажущегося ухода ГПК в азимуте не будет.

Получим выражения для суммарного кажущегося ухода из-за вращения Земли и перемещения ЛА. Пусть ЛА движется по локсодромии с постоянным истинным курсом (и, с путевой скоростью W и в каждый момент времени находится в точке О с текущей широтой (. Свяжем с этой точкой сопровождающую географическую правую систему координат ONZE, оси которой направлены следующим образом:

ON — лежит в плоскости горизонта и направлена на север;

OZ — по линии местной вертикали;

OE — лежит в плоскости горизонта и направлена на восток.

Проекции вектора путевой скорости на оси ON и OE обозначим: WN и WE — северная и восточная составляющие путевой скорости.

За счет северной составляющей ЛА перемещается по меридиану и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью

(n=(WN/R), где R — радиус Земли (высоту полета не учитываем ввиду ее малой величины по сравнению с R Земли), вектор которой лежит в плоскости горизонта и направлен в отрицательную сторону оси ОЕ, поэтому в выражении значения (N стоит знак «минус».

За счет восточной составляющей ЛА перемещается по параллели и вращается в инерциальном пространстве с угловой скоростью

(е=(WE/(R'cos()), вектор которой совпадает по направлению с вектором угловой скорости вращения Земли. Построим в точке О суммарный вектор (з + (е и разложим его на горизонтальную (проекция на ось ON) и вертикальную (проекция на ось OZ) составляющие

(г=((з + (Е )'cos(=(зг +WЕ/R;

(в=((з + (Е )'sin(= (зв+(WЕ/R)'tg(,

где (зг=(з'cos(, (зв=(в'sin( — горизонтальная и вертикальная составляющие угловой скорости вращения Земли. Если скомпенсировать кажущийся уход ГПК в азимуте, то он может быть использован в качестве указателя истинного курса. Однако на высоких широтах (в районе полюсов) компенсация составляющей (WЕ/R)'tg( невозможна, так как в этом случае tg((Г. Следовательно, в полярных районах самолетовождение при движении по локсодромии с помощью ГПК осуществить нельзя. Это возможно только при движении по ортодромии. Необходимо иметь в виду, что азимутальный уход ГПК из-за движения ЛА по ортодромии отсутствует. Следовательно, при движении по ортодромии азимутальный уход ГПК обусловлен только вертикальной составляющей (зв угловой скорости вращения Земли. Этот уход

компенсируется системами азимутальной широтной коррекции — моментной или кинематической.

Следует отметить, что направление и величина кажущегося ухода ГПК не зависят от направления и величины кинетического момента, а зависят только от его ориентации, вида траектории, географической широты места, а также от направления и величины скорости движения ЛА.

Плоскость ортодромии вращается вокруг местной вертикали с угловой скоростью, равной (зв.

Если скомпенсировать уход гироскопа в азимуте из-за (зв, то он будет строить эту плоскость. При этом ГПК является указателем ортодромии.

В этом случае ГПК (наряду с астрономическими средствами, которые здесь не рассматриваются) обеспечивает возможность навигации в полярных районах.

Плоскость ортодромии в исходном пункте маршрута ИПМ задается начальным путевым углом ортодромии НПУО, отсчитываемым от северного направления географического меридиана, причем в ИПМ этот угол равен истинному курсу (рис. 4), то есть НПУО = (ипм (рис.14.20).

С помощью ГПК это осуществляется, например, выставкой его главной оси Z( в плоскости географического меридиана ИПМ и последующей компенсацией азимутального ухода из-за (зв с помощью системы моментной широтной коррекции. При этом в промежуточном пункте маршрута ППМ главная ось Z( не будет совпадать с географическим меридианом ППМ (рис. 4), но будет сохранять направление географического меридиана ИПМ.

От этого направления и измеряется ортодромический курс. Если в ГПК применяется кинематическая азимутальная широтная коррекция, то произвольное положение его главной оси в пространстве (плоскости горизонта) предварительно согласуется с направлением на север, а затем компенсируется его уход в азимуте из-за (зв.

Таким образом, если скомпенсировать азимутальный уход ГПК из-за (зв, то его ориентация относительно ортодромии будет неизменной. Следовательно, если с помощью такого гирополукомпаса выдерживать постоянный ортодромический курс, равный начальному путевому углу ортодромии, то ЛА будет перемещаться по заданной ортодромии.

2.3. Собственный уход ГПК.

Собственный уход ГПК, как и любого гироскопа, обусловлен действием вредных моментов. Для авиационных гироприборов такими моментами являются моменты сил сухого трения Мтр в подшипниках (опорах) и в контактных токоподводах, а также моменты небаланса Мнб и моменты, создаваемые упругими токоподводами (последние применяются в случае ограниченного угла поворота элементов гироскопа).

Действие указанных моментов относительно оси наружной рамы приводит к уходу гироскопа вокруг оси внутренней рамы и погрешности в измерении курса не вызывает. Этот уход компенсируется системами межрамочной и маятниковой коррекции. Действие же вредных моментов Мхтр, Мхнб (рис. 5) относительно оси внутренней рамы приводит к уходу ГПК вокруг оси наружной рамы с угловой скоростью

((=(Мхтр+Мхнб)/(Н'cos(), что вызывает погрешность в измерении курса.

Действие момента Мхтр очевидно из рис. 5.а. Момент небаланса Мхнб (рис. 14.16.б) возникает при смещении центра масс (ЦМ) гиромотора относительно центра подвеса О на величину l вследствие остаточной несбалансированности гироскопа в процессе производства, а также за счет люфтов и деформаций, появившихся в результате эксплуатации.

Если ЛА, на котором установлен ГПК, неподвижен или летит горизонтально, то к ЦМ будет приложена сила

F=m'g (m — масса гиромотора, g — ускорение силы тяжести).

Если ЛА летит с ускорением V(, вектор которого направлен по оси наружной рамы, то в этом случае сила F=m'V(.

Сила F и создает момент Мхнб = F'l. Как уже указывалось, для уменьшения вредных моментов применяются прецизионные подшипники и производится тщательная балансировка гироскопа.

Однако эти меры оказываются недостаточными. Поэтому для уменьшения моментов сил сухого трения применяется система «прокачки» подшипников и токоподводов, а для уменьшения влияния моментов небаланса используется электрическая «балансировка». В чем сущность работы системы «прокачки» и электрической балансировки мы рассмотрим в следующих занятиях данной темы.

2.4. Карданная погрешность ГПК.

Карданная погрешность ГПК в измерении курса возникает при наклонах ЛА по тангажу и крену. Она обусловлена поворотом наружной рамы (вместе со шкалой) вокруг ее оси за счет кинематики карданова подвеса. Этот поворот происходит при отклонениях наружной рамы от вертикального положения относительно оси, не совпадающей с главной осью или с осью внутренней рамы ГПК.

Действительно, если продольная ось ЛА (рис. 6а) совпадает с главной осью ГПК (примем это положение за нулевой курс), то:

при наклонах ЛА по тангажу вместе с ним повернется наружная рама вокруг оси Х внутренней рамы, поворота же НР вокруг ее оси не будет;

при наклонах ЛА по крену вместе с ним повернутся наружная рама и внутренняя рама (кожух гиромотора) вокруг главной оси Z гироскопа, при этом поворота НР вокруг оси ( также не будет.

Таким образом, в рассматриваемом случае карданная погрешность ГПК не возникает. Она не возникает и тогда, когда продольная ось ЛА совпадает с осью Х внутренней рамы, в чем легко убедиться, проведя аналогичные вышеприведенным рассуждения.

Пусть теперь ЛА летит с каким-то курсом (, при котором его продольная ось не совпадает ни с главной осью, ни с осью внутренней рамы ГПК, и пусть при этом ЛА поворачивается по тангажу. Очевидно, что этот поворот будет происходить вокруг оси АА, перпендикулярной к продольной оси ЛА и не совпадающей с осями Х и Z ГПК.

Конструктивно углы между главной осью Z и осью Х внутренней рамы, а также между осью Х и осью ( наружной рамы прямые. То есть у ГПК может меняться только угол межу осями Z и (, причем направление оси Z в инерциальном пространстве остается неизменным. Поэтому ГПК можно представить в виде модели, изображенной на рис. 6б, где ось Z как бы «привязана» к какой-то звезде, олицетворяющей собой инерциальное пространство.

При повороте ЛА вокруг оси АА ось ( отклонится от вертикали. При этом ось Х повернется как вокруг неподвижной оси Z, так и вместе с осью ( и закрепленной на ней шкалой, вокруг оси ( по направлению стрелки на величину ((. В результате индекс, нанесенный на корпусе прибора, окажется на отметке шкалы ('=(-((.

Величина ((=(-(' и есть карданная погрешность в измерении курса при наличии угла тангажа или крена.

Найдем выражение для (( в случае поворота ЛА по тангажу. Пусть в исходном положении (рис. 7а, б) продольная ось ЛА расположена в плоскости горизонта, совпадает с линией ОВ и параллельна главной оси гироскопа. Пусть, далее, ЛА повернулся в горизонтальной плоскости на угол (, равный углу ВОА, а в вертикальной плоскости — на угол (, равный углу АОС, так что в конечном положении его продольная ось расположена в наклонной плоскости и совпадает с линией ОС. Из треугольника АОВ, в котором угол ОАВ прямой, следует, что АВ=АО'tg(.

Из треугольника АОС, в котором угол ОАС прямой, следует, что АО=ОС'cos(. Из треугольника OCD, в котором угол OCD прямой и в котором CD=AB (по построению), следует, что

tg('=CD/OC=AB/OC=AO'tg(/OC=tg('cos(. Таким образом, карданная погрешность равна

((=(-arctg(tg(('cos(). График карданной погрешности приведен на рис.14.18.в, из которого видно, что она является периодической функцией угла ( с периодом, равным 180°.

Если при курсе 0°, 90°, 180° и 270° поперечная ось ЛА совпадает с осью внутренней рамы или с главной осью гироскопа, то карданная ошибка в этих случаях равна нулю.

При возвращении ЛА к горизонтальному полету карданная погрешность, которая может иметь значительную величину, исчезает.

Как было сказано выше, карданная погрешность возникает при наклонах ЛА не только по тангажу, но и по крену.

Для устранения карданной погрешности ГПК устанавливается в одну (на тяжелых ЛА) или две (на истребителях) дополнительные рамы.

3. Тормозное устройство ГПК.

Гирополукомпас имеет тормозное устройство, необходимость которого заключена в следующем.

Если система горизонтальной маятниковой коррекции отключена (при вираже самолета) или в случае снятия питания с прибора, наличие момента М( относительно оси наружной рамы (это может быть момент трения, небаланса и т.п.) приводит к прецессии гироскопа вокруг оси внутренней рамы, в результате чего гиромотор ляжет на упор (рис. 8а). При этом гироскоп потеряет одну степень свободы и под действием момента М( станет, как обычное твердое тело, ускоренно вращаться вокруг оси наружной рамы с увеличивающейся угловой скоростью (( (при постоянном значении момента М(). Наличие этой угловой скорости приводит к появлению гироскопического момента Мг=Н'(('cos(, который по мере увеличения (( все сильнее прижимает гиромотор к наружной раме (упору), оказывая разрушающее действие на подшипники, в которых она установлена.

Чтобы этого избежать, с двух сторон к гиромотору (рис.8б) крепятся уголки, один из которых в описанной ситуации упирается в корпус прибора (через толкатель с возвратной пружиной) и, тем самым, тормозит за счет сил трения вращение гироскопа вокруг оси наружной рамы.

Достоинством ГПК является его способность сохранять неизменным положение своей главной оси при эволюциях ЛА. Это позволяет использовать ГПК в качестве хранителя опорного направления, от которого измеряется курс самолета.

Недостатками ГПК являются:

отсутствие избирательности к заданному опорному направлению — ГПК сначала нужно выставить по этому направлению или «привязать» к нему;

кажущийся и собственный уход, а также карданная погрешность.

Начальник цикла № 4 ВК № 1

полковникА. Зайцев

Практическая работа № 14-6

КУРСОВАЯ СИСТЕМА КС-3

(Продолжительность практического занятия — 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами курсовой системы

КС-3 и исследование ее эксплуатационных характеристик.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 2 часа)

Изучить виды и способы определения курсов, назначение, сос-

тав, режимы работы, основные технические данные КС-3. Подготовить-

ся к ответу на контрольные вопросы.

Литература

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное обо-

рудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др. М.:

Воениздат, 1978. 311 с. (для изучения с. 163-166, 198-201).

2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование лета-

тельных аппаратов: Учебник/Йваненко А.П. и др. М.: Воениздат,

1971. 439 с. (для изучения с. 204-211).

3. Конспект студента.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд.

2. Курсовая система КС-3.

3. Установка проверки курсовых систем УПКС.

4. Секундомер.

5. Поворотная установка КПА-5.

1У. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1. Получить допуск к работе.

2. Изучить правила работы на установке УПКС (см. приложение

к данной работе).

3. Выполнить проверку КС-3 согласно методике, изложенной в

пункте УП настоящего описания.

4. Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист; результаты проверки

КС-3 по каждому пункту задания; заключение о годности КС-3 к

эксплуатации; краткие ответы на контрольные вопросы.

У1. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Виды курсов.

*2. Отличие географического курса от магнитного и магнитного

от компасного.

*З. Виды девиации.

*4. Понятие ортодромии и локсодромии. Условия полета по орто-

дромии.

*5. Понятие о свободном и корректируемом гироскопе.

*6. Свойства З-степенного гироскопа.

*7. Причины собственных и кажущихся уходов гироскопа.

*8. Назначекие и комплект КС-3.

*9. Назначение режимов «ГПК», «МК».

10. Принцип действия индукционного датчика.

11. Работа локального корректора.

12. Назначение коррокционного механизма.

13. Особенности «выставки» (привязки) курсового гироскопа в

полярных широтах (по элоктрокиноматической схеме).

14. Работа электрокинематической схемы КС-3 (режимы «ГПК»,«МК»).

15. Какие курсы могут индицироваться на указателе курса?

16. Работа ГА-1М при изменениях курса, крена и тангажа.

17. Работа азимутальной и горизонтальной коррекции ГА-1.

18. Погрешность КС-3 в определении магнитного и гироскопи-

ческого курсов.

19. Величина собственного ухода гироскопа в азимуте.

* Вопросы для допуска.

УII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. ПРОВЕРКА КОМПЛЕКТА КУРСОВОЙ СИСТЕМЫ КС-3

(комплект на поворотной установке)

1.1. Подготовка.к проверке КС-3

Проверить внешнее состояние агрегатов курсовой системы -

ИД-2М, У-14, ПУ-2, КМ-4, ГА-1, УГР-4У. Подключить эти агрегаты к

пульту. Пульт с помощью жгута Чемодан N1" подсоединить к уста-

новке УПКС. Переключатели пульта установить в следующие положе-

ния: 1 — «ВКЛ», 2 — «БР-1», 3 — «КС-6», 4 — «КС-6В».

Включить выключателем «27 В» питание лабораторного стенда

постоянным током. Контроль по вольтметру «27 В».

Включить питание установки УПКС, установив выключатели «27 В»

и «36 В» в положение «ВКЛ.». Проворить правильность чередования

фаз при помощи переключателя «Пров.фаз». Лампа с надписью «Ярко»

должна гореть ярко, а с надписью «Неярко» — тускло, что соответ-

ствует правильному чередованию фаз источника переменного тока.

Проверить величину напряжения по указателя) УПКС, устанавли-

вая переключатель 16 в положения 1,2,3 для переменного трехфазно-

го тока (36 В+-5%) и в положение 5 для постоянного тока

(27 В+-10%).

1.2. Проверка скорости согласования КС-3

Переключатель режимов на ПУ-2 установить в положение «МК»,

а переключатель «Осн.-Зап.» в положение «Оск.». Иядекс магнитного

склонения на КМ-4 установить на нулевую отметку. Запомнить курс

по шкале указателя УГР-4у при нажатой кнопке «Согласование». Не

отпуская кнопку, поднести к ИД-2М постоянный магнит и развернуть

шкалу УТР-4у на 10 градусов. Отпустить кнопку, включить секундо-

мер и убрать магнит на расстояние не менее 2 метров от ИД-2М.

В момент остановки шкалы УГР-4у выключить секувдомор (при

восстановления начального значения курса).

Частное от деления 10 градусов па время, измеренное секундо-

мером, будет являться нормальной скоростью согласования. Она дол-

жна находиться в пределах от 2 до 5 град/мин. Аналогично проверить

нормальную скорость согласования при отклонении шкалы УГР-4у на

10 градусов в другую сторону.

Большую скорость согласования проворить следующим образом.

Нажать на кнопку «Согласование».С помощью постоянного магнита

развернуть шкалу УГР-4у на 30 градусов. Отпустить кнопку ^ убрать

магнит. Нажать на кнопку и включить секундомер. В момент останов-

ки шкалы УГР-4у выключить секундомер и отпустить кнопку.

Частное от деления 90 градусов на время согласования будет

большой скоростью согласования. Она должна быть не менее 3,5

град/с.

1.3. Проверка уходов гироскопа гироагрегата

ГА-1 в азимуте

Переключатель режимов на Ш-2 установить в положение ТПК",

а переключатели: «0сн,-3ап<» — в положение «Зап.», «Север-Юг» -

в положение «Север».

Шкалу широтного потенциометра ПУ-2 установить на отметку 56

градусов (широта Москвы).

Запомнить курс по шкале УГР-4у.

Включить секундомер я через 15 мянут отсчитать показания

7ГР-4у. Разность между показаняями 7ГР-4у представляет собой

уход гироскопа в азимуте, который не должен превышать ^1 градус.

Перевести полученное значение к размерности «град/час».

Внимание! Категорически запрещается вращать рукоятки попра-

вочных потенциометров, размещенных на ПУ-2.

1.4. Проверка работы широтной коррекций КС-3

Установить переключатели Л1КС в положения: 16-4, 1-1, «Се-

вер-Юг» — в положение «Север».

Поворачивая ручку «Широта» на Ш-2 комплекта от 0 до 90 гра-

дусов, снять зависимость напряжения по указателю УПКС (шкала

0-5 В) от устанавливаемой широты. Данные занести в табл. 1.

Таблица 1

--------------------------------------------------------------

Широта, град. О 15 30 45 55 65 75 80 85 90

--------------------------------------------------------------

Напряжение, В

(«Север»)

--------------------------------------------------------------

Напряжение, В

(«ЮГ»)

--------------------------------------------------------------

Переключатель «Север-Юг» установить в положение «Юг» и повто-

рить проверку. Данные также занести в табл. 1.

По полученным данным настроить и объяснить графики зависи-

мостя напряжения от широты.

Отключить питание УПКС выключателями «36 В» и «27 В». Отсое-

динить от пульта жгут «Чемодан 1».

2. ПРОВЕРКА ОТДВЯЬВЫХ АГРЕГАТОВ СИСТЕЖ КС-3

2.1. Коррекционный механизм КМ-4

Подсоединить усилитель У-11 (У-14) к пульту УПКС с помощью

жгутов «У-У-11», «У-У-14».

Подсоединить КМ-4 к УПКС с помощью жгутов «КМ-4-А-2,

КМ-4-Б-2», «Б-1-У-КМ-4». Подключить к УПКС задатчик курса ЗК.

Установить выключатели УПКС «27 В» и «36 В» в положения

«ВКЛ.», а переключатели — в положения: 17-2, 15 и Э-нейтрально,

12-11.

Индекс магнитного склонения КМ-4 установить на нуль.

Для проверки погрешности КМ-4 задатчиком курса ЗК устанавли-

вать стрелку КМ на деления шкалы через 30 градусов и сверять с

показаниями ЗК.

Разность между показаниями КМ-4 и задатчика курса составля-

ет догрешность КМ на соответствующем курсе.

Данные занести в табл. 2 и вычислить погрешность КМ-4.

Погрешность КМ-4 не должна превышать ^2^5 градуса. Отсоеди-

нить КМ-4 и выключить питание УПКС^

Таблица 2

----------------------------------------------------------------

Показания

КМ-4, град. О 30 60 90 — - — 360

----------------------------------------------------------------

Показания

задатчика

курса, град.

----------------------------------------------------------------

Погрешность

КМ-4, град.

----------------------------------------------------------------

2.2. Указатель УГР-4у

Присоединить УГР-4у к УПКС с помощью жгута «УГР-4У, УГА-4у,

УМК-Б-2». Включить питание установки УПКС, установив выключатели

«27 В» и «36 В» в положение «Вкл.». Ручкой «СД» устанавливать

шкалу эталонного датчика ДЭ-2 последовательно на отметки от 0 до

360 градусов через каждые 30 градусов, снимая показания курса по

шкале УГР-4у. Разность между показаниями УГР-4у и ДЭ-2 составляет

погрешность УГР-4у.

Данные занести в табл. 3 и вычислить погрешность УГР-4у.

Погрешность УГР-4у не должна превышать ^2 градуса.

Внимание! По окончании проверки выключить питание УПКС лабо-

раторного стенда и отсоединить от УПКС жгуты «У-У-11,

У-У-14».

Доложить преподавателю об окончании работы, результатах,

оформить отчет.

Таблица 3

----------------------------------------------------------------

УГР-4у, град. О 30 60 90 — - 300 330

----------------------------------------------------------------

Показания ДЭ-2,

град.

----------------------------------------------------------------

Показания

УГР-4у, град.

----------------------------------------------------------------

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ

1. Установка проверки курсовых систем УПКС

УПКС предназначена для проверки курсовых систем типа КС и

отдельных агрегатов этих систем. Напряжение питания установки

переменным током 36 В +- 5%, 400 Гц.

Напряжение питания установки постоянным током 27 В +-10%.

Погрешность задатчика курса ЗК не превышает 1 градус. Погреш-

ность указателя эталонного УКЭ не превышает 1 градус.

Погрешность эталонного датчика ДЭ-2 не превышает ^1 градус.

Масса установки не более 60 кг.

В состав УПКС входят пять переносных чемоданов. Для работы

используются: чемодан N1 — собственно установка; чемодан N2 -

жгуты; чемодан N3 — пульт управления комплектом КС.

На лицевой панели установки размещены: электроизмерительный

прибор, предназначенный для измерения параметров постоянного и

переменного токов источников питания; эталонный комбинированный

указатель УКЭ — для проверки параметров агрегатов курсовых систем;

эталонный датчик ДЭ-2 — для выдачи сигналов, необходимых для про-

верки указателей курса, работоспособности рам крена курсовых ги-

роскопов; выключатели, переключатели — для включения питания уста-

новки и коммутации цепей проверяемых агрегатов; задатчик курса

ЗК — служит эквивалентом индукционных датчиков типа ИД; штепсель-

ные разъемы — для подсоединения источников питания и агрегатов

курсовых систем к установке.

К крышке УПКС прикреплена таблица переключений выключателей

для сборки электрических схем проверок агрегатов курсовых систем,

перечень проверок, схемы подключения тех или иных агрегатов.

2. Курсовая система КС-3

КС-3 предназначена для определения курса летательного аппа-

рата (ЛА) и углов его разворота, а также для указания пеленгов

(П) и курсовых углов радиостанции (КУР).

Система устанавливает на маломаневренных самолетах и вертолетах.

Состав КС-3: индукционный датчик ИД-2; гироагрегат ГА-1;

указатель курса УГР-4у; коррекционный механизм КМ-4; усилитель

У-14 пульт управления ПУ-2. Система работает совместно с авиаго-

ризонтом АГБ-З и автоматическим радиокомпасом АРК. Курсовая систе-

ма работает в одном из режимов:

а) «ГПК» (гирополукомпаса) — основной режим. В этом режиме

система измеряет и выдает на указатель УГР-4у и потребителем ор-

тодромический курс Fорт, равный гиромагнитному (магнитному)

курсу Fгм(м) в пункте коррекции. При полете по заданной орто-

дромии ортодромический курс должен быть равен начальному (или про-

межуточному) путевому углу ортодромии

Fорт = НПУО (1ШУО);

б) «МК» (магнитной коррекции). В этом режиме осуществляется

начальная выставка и коррекция гироагрегата в полете: гироагрегат

«привязывается» к магнитному меридиану исходного или промежуточно-

го пункта маршрута. При этом на указатель и потребителем перед

взлетом (в полете) задается гиромагнитный курс Fгм=Fг+Ам

где Fг — гироскопический курс, град; Ам — поправка, град.

Рассмотрим эти режимы по электрокинематической схеме системы

КС-3 (рис. 1).

2.1. Режим «ГПК»

Для включения КС-3 в этот режим необходимо переключатель «П»

установить в положение «ГПК». При этом срабатывает реле Р2 и от-

ключает магнитную коррекцию гироагрогата. С помощью ручки на пуль-

те управления устанавливается значение широты места полета (шкала

проградуирована в градусах широты от 0 до 90).

С широтного потенциометра Пf снимается сигнал ОМЕГА 3.В. для

компенсации «кажущегося» ухода главной оси гироагрегата в азимуте

из-за суточного вращения Земли. С помощью балансировочного потен-

циометра Пб, расположенного в ПУ-2, формируется сигнал омега рб

компенсации собственного ухода главной оси гироскопа. На двигатель

азимутальной коррекции КДД поступает суммарный сигнал

ОМЕГА зв=+-омега рб

Двигатель КДА прикладывает момент к оси внутренней рамы ГА-1, ко-

торый компенсирует уходы главной оси гироскбпа. Поскольку перед

началом режима «ГПК» проводится начальная выставка гироскопа (ре-

жим «МК»), то на указатель УГР-4у и потребителям подается сигнал

ортодромического курса. В указателе этот сигнал поступает на ста-

торную обмотку сельсина-приемника СП-2. Сигнал рассогласования с

обмотки ротора СП-2 после усиления подается на двигатель ДВ, ко-

торый через редуктор Р поворачивает ротор СП-2 в согласованное

положение. Одновременно разворачивается шкала курса относительно

верхнего неподвижного индекса, показывая ортодромический курс

ЛА. Заданный курс вводится с помощью кремальеры путем разворота

широкой стрелки относительно подвижной, шкалы курса, проградуиро-

ванной в градусах от 0 до 360 (оцифровка через 10 градусов, цена

деления 2 градуса).

С сельсина-датчика автоматического радиокомпаса АРК на об-

мотку статора СП-1 подается сигнал курсового угла наземной радио-

станции КУР. Сельсин СП-1 работает в индикаторном режиме. Узкая

стрелка, укрепленная на оси ротора СП-2, покажет КУР по неподвиж-

ной шкале указателя. Угол поворота этой стрелки относительно под-

вижной шкалы равен магнитному пеленгу Пм радиостанции.

2.2. Режим «МК»

Для включения КС-3 в этот режим необходимо переключатель «П»

установить в положение «МК». Реле Р2 обесточится и через свои

замкнувшиеся контакты подключает сельсин-приемник СП-2 через уси-

литель к двигателю ДВ гироагрегата ГА-1 для согласования гироско-

пического курса с магнитным.

В этом режиме осуществляется коррекция пси^г по пси^м .

Сигнал поступает с сельсина-датчика курса СД ГА-1 на

статорную обмотку СП-2 КМ-4. Магнитный курс вводится в КМ-4 сле-

дующим образом. С индукционного датчика Щ-2 на статорную обмот-

ку СП-1 КМ-4 поступает сигнал пси`м (без учета четвертной девиа-

ции). С обмотки ротора СП-1 сигнал рассогласования после усиления

подается на двигатель ДВ КМ-4, который через редуктор Р развора-

чивает ротор СП-1 в согласованное положение. Одновременно через

лекальный корректор ЛК поворачивается ротор СП-2 и стрелка КМ-4,

которая по шкале покажет курс пси^м.

С помощью ЛК осуществляется учет четвертной девиации и инст-

рументальных погрешностей ИД-2. В результате этого выходной вал

ЛК и укрепленный на нем ротор СП-2 будут повернуты на угол пси^м.

На обмотке ротора СП-2 будет формироваться сигнал поправки альфа м

который после усиления подается на двигатель ДВ. Двигатель через

редуктор Р вращает статор СД до тех пор, пока альфа^м не станет

равной нулю.

Для ускорения согласования Fм с Fг необходимо нажать кноп-

ку К пульта управления ПУ-2. Напряжение +27 В через замкнувшиеся

контакты кнопки К подается на электромагнитную муфту ЭММ, которая

изменяет передаточное отношение редуктора. Если не нажимать кноп-

ку К на ПУ-2, то согласование производится со скоростью 2-5 град/мин.

При нажатой кнопке скорость согласования увеличится до 10 град/с.

Таким образом, сигналы магнитной коррекции непосредственно

на систему азимутальной коррекции гироскопа не воздействуют, а

вводят необходимую поправку альфа_м путем отработки статора сельси-

на-датчика СДf. Об окончании процесса согласования судят по

остановке подвижной шкалы курса УГР-4у. В режиме «МК» система вы-

дает на указатель и потребителям сигналы гиромагнитного курса

Fгм. При необходимости с помощью кремальеры «дельтаМ» КМ-4 вводит-

ся поправка на магнитное склонение дельтаМ или условное магнитное

склонение дельтаМусл, необходимые для формирования ортодромического

курса.

К системе возможно подключение астрокорректора АК. Принцип

работы в режиме «АК» аналогйчен режиму «МК».

При невозможности проведения магнитной коррекции (например,

в приполярных широтах) стояночный курс вводится с помощью задат-

чика курса пульта ПУ-2. Предварительно точное значение стояночно-

го курса ЛА определяется одним из следующих методов:

— с помощью теодолита и буссоли;

— с помощью буссоли;

— установкой ДА по специальной разметке на стоянке;

— пеленгацией посредством бортового прицела ориентира с за-

ведомо известными координатами.

На оси нажимной рукоятки задатчика курса ПУ-2 укреплены две щет-

ки ламельных устройств Л1 и Л2. При замыкании ламели Л1 срабаты-

вает электромагнитная муфта ЭММ, перестраивающая редуктор Р на

большую скорость согласования (отработки) статора СДфи. Одно-

временно замыкается ламель Л2 и на двигатель ДВ в ГА1 подается

фиксированное опорное напряжение. В результате статор СДфи и,

следовательно, шкала указателя УГР-4У будет вращаться с некоторой

постоянной скоростью. По достижении показаний УГР-4У значения сто-

яночного курса рукоятку задатчика курса на ПУ-2 необходимо отпус-

тить. После освобождения рукоятки Л1 и Л2 возвращаются в нейтраль-

ное положение и двигатель ДВ останавливается.

2.3. Основные технические данные системы КС-3

Погрешность в режиме «ГПК»............ +-1,5 град.

Погрешность в режиме «МК»............. .+-2 град.

Собственный уход гироскопа в азимуте..... до 4 град.в час.

Время готовности к работе............. до 5 мин.

Напряжение питания постоянным током........ 27 В +-10%.

Напряжение питания переменным током........ 36 В +- 5%.

Частота переменного тока............. 400 Гц +-2%.

Высотность...................... 25 км.

Масса....................... .25,5 кг.

Практическая работа №14-7

СИСТЕМА КУРСОВЕРТИКАЛИ

(Продолжительность практического занятия — 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение принципа действия и полу-

чение навыков проверок основных параметров системы курсоверти-

кали СКВ-2Н.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия гироскопической кур-

совертикали КВ-2Н и системы курсовертикали СКВ-2Н. Заготовить

черновик отчета и подготовиться к ответу на контрольные вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд

2. комплекти системы СКВ-2Н

3. Контрольно-проверочная аппаратура КПА-СКВ

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе

2. Ознакомиться с расположением агрегатов, органов управ-

ления и элементов сигнализации, указанных в п.1 и 2 раздела 7 данно-

го описания

3. Выполнить основные проверки системы СКВ-2Н

4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист, результаты прове-

рок, заключение о годности системы СКВ-2Н к эксплуатации, краткие

ответы на контрольные вопросы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Виды курсов

*2. Отличие географического курса от магнитного и магнитно-

*го от географического

*3. Виды девиации

*4. Понятие ортодромии и локсодромии. Условие полета по

*ортодромии

*5. Понятие о свободнос и корректирующем гироскопе.

*6. Свойства 3-х степенного гироскопа

*7. Принципы собственных и кажущихся уходов гироскопа.

*8. Назначение и комплект СКВ-2Н

*9. Назначение режимов ¦ГПК¦, ¦МК¦, ¦НВК¦

10. Работа электрокинематической схемы курсовой части СКВ

(все режимы)

11. Какие курсы могут идентифицироваться на НПП в режиме

¦МК¦?

12. Работа КВ-211 при изменениях курса, крена и тангажа.

13. Сигналы каких углов самолета (истинных значений) выда-

ются с КВ-2Н не мгновенно?

14. Почему управление рамой крена при больших углах танга-

жа становиться ¦вялым¦?

15. Работа КВ-2Н в режиме вертикального маневра ( по схе-

мам КВ-2Н и блок-схемме СКВ)

16. Погрешности СКВ-2Н в измерении курса, крена и тангажа.

17. Величина собственного ухода курсвого гироскопа.

* вопосы для допуска

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1.Подготовка к проверке СКВ-2Н

Агрегаты комплкса СКВ-¦Н: курсовертикаль КВ-¦Н, блок

усиления БУ, пульт широтной коррекции ПШК-4, блок распределе-

ния БР-40, коррекционный механизм КМ-5, задатчик курса ЗК-4, ре-

гулятор рамы РР (временно отсутствует) подключить в соответствии

с надписями на штепсельных разъемах по схеме №1 (крышка КПА

СКВ №2) к установке КПС СКВ №1.

Включить выключатель ¦=27 В¦ на вертикальной панели ла-

бораторного стенда. Выключить ыключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ на па-

нели установки УП КСИ.

Нжатием переключателя ¦Пров. фаз¦ проверить правиль-

ность чередования фаз переменного тока. При правильном чередова-

нии фаз лампы должны гореть в соответствии с надписями ¦Ярко¦,

¦Тускло¦.

Установить переключатель 2 в положение 1,2,3,4, проверить

величины подаваемых напряжений постоянного 27 В и переменного

36 В тока по верхней шкале 50 В электроизмерительного прибора ИП.

Они должны быть соответственно равны 36В+1.8 В и 27 В+2.7 В. Вы-

ключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ установить в положение ¦Выкл.¦. Перелю-

чатель на лицевой панели задатчика курса ЗК-4 установить в поло-

жение ¦ЗК¦.

Курсовертикаль КВ-2Н выставить по шкалам курса и тангажа

поротной установки в нулевое положение.

2 Проверка работоспособности системы СКВ-2Н

Переключатели КПА СКВ установить в положения: В1-В5 —

¦I¦; И6 — ¦2¦; В9, В10 — ¦Выкл¦; В8, В11-В14 — ¦Выкл¦.

Включить одновременно выключатели ¦27 В¦ и ¦36 В¦ УП

КСИ и секундомер. Лампа Л4 через 30 (+20, -5) с должна погаснуть,

что говорит о готовности СКВ-2Н к проверке.

Начальное положение эталонного указателя ЭУС-7 должно

быть примерно 30 град (или 210 град).

Наклонить курсовертикаль КВ-2Н в сторону пикирования

(кабрирования). При этом показания ЭУС-7 должны уменьшаться

(увеличиваться). Записать показания ЭУС-7.

Установить переключатель В1 КПА СКВ в положение 2.

Начальное положение ЭУС-7 должно быть примерно 330

град. При наклоне КВ-2Н в сторону левого (правого) крена показания

ЭУС-7 должны уменьшаться (увеличиваться).

Записать показания ЭУС-7.

Установить переключатель В1 КПА СКВ в положение 3.

При проверке КВ-2Н по курсу по ходу (и против хода) часо-

вой стрелки показания ЭУС-7 должны увеличиваться (уменьшаться).

Записать показания ЭУС-7.

Выключатели В8 и В12 КПА СКВ установить в положение

¦Вкл¦.

Поворачивая кремальерой стрелку имитатора индукционного

датчика ЗК, установить стрелку КМ-5 на отметку ¦ноль¦.

Нажать кнопку Кн.1.

ЭУС-7 должен согласоваться с показаниями КМ-5 с точ-

ностью +3 град.

Показания БР-40 должны отличаться от показаний ЭУС-7 не

более, чем на +1-2 град.

Записать показания ЭУС-7.

При нажатой кнопке КН1 кремальерой ЗК повернуть стрелку

по ходу и против хода часой стрелки.

При увеличении (уменьшении) показаний ЗК показаний ЭУС-

7 и КМ-5 увеличиваются (уменьшаются).

Записать показания ЭУС-7.

3. Поверка погрешности системы СКВ-2Н в режиме магнит-

ной коррекции (МК)

Перключатели КПА СКВ установить в положения: В1 — ¦3¦;

В5, В7 — ¦1¦; В6 — ¦2¦; В9, В10 — ¦Вкл¦; В8, В11-В14 — ¦Выкл¦.

Устанвливая кримольерой стрелку ЗК на курсы 0,30,60 град. и

т. д. через 30 град, проверить погрешность системы СКВ-2Н по

ЭУС-7 при нажатой кнопке Кн1. Результаты измерений занети в

Табл.1.

Таблица 1

------------------------------------------------------------------------

Показания ЗК,

град 0 10 20 30

------------------------------------------------------------------------

Показания ЭУС,

град

------------------------------------------------------------------------

=ЗК-ЭУС,

град

------------------------------------------------------------------------

Погрешность не должна превышать +1.5 град.

4. Проверка погрешности системы СКВ-2Н в режиме началь-

ной выставки курса (НВК)

Переключатели КПА СКВ установить в положения: В1 — ¦3¦;

В2, В5 — ¦1¦; В6 — ¦2¦; В8-В10, В12 — ¦Вкл¦; В11, В13, В14 — ¦Выкл¦.

Установить стрелку ЗК-4 на ¦0¦.

Нажать кнопку и держать ее нажатой до согласования пока-

заний ЭУС-2Н и БР-40 с показаниями ЗК-4.

Устанавливая стрелку ЗК-4 на курсы 0,30,60 град. и т.д. через

30 град., проверить погрешность системы СКВ-2Н по УЭС-7 при на-

жатой кнопке Кн2.

Результаты измерений занети в Табл.2.

Таблица 2

-------------------------------------------------------------------------

Показания ЗК-4, град 0 10 20 30

-------------------------------------------------------------------------

Показания ЭУС, град

-------------------------------------------------------------------------

=ЗК-4 — ЭУС, град

-------------------------------------------------------------------------

Погрешность не должна превышать +2 град.

5. Проверка погрешности (уходов) системы СКВ-2Н в режиме

гирополукомпаса (ГПК)

Шкалу широты ПШК-4 установить на отметку 56 град

(широта Москвы; С — северное полушарие).

На любом из курсов (0, 90,180 и 270 град) проверить уход кур-

сового гироскопа КВ-2Н, для чего:

— записать показанния ЭУС-7 и включить секундомер,

— через 10 мин. записать показания ЭУС-7.

Изменение показаний ЭУС-7 за 10 мин. не должно превышать

+15 угловых минут. Привести размерность ухода к град/час.

6. Проверка уходов гироскопа вертикали по крену и тангажу

а) Для проверки уходов гироскопа вертикали по крену при

выключенной поперечной коррекции установить КВ-2Н так, чтобы

продольная ось была паралельна напрвлению ¦Запад-Восток¦.

Переключатели КПА СКВ установить в положения: В1, В6 —

¦2¦; В10 — ¦Выкл¦. Показание ЭУС-7 Должно быть примерно 330 град.

Включить секундомер.

Через 6 мин. вновь отсчитать показание ЭУС-7. За 6 мин. ра-

боты КВ-2Н показание ЭУС-7 должно измениться не более, чем на +1

град. Привести размерность ухода к град/час.

б) Для проверки уходов гироскопа вертикали по тангажу при

выключенной продольной коррекции установить КВ-2Н так, чтобы

продольная ось была паралельна напрвлению ¦Север-Юг¦.

Переключатели КПА СКВ установить в положения: В1, В6 —

¦1¦; В9 — ¦Выкл¦; В10 — ¦Вкл¦. Показание ЭУС-7 Должно быть при-

мерно 30 град. Включить секундомер.

Показание ЭУС-7 должно быть примерно 30 град. Включить

секундомер.

Через 6 мин. вновь отсчитать показание ЭУС-7.

За 6 мин. работы КВ-2Н показание ЭУС-7 должно измениться

не более, чем на +1 град. Привести размерность ухода к град/час.

7. Проверка сигнала широтной коррекции

Переключатели КПА-СКВ установить в положения:: В1- В7 —

¦1¦; В8- В15 — ¦Выкл¦. Переключатель лабораторного стенда

установить в положение¦N¦.

Плавно устанавливая шкалу широтного потенциометра на

отметки от 0 до 90 град. (северное полушарие — С), записать показание

вольтметра лаборатоного стенда ¦Проверка ПШК¦.

Поставить переключатель в положение ¦S¦. Повторить про-

верку, устанавливая шкалу широтного потенциометра на отметки от

0 до 90 град. (южное полушарие — Ю), записать показание вольтметра.

Показание вольтметра не должно превышать величин, указанных в

Табл.3.

По полученным данным построить и объяснить графики зави-

симости напряжения от широты.

Таблица 3

--------------------------------------------------------------------------

Широта, град Показания Допустимые

вольтметра, В; С/Ю погрешности, В

--------------------------------------------------------------------------

0 0/0 0

----------------------------------------------------------------------

15 3.1 +0.2

----------------------------------------------------------------------

30 6.0

----------------------------------------------------------------------

45 8.5

--------------------------------------------------------------------------

55 9.8

----------------------------------------------------------------------

65 10.9

----------------------------------------------------------------------

75 11.6

— +0.3

80 11.8

----------------------------------------------------------------------

85 11.9

----------------------------------------------------------------------

90 12.0

---------------------------------------------------------------------------

Включить питание установок, стенда. Доложить преподава-

телю об окончании работы, результатах. Оформить отчет.

8 ПРИЛОЖЕНИЕ

Основные технические данные системы СКВ-2Н

1. Время готовности, мин не более 2

2. Собственный уход, град/час

-курсового гироскопа не более 1.5

— гирвертикали не более 10

3. Погрешность по крену и тангажу, градус

— послевиражная не более +2

— после выполнения фигур сложного пилотажа

не более +4

4. Потребляемая мощность:

-по постоянному току, Вт 100

— по переменному току, В*А 260

5. Питание, В, Гц, В 36,400,27

6. Масса, кг не более 32

ЛИТЕРАТУРА

1. Соболев Б.Н. Гироскопические устроцства и курсовые си-

стемы: Учебное пособие М.: МЭИ, 1984, 172 с.

2. Системы электронной автоматики, приборное и высотное

оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.

М.: Воениздат, 1978, 311 с. (с. 208-214)

3. Конспект студента

Практическая работа №15-7

АВТОМАТИЧЕСКОЕ НАВИГАЦИОННОЕ УСТРОЙСТВО АНУ-IА

(Продолжительность практического занятия — 4 часа)

1. ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Изучить состав, назначение и работу навигационного уст-

ройства АНУ-! А, исследовать его основные эксплутационные харак-

теристики.

2. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку к работе — 2 часа)

Изучить назначение, принцип действия, устройство, основные

технические данные АН-1А. Подготовиться к ответу на контрольные

вопросы.

3. МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. Лабораторный стенд

2. Навигационное устройство АН-1А

3. Электрический пневмонасос-установка КПА-ПВД

4. Секундомер

4. ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

1. Получить допуск к работе

2. Изучить правила работы на установке КПА-ПВД (см. при-

ложение к данной работе)

3. выполнить проверку АН-1А согласно методике, изло-

женной в п. 8 настоящего описания

4. Оформить отчет о проделанной работе

5. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист, результаты про-

верки АНУ-1А по каждому пункту задания, заключение о годности

АНУ-1А к эксплуатации, краткие ответы на контрольные вопросы.

6. КОНТОРЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Задачи навигации

*2. Способы счисления пути (методы)

*3. Угол карты и навигационный треугольник скоростей

*4. Назначение и режимы работы АНУ-1

*5. Назначение системы ДИСС

6. Назначение, принцип действия счетчика координат АНУ

7. Работа АНУ-1 в режиме ¦ДИСС¦

8. Что представляет собой в АНУ-1 узел памяти ветра?

9. Ограничение по использования режима ¦ДИСС¦

10. Работа АНУ-1 в режиме ¦Память¦

11. На каких ЛА устанавливается АНУ-1?

12. Почему режим ¦Память¦ ограничен 20-30 минутами?

13. Работа АНУ в режиме ¦Автономный¦

14. Ограничение по использованию режима ¦Автономный¦

15. Точностные характеристики АНУ-1

* вопосы для допуска

7. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ\

Внимание! Каждый из привеленных ниже пунктов 2-5 выпол-

нять строго в излагаемой последоательности

1. Определение расчетных значений координат

Начертить в отчете условную прямоугольную систему коор-

динат и построить треугольник скоростей (рис. 7.1, Л.1), используя

следующие входные данные: угол карты 30 градусов, путевая и воз-

душная скорости по 800 км/ч, угол ветра минус 8 градусов. По фор-

мулам 7.3-7.4 Л.1 определить расчетные значения координат через 1

час полета, полагая, что входные данные в течении 1 часа не изменя-

ются. Полученные значения занести в соответствующую графу табл. 1

Таблица 1

------------------------------------------------------------------------------

N Время, Координаты, км.

пункта Режим мин. ------------------------

раздела УП Y (¦С¦) X (¦В¦)

------------------------------------------------------------------------------

1 АНУ отключена 60

(расчетные)

-------------------------------------------------------------------------------

2 ¦ДИСС¦ 10

-------------------------------------------------------------------------------

3 ¦Память¦ 15

-------------------------------------------------------------------------------

4 ¦Память¦ 10

-------------------------------------------------------------------------------

5 ¦Автономный¦ 10

-------------------------------------------------------------------------------

2 Определение координат в режиме ¦ДИСС¦

Установить переключатели ¦Счетчик НИ-50¦ и ¦Память¦ в

положение ¦откл¦, переключетель ¦ДИСС-Автономный¦ — в положе-

ние ¦ДИСС¦.

Включить питание лабораторного стенда выключателями

В1(27 В) и В¦ (115 В). Задатчиком путевой скорости установить зна-

чение скорости 800 км/ч, на задатчике угла карты ввести значение

угла 30 градусов, а на задатчике угла сноса минус 15 градусов.

Подсоединить к штуцеру ¦Д¦ стенда дюрит от магистрали

¦Д¦ установки КПА-ПВД и создать в датчике воздушной скорости

¦ДВС¦ давление, соответствующее воздушной скорости 800 км/ч.

ВНИМАНИЕ! При задании вождушной скорости учитывать, что

¦ДВС¦ характеризуется большими постоянными времение и перере-

гулированием и что рост скорости не должен превышать 50-100 км/ч

за секунду!

Установить стрелки ¦С¦ и ¦В¦ счетчика НИ-50 на ноль.

Включить счетчик, через 10 минут выключить его и записать в табл. 1

значение координат (умножив их предварительно на ¦6¦).

Включить режим ¦Память¦, установить задатчик путевой

скорости на нулевую отметку. Кранами КПА-ПВД снизить давление в

¦ДВС¦ до атмосферного, следя при этом, чтобы спад скоорости по

указателю КПА-ДВП был не более 50-100 км/ч за секунду. Через 60-80

секунд отключить питание лабораторного стенда (В1 и В2).

3. Оценка работы узла памяти ветра

Установить стреки счетчика НИ-50 на нуль. Включить В1, В¦

и счетчик НИ-50. Через 15 минут отключить счетчик и запистаь зна-

чения координат в табл. 1 (умножив их предварительно на ¦4¦).

Создать давление в ¦ДВС¦, соответствующее скорости по

шкале ¦ДВС¦ 800 км/ч (со скоростью не более 50-100 км/ч за сек).

4. Определение координат в режиме ¦Память¦

Установить стрелки счетчика НИ-50 на нуль. Включить счет-

чик, через 10 минут отключить и аписать значение координат в табл.

1 (умножив предварительно на ¦6¦)

5. Определение координат в режиме ¦Автономный¦

Выставить на задатчик ветра ЗВ-1 значения: скорости 200

км/ч, угла ветра минус 8 градусов и угла карты 30 градусов. Довести,

при необходимости, значение скорости по ¦ДВС¦ до 800 км/ч.

Отключить выключатель ¦Память¦ и через 30-40 секунл

включить режим ¦Автономный¦. Установить стрелки счетчика НИ-50

на нуль, включить счетчик, через 10 минут отключить и записать зна-

чения координат в табл. 1 (умножив предварительно на ¦6¦).

Кранами КПА-ПВД снизить давленеи в ¦ДВС¦ до атмосфер-

ного, следя при этом, стобы спад скорости по указателю КПА-ПВД

не был более 50-100 км/ч за 1 сек. Отключить питание стенда (В1 и

В2).

6. Оценка узла памяти ветра (УПВ)

Работа УПВ характеризуется разницей ¦ ¦:

где

где — данные из п.3 табл.1;

— определяется из ранее вычеченого тре-

угольника скоростей (п.1 раздела 8 данной работы).

не должна превышать +6 км/ч.

7. Определение погрешностей счисления пути ( )

где — погрешность АНУ в соответствующем режиме;

— значение координат из пп. 2,4,5 табл. 1

Погрешности не должны превышать соответственно 1.75 %;

1.75ё3%; 5.5ё6%

Доложить преподавателю об окончанию работы, ее результа-

тах и овормить отчет.

8 ПРИЛОЖЕНИЕ

Устанолвка предназначена для проверки аэрометрических

приборов. Диапазон создаваемых давлений и разряжений соответ-

ственно до значения приборной скорости 1600 км/ч (на Н=0 км) и

значения Н=11 км.

Напряжение питания КПА-ПВД — 27 В постоянного тока.

Правила пользования КПА-ПВД

1. При создании давления и разряжения их изменения не

должны осуществляться быстрее чем 50-100 км/ч/сек. и 150-200

м/сек по указателю КПА-ПВД и контролируемым высотомерам со-

ответственно.

2. Время непрерывной работы установки не более 5-10 минут

с последующим перерывом 3-5 минут

3. Вид панелей управления КПА-ПВД представлены на рис. 1

4. Для создания динамического давления (скоорости) необхо-

димо (рис. 1):

— кран II установить в положение 2000 км/ч;

— кран 7 установить в положение ¦Давл¦;

— кран 2 закрыть;

— выключить переключатель 6 и плавным вращением от-

крыть кран 4. Придостяжении требуемого давления (скорости)

кран 4 акрыть, а переключатель 6 выключить. Сброс давления

осуществляется плавным открытием крана 2.

5. Для создания статического давления (высоты) необходимо:

— кран 7 установить в положение ¦Разр¦;

— кран 5 закрыть;

— кран 16 установить в положение ¦300¦ (поворот на 300

град.);

— включить переключатель 6 и плавным вращением открыть

кран 6. При достяжении требуемого статического давления (высоты)

кран 3 закрыть, а переключатель 6 выключить. Для сброса статиче-

ского давления плавно открыть кран 5.

2. Основные технические данные АНУ-1А

Рабочий диапазон высот 0-20 км

Рабочий диапазон истинных воздушных скоростей 200-1100 км/ч

Рабочий диапазон скоростей ветра 0-200 км/ч

Рабочий диапазон путевыхскоростей 200-1100 км/ч

Инструментальная погрешность:

— режим ¦ДИСС¦ 1.75%

— режим ¦Память¦ 1.75-3%

— режим ¦Автономный¦ 5.5-6%

Масса 15.5 кг

ЛИТЕРАТУРА

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное

оборудование летательных аппаратов: Учебник/Демушкин С.К. и др.

М.: Воениздат, 1978, 311 с. (с. 208-214)

2. Автоматическое, приборное и высотное оборудование ле-

тательных аппаратов: Учебник/А. П. Иваненко и др. М.: Воениздат,

1971, 440 с. (с. 217-221, 228-232)

3. Конспект студента

Лабораторная работа #16-12

АВТОНОМНЫЙ КОНТУР САУ

(Продолжительность практического занятия — 4 часа)

I.ЦЕЛЬ РАБОТЫ

Целью работы является изучение студентами автономного конту-

ра САУ в виде автопилота АП-155 и исследование его законов управ-

ления.

II.ЗАДАНИЕ НА ПОДГОТОВКУ К РАБОТЕ

(Время на подготовку — 2 часа)

Изучить назначение, основные технические данные, функциональную

схему и законы управления АП-155. Подготовиться к ответу на конт-

рольные вопросы.

Литература:

1. Системы электронной автоматики, приборное и высотное оборудова-

ние ЛА. Учебник/Демушкин С.К. и др. М.Воениздат,1978,311с(для изу-

чения с.236-242,251-269).

2.Конспект студента.

Ш.МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1.Лабораторный стенд — макет самолета с АП-155.

2.Контрольно-проверочная установка — пневмонасос КПУ-3

IУ. ЗАДАНИЕ НА ВЫПОЛНЕНИЕ РАБОТЫ

1.Получить допуск к работе

2.Изучить правила работы на КПУ-3 (указаны на передней панели

установки).

3.выполнить проверку АП-155 согласно методике, изложенной в п. УП

данного описания.

4.Оформить отчет о проделанной работе.

У. ТРЕБОВАНИЯ К ОТЧЕТУ

Отчет должен содержать: титульный лист, результаты проверки по каж-

дому пункту задания, заключение о соответствии законов управления

макета законам управления АП-155, краткие ответы на контрольные

вопросы.

УII. КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

*1. Назначение, режим работы и функциональные возможности

AП-155.

*2. Комплект AП-155, назначение агрегатов.

*3. Функциональная схема AП-155 — совместная работа автопилота

и электромеханической системы управления самолетом (тяги, механиз-

мы).

*4. Понятие закона управления (на примере любого закона).

5. Почему парирование короткопериодических колебаний самоле-

та (демпфирование) не может быть выявлено датчиком вручную?

6. Сигналы каких датчиков необходимы для обеспечения демпфи-

рования самолета? Написать закон управления для реализации демпфи-

рования.

7. Зависит ли демпфирование от высоты и скорости полета и

почему?

8. Назначение и работа ячеек тангажа, крена и курса блока

ЕС-155 во всех режимах (сельсины СП1-СП5; реле Р7,3,6,2,19; В1-ЯЗ;

ФЧВ1,2,3; ДГ1,2,3; ЭЖ,2,3).

9. Что происходит с All-155 при срабатывании датчиков усилий

ручки летчика (общая характеристика)?

10. Почему АН-155 не обеспечивает одновременной стабилизации

курса и крена самолета?

11. Чем заканчивается «приведение к горизонту» в канале ста-

билизатора?

12. Необходимость учета сигнала от датчика угла атаки.

13. Необходимость учета сигнала от корректора высоты.

14. Необходимость учета сигнала от датчика перегрузок.

15. Параметры полета самолета по окончании «приведения к гори-

зонту».

16. Максимальные углы отклонения рулей самолета от АП-155.

17. Необходимость совместной работы АП-155 и триммера тангажа.

18. Назначение, состав и общие сведения о программе работы

логической ячейки.

19. Назначение, режимы работы и функциональные возможности

САУ-23.

* Вопросы для допуска.

УII. МЕТОДИКА ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка к исследованию законов управления АП-155

Выписать из рекомендованной литературы законы управления ка-

нала стабилизатора от рулевого агрегата в режимах «Стабилизация»

и «Приведение к горизонту» — для вариантов свободной и загружен-

ной вручную ручки управления самолетом «РУ» (с. 259, 261, 265 и

269 Л.1).

По законам управления составить перечень сигналов от датчи-

ков канала стабилизатора и вписать обозначение этих сигналов в

табл. 1.

таблица 1

----------------------------------------------------------------

Сигналы от

датчиков

Режим,

состояние РУ

----------------------------------------------------------------

«Стабилизация» РУ свободна

РУ загружена

----------------------------------------------------------------

«Приведение к РУ свободна

горизонту» РУ загружена

----------------------------------------------------------------

Используя встроенный жидкостный уровень, установить гиродат-

чик крена и тангажа (на макете самолета) в плоскость горизонта.

Установить флюгер датчика угла атаки в нейтральное положение.

Убедиться в том, что кран атмосферы КПУ-З открыт и установить

с помощью кремальеры стрелки высотомера КПУ-З на нуль.

2. Проверка прохождения сигналов от датчиков в

режиме «Стабилизация»

Включить питание макета выключателями «27 В» на панели пита-

ния лабораторного стенда «АГБ-З» и «АЛ» на нижнем пульте управле-

ния питанием макета. Убедиться по вольтметрам пульта в наличии

напряжения постоянного тока 27 В и переменного тока 36 В.

На верхнем пульте управления макета переключить тумблеры-

имитаторы датчиков усилий РУ «К» и «Т» в наружные стороны от кор-

пуса пульта управления. Такое положение тумблеров соответствует

освобожденной от усилий РУ.

Через 30 с после включения питания включить режим «Стабили-

зация» — кнопкой-лампой зеленого цвета на верхней части пульта

управления. О переходе All-155 в режим свидетельствует загорание

кнопки-лампы «Стабилизация».

Далее проверить прохождение сигналов от датчиков, сигналы

которых перечислены в табл. 1: при механическом перемещении датчи-

ков обе половины стабилизатора макета должны синхронно отклонять-

ся вверх или вниз. Для проверки прохождения сигнала высоты необ-

ходимо пользуясь инструкцией на КПУ-З, создать по высотомеру при-

ращение высоты от 0 до 100 м (не более!) и обратно. При этом поло-

вины стабилизатора также должны перемещаться.

Внимание: при «активизации» датчиков следить за лампочкой

«тангаж» сигнализации крайнего положения штока РАУ. При загорании

лампочки ее следует погасить путем наклона гиродатчика по тангажу.

Результаты опытов занести в верхнюю графу табл. 1.

Переключить тумблер «Т» — имитатор загрузки РУ — во внутрен-

нюю сторону пульта управления. Повторно проверить прохождение си-

гналов от датчиков и результаты занести в соответствующую графу

табл. 1.

3. Проверка прохождения сигналов от датчиков в режиме «Приведение

к горизонту»

Отключить режим «Стабилизация» с помощью единой кнопки отклю-

чения режимов — кнопки красного цвета «АЛ отключен» на пульте уп-

равления режимами АП-155. После нажатия кнопки гаснет кнопка-лам-

па «Стабилизация». Включить режим «Приведение к горизонту» — на-

жатием кнопки «Приведение» на пульте управления.

После загорания зеленой лампочки «Приведение» на пульте уп-

равления, проверить прохождение всех сигналов по методике п. 2

данного раздела. Результаты опытов занести в табл. 1.

Выключить режим, питание макета и выключатель «27 В» питания

лабораторного стенда «АГБ-З».

Пользуясь данными табл. 1, написать для каждой строчки таб-

лицы закон управления. Сделать вывод о соответствии полученных

законов управления законам из п. 1 данного раздела.

Доложить преподавателю об окончании работы, результатах и

оформить отчет.

УШ. ПРИЛОЖЕНИЕ

Основные технические данные АП-155

Точность стабилизации заданных углов....... +-1 град.

Точность стабилизации барометрической высоты... +-(5..40) м.

Максимальные углы отклонения рулей от РАУ:

— РАУ-Т,.................... +-1,45 град.

— РАУ-К"..................... +-2 град.

Скорости отклонения рулей от РАУ:

— стабилизатора................. 15 град/сек.

— элеронов................... 20 град/сек.

Скорости перемещения штоков РАУ:

— РАУ-Т.................... 50..100 мм/сек.

— РАУ-К.................... 55..120 мм/сек.

Номинальная нагрузка на штоках РАУ........... 4 кг.

Максимальная нагрузка на штоках РАУ.......... 15 кг.

Разрушающее усилие для РАУ............. 1600 кг.

Время готовности............... не более 3 мин.

Напряжение питания:

— постоянным током................ 27..0,5 В.

— переменным З-фазным частотой 400 Гц...... 36..0,5 В.

Масса..................... не более 28 кг.

Тема N 17 «Бортовые средства объективного контроля»

Занятие N 2 — 2 часа

_1. Общие сведения о контрольно — записывающей аппаратуре ЛА.

Для анализа причин и предупреждения инцидентов, для технической

диагностики бортовых систем оборудования и прогнозирования их техни-

ческого состояния, а также для оценки действий личного состава при вы-

полнении летного задания и его обучения используются бортовые устройс-

тва регистрации (БУР).

Эти средства позволяют позволяют накопить и сохранить необходимую

информацию об условиях полета, параметрах движения и состояния ЛА,

техническом состоянии его силовых установок и оборудования, действиях

экипажа по управлению ЛА. Бортовые устройства регистрации только ре-

гистрируют необходимые параметры, но не позволяют осуществить анализ

их на борту ЛА.

Анализ параметров осуществляется после полета в процессе проведе-

ния экспресс — оперативной обработки.

Регистрирующие устройства с небольшим количеством записываемых

величин (две — три) устанавливались на отечественных самолетах еще с

первых лет Великой Отечественной войны. Наибольшее же применение БУР

находили при испытательных полетах ЛА всех видов. Однако в настоящее

время применение БУР оказалось необходимым при эксплуатации всех се-

рийных летательных аппаратов.

В мае 1965 года Международная организация по гражданской авиации

рекомендовала всем государствам уделять особое внимание применению БУР.

Бурное развитие бортовых устройств регистрации наступило после

вступления СССР в 1970 году в международную организацию ГВФ («1САО»),

т.к. полет самолетов на международных линиях разрешен только с исполь-

зованием средств объективного контроля.

Общая структура использования БУР может быть представлена следую-

щей схемой (рис.1).

г=================================================¬ г======¬ г======¬

¦--------------------------------¬ ЛА N1 ¦ ¦ЛА N2 ¦ ¦ЛА N3 ¦

¦¦Бортовые устройства регистрации¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ....

¦+----------------T--------------+ ¦ ¦ ¦… ¦ ¦

¦¦Эксплуатационный¦Аварийный ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦¦регистратор ¦регистратор ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦L-------T--------+-------T------- ¦ L==T===- L==T===-

L========+================+=======================- ¦ ¦

г=========+================+=======================¬ г==¦===¬ г==¦===¬

¦---------+----------------+-----------------¬ 1 ¦ ¦ 2 ¦ ¦ N ¦

¦¦ Наземная система обработки информации ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦¦ от БУР ¦ ¦ ¦ ¦… ¦ ¦

¦L-----T-------------T---------------T-------- ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦------+-----¬ -----+-----¬ -------+-------¬ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦¦Техническая¦ ¦Анализ ¦ ¦Оценка работы ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦¦диагностика¦ ¦инцидентов¦ ¦ экипажа ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦L-----T------ L-----T----- L-------T------- ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

L======+==============+===============+============- L===T==- L===T==-

¦ ¦ ¦ ¦ ¦

г======¦==============¦===============¦=====================¦============¦==¬

¦ Статистическая обработка информации о данном типе ЛА ¦

L=======T================T====================T====================T========-

¦ ¦ ¦ ¦

-------+------¬ --------+--------¬ ----------+---------¬ ---------+--------¬

¦ Анализ ¦ ¦ Совершенствова-¦ ¦ Совершенствование ¦ ¦Совершенствование¦

¦ инцидентов ¦ ¦ ние ¦ ¦ эксплуатации ¦ ¦ подготовки ¦

¦ ¦ ¦ техники ¦ ¦ ¦ ¦ экипажей ¦

L-------------- L----------------- L-------------------- L------------------

Рис.1. Структура использования БУР

Как следует из данной схемы, БУР входят в единый комплекс системы

регистрации и обработки получаемой от БУР информации.при этом система

обработки информации обычно является наземной. Система обработки ин-

формации, получаемой от БУР данного летательного аппарата, представля-

ет собой специальные дешифрирующие и вычислительные устройства. С их

помощью осуществляется техническая диагностика (определение техничес-

кого состояния наиболее важных бортовых устройств), анализ причин

конкретных инцидентов, аварий и катастроф, оценка качества пилотирова-

ния и выполнение заданий учебно — боевых и боевых полетов.

Результаты обработки информации БУР отдельных летательных аппара-

тов впоследствии используются в статистических системах обработки ин-

формации о данном типе ЛА. Эти системы позволяют выполнить общий ана-

лиз инцидентов, аварий и катастроф, определить пути и способы совер-

шенствования авиационной техники, технической эксплуатации, подготовки

летного и технического состава.

Необходимость в БУР обусловлена также и тем, что число инцидентов

с неустановленными причинами составляет 20 — 22% от общего их коли-

чества. Для установления причин инцидентов необходимо иметь информацию:

— о действии экипажа в полете;

— о поведении ЛА на траектории;

— о работоспособности бортовых систем ЛА.

Отличие БУР от систем встроенного контроля состоит в том, что

процессы измерения контролируемых параметров и оценки результатов

контроля разнесены во времени. Отсюда ценность полученной информации

тем выше, чем быстрее она будет обработана.

_2.Классификация БУР по назначению, принципу и форме

_записи информации.

БУР предназначены для регистрации и сохранения полетной информа-

ции, характеризующей режимы полета, действие и состояние экипажа,

функционирование бортового оборудования.

Применяемые в настоящее время БУР классифицируются по следующим

основным признакам:

— по функциональному назначению;

— по принципу записи информации;

— по форме записи информации.

По функциональному назначению БУР подразделяются на: аварийные

эксплуатационные и испытательные.

Аварийные БУР для накопления и сохранения полетной информации,

которая может быть использована при расследовании инцидентов, аварий и

катастроф.

Эксплуатационные системы регистрации записывают значительно боль-

шее число параметров, чем аварийные БУР. Накопитель эксплуатационного

регистратора защиты не имеет и при авариях не спасается.

Испытательные системы регистрации используются при проведении

различного рода летных испытаний образцов авиационной техники.

ПО принципу записи информации БУР делятся на механические, опти-

ческие (осциллографические) и магнитные.

Регистраторы с механическим способом записи параметров полета на-

зываются бароспидографы или самописцы.

На ЛА старых типов применяются двухканальные бароспидографы

К2-713М, К2-714, К2-715, К2-717, записывающие приборную скорость и вы-

соту полета, а также 3-канальные самописцы К3-63, регистрирующие при-

борную скорость, высоту и вертикальную перегрузку (Ny). В этих прибо-

рах запись осуществляется путем царапанья по бумаге со спецпокрытием

(К2-713, К2-717) или по эмульсионному слою кинопленки, зафиксированной

без проявления (К3-63) с помощью металлических иголок, связанных при

помощи передаточно-множительного механизма (ПММ) с анероидным и мано-

метрическим блоками прибора. ЧЭ системы регистрации Ny в К3-63 — инер-

ционная масса, подвешенная на пружинах. В К3-63 погрешность измерения

параметров составляет для Н и Vпр — +-4%, для Ny — +-3%.

К оптическим БУР относятся: САРПП-12; К12-22; САРПП-24. С одной

из этих систем мы познакомимся подробно на этом занятии — это система

САРПП-12. Оптические системы регистрации строятся на базе

шлейфовых осциллографов.Носителем информации в таких системах являет-

ся фотопленка.

Магнитные системы регистрации полетных данных — это такие систе-

мы, в которых в качестве носителя информации используются магнитные

материалы — ферромагнитная лента, металлическая лента или проволока. К

таким системам относятся МСРП — 12, МСРП — 64, " Тестер УЗ " и " Тес-

тер УЗЛ ".

По форме записи информации БУР подразделяются на аналоговые и

дискретные.

К аналоговым БУР относятся механические и оптические системы ре-

гистрации, а к дискретным — магнитные. Аналоговые: К2 — 713; К2 — 714;

К2 — 715; К2 — 717; К12 — 22; САРПП — 12. Дискретные: МСРП — 12; МСРП

— 64; " Тестер УЗ " и " Тестер УЗЛ ". В дискретных системах запись ин-

формации производится в виде время — импульсного, частотного или циф-

рового кода. Принципиальная разница этих систем состоит в способе об-

работки: у аналоговых систем — ручная обработка информации, у дискрет-

ных — автоматическая.

При ручной обработке информации для расшифровки фотопленки систе-

мы САРПП — 12 используют увеличитель (проектор) типа 5ПО — 1, " Микро-

фот " или дешифратор лент фотоконтрольного прибора ЭДИ — 452; которые

дают увеличение изображения 1: 10. При работе с ЭДИ — 452, изображе-

ние фотопленки проектируется на специальный шаблон.

Рассмотрим схему на которой представлены типы БУР и их основные

технические данные. Эти БУР устанавливаются на современных отечествен-

ных самолетах. На второй схеме представлены различные типы систем об-

работки информации, полученной от БУР в процессе полета.

В настоящее время бароспидографы с механическим принципом записи

заменяются БУР с оптическим и магнитным принципом записи информации,

т.к. последние являются более точными системами и позволяют контроли-

ровать число параметров на 1 — 2 порядка больше, чем бароспидографы. В

данном занятии мы познакомимся с системой САРПП — 12.

_3. Организация объективного контроля полетов.

" Положение об организации объективного контроля полетов в авиа-

ции ВС СССР " введено в действие приказом ГК ВВС N 200 от 1981 г. Это

положение определяет задачи и организацию объективного контроля дейс-

твий летных экипажей и летного состава ИТС.

Под объективным контролем понимается система проводимых командиром

(начальником) мероприятий, направленных на комплексное использо-

вание всех средств и данных объективного контроля (ОК) в интересах

совершенствования методики и качества обучения личного состава,

повышения безопасности полетов и надежности авиационной техники

(АТ).

Задачи ОК:

— контроль последовательности и качества выполнения полетных заданий;

— повышение безопасности полетов за счет невыпуска в полет неподготов-

ленных экипажей и АТ;

— вскрытие недостатков в действиях групп руководства полетами и расче-

тов пунктов управления;

— установление истинных причин инцидентов, аварий и катастроф;

— контроль за работой АТ в межрегламентный (межремонтный) периоды при

облетах, испытаниях и при подготовке к ним.

За организацию ОК отвечают командиры, а руководство осуществляют

их заместители. ОК подразделяются на:

— межполетный;

— полный;

— специальный.

Основными средствами объективного контроля (СОК) являются:

— бортовые СОК общего назначения;

— бортовые СОК специального назначения;

— наземные штатные СОК;

— наземные нештатные СОК;

— средства регистрации психофизических параметров летного экипажа.

Материалами ОК считаются первичные носители бортовой и наземной

информации (фотопленки, магнитные ленты и др.). Данными ОК считаются

результаты обработки первичных носителей информации (карточки, прото-

колы, распечатки и др.). Объективному контролю подлежат:

— общая продолжительность полета (его этапов);

— режимы полетов и маневра;

— работа АТ и действия экипажей по ее эксплуатации в воздухе;

— переговоры между членами экипажа;

— точность прицеливания при боевом применении;

— результаты боевого применения;

— взаимное расположение ЛА в боевом порядке;

— взаимное расположение самолетов при дозаправке в воздухе;

— результаты воздушной разведки;

— радиообмен по громкоговорящей связи или телефонам КП и др. пунктов

управления;

— постановка задач на полеты и преполетные указания.

В положении излагаются следующие вопросы;

— организация ОК (раздел 1);

— обязанности должностных лиц по проведению ОК полетов (раздел 2);

— классы и лаборатории ОК (раздел 3);

— учет и хранение материалов ОК (раздел 4);

В приложении даны формы учетной документациии об ОК. При аварии

или катастрофе разрешение на вскрытие контейнера с с носителем инфор-

мации и обработку материалов Ок дает председатель комиссии, производя-

щей расследование, а при инцинденте — командир полка или вышестоящее

должностное лицо.

_3. Система автоматической регистрации параметров полета САРПП-12ДМ

_3.1. Назначение, комплект, основные технические данные САРПП-12ДМ

Система САРПП-12 предназначена для записи световым лучом на фо-

топленке различных параметров полета в нормальных и аварийных условиях

и сохранения записанной информации в аварийных случаях.

Система САРПП-12 выпускается в 3-х вариантах: САРПП-12ГМ;

САРПП-12ВМ и САРПП-12ДМ с одной или двумя скоростями протяжки фотолен-

ты.

Для обеспечения записи параметров полета в системах летательного

аппарата установлены датчики, выдающие соответствующие сигналы через

согласующее устройство в накопитель информации.

На вертолете МИ-24 установлена система САРПП-12ДМ, на самолете

МИГ-23 установлена система САРПП-12ГМ. НА самолете МИГ-29, как уже от-

мечалось, установлена система «Тестер УЗЛ».

В комплект САРПП-12ДМ входят:

1. Накопитель информации К12-51ДМ.

2. Согласующее устройство Усс-4 — 1 шт.

3. Датчик высоты (барометрический) ДВ-15М — 1 шт.

4. Датчик положения ползуна автомата перекоса МУ-615А — 1 шт.

Остальные датчики используются от штатной аппаратуры. К ним отно-

сятся: датчик воздушной скорости ДВС-24. Установлен на правом борту

радиоотсека; — малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ #2. Выдает сигналы

крена и тангажа. Установлена на левом борту радиоотсека; — датчик Д-2

указателя ИТЭ-2Т несущего винта. Выдает сигнал пропорциональный часто-

те вращения редуктора. Установлен в отсеке главного редуктора.

Об исправности лентопротяжного механизма накопителя можно судить

по табло на центральном пульте # 1 летчика. Система имеет ручное и ав-

томатическое включение. Для включения САРПП-12Д переключатель

«САРПП-12Д» на щитке управления САРПП-12Д центрального пульта # 1 лет-

чика установить в положение «Ручн.», при этом должно загореться сиг-

нальное табло, извещающее о работе САРПП-12Д. При положении переключа-

теля в положение «Сигнал выкл.» выключается только сигнальное табло на

щитке управления. При установке переключателя «САРПП-12Д» на щитке уп-

равления в положение «Автомат» производится автоматическое выключение

системы в момент отрыва вертолета от земли при срабатывании концевого

выключателя АМ800К.

ОТД: на вертолете система регистрирует шесть непрерывных парамет-

ров и семь разовых команд.

Непрерывные параметры:

1. Относительная барометрическая высота (Нотн):50-6000 м.

2. Скорость полета (приборная) (Vпр): 60 — 400 км/ч.

3. Шаг несущего винта (положение ползунка автомата перекоса) ( )

в диапазоне +- 30 .

4. Частота вращения несущего винта ( ): 70 — 110%.

5. Угол крена ( ): +- 60 .

6. Угол тангажа ( ): +-45 .

Разовые команды:

1. Борт N… Пожар. Внимание на табло. Сигнал выдается датчиками

сигнализации пожара в отсеках: главного редуктора, расходного бака,

АИ — 9В.

2. Опасная вибрация левого двигателя. Сигнал выдается электронным

блоком БЭ — 500Е (1-й канал).

3. Опасная вибрация правого двигателя. Блок тот же (2-ой канал).

Блок установлен в грузовой кабине между шп. N 1 и N 2.

4. Отказ основной гидросистемы. Сигнал снимается с сигнализатора

давления МСТ-55АС основной гидросистемы. Сигнализатор установлен на

корпусе гидроблока.

5. Отказ дублирующей гидросистемы. Сигнал снимается с сигнализа-

тора давления МСТ-35С дублирующей гидросистемы. Установлен там же.

6. Аварийный остаток топлива. Сигнал выдается датчиком топливоме-

ра левого расходного бака. Датчик установлен на левом расходном баке.

7. Опасная высота (РВ-5). Сигнал снимается с указателя высоты

УВ-5 радиовысотомера РВ-5. Указатель установлен на приборной доске

летчика.

Регистрация производится на фотопленке типа «Изопанхром» шириной

35 мм без перфорации.

Максимальный запас фотопленки 12 +- 0.5м.

Скорость протяжки фотопленки устанавливается вручную в период

подготовки самолета к полетам: 1 и 2.5 мм/с.

При переключении скорости протяжки изменяется интервал между от-

метками времени: 1-ой скорости 1мм/с соответствует интервал, который у

различных накопителей может лежать в пределах от 7.7 до 14.3 с; 2-ой

скорости 2.5 мм/с соответствует интервал от 3.08 до 5.7 с (конкретные

значения интервала отметки времени указаны в паспорте на накопитель

информации). Условимся, что 1-ой скорости (1 мм/с) соответствует вре-

менной интервал 10 с, а 2-ой скорости (2.5 мм/с) — 4 с. Основная пог-

решность регистрации +- 5% диапазона измерения соответствующего пара-

метра.

Электропитание системы осуществляется от бортсети постоянного то-

ка U = 27В. Проверка работоспособности (на земле) накопителя информа-

ции и контроль протяжки фотопленки производится по загоранию сигналь-

ной лампы, размещенной на корпусе накопителя.

_3.2. Назначение, комплект, основные технические данные

_САРПП-12ГМ

В комплект САРПП-12ГМ входят:

1. Малогабаритный датчик давления (Н) МДД-Те-1-780 — 1 шт.

2. Малогабаритный датчик давления (Vпр) МДД-Те-0-1.5 — 1 шт.

3. Датчик горизонтальных перегрузок (Nx) МП-95(+-1.5ед) — 1 шт.

4. Датчик вертикальных перегрузок (Ny) МП-95 (-3.5-10ед) — 1 шт.

5. Датчик угловых перемещений стабилизатора МУ-615А ( ст) — 1 шт.

6. Согласующее устройство УсС-4-2М — 1 шт.

7. Накопитель информации К12-5Г1М — 1 шт.

Вместе с системой работает, но в комплект не входит датчик угло-

вой частоты вращения ротора низкого давления (РНД) двигателя. Датчик

тахометра (N1) ДТЭ-1 — 1 шт. Система включается в работу автоматически

при отрыве самолета от ВПП (при включении концевого выключателя

ВК-200Р левой стойки шасси) и остается в рабочем положении при посад-

ке. Для подачи питания к системе в кабине на правом пульте установлен

выключатель ВГ-15К с трафаретом «САРПП». Он включается для проверки

работоспособности системы САРПП на стоянке. ОТД: система регистрирует

шесть непрерывных параметров и девять разовых команд.

Непрерывные параметры:

1. Высота полета (барометрическая) (Н): 250 — 25000 м.

2. Скорость полета (приборная) (Vпр): 200 — 1500 км/ч.

3. Вертикальные перегрузки (Ny): -3.5 — +10ед.

4. Горизонтальные перегрузки (Nx): +-1.5ед.

5. Угловая частота вращения ротора РНД (N 1): 10 — 110%.

6. Угловые перемещения стабилизатора ( ст): +-30 .

7. Разовые команды:

1. Следи давление в общей гидросистеме Росн.

2. Следи давление в бустерной гидросистеме Рбуст.

3. Контроль нажатия кнопки стрельбы «Боевая кнопка».

4. Включение режима максимал «Максимал».

5. Включение режима «Форсаж».

6. Критический угол атаки " кр".

7. Высокая температура «ВТ».

8. Включение в работу системы САУ.

Таким образом, система может регистрировать 9 разовых команд, а

на самолете регистрируется только 8 разовых команд. Один канал регист-

рации резервный. В остальном основные технические данные системы

САРПП-12ГМ аналогичны ранее рассмотренным данным системы САРПП-12ДМ.

_3.3 Назначение и размещение агрегатов системы САРПП-12ДМ(ГМ).

_а) Накопитель информации К12-51ДМ (Г1М)

Накопитель информации предназначен для записи световым лучом на

фотопленку параметров, преобразованных в электрические сигналы посто-

янного тока. Он представляет собой светолучевой магнитоэлектрический

осциллограф с кассетой КС-05.

Накопитель информации имеет:

— кнопку Кн1 «Вкл.пит.» включение питания;

— кнопку Кн2 «Нулевые линии » для прописи нулевых линий (механи-

ческих нулей «мех.0»);

— лампу сигнализации работоспособности лентопротяжного механизма

(работает в проблесковом режиме);

— окошко, в которое видно центральную лампу осветителя;

— регулировочный винт реостата накала осветителя;

— защелку, закрывающую отверстие для переключения скорости про-

тяжки фотопленки.

Накопитель информации позволяет производить:

— непрерывную запись на фотопленке 6 измеряемых величин;

— запись 9 разовых команд;

— отметку времени.

Накопитель установлен в оранжевом металлическом контейнере, кото-

рый на вертолете установлен в килевой балке между шпангоутом N4 и нер-

вюрой N1, а на самолете МиГ-23 он размещен в киле между нервюрами N7

и N9.

_б) Согласующее устройство УсС-4 (УсС-4-2М)

Предназначено для питания стабилизированным напряжением цепей на-

копителя и для преобразования измеряемых величин в электрические сиг-

налы.

Согласующее устройство (усилитель согласования) выдает стабилизи-

рованные напряжения для питания:

— измерительных цепей;

— двигателя лентопротяжного механизма;

— лампы отметки времени накопителя;

— центрального осветителя;

— узла световой сигнализации (лампочки разовых команд N1-5).

УсС-4 (УсС-4-2М) представляет собой блок с двумя штепсельными

разъемами для подключения его к датчикам и накопителю информации. На

верхней части кожуха имеется окно, закрытое крышкой для доступа к ре-

гулировочным резисторам. Последние предназначены для регулировки орди-

нат прописи «механических нулей» вибраторов и линий разовых команд.

Согласующее устройство на вертолете установлено в радиоотсеке, на пра-

вом борту, между шт. N13 и N15, а на самолете оно установлено рядом с

накопителем информации.

_в) Датчик барометрической высоты ДВ-15М.

Датчик ДВ-15М предназначен для определения барометрической высоты

прибора и для выдачи электрического сигнала, пропорционального измеря-

емой высоте. ЧЭ датчика является анероидная коробка, помещенная в гер-

метичный корпус прибора, который связан с приемником воздушного давле-

ния ПВД-6М. Деформация анероидной коробки передается на щетку потенци-

ометра. Датчик на вертолете установлен в радиоотсеке на правом борту,

между шп. N13 и N15.

_г) Потенциометрический датчик угловых перемещений МУ-615А

МУ-615А предназначен для преобразования углов перемещения органов

управления в электрические величины. Рабочие углы перемещения движка

потенциометра составляют +-30. На вертолете датчик положения ползуна

автомата перекоса МУ-615А установлен на главном редукторе и соединен

тягой с ползуном автомата перекоса. На самолете датчик установлен так,

что среднее положение движка потенциометра соответствует среднему по-

ложению стабилизатора (при этом закрашенная точка на втулке датчика и

стрелка должны совпадать). На самолете датчик установлен в килевой

части фюзеляжа.

_д) Малогабаритные датчики давления (температуростойкие)

_МДД-Те-1-780 и МДД-Те-0-1.5

Датчики давления предназначены для выдачи электрического сигнала,

пропорционального измеряемому давлению. Датчик МДД-Те-1-780 анероидно-

го типа измеряет давление от 1 до 780 мм рт.ст. Датчик МДД-Те-0-1.5

манометрического типа измеряет давление в пределах от 0 до 1.5 кг/см .

Датчики на самолете установлены в отсеке N2 (закабинный отсек) на шп.

N12 вверху.

_е) Датчики перегрузок МП-95

Предназначены для измерения линейных перегрузок (Ny и Nx) и пре-

образования их в электрические сигналы, пропорциональные измеряемым

перегрузкам. Направление стрелок на шильдике датчиков указывает нап-

равление действия перегрузок. Действие датчика основано на инерционном

принципе. В качестве ЧЭ использован груз в виде оси с закрепленными на

ней потенциометром и поршнем. Каждому значению ускорения соответствует

определенное положение потенциометра относительно неподвижной токосъ-

емной щетки.

На самолете МиГ-23 датчики перегрузок размещены на общем кронш-

тейне между шпангоутами N12Б и N12В закабинного отсека.

_4. Принцип действия системы САРПП-12ГМ(ДМ)

Первичным элементом измерения параметров системой САРПП-12 явля-

ется датчик (см. блок-схему рис.3). ЧЭ датчика воспринимает и преобра-

зует измеряемый параметр в электрический сигнал, который через схему

согласующего устройства в виде постоянного тока поступает на вибратор

накопителя информации.

Под действием постоянного тока, пропорционального величине изме-

ряемого параметра, зеркало, закрепленное на рамке вибратора, находяще-

гося в сильном поле постоянного магнита, поворачивается на определен-

ный угол (рис.2).

Отраженный от зеркала световой луч через

оптическую систему направляется на фотоп-

ленку, которая перемещается с определенной

скоростью лентопротяжным механизмом. В ре-

зультате на фотопленке записывается непре-

рывная линия, ордината любой точки которой

соответствует определенной величине измеря-

емого параметра в определенный момент вре-

мени.

рис.2. Принцип действия

вибратора

Рис.3. Блок-схема системы САРПП-12ДМ

При нулевых значениях соответствующих параметров на фотопленке

прописываются электрические нули. При отсутствии сигналов с датчиков

на фотопленке прописываются линии, которые характеризуют исходное по-

ложение зеркал вибраторов. Эти линии называют механическими нулями со-

ответствующих параметров (рис.4). Для распознавания линий записи ана-

логовых параметров на фотопленке в системе предусматривается периоди-

ческая разметка линий записи от первого канала до базовой линии вклю-

чительно в виде разрыва.

Рис.4. Образец записи параметров системы САРПП-12ДМ

_4.1. Принцип регистрации разовых команд

Система позволяет регистрировать 9 разовых команд, из которых 5

регистрируются в виде непрерывных параллельных линий, расположенных на

определенном расстоянии от базовой линии, а 4 — регистрируются методом

наложения их на линии записи аналоговых параметров: высоты, скорости и

частоты вращения двигателя (на самолете) и высоты, скорости и частоты

вращения несущего винта (на вертолете).

Регистрация разовых команд в виде непрерывных линий осуществляет-

ся специальным блоком осветителей, лампы которого получают питание при

замыкании контактов управляющих реле, расположенных в согласующем уст-

ройстве. Положение ламп в блоке осветителей определяет положение линий

записи данных команд относительно базовой линии (см.рис.5).

Регистрация разовых команд методом наложения осуществляется путем

периодического изменения ординаты записи соответствующего аналогового

параметра на определенную заранее установленную ступенчатую величину

при замыкании контактов управляющих реле в согласующем устройстве.

Разовая команда формируется на ЛА в виде электрического сигнала

напряжением 27В, снимаемого с электрической схемы какой-либо системы

ЛА при подаче на нее питания. При снятии сигнала разовой команды -

прекращается ее запись на фотопленку. Запись и счет разовых команд

идет сверху вниз к базовой линии от 1-ой к 5-ой линии. Ординаты этих

линий указаны в паспорте на накопитель информации. При записи разовых

команд методом наложения, основной параметр на фотопленке регистриру-

ется в виде двух пунктирных линий. 6-ая разовая команда накладывается

на запись Н, 7-ая — Vпр, а 8-ая и 9-ая на: Nнв (для вертолета), N (для

самолета).

Недостатки САРПП-12:

— ограниченное число регистрируемых параметров;

— низкая точность (погрешность 5%);

— невозможность автоматизации процесса обработки;

— перед полетом необходимо прописывать механические и электричес-

кие нули.

_5. Обработка записанной информации.

_5.1. Методика предполетной подготовки

Перед установкой накопителя информации на самолет необходимо про-

извести:

— проверку внешнего состояния накопителя и наличие фотопленки в

кассете;

— установку необходимой скорости протяжки фотопленки;

— проверку качества базовой линии, нулевых линий вибраторов, от-

метки времени и сигналов разовых команд.

Толщина базовой линии и нулевых линий вибраторов не должна превы-

шать 0.5 мм. При отрицательных температурах систему включают за 15 ми-

нут до начала проверки.

_5.2. Тарирование системы САРПП-12

САРПП-12 является безшкальной системой, поэтому для количествен-

ного отсчета величин измеряемых параметров она должна иметь на каждый

параметр тарировочный график. Тарирование измерительных каналов систе-

мы производится с целью определения градуировочной кривой (тарировоч-

ного графика) — зависимости ординат записи на ленте накопителя от ве-

личины измеряемого параметра. Тарировочный график строится для каждого

аналогового параметра системы. При нормальной работе системы тарирова-

ние производится не реже 1 раза в 6 месяцев.

Тарирование системы производится или в лаборатории или на ЛА,

причем оно может производиться с применением датчиков системы или с

помощью имитаторов датчиков (магазинов сопротивлений). В системе

САРПП-12ДМ тарирование канала! ош производится только на вертолете. В

системе САРПП-12ГМ тарирование канала! ст производится только на само-

лете. Перед тарированием в течение 20-30 секунд производится пропись

линий обесточенных вибраторов. Для тарирования применяется штатная

контрольно-проверочная аппаратура. При тарировании датчик подключается

к КПА и к разъему согласующего устройства. Запись на каждой тарируем-

мой точке, обусловленной условиями тарирования, производится в течение

5-10 секунд.

Для дешифрирования записи тарирования применяют аппарат «Микро-

фот» типа 5ПО-1 с объективом Ю-8 или аппарат ЭДИ-452, которые дают

увеличение фотопленки в 10 раз. Расшифровка записей на фотопленке мо-

жет быть произведена до 0.05 мм.

При расшифровке производится измерение ординат линий обесточенных

вибраторов и расшифровка линий записи, соответствующих каждой тарируе-

мой точке. Полученные значения ординат заносят в таблицу. Затем тушью

на миллиметровой бумаге в прямоугольной системе координат строятся та-

рировочные графики. На построенном тарировочном графике указываются:

— дата и цель тарирования;

— номер системы САРПП-12ДМ(ГМ), датчика и вертолета (самолета),

на котором они установлены;

— коэффициент увеличения прибора, при котором строился график;

— ордината механического нуля;

— фамилии лиц, проводящих тарирование системы САРПП-12ДМ(ГМ), по-

строение графика и контроль тарирования.

5.3. Расшифровка значений САРПП-12ДМ(ГМ)

Дешифрирование записей на фотопленке проводят с целью определения

количественных значений параметров. Для дешифрирования фотопленок не-

обходимо использовать проекционную аппаратуру «Микрофот» или ЭДИ-452.

Дешифрирование можно производить двумя методами:

1. Методом считывания ординат записей на фотопленке с экрана про-

екционной аппаратуры с последующим переводом этих ординат по тариро-

вочным графикам в численные значения параметров.

2. Непосредственным снятием значения параметра с увеличенного

проекционной аппаратурой изображения фотопленки с помощью шаблонов.

Процесс дешифрирования подразделяется на следующие виды работ:

А. Подготовка фотопленки к дешифрированию.

Б. Снятие ординат (значений) параметров.

В. Оформление результатов дешифрирования.

При подготовке фотопленки к дешифрированию необходимо:

— определить начало записи параметров;

— определить принадлежность линии записи;

— разметить линии отметок времени на фотопленке;

— проверить соответствие механических нулей на фотопленке их зна-

чениям при тарировании.

_Определение начала записи параметров.

При расшифровке необходимо на фотопленке найти базовую линию, для

чего: фотопленку с записями расположить так, чтобы эмульсионный слой

был сверху, а начало записи, отмеченное буквой «Н» (начало) при заряд-

ке кассеты — слева, тогда базовая линия, отмеченная по счету седьмым

разрывом, будет первой снизу на расстоянии 3-4 мм. от края фотопленки.

Фотопленку в фильмовой канал «Микрофота» вставляют эмульсионным слоем

вверх, тогда базовая линия на экране будет внизу. В аппарате ЭДИ-452

эмульсионный слой фотопленки должен быть обращен к лампе подсвета.

_Определение принадлежности линий записи.

Принадлежность линий записи аналоговых параметров определяют по

периодически повторяющимся (через 35 с.) разрывам в линиях записи.

Последовательность разрывов:

САРПП-12ГМ: САРПП-12ДМ:

1-ый разрыв — высота (Н); 1-ый разрыв — высота (Н);

2-ой разрыв — скорость (Vпр); 2-ой разрыв — скорость (Vпр);

3-ий разрыв — перегрузка (Ny); 3-ий разрыв — управление шагом

несущего винта ( ош);

4-ый разрыв — частота вращения 4-ый разрыв — частота вращения

двигателя (N); несущего винта (Nнв);

5-ый разрыв — перегрузка (Nx); 5-ый разрыв — угол тангажа ( );

6-ой разрыв — отклонение ста- 6-ой разрыв — угол крена ( );

билизатора ( ст);

7-ой разрыв — базовая линия. 7-ой разрыв — базовая линия.

Разрывы появляются слева направо через каждые 3.5 интервала отме-

ток времени. Разовые команды N1 — N5 фиксируются на фотопленке в виде

прямых линий; измеряя расстояние от базовой линии до линии записи той

или иной разовой команды и сравнивая это расстояние с паспортными дан-

ными, можно определить к какой команде относится та или иная запись.

Отметка времени производится в виде прямых вертикальных линий, пропи-

сываемых на фотопленке через интервалы, указанные в паспорте на нако-

питель. (V — 1мм/с, t = 10с и при V — 2.5 мм/с, t = 4с).

_Разметка линий времени на фотопленке

Такая разметка необходима для привязки параметров, записываемых

системой по времени полета и для построения сводного графика изменения

параметров. Разметку делают тушью или чернилами. Начало отсчета берет-

ся от момента взлета ЛА. Разметка делается со стороны эмульсионного

слоя на чистом поле пленки через 3 или 6 интервалов.

_Проверка соответствия механических нулей их значениям при тариро-

_вании и учет их смещения.

Эту проверку необходимо осуществлять из-за нестабильности исход-

ных положений вибраторов в накопителях информации в процессе эксплуа-

тации. Неучет смещения механических нулей приводит к большим погреш-

ностям при дешифрировании. В начале пленки есть участок прописи меха-

нических нулей, их ординаты необходимо сравнить с тарировочными данны-

ми. Если будет обнаружено несовпадение в ординатах, то в тарировочные

графики следует внести поправки на величину обнаруженного несовпаде-

ния, сместив график вверх или вниз на разность ординаты механических

нулей.

_Снятие ординат (значений) параметров.

На экран «Микрофота» укрепляется шкала от масштабной линейки по

вертикальной оси с расположением нуля с левой стороны экрана. Фотоп-

ленка устанавливается в фильмовом канале так, чтобы при проектировании

на экран базовая линия находилась слева и совпадала с нулем шкалы ли-

нейки. Измерение ординат ведется от базовой линии. Вначале измеряются

ординаты нулевых линий записи, затем интересующие нас точки полетных

данных. В работе принимают участие два специалиста: один снимает зна-

чения ординат, другой фиксирует эти значения в протоколе дешифрирова-

ния.

_Оформление результатов дешифрирования.

Протокол дешифрирования имеет следующий вид:

Протокол дешифрирования

САРПП-12ДМ N __ Объект N __ Дата ___

Вылет N __ Упражнение N __ Фамилия летчика _________

---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T---T-----T---¬

¦В ¦ О ¦ Н ¦ Н ¦ О ¦ V ¦ V ¦ О ¦ ¦ О ¦ N ¦ О ¦ ¦ О ¦ ¦ Ра- ¦ П ¦

¦р ¦ р ¦ ¦ ¦ р ¦ ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ р ¦ ¦ зо- ¦ р ¦

¦е ¦ д ¦ о ¦ и ¦ д ¦ п ¦ ¦ д ¦ о ¦ д ¦ н ¦ д ¦ ¦ д ¦ ¦ вые ¦ и ¦

¦м ¦ и ¦ т ¦ с ¦ и ¦ р ¦ ¦ и ¦ ш ¦ и ¦ в ¦ и ¦ ¦ и ¦ ¦ ко- ¦ м ¦

¦я ¦ н ¦ н ¦ т ¦ н ¦ ¦ ¦ н ¦ ¦ н ¦ % ¦ н ¦ ¦ н ¦ ¦ ман ¦ е ¦

¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ ды ¦ ч ¦

¦ ¦ т ¦ ¦ ¦ т ¦ ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦ т ¦ ¦ ¦ а ¦

¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ а ¦ ¦ ¦ н ¦

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ и ¦

¦ ¦ Н ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ е ¦

+--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+---+

¦1 ¦ 2 ¦ 3 ¦ 4 ¦ 5 ¦ 6 ¦ 7 ¦ 8 ¦ 9 ¦10 ¦11 ¦12 ¦13 ¦14 ¦15 ¦ 16 ¦17 ¦

+--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+---+

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

L--+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+---+-----+----

В графе 17 делается отметка времени появления или исчезновения

той или иной разовой команды. После снятия ординат записей на выбран-

ном участке дешифрирования их значения, записанные в протоколе дешиф-

рирования, с помощью тарировочных графиков переводят в значения пара-

метров, причем ординату параметра откладывают по оси ординат графика,

а значения его считывают на оси абсцисс.

После получения значений параметров, при необходимости, строят

сводный график дешифрирования (рис. 6). График строится на миллиметро-

вой бумаге шириной 29 см. По оси абсцисс откладывают время, по оси ор-

динат — шкалы параметров в единицах измерения. Масштабы этих шкал вы-

бирают из условия получения диапазона измерения параметров с учетом

удобств при анализе. Масштаб времени по оси абсцисс выбирают в зависи-

мости от длины дешифрируемого участка. Как правило, выбирается масш-

таб: 1см — 10 секунд. По окончании построения сводного графика, на нем

ставит свою подпись лицо, проводившее дешифрирование.

3ТЕМА N 10 СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОННОЙ АВТОМАТИКИ И БОРТОВЫЕ

3СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ.

3ЗАНЯТИЕ 1 0 (2 часа).

31. _ Состав электронной автоматики. Принцип измерения курса,

_ 3крена и тангажа.

Элементы и системы электронной автоматики являются одной из

наиболее сложных составных частей авиационного оборудования и

позволяют летчику решать довольно широкий круг задач. Непосредс-

твенно к электронной автоматике авиационного оборудования отно-

сятся:

— цифровые и аналоговые вычислительные системы и устройства

АО;

— вычислительные машины и устройства навигационных (нерадио-

технических) и пилотажно-навигационных комплексов и систем;

— автоматизированные системы управления самолетом;

— системы автоматизированного и автоматического управления;

— системы подвижных упоров управления;

— инерциальные и астрономические навигационные системы;

— курсовые системы, автопилоты, демпферы колебаний и автоматы

устойчивости самолета;

— автоматические системы компенсации аэроупругих колебаний

самолета;

— регуляторы и ограничители перегрузок и углов атаки;

— системы сигнализации опасного сближения с землей;

— автоматы сигнализации критических режимов полета;

— системы траекторного управления и командно-пилотажные сис-

темы;

— автоматы регулирования и загрузки управления самолетом;

— электроемкостные топливомеры;

— топливомеры-расходомеры;

— электрические и электронные системы автоматического управ-

ления выработкой топлива.

В данном занятии будут рассмотрены принципы и системы измере-

ния курса, крена и тангажа (на примере комплекса ИК-ВК-80), а в

следующем занятии — принципы, системы автоматического управления

ЛА, а также бортовые устройства регистрации полетных данных. Та-

ким образом будут рассмотрены наиболее ответственные части элект-

ронной автоматики АО — системы измерения углов пространственного

положения ЛА и системы автоматического управления полетом ЛА.

Практически все системы измерения пространственных углов ЛА

(курса, крена, тангажа) используют в качестве основного датчика

информации гироскоп. В настоящее время известно много типов ги-

роскопов, из них на современных ЛА часто применяют так называемый

динамически настраиваемый гироскоп с внутренним кардановым подве-

сом (рис. 1.):

— 2 -

Рис.1. Гироскоп с внутренним кардановым подвесом

На Рис.1 обозначены:

— ЭД — электродвигатель;

— К — массивное кольцо;

— ДУ — датчик угла;

— ДМ — датчик момента;

— H — вектор кинетического момента гироскопа;

— ГВ — гироскоп вертикали;

— ВР — внутренняя рама.

Гироскоп используется для измерения пространственных углов ЛА

благодаря 1основному своему свойству 0: 2сохранять неизменным в инер-

2циальном (мировом) пространстве ориентацию собственного вектора

2кинетического момента 0 2(Н) в том случае, когда на гироскоп не дейс-

2твуют внешние постоянные силы. 0

Если же на гироскоп действует внешняя постоянная сила, то

проявляется его 1 второе свойство — свойство прецессии. 0 2Прецессия -

2это движение вектора кинетического момента в направлении вектора

2момента внешних сил по кратчайшему пути. 0 Свойство прецессии в

схемах с гироскопами используется для управления движением векто-

ра Н (например, для установки элементов гироскопа в исходное по-

ложение).

Таким образом, при отсутствии внешних сколько-нибудь постоян-

— 3 -

но действующих сил и вращении (перемещении) в пространстве корпу-

са гироскопа (вместе с ЛА) кольцо К и вектор Н сохраняют свою

первоначальную ориентировку. Образовавшиеся смещения между коль-

цом и корпусом гироскопа измеряются датчиками угла ДУ. Датчики

момента обеспечивают создание внешнего управляющего момента для

принудительной прецессии гироскопа.

На рис.1., справа, изображен вариант применения гироскопа в

виде «ГВ» — гироскопа вертикали, который позволяет измерять углы

крена и тангажа. Если вектор Н расположить горизонтально, то об-

разуется «ГК» — гироскоп курса.

Гироскопы рассмотренного типа на ЛА обычно устанавливаются на

так называемой гиростабилизированной платформе (ГП), о которой

будет рассказано ниже. Очевидно, что для точного измерения углов

векторы кинетических моментов ГВ и ГК должны быть всегда ориенти-

рованы соответственно по вертикали и в плоскости горизонта.

Гироскопические датчики — достаточно точные устройства, одна-

ко они требуют защиты от внешних вредных сил (трения, разбаланса

и т.д.) а также и обязательной начальной выставки в рабочее поло-

жение главной оси гироскопа (оси, на которой лежит вектор Н).

По ряду причин системы измерения крена и тангажа (ГВ) более

просты и легче управляемы, чем системы измерения курса (ГК).

Собственно, сама проблема измерения курса более сложна, нежели

проблема измерения крена и тангажа. Рассмотрим более подробно ви-

ды и принцип измерения курса.

32. _ Виды курса. Измерители магнитного курса. Принцип

_ 3построения систем измерения курса.

Напомним, что курсом называется угол в горизонтальной плос-

кости между вертикальной плоскостью, принятой за начало отсчета,

и проекцией продольной оси ОХ1 ЛА на плоскость горизонта. Курс

отсчитывается, как правило, от северного направления вертикальной

плоскости по ходу часовой стрелки в пределах от нуля до 360 .

К наиболее часто применяемым видам курса относятся следующие

(рис.2.)

Рис.2. Виды курсов

— 4 -

— 7J 4и 0- истинный (географический) курс, отсчитывается от «се-

верного» географического меридиана;

— 7J 4м 0- магнитный курс, отсчитывается от «северного» магнитно-

го меридиана;

— 7 D 0М — магнитное склонение — угол между географическим и маг-

нитным меридианом;

— 7J 4г 0 — гироскопический курс, отсчитывается от направления

вектора кинетического момента Н свободного гироскопа;

— 7J 4орт 0 — ортодромический курс, — угол, отсчитываемый от плос-

кости Nипм — Sипм географического или магнитного ме-

ридиана исходного пункта маршрута (ИПМ). Направление

этой плоскости «запоминается», например, с помощью

курсового гироскопа, уход которого в азимуте (т.е. в

плоскости горизонта) из-за вертикальной составляющей

угловой скорости вращения Земли ( 7W 4зв 0) компенсируется

с помощью системы азимутальной широтной коррекции.

7W 4зв 0 = 7W 4з 0Sin 7f 0,

где: 7W 4з 0 — угловая скорость вращения земли;

7f 0 — широта месторасположения ЛА.

Необходимость использования 7J 0орт 7 0объясняется тем, что главная

ось гироскопа неизменно ориентирована только в «мировом» (инерци-

альном) пространстве и поэтому вектор Н относительно Земли имеет

«кажущийся» уход. Если этот уход не учитывать, то траектория

движения ЛА при полете с постоянным курсом будет представлять со-

бой локсодромию — пространственную логарифмическую спираль, зак-

ручивающуюся к полюсу. Учет же суточного вращения Земли обеспечит

полет по ортодромии, то есть по кратчайшему расстоянию (по дуге

большого круга).

Помимо гироскопических измерителей курса используются магнит-

ные измерители, реагирующие на горизонтальную составляющую напря-

женности магнитного поля Земли. К таким измерителям относятся не-

дистанционный магнитный компас (типа «КИ») и индукционный датчик

магнитного курса (типа «ИД»). «КИ» — это обычный механический

компас, служит для визуального отображения магнитного курса, а

«ИД» — датчик для выработки электрического сигнала, пропорцио-

нального магнитному курсу.

Рассмотрим принцип действия датчика «ИД». Основой «ИД» яв-

ляется магнитный зонд (рис. 3).Сердечники зонда выполнены из пер-

маллоя и имеют по две обмотки — подмагничивающие (Wп), включенные

встречно, и сигнальные (Wс), включенные согласно. Параметры Wп и

Wс попарно одинаковы. Wп обеспечивают периодическое подмагничива-

ние стержней и, следовательно, периодическое изменение их магнит-

ного сопротивления и проницаемости. В результате магнитный поток

Земли внутри стержней будет также периодически изменяться, и

— 5 -

Рис.3. Магнитный зонд

в сигнальных обмотках наведется ЭДС (Ес). Величина этой ЭДС, по-

мимо конструктивных и электрических параметров зонда, зависит от

ориентации зонда по отношению к магнитному меридиану:

dФз

Ес = -2Wподм. — = Ккэ(t) Нз Cos 7J 0м ,

dt

где: Ккэ(t) — переменный коэффициент учета конструктивных и

электрических параметров;

Нз — горизонтальная компонента напряженности магнитно-

го поля Земли;

7J 0м — «магнитный курс» зонда.

В реальных системах измерения курса используется комбинация

из двух или трех зондов, включенных в следящую систему отработки

магнитного курса. Выходными элементами схемы отработки является

сельсин или синусно-косинусный вращающийся трансформатор.

Из-за влияния внешних возмущающих полей точность магнитных

измерителей невелика и обычно не бывает лучше 1-2 градусов.

Таким образом, имеется возможность определения курса ЛА с по-

мощью курсового гироскопа или магнитного зонда. В первом случае

требуется начальная выставка гироскопа и компенсация кажущихся и

других уходов, а во втором случае необходимо устранять погрешнос-

ти от воздействия посторонних магнитных полей (девиацию). Кроме

того, следует иметь ввиду, что в полярных широтах зонд, как и лю-

бой другой магнитный компас, не работает. Перечисленные и некото-

рые другие причины требуют обязательного комплексирования измери-

телей курса.

Простейшая схема измерения курса ЛА выглядит следующим обра-

зом (рис.4):

— 6 -

¦ 7D 0М

---------¬ 7J 0г -----+----¬ 7J 0орт. -----------¬

¦ ГК +-------------+ МС (КМ) +----------------+ УК (ПНП) ¦

L--------- L----T----- ( 7J 0мк, 7J 0ст.) 7 0L-----------

¦

¦

¦ П

---------¬ 7J 0м 7W 0з Sin 7f 0 7 0 ----------¬

¦ ИД +-------------- ------------------+ ПШК ¦

L--------- «МК» ¦ «ГПК» L----T-----

¦«ЗК» ¦

¦ ¦ 7 f

¦ ¦

¦

---------¬ 7J 0ст. ¦

¦ ЗК +-------------------

L---T----- 7J 0ст.

L--------------

Рис.4. Простейшая схема измерения курса

На рис.4 обозначены:

ГК — курсовой гироскоп;

ИД — индукционный датчик;

ЗК — задатчик курса, служит для ручного ввода стояночного

(начального) курса ( 7J 0ст.);

МС (КМ) — механизм согласования или коррекционный механизм служит

для согласования (коррекции) гироскопического курса с

другими курсами и поправками. Фактически в МС как бы

происходит запоминание «начального» курса;

УК(ПНП) — указатель курса (плановый навигационный прибор) -инди-

катор курса;

ПШК — пульт широтной коррекции, служит для выработки поправ-

ки на «кажущийся» уход ГК — 7W 4з 0 Sin 7f 0;

П — переключатель режимов работы — «МК» (магнитная коррек-

ция), «ЗК» (заданный курс) и «ГПК» — (гирополукомпас).

Схема работает следующим образом. В основном режиме, «ГПК»,

курс измеряется с помощью ГК. Одновременно в МС осуществляется

электрическая коррекция 7J 0г по сигналу 7W 0з Sin 7f 0. На выходе МС об-

разуется сигнал 7J 0орт. Режим «ГПК» применяется, как правило, в те-

чении всего времени полета, однако ему обязательно должен пред-

шествовать режим «МК» или «ЗК», во время которого в МС запомина-

ется начальное (опорное) значение стояночного курса, т.е. гирос-

копический тракт измерения как бы «привязывается» к стояночному

— 7 -

меридиану. Выставка в «МК»применяется в средних широтах и при не-

обходимости быстро подготовить систему, а в «ЗК» — в полярных ши-

ротах и для увеличения точности выставки. В любом случае исполь-

зования «ЗК» необходимо предварительно точно определить геодези-

ческими или другими неавтономными способами стояночный курс ЛА.

Только после этого 7J 0ст. вводится в задатчик ЗК.

В последнее время на ЛА нашли применение комплексные системы

измерения всех трех углов пространственного положения. Такие сис-

темы строятся на основе гиростабилизированной платформы и являют-

ся автономной (инерциальной) частью комплексной навигационной

системы ЛА. На самолете МИГ-29 рассматриваемые системы представ-

лены информационным комплексом вертикали и курса ИК-ВК-80, входя-

щим в состав навигационной системы СН-29.

33. _ СН-29 — назначение, состав. ИК-ВК-80 — назначение,

_ 3состав, основные технические данные и режимы работы.

Система СН-29 — это характерный пример усиления тенденции

комплексирования самого различного оборудования на борту ЛА. Ком-

поненты СН-29 — это системы и агрегаты двух видов оборудования

ЛА, — АО и РЭО. 2СН-29 0 играет существенную роль в решении навига-

ционных и пилотажных задач и 2обеспечивает измерение, вычисление и

2индикацию следующих основных параметров:

— воздушных скоростей, высоты и числа М полета;

— курса, крена, тангажа;

— значений абсолютной и относительной горизонтальной линей-

ной скорости полета, а также вертикального ускорения ЛА;

— отклонений от заданной траектории полета в горизонтальной

и вертикальной плоскостях и дальности до выбранной точки

маршрута.

2В состав СН-29 входят:

— система воздушных сигналов СВС-72;

— ИК-ВК-80;

— блок коммутации БК-55;

— радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН

с цифровым вычислителем А-323.

Соответственно, первая задача СН-29 решается системой СВС-72,

вторая и третья — комплексом ИК-ВК-80, а четвертая — РСБН и вы-

числителем А-323. Блок БК-55 служит, в основном, для распределе-

ния сигналов.

Порядок вычисление воздушных параметров был изложен на преды-

дущем занятии, решение последней задачи будет рассмотрено при

изучении основ РЭО, а в данном занятии остановимся на принципах и

особенностях определения курса, крена, тангажа, а также линейных

— 8 -

скоростей и вертикального ускорения ЛА с помощью комплекса

ИК-ВК-80.

ИК-ВК-80 — это так называемая инерциальная система и ее ос-

новное назначение — вычисление абсолютных линейных скоростей ЛА в

автономном режиме работы СН-29. В СН-29 значения скоростей интег-

рируются (главным образом в вычислителе А-323) для получения ко-

ординат местонахождения ЛА. Такое интегрирование (счисление) вы-

полняется непрерывно. Вычисленные координаты поступают в различ-

ные системы ЛА и частично на индикаторы в кабине. Для первичного

определения абсолютной скорости ЛА в ИК-ВК-80 применяется цифро-

вое интегрирование измеренных с помощью акселерометров значений

абсолютных линейных ускорений. Очевидно, что акселерометры либо

должны всегда иметь неизменную по отношению к земле ориентировку,

либо сигналы от них должны пересчитываться в сигналы для некото-

рой связанной с землей опорной системой координат. В ИК-ВК-80

применен первый вариант — стабилизация положения акселерометров.

Так как стабилизация выполняется с помощью гиростабилизированной

по отношению к земле платформы, то одновременно с измерением ус-

корений измеряются и углы пространственного положения ЛА — крена,

тангажа и курса.

2В состав ИК-ВК-80 входят:

— две инерциальные курсовертикали «ИКВ» (основная и резерв-

ная) — гиростабилизированные платформы (ГСП);

— блок управления и связи «БУС»;

— блок контроля исправности ИКВ — «БК-57»;

— индукционный датчик «ИД»;

— задатчик магнитного склонения «ЗМС»;

— пульт широтной коррекции «ПШК».

2ИК-ВК-80 — достаточно точная система и в составе СН-29 харак-

2теризуется следующими основными техническими данными:

1. погрешность счисления координат… до 8 км за час полета;

2. чувствительность акселерометров 2 0… 1*10 5-4 0g;

3. диапазон измеряемых ускорений… 25 g;

4. погрешность измерения углов… примерно 0,5 5o 0 ;

5. время готовности… 3-15 мин;

6. потребляемая мощность

— по постоянному току… 800 Вт;

— по переменному току… 15000 Вт;

7. масса… примерно 60 кг.

ИК-ВК-80 имеет несколько режимов работы, которые подразделя-

ются на режимы выставки и рабочие режимы. Выставочные режимы

включают ускоренную (до 3-х минут) и нормальную (до 15 минут)

выставку платформ в азимуте и в плоскости горизонта. Ускоренный

— 9 -

вариант (более грубый) используется при необходимости в быстрой

подготовке ЛА к полету. По окончании выставочных режимов платфор-

ма устанавливается по продольной оси ЛА и в плоскости горизонта с

точностью до угловой минуты. В дальнейшем, в рабочих режимах, в

азимуте сохраняется начальное «стояночное» положение (в инерци-

альной системе отсчета), а в плоскости горизонта — горизонталь-

ное. Заданное положение сохраняется за счет основного свойства

гироскопа и работы систем индикаторной гиростабилизации и коррек-

ции, которые будут рассмотрены ниже.

Рабочие режимы — подразделяются на режимы горизонтирования и

курсовые режимы.

Горизонтирование обеспечивают так называемые интегральная

(основной вариант) и радиальная (запасной вариант) коррекции, -

«ИК» и «РК» соответственно. В «ИК» управляющими сигналами являют-

ся интегралы от сигналов горизонтальных акселерометров, а в «РК»

— «прямые» сигналы этих акселерометров. Курсовые режимы представ-

лены режимом «ГПК» (основной), режимом магнитной коррекции «МК»

(вспомогательный) и режимом заданного курса «ЗК»(дополнительный

выставочный). Соответственно потребителям выдаются сигналы так

называемого приведенного( 7J 0пр.), гиромагнитного( 7J 0гмк) или стояноч-

ного( 7J 0ст.) курсов.

Рассмотрим подробнее основную составную часть ИК-ВК-80 -

инерциальную курсовертикаль.

34. _ ИКВ. Выставка гиростабилизированной платформы ГСП.

_ 3Интегральная коррекция и индикаторная стабилизация ГСП.

_ 3Измерение абсолютной линейной скорости.

ИКВ фактически представляет собой гироплатформу с индикатор-

ной системой стабилизации первоначально заданного (во время выс-

тавки) положения. ГСП имеет три степени свободы и содержит соот-

ветственно продольный, поперечный и азимутальный каналы. Системы,

обеспечивающие функционирование каналов, достаточно схожи, поэто-

му работу ИКВ рассмотрим на примере упрощенной схемы ГСП, для

продольного канала (см. рис.5 на след.стр.).

Обозначения на рисунке:

«1Г» — гироскоп с вектором кинетического момента Н, ориенти-

рованным по вертикали;

1ДМ, 2ДМ — датчики момента;

1ДУ, 2ДУ — датчики угла;

1А, 2А — акселерометры;

СКТ- 7q 0 — синусно-косинусный трансформатор — датчик тангажа са-

молета:

1ДС — двигатель стабилизации ГСП;

— 10 -

Рис.5. Упрощенная схема ГСП, продольный канал

1УС — усилитель стабилизации;

1УА — усилитель акселерометра;

ИЦ — интегратор цифровой;

2ИУДМ — импульсный усилитель датчика момента;

РТ — рама тангажа;

Р — реле включения рабочего режима;

НП — направление полета;

Vх, а 4х 0, 7 q 0 — соответственно абсолютная линейная скорость, ускоре-

ние по оси «Х» и угол тангажа самолета.

2Функционирование ГСП можно разделить на несколько этапов:

— выставка;

— интегральная коррекция;

— индикаторная стабилизация;

— 11 -

— измерение абсолютной линейной скорости и углов курса, кре-

на, тангажа.

_ 2Выста 3в 2ка .: 0 необходима для начальной ориентации ГСП и состоит,

в свою очередь, из двух частей — электрического ар-

ретирования и точной выставки. Арретирование начинается сразу же

после подачи питания и продолжается в течении времени, необходи-

мого для разгона гиромоторов. По окончании арретирования ГСП ус-

танавливается в плоскость крыла и по продольной оси самолета. Для

рассматриваемого канала цепочка прохождения сигнала выглядит сле-

дующим образом:

СКТ- 7q 0 — замкнутые контакты Р — 1УС — 1ДС.

1ДС будет вращать РТ до тех пор, пока сигнал от датчика СКТ- 7q 0 не

станет равным нулю. Так как самолет в общем случае 1 0смещен от

плоскости горизонта, то для точного горизонтирования необходим

более точный датчик «горизонта», чем чем СКТ- 7q 0. В качестве такого

датчика на земле используют акселерометр (напомним, что чувстви-

тельность его — до 10 5-4 0 g ). При смещении ГСП акселерометр выдает

сигнал, который после усиления в 1УА интегрируется в ИЦ и подает-

ся затем на усилитель 2ИУДМ и далее на 2ДМ гироскопа 1Г. Так 5 0 как

обороты гиромотора во время точной выставки уже высокие и цепь

электрического арретирования разомкнута, то 1Г начинает прецесси-

ровать: вектор Н стремится 5 0совместиться с вектором момента 2ДМ,

лежащим на продольной оси. Вместе с 1Г вращается и ГСП с располо-

женным на ней акселерометром. Сигнал акселерометра изменяется, и

изменяется момент, развиваемый 2ДМ, и ГСП после серии колебаний

устанавливается в плоскость горизонта. Следует отметить, что для

ускорения горизонтирования помимо интеграла от сигнала акселеро-

метра используется также усиленный «прямой» его сигнал (на

рис.4а. эта цепочка не показана). Заканчивается выставка через

3-15 мин от подачи питания.

По окончании выставки ИКВ автоматически переводится в рабочий

режим, который обеспечивают системы коррекции, стабилизации и из-

мерения углов.

_ 2Система интегральной коррекции. 0: необходима для удержания ГСП

в плоскости горизонта, из

которой ГСП «уходит» при движении самолета относительно Земли

(это так называемый кажущийся уход, когда в инерциальном прост-

ранстве ориентировка векторов Н гироскопов не изменяется и поэто-

му наблюдаются смещения гироскопов и ГСП относительно Земли).

Кажущийся уход компенсируется путем принудительной (корректи-

рующей) прецессии гироскопов под действием управляющих моментов.

Так-как величина рассматриваемого ухода пропорциональна скорости

— 12 -

полета, то и для формирования момента коррекции также используют

сигнал скорости. Этот сигнал, в свою очередь, получают в резуль-

тате интегрирования выходного сигнала акселерометра. Для продоль-

ного канала цепочка коррекции выглядит следующим образом:

1А — 1УА — ИЦ — 2 ИУДМ — 2ДМ.

2ДМ развивает момент и гироскоп «1Г» вместе с ГСП прецессирует с

угловой скоростью движения самолета вокруг Земли (равной отноше-

нию скорости и радиусу Земли). Таким образом ГСП как-бы отслежи-

вает плоскость горизонта. Одновременно с выработкой сигнала кор-

рекции цифровой интегратор ИЦ выдает потребителям сигнал абсолют-

ной скорости V.

Система интегральной коррекции предотвращает только кажущийся

уход от плоскости горизонта, однако ГСП может сместиться еще и

под действием внешних вредных моментов (из-за трения, разбаланса

и т.д.). В этом случае 2вступит в работу система индикаторной ста-

2билизации, цепочка которой для продольного канала выглядит следу-

2ющим образом 0:

смещение ГСП относительно главной оси «1Г» — 2ДУ --

— замкнувшиеся контакты Р — 1УС — 1ДС.

1ДС вращает РТ вместе с ГСП до тех пор, пока сигнал с 2ДУ не ста-

нет равным нулю. Обычно смещения, регистрируемые ДУ, не превышают

десятков угловых минут, — так как скорость «возвращения» ГСП дви-

гателем ДС очень велика (десятки градусов в секунду). Рассмотрим

особенности измерения пространственных углов.

35. _ Системы измерения крена, тангажа, курса.

Измерение углов тангажа, грена и гироскопического курса в

ИК-ВК-80 происходит как бы естественным образом и в продольном

канале, например, заключается в следующем. При изменении тангажа

вместе с самолетом вращается статор СКТ- 7q 0, а ротор, соединенный с

РТ остается на месте (так-как РТ удерживается на продольной оси

системами ГСП). В результате сигнал смещения статора СКТ относи-

тельно ротора будет соответствовать углу тангажа. Аналогично про-

исходит измерение крена и гироскопического курса.

Схема формирования ортодромического курса для выдачи его пот-

ребителям и на показывающий прибор включает помимо ИКВ ряд допол-

нительных элементов (рис.6).

— 13 -

7J 0г

--------------------------------------------

¦ 4 д д

--------¬ 7J 0г ¦ --------¬ ---------¬ 7J 0пр( 7J 0гмк

¦ ИКВ +--------+-------+ ¦ ¦ +-------T------

L-------- ¦ ¦ ¦Цифровой¦ ¦

¦ ¦ ¦ вычисл.¦ ¦БУС

7J 0ст --------¬ 7J 0ст( 7D 0М) ¦ ПАК ,¦ ¦ «УВ-4» ¦ ----+---¬

— — + ЗМС +----------------+ ¦ ¦ ¦ ¦ ПКА ¦

( 7D 0М)L-------- ¦ +---+ «ГПК» ¦ L---T----

-------¬ 7J 0м ¦ ¦ ¦ — ¦ ¦

--------¬ 7J 0'м¦ +-----+ ¦ ¦ 7J 0пр. ¦ ¦ 4 А

¦ ИД +---+ КМД ¦ 7DJ 0инс¦ ПАЧ ¦ ¦ 7 0 ¦ ¦ 7J 0пр

L-------- ¦ +-----+ ¦ ¦ «МК» ¦ L------

L------- ¦ ¦ ¦ — ¦ 4 А

7f 0 --------¬ 7W 0з Sin 7f 0 ¦ ¦ ¦ 7J 0гмк ¦ ( 7J 0гмк)

— — + ПШК +----------------+ ¦ ¦ ¦

L-------- L-------- L---------

Рис.6. Схема формирования ортодромического

курса

На рис.6 обозначены:

ИКВ — «ИКВ-80»;

ЗМС — задатчик магнитного склонения;

ИД — индукционный датчик;

ПШК — пульт широтной коррекции;

КМД — компенсатор магнитной девиации;

ПАК, ПАЧ — преобразователь «аналог-код» и «аналог-частота»;

ПКА — преобразователь «код — аналог»;

7J 0г — гироскопический курс;

7J 0ст. — «стояночный курс»;

7D 0М — магнитное склонение;

7J 0'м — магнитный курс с девиационной погрешностью:

7J 0м — магнитный курс;

7DJ 0инс. — инструментальная погрешность ИД (доходит до 1 5o 0);

7f 0 — широта местности;

7W 0з Sin 7f 0 — сигнал компенсации угловой скорости суточного вра-

щения Земли;

4Д Д А А

7J 0пр.( 7J 0гмк) и 7J 0пр.( 7J 0гмк) — соответственно приведенный и гиро-

магнитный курсы в дискретном и ана-

логовом виде;

В зависимости от режима работы канала курса цифровой вычисли-

— 14 -

тель УВ-4 вычисляет приведенный (в режиме«ГПК») или гиромагнитный

(в режиме«МК») курсы:

t

4ГПК

7J 0пр. = 7J 0г + 7J 0ст. + 7W 0з Sin 7f 0 d 7t 0 ;

7J 0и t 4o

величина кажущегося ухода

из-за вращения Земли.

t

4мк

7J 0гмк = 7J 0м + 7DJ 0инс. + 7D 0М + 7W 0з Sin 7f 0 d 7t 0 ;

7J 0и t 4o

На земле, при выставке ИК-ВК-80, гироскопический курс обнуля-

ется (т.к. ГСП выставляется по продольной оси ЛА) и потребителям

выдается значение истинного стояночного курса в сумме с составля-

ющей кажущегося ухода, — то есть сигнал стояночного ортодромичес-

кого курса. Причем 7J 0ст. или вводится вручную (от ЗМС), или опре-

деляется автономно — как сумма 7j 0м и 7D 0М, введенных заранее (также

от ЗМС). В полете к сигналам стояночного курса добавляются значе-

ния текущих отклонений ЛА от стояночного курса.

Использование цифрового вычислителя повышает точность вычис-

лений и позволяет применить единую элементную базу. Следует также

отметить, что рассмотренная схема формирования курса, также как и

схема определения абсолютных линейных скоростей, является значи-

тельно упрощенной. В реальных схемах ИК-ВК-80 (и СН-29 в целом)

обрабатывается целый ряд дополнительных поправок, учитывающих

несферичность Земли, высоту полета и другие параметры, входящие в

полную математическую модель погрешностей горизонтальных каналов

и каналов курса.

3ТЕМА N 10 «СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОННОЙ АВТОМАТИКИ И БОРТОВЫЕ

3СРЕДСТВА РЕГИСТРАЦИИ 0 3ПОЛЕТНЫХ ДАННЫХ»

3ЗАНЯТИЕ N 2 0 (2часа)

11. _ 3Системы управления полетом летательных аппаратов

2Устойчивость ЛА 0 — это его способность самостоятельно возвра-

щаться в первоначальное положение, из ко-

торого он был выведен внешними возмущающи-

ми факторами.

2Управляемость ЛА 0 — это способность ЛА изменять свое положение

в пространстве под действием управляющих

поверхностей (рулей).

Улучшить летные характеристики ЛА можно двумя путями: либо за

счет совершенствования его аэродинамических свойств (в том числе

и устойчивости), либо путем использования дополнительных устройс-

тв — систем автоматического управления ЛА, которые улучшают ес-

тественные параметры ЛА.

Современные реактивные сверхзвуковые самолеты имеют настолько

большой диапазон изменения скорости и высоты полета, что чисто

конструктивными (аэродинамическими) способами не удается обеспе-

чить требуемые устойчивость и управляемость для всех режимов по-

лета. Поэтому 2установка на ЛА средств автоматизации управления

2полетом является насущной необходимостью.

Положение летательного аппарата в пространстве относительно

Земли характеризуется углами тангажа ( 7q 0), крена ( 7g 0), и рыскания

(курса — 7j 0), а относительно вектора воздушной скорости V — углами

атаки ( 7a 0) и скольжения ( 7b 0). Все эти углы рассматривались ранее .

Для управления самолетом у него имеются управляющие поверх-

ности (рули). 2Базовый самолет управляется в продольном движении

2(по тангажу) подвижным стабилизатором, а в боковом движении (по

2крену и курсу) — элеронами и рулем направления.

Управление летательным аппаратом подразделяется на управление

«в большом» и управление «в малом». 2 Управление «в большом» 0 — это

задание программы движения ЛА, т.е. его траектории движения. Оно

осуществляется относительно медленными перемещениями органов уп-

равления ЛА, но в широких пределах. 2Управление «в малом» 0 -это вы-

держивание заданной программы (траектории) полета путем контроля

движения ЛА и малых (но быстрых) перестановок органов управления.

Управление полетом летательного аппарата осуществляется по

определенным законам управления. 2Закон управления — это матема-

2тическое выражение, определяющее связь между отклонением управля-

2ющего органа (руля) и управляющими сигналами. 0 Для разных режимов

полета ЛА и для разных каналов управления (канала тангажа, кана-

ла крена, канала направления) законы управления разные. В ка-

честве примера рассмотрим минимально необходимый для получения

качественного переходного процесса при управлении самолетом закон

управления для канала тангажа, включающий сигналы по углу танга-

— 2 -

жа и угловой скорости изменения угла тангажа. Он записывается

так: 7q 0 7 w 4z

7d 4в 0 = К 4в 7q 0+ К 4в 7 w 4z 0 ,

где: 7d 4в 0 — отклонение руля высоты (стабилизатора);

7q 0 — 7 0угол тангажа (сигнал, 7 0пропорциональный углу тангажа);

7q

К 4в 0- 7 0коэффициент пропорциональности (передаточное число)между

отклонением руля (стабилизатора) и углом тангажа;

7w 4z 0 — 4 0сигнал, пропорциональный угловой скорости изменения угла

тангажа;

7w 4z

К 4в 0 — 4 0передаточное число по угловой скорости изменения угла

тангажа.

Другие законы управления могут содержать и другие сигналы,

необходимые для обеспечения качественного управления полетом в

разных режимах.

Необходимо отметить еще, что 2коэффициенты пропорциональности

2(передаточные числа) в зависимости от режима полета, высоты, ско-

2рости полета, других параметров полета изменяются. 0 Это обеспечи-

вает гибкость (т.е. приспособляемость) систем управления полетом

ЛА при постоянно меняющихся условиях полета, а значит и высокое

качество управления полетом.

2В зависимости от степени автоматизации можно выделить следую-

2щие системы управления полетом ЛА:

1. _ 2 Ручные. 0: летчик управляет ЛА с помощью рулей, имеющих жест-

кую механическую связь с ручкой управления ЛА. При

ручном управлении летчик руководствуется только по казаниями

обычных приборов и личными ощущениями.

2. _ 2Автоматизированные. 0: эти системы не освобождают летчика от

непосредственного воздействия на ру-

левые органы ЛА, но они обеспечивают единообразие пилотирования

на всех режимах полета (автоматы АРУ и АРЗ — автоматы регулирова-

ния управления и автоматы регулирования загрузки), а также без

участия летчика устраняют самопроизвольные быстрые небольшие ко-

лебания ЛА, улучшая его характеристики устойчивости и управляе-

мости (демпферы, автоматы устойчивости).

3. _ 2Полуавтоматические. 0 (командные или директорные): при дирек-

торном управлении летчик также не осво-

бождается от ручного управления, но он освобождается от необходи-

мости производить мысленные расчеты траектории полета, т.к. на

специальные приборы автоматически выдаются команды, выполняя ко-

торые, летчик будет вести ЛА по заданной траектории.

4. _ 2Автоматические. 0: эти системы выполняют функции управления

угловыми положениями (координатами) ЛА и

стабилизации траектории движения центра масс ЛА, освобождая тем

самым летчика от необходимости непосредственного воздействия на

рули. Роль летчика при этом сводится к заданию необходимых режи-

— 3 -

мов полета и контролю за их реализацией. Такие системы управления

полетом ЛА получили название автопилотов.

В последнее время 2автопилоты стали входить составной частью в

2системы автоматического управления (САУ) и пилотажно-навигацион-

2ные комплексы (ПНК) 0, которые объединяют все курсовое, навигацион-

ное, командное и пилотажное оборудование ЛА и обеспечивают прак-

тически полную автоматизацию полета ЛА и его боевого применения.

Все ЛА, начиная с ЛА 3-го поколения, оснащены САУ и ПНК. Однако,

наряду с высокой степенью автоматизации управления, 2обязательным

2условием при создании современных пилотируемых ЛА является воз-

2можность перехода на ручное управление. Причины этому следующие:

— необходимость резервирования автоматических систем при от-

казах;

— использование только ручного управления на этапах взлета и

посадки ЛА;

Рассмотрим вышеназванные системы управления полетом ЛА нес-

колько подробнее.

а) _ 2Системы ручного управления

Современные ЛА имеют относительно большую массу и большие

скорости полета, и поэтому для управления ЛА требуется создавать

усилия на рулях, непосильные для человека (до нескольких тонн).

Поэтому под ручным управлением в современной трактовке понимается

схема, изображенная на рис.1.

Рис.1. Схема ручного управления с необратимым

гидроусилителем (бустером)

— 4 -

Летчик непосредственно отклоняет не рулевые поверхности, а

управляющий золотник гидроусилителя. Золотник открывает доступ

гидросмеси, находящейся под высоким давлением (до 240 кГ/см), в

рабочий цилиндр. Поршень рабочего цилиндра через шток отклоняет

рулевую поверхность (на рис.1-стабилизатор С). По мере движения

рабочего штока происходит перемещение точки О, и при неподвижной

точке О1 шток управляющего золотника перемещается, перекрывая ка-

нал поступления гидросмеси в рабочий цилиндр. Этим реализуется

жесткая отрицательная обратная связь и обеспечивается пропорцио-

нальность между отклонением ручки управления и отклонением руле-

вой поверхности.

2Недостаток рассмотренной схемы — ее необратимость: 0 летчик не

ощущает через ручку управления противодействующий момент на руле

(от действия скоростного напора воздуха), а при освобождении руч-

ки управления от усилия, она не возвращается самостоятельно в

нейтральное положение. Такая схема управления делает процесс уп-

равления ЛА неестественным для летчика, что сильно снижает ка-

чество управления и безопасность полета. Чтобы ликвидировать этот

недостаток, 2в схему управления включается загрузочный механизм

2- ЗМ (пружина), связанный с механизмом триммерного эффекта (МТЭ).

Тогда летчик, отклоняя ручку управления, преодолевает усилие пру-

жины загрузочного механизма, которая имитирует противодействующий

момент на руле. Механизм триммерного эффекта, который включается

кнопкой «Триммер» на ручке управления, может смещать нейтраль

пружины ЗМ, тем самым, при необходимости, снимая нагрузку на руч-

ке управления и освобождая летчика от приложения постоянных уси-

лий (когда, например, на самолет действует постоянный момент).

б) _ 2Автоматизированные системы управления полетом ЛА.

Противодействующий момент на руле зависит не только от вели-

чины отклонения руля, но и от величины скоростного напора возду-

ха, т.е. от высоты и скорости полета. Такая зависимость приводит

к неединообразию пилотирования, т.е. к неодинаковому отклонению

ручки управления для получения одного и того же маневра при раз-

ных скоростных напорах.

2Единообразие пилотирования можно обеспечить двумя способами:

— путем изменения передаточного числа от ручки управления к рулю

в зависимости от скорости (V) и высоты (H) полета;

— путем изменения загрузки ручки управления в зависимости от V и

H (при этом способе у летчика создается иллюзия наличия на руч-

ке текущего противодействующего момента);

2Обеспечивают единообразие автоматы типа АРУ (автомат регулирова-

2ния управления) и АРЗ (автомат регулирования загрузки) 0. _АРУ, как

_правило изменяют одновременно и передаточное число от РУ к рулю,

_и загрузку ручки, а АРЗ — только загрузку РУ.

— 5 -

Необходимо подчеркнуть, что 2автоматы единообразия включаются

2только в продольный канал (канал стабилизатора) 0, так как в этом

канале перегрузки (вертикальные-n 4у 0) в несколько раз превышают до-

пустимые перегрузки в других каналах (по продольной и поперечной

осям ЛА).

2Принцип построения и работы АРУ и АРЗ 0 заключается в следую-

щем: основной элемент этих автоматов — исполнительный механизм

(ИМ) типа «раздвижного штока» — включается в проводку управления

самолета так, что при перемещениях штока ИМ, изменяются одновре-

менно передаточные числа (плечи) к рулю и к загрузочному механиз-

му (для АРУ) или только к загрузочному механизму (для АРЗ). Ис-

полнительный механизм управляется блоком управления (БУ), для ко-

торого входными информационными сигналами являются текущие значе-

ния полного (Рп) и статического (Рст) давлений, пропорциональные

V и H. Программа работы блока управления построена так, что регу-

лирование передаточных чисел к рулю и ЗМ осуществляется в зависи-

мости от скорости полета, но с коррекцией в зависимости от высоты

полета.

Недостаток обеспечения единообразия управления ЛА с помощью

АРЗ заключается в том, что требуется изменять загрузку ручки в

довольно широких пределах. И если нижний предел загрузки ручки

больших неудобств в пилотировании не вызывает, то верхний предел

(максимальная загрузка) может вызвать существенные неудобства при

энергичном маневрировании ЛА, когда перемещения ручки должны быть

быстрыми. На самолете МиГ-21 единообразие управления достигается

с помощью автомата регулирования управления АРУ-3В, а на самолете

МиГ-23 — с помощью автомата регулирования загрузки АРЗ-1. _На базо-

_вом самолете установлен автомат АРУ-29-2.

2Как было указано выше, автоматизированные системы управления

2полетом ЛА обеспечивают также демпфирование короткопериодических

2колебаний ЛА, повышая этим его устойчивость и управляемость. Эту

2задачу решают демпферы колебаний (ДК).

Демпфирование колебаний ЛА осуществляется в трех каналах

(тангажа, крена, рыскания) путем автоматических быстрых отклоне-

ний на небольшие углы соответствующих рулевых поверхностей по

сигналам угловых скоростей крена ( 7w 4х 0), тангажа ( 7w 4z 0) и рыскания

( 7w 4у 0).

На рис.2 показана структурная схема включения демпфера коле-

баний для одного канала.

2Типовой демпфер (см.рис.2) включает в свой состав :

— измеритель угловой скорости (датчик угловой скорости ДУС);

— датчик скоростного напора ДСН (или корректор передаточных

чисел КПЧ);

— сервопривод золотника бустера (гидроусилителя), состоящий из

релейно-усилительного блока (РУБ) и рулевого агрегата управ-

ления (РАУ).

РАУ представляет собой электромеханическую раздвижную тягу уп-

равления, встроенную в проводку управления от ручки к бустеру.

— 6 -

------------¬ ------¬ -------------¬ -------¬

¦Ручка упр-я+----+ АРУ +-------+ РАУ-107 +-----+Бустер¦

¦с-том (РУС)¦ ¦(АРЗ)¦ LT----T-----T- L---T---

L------------ L------ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ -+----¬

¦ ¦ ¦ ¦ Руль¦

¦U 4у 0 ¦U 4сос 0 ¦U 4жос 0 L------

------¬ U 7w 4i 0 -+----+-----+¬

7w 4i 0 --------+ ДУС +-------+ ¦

L------ ¦ ¦

¦ Р У Б ¦

------¬ ¦ ¦

7r 0V 52 0 ¦ ДСН ¦ Uq ¦ ¦

q = — --------+(КПЧ)+-------+ ¦

2 L------ L-------------

Рис.2: Структурная схема включения демпфера

Перемещения штока РАУ смещают проводку управления только в сторо-

ну бустера (т.к. усилие перемещения золотника бустера составляет

несколько грамм, а усилие, потребное для отклонения ручки управ-

ления, — несколько килограмм). Поэтому при работе РАУ отклоняются

только рулевые поверхности, а ручка управления остается неподвиж-

ной.

Сервопривод для улучшения качества переходных процессов охва-

чен гибкой скоростной и жесткой обратной связями.

При появлении колебаний самолета, сигнал соответствующей уг-

ловой скорости 7w 4i 0(V 7w 4i 0) усиливается в РУБ и в виде управляющего

сигнала Vу поступает в РАУ. Шток РАУ смещается и через бустер

отклоняет руль в сторону парирования колебания ЛА.

Наличие датчика ДСН (корректора КПЧ) в демпферах объясняется

большой зависимостью характеристик устойчивости и управляемости

ЛА от режима полета (скоростного напора q). Функции ДСН может

также выполнять датчик скоростного напора типа ДНПСТ.

2Работа демпферов характеризуется следующими законами управле-

2ния: 4 РА 7 w 4z

— 7 0демпфер тангажа: 7 d 4в 7 4 0= К 4в 0 7w 4z 0 ;

4РА 7 w 4у

— 7 0демпфер крена: 7 d 4Э 7 4 0= 7 0К 4Э 7 w 4у 0 ;

4РА 7 w 4х

— 7 0демпфер рыскания: 7 d 4н 7 0= 7 0К 4н 7 w 4х 0 ;

4РА РА РА

где: 7d 4в 0, 4 7d 4Э 0 и 4 7d 4н 0 — углы отклонения соответственно руля высоты

— 7 -

(стабилизатора), элеронов и руля направле-

ния рулевыми агрегатами РАУ ;

7w 4i 7 w 4i 7 w 4i

К 4в 0, 4 0К 4Э 0и 4 0К 4н 0 — передаточные числа (коэффициенты усиления)

демпферов ;

7w 4z 0, 4 7w 4x 0 и 4 7w 4у 0 — угловые скорости ЛА относительно попере-

чной, продольной и вертикальной осей ;

2На самолетах МиГ-21 ранних серий демпферы колебаний устанав-

2ливались как самостоятельные системы. На самолетах более поздних

2серий они входят в состав автопилота (АП-155). На самолетах

2МиГ-23 и на базовом самолете демпферы входят в состав САУ 0. Струк-

тура демпферов в автопилоте и в САУ практически не отличается от

рассмотренной.

Полуавтоматические (директорные) и автоматические системы уп-

равления полетом ЛА рассмотрим на примере САУ-451-03, установлен-

ной на базовом самолете.

32. _ Система автоматического управления САУ-451-03

САУ-451-03 2предназначена 0 для автоматического управления лег-

ким фронтовым истребителем и улучшения характеристик его устойчи-

вости и управляемости при ручном и полуавтоматическом (директор-

ном) управлении. Она представляет собой трехканальную нерезерви-

руемую САУ, выполняющую следующие основные 2функции:

— демпфирование короткопериодических колебаний самолета по

крену, тангажу и рысканию (режим ДЕМПФЕР);

— стабилизацию углового положения самолета по крену и тан-

гажу, а также стабилизацию курса в зоне углов крена менее

+7 5o 0 и тангажа менее +40 5o 0 (режим СТАБИЛИЗАЦИЯ);

— приведение самолета к горизонтальному полету из любого

пространственного положения (режим ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОН-

ТУ);

— стабилизацию заданной барометрической высоты полета (ре-

жим СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ);

— автоматический увод самолета из зоны опасной высоты (ре-

жим УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ);

— автоматическое и директорное управление полетом при эахо-

де на посадку до высоты 50-60 м (режимы АЗП-автоматичес-

кий заход на посадку и ДЗП-директорный заход на посадку);

— индикацию сигналов положения самолета на командно-пило-

тажном приборе (КПП) и навигационно-плановом приборе

(ПНП);

— проведение предполетного тест-контроля с выдачей сигналов

для световой сигнализации при отказе САУ, а также встроен-

ный контроль работоспособности САУ в полете.

— 8 -

Масса САУ-451-03 составляет 56 кг. Для своей работы система

требует электропитания постоянным током (напряжением 27В) и пере-

менным 3-х фазным током (напряжениями 200В 400Гц и 36В 400Гц).

Точность работы САУ достаточно высока: погрешности стабилиза-

ции угловых положений самолета составляют:

— по тангажу — не более 0,5 град.;

— по крену и курсу — не более 1 град.;

— по высоте: до Н = 0,5 км — 15 м.;

на Н = 0,5-12 км — 50 м.;

на Н более 12 км — 70 м.;

— точность стабилизации центра масс самолета на этапах

захода на посадку (на Д = 1000 м от ВПП) — 5 — 6 м.

2Состав и принцип действия САУ-451-03 рассмотрим по функцио-

2нальной схеме, представленной на рис.3 0 (см. на след. стр.)

На схеме можно выделить несколько групп элементов, 4 0различаю-

щихся функциональным назначением. 2Левая часть схемы объединяет

2датчики информации. В их состав входят:

— датчики угловых скоростей унифицированные (ДУСУ), измеряю-

щие угловые скорости крена ( 7w 4x 0), рыскания ( 7w 4у 0) и тангажа ( 7w 4z 0) и

выдающие электрические сигналы, 4 0пропорциональные этим скоростям;

— датчики линейных ускорений (ДЛУ), измеряющие нормальную

(n 4у 0) и поперечную (n 4z 0) перегрузки самолета;

— корректор высоты (КВ-16-3), выдающий электрические сигналы,

пропорциональные отклонению от заданной высоты полета ( 7D 0Н);

— информационные комплексы давления (ИКД), формирующие сигна-

лы, пропорциональные статическому давлению Рст. и скоростному на-

пору q;

— датчик положения ручки (ДПР), выдает сигналы, пропорцио-

нальные отклонению ручки управления самолетом РУС по крену ;

— датчик положения носков ДПН, выдающий разовые команды выпу-

щенного и убранного положения управляемых носков крыла.

2В левой же части схемы показаны внешние системы и датчики, ко-

2торые не входят в состав САУ-451-03, но совместно с ней работают.

2К ним относятся:

— инерциальная курсовертикаль (ИКВ), которая выдает в САУ

сигналы крена, тангажа и рыскания ( 7g 0, 7q 0, 7J 0);

— система воздушных сигналов (СВС-2-72-3), выдающая в САУ

сигналы высоты (Н) и числа М;

— радиовысотомер малых высот (РВ), выдающий в САУ сигнал

опасной высоты (Ноп);

— датчик аэродинамических углов (ДАУ), от которого САУ полу-

чает сигналы, пропорциональные текущему углу атаки ( 7a 0);

— радиотехническая система ближней навигации и посадки

(РСБН), которая выдает в САУ сигналы заданного курса ( 7J 0зад.),

азимута (А) и дальности (Д) до аэродрома посадки, а также сигналы

отклонения самолета от равносигнальных зон курсового и глиссадно-

— 9 -

-----------¬ ----------------¬Упр. ------¬ ДТ

¦ ДАТЧИКИ ¦ ¦ +-------+ АРМ +-------¬

¦ИНФОРМАЦИИ+---------+ ¦ ОС L--T--- ¦

+----------+ ¦ +----------- ¦

¦ ДУСУ, ¦ ¦ ¦ ------¬АПУС ¦ 7 Df

¦ ДЛУ, ¦ ¦ +-------+ АРМ +------ -----

¦ КВ, ¦ ¦ ¦ L--T--- ¦

¦ ИКД, ¦ ¦ +----------- ¦

¦ ДПР, ¦ ¦ ВЫЧИСЛИТЕЛЬ ¦ ------¬ ¦

¦ ДПН ¦ ¦ +-------+МТ-16+--------

L----------- ¦ УПРАВЛЕНИЯ ¦ L--T---

¦ +-----------

¦ ВУ — 222 -03 ¦

-----------¬ ¦ ¦ ------¬

¦ ВНЕШНИЕ ¦ ¦ +-------+ АРМ +-------¬

¦ СИСТЕМЫ +---------+ ¦ L--T--- ¦ 7 Dd 4Э

¦И ДАТЧИКИ¦ ¦ +----------- ----

+----------+ ¦ ¦ ------¬ ¦

¦ ИКВ, ¦ ¦ +-------+МТ-16+--------

¦ СВС, ¦ ¦ ¦ L--T---

¦ РВ, ¦ ¦ +-----------

¦ ДАУ, ¦ ¦ ¦

¦ РСБН, ¦ ¦ ¦ ------¬ 7 Dd 4н

¦ АРК ¦ ¦ +-------+ АРМ +-------------

L----------- ¦ ¦ L--T---

¦ +-----------

-------+ +-----T------T--------¬

¦ LT-T------------- ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ ----¬ ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ 7g 0 -+БСС+¬ ----+---¬ ¦ -----+----¬

¦ ¦ ¦ ---+L--T-¦ ¦ СЕИ ¦ ¦ ¦ ВСС-1 ¦

¦ ¦ ¦ 7q 0 L---- ¦ +---T---+ ¦ +---T-----+

¦ ¦ L-------¬ ¦ ¦ИЛС¦ИПВ¦ ¦ ¦ЦСО¦ТС-5М¦

--------+---T---+-------T-+--+¬ L---+---- ¦ L---+------

¦Пульт упр-я¦Ручка упр-я¦ КПП,¦ -------+--------¬

¦ ПУ-189 ¦ самолетом ¦ ПНП ¦ ----+---¬ -----+----¬

+-----------+-----------+-----+ ¦ ЭКРАН ¦ ¦ ТЕСТЕР ¦

¦Устройства индикации и упр-я ¦ L-------- L----------

L------------------------------

Рис.3. Функциональная схема САУ-451-03

го радиомаяков ( 7e 4к 0 и 7e 4г 0);

— автоматический радиокомпас (АРК), выдающий в САУ сигнал,

пропорциональный курсовому углу радиостанции (КУР).

2Все вышеперечисленные сигналы от датчиков, входящих в состав

2САУ-451-03, и от внешних систем и датчиков поступают на вычисли-

— 10 -

2тельно-преобразующие устройства САУ, которые на рис.3 представле-

2ны в средней части схемы. К ним относятся:

— вычислитель управления (ВУ-222-03)- основной блок САУ, ко-

торый на основе входящих сигналов от датчиков и внешних систем

формирует управляющие сигналы для исполнительных сервоприводов

трех каналов САУ;

— блоки следящих систем (БСС), преобразующие сигналы крена

( 7g 0) и тангажа ( 7q 0) от ИКВ к виду, необходимому для индикации на

командно-пилотажном приборе (КПП).

2В нижней части схемы показаны устройства индикации и управле-

2ния САУ-451-03 0. Органы управления и средства сигнализации режимов

работы САУ расположены на пульте управления ПУ-189 и на ручке уп-

равления самолетом (РУС). Лицевая панель пульта управления пока-

зана на рис.4:

---------------------------------------¬

¦ ---------------------------¬ ¦

¦ ¦-----T-¬ -----T-¬ -----T-¬¦ ¦

¦ ¦¦ L-+ ¦ L-+ ¦СТАБL-+¦ ¦

¦ ¦¦ ДЕМП ¦ ¦ УВОД ¦ ¦ВЫС. ¦¦ ¦

¦ ¦L------- L------- L-------¦ ¦

¦ ¦-----T-¬ -----T-¬ -----T-¬¦ ¦

¦ ¦¦ L-+ ¦ТРАЕК-+ ¦ПОВТL-+¦ ¦

¦ ¦¦ АП ¦ ¦УПР. ¦ ¦ЗАХОД ¦¦ ¦

¦ ¦L------- L------- L-------¦ ¦

¦ L--------------------------- ¦

L---------------------------------------

Рис.4. Лицевая панель пульта ПУ-189

2На РУС расположены:

— кнопка-лампа «приведение к горизонту»;

— кнопка выключения режимов;

— гашетка контактного устройства вмешательства летчика в уп-

равление;

— кнюппель управления механизмами триммерного эффекта.

2Вся информация, необходимая для ручного, директорного и авто-

2матического режимов работы САУ, индицируется на командно-пилотаж-

2ном приборе (КПП) и плановом навигационном приборе (ПНП).

В полуавтоматическом (директорном) режиме работы САУ управляю-

щие сигналы выдаются также в систему единой индикации (СЕИ) для

отображения на индикаторе лобового стекла (ИЛС) и на индикаторе

прямого видения (ИПВ) положения самолета относительно задаваемой

траектории в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

Сигналы контроля состояния элементов САУ-451-03 и режимов ее

работы выдаются на универсальное сигнальное табло (УСТ) системы

— 11 -

ЭКРАН, в устройство регистрации полетных данных ТЕСТЕР-У3-Л, а

также на световое табло аварийных режимов ТС-5М и на центральный

сигнальный огонь (ЦСО), входящие в состав системы внутрикабинной

световой сигнализации ВСС-1.

2В правой 0 2верхней 0 2части функциональной схемы САУ-451-03

2(рис.3) представлена исполнительная часть САУ, которая включает:

— автономные рулевые машины (АРМ), используемые для демпфиро-

вания угловых движений тангажа, крена и рыскания и для обеспече-

ния требуемой продольной устойчивости (АПУС — автомат продольной

устойчивости самолета);

— механизмы триммерного эффекта (МТ), используемые во всех

остальных режимах работы САУ.

2Принцип работы САУ-451-03 0 заключается в том, что на основе

сигналов перегрузки (n 4у 0 и n 4z 0 ), углов крена, тангажа, курса, ата-

ки ( 7g 0, 7q 0, 7J 0, 7a 0), угловых скоростей ( 7w 4x 0, 7w 4у 0, 7w 4z 0), перемещения ручки уп-

равления (Хр), высоты полета и числа М, поступающих с датчиков

информации и внешних систем, вычислитель управления ВУ-222-03

ормирует управляющие сигналы на исполнительные механизмы (АРМ и

МТ). Последние отклоняют рулевые поверхности самолета в соответс-

твии с этими управляющими сигналами, обеспечивая автоматическое

управление заданным режимом полета.

Следует подчеркнуть, что 2вычислитель управления на основе

2сигналов скоростного напора (q), статического давления (Рст), уг-

2ла атаки ( 7a 2) и числа М (от соответствующих датчиков и внешних

2систем) формирует 0 2корректирующие функции, используемые для форми-

2рования передаточных чисел САУ. 0 Передаточные числа (коэффициенты)

учитываются в управляющих сигналах, поступающих в АРМ и МТ и ,

тем самым, обеспечивается адаптация САУ к изменяющимся условиям

полета.

2Директорное управление самолетом 0 реализуется совместной рабо-

той САУ с командно-пилотажным (КПП) и навигационно-плановым (ПНП)

приборами. Для этого 2КПП (см.рис.5) 0 имеет директорные (командные)

стрелки тангажа (продольного канала) и крена (бокового канала),

обозначенные, соответственно, цифрами 6 и 7, а также стрелки отк-

лонения от заданной линии пути продольного и бокового каналов

(соответственно, 12 и 2).

2ПНП (см.рис.6) 0 имеет директорные стрелки отклонения от равно-

сигнальной зоны курсового и глиссадного радиомаяков, а также

стрелку и счетчик заданного путевого угла (соответственно, 6, 5,

3 и 10).

Для управления самолетом в директорном режиме летчик отклоня-

ет ручку управления в сторону перемещения директорных (командных)

стрелок, а контроль правильности управления осуществляет по

стрелкам отклонения от заданной линии пути КПП и стрелке и счет-

чику заданного путевого угла ПНП.

— 12 -

— 13 -

2Выше (при рассмотрении функций САУ) были названы режимы рабо-

2ты САУ-451-03. Коротко рассмотрим их:

1). _ 2Режим ДЕМПФЕР. 0используется от взлета до посадки для демп-

фирования колебаний самолета и, тем самым,

улучшения его характеристик устойчивости и

управляемости. Демпфирование обеспечивается путем отклонения (не-

зависимо от действий летчика) рулевых поверхностей во всех 3-х

каналах для парирования угловых ускорений движения самолета ( 7w 4x 0,

7w 4у 0, 7w 4z 0). Исполнительные механизмы в режиме ДЕМПФЕР — автономные

рулевые машины АРМ-150.

Помимо демпфирования режим ДЕМПФЕР САУ-451-03 обеспечивает

необходимую продольную устойчивость самолета. Для этого в канале

стабилизатора имеется автомат продольной устойчивости (АПУС). Он

выполнен в виде независимого канала управления и имеет свой ис-

полнительный механизм (АРМ-150). 2Основное назначение АПУС — изме-

2нять на определенных режимах полета угол отклонения стабилизатора

2( 7J 6ст 2) с целью улучшения продольной устойчивости и управляемости

2самолета. 0 Программа изменения положения стабилизатора за счет

АПУС представлена на рис.7.

^

7f 4ст 0¦

¦ПИКИР.

3,5 5o 0+ — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - -T — -

¦

¦ ¦

-2 5o 0 0¦ 5 5o 0 8 5o 0 14 5o

-+---+---------+-----+------------+------------+------------+---->

¦ 20 5o 0 26 5o 7 a

¦ ¦ ¦ ¦

¦

+ — + -3,5 5o 0 — + — - + — - — - — -+ — - — - — - — - — - — - — - -

¦

¦КАБРИР.

Рис. 7: Программа работы АПУС

АПУС работает лишь при включенном режиме ДЕМПФЕР и при убран-

ных закрылках и шасси. При этом 2в области малых и отрицательных

2углов атаки 0( 7a 0 < 5 5o 0) он включается в работу (перемещает стабили-

затор на кабрирование по линейному закону) независимо от положе-

ния носков крыла. При 7 a 0 меньше 5 0-2 5о 0 отклонение стабилизатора от

АРМ(АПУС) остается постоянным (3,5 5о 0 на КАБРИР.)

2При углах атаки больше 5 5o 2 АПУС работает следующим образом 0. До

срабатывания системы отключения носков крыла (5 5о 0 < 7a 0 < 8 5о 0) шток

— 14 -

АРМ(АПУС) застопорен в нейтральном положении. При выпуске носков

крыла ( 7a 0 = 5 08 5o 0) создается пикирующий момент самолета и для его па-

рирования АРМ(АПУС) отклоняет стабилизатор на 3,5 5о 0 кабрирования.

При 7a 0 > 14 5о 0 начинает проявляться пониженная продольная устойчи-

вость самолета (т.е. увеличение 7 a 0 сопровождается недостаточным

увеличением пикирующего момента), поэтому АПУС реализует в диапа-

зоне 7 a 0 от 14 5o 0 до 26 5o 0 искусственную отрицательную обратную связь

по углу атаки. 5 0Стабилизатор при этом отклоняется по линейному за-

кону от 3,5 5o 0на кабрирование до 3,5 5o 0 на пикирование. 5 0При 7 a 0 > 26 5o

шток АРМ(АПУС) сохраняет постоянное положение.

2Суммарное перемещение стабилизатора в режиме ДЕМПФЕР склады-

2вается из перемещения за счет демпфера тангажа и перемещения за

2счет АПУС.

2). _ 2Режим СТАБИЛИЗАЦИЯ. 0обеспечивает стабилизацию (автоматичес-

кое выдерживание) заданных летчиком уг-

лов крена, тангажа и курса самолета.

Режим включается вручную нажатием кнопки-табло АП на ПУ-189. 5 0Пос-

ле включения режима стабилизируется то угловое положение самоле-

та, 5 0которое он имел в момент включения режима.

Если летчик берет 5 0управление самолетом на себя (нажимает на

гашетку контактного устройства на РУ), то режим СТАБИЛИЗАЦИЯ вре-

менно отключается — управление будет вручную. 5 0При отпускании га-

шетки режим стабилизации восстанавливается, 5 0и при этом 5 0стабилизи-

руется новое угловое положение самолета, 5 0соответствующее моменту

отпускания гашетки.

Работа САУ в этом режиме основана на сравнении текущих значе-

ний углов, поступающих с ИКВ, 5 0со значениями этих же углов, соот-

ветствующими моменту включения режима или моменту отпускания га-

шетки, которые формируются (фиксируются) в вычислителе. По сигна-

лам рассогласования формируются управляющие сигналы для механиз-

мов триммерного эффекта (МТ), которые, в случае ухода, возвращают

самолет в стабилизируемое угловое положение.

3). 2 _Режим СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ. 0 обеспечивает стабилизацию баро-

метрической высоты полета как в

прямолинейном горизонтальном по-

лете, так и в разворотах с креном до +70 5о 0. Режим включается нажа-

тием кнопки-табло СТАБ.ВЫС. на ПУ-189 при предварительно нажатой

кнопке-табло АП. Управление самолетом в этом режиме ведется меха-

низмом МТ продольного канала по сигналам отклонения от заданной

высоты ( 7D 0Н) от корректора высоты (КВ), 7 0а также по сигналам теку-

щего угла тангажа (от ИКВ) и текущего угла атаки (от ДАУ).

При вмешательстве летчика в управление (обжатии гашетки КУ на

РУ) режим временно отключается (корректор высоты переходит на ре-

жим согласования), а после окончания вмешательства (отпускания

гашетки) режим включается вновь. При этом корректор высоты «за-

помнит» новое значение заданной высоты.

— 15 -

4). 7 _ 2Режим УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ. 0 обеспечивает автоматический

увод самолета из зоны задан-

ной опасной высоты по коман-

де радиовысотомера малых высот (РВ), на задатчике которого пред-

варительно было выставлено значение опасной высоты в метрах.

Режим включается предварительно (при включенном любом режиме)

нажатием кнопки-табло УВОД на ПУ-189, тем самым приводя САУ в го-

товность к автоматическому уводу самолета из зоны опасной высоты.

После этого при убранных шасси и при наличии сигнала от РВ (т.е.

при снижении самолета до Ноп) происходит автоматический увод са-

молета из зоны Ноп: самолет переводится в режим набора высоты с

углом наклона траектории 7 Q 0=8 5о 0 и одновременно приводится к нулево-

му углу крена.

При вмешательстве летчика в управление в процессе увода с Н 4оп

автоматическое управление механизмами МТ отключается, а по окон-

чании вмешательства механизмы МТ подключаются и режим увода с

опасной высоты восстанавливается.

5). _ 2Режим ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ. 0 обеспечивает автоматический

вывод самолета из любого

пространственного положения

в режим горизонтального полета 7 0( 7 g 0 = 0 5o 0, 7 Q 0 = 0 5o 0) с последующей

стабилизацией барометрической высоты и курса (стабилизация высоты

автоматически включается при ¦ 7g 0¦ < 7 5о 0 и ¦ 7Q 0¦ < 5 5о 0 с задержкой 4-5

сек., а стабилизация курса — при ¦ 7g 0¦ < 7 5о 0 и ¦ 7q 0¦ < 45 5o 0)

Режим включается нажатием кнопки-лампы ПРИВЕД. К ГОРИЗ. на

РУС. Включение режима возможно при любых углах крена и тангажа.

При этом снимаются все включенные ранее режимы САУ, кроме режима

ДЕМПФЕР.

При вмешательстве летчика в управление автоматическое приве-

дение самолета к горизонтальному полету временно прекращается.

По окончании вмешательства режим ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ вновь

включается.

26 0) 2. _ Режимы АЗП и ДЗП. (автоматического и директорного заходов

2на посадку) 0 обеспечиваются совместной

работой САУ и РСБН. 5 0Заход на посадку -

— 5 0это предпосадочный полет самолета в зоне действия курсового и

глиссадного радиомаяков (КРМ и ГРМ). При этом 2в горизонтальной

2плоскости осуществляется выход самолета на ось ВПП по сигналу

2отклонения от ра 0вн 2осигнальной зоны КРМ ( 7e 6к 2) от РСБН. В вертикаль-

2ной плоскости сначала стабилизируется высота полета (обычно рав-

2ная 600м), а затем (при 7 2пересечении 7 2самолетом ра 0вн 2осигнальной

2зоны ГРМ) начинается этап снижения по глиссаде до высоты 50 м (по

2сигналу 5 7e 6г 2, поступающему от РСБН).

При директорном управлении управляющие сигналы, выработанные

в вычислителе САУ, поступают на директорные стрелки и планки

— 16 -

(стрелки) отклонения от заданной линии пути командно-пилотажного

прибора (КПП), а также на директорное кольцо СЕИ. Направление

отклонения директорных стрелок КПП и директорного кольца показы-

вает летчику, в какую сторону необходимо отклонять ручку управ-

ления, чтобы самолет вошел в равносигнальную зону курсо-глиссад-

ных маяков. Удерживая директорные стрелки в центре силуэта-само-

лета КПП, летчик заставит самолет лететь по заданной траектории

посадки.

2Автоматическое управление при заходе на посадку отличается от

2директорного лишь тем, 0 2что сигналы от вычислителя САУ поступают,

2кроме КПП и СЕИ, также на рулевые машины (АРМ) и механизмы трим-

2мерн 0о 2го эффекта (МТ), которые воздействуют на рулевые поверхности

2и удерживают самолет на заданной траектории.

Режим ДЗП включается нажатием кнопки-табло ТРАЕК УПР на

ПУ-189 после входа в зону КРМ на высоте 600 метров. Для перехода

в режим АЗП необходимо дополнительно нажать кнопку-табло АП на

ПУ-189 и освободить РУС от усилий.

На высоте 50-60 метров режим АЗП необходимо выключить нажати-

ем кнопки ВЫКЛ. РЕЖИМА САУ.

33. _Средства объективного контроля.

2СОК использу 0ю 2тся для :

— анализа причин и предупреждения лётных происшествий;

— технической диагностики бортового оборудования и прогнози-

рования его технического состояния;

— оценки действий летного состава при выполнении полетного

задания.

Таким образом, СОК предназначены для регистрации и сохранения

полетной информации, характеризующей условия полёта, действия эки-

пажа и функционирование бортового оборудования.

Другие названия СОК — бортовые устройства регистрации полёт-

ных данных (БСРПД) или бортовые устройства регистрации (БУР).

2СОК в основном классифицируется по двум признакам :

— по принципу записи информации;

— по форме записи информации.

_ 2По принципу записи информации. СОК подразделяется на :

-механические

-оптические(осцилографические)

-магнитные

2Механические 0 СОК представлены на ЛА бароспидографами (К2-717)

и самописцами (К3-63). К2-717 регистрирует только Н и V 4пр 0, а

К3-63 — H, V 4пр 0 и n 4y 0. В обоих приборах запись осуществляется путем

царапания по бумаге со спецпокрытием или по эмульсионному слою

кинопленки металлическими иглами, связанными через передаточ-

но-множительный механизм с датчиками высоты, скорости, перегруз-

ки.

— 17 -

2К оптическим 0СОК относятся системы типа САРПП-12, К12-22,

САРПП-24. Они строятся на базе обычных шлейфовых осцилографов.

Носителем информации в таких регистраторах является фотопленка.

2Магнитные 0 СОК — это такие системы, в которых в качестве но-

сителя информации используются магнитные материалы — ферромагнит-

ная лента, металлическая лента или проволока. К таким системам

относятся МСРП-12, МСРП-64, «Тестер». Запись информации в них

осуществляется магнитной головкой (головками), как в обычном маг-

нитофоне.

2П _о форме записи информации. СОК подразделяется на:

— аналоговые;

— дискретные .

2К аналоговым СОК относятся механические и оптические системы

2регистрации, а к дискретным — магнитные. 0 В дискретных системах

запись параметров производится в виде время-импульсного кода,

частотного и цифрового кода. 2Существенным преимуществом дискрет-

2ных систем перед аналоговыми является возможность автоматической

2обработки информации при наземном анализе 0. Информация аналоговых

систем обрабатывается вручную, с использованием проекционной ап-

паратуры или дешифратора лент фотокопировального прибора, дающе-

го увеличение в 10 раз.

_ 2На базовом вертолете установлена система автоматической ре-

_ 2гистрации параметров полета САРПП-12ДМ.. 0 Она предназначена для за-

писи световым лучом на фотопленке 6 непрерывных параметров и 7

разовых команд в нормальных и аварийных условиях и сохранени 2я 0 за-

писанной информации при разрушении вертолета. Ширина пленки — 2 035

мм, без перфорации. Скорость протяжки пленки — 1 2 0мм/с или 2 2 0мм/с.

Максимальный запас пленки — 12+0,5 м. Непрерывно регистриру 2ю 0тся

Н 4отн 0, V 4пр 0, 7g 0, 7 q 0, 7 f 4ош 0 ( шаг несущего винта ) и n 4н.в. 0(частота не-

сущего винта). 2Недостатки САРПП-12: 0 малое число регистрируемых

параметров, низкая точность (погрешность 5%), невозможность ав-

томатизации процесса обработки записанной информации.

_ 2Этих недостатков лишена система «Тестер-У3-Л», установленная

_ 2на базовом самолете 0.. 2Она предназначена для записи параметров по-

2лета, служебных данных и вспомогательной информации цифровым ме-

2тодом на магнитную ленту. Б 0лагодаря высокой плотности записи ин-

формации на МЛ (16 импульсов на 1мм) обеспечивается большое число

регистрируемых параметров (до 256 каналов регистрации аналоговых

параметров и до 208 каналов регистрации бинарных сигналов разовых

команд). При этом погрешность записи регистрируемых параметров не

превышает 1%. Носитель информации 2- 0холоднокатаная МЛ из железо-

никелевого сплава шириной 25.4 мм, толщиной 0.015 мм и длиной 75

м. Скорость протяжки МЛ — 16мм/с в режиме записи, а в режиме

воспроизведения — в 8-10 раз больше. Время записанной полетной

информации — 3 часа. Вид записи информации на МЛ — 24-х дорожеч-

ная. Масса системы " Тестер-У3-Л" — 13.5 кг.

2Принцип работы системы «Тестер-У3-Л» рассмотрим по функцио-

2нальной схеме, 0 2представленной на рис. 08 2.

— 18 -

Рис.8. Функциональная схема системы «Тестер-У3-Л»

Измерение физических значений аналоговых параметров осущест-

вляется с помощью датчиков аналоговых параметров (ДАП1 — ДАП38),

а сигналы разовых команд выдаются датчиками разовых команд (ДРК1-

— ДРК32). В качестве датчиков используются штатные бортовые дат-

чики, а также входящие в комплект системы датчики угловых переме-

щений (МУ-615А), перегрузок (МП-95), давления (МДД-Те). Датчики

аналоговых параметров опрашиваются (подключаются коммутатором

блока 1ИМ к ПНК и ПЧК) поочередно, в соответствии с определенной

последовательностью. Частота опроса датчиков — 1,2,4,8,16 и 30 Гц

т.е. некоторые датчики опрашиваются 1 раз в секунду, некоторые 2

раза в секунду, а некоторые 30 раз секунду. 2Один цикл регистра-

2ции всех видов информации образует кадр записи. Частота следова-

2ния 0 кадров в системе — 2 01 2 0Гц (т.е. 2 01 кадр формируется за 1сек 2.) 0.

Значения параметров с датчиков преобразуются с помощью согласую-

щих устройств (модулей М) в сигналы постоянного тока с напряжени-

ем 0 2 0- 2 06.3 2 0В и поступают в блок электроники (1ИМ).

2Блок 1ИМ 0 является основным блоком системы и обеспечивает ра-

боту всех блоков по жестко установленной программе (для этого -

устройство управления УУ). Кроме того, он 2 0коммутирует (поочередно

опрашивает) сигналы от ДАП и ДРК, преобразует их в двоичный код

(с помощью преобразователей «напряжение 2 0- код» и «частота — код»-

2- 0ПНК и ПЧК) 2 0и 2 0через 2 0выходной регистр параллельного кода пере-

— 19 -

дает в магнитный накопитель. Этот же 2 0блок обеспечивает систему

электропитанием и формирует сигналы встроенного контроля.

Прежде чем попасть в магнитный накопитель блок (М2Т-3) коды

сигналов аналоговых параметров и разовых команд проходят через

2блок усилителей записи, воспроизведения и самоконтроля (блок

25ИМ) 0, где усиливаются до величины, необходимой головкам записи.

Блок 5ИМ также управляет работой электродвигателя лентопротяжного

механизма (ЛПМ) накопителя при записи и воспроизведении информа-

ции, контролирует движение магнитной ленты и усиливает сигналы

при воспроизведении информации с магнитного накопителя.

2Магнитный накопитель (блок М2Т-3) 0записывает информацию на

МЛ, воспроизводит её (для автоматизированной обработки на земле),

а также хранит МЛ с записанной информацией в случае летного про-

исшествия. Он включает в себя ленто-протяжный механизм (ЛПМ),

плату управления реверсом МЛ и защитный контейнер с системой

амортизации.

2Сохранность записанной информации обеспечивается при ударной

2перегрузке до 1000g, при температуре до 1000 5o 2C 0- 2в течении 15 ми-

2нут, при воздействии морской воды 0- 2в течении 5 суток и агрессив-

2ных жидкостей (керосина, гидравлической и огнегасящей) 0- 2в тече-

2нии 2 суток .

ЛПМ осуществляет протяжку ленты относительно магнитных голо-

вок в двух противоположных направлениях с автоматическим ревер-

сом. Запись информации на МЛ ведется на верхней и нижней условных

половинах ленты (при движении ее вправо и влево) двумя блоками

комбинированных головок ГК-1 и ГК-2 (рис 9):

Рис.9. Запись информации на МЛ

В каждом блоке установлено по 12 комбинированных магнитных голо-

— 20 -

вок записи и стирания (МГ3) и по 12 магнитных головок воспроизве-

дения (МГВ). Коммутация головок МГ3 и МГВ в зависимости от нап-

равления движения ленты осуществляется сигналами от аппаратуры

перезаписи информации, входящей в состав наземной системы обра-

ботки типа ЛУЧ (подключается к технологическому разъему).

2Автоматизированная обработка полетной информации, записанной

2системой «Тестер», осуществляется с помощью 0 2наземных систем об-

2работки типа ЛУЧ-71 или ЛУЧ-74 0. Первая размещается в кузове авто-

мобиля ГАЗ-66, т.е. является подвижной. Система ЛУЧ-74 построена

на основе вычислительного комплекса М-6000 и является стационар-

ной.

34. _Бортовая обобщенная система встроенного контроля и

_ 3предупреждения экипажа типа «ЭКРАН»

Прежде чем рассматривать непосредственно систему ЭКРАН, оп-

ределим ее место в общей системе контроля и регистрации базового

самолета, которая призвана решать 23 задачи 0:

1. _индикация. полетных данных и параметров текущего состояния

агрегатов и систем.

2. _сигнализация. об отказах и опасных ситуациях .

3. _регистрация. отказов и параметров текущего состояния агрега-

тов и систем.

2Первая задача 0 решается комплексом приборов и систем, объеди-

ненных в, так называемую, систему единой индикации СЕИ-31. Она

включает ИЛС (индикатор на лобовом стекле) и ИПВ (индикатор пря-

мого видения на 3-х цветной ЭЛТ) и в сочетании с отдельными тра-

диционными приборами достаточно полно отображает обзорную, такти-

ческую, пилотажно-навигационную и другую информацию.

2Вторая задача (сигнализация) решается тремя системами:

— системой внутрикабинной световой сигнализации ВСС-1, кото-

рая с помощью сигнальных табло ТС-5м и лампы центральной

сигнализации КСЦ (ее называют также центральным сигнальным

огнем — ЦСО) обеспечивает различную аварийную, предупреди-

тельную и обычную сигнализацию;

— системой речевой информации П-591, которая выдает устные

разовые сообщения об отказах и опасных ситуациях из набора

сообщений, записанных на магнитофоне;

— системой ЭКРАН, которая выдает летчику различную текстовую

информацию на специальном универсальном световом табло

(УСТ).

Системы ВСС-1, П-591 и ЭКРАН могут выдавать сообщения летчику

одновременно об одной и той же ситуации (дублировать сообщения),

а также могут выдавать отдельные сообщения. Например, при повыше-

нии температуры газов левого двигателя загорится сигнальное табло

красного цвета системы ВСС-1 с надписью «Сбрось оборот.лев.», ре-

чевой информатор системы П-591 выдаст приятным голосом сообщение

— 21 -

«Перегрев левого двигателя. Сбрось обороты левого двигателя», а

на УСТ системы ЭКРАН высветится надпись «Перегрев лев.».

2Третья задача (регистрация ) 0 решается совместно бортовой сис-

темой регистрации «Тестер-У3-Л» и системой ЭКРАН. В отличие от

системы «Тестер-У3-Л» система ЭКРАН регистрирует, в основном, ра-

зовые сообщения о состоянии агрегатов и систем самолета, а также

сообщения и рекомендации летчику.

На рис.10 показано размещение индикаторов систем контроля и

регистрации на приборной доске. Сигнальные табло ТС-5М системы

ВСС-1 размещены на правых панелях и пультах кабины.

Рис.10. Приборная доска самолета

— 22 -

2Из вышесказанного ясно, что система ЭКРАН занимает важное

2место в системе контроля и регистрации самолета. Рассмотрим ее.

_ 2Система ЭКРАН предназначена. для обработки сигналов встроенно-

2го контроля (ВСК) и датчиков систем в полете и на земле с однов-

2ременной печатью результатов контроля и выдачей их на универсаль-

2ное сигнальное табло, а также документирование последних 64-х со-

2общений, выданных системой .

Система контролирует 128 аналоговых параметров и 109 разовых

команд от 22-х наиболее важных систем и агрегатов самолета. Ре-

зультаты контроля печатаются в виде сообщений на лавсановой ме-

таллизированной пленке методом электроискрового выжигания части

металлического покрытия пленки. Изображение на экране УСТ появля-

ется путем просвета специальными лампами прозрачных участков кад-

ра на пленке в местах выжигания. Запас пленки — 18 метров. 2Пара-

2метры кадра _на экране. универсального сигнального табло следующие:

— размеры кадра — 35*24 мм;

— кадр содержит 4 строки по 8 символов в строке ;

— высота символа — 4мм.

2Кадр _на пленке. имеет размеры 39*24 мм, 0 т.е. некоторая часть

информации пленочного кадра не индицируется на экране УСТ, а ос-

тается за пределами видимости летчика. Это — столбец цифр, пока-

зывающий время наступления события, о котором выдано сообщение. На

экране УСТ, т.о., отображается только текстовая часть информации.

Масса системы ЭКРАН — 12кг.

2Состав и принцип действия системы ЭКРАН 0 рассмотрим по функцио-

нальной схеме представленной на рис. 11 (см. на след. стр.).

2В состав системы входят два блока 0: блок логики и управления

(блок 1Э) и блок индикации и документирования (блок 2Э) с входя-

щим в него универсальным сигнальным табло (УСТ).

По принципу действия система ЭКРАН представляет собой сложное

специализированное логическое устройство. 2 Основным является блок

2логики и управления (БЛУ) 1Э 0, т.к. именно в нем формируются алго-

ритмы контроля и вырабатываются команды для управления блоком ин-

дикации и документирования (2Э).

Сигналы от встроенного контроля (ВСК) и датчиков бортовых

систем поступают через коммутатор в центральное устройство управ-

ления (ЦУУ). Программа сбора и обработки этих сигналов заложена в

постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) блока 1Э (емкость ПЗУ

равна 4К 18-ти разрядных слов). ЦУУ, пользуясь этой программой,

организует практически всю логику работы блока 1Э и всей системы,

выдавая команды и сигналы для управления блоком индикации и доку-

ментирования. Четыре ОЗУ (оперативные запоминающие устройства),

входящие в состав БЛУ, обеспечивают логику выдачи сообщений на

УСТ блока 2Э, которую мы рассмотрим ниже. Ввиду важности функций

блока 1Э его работоспособность постоянно контролируется собствен-

ной системой встроенного контроля.

2Блок 2Э 0, на основе команд и сигналов от ЦУУ блока 1Э, обеспе-

— 23 -

Рис.11. Функциональная схема системы ЭКРАН

чивает печать на пленке и индикацию на УСТ сообщений летчику или

оператору (на земле). Сообщения печатаются на пленке, как уже го-

ворилось, методом электроискрового выжигания части металлического

покрытия пленки, а индицируется на УСТ путем протяжки ленты до

совмещения напечатанного кадра с экраном УСТ и просвета прозрач-

ных участков в местах выжигания. В узле регистрации сообщений

(УРС) блока 2Э имеются головки печати с линейкой из 28-ми игл пе-

чати. Иглы размещены в одну линию по высоте кадра, и при подаче

на них серии импульсов +45В (через узел ключей, который усиливает

их по мощности) выжигают в соответствующих местах покрытия пленки

точки. Так как ЛПМ обеспечивает протяжку ленты с некоторой ско-

ростью, то серия импульсов +45в на иглы обеспечит печать матрицы

точек. Для формирования одного символа используется матрица 7*5

точек. То есть, после подачи 5 импульсов на пленке будут напеча-

тан столбец из 4-х символов. Для печати полного кадра сообщений

(4 строки по 8 символов в строке), очевидно, необходимо подать на

иглы 8 наборов импульсов по 5 импульсов в наборе (9-й набор им-

пульсов — для печати времени наступления события, которое остает-

ся за экраном УСТ). Время печати и выдачи на экран сообщения — не

более 0.5мин.

— 24 -

После каждого импульса +45В узел очистки игл (УОИ) обеспечи-

вает принудительную очистку игл от нанесенных на них частичек ме-

таллического покрытия пленки.

Узел управления и индикации (УУИ) блока 2Э совместно с БЛУ

обеспечивает управление работой блока: включает двигатель ЛПМ,

включает узел очистки игл, и т.д..

На передней панели блока 2Э расположены экран УСТ, два табло

(«Память» и «Очередь») и кнопка ЭКРАН-ВЫЗОВ. Табло сигнализируют

о наличии сообщений в ОЗУ «Память» и «Очередь» (они гаснут только

при полном освобождении соответствующего ОЗУ), а кнопка ЭКРАН-ВЫ-

ЗОВ позволяет переводить сообщения с экрана УСТ в ОЗУ «Память» с

одновременным переводом (выводом) очередного сообщения из ОЗУ

«Очередь» на экран УСТ.

_ 2Логика выдачи сообщений на экран УСТ такова .: 0 все сообщения

системы ЭКРАН имеют свой приоритет, и индицируются на экране УСТ

не по времени поступления, а по приоритету. Так, при появлении

отказа контролируемой системы печатается и выдается на экран УСТ

соответствующее сообщение. Следующий по времени отказ (событие),

в зависимости от своего приоритета, либо приводит к замене перво-

го сообщения на экране УСТ (в этом случае первое сообщение пере-

водится в ОЗУ «Память»), либо приводит к сообщению в ОЗУ «Оче-

редь» (если приоритет ниже, чем у 1-го отказа). Из ОЗУ «Очередь»

сообщение может быть выведено на экран УСТ либо автоматически

после снятия первого события (отказа), либо вручную при нажатии

кнопки ЭКРАН-ВЫЗОВ (тогда сообщение о первом отказе переведется в

ОЗУ «Память»).

ОЗУ «Состояние» в БЛУ служит для содержания и сравнения теку-

щих параметров системы с их эталонными значениями, а в ОЗУ «РПК»

(результатов полетного контроля) регистрируется информация о пос-

ледних 64-х отказах контролируемых систем.

_ 2Система ЭКРАН может работать в одном из следующих режимов:

— самоконтроля («СК»);

— наземного контроля («НК»);

— полетного контроля («ПК»);

— документирования («ДК»).

_ 2Режим «СК». 0 — это наземный режим, он включается либо вручную

(нажатием кнопки ЭКРАН-ВЫЗОВ на передней панели блока 2Э), либо

автоматически (внутри режима «НК»). Время прохождения самоконтро-

ля — около 10 сек. Проверяется исправность всех основных узлов

системы ЭКРАН. Самоконтроль начинается с печати сообщения «САМО-

КОНТРОЛЬ», а заканчивается (в зависимости от исправности системы)

сообщением «ЭКРАН ГОТОВ» или «ОТКАЗ». Режим «СК» рекомендуется

включать перед каждым полетом.

_ 2Режим «НК». 0 — тоже наземный режим, включается вручную нажатием

кнопки ЭКРАН-КОНТРОЛЬ на правом пульте кабины. Сначала автомати-

чески включается режим «СК», а затем — собственно циклограмма

— 25 -

«НК», в процессе которой проверяется работоспособность 22-х наи-

более важных систем и агрегатов самолета. Время прохождения режи-

ма «НК» — около 15 мин. Режим заканчивается выдачей одного из со-

общений «БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ГОДЕН» или «БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТКАЗ».

_ 2Режим «ПК». 0 включается автоматически при отрыве самолета от

ВПП. На этапе взлета система выдает летчику сообщения об отказах

(если они есть), а также команды для установки шасси, закрылков,

стабилизатора и носков крыла во взлетное положение. Затем на УСТ

печатается сообщение «ПОЛЕТ» и начинается собственно полетный

контроль, в процессе которого система ЭКРАН регистрирует отказы

бортового оборудования и время их появления (время печатается

только на этом этапе режима и работы системы вообще), а также пе-

чатает различные указания летчику. На этапе посадки, помимо конт-

роля отказов, летчику выдаются команды по установке шасси, зак-

рылков, стабилизатора и носков крыла в посадочное положение.

_ 2Режим «ДК». 0 включается автоматически после окончания предыду-

щего режима (после приземления). Он начинается печатью сообщения

«ДОКУМЕНТ», затем следует пустой кадр, а затем 16 кадров с зако-

дированными сообщениями о последних 64-х отказах. Информация для

документирования выбирается из ОЗУ «РПК». Каждый кадр документи-

рования состоит из 8-ми колонок цифр и содержит 4 сообщения. Нап-

ример:

1 0 0 0 1 0 0 1

5 0 6 3 2 3 3 2

5 1 3 2 7 3 8 1

5 6 1 3

Каждая нечетная колонка содержит номер сообщения (отказа) по

каталогу, а каждая четная колонка — время появления этого отказа.

Так, в примере, 155-е событие появилось на 15-й секунде полета, а

127-е — на 3 минуте 31 секунде.

Если было меньше 64-х отказов, то в кадрах, для которых нет

информации, нечетные колонки остаются пустыми, а четные — запол-

няются нулями. Если же было более 64-х отказов, то 65-е сообщение

печатается на месте 1-го, и т.д.

Отказы документируются вне зависимости от индикации их на

УСТ. Если отказ происходил несколько раз в полете, то несколько

раз он отобразится и при документировании.

Тема 11 «Приборы и системы контроля работы силовых

установок и агрегатов летательных аппаратов»

Занятие 1 — 2 часа

1. _Введение

Приборы и системы контроля работы силовых установок и агрегатов

ЛА предназначены для измерения рабочих параметров силовых установок и

положения элементов ЛА и выдачи электрических сигналов, пропорциональ-

ных этим параметрам на приборы визуального контроля, световые табло, а

также в системы автоматического управления работой силовых установок.

Рабочими параметрами силовых установок являются:

— температура и давление рабочих жидкостей и газов;

— частота вращения роторов силовых установок;

— запаса топлива;

— угловое или линейное перемещение элементов ЛА и силовых устано-

вок.

К приборам и системам относятся:

— авиационные манометры;

— авиационные термометры;

— авиационные тахометры;

— указатели положения элементов ЛА (крыло, щитки-закрылки, конусы

и створки воздухозаборников и др.).

К ним относятся также топливоизмерительные системы: топливомеры,

расходомеры, топливомерно-расходомерные системы, системы управления

заправкой и выработкой топлива.

Рабочими жидкостями и газами силовых установок и агрегатов ЛА яв-

ляются:

— авиационное топливо (керосин);

— масло в системах смазки и в гидросистемах;

— сжатые газы (воздух, азот, кислород);

— газы, выходящие из сопла силовой установки.

2. _Авиационные манометры

Манометры предназначены для измерения давления жидкостей и газов.

Наряду с манометрами на ЛА нашли широкое применение сигнализаторы дав-

ления. Их применение помогает разгрузить внимание летчика, так как

электрические сигналы выдаются на световое табло, которые информируют

его о выходе давлений за предельно-допустимые значения.

Величины давлений оцениваются также в наземных условиях с помощью

контрольно-измерительной аппаратуры (КИА), которая подсоединяется к

штепсельным разъемам наземного контроля.

В настоящее время на ЛА нашли применение механические и электро-

механические манометры.

Механические манометры подразделяются на:

МВ — манометры воздушные;

МГ — манометры гидравлические;

МК — манометры кислородные;

МУ — манометры универсальные.

Принципиальная схема механических манометров представлена на

рис.2.

Механические манометры широкого распространения в авиации не по-

лучили вследствии удаленности трубопроводов с установленными в них ма-

нометрами от объектов контроля, что ведет к ухудшению надежности, жи-

вучести и эксплуатационной технологичности контролируемых систем, а

также и запаздыванию показаний при измерениях.

Этого недостатка лишены электромеханические манометры, у которых

сигналы с электрических преобразователей давления (датчиков), установ-

ленных непосредственно на контролируемых объектах, с помощью электри-

ческой дистанционной передачи выдаются на показывающие приборы, распо-

ложенные в кабине. чувствительными элементами (ЧЭ) механических мано-

метров и сигнализаторов служат манометрические мембраны, коробки,

трубки (см.рис.1).

Электромеханические манометры предназначены для дистанционного

измерения и контроля параметров гидравлических и газовых систем ЛА.

Наиболее распространены Электромеханические манометры типа ЭДМУ, ЭМ,

ЭДММ, ДИМ, ИКГ, МИ, а также комбинированные приборы типа ЭМИ-ЗР,

ЭМИ-ЗРИ. В манометрах ЭДМУ, ЭМ, ЭДММ, ЭМИ-ЗР применяются потенциомет-

рические, в остальных — индуктивные преобразователи давления. В ка-

честве указателей обычно используются логометры.

В построении электромеханических схем и устройств авиационных ма-

нометров широко используются принципы унификации. Так, конструкция

указателя манометра ДИМ аналогична конструкции указателя манометра се-

рии ЭДМУ, в последних в качестве ЧЭ применяются потенциометрические

датчики, которые работают недостаточно надежно из-за перетирания по-

тенциометров их щетками. Это явление вызвано наличием пульсаций дав-

ления жидкостей с амплитудой до 3% от верхнего предела измерения. По

этим причинам манометры серии ЭДМУ на современных ЛА заменяются мано-

метрами серии ДИМ.

Устройство указателя и датчика манометра ЭМ также принципиально

не отличается от устройства указателя и датчика манометра ЭДМУ. Отли-

чие заключается лишь в количестве и расположении катушек логометра

указателя. В трехстрелочном моторном индикаторе ЭМИ-ЗР используются

элекросхемы трех независимых приборов: электромеханического манометра

типа ЭМ — для измерения давления топлива, электромеханического мано-

метра типа ЭДМУ — для измерения давления масла и электрического термо-

метра сопротивления ТЭУ — 48 — для измерения температуры масла. В ком-

бинированных гидрогазовых индикаторах ИКГ используются те же измери-

тельные схемы манометров ДИМ, ЭКГ.

В комплект манометра серии ДИМ входят датчик индуктивного типа и

указатель. Диапазон измерения давлений манометрами этой серии состав-

ляет 0 Ў 300 кГс/см¤. Рассмотрим работу манометра по схеме на рис.3.

Указатель манометра является двухкатушечным магнитоэлектрическим лого-

метром.

Схема манометра представляет собой электрический мост плечами ко-

торого являются катушки индуктивного датчика L1 и L2, а два других

плеча образованы резисторами R1 и R2 в указателе. Питание комплекта

осуществляется ~U = 36B, f = 400 Гц. Диоды D1 и D2 служат для согласо-

вания электрической схемы датчика, работающего на постоянном токе.Ка-

тушки логометра включены в диагональ моста, а общей точкой подключены

к полудиагонали. Катушки имеют одинаковое число витков, но разные раз-

меры причем таким образом, что их оси были расположены под углом 120°,

что и определяет размах шкалы указателя. Для симметрии схемы в цепь

внутренней катушки включается подгоночное сопротивление (на схеме не

показано).

Для компенсации температурной погрешности применяется резистор

Rтк. Под воздействием избыточного давления мембрана прогибается и пе-

ремещает якорь индуктивного датчика, при этом изменяются зазоры ы маг-

нитных цепях катушек L1 и L2.

Изменение зазоров приводит к изменению индуктивности катушек и

перераспределению токов в рамках логометра указателя, в результате

подвижный магнит со стрелкой устанавливается по результирующему векто-

ру магнитного потока катушек логометра. При выключении источника пита-

ния подвижная система логометра возвращается в исходное положение и

стрелка логометра установится в крайнее левое положение за счет ци-

линдрического постоянного магнита, укрепленного в нижней части шкалы

указателя.

Модификацией индуктивных датчиков манометров является индикаторы

комбинированные гидрогазовой системы ИКГ, работающие в комплекте с ин-

дуктивными датчиками ИДМ.На самолете МИГ-29 установлен индикатор ком-

бинированный гидрогазовый ИКГ-1. Он предназначен для дистанционного

измерения и контроля давления гидравлической и пневматической систем,

и измеряет давление жидкости в основной и бустерной гидросистеме и

давление воздуха в основной и аварийных пневмосистемах самолета.

Электрическая схема этого манометра аналогична принципиальной электри-

ческой схеме манометра типа ДИМ. Датчики индуктивные малогабаритные

ИДТ по принципу действия и устройству одинаковы с датчиками ИДТ и име-

ют лишь незначительные конструктивные отличия. 2 датчика ИДМ-260 уста-

новлены в пневматических системах, а 2 датчика ИДМ-300 — в гидравли-

ческих.

Сигналы с датчиков выдаются на указатели логометрического типа,

характерной особенностью которых является вертикальное расположение

шкал.

На самолете электропитание индикатора ИКГ-1 и датчиков ИДМ-260 и

МД-300 осуществляется переменным током напряжением 115В, 400Гц от ге-

нератора переменного тока через понижающий трансформатор ТР1-115/36В,

а лампы подсвета — переменным током напряжением 5,5В, 400Гц (рис.4).

Основными элементами схемы являются: 2У — индикатор ИКГ-1, ЗУ и ЧУ -

датчики ИДМ-300 в бустерной и общей гидросистемах; 5У — трансформатор

ТР1-115/36В; 45У и 46У — датчики ИДМ-260 в аварийной и основной воз-

душных системах; 6У — автомат защиты АЗК1-2 «ИКГ, ИЮЖ».

Конструкция ИКГ показана на рис.5. Индикатор ИКГ-1 состоит из че-

тырех измерительных элементов 1,2,3,4, на каждом из которых размещены

катушки сопротивлений 5, выпрямительные диоды 6, магнитоэлектрический

логометр 7 с подвижным магнитом и неподвижными рамками, расположенными

под углом 90°.

Индикация текущих значений параметров ведется по шкале 8, при

этом контролируется не количественные значения параметров, а диапазоны

нормальной, допустимой и критической зон параметров, которые окрашены

в зеленый, желтый, и красный цвета. Шкала закреплена на корпусе 9

подсвета, в котором имеются лампы подсвета со светофильтром 11. Все

четыре измерительных элемента крепятся в корпусе 12, на лицевой части

которого против соответствующих шкал измерительных элементов имеются

надписи:

— в верхней части: «Гидросист.» и «ГАЗ.СИСТ.»;

— в нижней части«ОБЩ.БУСТЕР» и «ОСН.-АВАР».

В корпусе закреплено защитное стекло 13; соединение с датчиком и

источниками питания осуществляется посредством вилки 14.

Профильная шкала индикатора «Гидросист. Общ.-Бустер» разградуиро-

вана на диапазоны, имеющие следующую окраску снизу вверх: красную, со-

ответствующую давлению от 0 до 100 кГс/см¤, желтую — от 100 до 150

кГс/см¤, зеленую — от 150 до 220 кГс/см¤, желтую — от 220 до 240

кГс/см¤ и красную — от 240 до 300 кГс/см¤ и обозначают Рак — давление

в гидроаккумуляторах, Qm — производительность насосов максимальная, Qo

— производительность насосов нулевая.

Профильная шкала индикатора «Газ.сист.Осн.-Авар.» разградуирована

на диапазоны, имеющие следующую окраску снизу вверх: красную, соот-

ветствующую давлению от 0 до 86,5 кГс/см¤, желтую — от 86,5 до 130

кГс/см¤, зеленую — от 130 до 191 кГс/см¤, желтую — от 191 до 208

кГс/см¤, и красную — от 208 до 260 кГс/см¤ и обозначение Р• — давление

зарядки.

Отсчет индексов на профильной шкале индикатора ИКГ-1 ведется сни-

зу вверх. Индикатор ИКГ-1 имеет диапазон измерения давления в гидрав-

лической системе от 0 до 260 кГс/см¤. Погрешность измерения давления

на рабочих диапазонах обоих систем составляет ё 1,5%, а погрешность

измерения давления на нерабочих диапазонах обоих систем составляет ё

2%.

Включение питания индикатора ИКГ-1 осуществляется с помощью вык-

лючателей «Аккум.борт.аэродром.» и «Генер ~тока», при этом индексы на

профильной шкале «Гидросист.общ.-Бустер.» должны устанавдиваться на

отметке Рак.(давление создаваемое гидроаккумулятором, 80+5 кГс/см¤), а

индексы на профильной шкале «Газ.сист.», «Осн.-Авар.» должны устанав-

ливаться на отметке Рз (давление зарядки 150 ё 5 кГс/см¤). Индикатор

ИКГ-1 установлен на приборной доске справа в кабине летчика.

Датчики ИДМ-300 общей системы и ИДМ-260 основной системы установ-

лены между шп. 8 и 9 справа, а датчики ИДМ-300 бустерной системы и ИМД

аварийной системы установлены между шп. 8 и 9 слева.

На самолете нашли применение также недистанционные манометры:

М-2А и НТМ-240 (они относятся к приборам контроля пневматической сис-

темы).

Манометр М-2А предназначен для показания величины давления возду-

ха в системе торможения колес главных ног шасси при нажатии на рычаг

торможения на ручке управления самолетом. Он имеет две шкалы, отграду-

ированные от 0 до 16 кГс/см¤ с оцифровкой через 4 кГс/см¤, цена деле-

ния — 0,5 кГс/см¤. Манометр установлен на нижнем щитке приборной дос-

ки, внизу.

Следует отметить, что для упрощения контроля показаний на ободках

корпусов и шкалах некоторых приборов нанесены цветными красками зоны,

характеризующие различные режимы работы систем и агрегатов:

— голубой цвет — режим без ограничений;

— желтый цвет — внимание, но работа допускается;

— красный цвет — работа на этом режиме запрещена.

Ободок корпуса прибора М-2А с нанесенными цветными метками предс-

тавлен на рис.6.

Недистанционные теплостойкие манометры НТМ-240 (2шт.) предназна-

чены для контроля давления зарядки систем азотом. Один НТМ-240 (для

контроля давления зарядки систем наддува гидравлических баков) уста-

новлен в нише правой главной ноги шасси, второй НТМ-240 (для контроля

давления зарядки основной пневмосистемы) установлен в нише левой глав-

ной ноги шасси. Шкала прибора отградуирована от 0 до 240 кГс/см¤ с

оцифровкой на точках: 0, 12, 24 с ценой деления 20 кГс/см¤. Показания,

обозначенные на шкале стрелкой необходимо умножать на коэффициент 10.

На вертолете для контроля работы гидравлической системы установ-

лены три комплекта манометров типа ДИМ-100. Они предназначены для из-

мерения давления жидкостей в основной, дублирующей и вспомогательной

гидросистемах. В комплект ДИМ-100 входят датчик ИДТ-100 и указатель

УИ1-100. Для контроля работы воздушной системы установлены: манометр-

ДИМ-40 и три недистанционных манометра НТМ (НТМ-4 и два манометра

НТМ-100).

Манометр ДИМ-40 предназначен для дистанционного измерения давле-

ния воздуха в тормозной системе. В комплект входят указатель УИ-40 и

датчик ИД-400.

Недистанционный теплостойкий манометр НТМ-4 предназначен для не-

дистанционного измерения давления воздуха в магистрали герметизации

дверей.

Манометр НТМ-100 предназначен для измерения давления в воздушной

системе вертолета. Другой манометр НТМ-100 предназначен для измерения

давления в системе пневмоперезарядки оружия.

12.1. _Сигнализаторы и датчики давления.

Сигнализаторы и датчики давления служат для выдачи сигнала откло-

нения давления в системе от заданной величины. В качестве ЧЭ в низ ис-

пользуются гофрированная мембрана.

Наиболее широкое применение получили сигнализаторы типа СД, СДУ,

МСТ, МСТВ и дистанционные датчики давления типа ДАТ. Шифр сигнализато-

ров содержит следующие буквенные обозначения: С — сигнализатор, Д -

давления, У — унифицированный, М — малогабаритный, Т — теплостойкий, В

— виброустойчивый.

Число, входящее в шифр сигнализатора, означает номинальную вели-

чину срабатывания сигнализатора. У сигнализатора с нормально разомкну-

тыми контактами к шифру добавляется буква «А». Сигнализаторы типа МСТ

или МСТВ могут быть выполнены со специальным штуцером, тогда к шифру

сигнализатора добавляется буква «С», сигнализаторы для повышенных тем-

ператур выпускаются с буквой «М», (например, МСТВ-2АСМ).

Сигнализаторы по принципу действия одинаков и выполняются с нор-

мально-замкнутыми (без давления) и нормально-разомкнутыми контактами.

Устройство сигнализаторов МСТВ показано на рис.7. Работа сигнализатора

заключается с следующем. Измеряемое давление поступает через штуцер

под мембрану 1. Прогибаясь, мембрана с закрепленными на ней изолятором

2 перемещает контакт 3. Контакты 3 и 4 замыкаются или размыкаются, вы-

давая сигнал в цепь управления или сигнализации. Пружина 5 служит для

возвращения контактов в исходное состояние после прекращения воздейс-

твия давления. Регулировка зазора между контактами (регулировка точки

срабатывания сигнализатора) производится путем перемещения узлов креп-

ления пружины с контактами.

На базовом самолете установлен сигнализатор давления МТСВ-0,3, ко-

торый предназначен для сигнализации о невыработки топлива из подвесно-

го бака на универсальном сигнальном табло (УСТ) системы «Экран»,«Выра-

бот.подвес.бака нет» и речевую информацию.

Помимо рассмотренных выше сигнализаторов на ЛА нашли применение

сигнализаторы, реагирующие на разность давлений. Так на самолете

МИГ-29 применяется сигнализатор перепада давлений топлива СПТ-0,2, ко-

торый установлен в расходной магистрали и предназначен для сигнализа-

ции отсутствия подкачки топлива в двигатели на УСТ системы «Экран»,

«Нет подкачки» и на речевую информацию. Число, входящее в шифр сигна-

лизатора означает, что сигнализатор замыкает электрическую цепь при

снижении перепада давлений до 0,2 кГс/см¤.

Принцип работы сигнализатора (рис 8.а) основан на способности ЧЭ

(система жестко связанных двух стальных сильфонов и мембраны) проги-

баться на определенную величину в зависимости от действующего перепада

да (разности) давлений Рд — Рс. Система чувствительных элементов сос-

тоит из рабочей мембраны 1, которая реагирует на перепад (разность)

давлений, действующих на нее с двух сторон, и разделительных сильфонов

2, отделяющих статическую и динамическую полости прибора от контактной

системы. Прогибаясь в сторону меньшего из действующих давлений, ЧЭ пе-

ремещает контакт 4, который размыкается с контактом 3.

Величина допустимого тока через контакты у сигнализатора СПТ та-

кая же как и у сигнализаторов типа МСТ и составляет до 1,5А с оммичес-

кой нагрузкой при напряжении постоянного тока (27 ё 3)В или 0,5А с ин-

дуктивно-оммической нагрузкой.

Дистанционные индуктивные датчики типа ДАТ предназначены для из-

мерения избыточного давления газов, и жидкостей, в том числе топлива,

масла, воздуха и газообразного кислорода, с выдачей сигнала в схему

контроля. Датчик (рис.8, б) работает по схеме дифференциального транс-

форматора. Деформация ЧЭ 1 передается на шток 2, жестко связанный с

якорем 3, изменяющим зазоры магнитных цепей катушек 4 и 5, что приво-

дит к изменению выходного напряжения.

Питание датчиков осуществляется от сети переменного тока напряже-

нием 36В ё 0,3% частотой (400 ё 6) Гц. Диапазон изменения давления -

от 0 до 40 мПа. Датчики на 1,5 и 25 мПа предусмотрены для измерения

давления кислорода. Датчик может быть выполнен со штуцером, предусмат-

ривающий подсоединение к источнику измеряемого давления путем вворачи-

вания в тело изделия. В этом случае к шифру датчика добавляется буква

«С» (например, ДАТ-40с).

Помимо индукционных датчиков типа ДАТ на базовом самолете приме-

няются измерительные комплексы давления типа ИКД-27 или реле давления

типа ИКДР.

2.2. _ Измерительный комплекс давления ИКД-27Дф и ИКД-27Да .

Измерительный комплекс давления ИКД-27 состоит из отдельных при-

боров ИКД-27Дф и ИКД-27Да, предназначенных для измерения давления (из-

быточного, абсолютного или перепада давлений) и выдачи напряжений пос-

тоянного тока, пропорционально измеряемым давлениям в систему САУ.

Эти приборы основаны на преобразовании с помощью индукционного

преобразователя перемещения упругого ЧЭ в электрический сигнал, про-

порциональный измеряемому давлению.

Структурная схема такого прибора представлена на рис.9 и включает

упругий чувствительный элемент (ЧЭ), индукционный преобразователь пе-

ремещения (ИП), генератор (Г), выпрямитель (В), стабилизатор (С).

Прибор питается U постоянного тока 27В, которое поступает на ста-

билизатор напряжения. Стабилизатор напряжения обеспечивает стабилиза-

цию своего выходного напряжения 8.5 Ў 9.5В при изменении напряжения

источника питания прибора от 20 до 30В. Генератор преобразует стабили-

зированное напряжение постоянного тока в переменное напряжение с амп-

литудой 12В и частотой 28 кГц, необходимое для питания индуктивного

преобразователя.

Индуктивный преобразователь является преобразователем дифференци-

ально-трансформаторного типа. Принцип действия его основан на измене-

нии потокосцепления между секциями двух обмоток преобразователя при

перемещении якоря, жестко связанного с упругим ЧЭ — манометрической

(анероидной) коробкой, воспринимающей измеряемое давление.

При изменении давления коробка, деформируясь, перемещает шток с

якорем. Перемещение якоря вызывает изменение зазоров между якорем и

магнитопроводами, вследствии чего изменяется потокосцепление между

секциями первичной и вторичной обмоток, а следовательно, изменяется и

напряжение на вторичной обмотке.

Выходное напряжение индукционного преобразователя выпрямляется и

поступает на выходные клеммы прибора в виде напряжения постоянного то-

ка, пропорционального изменяемому давлению.

Измерительные комплексы давления классифицируются по диапазонам

измерения и видам измеряемых давлений.

Шифр прибора состоит из букв и цифр. Число 27, стоящее после

букв, означает величину напряжения питания прибора. Буквы «Дф» обозна-

чают, что прибор измеряет избыточное давление или перепад давлений.

Приборы этой группы ИКД-27Дф измеряют избыточное давление в диапазоне

0 Ў 250 кГс/см¤ и перепад давлений от 0,1 до 0,5 кГс/см¤. Буквы «Да»в

шифре прибора обозначают, что прибор измеряет абсолютное давление. Ди-

апазоны измерения абсолютного давления для ИКД-27А изменяются от 0 до

17кГс/см¤ и от 30 до 3000 мм.рт.ст. Числа стоящие после букв «Дф» и

«Да» обозначают максимальное значение давления в килограммах — силах

на квадратный сантиметр или в миллиметрах ртутного столба, а в ИКРД

еще и величину давления в точке срабатывания. Основная погрешность

приборов ИКД-27 — 3 Ў 4%. На самолете МИГ-29 установлены приборы ИКД

следующих маркировок: ИКД-27Да-220-780 (2шт.); ИКД-27Дф-1,6 (2шт.).

2.3. _ Измерительный комплекс реле давления ИКДРДф и ИКДРДа

Измерительный комплекс реле давления ИКДРД состоит из отдельных

приборов ИКДРДф и ИКДРДа, предназначенных для выдачи электрического

сигнала при достижении заданных абсолютных и избыточных перепадов дав-

лений и выдачи напряжений постоянного тока, пропорциональных измеряе-

мым давлениям в блок предельных регуляторов БПР-88.

Принцип действия основан на свойстве индукционного преобразовате-

ля менять фазу выходного напряжения на 180 градусов при переходе якоря

ИП через электрический нуль.

Блок схема прибора представлена на рис.10 и включает в себя ЧЭ,

пробразующий давление Ризм. в перемещение, индукционный преобразова-

тель перемещения ИП, компенсатор температурных погрешностей К, позво-

ляющий также производить подстройку точки выдачи сигнала, генератор Г

с усилителем в цепи обратной связи УОС; транзисторный переключатель

ТП, преобразующий импульсы генератора в релейный электрический сигнал

постоянного тока и фильтр Ф в цепи питания усилителя УОС и генератора

Г. Работа прибора заключается в следующем.

Контролируемое давление воспринимается ЧЭ, перемещение которого

преобразуется индуктивным преобразователем в напряжение обратной связи.

При достижении якорем ИП положения, при котором соблюдается условие

самовозбуждения, генератор Г возбуждается. Усилитель УОС в цепи обрат-

ной связи обеспечивает возбуждение генератора. Генерируемые импульсы

поступают на транзисторный переключатель ТП, который преобразует их в

релейный электрический сигнал постоянного тока, обеспечивая в нагрузке

ток до 200 мА при U = 27В.

ИКДРДа чувствительным элементом является анероидная коробка, а в

приборах ИКДРДф — манометрическая коробка. В шифре прибора число,

стоящее после букв Дф и Да, означает максимальную величину диапазона

давления точек срабатывания, на которую настроен прибор. Следующее за

ним через "-" число означает величину давления, соответствующую точке

срабатывания прибора. Буква в конце шифра означает состояние выходной

цепи при изменении давления от 0 до точки срабатывания:

0 — открытое ( ток поступает в нагрузку);

З — закрытое ( ток не поступает в нагрузку).

Основная погрешность прибора составляет 4-5%.

На самолете МИГ-29 установлены приборы ИКДР следующих маркировок:

ИКДРДа — 830-510-0 (2шт.); ИКДРДа — 400-460-0; ИКДРДф — 0,125-0,022-3

и ряд других.

3. _Авиационные термометры

Термометры предназначены для измерения температуры жидкостей и

газов. По принципу действия термометры подразделяются на элекрические

термометры сопротивления и термоэлектрические термометры.

3.1. _Термометры сопротивления .

Термометры сопротивления предназначены для измерения температуры

окружающей среды: масла в системе двигателя, воздуха в системе двига-

теля воздуха в кабине и герметических отсеках ЛА.

Принцип их действия основан на зависимости проводников и полупро-

водников от температуры. Сопротивление проводников является линейной

функцией температуры:

где: Rт — сопротивление проводника при измеряемой температуре Т;

Rо — сопротивление проводника при начальной температуре Т;

— температурный коэффициент сопротивления проводника, К .

Из формулы видно, что измеряя электрическое сопротивление провод-

ника, можно определять температуру. Теплочувствительные элементы тер-

мометров сопротивления обычно изготавливают из никелевой проволоки,

т.к. никель в сравнении с другими металлами, отличается большей корро-

зионной устойчивостью и постоянством характеристик при высоких темпе-

ратурах. Кроме того, никель имеет большой температурный коэффициент. В

авиации для измерения температуры масла и воздуха в кабине и отсеках

широкое применение нашел электрический термометр ТУЭ-48 (см.рис.11). В

его состав входят приемник температуры П-1 (терморезистор Rп) и указа-

тель — магнитоэлектрический логометр, который по принципу работы и

устройству подобен указателю манометра ДИМ.

Терморезистор Rп является одним из плеч измерительного моста, об-

разованного резисторами R1, R2, R3, R4. Катушки логометра К1 и К2

включены в диагональ моста. Токи, протекающие по катушкам логометра,

зависят от температуры (сопротивления) терморезистора Rп. Подвижный

магнит со стрелкой устанавливается по результирующему вектору магнит-

ного потока катушек. Стрелка по шкале покажет температуру в °С.

Неподвижный магнит возвращает подвижную систему в исходное поло-

жение после выключения источника питания. Диапазон измерения темпера-

туры ТУЭ-48 от -70 до +150°С. Основная погрешность не превышает ё

1,5%. Теплочувствительный элемент П-1 состоит из никелевой неизолиро-

ванной проволоки, намотанной на слюдяные пластины. Собранный элемент

вставляется в трубку из нержавеющей стали и закрепляется гайкой.

На базовом самолете термометры сопротивления не применяются. На

вертолете применяются два типа термометров сопротивления: ТНВ-45 и

ТУЭ-48.

Термометр наружного воздуха ТНВ-45 предназначен для измерения

температуры воздуха, окружающего вертолет (рис.12).

Основными элементами термометра являются: 1 — корпус; 2 — стрел-

ка; 3 — направляющая пружина; 4 — неподвижная втулка; 5 — биметалли-

ческая пружина; 6 — трубка; 7 — ось; 8 — упорная втулка.

Данный прибор является биметаллическим термометром, его принцип

действия основан на свойстве биметаллической спиральной пружины раск-

ручиваться или закручиваться при изменении температуры окружающей сре-

ды. Чувствительным элементом термометра служит биметаллическая пружи-

на, одним концом закрепленная неподвижно, а другим подсоединенная к

стрелке. При изменении температуры окружающего воздуха свободный конец

биметаллической пружины перемещается, а вместе с ним перемещается и

стрелка.

Биметаллическая пружина конструктивно закреплена в трубке тепло-

обменника, для его крепления к борту самолета на кожухе имеется резь-

ба. Шкала термометра имеет диапазон измерения от -60°С до + 50°С,

оцифровку через 10°С и цену деления -2°С.

ТНВ-45 относится к недистанционным термометрам сопротивления. К

дистанционным термометрам сопротивления относятся ТУЭ-48, принцип

действия которого мы рассмотрели с вами ранее. На вертолете термометр

ТУЭ-48 предназначен для контроля температуры воздуха, поступающего от

системы кондиционирования для обогрева кабины экипажа и обогрева сте-

кол кабины экипажа, а также для индивидуального обдувания вентиляции

грузовой кабины. Помимо отдельных комплектов дистанционных манометров

и термометров на ЛА нашли широкое применение комбинированные приборы

типа ЭМИ-ЗРИ и ЭМИ-ЗРВИ (так называемые трехстрелочные моторные инди-

каторы). На вертолете эти комбинированные приборы применяются для

контроля работы силовой установки и трансмиссии (см.рис.13). На верто-

лете установлены два трехстрелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРИ, кото-

рые предназначены для контроля давления масла, топлива и температуры

масла левого и правого двигателей. В комплект ЭМИ-ЗРИ входит датчик

температуры П-2Т (модернизированная конструкция П-1), датчик давления

топлива ИДТ-100 и датчик давления масла ИДТ-8, а также указатель

УИЗ-ЗК. Таким образом ЭМИ-ЗРИ объединяет три измерительных электричес-

ких прибора, работающих независимо друг от друга.Указатель УИЗ-ЗК

имеет три шкалы:

— верхняя шкала — манометр топлива, диапазон измерения от 0 до

100 кГс/м¤;

— левая шкала — манометр масла, диапазон измерения от 0 до 8

кГс/м¤;

— правая шкала — термометр масла, диапазон измерения от -50 до

+100°С.

По принципу действия термометр масла аналогичен термометру

ТУЭ-48, а манометры топлива и масла относятся к дистанционным индук-

тивным манометрам типа ДИМ. Объединение трех указателей в один трехс-

трелочный указатель УИЗ-ЗК облегчает чтение показаний, так как шкалы

приборов подобраны так, что при нормальной работе двигателя стрелки

занимают симметричное положение, близкое к перевернутой букве «Т».

На вертолете также установлены два комплекта электрических трех-

стелочных моторных индикатора ЭМИ-ЗРВИ.

Один комплект предназначен для дистанционного измерения давления

масла главного редуктора, а также температуры масла главного и проме-

жуточного редукторов.

Второй комплект служит для измерения давления масла в коробке

приводов, а также температуры масла в коробке приводов и в хвостовом

редукторе, для определения давления масла использован датчик ИДТ-8, а

температуры масла — приемники температуры П-1. В качестве показывающе-

го прибора применяется трехстрелочный указатель УИЗ-6К. Пределы изме-

рения давления масла: 0 — 8 кГс/см¤, температурный интервал работы от

— 70 до +150°С.

3.2. _Термоэлектрические термометры

Термоэлектрические термометры предназначены для измерения темпе-

ратуры выходящих газов силовых установок. К ним предъявляются высокие

требования по точности измерения, т.к. повышение температуры газов на

1% снижает предел прочности на 3-10%, а снижение температуры на 1%

увеличивает прочность лопаток, но уменьшает тягу силовой установки на

2-3%.

Принцип действия термоэлектрического термометра основан на изме-

рении с помощью милливольтметра термо-ЭДС, возникающей при нагреве

спая двух разнородных металлов (термоэлектродов). Спай получил назва-

ние термопары.

Термо-ЭДС возникает и на свободных концах термопары соединенных

через милливольтметр (холодный спай), шкала которого проградуирована в

°С. Ее величина определяется температурой окружающей среды. В резуль-

тате милливольтметр будет измерять разность термо-ЭДС Ет между «горя-

чим» Е1 и «холодным» Е2 спаями:

Ет = Е1 — Е2

Изменение температуры окружающей среды приводит к изменению Е2 и

появлению методической температурной погрешности термометра. С целью

ее уменьшения в термометрах применяют термопары с термоэлектродами из

специальных сплавов типа «НК-СА» (никель-кобальт-спецалюмель),«ХА» -

(хромель- алюмель), термо-ЭДС которых возникает при температуре более

300°С («НК-СА») и при t°С>0 («ХА»). Тем самым колебания температуры

окружающей среды в пределах ё60°С практически не влияют на показания

прибора. На базовом самолете установлены два комплекта термоэлектри-

ческих термометров ИТГ-1.

Термометр ИТГ-1 предназначен для измерения температуры «Т4» за-

торможенного потока газов за турбиной двигателя и выдачи сигналов на

регулятор температуры блока предельных регуляторов БРП-88 при работе

двигателя на зеркало и в полете.

В комплект термометра ИТГ-1 входят:

— измеритель ИТГ-1;

— термопары Т-99 или Т-38-3;

— соединительная колодка и соединительные провода.

Особенностью термометра является применение сдвоенных термопар,

соединенных параллельно и образующих две самостоятельные цепи по 12

термопар Т-99 или по 7 термопар Т-38 в каждой цепи. Одна цепь подклю-

чается к указателю термометра, а другая к регулятору температуры.

Принцип действия ИТГ-1 рассмотрим по принципиальной схеме на

рис.14.

Основными элементами электрической схемы являются термопреобра-

зователь, соединительные провода и измерительный прибор. Термопреобра-

зователь ТП представляет собой блок параллельно соединенных термопар.

Термо-ЭДС преобразователя измеряется магнитоэлектрическим милливольт-

метром. Элементами электрической схемы ИТГ-1 также являются: Rпр1 и

Rпр2 — электрические сопротивления противодействующих пружин; Rб

— электрическое сопротивление биметаллического корректора; Rд — доба-

вочное сопротивление измерителя, обеспечивающее постоянство внутренне-

го сопротивления милливольтметра; Rтк — термокомпенсационное сопротив-

ление, предназначенное для уменьшения погрешности прибора из-за изме-

нения сопротивления рамки указателя; Rп — подгоночное сопротивление

соединительных проводов; Rсп — соответственно сопротивления термопары

и содинительных проводов.

Биметаллический корректор (Rб) предназначен для автоматического

ввода поправки в показания термометра при изменении температуры холод-

ного спая. При изменении t° биметаллическая спираль поворачивает под-

вижную систему прибора на дополнительный угол, компенсируя температур-

ные погрешности. Для регулировки биметаллического компенсатора в ниж-

ней части шкалы указателя имеется винт.

Измерители ИТГ-1 установлены в кабине на центральной приборной

доске справа. Рассмотрим более подробно устройство термопреобразовате-

ля и указателя.

Термопреобразователь ТП представляет собой цельную неразборную

конструкцию кольцевого типа, состоящую из 12 сдвоенных термопар Т-99 и

соединительного кабеля в стальной оболочке.

Термопары Т-99 расположены равномерно по окружности сечения вы-

ходного сопла АД из соображения наиболее точного замера среднемассвой

температуры «Т4». Термопары соединены в две независимые группы по 12

параллельно соединенных термоэлектродов, одна группа выдает донные на

указатель, а другая в регулятор температуры.

Каждая термопара представляет собой неразъемную конструкцию и

состоит из трубки сваренной с камерой торможения и с заарминированными

в нее сдвоенными термоэлектродами выполненными из сплавов хромеля ("+"

— положительный) и алюмеля ("-" отрицательный). Камера торможения и

крышка с контактными винтами из термоэлектродного материала приварены

к корпусу. Стенки камеры торможения (рис.14) выполнены из жаропрочной

стали. Камера имеет 2 входных отверстия диаметром 3 мм и одно выход-

ное, диаметром 4мм, что позволяет получить осредненную температуру по

высоте термопары. Термопары подсоединяются к указателю соединительными

проводами из термоэлектродного материала группы «ХА».

Для подгонки сопротивления внешней цепи термометра (включая тер-

мопары) до величины (7,5 ё 0,1) Ом при температуре +20°С в штепсельный

разъем, подходящий к указателю, впаяно дополнительное сопротивление.

Измеритель ИТГ-1 имеет шкалу с углом размаха 230°, диапазоном из-

мерения от 200 до 1100°С, оцифрованную на точках 2, 4, 8, 10, соот-

ветствующих сотням градусам Цельсия ("* 100°С").

Нулевое положение стрелки обозначено точкой. Цена деления от 200

до 300°С и от 1000 до 1100°С — 50°С. Цена деления на остальном участ-

ке шкалы — 20°С. На шкале указаны шифр прибора «ИТГ-1», градуировка

«Гр.ХА», градуировочная величина сопротивления внешней цепи «Rвн — 7,5

Ом» и номер измерителя. Погрешность показаний комплекта при t = 20 ё

5°С составляет ё 12°С в диапазоне от 450 до 750°С; ё30°С в диапазоне

от 1000 до 1100°С. Ободок шкалы имеет метки желтого и красного цвета.

Начало (левая граница) желтого сектора должно соответствовать

температуре 700°С (750°С) — это максимально допустимая температура

«Т4» при запусках на земле и в полете. Начало красного сектора соот-

ветствует максимально допустимому значению температуры «Т4» при работе

на режиме РПТ и определяется из формулы:

«Т4» + 20°С + (ёt4)

где:

«Т4» — соответствует настройке канала «Т4» БПР-88 на режиме РПТ

при tвх=80°С или 900°С в зависимости от значений суммы «Т4»+20°С, ко-

торая округляется до величины 800°С или 900°С.

При установке нового двигателя или при замене его в процесс экс-

плуатации, цветные метки наносятся вновь. Величину «Т4» брать из фор-

муляра двигателя, а ёt4 из паспорта измерителя.

На базовом вертолете для определения температуры газов за турби-

ной газотурбинного двигателя АИ-9В применяется термометр выходящих га-

зов ТСТ-282С. Это термоэлектрический термометр по принципу действия

аналогичен ИТГ-1. Отличается он некоторым конструктивным исполнением.

В комплект ТСТ-282С входят:

— указатель ТСТ-2 (расположен на центральном пульте летчика N1);

— термопара Т-82С — расположена в отсеке АИ-9В;

— соединительные провода.

Диапазон измеряемых температур от 0°С до 900°С, а диапазон рабо-

чих температур от 600 до 800°С. Термоэлектрическиий материал термопар

— «ХА».

3.3. _Аппаратура измерения выходящих газов .

Повышение требований к точности измерения температуры выходящих

газов привели к созданию термометров серии ИА (измерительная аппарату-

ра). В этих термометрах используется компенсационный метод измерения

температуры выходящих газов. Он исключает методическую погрешность из-

мерения аппаратуры. Аппаратура работает с хромель-алюмелевыми термопа-

рами («ХА»), имеющими более высокую чувствительность, чем термопары

(НК-СА).

На летательных аппаратах нашли применения термометры серии ИА:

2ИА6; 2ИА7 и др.

На базовом вертолете установлена сдвоенная измерительная аппара-

тура 2ИА6, которая предназначена для измерения температуры выходящих

газов двигателей; в ее комплект входят: сдвоенный указатель 2УТ-6К;

двухканальный усилитель 2УЭ-6Б; две переходные колодки ПК-6; два табло

сигнализации «Лев.двиг. t°газов высока» и «Прав.двиг. t°газов высока»;

кнопки контроля работоспособности аппаратуры при неработающих двигате-

лях с трафаретом «Контроль двиг.хол.=гор.». На рис.15 показана принци-

пиальная схема одного из каналов сдвоенной аппаратуры 2ИА6.

Термо-ЭДС блока параллельно соединенных термопар в сумме с напря-

жением компенсации термо-ЭДС холодного спая, которое вырабатывается

мостовой схемой, уравновешивается напряжением потенциометра обратной

связи R3. Щетка этого потенциометра автоматически перемещается элект-

родвигателем М следящей системы указателя при разбалансе моста. Однов-

ременно двигатель через редукторы Р1 и Р2 вращает стрелки «грубого» и

«точного» отсчета температуры по шкалам с ценой делений 50 и 5°С соот-

ветственно. Мост компенсации термо-ЭДС холодного спая и потенциометр

питаются от стабилизатора напряжения (Uст.). Для фильтрации пульсаций

Uст применяется резистор R6 и конденсатор C1.

Терморезистор R2 учитывает изменение температура холодного спая.

Он размещен в переходной колодке ПК-6, к клеммам которой подключен

блок термопар. При изменении температуры холодного спая изменяется

сопротивление R2 и мост разбалансируется, вырабатывая сигнал компенса-

ции термо-ЭДС холодного спая.

Сигнал о превышении предельной температуры Тпред. выдается кон-

тактным устройством. Указатель имеет две равномерные шкалы грубого

отсчета от 0 до 1200°С и две шкалы точного отсчета от 0 до 100°С.

Для контроля работоспособности аппаратуры при работающем двигате-

ле применяется кнопка КН1, при нажатии на которую закорачиваются тер-

мопары, при этом указатель дает показания в пределах 0-150°С. КН2 -

для контроля ИА при Тг=0.

ОТД:

— пределы измерения температуры от 300°С до 1000°С;

— погрешность показаний ИА в рабочем диапазоне ё 6°С, в остальном

диапазоне ё 8°С.

Термометр 2ИА-6 получает питание ~115В, 400Гц через предохранит-

тель ПМ-2 в цепи усилителя 2УЭ-6Б (место установки предохранителя -

левое РУ). По постоянному току 2ИА-6 получает питание через предохра-

нитель ПМ-2, установленный за пультом АЗС.

Указатель, два табло сигнализации и кнопки контроля работоспособ-

ности аппаратуры размещаются на приборной доске летчика.

4. _Авиационные тахометры

Тахометры предназначены для измерения частоты вращения роторов

силовых установок. Частота вращения ротора оказывает влияния на тягу и

надежность работы силовой установки. Например, уменьшение частоты вра-

щения ротора на 1% приводит к снижению тяги СУ на 3-7%. Поэтому требу-

емая точность измерения частоты вращения ротора СУ лежит в пределах

0,5-1% от максимального значения частоты вращения.

В настоящее время на ЛА широкое применение нашли магнитоииндукци-

онные и частотно-импульсные тахометры, последние применяются в указа-

телях с ленточными шкалами. Более подробно мы остановимся на магнито-

индукционных тахометрах, которые установлены на базовой АТ. В настоя-

щее время на ЛА применяются магнитоиндукционные тахометры серии ТЭ -

тахометры электрические (ТЭ — 15 и др.) со шкалой проградуированной в

об/мин; тахометры серии ИТЭ — индукционные тахометры электрические

(ИТЭ-1, ИТЭ-2 и др.) со шкалой, проградуированной в %.

На рис.16 показана принципиальная схема тахометра ИТЭ-1. В его

состав входят: датчик тахометра электрический ДТЭ-1 и измеритель тахо-

метра электрический ИТЭ-1.

Датчик тахометра- синхронный трехфазный генератор с возбуждениям

от постоянного магнита. Он приводится во вращение через понижающую пе-

редачу от ротора СУ, частота которого измеряется. С помощью трехпри-

водной линии статорные обмотки датчика, соединенные на звезду, связаны

со статорными обмотками синхронного двигателя, размещенного в корпусе

указателя тахометра.

Ротор синхронного двигателя состоит из постоянных магнитов (на

рисунке показан один) и гистерезисного диска, обеспечивающего асинх-

ронный запуск двигателя. Постоянные магниты насажены на ось свободно и

передают вращающий момент валу через пружину. Это облегчает вхождение

их в синхронный режим работы и предотвращает выпадение их из синхро-

низма при колебаниях частоты вращения ротора СУ. На оси двигателя раз-

мещен измерительный узел, состоящий из двух дисков — магнитопроводов,

на которых укреплены постоянные магниты. Между магнитами расположен

алюминиевый диск, имеющей отдельную ось вращения. С осью диска связаны

стрелка и пружина. При вращении магнитного узла в диске наводятся вих-

ревые токи, которые взаимодействуя с магнитным потоком полюсов, созда-

ют вращающий момент Мвр диска:

Мвр = К1*n.

где:

n — частота вращения ротора СУ;

К1 — коэффициент пропорциональности, зависящий от конструкционных

параметров диска.

Повороту диска препятствует момент пружины, величина которого

пропорциональна углу закручивания пружины:

Мпр = К2*

где:

К2 — коэффициент жесткости пружины.

В установившемся режиме:

Мвр = Мпр

Или К1* n = К2*, отсюда

Из формулы видно, что угол поворота диска измерительного узла, а

следовательно и стрелки указателя, пропорционален частоте вращения ро-

тора силовой установки.

Для устранения колебаний стрелки в указателе имеется демпфер, ко-

торый по принципу работы и устройству аналогичен магнитному узлу изме-

рителя. При колебаниях диска демпфера возникающие в нем вихревые токи

взаимодействуют с магнитным полем постоянных магнитов и создают тор-

мозной момент на оси стрелки.

На базовом самолете установлен тахометр ИТЭ-2, который имеет два

датчика Д-3 и сдвоенный измеритель ИТЭ-2. Измеритель ИТЭ-2 в отличии

от ИТЭ-1 не имеет магнитного демпфера, т.к. роль демпфера выполняет

зубчатая передача на стрелку. При этом демпфирование осуществляется за

счет момента трения зубчатых колес. Принципиальная электрокинематичес-

кая схема тахометра ИТЭ-2 представлена на рис.17. Измеритель ИТЭ-2

имеет шкалу и две стрелки, показывающие частоту вращения роторов комп-

рессоров высокого давления (КВД) левого и правого двигателя в пределах

от 0 до 105%. Шкала измерителя равномерная, имеет оцифровку от 0 до

100%, через 20%, цена деления — 1%.

Измеритель ИТЭ-2 установлен в кабине на центральной приборной

доске справа. Датчики установлены на левом и правом двигателях соот-

ветственно.

На базовом вертолете установлены три тахометра ИТЭ-2Т. Тахометр

ИТЭ-2Т двигателей предназначен для непрерывного дистанционного измере-

ния частоты вращения главного вала двигателя, выраженной в процентах

от его максимальной частоты вращения. Указателя ИТЭ-2Т размещается на

приборной доске датчика, а два датчика Д-1Т, входящие в комплект сое-

диняются с валами двигателей (правого и левого соответственно).

Шкала имеет оцифровку от 0 до 100%, размах шкалы от 0 до 110%.

Рабочий диапазон от 60 до 100%. 2500 об/мин ротора датчика Д-1Т соот-

ветствуют 100% по шкале указателя.

Кроме тахометра двигателей, на вертолете установлен комплект

двухстрелочных тахометров ИТЭ-2Т несущего винта. В комплект этих тахо-

метров входят два указателя ИТЭ-2Т и два датчика типа Д-2.

Тахометр ИТЭ-2Т несущего винта предназначен для непрерывного дис-

танционного измерения частоты вращения несущего винта, выраженного в %

от его максимальной частоты вращения. Датчики Д-2 установлены на глав-

ном редукторе, один указатель ИТЭ-2Т установлен на приборной доске

летчика, а другой — на левом пульте оператора.

Конструкция и основные технические данные этого тахометра анало-

гичны тахометру ИТЭ-2Т двигателей. Погрешности магнитоиндукционных та-

хометров в рабочем диапазоне шкалы не превышают ё0,5%.

5. _Измерители вибрации элементов самолета и силовых установок

Для измерения уровня вибрации элементов конструкции ЛА и авиадви-

гателей применяются бортовые виброизмерительные приборы серии ИВ. Дат-

чик вибраций ДВ представляет собой постоянный магнит ПМ, помещенный

внутри катушки К, закрепленной на корпусе прибора (см.рис.18). Магнит

с помощью пружин ПР1 и ПР2 центрируется на оси измерения датчика. При

наличии вибраций элемента конструкции ЛА или авиадвигателя корпус дат-

чика с катушкой колеблется относительно постоянного магнита, практи-

чески остающегося в покое. При этом в катушке индуцируется ЭДС, вели-

чина которой пропорциональна скорости перемещения магнита относительно

катушки.Полученное на выходе катушки напряжение усиливается в элект-

ронном блоке БЭ и поступает на указатель измерителя вибраций (или лам-

почки сигнализации).

В блоке БЭ формируется также сигнал о достижении предельно допус-

тимого уровня вибраций, обеспечивающий включение сигнализации. Шкала

указателя градуируется в единицах скорости вибраций мм/с. На указателе

имеется механический индекс, позволяющий определить уровень вибраций,

при котором загорается сигнальная лампа «опасная вибрация».

Измерители вибраций серии ИВ имеют различные модификации, отлича-

ющиеся составом датчиков, пределами и точностью измерений. Приборы

обеспечивают контроль скорости вибраций в пределах 0-200мм/с в диапа-

зоне частот 50-200Гц.

На базовом самолете регистритуется вибрация корпуса двигателя и

вибрация коробки самолетных агрегатов. Эта информация поступает на

сигнальные табло.

На базовом вертолете установлена аппаратура контроля вибраций

ИВ-500Е. Бортовая аппаратура ИВ-500Е предназначены для непрерывного

контроля виброскорости корпуса двигателя и для световой сигнализации о

возникновении вибрации с уровнем виброскорости, превышающим допустимый

для данного типа двигателя.

В состав аппаратуры ИВ-500Е входят:

— два датчика МВ-0,3;

— два согласующих устройства УсС-6;

— электронный блок БЭ-9Е; — монтажное основание.

Каждый датчик установлен с правой стороны двигателей ТВЗ-117.

Согласующие устройства крепятся на потолке кабины экипажа, между шпан-

гоутами 5 и 6.

Электронный блок БЭ-9Е с монтажным основанием установлен в грузо-

вой кабине между шпангоутами 1 и 2.

Кнопка «Контроль ИВ-500» и четыре табло сигнализации «Лев.двиг.

вибрац.повыш.», «Прав.двиг.вибрац.повыш.», «Выключи.лев.двигат.»,

«Выключи.прав.двиг.» размещаются на приборной доске летчика. Схема

электрических соединений представлена на рис.18 (ЛК — табло сигнализа-

ции Выключи лев. (прав.) двигатель вибрация повышена").

Питание электронного блока аппаратуры осуществляется от сети ~то-

ка U = 115В, f = 400Гц через предохранитель ПМ-2, питание сигнальных

ламп осуществляется от аккумуляторной шины (27В) через предохранитель

ПМ-2. Продолжительность непрерывной работы — 10 часов.

К числу систем контроля работы силовых установок относится уста-

новленный на базовом вертолете измеритель режимов ИР-177. Он предназ-

начен для дистанционного контроля режимов работы двух двигателей

ТВЗ-117.

В комплект измерителя входят:

— трехстрелочный указатель УР-177 установленный на приборной дос-

ке летчика;

— датчики ПМ-10М избыточного давления воздуха за компрессором

двигателя, установленные на правом борту грузовой кабаны в районе шпан-

гоута 2;

— датчик барометрической высоты ДВК, установленный в кабина эки-

пажа, на рабочем месте летчика;

— датчик температуры воздуха П-1 — в отсеке вентилятора.

Питание ИР-117 осуществляется от сети постоянного тока напряжени-

ем 27В через предохранитель ПМ-2, установленный за пультом АЗС.Макси-

мальная погрешность указателя режимов ё 1,5%. На вертолете также име-

ется система ограничения температуры газов двигателей. Она предназна-

чена для автоматического ограничения подачи газов перед турбиной комп-

рессора посредством уменьшения подачи топлива к форсункам двигателя.

В состав системы входят:

— регуляторы температуры РТ-12-6 2 сер. — 2 шт.

— термопары Т-102 — 2 шт.;

Два регулятора температуры РТ-12-6 2 сер.установлены на потолке

грузовой кабины между шпангоутами 2 и 3. Термопары Т-1011 и исполни-

тельные механизмы ИМ-47 поступают в комплекте двигателей ТВЗ-117 и

размещаются на них.

Кнопки контроля регуляторов температуры двигателей и табло сигна-

лизации«РТ левого двигателя работает», «РТ правого двигателя работает»

размещены на левой панели верхнего электропульта. Реле ТКЕ26П1Г (2шт.)

проверки сигнальных ламп размещаются на левой панели верхнего электро-

пульта.

Регулятор температуры РТ-12-6 2 сер. воспринимает сигналы от тер-

мопары и преобразует их в импульсы, управляющие исполнительным меха-

низмом топливо — дозирующей аппаратуры двигателей, тем самым ограничи-

вая температуру газов перед турбиной компрессора двигателя.

Термопара Т-102 служит для измерения газов перед турбиной двига-

теля ТВЗ-117 в условиях полета и на землю и одновременной выдачи сиг-

налов, пропорциональных измеряемой температуре газов, регулятору тем-

пературы. Диапазон рабочих температур от 0 до 1125°С. Диапазон рабочих

температур от 450°С до 950°С; погрешность в измеряемом диапазоне тем-

ператур не более 4°С. Исполнительный механизм ИМ-47 преобразует элект-

рические импульсы, поступающие от регулятора температуры в угловое пе-

ремещение якоря — заслонки, воздействующей на сопло топливо-дозирующей

аппаратуры. Напряжение питания — U = 27В.

Т Е М А 12. А Э Р О М Е Т Р И Ч Е С К И Е

П Р И Б О Р Ы И С И С Т Е М Ы.

Занятие 4 (2 часа).

Цифровые системы воздушных сигналов СВС-2Ц

1. Назначение, основные технические данные.

Цифровые СВС типа СВС-2Ц выпускаются в основном в трех

вариантах: «СВС-2Ц-1М», включающей в свой состав электроме-

ханические индикаторы и «СВС-2Ц», «СВС-2Ц-2», предназначен-

ные для работы с электронными системами индикации (на лобо-

вом стекле, специальных табло, экранах и т.п.). В данной те-

ме будет рассмотрен в основном вариант «СВС-2Ц-1М».

Вне зависимости от модификации «СВС-2Ц» вычисляют следую-

щие параметры:

— абсолютную и относительную барометрические высоты (Набс.

и Нотн.);

— число М;

— истинную воздушную скорость (Vист.);

— приборную скорость (Vпр.);

— отклонение абсолютной барометрической высоты от задан-

ного (стабилизируемого) значения ( Н);

— отклонение числа М от заданного (стабилизируемого) зна-

чения ( М).

Параметры потребителям СВС-2Ц-1М выдаются в дискретном

виде (виполярным последовательным двоичным кодом-ПДК), в

аналоговом виде (напряжением постоянного тока и в виде от-

носительного сопротивления) и визуально на электромехани-

ческие указатели.

Тактическое использование основных параметров и основные

технические данные СВС-2Ц-1М представлены в табл.1:

Таблица 1.

---------T-------T-----------------T-------------T--------------¬

¦Наимено-¦ Вид ¦ Назначение ¦ Диапазон ¦ Погрешность ¦

— 2 -

¦ вание ¦ выхода¦ выхода ¦ измерения ¦ выдачи ¦

¦ выхода ¦ ¦ ¦ ¦ параметра ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Набс. ¦ПДК,=V ¦ СТР-6, система ¦ -500:32000м ¦ + (15:415)м ¦

¦ ¦ ¦ вооружения, САУ, ¦ ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ БЦВМ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Нотн. ¦ПДК,=V ¦ СТР-6, система ¦ 0:32000м ¦ + (15:415)м ¦

¦ ¦ визу- ¦ вооружения, САУ, ¦ ¦ — ¦

¦ ¦ ально ¦ БЦВМ, СО-69, ПЛИ, ¦ ¦ ¦

¦ ¦ относ.¦ Тестер ¦ ¦ ¦

¦ ¦ соспр.¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ М ¦--||---¦ СТР-6, система ¦ 0,2:3,24 ¦ +(0,02:0,113)¦

¦ ¦ ¦ вооружения, САУ, ¦ ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ БЦВМ, СО-69, ПЛИ, ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ Тестер, АРВ-29 ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Vист. ¦--||---¦ СТР-6, система ¦ 200:3500км/ч¦ +(20:155)км/ч¦

¦ ¦ ¦ вооружения, САУ, ¦ ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ БЦВМ, СО-69, ПЛИ, ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ Тестер ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Vпр. ¦ =V ¦ САУ, ППИ ¦ 100:1600км/ч¦ — ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Vу. ¦+300м/с¦ СТР-6, система ¦ до + 300м/с ¦ ¦

¦ ¦- ПДК, ¦ вооружения, САУ, ¦ — ¦ ¦

¦ ¦ =V, ¦ ППИ ¦ — ¦ — ¦

¦ ¦+150м/с¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦- =V ¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Н ¦ =V ¦ САУ ¦ до + 1024м ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ ¦ — ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ М ¦ =V ¦ САУ ¦ до + 0,128 ¦ ¦

¦ ¦ ¦ ¦ — ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

— 3 -

¦ Разовый¦ +27В ¦ САУ ¦ ¦ ¦

¦ Набс= ¦ ¦ ¦ — ¦ — ¦

¦ =10км, ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ 14км ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Разовое¦ +27В ¦ САУ ¦ ¦ ¦

¦ М:0,65;¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ 0,95;¦ ¦ ¦ — ¦ — ¦

¦ 1,1; ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ 1,5; ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ 2,5. ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Разовый¦ +27В ¦ СО-69, БЦВМ ¦ ¦ ¦

¦ Рст.= ¦ — ¦ ¦ — ¦ — ¦

¦ =760мм.¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ рт.ст.¦ ¦ ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Разовый¦ +27В ¦ Световое ¦ ¦ ¦

¦ Тт=290С¦ — ¦ сигнальное ¦ — ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ табло ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ задан. ¦ визу- ¦ указатель ¦ 500:30000м ¦ — ¦

¦ Набс. ¦ ально ¦ высоты СВС ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Мзадан.¦ визуа-¦ указатель ско- ¦ 0,2:3,24 ¦ ¦

¦ ¦ ально ¦ рости и числа М¦ ¦ — ¦

¦ ¦ ¦ СВС ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Сигнал ¦ +27В ¦ СО-69, БЦВМ, САУ, ¦ ¦ ¦

¦ исправ-¦ — ¦ СТР-6, система ¦ — ¦ — ¦

¦ ности ¦ ¦ вооружения ¦ ¦ ¦

+--------+-------+-----------------+-------------+--------------+

¦ Опорное¦ +15В ¦ ППИ, БЦВМ ¦ ¦ ¦

¦ напря- ¦ — ¦ ¦ — ¦ — ¦

¦ жение ¦ +9В ¦ ¦ ¦ ¦

L--------+-------+-----------------+-------------+---------------

Масса системы: около 28,5кг;

— 4 -

Эл. питание: 115В, 400Гц, 250ВА.

2. Алгоритм вычисления воздушных параметров.

Воздушные параметры в СВС-2Ц вычисляются, как и в СВС-72,

с использованием известных градуировочных зависимостей для

СА-81 ((1):(5) занятия N3). Основное отличие от СВС-72 — в

преобразованиях алгоритмов вычислений и наличии в СВС-2Ц

специального алгоритма вычисления вертикальной скорости, а

также оптимальной фильтрации сигналов при вычислениях выход-

ных параметров.

В СВС-2Ц для вычисления основных параметров испольэуется

метод кусочно-линейной аппроксимации зависимостей вида:

1. Набс.=F набс.(lg b) — аналог (2) занятия 3;

2. М=Fm(lg b), lg b=lg f(M)=lg Pд.-lg Pст.- аналог (3) заня-

тия 3;

3. Тт =Fт(Тт );

4. А=Fа(М) — аналог (4) занятия 3;

5. Vпр.=F vпр.(lg Pд.) — аналог (5) занятия 3;

6. lg Рст.=F рст.(Рст.);

7. lg Рд.=F рд.(Рд.).

В перечисленных зависимостях F набс., Fm., f (M), Fт.,

Fа., F vпр., F pст., F pд. — специальные преобразующие и ап-

проксимирующие функции, а Тт — температура торможения, изме-

ренная приёмником температуры (символ "*" — в общем случае

признак измеренного или рассчитанного параметра, отличающе-

гося от истинного значения на величину ошибки). Функции в

СВС-2Ц разбиваются на 16 интервалов, в каждом из которых ис-

комая функция аппроксимируется полиномом (от 2-й до 5-й сте-

пени). Значения функции внутри интервала определяются по так

называемой схеме Горнера. Схема, например для полинома 5-й

степени, выглядит следующим образом:

F(X)=((((K5*X+K4)*X+K3)*X+K2)*X+K1)*X+K0, где:

— 5 -

К0, К1:5 — коэффициенты аппроксимации функции на заданном

интервале (хранятся в памяти вычислителя СВС-2Ц).

Помимо зависимостей 1:7 в СВС-2Ц вычисляется и использу-

ется ещё одна: Рст.=f(М, Набс.).

Рст. — это аэродинамическая ошибка восприятия статического

давления приёмником ПВД-18. Функция f(М, Набс.) определяется

экспериментально и содержится в памяти СВС-2Ц. Величина Рст.

не превышает 500м.

Изложенный выше подход к вычислениям основных параметров

позволяет:

1. Получить хорошую точность вычисления параметров при

использовании относительно простых полиномов аппроксимации,

так как Fн абс., Fм. и Fv пр. имеют меньшую кривизну по

сравнению с исходными (2), (3) и (5) занятия 3:

Набс., м Набс., м

¦ ¦

20 + 30 +

¦ ¦

¦ 20 +

10 + ¦

¦ 10 +

¦ мм.рт.ст. ¦ lg Рст.

0 L---+---------+-- 0 L-----+-----+-----+--

2 1 2 3

2 10

м м

¦ ¦

¦ ¦

2 + 2 +

¦ ¦

¦ ¦

1 + 1 +

¦ ¦

¦ f(М)=Рд./Рст. ¦ lg b

0 L-+--+--+--+--+-- ---+------+--------+--

1 2 3 4 5 -0,55 0,65

— 6 -

2

Vпр., км/ч *10

¦ ¦

¦ ¦

12 + 14 +

¦ ¦

8 + ¦

¦ ¦

6 + 7 +

¦ ¦

4 + ¦

¦ f(Vпр.)=Рд./Ро. ¦ lg Рд.

0 L-------+-------- 0 L-----+------+------+-

0,8 1 2 3

Рис. 1. Функциональные зависимости СВС-72 и СВС-2Ц.

2. За счёт логарифмирования исключить операции деления

при вычислении М, выполнение которых в ЦВМ занимает относи-

тельно большое время;

3. Использовать единый метод вычисления и за счёт этого

упростить систему операций и программу вычислителя;

4. Вычислять М и Vпр. во всём диапазоне их изменения, хо-

тя при М, большем 1 и Vпр., большей скорости звука, эти ве-

личины явно в функциях давлений не выражаются.

Особенности вычисления вертикальной скорости и оптималь-

ной фильтрации будут изложены ниже, после рассмотрения блок-

схемы алгоритма вычисления СВС-2Ц. Блок-схема алгоритма вы-

числения СВС-2Ц представлена на рис.2.

-----------¬ -----------¬ -----------¬ ----------¬

--T--+ +-T-+ +---+ +---+ +----

¦ L----T------ ¦ L----T------ L----------- --+ ¦

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ L----------

— 7 -

¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦ +----------------------+----------------

¦ -----+-----¬ ¦ ¦ ------------¬

¦ ¦ +-+------+----------------------+ +----

¦ ¦ +-+------------------------¬ ---+ ¦

¦ L----------- ¦ ¦ L------------

L-------------¬ ¦ L-------------------------¬

¦ L------------------------¬ ¦

¦ ¦ ¦

-----+-----¬ -----------¬ --+--------¬ -----------¬ ¦

----+ +---+ +-T-+ +---+ +-+--

L----------- L----------- ¦ L----------- L----T------

--------+---------------------+

¦ ¦ ¦

-----+-----¬ ¦ -----------¬ ¦

¦ ¦ L-+ +--------+----------

L----T------ L----------- ¦

¦ ¦

¦ ¦

-----------¬ -----+-----¬ -----+-----¬

----+ +---+ +------------------+ +----

L----------- L----------- L-----------

Рис.2.

В «блоке» вычисления «Vист.» :

«С» = const = kR (см. (11),(12) занятия 2);

" y" — вертикальное ускорение от комплекса ИК-ВК.

Рассмотрим особенности вычисления вертикальной скорости

(Vy).В «СВС-2Ц-1М» для определения Vу производится численное

дифференцирование текущих значений абсолютной барометри-

ческой высоты, а в «СВС-2Ц-2» и «СВС-2Ц» — совместная обра-

ботка значений Набс. и сигналов вертикального акселерометра

комплекса ИК-ВК. Вычислитель «СВС-2Ц-1М» реализует следующий

алгоритм численного дифференцирования:

— 8 -

где — вычисленное значение Vу в i момент времени;

— i значение абсолютной баромнтрической высоты, вы-

численное СВС;

— длительность цикла вычислений СВС-2Ц ( = 0,125с).

Из алгоритма видно, что вертикальная скорость вычис-

ляется каждый раз на участке 2 — необходимость этого объяс-

няется высокой чувствительностью численного дифференцирова-

ния к ошибкам в исходных данных. В результате фактически

в «СВС-2Ц» определяется как среднее двух значений на интер-

вале. Несмотря на удвоение интервала вычисления, ошибки

рассмотренного метода всё же высоки, т.к. исходные ошибки

определения h могут быть значительными (например только

из-за запаздывания системы ПВД до 50-100м на отдельных режи-

мах полёта). Существенно уменьшается ошибка вычисления Vу

при использовании вместо дифференцирования h оптимального

фильтра совместной обработки h и сигнала вертикального аксе-

лерометра комплекса ИК-ВК. Такой метод вычисления Vу приме-

нён в «СВС-2Ц» и «СВС-2Ц-2», использующих оптимальный фильтр

Калмана третьего порядка.

Уравнения этого фильтра имеют вид:

где: h(t),Vy(t) — оптимальные оценки для h(t) и Vy(t);

— оптимальная оценка для медленно изменяющейся

составляющей погрешности измерения абсолютного

вертикального ускорения

— кажущееся, «земное» ускорение,

— интенсивность гравитационного поля земли;

— коэффициенты оптимального фильтра.

— 9 -

Структурная схема фильтра выглядит следующим образом:

-------------------------------

¦ ¦

¦ -----¬ ¦ -----¬

¦ ¦ ¦ ¦ ¦

— — -----+ +---+--- -----+ +----T------

¦ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ L----- ¦ L----- ¦

¦ ¦ ¦

¦ ¦ -------¬

¦ L---+ +-T-- ----

¦ L------- ¦

¦ ¦

¦ ----------¬ ¦

L---------+ +----------------

L----------

Рис. 3.

Анализ уравнений фильтра и учёт реальных значений высот,

скоростей, ускорений ЛА, погрешностей датчика высоты и аксе-

лерометра позволяют сделать утверждения:

1. фильтр не вносит собственного динамического искажения Vу;

2. в установившемся режиме Vу астатична по отношению к мед-

ленно изменяющейся погрешности ;

3. медленно изменяющаяся погрешность h не подавляется и

водит к ошибкам Vу, достигающим в отдельных случах зна-

чений 0,1h(t);

4. при правильно выбранных коэффициентах К1-К3 случайные

составляющие погршностей датчика высоты и акселерометра

практически полностью подавляются.

Следует заметить, что для реальных значений всех входных

параметров уравнений фильтра и моделей погрешностей измери-

— 10 -

телей можно выбирать значения К1-К3, отличающиеся от опти-

мальных на 60-70%, — и это не приведёт к заметному ухудшению

свойств фильтра! На практике К1-К3 переключают лишь 1 раз,

при выполнении одного из условий:

— Набс. >50м/с;

— >0,5g;

— М=0,98-1,02.

3. Структурная схема СВС-2Ц-1М.

Рассмотрим структурную схему системы в варианте для учеб-

но-боевого самолёта (с двумя кабинами). Структурная схема

этого варианта представлена на рис. 4:

— 11 -

— 12 -

Рис. 4. Структурная схема СВС-2Ц-1М.

В состав системы входят:

1. В-2Ц-1М — вычислитель;

2. УВ-2Ц-1 — указатель высоты;

3. УСО-М1-Ц — указатели истинной скорости и числа М;

4. БП-2Ц-1М — блок питания вычислителя;

5. БПУ-2Ц-1 — блок питания указателей;

6. РМ — рама монтажная (одна, на схеме не показана).

Основными входными сигналами системы являются три пара-

метра: полное, статическое давление (от приёмника ПВД-18) и

температура заторможенного потока воздуха (от приёмника тем-

пературы П104).

Кроме этого в СВС поступают сигналы:

— Мзадан. и Нзадан. — от бортовой системы наземного наведе-

ния;

— "+27В" включения режима стабилизации М и Н — от САУ;

— "+27В" включения режима встроенного контроля СВС-2Ц — от

пульта встроенного контроля навигационного комплекса ПКН-2;

— «Рст. » — вводится вручную, крешальерой на УВ-2Ц-1.

Основные входные сигналы и Рст. преобразуются в устройст-

ве ввода вычислителя в коды чисел, которые затем в соот-

ветствии с алгоритмом вычисления (рис. 2.) обрабатываются

процессором. Вычисленные параметры выдаются потребителям и

для индикации через устройство вывода (в виде кодов, анало-

говых и разовых сигналов). Индикация высоты осущнствляется

УВ-2Ц-1, являющимся индикатором цифровой следящей системы в

составе: В-2Ц-1М, УВ-2Ц-1. Указание Нзадан. осуществляется с

помощью отдельной электромеханической системы УВ-2Ц-1. Инди-

кация истинной скорости и числа М производится на УСО-М1-Ц,

— 13 -

также включенном в состав следящей системы (в данном случае

анологовой) из В-2Ц-1М, БПУ-2Ц-1, УСО-М1-Ц. Отработка Мзадан.

выполняется, как и в УВ-2Ц-1, отдельной электромеханической

системоц. Помимо индикации, указатели выдают в бортовые

системы сигналы Нотн., Vист., и М (в виде относительных соп-

ротивлений Rотн.).

Вычисление и выдача значений Н и М производится только

в режимах САУ «Стабилизация М» и «Стабилизация Н» — как раз-

ница между текущими и заданными значениями Н и М (за послед-

ние принимаются текущие значения Н и М в момент прихода ко-

манды стабилизации).

Блок питания БП-3Ц-1М вырабатывает стабилизируемые напря-

жения постоянного тока для вычислителя и некоторых бортовых

систем ЛА.

Рассмотрим более подробно основные блоки и функциональные

узлы СВС-2Ц-1М: датчик давления (ДДГ), собственно вычисли-

тель и указатели.

4. Датчики полного и статического давления типа «ДДГ».

В рассматриваемой СВС для измерения давлений используются

так называемые генераторные датчики давления типа «ДДГ».

Конструкция, принципы действия обоих датчиков одинаковы и

поясняются Рис. 5.

— 14 -

— 15 -

Рис. 5. Датчик давления ДДГ.

Чувсвительным элементом датчика является тонкостенный

стальной цилиндр 1, помещенный в корпус, заполненный гелием

или водородом под небольшим давлением (порядка 10 мм.рт.ст.)

Измеряемое давление подаётся внутрь цилиндра. Очевидно, что

от величины этого давления будет зависить частота собствен-

ных колебаний цилиндра, как упругой системы. Колебания ци-

линдра возбуждаются и поддерживаются с помощью двух взаимно-

-перпендикулярных катушек (2 и 3) с сердечниками из постоян-

ных магнитов. При подаче питания к датчику в первый момент

времени в катушке возбуждения 2 всегда бывает небольшой

бросок тока, достаточный для начала возбуждения системы. На-

чальные колебания цилиндра вызывает подавление в катушке об-

ратной связи ЭДС, которая после усиления и ограничения пере-

даётся на катушку 2. Система самовозбуждения на частоте ко-

лебаний цилиндрического резонатора, которая принимается за

входной информационный сигнал. Формы колебаний цилиндра

изображены на Рис. 5.б)., Рис. 5.в). и Рис. 5.г). Всю систе-

му (резонатор — автогенератор) можно представить в виде ко-

лебательного звена:

— Т — постоянная времени (для реальных ДДГ Т=0,035*10 с);

— 16 -

— декремент затухания (обычно =10 );

— Х(t) — изменение координаты стенки цилиндра в поперечном

сечении;

— , с(р) — жёсткость цилиндра, зависящая от измеряемого

давления Р;

— Fв(t) — возбуждающая сила катушки 2.

Сила Fв(t) — периодическая и зависит только от времени (т.к.

магнитные потоки катушек 2 и 3 в каждый момент времени

постоянны, т.е. =const). Необходимый фазовый сдвиг Fв(t)

по отношению к равный (это следует из фазочастотных

характеристик колебательного звена), обеспечивается фильтра-

ми в тракте усиления и преобразования сигнала от катушки 3 к

катушке 2 (на рис. 5. не показано ).

Передаточная функция ДДГ для линейной зоны имеет вид:

, где

-

— число витков катушки 3,

и — коэффициенты усиления соответственно усилителя А1

и ограничителя;

— — коэффициент, характеризующий электромагнитную силу

катушки 2 ( ).

Для возникновения колебаний систему делают неустойчивой,

что достигается при. Рост амплитуды колебаний

ограничивается ограничителем.

Зависимость между измеряемым давлением Р и частотой f

имеет вид:

-

-

— 17 -

— f — частота колебаний резонатора при Р=0;

R,L,h — средний радиус, длина и ширина стенки резонатора;

Е,, — модуль упругости, плотность и коэффициент Пуассона

цилиндра;

— число волн, укладывающихся по окружности цилиндра;

n — число продольных полуволн;

— безразмерные величины, являющиеся функциями пере-

численных параметров.

Для большинства датчиков ДДГ =4500Гц, а .

Сигналы частоты представляют собой прямоугольные импульсы

положительной полярности, выдаваемые в устройство ввода вы-

числителя через согласующее устройство (на рис. 5. — блок,

следующий за ограничителем).

Особенностью ДДГ является отсутствие в них термостатиро-

вания. Температурная коррекция сигналов осуществляется самим

вычислителем по информации о текущей температуре в ДДГ. Дат-

чик температуры ДДГ — обычный термодиод (VI на рис. 5.),

включённый в мостовую схему. График сигнала температуры

изображен на рис. 5. рядом с обозначением усилителя А2.

Следует отметить, что зависимость Р(f) в приведённом выше

приближённом виде в вычислителе не используется. Вместо неё

расчёт давления производится по более сложной точной зависи-

мости, саппроксимированной на 16-ти интервалах полиномами

пятой степени:

Коэффициенты «К» определяются индивидуально для каждого дат-

чика при калибровке.

Точность ДДГ достаточно велика и характеризуется значени-

ями:

— для ДДГ Рст. погрешность составляет (1-2)*10 мм.рт.ст.;

— для ДДГ Рп. погрешность при Рп.> 10 мм.рт.ст. достигает

10 мм.рт.ст.

5. Вычислитель В-2Ц-1М.

— 18 -

Вычислитель В-2Ц-1М представляет собой сисциализированную

ЦВМ. Программа вычислений — это последовательность команд,

каждая из которых служит для выполнения одной конкретной

операции. В вычислителе используется одноадресная система

команд. Формат команды имеет 15-разрядную длину (общее число

разрядов вычислителя 16): первые 10 разрядов заняты адресной

частью (АЧ), а в последних 5-разрядах содержится код опера-

ции (КОП).

Программа вычислителя жёсткая и содержит 1024 команды.

Цикл выполнения всех команд длится 0,125с. Особенностью

построения вычислителя является то, что параметры Набс.,

Нотн. и Vу=Набс. (последнее только для СВС-2Ц-1М) вычисля-

ются дважды за цикл и поэтому часть программы по вычислению

указанных параметров записывается в ПЗУ тоже дважды.

Последовательность выборки команд из ПЗУ передаётся спе-

циальным счётчиком команд (СЧ). Содержание СЧ является ад-

ресом ячейки ПЗУ, в которой находится код команды, подлежа-

щей исполнению.

Система операций вычислителя включает:

— 9 арафметических операций;

— 4 логических операций;

— 14 операций управления (пересылка, индификация, ввод, вывод).

Основные технические данные вычислителя :

1. быстродействие, операции в секунду — 20 * 10;

2. система представления чисел — двоичное с фиксированной

запятой;

3. число разрядов — 16 (первый разряд — знаковый);

4. система команд — однооадресная последовательная (10 раз-

рядов на АЧ и 5 разрядов на КОП);

5. объём запоминающих устройств:

— ПЗУ команд — 1024 16-разрядных слова;

— ПЗУ чисел — 992 16-разрядных слова;

— ОЗУ — 3216 16-разрядных слова;

— ПЗУ коэффициентов датчиков — 40 16-разрядных слова;

6. длительность одного полного цикла вычисления — 0,125с.

Структурная схема вычислителя изображена на рис.6:

— 19 -

-------¬

-----+ ЗУ ¦

¦ L-T--T--

-----------¬ ¦ ¦ ¦ -----------¬

¦Устройство¦ ¦ --+--+-¬ ¦Устройство¦

-----+ ввода +-----+----+ АУ +---------+ вывода +--------

L----T------ ¦ L------- L-----T-----

¦ ¦ ¦

¦ ¦ ¦

¦ ¦ -------¬ ¦

L-----------*----+ УУ +----------------

L-------

Устройство ввода — служит для преобразования вхдных сиг-

налов в двоичные числа и содержит:

— ПЧК (прелбразователи частота — код) — для преобразования

сигналов ДДГ и фазовых сдвигов следящей системы отработки

указателей высоты УВ-2К-1;

— ПНК (преобразователи напряжение — код) — для преобразова-

ния аналоговых сигналов датчиков температуры ДДГ, датчика

температуры заторможенного потока воздуха П104 и сигнала

вертикального акселерометра ИК-ВК;

— ФРК — формирователь разовых команд (от САУ и ПКН-4).

Устройство вывода — служит для передачи результатов вы-

числения к индикаторам СВС и в бортовые системы ЛА. Основны-

ми элементами устройства являются преобразователи код — нап-

ряжение (ПКН), ФРК и формирователь биполярного кода (ПДК).

Арифметическое устройство (АУ) — процессор вычислителя.

Состоит из сдвиговых регистров, сумматора и коммутаторов.

Устройство управления (УУ) — осуществляет синхронизацию

работы всех устройств вычислителя и последователиное выпол-

нение команд в соответствии с программой. Основными элемен-

тами устройства являются распределитель главных импульсов,

— 20 -

счётчик команд (наиболее важный элемент УУ), дешифраторы и

коммутатор.

Запоминающее устройство (ЗУ) — содержит постоянные и про-

межуточные данные вычислений и состоит из трёх частей:

— ПЗУ — хранит программу вычислений и необходимые константы;

— ОЗУ — хранит результаты промежуточных вычислений;

— КД — ПЗУ коэффициентов полиномов аппроксимации тарировоч-

ных характеристик датчиков (определяется экспериментально

для каждого датчика ДДГ).

Вычислитель охвачен автоматически встроенным контролем

работоспособности. Схема контроля подсчитывает сбои и если

за 1 секунду в 4-х циклах были сбои в вычислениях, то сигнал

исправности СВС (выдаваемый в бортовые системы ЛА) снимается.

Особенностью контроля является то, что число сбоев внутри

одного цикла не регистрируется, т.е. схема контроля факти-

чески подсчитывает не сами по себе сбои, а сбойные циклы вы-

числений.

6. Указатели УСО-1М и УВ-2Ц-1.

Следует напомнить, что указатели входят в состав только

одного варианта СВС — «СВС-2Ц-1М». Остальные СВС имеют выхо-

ды на электронные индикаторы, не входящие в комплект самой

системы.

Указатель истинной скорости и числа М УСО-М1-Ц.

-------------------------------------------------

Указатель входит в состав двух идентичных электромехани-

ческих систем отработка (Vист. и М). Причём непосредственно

в указателе размещены отрабатывающие двигатели и потенцио-

метры обратной связи, а усилительные и сравнивающие элементы

находятся в блоке БПУ-2Ц-1. Электрокинематическая схема од-

ного канала отработки представлена на рис.7.

— 21 -

— — — — — — ¬ — - — - — - — - — - — - — - — ¬ — - — - — - — ¬

УСО-М1-Ц

¦ В-2Ц-1М ¦ ¦ БПУ-2Ц-1 ¦ ¦ ¦

СУ на

¦ ------¬ ¦V ¦ -----¬ ------¬ ¦ ¦ стрелки ¦

---+ ПКН +----- -----+ МД +----+ А +------- М — -T- -

¦ L------ ¦ ¦ ¦ L----- L------ ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦

¦ ¦ ¦ ¦ Vос ¦ ¦ ------¬ ¦ ¦

L-------------------------------+ П +--

¦ ¦ ¦ ¦ ¦ L------ ¦

L — - — - — - L — - — - — - — - — - — - — - — L — - — - — - — -

СУ — сравнивающее устройство;

МД — модулятор;

А — усилитель;

М — электродвигатель;

П — потенциометр обратной связи.

Точность отработки определянтся в основном электроме-

ханической частью каналов указателя, т.е. дискретность пре-

образования Vист. и М в ПКН очень мала (соответственно

0,85 км/ч и 0,8*10 М) и на погрешность индикации практически

не влияет. Цена деления шкал указателя соответственно 10км/ч

и 0,01 М.

В состав УСО входит также электромеханическая система

Мзадан. (на рис.7 не показана), работая по командам системы

подземного наведения.

Указатель относительной высоты УВ-2Ц-1.

----------------------------------------

Схема индикации высоты гораздо сложнее, чем схема индика-

ции Vист. и М. Невозможность использования простой электро-

механической схемы объясняется тем, что стандартный ПКН дал

— 22 -

бы ошибку из-за дискретности представления Н, равную 8М. По-

этому схема индикации высоты представляет собой точную циф-

ровую следящую систему, в которой функции сравнивающего уст-

ройства выполняет процессор вычислителя СВС. Цифровая следя-

щая система указателя УВ-2Ц-1 представлена на рис.8:

— 23 -

МД — модулятор;

А — усилитель;

М — электродвигатель;

Ф — фазовращатель;

ФИ — формирователь импульсов.

Для повышения динамических и статических характеристик

цифровой следящей системы в последней используется факти-

чески два сравнивающих устройства (СУ):

1. СУ выработки разности Н между значениями текущей и инди-

цируемой ветви — на основе процессора вычислителя;

2. СУ выработки сдвига фаз между опорным сигналом и сигналом

значения индицируемой высоты (Нук.) на основе фазовращателей

Ф и ПЧК.

Удобство индикации и дополнительное повышение точности

обеспечиваются благодаря наличию двух каналов индикации -

точного и грубого. Причём схема ввода значения Рзадан. также

состоит из точного и грубого каналов. Перечисленные особен-

ности позволили снизить погрешность индикации в следящей

системе высоты до 1м. (цена деления точной шкалы указателя

10 м).

Рассмотрим работу следящей системы. На ПЧК вычислителя

поступают сигналы от ДДГ, ФИ обоих каналов ввода Рзадан., от

ФИ опорного сигнала и ФИ каналов индикации (отработки).

Опорный сигнал вырабатывается в БПУ-2Ц-1М в виде последова-

тельности импульсов частотой 488Гц. В ПЧК сдвиг фаз между

импульсами отработки и опорными импульсами преобразуется в

код числа, соответствующего текущему значению индицируемой

высоты. Этот же ПЧК преобразует сигналы Рзадан. и Рст. (от

ДДГ). Далее в процессоре вычислителя определяется величина

текущей и относительной высоты (алгоритмы обработки рассмот-

— 24 -

рены во втором вопросе занятия), а также вычисляется сигнал

разности НН (Нотн.-Нуказателя). Разностный сигнал после пре-

образования в ПКН затем модулируется в МД и после усиления в

усилителе А подаётся на двигатель М, перемещаюший стрелки

УВ-2Ц-1М и роторы фазовращателей обоих каналов обработки.

Статорные обмотки Ф соединены с ФИ, на выходах которых фор-

мируется последовательность импульсов, сдвинутых по фазе от-

носительно импульсов ФИ опорного сигнала на величину, про-

порциональную значению индицируемой высоты. Выходы всех ФИ

указателя подключены ко входу ПЧК и таким образом схема об-

работки оказывается замкнутой.

Как и УСО-М1-Ц, УВ-2Ц-1 по командам системы наземеого на-

ведения индицирует один из каналов наведения, — в частности,

значение. Для отработки данной команды указатель

оснащён электромеханической следящей системой (на рис.8 не

показано).

7. Эксплуатация СВС-2Ц.Особенности эксплуатации аэрометри-

ческих приборов .

Техническая эксплуатация СВС-2Ц заключается в периоди-

ческих и разовых проверках работоспособности, а также в ре-

гулировках системы согласно инструкциям при заменах отдель-

ных блоков из состава СВС.

Работоспособность СВС-2Ц проверяется:

— автоматически встроенным контролем (только В-2Ц-1М);

— полуавтоматическим тестовым встроенным контролем (вся СВС);

— инструментальным контролем с помощью штатной КПА (вся СВС).

Автоматический контроль вычислителя осуществляется непре-

рывно. При положительных результатах в бортовые системы ЛА

выдаётся сигнал исправности СВС (в виде напряжения +27 В).

Полуавтоматический контроль выполняется как правило перед

полётом и включается нажатием кнопки «КОНТРОЛЬ СВС» на пуль-

те ПКН-2 встроенного контроля навигационного комплекса. По

этой команде и при предварительном вводе на УВ-2Ц-1М значе-

ния Рзадан.= 760мм.рт.ст. указатели ситемы должны выдать

— 25 -

следующие значения:

Нотн.= 25000 + 100м;

Vист.= 3200 + 30км/ч;

М = 3,0 + 0,02.

Инструментальный контроль СВС-2Ц проводится при периоди-

ческих работах на ЛА (в соответствии с регламентом) и при

регулировках. Для контроля используется типовая КПА боль-

шинства систем воздушных сигналов «АП-СВС-2» в составе:

— БИ-М — блок насосов;

— ИВД — измеритель воздушных давлений;

— ИВП — измеритель выходных параметров;

— ИЦВ — индикатор цифровых выходов;

— В7-16 — цифровой вольтметр;

— монтажный комплект.

АП-СВС-2 позволяет выполнять проверки СВС-2Ц не-

посредственно на ЛА и в лаборатории. Как правило СВС-2Ц про-

веряется в лабораторных условиях, после демонтажа с ЛА. Не-

посредственно на ЛА СВС-2Ц чаще всего проверяется при про-

верках ЛА совместно со специалистами других профилей (про-

верки навигационного комплекса и т. д.).

Для обеспечения работы аэрометрических приборов и систем

воздушных сигналов необходимо проверять их в объеме и в сро-

ки, установленные Регламентом технического обслуживания для

данного типа ЛА.Основными видами таких проверок являются :

— проверка внешнего состояния ;

— проверка герметичности систем ПВД, работоспособности и

точности показаний приборов с помощью КПУ-3, КПА-ПВД ,

ППУ-АРУ ;

— проверка работоспособности систем СВС с помощью систем

встроенного контроля;

— проверка перед полетом шкалы барометрического давления вы-

сотомера :

высотомер считается исправным, если разница в показаниях

барометрической шкалы и давлением дня не превышает 2 мм.

рт.ст. В противном случае высотомер с ЛА снимается и под-

вергается полной проверке ;

— 26 -

— проверка погрешностей приборов и систем на соответствие

техническим условиям с помощью установок УМАП, УКАМП и для

СВС — АП-СВС-72 .

Важным требованием проверок является соблюдение правила

скорости создания давления и разряжения: не выше 50 км/ч за

1 секунду по давлению и не выше 300 м/с по разряжению .

Л(L)[+]

Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 02 — 2 часа

21. _ИНС — общие сведения, принципы построения. 0.

Из всех навигационных систем инерциальные навигационные системы

(ИНС) являются единственными, которые удовлетворяют таким важным тре-

бованиям, как универсальность, полная автономность, помехозащищенность

и помехоустойчивость. Существующие ИНС обеспечивают более высокую точ-

ность навигации по сравнению с воздушно-доплеровскими системами. Еще в

1966 году были определены требования к ИНС гражданской авиации: после

10 часов полета погрешности ИНС не должны превышать 246 0 км вдоль линии

заданного пути и 237 0 км по боковому отклонению от нее с гарантийной ве-

роятностью, равной 20,95 0. В современных ИНС эти требования к точности

обеспечиваются. Требования к точности истребителей-бомбардировщиков

(имеющих относительно небольшой боевой радиус действия), исходя из ус-

ловия возможности атаки «сходу», характеризуются значением максималь-

ных боковых отклонений 2300 7_ 0 2500 0 м.

Помимо вычисления продольной и поперечной координат, ИНС опреде-

ляют также угловое положение ЛА в выбранной системе координат, то есть

курс, крен, тангаж. Угловое положение определяется путем измерения

отклонений ЛА от запомненной в ИНС выбранной системы координат. В за-

висимости от способа моделирования (запоминания), ИНС подразделяются

на _платформенные. и _бесплатформенные… В платформенных ИНС навигационная

система координат моделируется физически — в виде ориентации по трем

осям специальной гиростабилизированной платформы (ГСП). ГСП в течение

всего рабочего времени сохраняет неизменной ориентацию, заданную в

процессе подготовки (выставки) ИНС. Датчики основной информации (аксе-

лерометры) устанавливаются на ГСП. Очевидно, что акселерометры должны

ориентироваться по осям выбранной системы координат.

В бесплатформенных ИНС акселерометры устанавливаются непосредс-

твенно на ЛА, а опорная система координат моделируется математически.

Так как акселерометры вращаются вместе с ЛА, то необходим непрерывный

пересчет значений ускорений из связанной с ЛА вращающейся системы ко-

ординат в опорную неподвижную систему координат. Алгоритмы пересчета

требуют, помимо значений ускорений, дополнительную информацию — значе-

ния угловых скоростей вращения ЛА. Последние определяются с помощью

двухстепенных гироскопов с внутренним кардановым подвесом (так называ-

— 2 -

емых ДНГ, которые были кратко рассмотрены в 2теме 13 0). Сложность алго-

ритмов и большой объем вычислений требуют наличия мощной, быстродейс-

твующей и имеющей большой объем памяти БЦВМ. Так как такие БЦВМ по

массово-габаритным показателям пока не могут быть установлены на лег-

ких ЛА, то бесплатформенные ИНС в настоящее время используются преиму-

щественно на тяжелых маломаневренных ЛА.

Среди платформенных ИНС следует выделить наиболее простейший их

тип — так называемые инерциальные курсовертикали (ИКВ). В ИКВ-системе

применяются упрощенные алгоритмы вычисления и управления и более прос-

тые датчики и элементы, вследствие чего приемлемая точность достигает-

ся лишь в определении курса, крена и тангажа. Примером такой ИКВ может

служить система ИКВ-1, установленная на МИГ-27 и по решаемым задачам

являющаяся аналогом СКВ-2Н, установленной на МИГ-23. В ИНС, решающих

навигационные задачи, ИКВ также присутствует. Но в этом случае ИКВ яв-

ляется не отдельной системой, а основной составной частью всей ИНС,

содержащей ГСП. Естественно, что элементная база ИКВ-составной части

должна быть более совершенной, а алгоритмы вычисления — более полными.

Ниже будем рассматривать только платформенные ИНС.

Принцип построения элементарной ИНС, определяющей линейные и ге-

ографические координаты рассмотрим по 2рис. 15.4а 0.

2Рис. 15.4а Принцип построения ИНС

— 3 -

Из рисунка видно, что ГСП имеет 3 степени свободы. В узлах подвеса ГСП

размещены датчики курса, крена, тангажа (на рис. 15.4а изображен лишь

один из них). Продольная ось ГСП чаще всего ориентируется на север.

Линейные координаты ЛА формируются путем двойного интегрирования сиг-

налов акселерометров, а географические — интегрированием сигнала угло-

вой скорости движения ЛА вокруг Земли (в данном случае имеет место

движение по меридиану и поэтому отношение линейной скорости к радиусу

Земли есть производная широты). Сигнал углового смещения ЛА появляется

на выходе датчика угла при любом вращении ЛА и связанного с ним датчи-

ка вокруг неподвижной оси подвеса ГСП.

Как уже было сказано, датчиком первичной информации в ИНС являет-

ся акселерометр, сигналы которого используются в качестве основных при

инерциальном счислении координат. Собственно _сущность инерциального

_счисления. заключается в измерении с помощью акселерометров составляю-

щих вектора ускорения центра масс ЛА, обусловленного негравитационными

силами (тяги, лобового сопротивления, подъемной силой), и в последую-

щем двухкратном интегрировании этих составляющих с учетом начальных

условий и ускорений, вызванных гравитацией, силами инерции Кориолиса и

центробежными силами.

Ниже рассмотрим принцип действия и погрешности акселерометра.

22. _ Принцип действия и методические погрешности акселерометров.

Датчиками первичной инерциальной информации являются измерители

ускорений — акселерометры, основанные законах классической механики

Ньютона.

Простейший осевой акселерометр (рис. 15.5) состоит из инерционной

массы m, с помощью пружины прикрепленной к основанию. При движении ос-

нования в направлении оси X, называемой осью чувствительности акселле-

рометра, с ускорением a 5к 0 к массе m будет приложена сила инерции

F=m 77 0a 5к 0, в результате чего масса станет перемещаться относительно

шкалы в направлении, противоположном вектору ускорения. Со стороны

пружины на массу будет действовать обратная по знаку силе F сила

F 4пр 0 = K 4пр 7 7 D 0X,

— 5 -

где K 4пр 0 — коэффициент жесткости пружины;

7D 0X — линейная величина перемещения массы.

По окончании переходного процесса сила F 4пр 0 уравновесит силу F,

при этом величина 7D 0X оказывается пропорциональной измеряемому ускоре-

нию:

m

7D 0X = — 7 7 0 a 5к 0.

K 4пр

С помощью потенциометра значение 7D 0X может быть преобразовано в

электрический сигнал, пропорциональный a 5к 0.

Акселерометры измеряют только ускорения, обусловленные действием

негравитационных сил, и не измеряют ускорений, вызванных гравитацией.

Действительно, если основание, на котором установлен акселерометр,

движется к земле с ускорением силы тяжести g (полагаем, что a 5к 0 = 0),

то, поскольку сила тяжести одинаково действует и на основание, и на

массу m акселерометра, перемещения массы относительно нулевой отметки

шкалы не будет.

Если a 5к 0 — ускорение, создаваемое разностью сил тяги и лобового

сопротивления, то полное абсолютное ускорение основания будет

a=a 5к 0-(-g). Знак "-" перед g учитывает отрицательное направление

вектора g по оси Х. Акселерометр же измерит только ускорение a 5к 0, то

есть будет иметь место методическая погрешность в измерении полного

абсолютного ускорения, равная ускорению силы тяжести. Поэтому в общем

случае использование инерциальных систем возможно только в известном

поле гравитации. Ускорение a 5к 0, измеряемое акселерометром, часто назы-

вают «кажущимся», при этом:

a 5к 0 = a — g.

В случае горизонтального полета (на постоянной высоте) подъемная

сила ЛА уравновешивает силу тяжести. За счет подъемной силы Y в верти-

кальном направлении создается ускорение a 5к 4y 0. В горизонтальном полете

вертикальной составляющей ускорения нет, поэтому a = a 5к 4y 0 + g = 0, от-

куда a 5к 4y 0 = -g, т.е. в этом случае акселерометр с вертикальной осью

чувствительности будет измерять ускорение, создаваемое подъемной си-

лой, численно равное, но противоположное по знаку ускорению силы тя-

жести. Именно в этом смысле следует понимать встречающееся утвержде-

— 6 -

ние, что «акселерометр реагирует на ускорение силы тяжести».

Кроме осевых акселерометров в инерциальных системах применяются

маятниковые акселерометры, причем у тех и у других для повышения точ-

ности работы и диапазона измерений, ограниченных гистерезисом пружины,

вместо механической пружины используется электрическая пружина.

Маятниковый акселерометр с электрической пружиной (рис. 15.6) ра-

ботает следующим образом. При движении ЛА в направлении оси X чувстви-

тельности прибора с ускорением a 5к 0 к массе маятника m, укрепленной на

плече l, будет приложена сила инерции F, создающая относительно оси Z

момент силы инерции M = m 77 0l 77 0a 5к 0, в результате чего маятник станет пово-

рачиваться вокруг оси Z. Угол 7 b 0 поворота маятника с помощью датчика

угла ДУ (потенциометрического, индукционного или другого типа) преоб-

разуется в напряжение U 7и 0 = К 4ду 7 7 b 0( 7б 0К 4ду 0 — крутизна характеристики

датчика угла), которое после усиления в усилителе до величины

U 4у 0=К 4у 77 0U 7и 0 (К 4у 0 — коэффициент усиления усилителя) подается на датчик

момента ДМ. Последний прикладывает к оси Z подвеса маятника момент об-

ратной связи

M 4ос 0 = К 4дм 77 0U 4у 0 = K 4эп 77b 0,

где К 4дм 0 — крутизна характеристики датчика момента;

K 4эп 0 = К 4ду 77 0К 4у 77 0К 4дм 0 — коэффициент передачи электрической пружины.

Таким образом, элементами электрической пружины являются датчик угла,

усилитель и датчик момента.

В установившемся режиме момент обратной связи уравновесит момент

сил инерции, так что угол поворота маятника и напряжение на выходе

усилителя оказываются пропорциональны ускорению:

m 77 0l m 77 0l

7b 0 = — 7 7 0 a 5к 0 и U 4у 0 = — 7 7 0 a 5к 0.

K 4эп 0 K 4дм

При повороте маятника вместе с ним на угол 7 b 0 повернется и ось

чувствительности. При этом акселерометр будет измерять не все ускоре-

ние a 5к 0, а его составляющую a 5к 0' = a 5к 77 0cos 7 b 0.

Кроме того, акселерометр станет реагировать и на поперечные уско-

рения, направленные вдоль оси Y. Это обстоятельство приводит к методи-

ческой погрешности, уменьшение которой возможно за счет уменьшения

угла 7b 0, что достигается увеличением коэффициента усиления усилителя.

— 7 -

Рассмотренные акселерометры имеют отрицательную обратную связь,

обусловленную наличием пружины (механической или электрической). Поэ-

тому такие приборы называют _компенсационными ..

Ввиду того, что опору с меньшим трением легче изготовить в случае

вращательного движения массы m, чем в случае ее поступательного движе-

ния, то в инерциальных системах навигации наибольшее применение нашли

маятниковые акселерометры.

Пороговая чувствительность современных акселерометров с электри-

ческой пружиной составляет порядка 10 5-4 7 _ 0 10 5-5 0 g.

Акселерометры имеют также методические погрешности, обусловленные

собственным вращением Земли и перемещением ЛА относительно Земли. Эти

погрешности удобно анализировать по уравнениям акселерометров в 1-й

или 2-й форме.

Первая форма связывает измеряемые ускорения с _абсолютными. линей-

ными скоростями ЛА, _абсолютными. угловыми скоростями вращения ГСП в

инерциальной системе отсчета и составляющими удельной гравитационной

_

силы g 4o 0.

Вторая форма измеряемые ускорения связывает с составляющими _путе .-

_вой. скорости, _относительными. угловыми скоростями вращения ГСП и сос-

_

тавляющими удельной силы тяжести g 4т 0.

Более просто выводятся и выглядят уравнения акселерометров в пер-

вой форме. Выше было показано, что акселерометр измеряет не абсолют-

ное, а кажущееся ускорение:

_ _ _ _ _ _

a 5к 0= a — g, откуда a = a 5к 0 + g.

Приведенные зависимости записаны в общем виде, в инерциальной же сис-

_ _ _

теме отсчета же a = a 5к 0 + g 4o 0.

Определим вначале значение абсолютного ускорения. В соответствии

с теоремой о производной от вектора во вращающейся системе координат:

_ 7` 0_

_ dV dV _ _

a = — = — + 7 w 4а 5п 7 & 0 V,

dt dt

— 8 -

где:

_

dV

— — производная абсолютной скорости в инерциальном пространстве;

dt

7` 0_

dV

— — производная абсолютной скорости в относительной (связанной с

dt Землей) системе координат;

_

7w 4а 5п 0 — абсолютная угловая скорость вращения ГСП;

_ _

7w 4а 5п 7 & 0 V — векторное произведение скоростей.

_

Далее разложим а по осям с учетом правила для произведения двух векто-

ров:

7( 0 77

¦ a 4x 0 = V 4x 0 + 7w 5п 4ay 77 0V 4z 0 — 7w 5п 4az 77 0V 4y 0,

¦ 77

7* 0 a 4y 0 = V 4y 0 — 7w 5п 4ax 77 0V 4z 0 + 7w 5п 4az 77 0V 4x 0,

¦ 77

¦ a 4z 0 = V 4z 0 + 7w 5п 4ax 77 0V 4y 0 — 7w 5п 4ay 77 0V 4x 0.

79 0 _ _ _ _

Теперь, помня, что инерциальной системы координат a = a 5к 0 + g 4o

(g 4o 0-вектор удельной гравитационной силы), определим окончательно сос-

тавляющие абсолютной скорости, значения которых и есть _ уравнения аксе-

_лерометра в 1-й форме .:

— 9 -

7( 0 t

¦ 7!

¦ V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) + 72 0( a 5к 4x 0 + g 4ox 0 — 7w 5п 4ay 77 0V 4z 0 + 7w 5п 4az 77 0V 4y 0 ) 77 0dt,

¦ 71

¦ t 4o

¦ t

¦ 7!

7* 0 V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) + 72 0( a 5к 4y 0 + g 4oy 0 + 7w 5п 4ax 77 0V 4z 0 — 7w 5п 4az 77 0V 4x 0 ) 77 0dt,

¦ 71

¦ t 4o

¦ t

¦ 7!

¦ V 4z 0 = V 4z 0(t 4o 0) + 72 0( a 5к 4z 0 + g 4oz 0 — 7w 5п 4ax 77 0V 4y 0 — 7w 5п 4ay 77 0V 4x 0 ) 77 0dt,

¦ 71

79 0 t 4o

где V 4x 0(t 4o 0), V 4y 0(t 4o 0), V 4z 0(t 4o 0) — начальные значения абсолютной скорости;

g 4ox 0, g 4oy 0, g 4oz 0 — составляющие вектора удельной гравитационной силы;

a 5к 4x 0, a 5к 4y 0, a 5к 4z 0 — сигналы акселерометров.

Из уравнений видно, что для определения скорости (а в последующем

и линейных координат) интегрирования одних только сигналов акселеро-

метров недостаточно, необходимо учитывать остальные члены в подынтег-

ральном выражении. Эти члены носят название _компенсационных. и неучет

их приводит к появлению основных методических погрешностей акселеро-

метров. Компенсационные члены имеют первый или второй порядок малости

и не учитываются только в ИКВ-системах. Такое упрощение объясняется

следующими рассуждениями:

1) g 5max 4ox 5 7~ 0 g 5max 4oy 7 ~ 0 1,577 7 7 0 10 5-2 0 м/с 52 0 — второй порядок малости;

2) среднее значение вертикальной скорости Vz за весь полет близко

к нулю и в любой момент времени обычно меньше Vx и Vy, — следовательно

членами с Vz также можно пренебречь;

3) при компенсации кажущегося ухода ГСП в азимуте даже только

из-за суточного вращения Земли (по закону 7W 4з 77 0sin 7f 0), члены с 7w 5п 4az 0 для

— 10 -

максимальных значений скоростей не превышают 3,5 77 0 10 5-2 0 м/с 52 0; если же

компенсируется и уход ГСП из-за движения ЛА, то члены с 7w 5п 4az 0 имеют еще

меньший порядок малости;

4) Vz и в особенности вертикальная координата z в ИКВ-системах не

вычисляются вследствие вычислительной неустойчивости вертикального ка-

нала; в остальных ИНС также из-за вычислительной неустойчивости канала

вычисляется только значение Vz.

Таким образом для ИКВ-систем алгоритм вычисления скоростей выгля-

дит так:

7( 0 t

¦ 7!

¦ V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) + 72 0 a 5к 4x 0 77 0 dt,

¦ 71

¦ t 4o

7* 0 t

¦ 7!

¦ V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) + 72 0 a 5к 4y 0 77 0 dt,

¦ 71

79 0 t 4o

Полные _уравнения акселерометров во 2-й форме. имеют вид:

7( 0 t

¦ 7!

¦ W 4x 0 = W 4xo 0 + 72 0[ a 5к 4x 0 — ( 7w 5п 4y 0+ 2 7W 4y 0) 77 0W 4z 0 + ( 7w 4z 0 + 2 7W 4z 0) 77 0W 4y 0 + g 4тx 0] 77 0dt,

¦ 71

¦ t 4o

¦ t

¦ 7!

7* 0 W 4y 0 = W 4yo 0 + 72 0[ a 5к 4y 0 + ( 7w 5п 4x 0+ 2 7W 4x 0) 77 0W 4z 0 — ( 7w 5п 4z 0 + 2 7W 4z 0) 77 0W 4x 0 + g 4тy 0] 77 0dt,

¦ 71

¦ t 4o

¦ t

¦ 7!

¦ W 4z 0 = W 4zo 0 + 72 0[ a 5к 4z 0 — ( 7w 5п 4z 0+ 2 7W 4x 0) 77 0W 4y 0 + ( 7w 4y 0 + 4 7W 4y 0) 77 0W 4z 0 + g 4тz 0] 77 0dt,

¦ 71

79 0 t 4o

— 11 -

где: W — путевые скорости;

7w 5п 4x,y,z 0 — угловые скорости вращения ГСП относительно Земли;

7W 4x,y,z 0 — угловые скорости вращения Земли;

g 4тx,y,z 0 — составляющие удельной силы тяжести.

В ИНС используется как 1-я, так и 2-я формы уравнений.

Основой любой ИНС является ИКВ. Все ИКВ — это фактически ГСП,

удерживаемые в заданном положении специальными гиростабилизаторами.

23. _ Классификация, принципы построения и работы 0 2гиростабилизаторов

Гиростабилизаторы (ГС) применяются на ЛА достаточно давно. Первые

ГС обеспечивали стабилизацию некоторой площадки, относительно которой

измерялись углы курса, крена и тангажа. Далее ГС стали использовать

для стабилизации положения оружия, фотоаппаратов и других устройств, в

том числе ГСП в ИНС. По способу удержания платформ и других элементов,

_ГС подразделяются на 2 типа .: индикаторные и силовые.

Принципиальная схема одноосного _ индикаторного ГС. изображена на

2рис. 15.7а 0:

— 12 -

При появлении внешнего момента M 4вн 0, например, из-за трения в уз-

лах подвеса при эволюциях ЛА) ГСП вместе с наружной рамой гироскопа

смещается от заданного положения и так как гироскоп Г сохраняет свою

ориентацию неизменной, на выходе датчика угла ДУ1 появляется сигнал

отклонения ГСП. Этот сигнал после усиления подается на двигатель ста-

билизации ДС. ДС вступает в работу и возвращает ГСП и НР в прежнее по-

ложение. Динамические параметры работы ГС таковы, что даже при макси-

мальных возмущениях ГСП возвращается к прежней ориентации не более,

чем за десятые доли секунды. На 2рис. 15.7а 0 изображены также:

— ДУ2 — служит для измерения тангажа (в данном случае);

— ДМ1 — служит для начальной ориентировки НР относительно ГСП

(при подаче на ДМ1 управляющего сигнала, гироскоп вместе с НР прецес-

сирует в азимуте);

— ДМ2 — необходим для выставки ГСП в начальное положение (подача

сигнала на ДМ2 вызовет, очевидно, прецессию гироскопа и вращение пос-

редством ДС всей ГСП вслед за гироскопом).

В практических схемах ИНС применяется трехосный индикаторный ГС,

включающий два трехстепенных гироскопа. Таким образом, характерным

признаком индикаторного ГС является наличие 3-степенных гироскопов.

2Достоинством 0 индикаторного ГС является отсутствие силовой загрузки ги-

роскопа (основное усилие стабилизации развивает ДС). 2Недостаток 0 — при-

менение более сложных 3-степенных гироскопов и _незначительные смещения

_ГСП. на начальном этапе стабилизации.

Принцип действия _силового ГС. рассмотрим по рис. 15.7б:

2Рис. 15.7б. Принципиальная схема 1-осного силового ГС

— 13 -

При появлении М 4вн 0 (например, из-за трения в опорах ГСП), ГСП сох-

раняет неизменной свою ориентацию. Это объясняется тем, что платформа

вместе с установленным на ней 2-степенным гироскопом проявляет свойс-

тва 3-степенного гироскопа. Наличие М 4вн 0 вызывает лишь прецессию гирос-

копа Г, платформа же за счет действия гироскопического момента оста-

нется неподвижной. Прецессия Г регистрируется датчиком угла ДУ1, сиг-

нал от которого после усиления подается на разгрузочный двигатель РД.

Когда момент, создаваемый РД, станет равным и противоположным М 4вн 0,

прецессия Г прекратится. В случае исчезновения М 4вн 0 (прекращение эволю-

ций ЛА и т.д.) М 4рд 0 вызовет прецессию Г _в обратную. сторону. Когда ги-

роскоп вернется к начальному положению, сигнал на выходе ДУ1 пропадает

и М 4рд 0 также становится равным нулю. На практике смещение гироскопа не

превышает нескольких градусов, а длительность прецессии — сотых или

десятых долей секунды. Для начальной выставки ГСП на датчик момента ДМ

подается управляющий сигнал. В результате происходит прецессия гирос-

копа Г вместе с ГСП.

В схемах ИНС силовые ГС, также как и индикаторные, — трехосные.

Однако, в отличие от индикаторных, в силовых ГС используются три

2-степенных гироскопа. 2Достоинством 0 силовых ГС является _неизменность

_ориентации ГСП. при появлении М 4вн 0 и применение более простых 2-степен-

ных гироскопов. 2Недостаток 0 — значительная силовая загрузка гироскопов

на начальном этапе стабилизации.

На современных ЛА нашли применение оба типа ГС. В системе ИКВ-1,

например, используется силовой ГС, а в ИНС самолетов МИГ-29 и СУ-27, -

индикаторный, на основе гироскопов с внутренним кардановым подвесом

(ДНГ).

Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 03 — 2 часа

21. _Система «ИКВ-1»: назначение, алгоритмы функционирования,

_ 2состав и режимы работы

ИКВ-1 устанавливается на самолетах МИГ-27 и предназначена для оп-

ределения и выдачи потребителям сигналов курса, крена, тангажа и сос-

тавляющих ускорения ЛА. В ИКВ-1 также определяются горизонтальные сос-

тавляющие путевой скорости. Однако, вследствие низкой точности опреде-

ления значений скоростей, сигналы последних используются главным обра-

зом в самой ИКВ-1 (для горизонтирования ГСП) и лишь при отказе других

систем определения скорости, данная информация передается в навигаци-

онный комплекс для вычисления координат места самолета.

ИКВ-1 входит в состав комплекса навигации КН-23, элементами кото-

рого, помимо ИКВ-1, являются:

— ДИСС-7 — доплеровский измеритель скорости и сноса;

— РСБИ-6С — радиотехническая система ближней навигации и посадки;

— САУ-23АМ — САУ полетом ЛА;

— СВС-72-3 — система воздушных сигналов.

Основной режим работы комплекса — доплеровское счисление с радио-

коррекцией от РСБН. При этом погрешность определения горизонтальных

координат обычно не превышает 1 7_ 0 3 км. В случае отключения ДИСС (как

правило кратковременно — при больших кренах и тангажах), сигналы путе-

вой скорости в вычислители КН-23 выдаются от ИКВ-1. Естественно, что

погрешности определения координат в последнем случае многократно воз-

растают.

ИКВ-1 работает в условной прямоугольной ортодромической системе

координат. Ось О 7z 0(OZ) направлена по геодезической вертикали, ось

O 7h 0(OY) — на географический север, а ось O 7x 0(OX) — на географический

восток. Направление оси O 7h 0(OY) на север обеспечивается начальной выс-

тавкой и последующей компенсацией кажущегося ухода ГСП из-за суточного

вращения Земли (по сигналу 7W 0з 77 0 Sin 7f 0).

— 2 -

Алгоритмы счисления ИКВ-1:

7( 0 t

¦ 7!

¦ V 4x 0 = V 4x 0(t 4o 0) + 72 0 a 4x 5к 7 7 0 dt,

¦ 71

¦ t 4o

7*

¦ t

¦ 7!

¦ V 4y 0 = V 4y 0(t 4o 0) + 72 0 a 4y 5к 7 7 0 dt,

¦ 71

79 0 t 4o

причем вследствие ориентации оси OY(O 7h 0) ГСП на север и за счет компен-

сации кажущегося азимутального ухода, с момента включения рабочего ре-

жима ИКВ алгоритмы счисления приобретают вид:

7( 0 t

¦ 7! W

¦ V 4x 0 = W 4x 0= 72 0 a 4x 5к 7 7 0 dt — V 4x 0,

¦ 71

¦ 5o

7*

¦ t

¦ 7!

¦ V 4y 0 = W 4y 0= 72 0 a 4y 5к 7 7 0 dt,

¦ 71

79 0 5o

где W 4x,y 0 — путевые скорости (соответственно восточная и северная);

7W

V 4x 0 — линейная скорость вращения Земли на широте расположения ЛА

7 W

(V 4x 0 = 7W 0з 77 0 Rз 77 0 Cos 7f 0). Эта скорость направлена на восток и поэтому

участвует в формировании только восточной компоненты путевой скорости.

ИКВ-1 состоит из следующих элементов:

1) КВ-1 — инерциальная курсовертикаль, основная компонента ИКВ-1;

2) БУГ-14 — блок усилителей гиродатчика;

— 3 -

3) БК-20 — блок коррекции, содержит блоки интегрирования, магнитной

коррекции и другие узлы;

4) ПНД-1 — пульт ввода начальных данных (вместо ПНД-1 может устанавли-

ваться пульт ПУ-38, как в системе Гребень-1);

5) КМ-2 — коррекционный механизм;

6) ИД-6 — индукционный датчик магнитного курса.

Основным элементом ИКВ является курсовертикаль КВ-1 (рис. 15.10).

Курсовертикаль КВ-1 представляет собой трехосный гиростабилизатор си-

лового типа. На стабилизированной платформе СП (рис. 15.10) укреплены

три двухстепенных гироскопа 1Г, 2Г, 3Г (гироблоки типа ГБ-6) и три ма-

ятниковых акселерометра 1А, 2А, 3А (датчики акселерометра типа ДА-3).

Гиромоторы гироскопов представляют собой синхронные двигатели

гистерезисного типа. Каждый гироскоп имеет индукционный датчик угла

прецессии ДУ (1ДУ, 2ДУ, 3ДУ) и магнитоэлектрический датчик момента ДМ

постоянного тока (1ДМ, 2ДМ, 3ДМ). СП с помощью цапф установлена во

внутренней раме крена ВРК, которая крепится в раме тангажа РТ, а пос-

ледняя — в наружной раме (внешней) крена НРК, что обеспечивает «невы-

биваемость» курсовертикали при эволюциях ЛА. Ось НРК совпадает с про-

дольной осью самолета X1, то есть с направлением полета. В рабочем по-

ложении оси РТ и ВРК — горизонтальны, а ось СП — вертикальна (геодези-

ческая вертикаль).

Гироскопы 1Г, 2Г совместно с акселерометрами 1А, 2А, усилителями

и блоками интеграторов, а также с разгрузочными (стабилизирующими)

двигателями РД1, РД2 обеспечивают стабилизацию платформы СП в горизон-

тальной плоскости.

Гироскоп Г3 совместно с разгрузочным двигателем РД3 стабилизирует

положение СП в азимуте. В качестве двигателей РД1, РД2, РД3 использу-

ются безредукторные датчики момента типа ДМ-10, ДМ-3.

Сигналы крена, тангажа и курса снимаются соответственно с синус-

но-косинусных вращающихся трансформаторов СКТ- 7g 0, СКТ- 7q 0, СКТ- 7j 0.

Режимы работы ИКВ-1 подразделяются на _настроечные. (выставка) и

_рабочие ..

1. _Режимы выставки. — включают этап ускоренной (УВ) и точной (ТВ)

выставки. По окончании выставки ГСП устанавливается в плоскость истин-

ного горизонта с азимутальной ориентировкой на географический север.

Кроме этого, по окончании ТВ происходит запоминание и компенсация

дрейфов ГСП по всем осям.

2. _Рабочие режимы. — определяются применяемым видом коррекции (го-

— 4 -

ризонтирования) ГСП и подразделяются на:

— режим интегральной коррекции (ИК) — основной;

— режим радиальной коррекции (РК) — вспомогательный.

При РК горизонтальность ГСП обеспечивается работой системы управ-

ления с использованием сигналов компонент путевой скорости, а при РК

датчиками горизонтальности являются сами горизонтальные акселерометры.

Механизм ИК заключается в следующем. С помощью гироскопов к ГСП

прикладывается момент, заставляющий ее прецессировать вдогонку за

местным горизонтом. То есть ИК фактически компенсирует кажущийся уход

ГСП из-за движения ЛА. Величина кажущегося ухода определяется как W/R,

М 4корр

а угловая скорость прецессии как ----------. Полагая, что cos 7 b ~ 0 1 и

Н 7 7 0 cos 7 b

приравнивая кажущееся и принудительное вращение ГСП, получим выражение

для потребного корректирующего момента:

H

М 4корр 0 = — 7 7 0 W.

R

Множитель H/R есть фактически коэффициент усиления сигнала путевой

скорости в тракте коррекции. Численное равенство этого коэффициента

отношению H/R является так называемым _условием балистической невозму-

_щаемости. платформы. То есть ГСП при горизонтировании ее по сигналу пу-

тевой скорости оказывается невозмущаемой ускорениями. При РК и наличии

ускорений ГСП устанавливается по кажущемуся, а не по местному истинно-

му горизонту. Термин «ИК» объясняется тем, что для горизонтирования

применяется интеграл от сигнала акселерометра.

Вне зависимости от вида рабочего режима, курсовой канал ИКВ функ-

ционирует в одном из своих режимов:

— «ГПК»;

— «МК».

В «ГПК» потребителям выдается ортодромический (при горизонтирова-

нии от ИК) или магнитный (при горизонтировании ГСП от РК) курс.

В режиме «МК» потребители получают магнитный или (при учете маг-

нитного склонения) географический курс.

— 5 -

22 0. _ 2 Режимы начальной выставки ИКВ — УВ и ТВ

(Рис. 15.10, 15.11)

Задачей начальной выставки является азимутальная и горизонтальная

выставка гироплатформы. В азимуте платформа (акселерометр 2А на рис.

15.10) ориентируется в направлении «географический север-юг», а в го-

ризонтальной плоскости, — так, чтобы вертикальная ось платформы (аксе-

лерометр 3А на рис. 15.10) установилась по геодезической вертикали.

Начальная выставка системы производится в режиме настройки, зада-

ваемом установкой переключателя «Работа-настройка» на ПНД в положение

«Настройка» (на рис. 15.10 не показано). Выставка, как уже ранее отме-

чалось, проходит в два этапа:

— этап УВ платформы в горизонт и в азимуте;

— этап ТВ платформы в горизонт, в азимуте и запоминание собствен-

ных дрейфов гироплатформы.

Переход от УВ к ТВ происходит автоматически. Момент переключения

к ТВ определяется по вхождению в синхронизм гистерезисных двигателей

гиромоторов курсовертикали (не более трех минут с начала включения).

Настройка ИКВ производится в зависимости от условий подготовки самоле-

та в варианте 15-минутной или 5-минутной выставки. 15-минутная выстав-

ка предпочтительнее, так как позволяет более точно горизонтировать

платформу и, главное, определить и запомнить собственные дрейфы плат-

формы. Ниже будет рассмотрена полная 15-минутная выставка.

_Этап УВ. (рис. 15.10). При УВ для _быстрого. приведения платформы

_вгоризонт. используется принцип ее электрического арретирования отно-

сительно корпуса курсовертикали КВ-1. Очевидно, что чувствительными

элементами здесь являются СКТ — датчики тангажа и крена, сигналы кото-

рых пропорциональны углам отклонения платформы от нулевого положения

относительно корпуса КВ-1. Эти сигналы поступают через фильтры стаби-

лизации и усилители на двигатели разгрузки РД1, РД4. Двигатели разво-

рачивают платформу относительно тангажной и креновой осей до обнуления

сигналов соответствующих СКТ — датчиков. Гироскопы платформы (1Г 7_ 0 3Г)

в данном случае процессу арретирования практически не препятствуют,

так как их кинетические моменты еще не достигли номинального значения.

Внутренняя рама крена на этапе УВ работает в режиме слежения за

РТ. По окончании арретирования платформа устанавливается в плоскости

крыльев самолета, что достаточно близко к плоскости местного горизон-

та, так как самолет обычно находится на ровной, горизонтальной площад-

— 6 -

ке. Сложнее обстоит дело с азимутальной ориентировкой платформы. Так

как самолет занимает на стоянке произвольное положение, то перед ази-

мутальной выставкой платформы необходимо сначала узнать его стояночный

курс (азимут) и только затем разворачивать платформу относительно кор-

пуса КВ-1.

Стояночный курс может быть определен одним из из следующих мето-

дов:

1) неавтономные:

— визированием с помощью теодолита ( 7j 0географический);

— визированием теодолитом с буссолью ( 7j 0 магнитный);

— установка самолета по наземной разведке с известным курсом;

2) полуавтономные: визированием с помощью бортового прицела угла

между направлением на ориентир и линией наземной разметки с известным

азимутом, точно направленной на ориентир;

3) автономные: использованием информации от бортового индукцион-

ного датчика магнитного поля Земли ИД.

Наиболее точно азимут самолета определяется при визировании и на-

именее точно — с использованием ИД, однако выставка от ИД наиболее

проста, нетрудоемка и является единственно возможной на неподготовлен-

ных аэродромах.

Если азимутальная выставка выполняется от ИД, то для ориентировки

платформы на географический север необходимо в КМ-2 ввести магнитное

склонение. Суммирование значений магнитного курса и склонения при этом

выполнится в коррекционном механизме КМ-2 (на СКТ М3). Основным недос-

татком выставки от ИД является пониженная точность выставки из-за име-

ющейся «несписанной» девиации и воздействия на ИД полей значительных

ферромагнитных масс в районе стоянки самолета.

Вид азимутальной выставки выбирается переключателем на ПНД

«ЗК-ГПК — МК». При установке переключателя в положение «ЗК» значение

7j 4зк 0 вводится в КМ-2 кремальерой магнитного склонения (на СКТ М2). Если

переключатель в положении «МК», то стояночный курс ЛА определяется с

использованием ИД, но в этом случае для формирования географического

курса необходимо ввести в КМ-2 кремальерой значение магнитного склоне-

ния.

После ввода стояночного курса ЛА одним из перечисленных способов

статорные обмотки СКТ — датчика курса курсовертикали КВ-1 подсоединя-

ются к статорным обмоткам СКТ — приемника механизма КМ-2 (СКТ М2 или

СКТ М3). В результате на роторных обмотках СКТ КМ-2 формируется сигнал

— 7 -

рассогласования текущего азимутального положения платформы и стояноч-

ного курса ЛА. Этот сигнал поступает на соответствующий фильтр и уси-

литель стабилизации третьего разгрузочного двигателя. Двигатель разво-

рачивает гироплатформу вместе с ротором СКТ-датчика курса в сторону

согласования. По окончании согласования ось чувствительности акселеро-

метра 2А ориентирована по линии «Север-Юг». Очевидно, что точность

ориентировки существенно зависит (помимо других причин) от точности

ввода стояночного курса 7 j 4зк 0 или магнитного склонения 7 D 0М.

Дополнительные ошибки в работе системы выставки могут вызываться

продольными колебаниями оси ЛА. Поэтому во время выставки на самолете

не рекомендуется выполнять работы по заправке топливом и подвеске бо-

еприпасов.

_Этап ТВ. (рис. 15.11) — начинается не позднее 3-х минут от начала

включения ИКВ. Сигналы горизонтальных акселерометров поступают через

усилители на датчики моментов 1ДМ и 2ДМ. Приложенные к гироскопам мо-

менты вызывают прецессию гироскопов _вместе с платформой. и установлен-

ными на ней акселерометрами в сторону уменьшения сигналов последних.

При этом для устранения статической ошибки установки платформы в гори-

зонт, сигналы акселерометров дополнительно интегрируются и потом также

подаются на соответствующие усилители датчиков моментов гироскопов и

далее на сами датчики моментов 1ДМ и 2ДМ. В установившемся режиме ра-

боты сигналы, поступающие на усилители 1УДМ и 2УДМ пропорциональны

сумме прямых сигналов от акселерометров, соответствующих проекций уг-

ловой скорости суточного вращения Земли на оси акселерометров ( 7Wx 0=0

и 7Wh 0 = 7W7 0cos 7f 0) и сигналов от интеграторов 1БИ и 2БИ соответственно.

Интеграторы в установившемся режиме (в последней стадии ТВ) выставки

будут выдавать сигналы, пропорциональные средним значениям текущих

дрейфов платформы по соответствующим осям. Только в этом случае обес-

печивается численное равенство вредных моментов противодействующим мо-

ментам 1ДМ 7 _ 0 3ДМ и таким образом горизонтальность ГСП. Процесс выявле-

ния и осреднения значений дрейфов достаточно длительный и поэтому вре-

мени на ТВ требуется гораздо больше, чем для УВ (до 10 7 _ 0 12 минут).

В канале курса при ТВ на вход усилителя коррекции поступает сиг-

нал рассогласования 7 Dj 0 между СКТ-датчиком курса курсовертикали КВ-1 и

СКТ-приемником коррекционного механизма КМ-2. Этот сигнал после усиле-

ния в усилителе коррекции УК поступает на 3ДМ азимутального гироскопа.

Кроме того, усиленный в УК сигнал 7Dj 0, подается также на интегратор

3БИ, а после интегратора, — в сумме с сигналом вертикальной составляю-

— 8 -

щей суточного вращения Земли (от ПНД), — на усилитель 3УДМ. От 3УДМ

7z

усиленные сигналы 7 W 4зв 0= 7W7 0sin 7f 0 и интеграла от 7Dj 0( 7w 4др 0) также как и по-

зиционный сигнал 7Dj 0 поступают на 3ДМ гироскопа 3Г. Учет интеграла от

7Dj 0 уменьшает статическую ошибку азимутальной выставки.

По окончании переходного процесса на выходном потенциометре 3БИ

запоминается среднее значение дрейфа платформы по вертикальной оси.

7z

Сигнал запомненного дрейфа 7w 4др 0 в дальнейшем ( _в рабочем режиме .) будет

постоянно поступать на 3УДМ и далее на 3ДМ, компенсируя тем самым

собственный азимутальный дрейф платформы. Причем значение этого сигна-

7z

ла ( 7w 4др 0) на выходе 3БИ до следующей настройки меняться не будет, так

как вход интегратора 3БИ в рабочем режиме отключается. Наружная рама

крена в режиме ТВ работает в режиме слежения за внутренней рамой кре-

на. Завершение этапа ТВ сигнализируется лампочкой «Готов» на ПНД.

Рассмотренная настройка ИКВ (15-минутная) выполняется с подключе-

нием к самолету пульта настройки и контроля ИКВ, — ПНК-3. Пульт позво-

ляет контролировать прохождение этапов УВ и ТВ, а также определять и

запоминать значения собственных дрейфов ГСП (отображаются на счетчиках

ПНК-3). Запомненные в пульте дрейфы ГСП могут быть введены в ИКВ при

последующих включениях. В этом случае отпадает необходимость в полной

15-минутной выставке. Следует, однако, помнить, что дрейф — случайная,

медленно изменяющаяся величина более или менее постоянная в течение

7 7_ 010 дней или 3 7 _ 0 4 летных смен. По истечении указанного срока необ-

ходимо вновь выполнять полную 15-минутную выставку. На практике в про-

межутках между полными выставками проводят 5-минутные с подключением

для ввода значений дрейфов пульта ПНК-3. Для ускорения процессов при

5-минутной выставке последняя проводится при включенной радиальной

коррекции. После выставки переключатель РК на ПНД вновь устанавливают

в положение «Откл». Следует отметить, что качество азимутальной и го-

ризонтальной выставки платформы существенно влияет на точность ИКВ.

Наибольшее влияние на точность оказывают нескомпенсированные горизон-

тальные дрейфы, погрешности азимутальной выставки и горизонтирования.

Погрешности из-за нескомпенсированного азимутального дрейфа значитель-

но меньше.

— 9 -

23. _Рабочие режимы ИКВ

(рис. 15.12)

Выше было указано, что рабочие режимы ИКВ определяются видом кор-

рекции платформы — интегральной (ИК) или радиальной (РК). При установ-

ке переключателя на ПНД «РК — откл.» в положение «откл.» ИКВ работает

в режиме ИК, а в положении «РК» включается режим «РК». Режим ИК явля-

ется основным, а РК — вспомогательным, включаемым автоматически при

загорании лампочки «Отказ» на ПНД. Возможно и ручное включение РК -

при появлении больших погрешностей выдаче сигналов 7 g 0и 7q 0. Необходимое

условие использования РК — прямолинейный равномерный полет. Это усло-

вие объясняется тем, что акселерометры при Рк являются датчиками гори-

зонтальности платформы и, следовательно, не должны испытывать ускоре-

ния от негравитационных сил. Выдача ИКВ сигналов W 4x,y 0 при переходе к

РК прекращается. Во всех случаях включения РК (ручного или автомати-

ческого) ИКВ независимо от выбранного режима курсового канала («ГПК»

или «МК») выдает магнитный или географический (при введении на КМ-2

магнитного склонения) курс. Функционирование ИКВ в рабочих режимах оп-

ределяется совместным действием трех систем:

1) системы измерения 7j 0, 7 g 0, 7 q 0;

2) системы силовой гиростабилизации платформы;

3) системы управления платформой (коррекции).

Первые две системы и в ИК и в РК работают одинаково, управление

же платформой при переходе от ИК к РК несколько видоизменяется. Расс-

мотрим работу указанных систем.

1. _Система измерения 7j 0, 7 g 0, 7 q 0.

а) _Измерение 7 j. 0 — при рысканиях самолета вместе с последним пово-

рачиваются в горизонтальной плоскости НРК, рама тангажа и ВРК.Закреп-

ленный на ВРК статор СКТ-курса повернется относительно ротора, жестко

связанного с вертикальной осью платформы. В результате СКТ- 7j 0 выдает

сигнал ортодромического (так как платформа корректируется в азимуте на

7W 4з 77 0sin 7f 0 (курса, который через блок гиромагнитной коррекции БГМК блока

БК-20 поступает потребителям. Так работает канал в режиме «ГПК» (зада-

ется на ПНД). При радиальной коррекции платформы или работе курсового

канала в режиме «МК» (задается на ПНД переключателем «ЗК-ГПК-МК») БГМК

отключается от курсовертикали КВ-1 и потребителям начинает выдаваться

значение магнитного (или географического) курса. Источником курсовой

— 10 -

информации в данном случае является датчик ИД-6. Для ускорения согла-

сования при переходе в режим «МК» дополнительно на 5 секунд нажимается

кнопка «Согласование» (установлена на ПНД).

б) _Измерение 7 q. 0 — при отклонениях самолета по тангажу вместе с са-

молетом перемещается НРК с закрепленным на ней статором СКТ- 7q 0. Ротор

СКТ- 7q 0 вместе с рамой тангажа (и платформой) остается в прежнем положе-

нии, поэтому СКТ- 7q 0 сразу выдает сигналы текущего 7 q 0, которые далее пос-

тупают потребителям.

в) _Измерение 7 g. 0 — осуществляется в процессе управления НРК. Источ-

ником сигнала по 7 g 0 служит СКТ- 7g 0, размещенный на НРК. НРК, как уже было

отмечено ранее, обеспечивает невыбиваемость КВ-1 при маневрах самолета

(аналогично раме крена курсовертикали КВ-2Н системы СКВ-2Н). Управле-

ние НРК осуществляется в нормальном режиме и режиме вертикального по-

лета.

_В нормальном режиме. (вне зоны вертикального маневра) при накрене-

нии самолета за счет трения в подшипниках СКТ- 7g 0 вслед за самолетом

частично увлекается и сама НРК. НРК, в свою очередь, переместит раму

тангажа с закрепленным на последней статором СКТ- 7g 0 внутрен. В резуль-

тате на выходе СКТ- 7g 0 внутрен. появится сигнал, соответствующий углу

«увлечения» НРК самолетом. Этот сигнал после усиления в усилителе УВР

подается через контакты К3 на разгрузочный двигатель РД4. РД4 возвра-

щает НРК в прежнее горизонтальное положение и только теперь ротор

СКТ- 7g 0 НРК (жестко связанный с самолетом) оказывается повернутым отно-

сительно статора точно на угол текущего крена. Процесс управления идет

достаточно быстро (особенно при малых углах тангажа) и поэтому потре-

бители практически сразу получают сигналы истинного текущего крена.

_В режиме вертикального маневра. чувствительность СКТ- 7g 0 внутрен.

снижается (см. аналогичный режим для СКВ-2Н), управление НРК становит-

ся вялым и поэтому в зоне углов тангажа ¦ 7q 0¦ = 90 7+ 0 5 5о 0 управление НРК

производится через контакты К3 непосредственно от сигналов СКТ- 7g 0 самой

НРК. Переключению контактов К3 в момент входа в зону вертикального ма-

невра предшествует искусственный переворот НРК на 180 5о 0, что необходимо

для изменения показаний курса на 180 5о 0 (полет в обратную сторону) и

сохранения правильной полярности отсчета угла тангажа. При выходе из

зоны ¦ 7q 0¦ = 90 7+ 0 5 5о 0 снимается команда «переворот рамы» и К3 устанавли-

ваются в прежнее положение.

Измерение углов 7j 0, 7 g 0, 7 0и 7q 0 будет правильным лишь в случае постоян-

ной ориентированности платформы по осям 7 xhz 0, что обеспечивают системы

— 11 -

силовой гиростабилизации и управления платформой.

2) _Система силовой гиростабилизации. — разгружает платформу от

всех внешних возмущений (моментов) по каждой из осей стабилизации — 7x 0,

7h 0 и 7z 0. Каждый канал стабилизации включает гироскоп, его датчик угла,

усилитель и разгрузочный двигатель. Системы каналов курса и крена до-

полнительно имеют общий преобразователь координат ПК. ПК обеспечивает

правильную коммутацию и изменение сигналов датчиков угла каналов крена

и тангажа при разворотах самолета по курсу. Делать это необходимо, так

как при разворотах изменяется взаимное расположение осей разгрузочных

двигателей и осей датчиков угла. Работу гиростабилизации рассмотрим на

примере канала тангажа (функционирование других каналов аналогично).

Пусть при отклонениях самолета по тангажу за счет трения в СКТ- 7g 0 к

платформе прикладывается момент, стремящийся повернуть ее вслед за са-

молетом (вокруг оси 7 h 0). Однако смещения платформы не произойдет, так

как возмущающему моменту (трения в данном случае) сразу же противо-

действует момент гироскопа 1Г. При этом «сопротивление» гироскопа, ес-

тественно, сопровождается прецессией его главной оси. Эта прецессия

регистрируется датчиком угла 1ДУ, сигнал с которого затем усиливается

предварительным усилителем в КВ-1 и через преобразователь ПК поступает

на основной усилитель стабилизации 1УС. Усилитель 1УС включает в рабо-

ту двигатель разгрузки РД1, который развивает момент, встречный возму-

щающему. При равенстве этих моментов прецессия гироскопа 1Г прекраща-

ется и далее его ротор остается повернутым на некоторый угол. После

исчезновения внешнего возмущающего момента разгрузочного двигателя РД1

вызовет обратную прецессию гироскопа 1Г, которая будет продолжаться до

возвращения ротора 1Г в исходное положение. Рассмотренные процессы

достаточно быстрые, поэтому роторы гироскопов поворачиваются лишь на

незначительные углы (доли и единицы градуса).

3) _Система управления платформой. — как и предыдущая система, -

трехканальная и обеспечивает ориентацию платформы по осям 7x 0, 7h 0, 7z 0.

_Управление платформой в азимуте. в режиме ИК и РК производится

одинаково. Исполнительный элемент азимутального управления — гироскоп

3Г (в других каналах соответственно 1Г и 2Г). При появлении напряжения

на датчике момента 3ДМ этого гироскопа, последний прецессирует в ази-

муте вместе с гироплатформой. В обоих рабочих режимах на 3ДМ _постоянно

подается от усилителя 3УДМ сигнал, пропорциональный сумме вертикальной

— 12 -

составляющей суточного вращения Земли (от ПНД) и собственного азиму-

тального дрейфа платформы 7 wz 0 (от 3БИ). Таким образом, платформа в те-

чение всего полета как бы «следит» за направлением на географический

север. Следует подчеркнуть, что вход интегратора вертикального канала

3БИ в рабочих режимах отключен и поэтому на его выходе постоянно име-

ется один и тот же сигнал 7wz 0 собственного азимутального дрейфа (см.

режим ТВ). То есть система ИКВ не определяет вертикальную составляющую

скорости. Акселерометр вертикального канала 3А используется во всех

режимах только для оценки вертикальной перегрузки (по значению верти-

кального ускорения, измеряемого 3А).

_Управление платформой в горизонтальных каналах. определяет вид ос-

новного режима работы ИКВ — ИК или РК. Для _ИК. на усилители УДМ гори-

зонтального канала подаются сигналы от интеграторов БИ, пропорциональ-

ные составляющим путевой скорости W 4x 0(W 7x 0) и W 4y 0(W 7h 0). На усилитель 1УДМ

дополнительно поступает сигнал 7W 0з 77 0сos 7f 0 для компенсации кажущегося

ухода платформы в горизонте из-за вращения Земли (восточная горизон-

тальная составляющая 7W 0з равна нулю). Датчики моментов 1ДМ и 2ДМ прик-

ладывают к своим гироскопам моменты, вызывающие прецессию платформы к

плоскости местного горизонта с угловыми скоростями:

W 7h

7w 5п 7x 0 = — -----;

R

W 7x

7w 5п 7h 0= — + 7W7 0cos 7f 0.

R

Здесь следует заметить, что на выходах интеграторов 1БИ и 2БИ по-

мимо значений путевой скорости постоянно присутствуют сигналы дрейфов

7wx 0 и 7wh 0, запомненные в ИКВ при 15-минутной выставке. Эти сигналы, по-

падая в конечном счете на 1ДМ и 2ДМ, компенсируют моменты от собствен-

ных горизонтальных дрейфов платформы.

То есть сигналы дрейфа 7wx 0 и 7wh 0 на датчиках 1ДМ и 2ДМ вызывают не

прецессию платформы, а лишь компенсируют моменты собственных горизон-

7z

тальных дрейфов (в азимутальном канале компенсация 7w 4др 0 при управлении

платформой аналогична). Одновременно с формированием сигналов коррек-

ции 1БИ и 2БИ выдают сигналы W 7x 0 и W 7h 0. _При включении режима РК. перебра-

— 13 -

сываются контакты К1 и К2 и усилители 1УДМ и 2УДМ отключаются от ин-

теграторов 1БИ и 2БИ. Вместо сигналов от БИ на 1УДМ и 2УДМ подаются

соответственно усиленные сигналы акселерометров 1А и 2А. В данном

случае акселерометры выполняют роль датчиков горизонтального положения

платформы и поэтому, естественно, РК можно включать только в прямоли-

нейном равномерном полете. Выдача потребителям сигналов W 7x 0 и W 7h 0 при

переходе к РК прекращается, что, однако, практически не вызывает нару-

шений в работе навигационного комплекса. Последнее объясняется тем,

что из-за очень низкой точности измерения составляющих скорости, сис-

тема ИКВ как датчик скорости в составе комплекса используется только

при крайнем аварийном состоянии комплекса — отказе (по степени важнос-

ти) РСБН, СВС и ДИСС. Таким образом, основное назначение ИКВ на само-

лете — работа в качестве точной курсовертикали.

3ТЕМА N 15 НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

3ЗАНЯТИЕ N 4 0 (2 часа)

31. _Общие сведения о навигационном комплексе типа СН-29

2СН-29 0 устанавливается на базовом самолете, является чисто навига-

ционным комплексом и _ 2обеспечивает. 0:

1. счисление геодезических координат ЛА в автономных режимах с

коррекцией по наземным радиоориентирам;

2. выдачу в пилотажные и прицельные системы значений трех состав-

ляющих абсолютной линейной скорости (по осям гиростабилизированной

платформы);

3. выдачу потребителям и на индикацию:

— углов крена и тангажа;

— курса — гироскопического 7 j 4г 0, приведенного 7j 4пр 0 ( 7j 4пр 0 — это факти-

чески 7j 4орт 0. Более подробно формирование 7j 4пр 0 будет рассмотрено в 6 воп-

росе), заданного 7j 4задан 0 и истинного 7j 4ист 0;

— абсолютной барометрической H 4абс 0 и относительной высоты Н 4отн 0,

— истинной V 4ист 0, приборной скорости V 4пр 0 и числа М;

— азимута А 4р 0, дальности Д 4р 0 до радиомаяка, путевого угла П и даль-

ности Д до промежуточного пункта маршрута ППМ;

— отклонения от заданной высоты 7D 0H=(H-H 4абс.зад 0) и от равносигналь-

ных зон посадочных маяков 7e 4к 0, 7e 4г 0.

_ 2В состав комплекса СН-29 входят. 4 0(рис.1):

1. информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК-80,

2. система СВС-II-72-3,

3. блок коммутации БК-55,

4. цифровая радиотехническая система ближней навигации и посадки

А-323 (с вычислителем, щитком управления и пультом ввода прог-

рамм) из состава бортового радионавигационного оборудования

(БРНО).

Возможности комплекса СН-29 характеризуются следующими данными

(табл.1 и табл.2):

Таблица 1

---------------T-------------------------------T------------T--------¬

¦ Подготовка ¦ Способ начальной выставки ¦Погрешность,¦ Время, ¦

¦ к полету ¦ в азимуте ¦ град ¦ мин ¦

+--------------+-------------------------------+------------+--------+

¦1) ускоренная ¦ по индукционному датчику ¦ 1.2 ¦ 3 ¦

+--------------+-------------------------------+------------+--------+

¦2) нормальная ¦по известному стояночному курсу¦ 0.3 ¦ 10-15 ¦

L--------------+-------------------------------+------------+---------

— 2 -

Таблица 2

---------------------T-----------------------T-----------------------¬

¦ Погрешность ¦ Ускоренная подготовка ¦ Нормальная подготовка ¦

+--------------------+-----------------------+-----------------------+

¦1) _определение координат самолета ., км ¦ ¦

¦а) автономный режим 0.045 S 8 (за 1 час) ¦

¦б) радиокоррекция ¦ 0.004D+0.3 ¦

¦ ¦ ¦

¦2) _определение углов ., град. за 1 час ¦ ¦

¦а) крена и тангажа 1.0 ¦ 0.5 ¦

¦б) курса ¦ 1.2 ¦ 0.3 ¦

¦ ¦ ¦ ¦

¦3) _уход в канале курса ., град. за 1 час ¦ ¦

¦а) истинного 1.1 ¦ 0.5 ¦

¦б) приведенного ¦ 1.5 ¦ 1.2 ¦

L--------------------+-----------------------+------------------------

Рис.1 Структурная схема комплекса навигации СН-29

— 3 -

_ 2Комплекс СН-29 используется в трех режимах:

1. в режиме автономного инерционного счисления координат,

2. в режиме автономного воздушного счисления координат,

3. в режиме радиокоррекции координат, счисленных в первом или

втором режимах.

2Во всех режимах непосредственное счисление выполняется в условной

2геодезической системе координат 0 (с началом в точке вылета и в левом

нижнем углу квадрата со сторонами около 4000 км). 2Счисленные геодези-

2ческие координаты в дальнейшем пересчитываются в линейные (в прямоу-

2гольной системе координат) и затем в полярные (в полярной системе ко-

2ординат). Счисление, радиокоррекция и пересчеты координат выполняются

2в вычислителе «А-323» 0. Упрощенные алгоритмы счисления и пересчета ана-

логичны рассмотренным в табл.1 занятия 1. Дополнительные обозначения

при этом выглядят следующим образом:

1. _в геодезической системе координат .:

7D 0В 4n 0 = В 4n 0-В 4o 0; 7 0 7D 0L 4n 0 = L 4n 0-L 4o 0;

7D 0В = В — В 4o 0; 7D 0L = L — L 4o 0; 7D 0В = В; 7D 0L = L,

где: «n» — номер соответствующего ППМ, аэродрома или радиомаяка;

B 4o 0 и 4 0L 4о 0 — соответственно широта и долгота начала сиcтемы коорди-

нат.

2. _в прямоугольной системе координат .:

У = R ( 7D 0В 4n 0- 7D 0В); Х 7 0= 7 0R ( 7D 0L 4n 7 0cosВ 4n 7 0- 7 D 0L 4n 7 0cosВ),

где: У и Х — соответственно «северная» и «восточная» линейные коорди-

наты;

R — радиус Земли в сумме с усредненной высотой полета.

3. _в полярной системе координат .:

Д = Х 52 0 + У 52 0; П = Arctg Х/У,

где: Д — дальность до ППМ, аэродрома или радиомаяка;

П — путевой угол (равный в полете 4 7j 4задан 0).

2Из всех перечисленных параметров летчику для самолетовождения вы-

2даются только значения Д и П 0. Д и П отображаются на плановом навигаци-

онном приборе ПНП-72-12, трехцветном индикаторе прямого видения (ИПВ)

и индикаторе на лобовом стекле кабины (ИЛС). Координаты В, L, У и Х

находятся и обрабатываются только в вычислителе «А-323».

2В боевых условиях основным режимом работы является режим автоном-

2ного инерциального счисления с использованием комплекса ИК-ВК-80, а в

2мирных — инерциальное счисление при включенной радиокоррекции. 0При от-

казе инерциальной части комплекса летчик переводит СН-29 в режим авто-

номного воздушного счисления (с использованием системы СВС-II-72-3).

Таким образом можно сделать вывод, что основной составной частью СН-29

является комплекс ИК-ВК-80.

— 4 -

32. _Информационный комплекс вертикали и курса ИК-ВК-80 — назначе-

_ 3ние, состав, основные технические данные, режимы работы ..

_ИК-ВК-80 предназначен. для определения и выдачи потребителям зна-

чений:

— курса, крена, тангажа;

— 3-х составляющих абсолютной скорости ЛА.

_Блок-схема комплекса изображена на рис.2.

Рис.2 Блок-схема комплекса ИК-ВК-80

2Основными компонентами комплекса являются инерциальные курсовер-

2тикали — основная типа ИКВ-80-6 и резервная типа ИКВ-80-4 0. Инерциаль-

ные курсовертикали измеряют углы крена, тангажа, гироскопического кур-

са, а также 3 компоненты вектора абсолютного ускорения ЛА. Сходство

конструкций обеих ИКВ позволяет при необходимости устанавливать на са-

молет «основную» ИКВ-80-6 вместо «резервной» ИКВ-80-4.

Основу ИКВ составляет гиростабилизированная платформа с индикатор-

ной системой стабилизации и двумя 3-х степенными динамически настроен-

ными гироскопами с внутренним кардановым подвесом — гирофлексами

(ГВК). Каждый гироскоп работает с двумя датчиками угла и двумя датчи-

ками момента. При этом ось одного гироскопа горизонтальна, а другого -

вертикальна. Более подробно устройство и работа ИКВ будут рассмотрены

ниже, при изложении режимов работы ИК-ВК.

— 5 -

Большая часть элементов схем вычисления, усиления и преобразова-

ния расположена в блоке управления и связи типа БУС-3.

_Помимо перечисленного, в состав ИК-ВК-80 входят .:

— БК-57 — блок контроля,- обеспечивает коммутацию сигналов ИКВ, а

также выдает потребителям разовые команды исправности ИКВ,

— ПШК-7 — пульт широтной коррекции,- формирует сигналы вертикаль-

ной составляющей угловой скорости вращения Земли,

— ИД-6 — индукционный датчик магнитного курса,

— ЗМС-3 — задатчик магнитного склонения,- служит для ввода в кур-

совой тракт ИК-ВК значений магнитного склонения и стояночного курса.

_ 2Основные технические данные ИК-ВК-80:

1. время готовности:

— при ускоренной подготовке ___________________________ 3 мин;

— при нормальной подготовке _______________________ 10-15 мин.

2. погрешности выдачи углов (в зависимости от вида подготовки):

— курса ________________________________________ 0.3-1.2 град;,

— крена и тангажа ______________________________ 0.5-1.0 град.

3. уход истинного курса (в зависимости от вида подготовки):

____________________________________________ 0.5-1.1 град/час.

4. диапазон измерения ускорений 7 0___________________________ 7+ 025g.

5. чувствительность акселерометров _____________________ 1 10 5-4 0g.

6. величина собственного дрейфа гироскопа (ГВК-6) — 0.5 град/час.

7. величина остаточного (некомпенсируемого в полете и на земле)

собственного дрейфа __________________________ 0.011 град/час.

8. кинетический момент гироскопа (ГВК-6) ____________ 180 н см с.

9. тип системы стабилизации платформы _____________ индикаторная.

10. управление платформой в азимуте:

— при выставке ______________________________ корректируемая;

— в рабочих режимах ______________________________ свободная.

11. предельно допустимые угловые скорости перемещения:

— по оси X ____________________________________ 170 град/сек;

— по оси Y,Z __________________________________ 140 град/сек.

12. напряжения питания, потребляемые мощности:

— постоянное 27 В ___________________________________ 800 Вт;

— переменное 1-фазное 115 В и 3-фазное 36 В — _ 1500 В*А.

13. масса _____________________________________________ .

2Режимы работы ИК-ВК подразделяются на подготовительные (выставоч-

2ные) и рабочие.

_ 2Выставочные режимы. 0 представляют собой:

1. ускоренную выставку (УВ) в течение 3 мин;

2. нормальную выставку (НВ) в течение 10-12 мин;

3. режим повторного запуска (РПЗ) в течение 3 мин.

_Каждый из перечисленных выставочных режимов включает 3 этапа выс-

_тавки:

— ускоренной (ЭУВ),

— грубой (ЭГВ),

— точной (ЭТВ).

— 6 -

ЭТВ, в свою очередь, состоит из этапа точной аналоговой (ЭТАВ) и

этапа точной цифровой выставки (ЭТЦВ).

В зависимости от вида выставки этапы отличаются временем и объ-

емом решаемых задач.

_ 2Рабочие режимы. 0 в зависимости от канала комплекса подразделяются

на следующие:

1. для горизонтальных каналов (крен, тангаж):

— интегральная коррекция платформы (ИК);

— радиальная коррекция платформы (РК).

2. для курсового канала:

— гирополукомпаса (ГПК);

— магнитная коррекция (МК);

— коррекция от задатчика стояночного курса (его роль выполняет

ЗМС-3);

— коррекция от внешнего источника курсовой стояночной информа-

ции (от БЦВМ).

2При подаче питания в ИК-ВК автоматически включаются выставочные

2режимы. По окончании выставки комплекс также автоматически переводится

2в рабочий режим. При этом горизонтальные каналы начинают работать в

2режиме интегральной коррекции, а курсовой канал — в режиме гирополу-

2компаса. Переход к радиальной и магнитной коррекции происходит автома-

2тически — при отказе тракта интегрирования сигналов акселерометров.

2«МК» помимо этого можно выключить и вручную.

Работу ИК-ВК-80 рассмотрим по функциональной схеме (рис.3).

33. _Режимы подготовки (выставки). Ускоренная выставка ..

Выставка ИК-ВК выполняется одновременно с подготовкой комплекса

СН-29 к полету и фактически определяет время готовности СН-29. Начина-

ется выставка при установке переключателя ИК-ВК «Работа-Подготовка» в

положение «Подготовка». При ускоренной выставке платформы обеих ИКВ

устанавливаются:

1. в горизонте — в плоскость истинного горизонта;

2. в азимуте:

— у основной ИКВ — по продольной оси самолета;

— у запасной ИКВ — на 315 5о 0 от продольной оси самолета.

Таким образом, 7 0у основной ИКВ продольная ось О 7 0 и ориентированный

по ней акселерометр «1А» будут направлены по продольной оси самолета, а

поперечная ось О 7h 0вместе с акселерометром «2А» — в сторону левого полу-

крыла. Вертикальная ось О 7z 0устанавливается на геодезической вертикали.

В режиме нормальной выставки, кроме того, происходит запоминание

и компенсация собственных дрейфов платформ по всем трем осям.

_ 2Ускоренная выставка. 0 (рис.3) 2включает 0, как отмечалось ранее, 2три

2этапа. Выставка длится не более 3 мин. По окончании выставки ИК-ВК в

2составе СН-29 может использоваться только как измеритель пространс-

— 7 -

Рис.3 Функциональная схема ИК-ВК-80

— 8 -

2твенных углов (курса, крена, тангажа) и ускорений самолета. 0То есть,

СН-29 в данном случае сможет выполнять лишь воздушное счисление коорди-

нат по информации от СВС-II-72-3 (возможность радиокоррекции сохраня-

ется). Рассмотрим этапы выставки.

_Этап ускоренной выставки (ЭУВ). — длится 30 сек и предназначен для

установки платформы по горизонтальным строительным осям самолета, ког-

да крен и тангаж принимают нулевые значения.

При подаче питания в схеме ИК-ВК происходят необходимые для выс-

тавки переключения (на рис.3 не показано), в результате которых СКТ

крена подключается через усилитель «УВР» к двигателю стабилизации

«4ДС», а СКТ тангажа — через усилитель «1УС» — к двигателю стабилиза-

ции «1ДС». Двигатели вступают в работу и устанавливают наружную раму

крена (НРК) и раму тангажа (РТ) в плоскость крыльев самолета.

Одновременно с отработкой НРК и РТ также происходит вращение

внутренней рамы крена (ВРК) вместе с гироплатформой. Для этого по сиг-

налу СКТ 7g 4внутр 0, усиленному в «2УС», двигатель «2ДС» устанавливает ВРК

перпендикулярно плоскости НРК и РТ. Гироплатформа при этом оказывается

в плоскости НРК и РТ.

В канале курса во время ЭУВ осуществляется разворот платформы до

установки продольной оси платформы О по продольной оси самолета ОХ1.

Для этого сигнал для разворота снимается с СКТ курса, усиливается в

«3УС» и подается на двигатель «3ДС». По окончании поворота сигнал ги-

роскопического курса с СКТ курса равен нулю.

Через 3-5 секунд после включения ИК-ВК на гиромоторы подается по-

вышенное напряжения и начинается основной разгон гиромоторов, который

заканчивается через 60 секунд, уже на этапе грубой выставки.

_Этап грубой выставки (ЭГВ). включается автоматически спустя при-

мерно 30 секунд от начала подачи питания в ИК-ВК и длится около 1.5

минут,- до тех пор, пока ГП не выставится в горизонт и в азимуте с

точностью порядка 10 угловых минут. ЭГВ характеризуется одновременным

включением в горизонтальных каналах систем коррекции и индикаторной

гиростабилизации ГП, а в канале курса — систем горизонтальной коррек-

ции гироскопа «2Г» и дальнейшего обнуления гироскопического курса.

Рассмотрим ЭГВ подробнее. _В горизонтальных каналах. «основное» го-

ризонтирование осуществляется системой позиционной коррекции: сигналы

от акселерометра 2А (1А) подаются в аналоговый интегратор 1АИ (2АИ),

работающий на ЭГВ как усилитель, и затем на импульсный усилитель дат-

чика момента 1ИУДМ (2ИУДМ). После усилителя сигнал поступает на датчик

момента 1ДМ (2ДМ), который развивает корректирующий момент. Появление

момента приводит к прецессии 1Г. Прецессионное движение кольца 1Г ре-

гистрируется датчиком угла 1ДУ (2ДУ) и, начиная с этого момента, всту-

пает в работу система индикаторной стабилизации ГП: сигнал 1ДУ (2ДУ)

после прохождения через преобразователь координат «ПК» усиливается

усилителем 2УС (1УС) и подается далее на двигатель стабилизации 2ДС

(1ДС). Двигатель вступает в работу и начинает ВРК вместе с ГП (РТ

вместе с ВРК и ГП) до исчезновения сигнала на выходе 1ДУ (2ДУ). Оче-

— 9 -

видно, что обнуление сигнала от 1ДУ (2ДУ) сопровождается также обнуле-

нием сигнала на выходе 2А (1А).

Следует отметить, что система индикаторной стабилизации в расс-

матриваемом и во всех остальных случаях может работать и самостоятель-

но. Последнее происходит при воздействии на ГП моментов, отличных от

моментов 2ДС или 1ДС. В случае появления таких моментов ГП смещается,

и это сразу регистрируется датчиками 1Г 1ДУ или 2ДУ. По сигналам дат-

чиков углов включаются двигатели 2ДС или 1ДС, которые вновь возвращают

ГП в положение, при котором вектор Н гироскопа 1Г перпендикулярен

плоскости ГП.

_В курсовом канале. включается система «слежения» (коррекции) глав-

ной оси 2Г за плоскостью ГП. При нарушении параллельности оси 2Г и ГП

на выходе 2ДУ гироскопа 2Г появляется сигнал, который после усиления в

усилителе заданного положения УЗП поступает на 2ДМ. Датчик развивает

момент, вызывающий прецессию 2Г до установки главной оси в плоскость

ГП. Помимо коррекции, в канале курса продолжается разворот ГП в азиму-

те по продольной оси ЛА (т.е. обнуление гироскопического курса).

В отличие от ЭУВ схема прохождения сигнала от СКТ курса изменена

и характеризуется большим коэффициентом усиления и вступлением в рабо-

ту схемы индикаторной стабилизации платформы в азимуте, что и позволя-

ет более точно установить ГП по продольной оси ЛА: 7 0СКТ 7j 6 03АИ 7 0(работа-

ет в данном случае как усилитель) 7 6 03УДМ 7 6 01ДМ 7 6 0 прецессия 2Г. Прецес-

сионное движение кольца 2Г регистрирунтся датчиком угла 1ДУ. Далее

сигнал этого датчика усиливается в усилителе 3УС и подается на двига-

тель 3ДС. 3ДС разворачивает ГП до обнуления сигнала на выходе 1ДУ ги-

роскопа 2Г.

Аналогично управлению в горизонтальных каналах, цепочка «1ДУ -

3УС — 3ДС» системы азимутальной индикаторной стабилизации может быть

задействована и при смещении ГП в азимуте под действием внешних вред-

ных моментов.

Характерной особенностью ЭГВ является то, что, начиная с этого

этапа вступает в работу основная система управления наружной рамой

крена НРК.

Схема отработки НРК на ЭГВ и на всех последующих этапах и режимах

следующая: при нарушении перпендикулярности между РТ и ВРК на выходе

СКТ внутреннего крена появляется сигнал. Данный сигнал усиливается в

УВР и подается на 4ДС. Двигатель вступает в работу и перемещает НРК, а

вместе с ней и РТ до обнуления сигнала внутреннего крена. Так как РТ

через узлы подвеса ВРК связана с ГП и, следовательно, всегда находится

в плоскости ГП (а ВРК — перпендикулярна ГП), то и _ поперечная ось НРК. 7h

(ось СКТ тангажа — 1ДС) всегда должна находиться также в плоскости ГП.

Заключительной частью всей УВ является _ этап точной аналоговой

_выставки — ЭТАВ ., длящийся 60 секунд. На этом этапе продолжается без

изменений работа всех систем, за исключением систем коррекции в гори-

зонтальных каналах, в которых возрастает коэффициент усиления прохож-

дения сигналов от горизонтальных акселерометров (увеличиваются коэффи-

циенты усиления сигнала 1АИ и 2АИ). Большее усиление сигнала приводит

— 10 -

к более точному горизонтированию ГП. ЭТАВ заканчивается автоматически

через 60 секунд, вслед за этим также автоматически включается этап

точной цифровой выставки — ЭТЦВ.

По окончании УВ на правом горизонтальном щитке загорается транс-

порант «Ускор.готов». По этой команде ИК-ВК-80 можно переводить в ра-

бочий режим, однако точностные характеристики комплекса в автономном

режиме инерциального счисления при такой 3-х минутной выставке будут

существенно хуже.

Л(L)[+]

Тема N 5o 015. 2НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ

Занятие N 5o 05 — 2 часа

_ 21. Нормальная выставка (НВ). Режим повторного запуска (РПЗ).

НВ — режим, состоящий из УВ и ЭТЦВ. Практически, если при загора-

нии транспаранта «Ускор. готов» переключатель ИК-ВК «Работа-Подготов-

ка» не был переведен в положение «Работа», то по окончании ЭТАВ авто-

матически начинается ЭТЦВ, продолжающийся 10-12 мин (до загорания

транспаранта «Готов навигация»). Весь подготовительный режим в данном

случае будет являться режимом НВ.

_Рассмотрим ЭТЦВ… 5 0Характерными особенностями этапа являются:

— включение во всех 3-х каналах интегропозиционной коррекции (с

использованием цифрового интегратора «ИЦ»);

— определение и запоминание дрейфа ГП по всем осям. В горизон-

тальных каналах дрейф фиксируется в виде сформировавшегося постоянного

сигнала на выходах соответствующих ИЦ, а в курсовом канале — на выходе

ИЦ основной ИКВ и на выходе специального запоминающего устройства «ЗУ»

(ЗУ фактически это тоже ИЦ).

Основной функциональный элемент схем ЭТЦВ — цифровой интегратор

«ИЦ». В свою очередь, основой ИЦ является РСИ — реверсивный счетчик

импульсов, суммирующий приходящую на него последовательность импульсов

и выполняющий функцию собственно интегратора.

Схема интегральной коррекции каналов, например для продольного

канала (ось О 7x 0) выглядит так: 2A 7 6 0 УA 7 6 0 ПНЧ2 (преобразователь напряже-

ние — частота) 7 6 0 РСИ 7 6 0 ПКЧ (преобразователь код — частота) 7 6 0 ФИ (фор-

мирователь импульсов) 76 0 ИУДМ 76 0 1ДМ гироскопа 1Г. Видно, что аналоговый

интегратор «АИ» из схемы коррекции исключен.

Позиционная часть коррекции обеспечивается подключением в гори-

зонтальных каналах параллельно цепочке «РСИ-ПКЧ» специального усилите-

ля «МК» (модуль коррекции). Совместная интегральная и позиционная кор-

рекции обеспечивают хорошее качество переходных процессов и точность

горизонтирования ГП. При этом интегральная часть повышает точность, а

позиционная снижает время регулирования. Индикаторная стабилизация ГП

в горизонтальных каналах и горизонтальная коррекция 2Г в канале курса

на этапе ТЦВ сохраняются без изменений. Схема интегропозиционной кор-

рекции в курсовом канале похожа на одноименные схемы в горизонтальных

каналах: СКТ курса 7 6 0 3АИ (работает в режиме усиления) 76 0 3ПНЧ 76 0 РСИ 76

ПКЧ 76 0 ФИ 76 0 3ИУДМ 76 0 1ДМ гироскопа 2Г 76 0 прецессия 2Г и вступление в ра-

— 2 -

боту системы индикаторной стабилизации курса. Позиционная часть кор-

рекции реализуется подключением параллельно цепочке «3ПНЧ 76 0 РСИ 76 0 ПКЧ

76 0 ФИ 76 0 3ИУДМ» специального операционного усилителя. Кроме того, на

этапе ТЦВ осуществляется компенсация кажущегося ухода гироскопа по

сигналу " 7W 0з 77 0sin( 7f 0)". Этот сигнал подается непосредственно на операци-

онный усилитель позиционной части коррекции.

ЭТЦВ (а, следовательно и вся «НВ») заканчивается, когда на входах

ИУДМ (или выходах интеграторов) каналов сформируется некоторый устано-

вившийся сигнал:

— 1ИУДМ: V 7h 5* 0 = — 7W 0з 77 0 Rз 77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Cos(Ao) + V 7h 4др;

— 2ИУДМ: V 7x 5* 0 = 7 W 0з 77 0 Rз 77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Sin(Ao) + V 7x 4др;

— 3ИУДМ: 7 wx 5* 0 = 7 W 0з 77 0 Sin( 7f 0) 7 0+ 7wx 4др 0;

где: — V 7h 5* 0, V 7x 5* 0, 7wx 5* 0 — оценки скоростей ГП по соответствующим осям;

— 7W 0з 77 0Rз 77 0Cos( 7f 0) 77 0Cos(Ao), 7W 0з 77 0Cos( 7f 0) 77 0Sin(Ao)+V 4др 0 — скорости ГП отно-

сительно земли на каждой из осей;

— 7 f 0, Ao — широта и стояночный курс (азимут) в точке вылета;

— V 7h 4др 0, V 7x 4др 0, 7wx 4др 0 — составляющие дрейфа ГП по осям.

Составляющие дрейфа в дальнейшем, в рабочих режимах, используются

для гироскопической интегральной коррекции ГП.

Об окончании НВ свидетельствует загорание транспаранта «Навигация

готов», после чего переключатель ИК-ВК переводится в положение «Рабо-

та».

_Режим повторного запуска (РПЗ)

Включается повторным переводом переключателя ИК-ВК в положение

«Подготовка». РПЗ возможен как на земле, так и в воздухе (последнее -

при горизонтальных ускорениях не более 0,1g).

Режим практически аналогичен УВ. Отличие в том, что по окончании

всех этапов выставки и переводе ИК-ВК в рабочий режим вместо интег-

ральной работает радиальная (позиционная) коррекция. Естественно, что

абсолютные скорости ЛА в данном случае комплексом ИК-ВК не измеряются

и потребителям не выдаются.

— 3 -

_ 22. Рабочие режимы горизонтальных каналов

В рабочих режимах горизонтальных каналов функционируют системы:

— индикаторной гиростабилизации (ИГС);

— интегральной или радиальной коррекции (ИК или РК);

— измерения крена и тангажа.

Схемы ИГС сохраняются теми же, что и при выставке и поэтому расс-

матриваться не будут. Схемы коррекции по сравнению со схемами выставки

отличаются только отсутствием позиционной части при ИК. Переход от ИК

к РК производится автоматически при отказе в трактах интегрирования

сигналов ускорений и, следовательно, невозможности функционирования

ИК. Обязательным условием для РК является, естественно, равномерный

полет без ускорений (для ИК-ВК-80 ускорения не должны превышать 0,1g).

_ 2ИК… 0 В ИК-ВК для управления платформой (коррекции) в рассматривае-

мом режиме используются сигналы, пропорциональные горизонтальным сос-

тавляющим абсолютной линейной скорости:

t

7!

V 7x 0 = V 7x 4o 0+ 72 0 a 7x 0( 7t 0) 77 0d 7t 0 + V 7x 4др

71

t 4o

t

7!

V 7h 0 = V 7h 4o 0+ 72 0 a 7h 0( 7t 0) 77 0d 7t 0 + V 7h 4др 0,

71

t 4o

где V 7x 4o 0, V 7h 4o 0 — начальные значения скоростей в точке вылета (фак-

тически это относительные скорости ГП, рассмотренные выше).

Например, V 7x 0 = 7W 0з 77 0 Rз 77 0 Cos( 7f 0) 7 7 0 Sin(Ao).

a 7x 0, a 7h 0 — сигналы ускорений от акселерометров;

V 7h 4др 0, V 7x 4др 0 — составляющие дрейфа.

Видно, что в уравнениях отсутствуют компенсационные члены, опре-

деляющие во многом погрешности акселерометра (см. занятие No 2).

— 4 -

Управление платформой с использованием приведенных упрощенных за-

висимостей приводит к ошибкам. Эти ошибки малосущественны для измере-

ния углов крена и тангажа, но имеют большое значение для решения задач

навигации. В СН-29 большая часть погрешностей при определении коорди-

нат компенсируется в вычислителе «А-323». Поправки, вырабатываемые

вычислителем, учитывают несферичность Земли, компенсационные члены

уравнений акселерометров и среднюю высоту полета. В результате дости-

гается достаточно хорошая точность определения координат (см. табл. 2

4-го занятия).

ИК имеет отличия для основной и резервной ИКВ. В основной ИКВ для

управления платформой используется цифровое интегрирование сигналов

акселерометров, а для резервной ИКВ — аналоговое интегрирование.

Рассмотрим особенности управления (коррекции) для каждой ИКВ.

ОСНОВНАЯ ИКВ: сигналы акселерометров поступают на усилители аксе-

лерометров «УА» и далее через преобразователь напряжение — частота

«ПНЧ» на основной элемент цифрового интегратора — реверсивный счетчик

импульсов РСИ. С выхода РСИ сигнал в виде кода подается на преобразо-

ватель код — частота ПКЧ и далее, через формирователь импульсов ФИ и

УИДМ,- на соответствующий датчик момента гироскопа «1Г».

РЕЗЕРВНАЯ ИКВ: сигнал акселерометра усиливается УА, затем интег-

рируется в аналоговом интеграторе АИ и через ИУДМ подается на соот-

ветствующий ДМ гироскопа «1Г».

В курсовых каналах обеих ИКВ управление платформой осуществляется

только по сигналам дрейфа, сформированным во время выставки. Таким об-

разом, в азимуте платформы ИКВ можно считать свободными.

_ 2РК. — 0 используется в основном при отказах в трактах интегрирова-

ния. ИК-ВК в данном режиме выполняет функции только ИКВ и прекращает

выдачу сигналов составляющих скорости. Комплекс СН-29 при этом перехо-

дит на воздушное счисление координат (по информации от СВС-2-72-3).

Управление платформами ИКВ при РК осуществляется по позиционным сигна-

лам позиционных акселерометров. Причем цепи прохождения сигналов для

обеих ИКВ одинаковы: акселерометр 7 6 0 УА 76 0 АИ, работающий в режиме уси-

ления 76 0 ИУДМ 76 0 ДМ гироскопа «1Г». Необходимым условием существования

РК является равномерный полет с горизонтальными ускорениями, не превы-

шающими 0,1g.

_ 2Схема измерения тангажа и крена 0:. аналогична схеме системы ИКВ-1.

КАНАЛ ТАНГАЖА: при кабрированиях или пикированиях вместе с ЛА отклоня-

— 5 -

ется НРК, в то же время РТ остается в прежнем положении. Угол взаимно-

го смещения рам равен углу тангажа и регистрируется СКТ тангажа (явля-

ющимся одновременно одним из узлов подвеса РТ внутри НРК).

КАНАЛ КРЕНА: при кренах ЛА вместе с ним поворачивается ротор СКТ

крена в узле подвеса НРК. Если статор этого СКТ вместе с НРК оставался

а прежнем положении, то потребителям сразу же был бы выдан сигнал кре-

на. Однако из-за наличия трения в узлах подвеса НРК последняя частично

«увлекается» вслед за ЛА на угол так называемого внутреннего крена.

Этот угол регистрируется СКТ, сигнал с которого подается на УВР и да-

лее на двигатель 4ДС. 4ДС возвращает НРК в прежнее положение и начиная

с этого момента потребителям выдается точное значение крена. Так как

величины внутреннего крена малы, то рассмотренный процесс проходит

очень быстро (доли секунды).

И в режиме «ИК» и в режиме «РК» потребителям ( в том числе и в

вычислитель А-323) выдается следующая ( за исключением курса) информа-

ция:

1) a 7x 0 — в аналоговом виде от вертикального акселерометра;

2) 7 g 0, 7q 0 — в аналоговом виде от усилителей разгрузки датчиков УРД

непосредственно, через блок контроля БК-57, а также в двоичном коде по

цепи: 7 0УРД 76 0 БК-57 76 0 преобразователь аналог — код ПАК-4 76 0 мультиплексор

ИЦ 76 0 выходной преобразователь кодов ПК-8 76 0 потребителям.

2Замечание: 0 цепочка выдачи сигналов курса будет рассмотрена ниже.

В режиме ИК, помимо перечисленных сигналов, в вычислитель «А-323»

выдаются также в двоичном коде сигналы всех трех составляющих абсолют-

ной линейной скорости. Цепь выдачи: 7 0РСИ 76 0 мультиплексор выходного пре-

образователя кодов ПК-8 76 0 потребителям.

_ 23. Рабочие режимы каналов курса

Напомним, что курсовые каналы могут работать в одном из четырех

режимов:

1) «ГПК»;

2) «МК»;

3) коррекция от задатчика стояночного курса (ЗМС-4);

4) коррекция от БЦВМ, как источника информации о стояночном кур-

се.

— 6 -

_В первом случае («ГПК»). ИК-ВК выдает так называемый приведенный

курс:

t

7!

7f 4пр 0 = 7 f 4г 0 + Ao + 7 2 0 7W 4з 0 sin( 7f 0) d 7t 0,

71

t 4o

где Ao — стояночный курс.

Ao определяется и сохраняется в вычислителе курсового канала УВ-4

в процессе подготовки ИК-ВК как разница начального гироскопического и

стояночного курсов (последний вводится от ЗМС-3, БЦВМ или измеряется

автономно в режиме магнитной коррекции).

Очевидно, что полет с выдерживанием 7 J 4пр 0 — это полет по ортодро-

мии.

_Во втором случае («МК»). ИК-ВК формирует гиромагнитный курс:

t

7!

7f 4гмк = 7 j 0' 4мк + 7Dj 4А 0+ 7D 0М + 7j 4г 0+ 72 0 7W 4з 77 0sin( 7f 0) 77 0d 7t 0,

71

t 4o

где 7j 0' 4мк 0 — магнитный курс с компенсированной круговой, полукруговой и

четвертной девиацией;

7Dj 4А 0 — инструментальная погрешность датчика ИД-6;

7D 0М — магнитное склонение.

Вычисление 7j 4гмк 0 осуществляется с постоянной времени Т=43 секунды.

Предусмотрен также подрежим быстрого согласования МК (с постоянной

времени Т=0,3 с).

_Третий и четвертый случаи. используются во время наземной подго-

товки ИК-ВК и поэтому в дальнейшем вид курса, выдаваемого потребите-

лям, будет зависеть от вида рабочего режима канала («ГПК» или «МК»).

Во всех случаях инерциальная курсовертикаль комплекса ИК-ВК изме-

ряет гироскопический курс по схеме: перемещения (рыскания) ЛА -> вмес-

те с ЛА в азимуте разворачивается НРК, РТ и ВРК. Так как в один из уз-

лов крепления гироплатформы во внутренней раме крена впрессован СКТ

курса и так как ориентация ГП неизменна, то на выходе СКТ курса сразу

— 7 -

появляется сигнал текущего гироскопического курса.

Структурная схема курсового канала представлена на рис.4. Обоз-

начения на схеме:

— УМК-1 — усилитель магнитного канала;

— ПК-4 — входной преобразователь кодов;

— ПАК-4 — преобразователь «аналог-код»;

— УВ-4 — вычислитель приведенного курса;

— ПКА-1 — преобразователь «код-аналог»;

— F+,F- — частота следования импульсов сигнала суточного вращения

Земли (для северного и южного полушарий соответственно);

— Uоп — опорное напряжение подмагничивания ИД-6;

— 7j 0'' 4мк 0 — сигнал магнитного курса без учета девиации;

— A, B, C, D, E — коэффициенты компенсации круговой, полукруговой

и четвертной девиации;

— 7j 4зк 0 — значение стояночного курса, вводимого от ЗМС-3, 7j 4зк 0 также

обозначается как 7j 4вка 0 (внешний «аналоговый» курс);

— 7Dj 4А 0 — сигнал компенсации инструментальной погрешности ИД-6;

— 7j 4вкк 0 — 4 0 значение внешнего курса (равного обычно стояночному) от

БЦВМ. 7j 4вк 0 вводится в кодовом ( 7j 4вкк 0) виде.

Рассмотрим работу курсовых каналов, точнее канала курса, так как

курсовая часть ИК-ВК представлена в основном одной общей частью

(рис.4). Эта общая часть в зависимости от исправности курсовертикалей

получает значения 7j 4г 0 от основной или резервной ИКВ (через блок контро-

ля БК-57).

" _ 2ГПК. 0" — основной режим. В ГПК 7j 4г 0 от ИКВ через БК-57, ПК-9 и ПАК-4

поступает в вычислитель УВ-4. Одновременно в УВ-4 поступает по цепи

«ПШК-7 -> УШК-5» сигнал 4 7W 4з 77 0sin( 7f 0) (в виде F+ или F-). В УВ-4 сигнал F+

(F-) интегрируется и суммируется с уже имеющимся там значением стоя-

ночного курса в виде (Ao = 7j 4зк 0- 7j 4г 5нач 0 7~ 0 7j 4зк 0) и значением текущего 7j 4г 0.

Таким образом, формируется 7j 4пр 0. 7j 4пр 0 выдается потребителям в дискретном

виде через выходной преобразователь кодов ПК-8 и в аналоговом виде в

форме меандра с частотой 400 Гц (амплитуда меандра пропорциональна

Sin( 7j 4пр 0) и Cos( 7j 4пр 0) через ПКА-1.

_ 2«МК». 0 — включается при отказах интеграторов горизонтальных каналов

«ГПК», а также для ввода стояночного курса.

«МК» является наиболее часто используемым способом ввода стояноч-

— 8 -

ного курса (на земле 7j 4ст 0 = Ao = 7j 4гмк 0, так как 7j 4г 0 после выставки имеет

нулевое значение). В полете режим МК может быть включен только при

очень незначительных горизонтальных ускорениях, не превышащих 0,14g

(узел контроля расположен в вычислителе УВ-4).

В рассматриваемом режиме, как и в «ГПК», значение курса, выдавае-

мого потребителям, формируется в вычислителе УВ-4. Выходные цепи пере-

дачи курса также не изменяются (ПКА-1 и ПК-8). Цепь прохождения сигна-

ла до УВ-4 выглядит следующим образом:

ИД-6 76 0 УМК-1 76 0 ПК-9 76 0 ПАК-4 76 0 УВ-4.

УМК совместно с КМД-1 обеспечивает устранение девиации и инстру-

ментальной погрешности ИД-6. КМД-1 представляет собой узел с набором

потенциометров (устранение круговой, полукруговой и четвертной девиа-

ции с коэффициентами A, B, C, D, E) и блоком микровыключателей с про-

филированным общим валом (для выработки поправки на инструментальную

погрешность, которая может достигать 0,75 5o 0). УМК-1 служит для усиле-

ния, преобразования сигнала ИД-6, а также для компенсации девиации

ИД-6 путем подачи соответствующих напряжений в тракт сигнала от датчи-

ка ИД-6. Окончательно формирование значения магнитного курса выполня-

ется в УВ-4 в результате сложения 7j 0` 4мк 0 и 7Dj 4А 0. Там же к полученной сум-

ме добавляется сигнал магнитного склонения 7D 0М. Итоговая сумма предс-

тавляет собой значение текущего истинного курса 7j 4ист 0. 7j 4ист 0 далее сум-

t

7!

мируется с 7j 4г 0 и 72 0 7W 4з 77 0sin( 7f 0) 77 0d 7t 0 для получения гиромагнитного ортодроми-

71

t 4o

ческого курса 7j 4гмк 0.

Вне зависимости от режима работы курсовых каналов ИК-ВК, потреби-

телям выдается дополнительно к «основному» выходному курсу ( 7j 4пр 0 или

7j 4гмк 0) сигнал гироскопического курса от основной или резервной (при от-

казе основной) ИКВ. Коммутация сигнала осуществляется в БК-57. В этом

же блоке выполняется приведение 7j 4г 0 резервной ИКВ к виду 7j 4г 0 основной

ИКВ, что необходимо ввиду изначального разворота резервной ИКВ относи-

тельно основной на 315 5o 0.

_ 24. Особенности эксплуатации ИК-ВК-80

Особенности эксплуатации ИК-ВК-80 в основном заключаются в оценке

— 9 -

технического состояния комплекса и в предполетной подготовке комплек-

са. Оценка технического состояния проводится с помощью системы встрое-

нного контроля и с помощью наземной аппаратуры типа «КПА ИК-ВК».

ВСТРОЕННЫЙ КОНТРОЛЬ охватывает обе ИКВ и блок БУС-3, то есть большую

часть ИК-ВК-80. Контроль включается автоматически при подаче питания в

комплекс. Если все цепи исправны, в ИК-ВК формируется команда «исправ-

ность ИК-ВК». При наличии соответствующих сигналов исправности от дру-

гих компонентов СН-29 по окончании «УВ» или «НВ» в сигнальном табло в

кабине летчика загорается транспарант «Ускор. готов» или «Готов нави-

гация». При отказах на ИЛС кабины и УСТ системы ЭКРАН индицируются со-

ответствующие сообщения. Особенностью системы встроенного контроля

ИК-ВК является то, что цепи контроля функционируют постоянно, в тече-

ние всего времени работы комплекса.

_Контроль ИК-ВК-80 с помощью наземной аппаратуры «КПА ИК-ВК».

Проводится в сроки и в объеме, определяемые регламентом и инс-

трукциями по технической эксплуатации.

_Предполетная подготовка ИК-ВК-80. выполняется в составе комплекса

СН-29 и включает:

1. ввод исходных данных в вычислитель «А-323», ИК-ВК и СВС;

2. собственно подготовку ИК-ВК;

3. контроль работоспособности СН-29.

В вычислитель «А-323» вводятся:

— координаты 3-х аэродромов, 3-х ППМ и 3-х радиомаяков (в виде

геодезических координат);

— пеленги 3-4-х ориентиров на аэродроме вылета;

— курсы ВПП запрограммированных аэродромов;

— номера и коды каналов радиомаяков;

— широта Bo начала условной системы координат (долгота Lo начала

системы координат равна истинной долготе аэродрома вылета и введена

ранее при вводе координат аэродрома вылета);

— стояночный курс самолета (при необходимости).

Ввод всех данных в вычислитель выполняется с помощью установленных на

самолете пульта ввода программ «ПВП» и щита управления «ЩУ А-323».

В ИК-ВК вводят значение географической широты и магнитное склоне-

ние места выставки (широта — на пульте ПШК-7, а склонение — на ЗМС-3).

После ввода широты и склонения выполняется ускоренная или нормальная

выставка ИК-ВК (чаще всего ускоренная, с использованием режима «МК»

— 10 -

для ввода стояночного курса). В случае использования нормальной выс-

тавки стояночный курс вводят от ЗМС-3, а определяют его значение, как

правило, с помощью оптического визира прицельной системы. Для этого на

удалении не менее 500 м от самолета выбирают один из запрограммирован-

ных ориентиров с известным азимутом (с точностью не хуже 1-й угловой

минуты), набирают номер ориентира на щитке управления системой, кнюп-

пелем оптического прицела совмещают прицельную метку с выбранным ори-

ентиром и нажимают кнопку захвата на рукоятке управления двигателем -

РУД. Значение стояночного курса вычисляется по формуле:

7j 4ст 0 = А 4ор 0 + 7b 0,

где Аор — азимут ориентира;

7b 0 — угол визирования ориентира (по оптическому визиру). Необхо-

димым условием визирования является выполнение условия ¦ 7b 0¦ < 12 град.

Условие это легко выполнимо, так как ориентиров обычно не менее 3-х и

удалены они на расстояние свыше 500 м. Полученное значение стояночного

курса вводится в ИК-ВК через ЗМС-3, после чего выполняется нормальная

выставка ИК-ВК-80.

Контроль работоспособности всего комплекса СН-29 осуществляется

непрерывно с помощью обобщенной системы контроля оборудования самолета

«ЭКРАН» и единовременно с пульта контроля ПК-31, размещенного в каби-

не. В последнем случае помимо вышеописанных работ необходимо ввести на

указателе высоты СВС-2-72-3 давление 760 мм рт. ст. Результат контроля

определяют по соответствию параметров, выдаваемых СН-29, их контроль-

ным значениям:

¦Н — 5000 м¦ < 140 м;

¦Vист — 224 м/с¦ < 53 м/с;

¦Д — 250 км¦ < 1 км;

¦А — 180 град¦ < 11,25 град;

¦ 7j 4гмк 0 — 315 град¦ < 1,42 град;

¦ 7j 4г 0¦ < 1,4 град;

¦ 7q 0¦ < 6,4 град.

При невыполнении какого-либо из условий в вычислителе «А-323»

— 11 -

сформируется соответствующий признак неисправности, по которому можно

выявить отказавший канал.

После подготовки комплекса, в рабочем режиме, прибор КПП должен

показать стояночные углы 7g 0 и 7q 0 с точностью до 2,5 град, а ПНП — истин-

ный курс с этой же точностью. Дальность до ППМ1 и 7j 4зад 0 на него не

должны превышать значений, указанных в табл. 3.

Таблица 3

-------------------------T-----T-----T-----T------¬

¦ Дальность до ППМ1, км ¦ 200 ¦ 400 ¦ 500 ¦ 1000 ¦

+------------------------+-----+-----+-----+------+

¦ Погрешность Д, км ¦ 5 ¦ 10 ¦ 30 ¦ 60 ¦

+------------------------+-----+-----+-----+------+

¦ Погрешность 7j 4зад 0, град ¦ 5 ¦ 5 ¦ 10 ¦ 12 ¦

L------------------------+-----+-----+-----+-------

После выполнения всех рассмотренных выше работ при исправном

комплексе СН-29 разрешается начинать выруливание самолета от места

стоянки.

Л(L)[+]

ТЕМА N 5о 016 5 2СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

2ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ЗАНЯТИЕ N 5о 01 — 2 часа

_ 21.1. ЛА как объект управления

Предметом изучения данной темы являются средства автоматического

управления полетом и средства автоматизации управления полетом ЛА вер-

толетов и самолетов. Однако, ввиду существенного различия аэродинами-

ческих характеристик и способов управления самолетов и вертолетов, их

системы автоматического управления рассматриваются отдельно.

Потребность в автоматизации управления полетом самолета появилась

вместе с появлением самого самолета. Это объясняется несовершенством

конструкции первых самолетов, которые обладали недостаточной устойчи-

востью и управляемостью (речь идет о первых самолетах).

_Под устойчивостью ЛА понимается. его способность самостоятельно

возвращаться в первоначальное положение, из которого он был выведен

внешними возмущающими факторами.

_Управляемость. — это способность ЛА изменять свое положение в

пространстве под действием управляющих поверхностей (рулей).

Улучшение летных характеристик самолета и вертолета возможно осу-

ществить или за счет совершенствования его аэродинамических свойств,

или путем использования дополнительных устройств — САУ полетом ЛА, -

которые улучшают естественные параметры ЛА.

Материал данной темы предназначен для специалистов по АО и содер-

жит сведения только по системам автоматического управления.

Ручное управление первыми несовершенными самолетами было затруд-

нительным и для его облегчения, а также для обеспечения безопасности

полетов летчики и конструкторы создавали большое количество различных

приспособлений от примитивных до весьма сложных.

Прообразом современных САУ можно считать устройство, разработан-

ное американским инженером Сперри. Оно представляло собой гиростабили-

зированную платформу, а сигналы отклонения самолета относительно этой

платформы подавались на электромагнитные муфты, которые сочленяли со-

ответствующие рулевые поверхности с приводом от ветрянок, устанавлива-

емых в потоке встречного воздуха. Автоматическое управление полетом

самолета, оборудованного указанной системой, было продемонстрировано в

1914 году. В России автоматическое управление полетом ЛА было осущест-

влено позже, однако глубокие теоретические проработки автоматического

— 2 -

управления ЛА и вообще поведения ЛА в воздухе имелись, а в 1912 году

профессором Н.Е.Жуковским были прочитаны лекции о приспособлениях для

придания аэроплану автоматической устойчивости. Н.Е.Жуковский разделил

все устройства на три группы: маятниковые, флюгерные и гироскопичес-

кие. В Московском университете под руководством Н.Е.Жуковского был в

это время построен макет простейшего стабилизатора, соединявшего эф-

фект флюгера и гироскопа.

Развитие авиации шло в направлении увеличения скорости полета,

повышения характеристик собственной устойчивости и управляемости ЛА,

появились самолеты с вполне приемлемыми собственными летными качества-

ми и интерес к автоматизации управления полетом ослаб, разработки со-

ответствующих автоматов прекратились. Внимание к автоматизации управ-

ления полетом ЛА вновь возросло в конце 20-х годов, когда увеличились

дальности полета ЛА и потребовалось разгрузить экипаж от длительных

статических нагрузок, связанных со стабилизацией самолетов на маршру-

те. Появились стабилизаторы курса, автоштурманы и, наконец, автопилоты.

Первый отечественный автопилот был создан в 1932 году. Он имел

марку АВП-1. Управление самолетом осуществлялось тремя самостоятельны-

ми автоматами стабилизации с пневматическим приводом рулей. Курсовой

стабилизатор выдерживал заданный курс, поперечный стабилизатор — крен,

а продольный стабилизировал скорость полета за счет изменения угла

тангажа. АВП-1 имел массу около 200 кг. Перед Великой Отечественной

войной появились усовершенствованные его модификации АВП-3, АВП-10,

АП-42. Использовались и другие автопилоты.

Современные реактивные сверхзвуковые самолеты имеют настолько

большой диапазон изменения скорости и высоты полета, что чисто конс-

труктивными (аэродинамическими) способами не удается обеспечить требу-

емые устойчивость и управляемость для всех режимов полета. Поэтому ус-

тановка на самолете (вертолете) средств автоматизации управления поле-

том вновь стала настоятельной необходимостью.

В этом факте наглядно просматривается закон диалектического раз-

вития техники, когда на значительно более высокой ступени ее развития

возникли требования, аналогичные с требованиями для первых несовершен-

ных самолетов.

— 3 -

_ 21.2. Движение ЛА в пространстве

Самолет в полете и при движении по земле подвержен упругим дефор-

мациям, вызванным медленно и быстроменяющимися нагрузками. Поэтому при

рассмотрении полной математической модели движения ЛА указанные дефор-

мации необходимо учитывать, а это значительно усложняет анализ движе-

ния ЛА. Полная математическая модель движения ЛА из-за ее сложности

используется лишь в задачах, требующих весьма точного анализа движе-

ния. Основой же для рассмотрения движения ЛА является упрощенная мо-

дель, в которой ЛА представляется абсолютно твердым телом с неизменной

массой. Наиболее точно данная модель описывает движение легких манев-

_

ренных ЛА. Если считать компоненты скорости ветра U по продольной

(OX), поперечной (OZ) и вертикальной (OY) осям ЛА, отклонения органов

управления и тягу силовой установки заданными, то в рамках стандартной

модели атмосферы вектором динамического и статического состояния ЛА в

пространстве X будет являться совокупность величин:

X = ( 7w 4x 0, 7w 4y 0, 7w 4z 0, W 4x 0, W 4y 0, W 4z 0, 7j 0, 7q 0, 7g 0, H), (16.1)

где 7w 4x,y,z 0 — 7 0составляющие угловой скорости ЛА относительно осей

OX, OY и OZ;

W 4x,y,z 0 — 7 0составляющие путевой скорости ЛА по строительным

осям ЛА (OX, OY, OZ);

7j 0, 7q 0, 7g 0, H — 7 0соответственно угол курса, тангажа, крена и высоты

полета ЛА.

Движение ЛА в пространстве можно в зависимости от поставленных

задач рассматривать в различных системах координат. ГОСТ 20058-80 пре-

дусматривает 12 таких систем координат.

Наиболее часто используют следующие из них (рис. 1):

1. нормальную земную O 4o 0X 4o 0Y 4o 0Z 4o 0 (неподвижная);

2. нормальную OX 4o 0Y 4o 0Z 4o 0; 7)

3. связанную OX 41 0Y 41 0Z 41 0; ¦

4. скоростную OXYZ; 78 0 подвижные

5. траекторную OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0. 70

1. _Нормальная земная система координат. O 4о 0X 4о 0Y 4о 0Z 4о 0 (рис. 2).

В этой системе определяется положение центра масс ЛА. За начало

— 5 -

координат выбирают место, относительно которого требуется знать поло-

жение ЛА (аэродром взлета или посадки, пункт наведения и др.). Ось

O 4о 0Y 4о 0 направлена вверх по местной вертикали, а оси O 4о 0X 4о 0 и O 4о 0Z 4о 0 располо-

жены в плоскости горизонта и направлены в соответствии с задачей (O 4о 0X 4о

часто направляют на Север):

Рис. 1

2. _Нормальная система координат. OX 4о 0Y 4о 0Z 4о 0 (рис. 2) — подвижная с

началом «O» в центре масс ЛА. Ось OY 4о 0 направлена вверх по местной вер-

тикали, направление осей OX 4о 0 и OZ 4о 0 выбирается в соответствии с зада-

чей. Как правило ось OX 4о 0 направляют на Север, а ось OZ 4о 0 — на Восток.

3. _Связанная система координат. OX 41 0Y 41 0Z 41 0 (рис. 3) — подвижная с на-

чалом «O» в центре масс ЛА. Ось OY 41 0 направлена вверх перпендикулярно

поперечной плоскости симметрии ЛА. Ось OX 41 0 направлена по продольной

оси ЛА, а OZ 41 0 — в сторону правого крыла. Взаимное расположение связан-

ной и нормальной систем координат определяется углами тангажа — 7q 0,

крена — 7g 0 и рыскания — 7j 0.

Переход от ориентации нормальной системы к ориентации связанной

осуществляется последовательными поворотами:

— на угол 7j 0 вокруг оси OY 4о 0;

— на угол 7q 0 вокруг оси OZ 41 0;

— на угол 7g 0 вокруг оси OX 41 0.

С учетом введенных обозначений _кинематические уравнения вращения

_самолета относительно центра масс. в связанной системе координат:

7( 0. .

7T 0 ¦ 7w 4x1 0 = 7g 0 + 7j7 0sin 7q

¦. .

7* 0 7w 4y1 0 = 7j7 0cos 7q7 0cos 7g 0 + 7q7 0cos 7g 0 (16.2)

¦. .

¦ 7w 4z1 0 = — 7j7 0cos 7q 0 77 0 cos 7g 0 + 7q7 0cos 7g

79

Проекции 7w 4x1 0, 7w 4y1 0, 7w 4z1 0 измеряются датчиками ДУС.

— 6 -

4. _Скоростная система координат. OXYZ (рис. 4) — подвижная с нача-

лом «O» в центре масс ЛА. Ось OX совпадает по направлению с вектором

4_

воздушной скорости V, ось OY лежит в вертикальной плоскости симметрии

ЛА и направлена вверх, ось OZ образует с OX и OY правую систему коор-

динат. Взаимное расположение скоростной системы координат относительно

связанной характеризуется аэродинамическими углами 7a 0 и 7b 0 (углом атаки

и углом скольжения соответственно). 7a 0 — угол между продольной осью ЛА

_

и проекцией вектора воздушной скорости V на продольную плоскость сим-

_

метрии ЛА, 7a 0 вызывает появление подъемной аэродинамической силы ЛА Y.

_

7b 0 — угол между вектором V и вертикальной плоскостью симметрии ЛА,

7b 0вызывает появление боковой аэродинамической силы 7 0Z.

5. _Траекторная система координат. OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 (рис. 5) — подвижная 4 0с

началом «O» в центре масс ЛА. Ось OX 4т 0 совпадает по направлению с век-

4_ _ _

тором путевой скорости W = V + U, ось OY 4т 0 лежит в вертикальной плос-

кости симметрии ЛА и направлена вверх, а ось OZ 4т 0 образует с OX 4т 0 и OY 4т

правую систему координат. Взаимное расположение нормальной системы ко-

ординат OX 4о 0Y 4о 0Z 4о 0 и траекторной OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 характеризуется углом наклона

траектории 7Q 0 и путевым углом 7j 0.

Таким образом, 7Q 0 — угол между плоскостью горизонта и вектором пу-

_ _

тевой скорости W; 7j 0 — угол между проекцией вектора путевой скорости W

на плоскость горизонта и направлением OX 4о 0 (как правило OX 4о 0 направлена

на север).

При отсутствии ветра траекторная система координат OX 4т 0Y 4т 0Z 4т 0 совпа-

дает со скоростной OXYZ. В этом случае угол наклона траектории 7Q 0 мож-

но еще определить как 7Q 0 = V — 7a 0. Последним выражением часто пользуются

_

и при небольших значениях V ветра или при значительных превышениях

_ _

воздушной скорости V над значением U ветра.

С учетом рассмотренных систем координат можно отметить, что поло-

жение ЛА относительно Земли 7 0характеризуется 7 0углами 7q 0, 7g 0, 7j 0, относи-

— 7 -

_

тельно воздушной скорости V — углами 7a 0 и 7b 0, а путевая скорость связана

со значениями 7Q 0 и 7j 0.

_ 21.3. Управляющие поверхности ЛА

Угловые координаты ЛА в пространстве определяют в конечном счете

и траекторию движения центра масс. Координаты могут меняться как под

действием внешних возмущений, так и в результате преднамеренных дейс-

твий летчика в процессе управления ЛА. _В продольном движении. самолет

управляется рулем высоты или подвижным стабилизатором или элевонами

(рис. 6). _В боковом движении. — элеронами, элевонами и стабилизатором

при отклонении их правой и левой частей в противоположном направлении,

а также рулем направления. Элевонами называют управляющие поверхности,

подобные элеронам, но значительно большие и отклоняющиеся как в одном

направлении одновременно, так и в противоположных направлениях.

Обычно элевоны устанавливаются на самолетах с треугольным крылом,

неимеющих стабилизатора. Кроме того на самолетах с изменяемой геомет-

рией крыла вместо элеронов могут применяться интерцепторы (прерыватели

потока), которые устанавливаются на верхней поверхности плоскостей

крыла примерно в средней их части. При выпуске интерцепторов нарушает-

ся характер обтекания крыла потоком воздуха и происходит изменения его

_

подъемной силы Y. Если, например, выпустить интерцепторы на левой

плоскости крыла, то подъемная сила левой плоскости за счет торможения

воздуха уменьшится, в то время как подъемная сила правой плоскости не

меняется.

В результате возникает момент относительно продольной оси самоле-

та влево и появится левый крен ( 7g 0 < 0).

_ 22. Законы управления

Поведение ЛА в воздухе характеризуется его устойчивостью и управ-

ляемостью. Управление же ЛА подразделяется на управление «в большом» и

управление «в малом». При «большом» управлении программа движения ЛА

задается в основном относительно медленными перемещениями рычагов уп-

равления в широких пределах. После задания программы производится ее

выдерживание посредством контроля движения ЛА и малых перестановок ор-

— 9 -

ганов управления — это управление «в малом».

Исторически автоматизация управления ЛА сначала развивалась при-

менительно к управлению «в малом» и до настоящего времени большинство

систем осуществляет отработку задающих воздействий именно в «малом».

Это объясняется чрезвычайно высоким требуемым уровнем надежности авто-

матики пилотирования, которому техника не всегда удовлетворяет.

Управление полетом ЛА осуществляется по определенным законам управ-

ления. _Под законом управления. понимается математическое выражение, оп-

ределяющее связь между отклонением управляющего органа ЛА и управляю-

щими сигналами. Рассмотрим наиболее простой случай управление полетом

самолета — стабилизацию его положения по углу тангажа 7q 0. Пусть по ка-

ким-либо причинам началось самопроизвольное отклонение самолета по уг-

лу тангажа от заданного значения 7 q 0 = 0.

Допустим, что система управления самолетом реагирует только на

величину угла отклонения:

7q

7d 4в 0= К 4в 7 7 0 7q- 0,

где 7d 4в 0 — отклонение руля высоты;

7q 0 — угол тангажа;

7q

К 4в 0- коэффициент пропорциональности (передаточное число) меж-

ду отклонением руля и углом 7q 0.

7q

Выражение 7d 4в 0= К 4в 7 7 0 7q 0 является законом управления по отклонению.

В соответствии с этим законом пропорционально изменению угла тангажа

будет отклоняться руль высоты в направлении создания момента, стремя-

щегося вернуть ЛА в первоначальное положение (рис.7).

Из-за наличия сил инерции самолет «проскакивает» исходное положе-

ние и далее процесс повторяется с затуханием (для устойчивого самоле-

та). 7q

Величина К 4в 0, очевидно, может изменить характер переходного про-

цесса.

Для улучшения качество переходного процесса в закон вводят сигнал

по угловой скорости — в данном случае вокруг поперечной оси OZ 41 0:

7q w 4z 7ц

7d 4в 0= К 4в 77q 0 + К 4в 0 77w 4z 0,

— 10 -

7w 4z

где К 4в 0 — передаточное число по 7w 4z 0. .

Если начальное 7 q 0= 7g 0 = 0, то для малых отклонений 7w 4z 0 = 7q 0 (смотри

16.2) и т.к. 7q 0 изменяется по синусоидальному закону, то изменения 7w 4z

будут запаздывать за изменениями 7q 0 на 90 5О 0 (sin t / dt = cos t), обес-

печивая тем самым введение в закон управления демпфирующего сигнала

— 7w 4z 0 (рис.8). Из графика видно, что при максимальных скоростях измене-

7w 4z

ния 7q 0 (в точках 7q 0 = 0) величина К 4в 0 77w 4z 0 максимальна и наоборот, что и

обеспечивает снижение перерегулирования, т.е. демпфирование.

Подбирая соотношение сигналов по углу 7q 0 и 7 w 4z 0, можно получить же-

лаемое качество переходного процесса, включая и апериодический подход

самолета к заданному положению. Закон управления, включающий сигналы

по углу и по скорости изменения угла, можно считать минимально необхо-

димым для получения качественного переходного процесса при управлении

самолетом.

Однако при управлении самолетом каналы автопилота (соответственно

по трем осям ЛА) не являются автономными, т.к. между ними имеются пе-

рекрестные связи, точнее для большего эффекта управления эти связи не-

обходимо создавать.

Так, например, при крене самолета вертикальная составляющая подъ-

_

емной силы Y не будет уравновешивать массу самолета и начнется потеря

высоты. Чтобы этого не произошло, необходимо отклонить руль высоты

вверх, т.е. в канал автопилота, управляющий углом 7q 0, необходимо подать

сигнал по углу крена. Следует отметить, что снижение высоты происходит

как при правых кренах ( 7g 0 > 0), так и при левых ( 7g 0< 0), а это значит,

7п

что сигнал крена нужно подавать всегда положительным — К 4в 77 0¦ 7g2 0.

Кроме того, при крене самолет стремится в сторону опущенного кры-

ла. Устранить скольжение можно подачей сигнала по углу крена в канал

7п

руля направления: К 4н 77 0¦ 7g2 0.

При отклонении руля поворота в плоском развороте самолета из-за

большей скорости внешнего крыла на нем появляется приращение подъемной

силы, вызывающее кренящий момент. Данный момент парируется за счет

7jоро

сигнала, подаваемого из канала направления в канал крена: К 4э 77j 0.

— 11 -

Если автопилот выполняет функцию стабилизации высоты полета, а

это реализуется всеми современными автопилотами, то в канал тангажа

7D 4H

подается сигнал отклонения от заданной высоты: К 4в 77DH 0.

Кроме указанных сигналов в каждый канал летчиком или какой-либо

системой (навигационной, прицельной и др.) могут быть введены сигналы

заданных параметров полета: 7 q 4з 0, 7 g 4з 0, 7 j 4з 0, H 4з 0.

С учетом сделанных замечаний законы управления для трех каналов

имеют вид:

7( 0 7q w 4z 7ц 0 7D 4H 0 7q 4з

¦ 7d 4в 0 = К 4в 77q 0 + К 4в 0 77w 4z 0 + К 4в 77DH 0 — К 4в 77 0 7q 4з 0 — канал тангажа;

¦

¦ 7g w 4x 7ц 0 7j 0 7g 4з

7* 0 7d 4э 0 = К 4э 77g 0 + К 4э 0 77w 4x 0 + К 4э 77j 0 — К 4э 77 0 7g 4з 0 — канал крена;

¦

¦ 7j w 4y 7ц 0 7g 0 7j 4з

¦ 7d 4н 0 = К 4н 77j 0 + К 4н 0 77w 4y 0 + К 4н 77g 0 — К 4н 77 0 7j 4з 0 — канал направления.

79

Приведенные законы управления не являются обязательными для всех

автопилотов и режимов полета. В законах управления могут отсутствовать

некоторые члены, а могут быть введены и неуказанные выше сигналы: по

интегралу от отклонения какого-либо углового или линейного параметра,

по перегрузке и другим параметрам.

Если не требуется стабилизировать угловое положение самолета, а

стоит задача ликвидации его колебаний, то законы управления могут со-

держать только сигналы по угловым скоростям вращения самолета относи-

7w 4z 0 7w 4x 0 7w 4y

тельно его осей: К 4в 0 77w 4z 0, К 4э 0 77w 4x 0, К 4н 0 77w 4y 0. Подобные законы управления

имеют специальные устройства автоматического демпфирования колебаний

ЛА, называемые демпферами. В режиме только демпфирования могут рабо-

тать и автопилоты.

— 12 -

_ 23. Классификация систем управления полетом ЛА

В зависимости от степени автоматизации можно выделить следующие

системы управления.

_Ручные ., когда летчик управляет ЛА с помощью рулей, имеющих жест-

кую связь с ручкой управления. При этом летчик руководствуется показа-

ниями обычных приборов и личными ощущениями.

_Автоматизированные… Эти системы не освобождают летчика от непос-

редственного ручного воздействия на рулевые органы ЛА, но они обеспе-

чивают единообразное управление на всех режимах полета (автоматы регу-

лирования управления АРУ и автоматы регулирования загрузки ручки уп-

равления самолетом АРЗ) или без участия летчика устраняют самопроиз-

вольные колебания ЛА, улучшая его характеристики устойчивости и управ-

ляемости (демпферы и автоматы устойчивости).

_Полуавтоматические (командные или директорные)… В случае исполь-

зования директорного управления летчик освобождается от необходимос-

ти производить расчеты траектории полета, т.к. на специальные приборы

автоматически выдаются команды, выполняя которые летчик будет вести ЛА

по заданной траектории, т.е., в данном случае летчик является звеном в

контуре системы управления, но управляет ЛА по-прежнему вручную.

_Автоматические… Эти системы выполняют функции управления угловыми

координатами и стабилизации траектории движения центра масс ЛА, осво-

бождая летчика от необходимости непосредственногот воздействия на ру-

ли. Такие системы получили название автопилотов. При включенном авто-

пилота роль летчика сводится к заданию необходимых режимов полета и

контролю за их реализацией.

В последнее время самолетные автопилоты перестали быть автономны-

ми системами управления полетом. Они стали входить составной частью в

системы автоматического управления (САУ) и пилотажно-навигационные

комплексы (ПНК), которые объединяют все курсовое, навигационное, ко-

мандное и пилотажное оборудование ЛА. САУ и ПНК обеспечивают практи-

чески полную автоматизацию полета ЛА и его боевого применения. Однако,

наряду с высокой степенью автоматизации управления современными ЛА

возможность перехода на ручное управление является обязательным усло-

вием при создании всех типов ЛА, имеющих летные экипажи. Причины этому

следующие:

— во-первых, ручное управление играет роль основного в аварийной

обстановке, т.е. является резервным при отказах автоматических систем

— 14 -

управления;

— во-вторых, ручное управление используется на критических режи-

мах (например, на взлете и посадке) и в таких ситуациях, где примене-

ние существующих автоматических систем не рекомендуется или запрещено.

_3.1. Системы ручного управления ЛА

В явном виде системы ручного управления применяются на поршневых

легких самолетах, где шарнирные моменты M 4ш 0, возникающие при отклонении

рулей от действия скоростного напора, могут преодолеваться мускульным

усилием летчика (рис. 9).

В этом случае ручка управления самолетом связана с рулем тягами -

жесткой и тросовой. Угол отклонения рулевой поверхности пропорционален

отклонению ручки управления 7 d 4р 0. Каждому отклонению руля высоты (в дан-

ном случае) будет соответствовать перегрузка, возникающая при маневре

самолета. При ручном управлении пропорциональность между перегрузкой и

отклонением ручки управления самолетом достигается за счет возрастания

шарнирного момента M 4ш 0 при увеличении 7d 4в 0. То есть для создания большей

перегрузки при маневре летчик должен увеличить усилие, прикладываемое

к ручке управления.

Если в полете на самолет действует постоянный момент, отклоняющий

самолет от прямолинейной траектории, то летчик должен для парирования

этого момента держать руль (РВ) постоянно отклоненным, прикладывая

усилие к ручке. Это утомительно и усложняет пилотирование.

Для снятия нагрузки с ручки управления при чисто ручном управлении

используется аэродинамический триммер, представляющий собой дополни-

тельную рулевую поверхность на задней части руля. При отклоненном по-

ложении руля (и ручки управления самолетом) летчик отклоняет триммер в

соответствующем направлении до тех пор, пока шарнирный момент руля

M 4ш 0= Y 4в 77 0l 4в 0 не уравновесится моментом триммера M 4т 0= Y 4т 77 0l 4т 0 (здесь

Y 4в 0иY 4т 0- 4 0равнодействующие аэродинамических сил руля высоты РВ и трим-

мера Т, а l 4в 0 и l 4т 0 — плечи приложения этих сил относительно оси враще-

ния триммера и руля высоты). Момент наступления равенства M 4ш 0 = M 4т 0 лет-

чик почувствует по отсутствию сопротивления ручки управления, находя-

щейся по-прежнему в отклоненном положении.

Привод триммера осуществляется дистанционным механизмом (электро-

механизмом), который управляется от кнопки «триммер» на ручке управле-

— 15 -

ния самолетом.

Современные ЛА имеют относительно большую массу и большие скорос-

ти полета и поэтому для управления ЛА требуется создавать моменты, не-

посильные для человека (усилия на привод рулей достигают нескольких

тонн).

В связи с указанным под ручным управлением в современной трактов-

ке понимается следующая схема: летчик непосредственно отклоняет не ру-

левые поверхности, а управляющий золотник гидроусилителя, который отк-

рывает доступ гидросмеси, находящейся под высоким давлением (до

240кгс/см 52 0), в рабочий цилиндр (рис. 10). Поршень рабочего цилиндра

через шток отклоняет руль (в данном случае стабилизатор С). По мере

движения рабочего штока происходит перемещение точки «О» и при непод-

вижной точке «О`» шток управляющего золотника перемещается, перекрывая

канал поступления гидросмеси в рабочий цилиндр. Этим реализуется жест-

кая отрицательная обратная связь и обеспечивается пропорциональность

между отклонением ручки управления и отклонением рулевой поверхности.

Недостаток рассмотренной системы — ее обратимость, — летчик не

чувствует шарнирного момента на руле, а при освобождении ручки управ-

ления от усилия она не возвращается самостоятельно в исходное положе-

ние. Такая схема управления может привести к созданию недопустимых пе-

регрузок ЛА и делает пилотирование неестественным.

С целью ликвидации указанных недостатков в систему управления

включается загрузочный механизм ЗМ (пружина), связанный с механизмом

триммерного эффекта МТЭ. Летчик, отклоняя ручку управления, преодоле-

вает сопротивление пружины ЗМ, имитирующего шарнирный момент.

При необходимости снятия нагрузки с ручки управления, когда, нап-

ример, на самолет действует постоянный момент, летчик кнопкой «трим-

мер» включает МТЭ, смещая тем самым нейтраль загрузочной пружины. Этим

достигается идентичность чисто ручного управления с использованием не-

обратимых гидроусилителей (бустеров).

2ТЕМА N 1 06 2 «СИСТЕМЫ 0АВЕОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ.»

2ЗАНЯТИЕ N 010 2(Гр., 2часа):

Системы автоматического управления

базового вертолета: назначение и

выполняемые функции, состав и режимы

работы.Перспективы развития САУ и АПК.

21. 0Общие сведения об управлении вертолетом.

Классификация конструктивных схем вертолетов производится по

числу применяемых несущих винтов и по их взаимному расположе-

нию.Практическое применение нашли одновинтовые вертолеты с руле-

вым винтом /РВ/, двухвинтовые соосной схемы, двухвинтовые продоль-

ной схемы /винты в передней и задней части фюзеляжа/ и двухвинто-

вые поперечной схемы /винты на концах специальной поперечной бал-

ки вертолета/.Большая часть вертолетов от общего парка построены

по одновинтовой схеме с РВ.Далее рассматривается именно этот

класс вертолетов.

Вертолет /любого класса/, в отличии от самолета, управляется не

с помощью аэродинамических моментов, вызванных отклонением рулевых

поверхностей, а посредством изменения модуля и направления вектора

тяги /Т/ несущего винта /НВ/ и изменения модуля вектора тяги ру-

левого винта /РВ/.Тяга винта вертолета пропорциональна частоте

вращения винта, углу атаки, под которым установлены лопасти винта

/шаг винта/, скорости вертолета в направлении оси винта и некото-

рым другим (в меньшей степени) параметрам:

Т = f ( 7 F 0нв, 7W 0нв,Vy,...), где:

Т — тяга;

7F 0нв — общий шаг НВ;

7W 0нв — частота вращения НВ;

Vy — вертикальная скорость вертолета.

Зависимость Т от горизонтальной скорости /Vx/ обычно не учи-

тывается ввиду относительно малых значений Vx.Лопасти несущего

винта описывают в полете коническую поверхность, называемую тюль-

паном или конусом.Угол «подъема» конуса в каждой его точке обоз-

начается 7 e 0 и называется углом взмаха. 7e 0 у МИ-24 не превышает 25 50

на максимальной тяге и 5 50 0 на номинальной.

Движение центра масс вертолета в горизонтальной плоскости, уп-

равление этим движением, а также управление креном и тангажом осу-

ществляется за счет наклона вектора тяги НВ, т.е. за счет наклона

оси конуса.Указанное отклонение выполняется с помощью автомата

перекоса /АПК/ (предложен академиком Б.Н.Юрьевым в 1909 году)

см.рис. 16.65.

Каждая из лопастей винта подвешена на двух, а с учетом осевого

поворота, задаваемого автоматом перекоса — трех шарнирах.верти-

кальный шарнир ВШ обеспечивает небольшую свободу колебаний лопас-

ти в плоскости вращения и разгружает втулку несущего винта от

— 2 -

знакопеременного момента, связанного с периодическим изменением

кинетической энергии лопасти при отклонении Т от оси вращения

винта.Горизонтальный шарнир ГШ предотвращает работу лопасти на

изгиб при образовании тюльпана /конусность возрастает с ростом

модуля тяги/.Благодаря ГШ лопасть в полете работает в основном на

растяжение /оно вызвано мощной центробежной силой, которая, вообще

говоря, обеспечивает и значительную жесткость лопасти/.

Осевой шарнир ОШ необходим для изменения шага винта.Из схемы

автомата перекоса видно, что модуль Т можно изменять смещением

всего автомата перекоса вверх и вниз по валу винта.При этом од-

новременно изменяется угол установки 7 F 4o 0 /шаг/ каждой лопасти, т.е.

изменяется _ общий шаг. НВ.При поперечных или продольных отклонениях

подшипника автомата перекоса угол установки каждой лопасти совер-

шает в течении полного оборота циклическое колебание 7 F 4ц 0 относи-

тельно общего шага винта НВ:

В результате в какой-то точке окружности, описываемой ло-

пастью, угол установки лопасти оказывается максимальным, а в проти-

воположной точке-минимальным, что приводит к отклонению тюльпана

/и вектора Т/ в продольном или поперечном направлении /см. рис.

/.Таким образом система управления вертолетом, в отличии от

самолета, содержит 4 канала — направления, крена, тангажа и высоты.

Центр масс вертолета располагается ниже втулки НВ, поэтому при

движении вперед вертолет наклоняется носом вперед /пикирует /.

Центр масс МИ-24, кроме нижнего расположения, еще и смещен, обычно

назад от вектора Т.Величина смещения называется продольной цент-

ровкой и лежит в пределах от -10 см (центр масс впереди Т) до

+40см (центр масс сзади Т).Поэтому окончательно знак и величина

тангажа определяются режимом полета и продольной центровкой.

Движение вправо или влево сопровождается кренением.

Величина и направление вектора истинной скорости Vи определя-

ется величинами Tx,Tz и соотношением Ty и G /силы тяжести верто-

лета/.Вертикальная скорость вертолета Vy зависит в основном от

соотношения вертикальной составляющей тяги НВ Ту и вектора силы

тяжести G.

Во время вращения НВ на корпус вертолета действует разворачи-

вающий реактивный момент реакции, направленный встречно вращению

НВ.Момент этот компенсируется рулевым винтом РВ.ШагРВ изменяется

посредством устройства, аналогичного АПК — специального подшипни-

ка, перемещающегося по оси РВ.

Для управления вертолетом используются следующие органы упр-

вления:

— 3 -

1. рукоятка «шаг-газ», позволяющая изменять общий шаг всех пя-

ти лопастей НВ МИ-24;

2. ручка продольного и поперечного управления (ручка управле-

ния циклического шага), отклоняющая автомат перекоса НВ в продоль-

ном и поперечном направлении;

Рис. Упрощенная схема автомата перекоса вертолета.

— 4 -

Рис. Схема управляющих сил одновинтового вертолета.

3. педали, позволяющие формировать момент для управления углом

рыскания,-устанавливают общий шаг всех трех лопастей РВ.

На МИ-24 имеются дополнительно еще 3 системы, участвующие в

управлении вертолетом:

1. механическая система связи рукоятки «шаг-газ» с отклоняе-

мым стабилизатором (обеспечивает компенсацию кабрирующего или пи-

кирующего момента при изменении модуля Т).Передаточное отношение

«рукоятка-стабилизатор» устанавливается неизменным, соответствую-

щим крейсерскому режиму полета и с номинальной продольной цент-

ровкой;

2. система подвижных упоров /СПУУ/, выполняющая автоматическое

ограничение максимального шага РВ — в зависимости от плотности

воздуха (входными сигналами СПУУ являются сигналы датчика стати-

ческого давления и датчика температуры);

3. демпфер гидравлический путевого управления /ДГПУ/-гидроме-

ханическое устройство, ограничивающее скорость перемещения педалей.

Помимо всего перечисленного в каналах крена и тангажа имеются

механизмы триммерного эффекта (МТЭ).МТЭ включаются только вручную

— кнопками на РУ циклического шага.

Динамические характеристики вертолета в значительной мере от-

личаются от самолетных, в особенности по качеству переходных про-

цессов, которое у вертолетов гораздо хуже.В особенности это прояв-

ляется при малых скоростях полета и в режиме висения, когда движе-

ние вертолета при ручном управлении принципиально неустойчи-

во.Сказанное объясняется во многом характером реакции изменения

вектора Т при отклонении АПК и реакцией самого вертолета на изме-

нение Т.Зависимость Тнв от отклонений АПК и Трв от перемещений

подшипника РВ на установившихся режимах имеет вид:

4пед

К 4 т п

1.канала направления 7D 0Трв=----------* 7d 4н 0 ,

Т 7d 4н 0Р+1

4т 0К 7d 4х 0 4апк

— 5 -

2.канал крена 7 d 4х 0=---------* 7d 4х 0 ,

Т 7d 0Р+1

4т 0К 7d 4z 0 4апк

3.канал тангажа 7 d 4z 0=---------* 7d 4z 0,

Т 7d 0Р+1

4шаг

К 4 т апк

4.канал высоты 7D 0Тнв=------------------* 7d 4в 0, где:

Р 52 0+2* 7e 4л 0* 7W 4л 0*Р+ 7W 52 4л

4т т

7D 0Трв, 7D 0Тнв, 7d 4х 0, 7d 4z 0 — соответственно изменения модулей тяги РВ, НВ и

углы отклонения Тнв по крену и тангажу.

4п 0 4апк апк апк

7d 4н 0, 7d 4в 0, 7d 4х 0, 7d 4z 0 — соответственно перемещения подшипников уста-

новки общего шага РВ, НВ и углы наклона АПК по

крену и тангажу.

4пед шаг-газ

К 4 т 0, К 7d 4х 0, К 7d 4z 0, К 4т 0 — коэффициенты передачи перемещений подшипника

РВ и АПК.

Т 7d 0, Т 7d 4н 0 — постоянные времени махового движения, прибли-

женно Т 7d 0=( 7e 4л 0* 7W 4л 0) 5-1 0, 7W 4л 0здесь — частота

вращения лопастей.

7e 4л 0 — угол взмаха лопасти.

Очевидно, что из-за большой разницы в 7W 4л 0НВ и РВ (240 и 2575

об/мин соответственно) Т 7d 4н 0мала и запаздыванием перестройки махо-

вого движения РВ можно принебречь.Для НВ запаздывание довольно

заметно и летчику, чтобы получить нужный эффект управления требу-

ется отклонить РУ на величину, большую по сравнению с балансиро-

вочным значением, а затем, по мере движения вертолета к заданному

положению, возвращать РУ назад, к балансировочному положению.Опи-

санный эффект может быть устранен только при совместном автомати-

ческом и ручном управлении, действующими в одном направлении (пос-

леднее достигается использованием так называемых компенсационных

датчиков).

Приведенные зависимости отражают осевое ( 7f 0) и запаздывающее

за ним маховое ( 7e 0) движение лопасти.Угол взмаха 7e 0определяется

вектором тяги лопасти, следовательно реакция 7e 0на изменение шага

НВ тоже колебательная. А так как величина фазового запаздывания

звена 2-ого порядка на собственной частоте составляет 90 5о 0, то и

изменение 7e 0отстает от изменения 7f 0на 90 5о 0.Такое запаздывание вы-

зывает завал конуса НВ в направлении, отличающимся от требуемого

на угол в общем случае до 90 5о 0, что, конечно, усложняет управление

вертолетом.Для исключения рассмотренного явления на вертолетах

всех типов осуществляется так называемая компенсация взмаха, уст-

раняющая нежелательные перекосы конуса НВ.Технически реализовать

компенсацию достаточно просто — необходимо лишь сдвинуть по ок-

ружности точки крепления тяг управления АПК.

— 6 -

В переходных режимах на устойчивость и управляемость вертоле-

та дополнительно оказывает влияние отставание оси вращения втулки

НВ от геометрической оси корпуса.Угол между осями для МИ-24 может

достигать, например «по тангажу» 13-17 5о 0.

Помимо особенностей в движении лопастей реакция вертолета ус-

ложняется также перекрестными связями между каналами: управляю-

щее воздействие по одному каналу является возмущающим воздействи-

ем по другому.Среди этих связей наиболее существенны:

1. связь канала оборотов НВ со всеми каналами управления, т.к.

тяга НВ прямо пропорциональна квадрату угловой скорости его вра-

щения /связь в значительной степени устраняется регулятором обо-

ротов НВ/.

2.асвязь канала тангажа и крена вследствии естественного «за-

вала» конуса НВ относительно плоскости симметрии вертолета при

появлении угла скольжения.

3. связь канала высоты и тангажа, особенно на больших скорос-

тях /нарушает продольную балансировку вертолета/.

4. связь канала высоты и направления, обусловленная изменением

реактивного момента НВ.

Последняя связь требует после любых перемещений рычага

«шаг-газ» немедленно отклонять педали.Указанные взаимосвязи кана-

лов управления и другие особенности динамики полета вертолета

приводят к неустойчивости вертолета.Поэтому при зажатой ручке уп-

равления полет через какое-то время становится невозможным — уже

через 20-40 секунд появляются большие расходящиеся колебания 7g 0,Vz

и особенно 7q 0 и Vx.

Сложности в реакциях лопасти и вертолета на управляющие воз-

действия, перекрестные связи между каналами, приводят к его малоус-

тойчивому и неустойчивому (на отдельных режимах) движению.Вданной

ситуации особенно возрастает роль САУ вертолета, которая, помимо

остальных задач, существенно улучшает его устойчивость и управляе-

мость.Вертолетная САУ, в отличии от самолетной, имеет возможность

воздействовать на управляющий орган (АПК) в достаточно большом

диапазоне — до 20% от полного отклонения,-это необходимо для дос-

тижениия требуемых динамических и статических характеристик вер-

толета.Однако в ряде случаев САУ все же не справляется с решаемы-

ми задачами и тогда летчик вмешивается и управление.Такое вмеша-

тельство в вертолетных САУ носит название режима «совмещенного

управления».Причем, в данном случае ручное и автоматическое управ-

ление не препятствуют друг другу — это достигается использованием

в законах управления САУ сигналов специальных компенсационных

датчиков «КД» (датчиков отклонений ручки управления).КД на боль-

шинстве вертолетов установлены в каналах крена и тангажа.

Совмещенное управление и вообще управление положением АПК в

каждом из канклов осуществляется с помощью КАУ-110 — комбиниро-

ванного агрегата управления. КАУ объединяет в себе золотник руч-

ного управления, электрогидроусилитель автоматического управле-

ния и оконечный общий гидроусилитель (гидродвигатель).

Конструтивная и функциональная схемы КАУ изображенны на рис.

Основными узлами конструкции КАУ являются: гидродвигатель

бустера «9» (ГДБ), головка рулевого агрегата «10» и дифференци-

альная входная качалка «5» (ДВК).

— 7 -

Головка рулевого агрегата жестко связана со штоком ГДБ и со-

держит золотники ручного управления «7» и сервопривода «2» САУ

(ЗРУ и ЗСП), гидродвигатель сервопривода «6» (ГДСП) и гидрозатвор

«3» (ГЗ). На головке установленны также электромеханческий преоб-

разователь «1» (ЭМП) системы «фило-заслонка» и датчик обратной

связи «8» (ДОС) сервопривода.

ГДБ и ГДСП включают в себя большой и малый гидроцилиндры ,

поршни которых перемещают соответственно выходной шток КАУ и шток

сервопривода.

ДАК одним концом через шарнир 0 42 0 соединена с тягой ручного

управления, а другим концом через 0 43 0 с ЗРУ. Ось вращения ДВК 0 41

может перемещаться относительно корпуса головки при перемещении

штока КДСП.

ВКАУ канала направления на ДВК закреплен так называемый меха-

низм «перегонки» (МП) «4», который представляет собой обычный

двухсторонний подпружиненный упор. Назначение МП состоит в расши-

рении диапозона перемещения управляющих органов вертолета при ав-

томатическом управлении. Действии МП в конечном счете аналогично

работе МТЭ, т.к. при «включении» МП помимо выходного штока КАУ

перемещается также и входная тяга ручного управления. Более под-

робно работа КАУ с «перегонкой» здесь рассматриваться не будет.

ЭМП управляет заслонкой в системе «сопло-заслонка», которая

работает по принципу гидровлического моста, меняя давление на

торцах ЗСП, удерживаемого в нейтральном положении центритующими

пружинами.

ДОС представляет собой линейный индукционный датчик положения

штока ГДСП относительно корпуса головки. Корпус (статор) ДОС ус-

тановлен на головке, а ротор соединен рычагом со штоком.

ГЗ перпекрывает подачу давления из магистрали к ЗСП. Открытие

ГЗ происходит путем подачи на него импульса давления через специ-

альный электрогидтавлический кран при включении соответствующего

канала САУ.

— 8 -

КАУ может обеспечить три основных режима управления вертоле-

том:

1. ручное управление (режим бустера);

2. автоматическое управление (режим сервопривода);

3. совмещенное управление.

При ручном управлении КАУ работает как однокаскадный гидроу-

силитель (бустер). При автоматическом управлении — трехкаскадный

электрогидровличечский сервопривод. И, наконец, при совмещенном

— 9 -

управлении КАУ работает по дифференциальной схеме, суммируя на

выходном штоке перемещения от летчика и САУ.

_При ручном управлении. шток ГДСП фиксируется в нейтральном по-

ложении. Теперь в случае смещения тяги ручного управления на ве-

личину Х, например, в право, ДВК повапачивется вокруг шарнира

О 41 0, вызывая тем самым перемещение ЗРУ на величину Х 4р 0 влево. Приэ-

том гидросмесь поступает под давлением из магистрали в левою по-

лость ГДБ. Выходной шток вместе с головкой перемещается на вели-

чину Х 4р 0 вправо до тех пор, пока окна ЗРУ не будут снова перекры-

ты. Перекрытие окон ЗРУ наступает благодаря повороту ДВК вокруг

шарнира О 42 0 и соответствующему перемещению ЗРУ вправо на величину

Х 4Б 0 (механическая отрицательная обратная связь). В результате вы-

полняется условие Х 4р 0=Х 4Б 0. Во время ручного управления справедливы

соотношения:

4ЗРУ 0 l 42 0 4 ВХ 0 4ОС 0 l 41 0+l 42 0 4ВЫХ 0 4ВЫХ 0 4 0 l 42 ВХ

Х 4р 0= 4 0--- 4 0Х 4р 0, Х 4Б 0= 4 0--- 4-- 0Х 4р, 0 Х 4р = — 0Х 4р 0, где

l 41 0 l 41 0 4 0 4 0 l 41 0+l 42

l 41 0 и l 42 0 — величины плечей ДВК. Из соотношений следует ,

что при ручном управлении ДВК выполняет роль понижающего редукто-

рас коэфф. редукции l 42 0 /(l 41 0+l 42 0).

_При автоматическом управлении. по команде САУ открывается ГЗ.

Электрический сигнал 7 D 0i 4АП 0 усилителя сервопривода САУ (УСП), про-

порциональный разности сигнала управления и сигнала ДОС, поступа-

ет на ЭМП. Заслонка, связанная с якорем ЭМП, отклоняется на вели-

чину 7 D 0Х 4АП 0, пропорционально сигналу 7D 0i 4АП 0. Пусть это отклонение

происходит направо, как показано на рис. Тогда ЗСП переместит-

ся пропорционально величине 7D 0Х 4АП 0 налево навеличину Х 4АП 0. Давление

гидросмеси из магистрали через открытый ЗСП поступает в правою

полость цилиндра ГДСП. Шток ГДСП перемещается относительно голо-

вок налево вместе с шарниром О 41 0 ДВК. Так как тяга ручного непод-

вижна и зафиксирована загрузочным механизмом проводки управления,

то ДВК поворачивается вокруг шарнира О 42 0, перемещая ЗРУ на величи-

ну Х 4АП 0 влево. Пропорциональность между стгналом управления и пе-

ремещением Х 4АП 0 достигается за счет сигнала ДОС, который возвраща-

ет ЭМП и, следовательно, ЗСП в нейтральное положение. Перемещение

Х 4АП 0 приводит к подаче давления в левою полость цилиндра ГДБ. Шток

ГДБ перемещается вместе с головкой и ГДСП вправо на величину Х 4АП 0,

ликвидируя тем самым поворот ДВК вокруг шарнира О 42 0, то есть

возвращая ЗРУ в нейтраль. Таким образом, обеспечивается механи-

ческая обратная связь и равенство Х 4АП 0 = Х 4АП 0.

_При сомещенном управлении. выполняются оба из рассмотренных

видов управления одновременно. При этом суммирование ручных и ав-

томатических перемещений осуществляется на ЗРУ благодаря ДВК.

_ОТД КАУ-110

1. полный ход выходного штока.........................74 мм;

2. ход штока, соответствующий полному ходу штока

сервопривода (без «перегонки»).....................13 мм;

— 10 -

3. скорость движения выходного штока без нагрузки

в атоматическом режиме, в зависимости от величины

входного сигнала ЭМП...........................20-40 мм/с;

4. масса...............................................11 кг;

Перейдем к рассмотрению системы автоматического управления

полетом вертолета МИ-24

_2. САУ-В24-1 назначение, состав, основвные технические данные

_и характеристика режимов работы.

Система САУ-В24-1 предназначенна для улучшения характеристик

устойчивости, управляемости, а также для автоматического управ-

ления центром масс вертолета.

Система обеспечивает решение следующих задач:

— демпфирование угловых колебаний вертолета и линейных движе-

ний в связанной системе координат;

— стабилизация курса, крена, тангажа;

— улучшение характеристик устойчивости и управляемости верто-

лета при совмещенном (одновременно ручном и автоматическом ) уп-

равлении;

— стабилизация приборной скорости полета ;

— стабилизация барометрической высоты;

— стабилизация геометрической высоты на этапе висения и при

облете рельефа местности ( последнее эффективно только при верти-

кальных скоростях до 3 м/с);

— стабилизация положения центра масс вертолета в горизонталь-

ной плоскости на этапе висения;

— стабилизация заданного путевого угла и линии заданного пути.

— доворот по путевому углу по команде оператора.

Так особенностью вертолетной САУ является ввозможность неза-

висимого функционирования каждого из каналов управления (крен,

тангаж, направление высоты), то перечисленные задачи могут ре-

шеться как по отдельности, так и в различных комбинациях.

Внешний вид агрегатов САУ-В24-1 представлен на рис. Взаи-

модействие агрегатов компента друг с другом и их связи с внешними

системами показаны на рис.

В комплект САУ-В24-1 входят:

1. «ПУ» — пульт управления по 1-му в каждом канале;

2. «ДУСУ» — датчик угловой скорости по 1-му в каналах направ-

ленияи крена;

3. «КД» — компенсационный датчик (датчик отключения РУ) — по

1-му в каналах крена и тангажа;

4. «ЗПУ» — задатчик путевого угла — по 1 шт.;

5. «ЗК» — задатчик курса — 1 шт.;

6. «ПВМ» — пульт «висение-маршрут» — 1 шт.;

7. «ПВП» — пульт «высота- посадка» — 1 шт;

8. «БСВ» — блок связи с радиовысотомером — 1 шт.;

9. «БВ» — блок вычислительный — 1 шт.;

10. «РМ» — рама монтажная — 1 шт.

Рассматриваемая САУ, как и предыдущие (самолетные), состоит

— 11 -

из автономного и траекторного контура. К автономному контору от-

носятся агрегаты первых трех позиций комплекта, а к траекторному

— все остальные. В САУ В-24-1 автономный контур — это фактически

типовой вертолетный универсальный автопилот «ВУАП-1», который как

самостоятельная система устанавливается и на других одновинтовых

вертолетах.

Совместно с САУ работают следующие агрегаты и системы -датчи-

ки первичной информации :

1. КС — курсовая система типа «Гребень»(датчик ортодромичес-

кого курса;

2. МГВ -малогаборитная гировертикаль (датчик крена и танго-

жа);

3. КЗСП — корректор- задатчик приборной скорости;

4. КЗВ — корректор-задатчик барометрической высоты;

5. БСГ — блоки сигнала готовности КЗСП и КЗВ;

6. НВ — навигационный вычислитель системы стабилизации линии

заданного пути типа ВСБ-24;

7. ПКП — пилотажно-командный прибор (аналог КПП);

8. ФИСС — доплеровский измеритель путевой скорости и угла

сноса типа «Винт»;

9. РВ — радиовысотомер малых высот типа «Челнок»;

10. КАУ — комбинированный агрегат управления типа КАУ-110;

11. Различные выключатели, переключатели и кнопки, к которым

относятся:

— АЗС «САУ» питания САУ по постоянному току — на приборной

доске летчика;

— кнопка и индикаторная лампочка «ВКЛ.СТАБ.СКОРОСТИ» — на

приборной доске летчика;

— кнопка отключения стабилизации скорости «ОТКЛ.СТАБ.СКОРОС-

ТИ» — на приборной доске летчика;

— кнопка аварийного отключения всей САУ «ОТКЛ АП» — на ручке

циклического шага;

— концевой выключатель- задатчик усилий летчика «по крену» -

на ручке циклического шага;

— кнопки-датчики усилий летчика «по направлению» — на подпе-

дальниках летчика;

— гашетка — датчик усилий летчика «по высоте» — на ручке

«ШАГ-ГАЗ»;

— тумблер «ДОВОРОТ» с двумя рабочими положениями «Левый» и

«Правый» — на пульте управления оператора.

Из перечисленного видно, что в системах управления отсутству-

ет датчик усилий летчика «по тангажу» — это объясняется особен-

ностями совмещенного управления по тангажу, которые подробнее бу-

дут рассмотренны ниже.

ОТД САУ-В24-1

1.Точность стабилизации (в установившимся режиме):

— курса + 1 ;

— крена и тангажа + 0.5 ;

— барометрической высоты + 6 м до 1000 м

— 12 -

+ 12 м свыше 1000 м;

— геометрической высоты (в диапозоне от 5 до 100 м) + 4 м;

— приборной скорости (более 150 км/ч) + 15 км/ч;

— путевого угла (при путевой скорости более 50 км/ч

и кренах не более 15 ) + 5;

— скорости ухода от координат точки висения

(при кренах и тангажах до 5) до 15 мин;

2. Время готовности до 2 мин;

3. Потребление от источников электропитания:

— по постоянному току напряжением 27В 2А;

— по неременному трехфазному току 36В 2А в фазе;

4. Масса :

— автомата ВУАП-1 7 кг;

— всей системы без монтажных деталей 25 кг;

САУ-В24-1 работает в следующих режимах:

а) автономные (режим ВУАП-1).

1. «Согласование»;

2. «Стабилизация»;

3. «Совиещенное управление»;

б) траекторные (внешние):

1. «Висение»;

2. «Высота»;

3. «Маршрут»;

4. «Доворот».

Рассмотрим перечисленные режимы с точки зрения их физического

смысла.

_3. Общая характеристика режимов САУ-В24-1

Будем рассматривать режимы в том порядке, в каком ониперечис-

ленны выше .

1) _«Согласование». — это, как и у самолетных САУ, пссивный,

подготовительный режим, во время согласования (МС) отслеживают и

непрерывно запоминают (главным образом в виде углов поворотов ро-

торов вращающихся трансформаторов и роторв индукционных датчиков)

текущие параметры полета. МС расиоложенны в ПУ-Н, К, Т, КЗВ, КЗСП,

БСВ и отслеживают соответственно текущие курс, крен, тангаж, ба-

рометрическую высоту, скорость и геометрическую высоту. МС вклю-

чении АЗС «САУ», а также при переходах на другие режимы, — тог-

да, когда предыдущий режим мешает выполнению новой задачи .

2) _«Стабилизация». — основной режим автономного контура ВУАП-

предполагает выдерживание имевшихся перед включением режима зна-

чений курса, крена, тангажа, барометрической высоты и приборной

скорости. Стабилизация углов и высоты включается соответствующими

кнопками на ПУ, а скорости — кнопкой на прборной доске летчика.

Отмеченные параметры могут выдерживаться в любых комбинациях, за

исключением невозможности одновременной стабилизации тангажа

и скорости. Последние объесняется тем, что изменение тангажа из-

за особенностей управления вертолетом сопровождается изменением

скорости. Эти две величины в первом приближении связанны соотно-

шением:

— 13 -

К 4v

Vпр = — 7 q

T 4v 0р+1, где

К 4v 0 и T 4v 0 — коэфф. усиления и постоянная времени звена за-

паздывания.

Стабилизация в каждом из 4-х каналов сопровождается демпфиро-

ванием (по угловой скорости и скорости отклонения от заданной

высоты ). Отключается стабилизация общей кнопкой отключения САУ ,

кнопками на ПУ и кнопкой отключения приборной скорости на прибор-

ной доске летчика соответственно. Некоторые варианты отключения

возможны так же при включении траекторных режимов. Особенностью

технической реализации схем стабилизации углов барометрической

высоты является возможность непрерывного контроля исправности

ВУАП. Для контроля используется индикатор нуля «ИН», размещенный

на передней панели каждого ПУ. Констуктивно ИН — это планка

-стрелка магнитоэлектрической системы, обмотка которой включенна

последовательно в цепь обратной связи усилителя сервопривода КАУ.

При нормальной работе сигналы обратной связи всегда уравновешива-

ют сумму управляющих сигналов и планка ИН колеблется около нейт-

рального положения. В случае отакза ВУАП (нарушение правильности

формирования законов управления ) или неспособности автопилота

парировать внешние возмушения наблюдается «отскок» планки ИН в

крайнее положение. В этом случае необходимо (в зависимости от си-

туации) или отключить режим или перейти к совмещенному управлению.

3) _«Совмещенное управление». (совместная работа летчика и

ВУАП) — оно в общем случае, как уже отмечалось выше, необходимо

для задания новых парамнтров стабилизации и более энергичного и

эффективного возвращения вертолета к требуемому режиму полета

тогда, когда САУ по какам-либо причинам не может обеспечить дос-

таточное качество переходных процессов регулирования. Сказанное в

полной мере относится только к каналу высоты, которой при вмеша-

тельстве летчика в упрвлении полностью переводиться (по команде

датчика усилий — гашетки на ручке " Шаг — газ") в режиме согласо-

вания. В остальных каналах режим имеет следующие следующие осо-

бенности:

_канал направления. — режим стабилизации курса так же заменя-

еться согласованием, но автоматическое демпфирование сохраняет-

ся. Причем эффиктивность демпфирования искусственно снижается в

два раза, что необходимо для повышения эффективности управления

вертолетом от педалей. Датчик усилий канала- кнопки на подпе-

дальниках;

к _анал крена. — режим стабилизации крена заменяется согласова-

нием ( по команде датчиков усилий на ручке циклического шага), а

эффект автоматического демпфирования, анологично каналу напровле-

ния, снижается в 2 раза и, кроме этого, в автоматическую часть

канала вводится сигнал от компенсационного датчика КД-К. КД

предстовляет собой вращающийся трансформатор, ротор которого

связан с ручкой циклического шага. Сигнал КД-К, пропорциональный

смещению ручки управления по крену, пропускается далее через

дифференцирующий фильтр с передаточной функцией (0.5)/(0.5р+1)

— 14 -

Полярность сигнала такова, что вызываемое смещение выходного

штока КАУ обратно движению штока от ручки управления. В результа-

те суммарный поворот АПК будет равен (без учета демпфирования):

4АПК 0 4Л 7 0 7 4ЛД 7 4 7 ( 4 0 4 0.5*P 7 4 7) 4 0 4 Л 1 7 4 Л

7d 4х 7 0 1= 7d 4х 7 0- 7 d 4х 7 0= 7 2 01 7 0- 7 \\\\\\\ 4 72 0 * 7 d 4х 1= 7 \\\\\\\ 4 1* 7 d 4х

79 0 40.5*P+1 7 0 4 0 4 0.5*P+1 0, где

4АПК 0 4Л 0 4ЛД

7d 4х 0, 7d 4х 0 и 7d 4х 0 — отклонение АПК (суммарное «от летчика» и " от

КД-К"). То есть использование КД-К вызывает эффект введения в

«ручное» перемещение АПК инерционнго фильтра (с постоянной време-

ни 0.5 сек.). Такой фильтр необходим для предотвращения раскачки

вертолета летчиком по крену из-за малого момента инерции вертоле-

та относитель продольной оси. Без фильтра раскачка тем более

возможна, что имеет место запаздывание наклонов вектора тяги НВ

вслед за отклонением АПК;

к _анал тангажа. — характерен тем, что в нем при совмещенном уп-

равлении режим стабилизации тангажа должно выполнятся таким обра-

зом, чтобы ВУАП не препятствовал действиям летчика. А это в свою

очередь воможно только тогда, когда заданный (подлежащий стабили-

зации) угол тангожа будет определяться в любой момент времени как

сумма :

7q 4зад 0 4= 7q 4вкл + 7 q 4ру 1, 0 где

— 7q 4вкл 0 — значение тангажа в момент включения режима «Стабили-

зация»;

— 7q 4ру 0 — некоторое условное (расчетное) значение тангажа вер-

толета, соответствующее текущему отклонению ручки упрвления. 7q 4ру

измеряется КД-Т и зависит (помимо отклонения РУ) от режима поле-

та, поэтому на режимах полета, отлечающихся от номинальных ,

крейсерских точное формирование 7q 4зад 0 невозможно. Врезультате име-

ет место незначительная несогласованность ручного и автоматичес-

кого управления. Окончательно суммарный поворот АПК (без учета

демпфирования) будет равен :

4АПК 0 4Л 0 4 АП 0 4Л 0 7q

7d 4z 7 0= 7 d 4z 0 + 7 d 4z 7 0 = 7 d 4z 0 + К 4Z 0*[ 7q 0 — ( 7q 4вкл 0 + 7q 4кд 0 )], где

7q 4вкл 0 + 7q 4кд 0 = 7q 4зад

4АПК 0 4Л 0 4 АП

— 7d 4z 0, 7d 4z 0, 7d 4z 0 — отклонения АПК (суммарное, «от летчика» и от

ВУАП); 7q

— К 4Z 0 — коэфф. усиления (передаточное число) рассогласования

по тангажу;

— 7q 4кд 0 = 7q 4ру 0 — сигнал условного (расчетного) тангажа, «измеря-

емого» КД-К.

Из рассмотренного видно, что особенностью канала тангажа яв-

ляется также и то, что по окончании совмещенного управления вер-

толет должен быть возвращен к прежнему значению стабилизируемого

тангажа или же режим стабилизации перед освобождением РУ должен

быть выключен. В противном случае возникнут большие рассогласова-

ния 7 Dq 0= 7 0( 7q 0- 7q 4зад 0) и, как следствие, значительные рывки по танга-

— 15 -

жу. Еще одно отличие канала состоит в том, что автоматическое

демпфирование в нем, в рассматриваемом режиме, сохраняется пол-

ностью, без занижения эффективности.

4) _«Висение». — включается и отключается кнопками на ПВМ. Отк-

лючение также происходит при переходе на режим «Маршрут» и от об-

щей кнопки «отк. АП» В данном режиме САУ осуществвляет стабилиза-

цию продольной и поперечной координат вертолета над точкой зави-

сания. Так как висение — это самый неустойчивый этап полета вер-

толета, то режим может быть включен только из режима стабилиза-

ции угового положения. Стабилизация висения осуществляется через

каналы крена и тангажа и сопровождается демпфированием угловых и

линейных движений. Фактически в этих каналах начинается выдержи-

ваться также значение изменяющихся «заданных углов», чтобы не

происходили горизонтальные смещения вертолета, при этом величины

заданных углов ограничены 5-ю градусами. Основной источник пер-

вичной информации при висении — ДИСС «Винт», который выдает в САУ

сигналы продольной и поперечной, путевой скорости. Следует отме-

тить, что режим «висение» не включится до тех пор, пока продоль-

ная путевая скорость не станет меньше 50 км/ч. О сложности стаби-

лизации координат говорит тот факт, что вертолет все же уводит

от заданной точки с достаточно заметными скоростями — до 15 м/мин

По этой причине при появлении установившейся скорости увода реко-

мендуется с помощью механизмов тримерного эффекта переместить

ручку упраления в новое балансировочное положение. Рекомендуется

также режимом на высотах 5-10 м, и ветре не более 5 м/с .

5) _«Высота». — как и «Висение», тоже траекторный (внешний) ре-

жим. Датчиками основной первичной информации в этом случае явля-

ются ДИСС (выдает вертикальную скорость) и радиовысотомер «Чел-

нок» (выдает сигнал геометрическоы высоты). Назначение режима -

выдерживание заданной геометрической высоты в диапозоне 5-100 м

при облете рельефа местности с вертикаьными скоростями не более

3 м/с (последнее возможно, очевидно, лишь при небольших продоль-

ных скоростях полета, обычно до 50 км/ч). Включается режим кноп-

кой на ПВП, отключается — кнопкой на этом же пульте, общей кноп-

кой «Отк. АП» и при переходе к режиму «Маршрут» (так как «Марш-

рут» требует скорости полета не менее 50 км/ч). Высота поддержи-

вается САУ только через канал высоты. Точность стабилизации — до

4 м. Особенность режима — отсутствие демпфирования отклонений от

заданной высоты.

6) _«Маршрут». — основной траекторный режим. Полет по маршруту

с САУ может выполняться с целью решения как навигационных, так и

боевых задач. В первом случае стабилизируется заданный операто-

ром на ЗПУ путевой угол, а во втором — линия заданного пути.Со-

ответственно при стабилизации путевого угла полет происходит по

прямой линии, а при выдерживании линии заданного пути возможны

отклонения от прямой, если того требует боевое поведение.Датчи-

ками основной первичной информации для «Маршрута» являются ЗПУ,

ДИСС и навигационный вычислитель НВ системы наведения (стабилиза-

ции заданного пути ). Включается режим кнопкой на ПВМ, а отклю-

чается — кнопкой «Отк» на ПВМ, общей кнопкой отключения, при

включении режима «Висение» и скорости менее 50 км/ч. «Висение» и

«Маршрут» исключают друг друга, т.к. основной канал управления

— 16 -

при «Маршруте» — это канал крена, который используется также и

при «Висении».

Ограничение по скорости объясняется тем, что в формировании

путевого угла участвует скольжение вертолета, которое, в свою

очередь, вычисляется в ДИСС как отношение боковой скорости к

продольной. При этом предполагается, что скольжения обычно малы

и поэтому тангенс отношения равен самому отношению. Ясно, что

при малых продольных скоростях частное от деления велико и нару-

шается примерное равенство тангенса угла скольжения самому углу.

Основной канал управления в рассматриваемом режиме, как выше бы-

ло сказано ,- канал крена. Через этот канал осуществляется все

необходимые координированые довороты до линии заданного пути (в

обоих случаях). Канал, кроме основного управления, обеспечивает

дополнительно демпфирование по крену и ограничение максимальных

заданных кренов до 15. Помимо основного канала управления в

«Маршруте» задействован еще один, — канал направления, который

осуществляет депмфироание рысканий вертолета и является таким

образом вспомогательным .

7). _«Доворот». — это режим, по своей сути аналогичный совме-

щенному управлению, но отличии от него, реализующий «ручную

помощь» в режиме «Маршрут». «Доворот» обеспечивает быстрый вывод

вертолета на линию заданного пути и используется тогда, когда

при автоматическом навигационном или боевом маневрировании необ-

ходимо быстро вывести вертолет на заданное направление. Включа-

ется режим тумблером «Доворт» на пуьте оператора. При нажатии

тумблера канал направления переводится в режим демпфирования, а

в канале крена к сигналам формирования заданного крена добавляют-

ся фиксированные опорные сигналы, соответствующие кренам 10 .

Вообще говоря, нажатие тумблера «Доворот» приведет к аналогично-

му эффекту и в режиме «Стабилизация», но так как тумблер распо-

ложен на пульте оператора, то и режим «Доворот» применяется

только одновременно с режимом «Маршрут», — при наигационном или

боевом маневрировании.

Рассмотренные режимы работы САУ-В24-1 могут включаться в раз-

личных комбинациях друг с другом и в различных вариантах совмест-

ной работы каналов управлления. Наиболее типовыми являются следу-

ющие комбинации совместного включения режимов и каналов:

1). стабилизация углового положения по курсу, крену и тангажу

может сочетаться со стабилизацией барометрической или геометри-

ческой высоты. Вместо стабиизации тангажа может происходить ста-

биллизация приборной скорости полета;

2). при стабилизации координат висения одновременно работают

каналы крена и тангажа. По каналу высоты может осуществляться

стабилизация барометрической или геометрической высоты. В канале

направления может включаться стабилизация курса;

3). при стабилизации путевого угла или линии заданного пути в

канале тангажа может выполняться стабиизация приборной скорости ,

а в канале высоты — стабилизация барометрической высоты. Стабили-

зация геометрической высоты отключается. В канале направления

стабилизация курса отключается и осуществляется только демпфиро-

вание рысканий вертолета;

4). при управлении от тумблера «Доворот» по каналу тангажа

— 17 -

может стабилизироваться приборная скорость, а по каналу высоты -

барометрическая или геометрическая высота. Канал направления ра-

ботает как демпфер рыскания.

Ниже рассмотрим все законы управления «активных» режимов

САУ-В24-1. Так как особенностью вертолетных САУ является практи-

ческая независимость функционирования каналов управления, то и

законы управления будем рассматривать тоже поканально, хотя и с

разделением на автономный (ВУАП) и траекторный контуры.

4.1 _Законы управления автономного контура САУ (ВУАП-1)

4.1 Канал направления (рис. )

ВУАП-1 в данном канале обеспечивает стабилизацию заданного

курса и демпфирование, т.е. работает только в режиме «Стабилиза-

ция углов». Законы управления:

— — отклонение АПК по команде автопилота;

— -передаточные числа по курсу и угловой скорости;

— — сигнал курса от курсовой системы «Гребень»;

— — курс, подлежащий стабилизации.

состоит из:

1. — курса вертолета в момент включения режима (запоми-

нается механизмом согласования );

2. — поправки по курсу, от ручки центрирования на ПУ-Н

(поправка возможна в диапозоне + 5 );

3. — поправка по курсу, вводимой от задатчика курса ЗК.

Обычно и ;

— — угловая скорость рысканий вертолета;

— Т1=3 с. — постаянная времени дифференцирующего и звена за-

паздывания. Пропускание сигнала через оба звена необходимо

для фильтрации постоянной составяющей, имеющейся при выпол-

нении разворотов (через канал крена — вручную или автоматически).

Фактически демпфирование в канале направления выполняются не по

угловой скорости, а по угловому ускорению .

4.2 _Канал крена (рис. )

Канал участвует в реализации законов двух режимов ВУАП -

«Стабилизация угла» и «Совмещенное управление». Законы управления

«Стабилизации»:

— — отклонение АПК по команде ВУАПП;

— — передаточные числа по крену и углловой скорости ;

— — сигнал крена от МГВ;

— — стабилизируемый крен;

— — крен вертолета в момент включения режима ;

— — поправка по крену от ручки центрирования ПУ-К (диапо-

зон поправки также + 5).

При вмешательстве летчика в управление закон видоизменяется:

— Т2=0.5 с. — постоянная времени дифференцирующего фильтра;

— -коэфф. передачи компенсационного датчика. Так как

— 18 -

Кх=1, то произведение. Выше было показано, что

исподьзование КД-К и соответствующей схемы фильтрации его сигнала

создает эффект задержки резких перемещений РУ. Тем самым предотв-

ращается «ручная» раскачка вертолета.

4.3 _Канал генерирования

В составе ВУАП канал выполняет стабилизацию угла, приборной

скорости и совмещенное управление. Законы для стабилизации угла:

— обозначения и назначение первой половины закона аналогичны

каналу крена ( также имеет диапозон + 5 );

— вторая компонента закона — демпфирующая, где вместо сигнала

используется сигнал производной тенгажа. Это объясняется

тем, что использование в канале классического датчика угловой

скорости нецелесоброзно из-за совпадения собственной частоты ко-

лебаний типового ДУСа с частотой аэроцирзных колебаний корпуса

вертолета именно в управлении демпфирующая часть закона не изме-

няется, а в формировании дополнительно участвует прямой

сигнал от КД-Т. Особенности этого случая рассмотренны выше .

При стабилизации приборной скорости закон управления также

аналогичен рассмотренному, за исключением формирования :

— К — кэфф. передачи сигнала скорости от КЗСП;

— V и V — соответственно текущая и имевшаяся в момент включе-

ния скорости по оси Х. Очевидно, что в этом режиме стаби-

лизироваться не будет и в тоже время текущие не намного бу-

дут отличатся от стабилизации скорости вновь к стабилизации тан-

гажа ( в большинстве случаев того же самого).

4.4 _Канал высоты ( рис. )

Законы автоматического контура в этом канале обеспечи-

вает только стабилизацию заданной барометрической высоты с депфи-

рованием вертикальных движений. При вмешательстве летчика в уп-

равление канал полностью переводится в режим саглосавания. Закон

«Стабилизации»:

— — перемещение АПК по команде ВУАП-1;

— Т3=0.45 с. и Т4=0.0075 — постоянные времени апереодических

звеньев ;

— К, К -коэфф. передачи сигналов отключения высоты ( Н) и

и скорости этого отклонения (р* Н). Т3 и Т4 выбраны такой вели-

чины, чтобы подавлялись низко и высокочастотные составляющие

сигналов соответственно основного отклонения ( Н) и демпфирующие

сигналы (скорости отклонеия р*Н). Фильтрация сигналов необходима

— 19 -

из-за особенностей работы КЗВ, на выходе которого возможны флук-

туационные выбросы в области низких и высоких частот. КЗВ — дос-

таточно точный прибор, поэтому точность стабилизации высоты с

учетом фильтрации сигналов достигает значений + 6 до 1 км. и + 12

свыше 1 км. Следует напомнить, что КАУ высоты, помимо перемеще-

ния АПК, через тросовую передачу отклоняет также и стабилизатор

вертолета — для компенсации пикирующих и кабрирующих моментов

возникающих из-за изменения модуля вектора тяги НВ). Такие момен-

ты появляются всегда вследствие несовмадения оси вращения НВ и

центра масс вертолета.

Рассмотренные законы управления ВУАП-1, характерны практичес-

ки для всех типов вертолетов, оснащенных этим автопилотом. Отли-

чия главным образом могут быть лишь в использовании сигналов ком-

пенсационных датчиков и в отсутствии связи «КАУ-В» — «стабилиза-

тор» — там, естественно, где управляемый стабилизатор как таковой

не применяется.

5. _Законы управления внешнего (траекторного) контура САУ.

Траекторный контур — это та часть САУ, которая дает основные

отличительные признаки САУ данного типа от любой другой САУ,

так-как автономные контуры большинства САУ схожи по законам уп-

равления и даже эллементной базе. Траекторный контур САУ-В24-1

не является совершенным с точки зрения выполняемых функций, одна-

ко все же обеспечивает решение наиболее важных задач навигацион-

ного и боевого маневрирования. Некоторым недостатком контура мож-

но считать отсутствие автоматического управления положением цент-

ра масс в вертикальной плоскости при боевом наведении на цель .

Следует, правда, сказать, что это объясняется в большей степени

недостатком применяемого датчика основной первичной информации

вертикальных и горизонтальных движений вертолета — ДИСС (ограни-

чения по крену, тангажу, в определении угла, невозможность ра-

боты над водной поверхностью и др.). Рассмотрим законы управления

во внешних режимах — «Висение», «Высота», «Маршрут»,«Доворот».

5.1 _Канал направления ( рис. )

Этот канал активно во внешних режимах не используется и его

основные назначения таким образом — работа в режиме стабилизации

заданного курса. При включении «Маршрут» или нажатии тумблера

«Доворот» канал из режима «Стабилизация» переходит в режим «Сог-

ласование», но с сохранением ослабленных вдвое демпфирующих функ-

ций .

5.2 _Каналы крена (рис. ) и тангажа ( рис. )

В режиме «Висение» выполняется закон:

1. по крену:

К, К, К — передаточные числа по крену, боковой координате

— 20 -

(Z) и боковой путевой скорости (W ). Сигнал боковой (поперечной)

координаты получается в БВ САУ в результате прохождение сигнала W

(от ДИСС) через звено запаздывания Т5\(Т5*р+1).

Так как постоянная времени Т5=120 с., то звено фактически

выполняет интегрирующие функции и на его выходе формируется сиг-

нал бокового координаты Z — основного параметра регулирования в

данном режиме. Учет сигнала Wz обеспечивает демпфирование боко-

вого движения внртолета. Напомним, что условием включения «Ви-

сения» является наличие сигнала от ДИСС типа «Wx< 50 км/ч».

2. _ по тангажу

продольная координата Х получается также пропусканием сигнала

, в данном случае продольной путевой скорости, через звено

120\(120*р+1).

С целью увеличения безопастности полета величины и

ограничиваются в САУ значением + 5. Такое жесткое ограни-

чение необходимо из-за того, что висение — это самый неустойчивый

для вертолета режим.

В режиме «Высота» каналы не задействованы, а в режимах

«Маршрут» и «Доворот» не задействован один канал тангажа. А в ка-

нале крена реализуются законы управления :

а) навигационный:

— — изодромное звено с постоянной времени Тп = 6 с.

Благодаря изодрому заданный путевой угол выдерживается без стати-

ческой ошибки;

— — коэфф. передачи ;

— — соответственно крен текущий, имевшийся в мо-

мент включения и от ручки центрирования на ПУ-К ;

— — соответственно путевой угол от ЗПУ, текущий

курс и угол скольжения. Алгебраическая сумма этих углов есть

отклонение от заданного путевого угла, а после усиления этой

суммы с коэфф. формируется сигнал, пропорциональный задан-

ному крену. Причем одновременно с усилением выполняется ограниче-

ние этого сигнала до величины, соответствующей + 15. ;

— — сигнал фиксированого крена от тумблера «Доворот»,

= + 10.

б) _боевой .: закон аналогичен предыдущему, за исключением пра-

вила формирования заданного крена:, где

К — сигнал доворота от бортовой системы наведения. К также по-

дается на пилотажный командный прибор ПКП, что дает возможность

директорного управления вертолетом в боевом режиме .

Особенностью режима «Маршрут» является необходимость одновре-

менного включения «Стабилизации». В противном случае в каналах

крена и курса может возникнуть раскачка.

Режим боевого маневрирования включается автоматически при ра-

боте системы наведения, но тоже только при условии уже включен-

— 21 -

ных «Стабилизации» и «Маршрута».

5.3 _Кнал высоты. (рис. )

Из всех внешних режимов канал задействован только при стаби-

лизации геоиетрической высоты. Условием включением режима, по-

мимо наличия сигналов готовности ДИСС и радиовысотомера, являет-

ся наличие сигнала отключения «Маршрут». Последнее объясняется

тем, что «Маршрут» может быть реализован только при продольных

скоростях более 50 км/ч, а режим «Высота» рекомендуется исполь-

зовать на скоростях менее 50 км/ч. Законы управления режима:

— Т5= 0.7 с -постоянная фильтра сглаживания. Фильтр сигнала

для сглаживанмя возможных резких изменений сигнала отклонений от

заданной геометрической высоты при полетах над сильно пересечен-

ной местностью;

— W, — сигнал вертикальной скорости. Для обеспечения безо-

пастности полета W ограниченно величиной + 3 м/с.;

— Н и Н — сигналы геометрической высоты в момент вклю-

чения и текущей.

Н образутся на выходе электронного механизма согласования

блока «БСВ». На вход МС, естественно, поступает сигнал Нр. При-

чем этот сигнал имеет довольно высокую точность, которая дости-

гается применением комплексированного фильтра «Ф» — схемы сов-

местной обработки сигналов Wy от ДИСС и Н от радиовысотомера. Де-

ло в том, что из-за особенностей работы радиовысотомера в его

сигнале присутствуют помехи — случайные выбросы — в пересче-

те на выход до 30 м и длительностью до одной секунды. Структур-

ная схема компенсированного фильтра «Ф» представлена на рис. :

В обозначениях фильтра Тф = 0.6 С. — постоянная времени .

Так- как Wy с большой степенью точности рпоизводной ,

то на выходе фильтра образуется сигнал геометрической высоты

практически без ошибки. Ошибка отфильтровывается звеном

запаздывания.

Режим чаще всего используется летчиком для стабилизации коор-

динат висения и реже — для огибания рельефа местности.

6) _Перспективы развития САУ и ПНК

ЛА четвертого и пятого поколения характеризуются широким ис-

пользованием ЦВМ и микропроцессоров, что позволяет существенно

повысить объем и точность решения задач пилотирования и навигации

(главном образом за счет применения сложных, но точностых алго-

— 22 -

ритмов управления ЛА). Значительно повышается надежность ответс-

твенного оборудования ЛА — за счет приминения более совершенной

технологии изготовления, многократного резервирования и широкого

использования в САУ и ПНК аппаратуры встроенного контроля. Перс-

пективные ПНК отличаются еще большим комплексированием самых раз-

личных видов оборудования и еще большим кругом решаемых задач.

Для перспективных САУ характерна реализация концепции активного

управления, включая совмещенное управление ЛА и силовой установ-

кой. Концепция активного управления предполагает, как отмечалось

ранее, одновременное, взаимосвязанное проектирование и разра-

ботку САУ и компоновки ЛА, его аэродинамических форм и конструк-

тивных параметров. Такой подход позволяет реализовать:

1. системы улучшения устойчивости управляемости на базе

электрических систем дистанционного управления (ЭСДУ);

2. управление самолетом с уменьшенными запасами устойчивости;

3. непосредственное управление аэродинамическими силами;

4. парирование воздействия ветра и подавления аэроупругих ко-

лебаний.

1) ЭСДУ — представляет собой электрическую систему канала

«ручка управления — рулевая поверхность» и является аналогом ме-

ханической проводки управления. В ЭСДУ широко применяется резер-

вирование и встроенный контроль. Главное преимущество ЭСДУ заклю-

чается в возможности реализации более совершенных принципов авто-

матического и автоматизированного управления в сравнении с тради-

ционными механическими системами. Это объясняется большей приспо-

собленностью «электрического управления» к совершенным алгоритмам

регулирования загрузки, управления и других систем. Кроме того,

за счет мрогократного резервирования (трехкратного и более) бое-

вая живучесть ЭСДУ выше живучести механических систем. На тяжелых

ЛА проявлятся еще одно преимущество ЭСДУ-снижение массы и объема

всей системы управления.

2) _Управление самолетом с уменьшенными запасами устойчивости.

Приемлемые характеристики устойчивости и управляемости обычно

обеспечиваются компоновкой самолета, в основном величиной и со-

отношением площадей крыла и хвостового оперения. Рразвитое опере-

ние имеет большую массу и создает значительное лобовое сопротив-

ление, что приводит к повышенному расходу топлива, снижению ма-

невренности и т. п. Уменьшение оперения дает обратный, полезный

эффект, однако полет на неустойчивом самолете возможен только

при непрерывном отклонении рулей для указанных автоматов обычно

является перегрузка, учет которой обеспечивает как бы демпфиро-

вание самолета. Необходимые условия реализации автоматов устой-

чивости — высокий уровень надежности, малая зона нечувствитель-

ности, ограниченное запаздывание. Кроме того система эта должна

быть адаптивной, поскольку передаточные числа ее зависят от ре-

жима полета. Перечисленным требованиям в настоящее время отвечают

только автоматы устойчивости на базе ЭСДУ с цифровым вычислите-

лем. Имеющее место в некоторых случаях увеличение массы цифровой

— 23 -

ЭСДУ компенсируется снижением общей массы самолета. Для получения

таких же маневренных характеристик при традиционном уровне аэро-

динамической устойчивости необходимо увелеченние прочности и пло-

щади оперения и, как следствие, запаса топлива. Увеличение

взлетного веса при этом по некоторым расчетам примерно в 7 раз

превысит разность весов ЭСДУ и обычной системы управления. В це-

лом взлетный вес ЛА при использование цифровых ЭСДУ и автоматов

устойчивости снижается на 10 — 15 %.

3) _ Непосредственное управление аеродинамическими силами. — вы-

полняется с помощью специальных органов управления ( г. о. флапе-

ронов, интерцепторов, спойлеров, передних дополнительных гори-

зонтоального и вертикального оперения) и является эффективным

средством улучшения пилотажных свойств. САУ специальных органов

управления обеспечивает :

— почти двухкратное снижение среднеквадратического отклонения

(СКО) вертикальной скорости приземления;

— маневрирование с постоянными углами тангажа ;

— повышение точности стабилизации центра масс при сравнитель-

но небольших приращениях перегрузки ;

— значительное увелечение значений критических углов атаки

и, тем самым, существенное снижение посадочной скорости и т. д.

Вариантом непосредственного управления является управление

адаптивным крылом — крылом с изменяемым в зависимости от числа М

и угла атаки профилем. Адаптивное крыло позволяет увеличить угло-

вую скорость установившегося разворота на 50 — 60 % и примерно на

10 % — экономичность полета (на крейсерских режимах). За счет

смещения вектора подъемной силы крыла в сторону фюзеляжа снижает-

ся изгиб крыла на 8 — 10 %, благодаря чему можно снизить запас

прочности и массу конструкции или увеличить удлинение крыла.

4) _Парирование воздействий ветра и подавление аэроупругих ко-

_лебаний. — необходимы из-за нежесткости конструкций ЛА и, следова-

тельно, появление пи наличии турбулентности упругих конструкций.

Укацанные деформации вызывают ускоренный рост усталостных разру-

шений элементов конструкции и снижают комфорт экипажа. Кроме того

при больших скоростях полета аэроупругие колебания конструкции

перерастают в особо опасный вид — флаттер (для самолетов крити-

ческая скорость флаттера определяется в основном изгибно-крутиль-

ными колебаниями крыльев). Системы парирования порывов ветра и

аэроупругих колебаний представляют собой быстродействующую (демп-

фируюую колебаният 3 — 15 Гц) цифтовую САУ с воздействием на ор-

ганы непосредственного управления аэродинамическими силами (сис-

тема парирования ветра и повышения комфорта экипажа) и специаль-

ные небольшие рули крыльев и стабилизатора (противофлатерные сис-

темы). Особенности таких систем заключаются в необходимости изме-

рения деформаций в 5 — 15 точках ЛА в моделировании движения ЛА с

учетом нежесткости его конструкции. Первая особенность обуславли-

вает наличие на борту 5 — 15 акселерометров и датчиков угловых

скорстей, а вторая — применение быстродействующих ЦВМ ( до 10

миллионов операций в секунду) с достаточно большим объемом памя-

ти. Системы парирования ветра позволяет снизить внезаптные перег-

— 24 -

рузки от порывов ветра примерно в 2 раза и повысить критмческую

скорость флаттера на 30 % (цифры соответствуют самолету В-52).

Многофункциональные комплексные системы активного управления

оакзывают существенное влияние на летно-технические характеристи-

ки самолетов. Помимо указанного выше они позволяют, по оценке

специалистов на 20 — 25 %. Вклад различных систем при этом выгля-

дит следующим образом:

— система полета со сниженным запасом устойчивости — 10 — 15%;

— системы снижения маневренных нагрузок и повышения критичес-

кой скорости флаттера — по 2 — 5%;

— система снижения нагрузок от ветровых возмущений — 1%.

Возможность технической реализации активных систем управления

подтвержденна рядом летных испытаний, а отдельные функции таких

систем уже выполняются САУ ЛА четвертого и пятого поколения.

3ТЕМА N 16 «СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

3ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

3ЗАНЯТИЕ N 6 0 (Гр., 2часа):

Системы повышения безопасности полета.

«СОС-3»: назначение, основные технические

данные, состав и принцип работы.

31. _Необходимость измерения и учета аэродинамических

_ 3углов

Аэродинамические углы — угол атаки ( ) и угол скольжения

( ) — определяют летные характеристики самолета. Их знание необ-

ходимо для пилотирования самолета, особенно на предельных (крити-

ческих) режимах полета. Например, при больших углах атаки возни-

кает явление срыва воздушного потока на крыле, вызывающее резкое

уменьшение подьемной силы. В результате происходит потеря устой-

чивости самолета, сваливание в штопор. При наличии скольжения са-

молета плоскости крыла обтекаются «косым» потоком воздуха, а поэ-

тому срыв потока и сваливание в штопор может произойти на меньшем

угле атаки.

Таким образом, управление самолетом на предельныx режимаx

полета требует от летчика повышенного внимания. Самым сложным и

опасным из критических режимов является режим по углу атаки — так

называемый режим сваливания.

Для определения углов и на самолетах устанавливаются

датчики углов атаки (ДУА), датчики углов скольжения (ДУС), комби-

нированные датчики углов атаки и скольжения (ДУАС) и универсаль-

ные датчики аэродинамических углов (ДАУ).

Чувствительными элементами всех датчиков являются флюгеры,

которые всегда устанавливаются по потоку воздуха. С осью флюгеров

связаны движки потенциометров ( см. рис. 1):

Рис.1: Датчик аэродинамических углов

— 2 -

Электрические сигналы, снимаемые с потенциометров, подаются

в системы — потребители аэродинамических углов (например, в

систему автоматического управления, системы вооружения), а также

на указатели и сигнализаторы для визуального контроля летчиком.

Так как выход самолета на режим сваливания связан как с

ошибками пилотирования на больших углах атаки, так и с действием

возмущений, то необходимо автоматическое выдерживание ограничений

по углу атаки.

Существует (вообще) 3три уровня автоматизации ограничений:

1. Сигнализация о нарушении ограничений;

2. Формирование «подсказок», направленных на предотв-

ращение опасных последствий;

3. Вмешательство в процесс ручного управления и пари-

рование действий, ведущих к нарушению ограничений.

3Ввиду очень большой опасности превышения допустимых углов

3атаки на современных самолетах устанавливаются системы, использу-

3ющие все три уровня автоматизации ограничений по углу атаки. 0 К

таким системам, например, относится система ограничения угла ата-

ки (СОУА), которая устанавливалась на самолете МИГ-23. 2 3На самоле-

3те МИГ-29, являющимся базовым для нас, установлена система огра-

3ничительных сигналов СОС-3, также реализующая все три уровня

3автоматизации ограничений по углу атаки.

Рассмотрим более подробно систему СОС-3.

32. _Назначение, состав и основные технические данные

_ 3системы СОС-3

Система ограничительных сигналов СОС-3 предназначена для

автоматизации управления самолетом на критических по углу атаки

режимах полета с целью более полного использования маневренных

возможностей самолета. Это улучшает летно-технические характе-

ристики самолета.

Состав системы СОС-3 расмотрим на примере функциональной

схемы (рис.2):

3В состав системы СОС-3 входят:

1. БВК-1 — блок вычисления и коммутации;

2. ДАУ-72-1 — датчик углов атаки;

3. ДАУ-72-2 — датчик углов атаки;

4. ДП1-3М — датчик перегрузок;

5. СЧМ-1-0.45 — сигнализатор числа М — 2 шт.;

6. СЧМ-1-0.8 — сигнализатор числа М;

7. ВК2-200Р — концевой выключатель — 2 шт.;

8. УАП-6 — указатель углов атаки и перегрузки;

9. КНР — кнопка «КОНТРОЛЬ СОС»;

10.ТС-5М — табло светосингнальное — 2 шт.;

11.773700 — электрогидравлический распределитель (ЭГР1-ЭГР4) -4 шт;

12.773900 — электрогидравлический распределитель (ЭГР5);

13.Гидроцилиндр со штоком ограничения хода ручки управления.

3Основные технические данные системы СОС-3:

1. Электропитание: — постоянным током напряжением 27В;

— переменным током напряжением 36В 400Гц;

— переменным током напряжением 115В 400Гц;

2. Гидропитание — от общей и бустерной гидросистем

3. Диапазон измерения:

— текущих углов атаки — от -1,5 до +29 ;

— текущих значений вертикальной перегрузки — от -2 до +10 g.

— 3 -

4. Погрешность индикации:

— текущих углов атаки — не более + 1 ;

— текущих значений вертикальной перегрузки — не более + 0,3 g

(при климатических условиях, отличных от нормальных — соответ-

ственно +1,5 и +0,4 g).

5. Погрешность выдачи и снятия управляющих сигналов по углу атаки

не превышает: — в нормальных климатических условиях — +1 ;

— в отличных от нормальных условиях — +1,5 .

6. Система имеет встроенный контроль.

7. Масса системы — не более 10,5 кг.

33. _Принцип действия системы СОС-3

СОС-3 относится к числу автоматических систем ограничения

угла атаки с активным вмешательством в управление за счет прину-

дительного отталкивания с усилием 17 кг. ручки управления самоле-

том «от себя» (и одновременного отклонения стабилизатора) при

достиженнии допустимых для данного режима полета углов атаки.

Благодаря этому, во-первых, обеспечивается наибольшая оператив-

ность принимаемых мер по предупреждению опасных последствий, и

во-вторых, летчик предупреждается о возможности возникновения

опасной ситуации без дополнительной информационной нагрузки.

Работа системы ограничения угла атаки улучшается также за

счет отклонения носков крыла (предкрылков) при увеличении угла

атаки. Отклонение носков препятствует развитию процесса срыва по-

тока с крыла, а следовательно при этом «отодвигается» граница

сваливания и более полно используются маневренные возможности са-

молета.

Информация о работоспособности и режимах функционирования

системы СОС-3 высвечивается на светосигнальных табло и на уни-

версальном сигнальном табло (УСТ) системы ЭКРАН. Текущее значение

угла атаки выдается на стрелочный указатель УАП-6, установленный

на приборной доске. На этот же указатель выдается текущее значе-

ние нормальной перегрузки.

Сигнал ограничения формируется по упрежденному углу атаки

( ), который определяется по текущему углу атаки ( ) и его

производной ( ) с учетом допустимого угла атаки ( ), за-

сящего от числа М полета. При этом для упрощения вычесления

весь диапозон эксплуатационных чисел М разбит на три интервала:

а)

б)

в)

Условие срабатывания системы по ограничению угла атаки сле-

дующее:

где:

Сигнал в зависимости от режима полета пропускается

через фильтры 4 и 2 порядка (соответственно W1, W2)

Если, то

— 4 -

Снимается сигнал ограничения угла атаки при выполнении условия:

где

Особенностью системы СОС-3 является то, что управляемые нос-

ки (предкрылки) отклоняются уже при. А именно,

сигнал на отклонение носков выдается при и условии

где — заданный угол атаки.

Снимается сигнал отклонения носков (т.е. носки автоматически

убираются) при М (независимо от угла атаки) или при условии:

Информация о текущих значениях параметров полета ( )

и о положении отклоняемых носков крыла в виде электрических сиг-

налов поступает в вычислитель системы. При нарушении допустимых

условий полета вычислитель формирует в соответствии с приведенны-

ми соотношениями сигналы, которые вызывают резкое ограничение

(перемещение) ручки управления самолетом. Это создает требуемое

отклонение стабилизатора и, одновременно, предупреждает летчика о

приближении к опасному режиму полета.

34. _Работа системы СОС-3

Работу системы СОС-3 рассмотрим по функциональной схеме (см.

рис.2) и поясняющей диаграмме (см. рис.3).

С целью повышения надежности системы и безопасности полета

система СОС-3 резервирована (дублирована) по выполнению своей

основной функции. Она имеет два канала выработки управляющих сиг-

налов в вычислителе (см. схемы управления штоком в БВК на рис.2).

Задублирована также и исполнительная часть СОС-3 за счет включе-

ния в каждый канал ограничения угла атаки по два электрогидравли-

ческих распределителя (ЭГР), рабочая живкость к которым подво-

дится от двух гидросистем: общей и бустерной.

Канал управления носками крыла не резервирован.

В полете система СОС-3 работает следующим образом. После

взлета самолета и уборки шасси включаются два концевых выключате-

ля (ВК шасси) и напряжение от бортсети постоянного тока поступает

в блок БВК и через него к датчикам угла атаки (ДАУ-72) и указате-

лю угла атаки и перегрузки (УАП-6).

В процессе полета от датчиков угла атаки, установленных по

левому и правому бортам самолета, в блок БВК поступают электри-

ческие сигналы, соответствующие местным углам атаки ( и ),

а от сигнализаторов числа М (СЧМ) — сигналы, соответствующие ука-

занным выше трем фиксированным диапазонам изменения числа М. Так

как в процессе маневрирования обтекание корпуса самолета может

быть несимметричным, то сигналы и могут быть различными.

Поэтому они поступают сначала в блок селекции, где сравниваются

между собой, и больший из них в качестве текущего значения угла

атаки ( ) поступает в блок (схему) управления носками и в ука-

затель УАП-6. На указатель поступает, кроме того, информация о

величине нормальной перегрузки ( ).

— 5 -

Датчики ¦ Вычисл.-коммутац. устр-ва ¦ Исполнит. устр-ва

-----------------------¬ -----------¬

-------¬ ¦ ¦ ----¬ -----------¬ ¦ ¦ -----¬ ¦Толкатель ¦

¦ ДАУ +---------+-+ +---+ Схема +-+----+ЭГР1+--¦ ГЦ ¦

L------- ¦ ¦ ¦ С ¦ ¦управления¦ ¦ ¦ L----- ¦(выход I) +---

-------¬ ¦ ¦ Е ¦ ¦ штоком ¦ ¦ -----¬ ¦ ¦

¦ ДАУ +-+-------+-+ Л ¦ ¦(канал I) +-+¬¦--+ЭГР2+--¦ ¦

L------- ¦ ¦ Е ¦ L----------- ¦¦ ¦ L----- +----------+

-------¬ ¦ ¦ ¦ К ¦ -----------¬ ¦¦¦¦ -----¬ ¦Толкатель ¦

¦ ДП +---------+ ¦ Т ¦ ¦ Схема ¦ ¦L-+-+ЭГР3¦ ¦ ГЦ ¦

L------- ¦ ¦ ¦ О ¦ ¦управления+-+-+- L----- ¦(выход II)+---

-------¬ M<0,45 ¦ ¦ Р ¦ ¦ штоком ¦ ¦ -----¬ ¦ ¦

¦ СЧМ +-+-------+ ¦ +---+(канал II)+-+-+--+ЭГР4¦ ¦ ¦

L------- ¦ L--T- L----------- ¦ L----- L-----------

-------¬ ¦M>0,45 ¦ ¦ ¦ ¦

¦ СЧМ +---------+ ¦ ¦

L------- ¦ ¦ ¦ ¦ ¦

-------¬ M>0,8 ¦ ¦ ¦

¦ СЧМ +-+-------+--¬ ¦ ¦ ¦

L------- ¦ ¦ ¦ ¦

-------¬ ¦РК ¦ -+-+-------¬ ¦ ¦

¦ ВК +---------+ ¦ Схема ¦ ¦ -----¬ ----------¬

¦шасси ¦ ¦ ¦ ¦управления+---------+-+--+ЭГР5+--+ГЦ носков+----

L------- ¦ ¦ носками ¦ ¦ L----- L----------

-------¬ ¦ ¦ LT---------- ¦ ¦

¦ ВК ¦ РК ¦ ¦ Б л о к +---------------¬

¦носков+-+-------+--- БВК +-+--¬ ¦

L------- LT---T------T--------T-- ¦ ¦

— — — — -¦- — - — + — + — - -¦- — - — + — + -¦- — - — - + — - — - -

¦ ¦ -----+----¬---+--¬---+---¬------+------¬

Устройства -+---+¬¦ Кнопка ¦¦ УСТ ¦¦ ТС-5М¦¦ ТС-5М ¦

индикации и ¦УАП-6¦¦«Контроль¦¦»УПОР¦¦«Отка禦»Нет резерва¦

управления L------¦ СОС-3" ¦¦ СОС"¦¦ СОС" ¦¦ СОС" ¦

L----------L------L-------L-------------

Рис.2: Функциональная схема системы СОС-3

M ^

¦ г=================================

¦ ¦

¦ ¦ ¦

0,8+ — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - -

¦ ¦ г========

¦ ---------------------------------------¦--------

¦ ¦ ¦ ¦

0,45+ — - — - — - — + — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - — - -

¦ ¦ г========

¦ ---------------------------------------¦--------

¦ ¦ ¦ ¦

0+---------------+-------------+------------------------+-------->

¦ 8 15 26

¦

Рис.3: Диаграмма работы системы СОС-3

— 6 -

Схема управления носками в зависимости от текущего угла ата-

ки и числа М вырабатывает сигналы, которые подаются на ЭГР, уп-

равляющий положением носков: при М 0,8 носки выпускаются (если

8,7 ) или убираются (если 7,7 ); а при М 0,8 носки

убираются независимо от величины угла атаки.

При полете со скоростью, соответствующей числу М 0,45, в

блоке БВК формируется функция f(, ), величина которой

сравнивается с 26. Если, то из БВК подается

питание на электромагниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2. Срабатыва-

ние электромагнитов приводит к перемещению золотников этих расп-

ределителей и подаче, тем самым, рабочей жидкости от общей и

бустерной гидросистем в полость толкателя гидроцилиндра (выход I).

Толкатель воздействует на шток, шток через поворотную качалку

системы управления самолетом отталкивает ручку управления ОТ СЕБЯ

и одновременно отклоняет стабилизатор в положение -2. Откло-

нение стабилизатора приводит к уменьшению текущего угла атаки, а

следовательно и к уменьшению величины. При выполнении усло-

вия 24 электромагниты распределителей ЭГР1 и ЭГР2 обесто-

чиваются, и шток гидроцилиндра под воздействием пружины возвраща-

ется в исходное положение (ручка управления самолетом и стабили-

затор, естественно, тоже). Если при этом летчик продолжает увели-

чивать угол атаки (ручку НА СЕБЯ), то при 26 произойдет

повторное автоматическое срабатывание системы и ограничение угла

атаки. Тем самым самолет будет пилотироваться на углах атаки,

близких к, что в итоге обеспечивает максимальное использо-

вание маневренных возможностей самолета на докритических режимах

полета.

При полете со скоростью, соответствующей числу М в диа-

пазоне от 0.45 до 0.8, и при достижении самолетом угла атаки, при

котором 26, сигнал от блока вычисления и коммутации (БВК)

поступает на электромагниты распределителей ЭГР3 и ЭГР4. Соот-

ветствующий толкатель гидроцилиндра при этом перемещает шток в

положение ВЫХОД II, которому соответствует положение ручки управ-

ления ОТ СЕБЯ, а стабилизатора — в положение =-15. Золотники

распределителей ЭГР1 и ЭГР2 при этом обесточены. Таким образом, в

этом диапазоне чисел М ограничение угла атаки будет производиться

как бы более «интенсивно».

При полете со скоростью, соответствующей числу М 0.8 нос-

ки автоматически убираются, допустимый угол атаки ( ) ограни-

чивается величиной 15, и при срабатывании системы стабилизатор

устанавливается в положение =-2 (то есть работают распределители

ЭГР1 и ЭГР2).

Помимо указанного выше резервирования (дублирования) в

системе СОС-3 приняты еще 1 3следующие меры, повышающие безопасность

3полета при отказах системы:

а) при отказе канала управления носками (когда самолет

достиг угла атаки, при котором выполняется условие на отклонение

носков — 8.7, а разовой команды с концевых выключателей

носков, сигнализирующей об их выпущеном положении, нет) в вычис-

лителе формируется сигнал, снижающий допустимый угол атаки до 15 .

Управляющий сигнал на ограничение угла атаки при этом вырабатыва-

ется в первом канале и подается на ЭГР1 и ЭГР2 (срабатывание ко-

торых вызывает отклонение стабилизатора в положение =-2 ) при

любом числе М;

б) если из-за неисправности системы шток после снятия сигна-

ла с ЭГР не возвращается в нужное положение, то в вычислителе (на

основе разовой команды от поворотного датчика положения штока)

— 7 -

формируется разовая команда «УПОР СОС». При наличии этой команды

после выпуска шасси на УСТ системы ЭКРАН высвечивается надпись

«УПОР СОС». Это предупреждает летчика о том, что при посадке мо-

гут ступенчато возрасти до 17кг усилия, необходимые для отклоне-

ния ручки управления НА СЕБЯ;

в) при отказе одного из каналов системы на табло ТС-5М,

расположенном на правом горизонтальном пульте, высвечивается над-

пись «НЕТ РЕЗЕРВА СОС». При отказе обоих каналов системы на соот-

ветствующий сигнализатор системы ТС-5М выдается сигнал «ОТКАЗ

СОС».

35. _Особенности эксплуатации системы СОС-3

Техническая эксплуатация СОС-3 производится в соответствии с

«Регламентом технического обслуживания» самолета, а также «Техно-

логическими картами (ТК) и технологиями выполнения работ» по

системе (они представлены в «Руководстве по технической эксплуа-

тации СОС-3»), имеющимися 3 на следующие виды работ:

— монтаж (ТК N1);

— демонтаж (ТК N2);

— внешний осмотр (ТК N3);

— проверка работоспособности с помощью встроенного контроля

на самолете (ТК N4);

— проверка работоспособности встроенного освещения (ТК N5);

— проверка работоспособности со снятием с самолета (ТК N6);

— проверка блока вычисления и коммутации (ТК N7);

— регулировка блока вычисления и коммутации со снятием с са-

молета (ТК N8);

— регулировка при замене блоков (ТК N9).

Рассмотрим лишь порядок проверки работоспособности системы

встроенным контролем на самолете.

Встроенный контроль, реализованный в системе, обеспечивает

контроль исправности СОС-3 на земле при периодических осмотрах.

Проверка встроенным контролем производится при включенных выклю-

чателях АККУМ. БОРТ-АЭРОДРОМ, ГЕНЕР. ТОКА, АЗК СОС, СОС-1, СОС-2,

ЗАКРЫЛКИ-НОСКИ и при наличии давления в основной гидросистеме.

После включения питания по постоянному и переменному току необхо-

димо выставить флюгера датчиков аэродинамических углов на нижний

упор (ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: После подачи команды «Контроль СОС-3» не

допускается прикасаться к флюгерам ДАУ во избежание ожога).

По команде «Контроль СОС-3» (выдается при нажатии соответст-

вующей кнопки на правом горизонтальном пульте) флюгеры датчиков

ДАУ начинают автоматически (под действием стимулирующих сигналов)

перемещаться:

— при достижении угла атаки (10+1), контролируемого визу-

ально по указателю УАП-6, флюгеры останавливаются, и при этом

должны полностью выпуститься носки крыла;

— после выдержки времени (а после включения встроенного

контроля через 10 сек.) флюгеры датчиков продолжают перемещение,

носки убираются, загорается табло «Отказ носков», и при достиже-

нии угла атаки (16+1) флюгеры вновь останавливаются. В этом поло-

жении проверяется работа канала ограничения угла атаки при отказе

канала управления носками. О исправности системы судят по убран-

ному положению носков, отсутствию сигналов «Отказ СОС» и «Нет ре-

зерва СОС», наличию на УСТ системы ЭКРАН кадра УПОР СОС и наличию

на ручке управления самолетом усилия, ограничивающего ее переме-

щение до определенного положения;

— 8 -

— после выдержки времени флюгеры ДАУ вновь продолжают пере-

мещение, ограничивающее усилие на ручке управления снимается,

табло «Отказ носков» гаснет. При достижении угла атаки (27+1)

флюгеры останавливаются, на РУС вновь появляется усилие, пре-

пятствующее ее перемещению «на себя», стрелка текущей перегрузки

указателя УАП-6 должна показывать 4g и вновь на УСТ появляется

кадр УПОР СОС. Таким образом проверяется работа канала ограниче-

ния угла атаки при исправности канала управления носками.

Погрешность показаний указателя УАП-6 определяется как раз-

ность между его показаниями и значениями 27 градусов (для угла

атаки) и 4g (для канала вертикальной перегрузки). Она не должна

превышать значений, указанных в ОТД системы (см. 2 вопрос данного

занятия).

При снятии сигнала «Контроль СОС-3» (отжимается кнопка на

правом горизонтальном пульте) шток гидроцилиндра возвращается в

убранное положение и снимается дополнительное усилие с РУС.

Система дублирования проверяется путем последовательного

отключения каналов ограничения угла атаки автоматами (АЗК) СОС-1

и СОС-2. Например, при выключении АЗК СОС-1 (имитируется отказ

первого канала) система продолжает работать так, как описано выше,

но на табло ТС-5М должна светиться надпись «НЕТ РЕЗЕРВА СОС». При

отказе цепей питания обоих каналов (выключены АЗК СОС-1 и СОС-2)

на ТС-5М высветится надпись «ОТКАЗ СОС».

Проверки системы СОС-3 и ее элементов в соответствии с тех-

нологическими картами N 5-9 выполняются с помощью комплекта конт-

рольно-проверочной аппаратуры КПА-СОС-3.

3ТЕМА N 16 «СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ

3ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ»

3ЗАНЯТИЕ N 9 0 (Гр., 2часа):

Работа САУ-451-03 в режимах «ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИ-

ЗОНТУ» («ПГ»), «УВОД ИЗ ЗОНЫ ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ» и

«ЗАХОД НА ПОСАДКУ». Особенности эксплуатации

САУ-451-03.

31. _Работа САУ-451-03 в режиме ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ (ПГ)

Режим ПГ позволяет автоматически перевести самолет в режим

горизонтального полета из любого пространственного положения. При-

ведение осуществляется контурами автоматического управления неза-

висимо от контуров демпфирования. При вмешательстве летчика в уп-

равление в процессе приведения (нажатием кнюппеля управления

электромеханизмами МТ или приложением усилий к РУС) управление

приводами контуров автоматического управления отключается, а кон-

туры демпфирования продолжают работать. При прекращении вмеша-

тельства летчика режим восстанавливается.

3Канал стабилизатора: 0 Закон управления стабилизатором в ре-

— жиме ПГ такой же, как в режимах стаби-

лизации углового положения и стабили-

зации высоты, но при этом проще формируется сигнал заданной перег-

рузки ( ):

где:

Отсутствие изодромного фильтра в цепи прохождения сигнала

обусловлено тем, что для приведения к горизонту требуется значе-

ние угла наклона траектории в низкочастотной области спектра его

изменения.

При достижении 5 и 7 с задержкой 4-5 секунд

включается режим стабилизации высоты, то есть будет формиро-

ваться так, как в режиме стабилизации высоты (см. выше).

3Каналы элеронов и руля направления: 0 Законы управления этих

— каналов соответствуют

стабилизации нулевого

угла крена при 7. В диапазоне углов 7 и 45

осуществляется стабилизация курса.

32. _Работа САУ-451-03 в режиме УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ

Этот режим обеспечивает увод самолета с недопустимо малых

высот полета. Уровень опасной высоты предварительно задается на

задатчике указателя радиовысотомера (РВ).

3Канал стабилизатора: 0 Для увода самолета с опасной высоты

— используются оба типа приводов: МТ и

АРМ. В этом случае контур автомати-

— 2 -

ческого управления с электромеханизмом МТ работает по такому же

закону управления, как и во всех предыдущих автоматических режи-

мах, но при этом сигнал заданной перегрузки ( ) формируется с

учетом сигнала заданного угла наклона траектории ( ):

где:

Сигнал заданного угла наклона траектории ( ) обеспечива-

ет выход самолета из зоны опасной высоты с постоянным углом нак-

лона траектории. Таким образом, контур автоматического управления

включается как бы в режим «ПГ», только горизонт «поднят» на 8

градусов кабрирования. В результате происходит набор высоты с уг-

лом = 8.

Так как скорость отработки задающего воздействия электроме-

ханизмом МТ невелика, то наблюдается замедленная реакция самолета

на увод с опасной высоты. Поэтому, для ускорения увода самолета в

начальной фазе увода (первые 3-4 секунды) используется АРМ конту-

ра демпфирования, на вход которой подается сигнал отклонения ста-

билизатора на кабрирование, предварительно пропущенный через

изодромный фильтр. Через 3-4 секунды этот сигнал полностью исче-

зает и шток АРМ возвращается в исходное положение.

В результате воздействия обеих приводов переходный процесс

отклонения стабилизатора при уводе с опасной высоты имеет вид

(характер), показанный на рис.1:

^

¦

¦

¦

¦

¦

¦

¦ ¦

¦ ¦

¦

¦

L-----+-----+-----+-----+------->

Рис.1: Переходный процесс отклонения стабилизатора

при уводе с опасной высоты

САУ-451-03 обеспечивает удовлетворительное качество управ-

ления при выводе из зоны опасной высоты лишь при начальной верти-

кальной скорости самолета не более 40 м/с и угле крена не более

30 градусов. Иначе возможна значительная «просадка» самолета.

3Каналы элеронов и руля направления: 0 Они работают в режиме

2---------------------------------- 0 УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ

аналогично режиму ПГ,

т.е. при производят стабилизацию нулевого угла крена, а при

и — стабилизацию курса (см. канал элеронов в ре-

жиме стабилизации углового положения).

— 3 -

33. _Работа САУ-451-03 в режиме ЗАХОД НА ПОСАДКУ

Как уже говорилось, режимы автоматического и директорного

заходов на посадку (АЗП и ДЗП) реализуются САУ-451-03 совместно с

радиотехнической системой ближней навигации и посадки (РСБН). Ав-

томатическое управление отличается от директорного лишь тем, что

управляющие сигналы с вычислителя используются не только для ин-

дикации, но и для воздействия на рулевые поверхности самолета с

целью удержания его на заданной траектории.

Режим начинается после поступления команды ГОТОВНОСТЬ

КУРСОВОГО РАДИОМАЯКА («Гот. К»), о чем свидетельствует уборка с

лицевой панели ПНП курсового бленкера. При этом 2в горизонтальной

2плоскости начинается стабилизация центра масс самолета в рав-

2носигнальной зоне (плоскости) курсового радиомаяка (КРМ). В вер-

2тикальной же плоскости режим имеет два этапа:

21. Стабилизация барометрической высоты полета;

22. Стабилизация положения центра масс самолета на глиссаде.

3Канал стабилизатора: 0 На первом этапе управление стабилиза-

— тором осуществляется также, как в ре-

жиме СТАБИЛИЗАЦИЯ ВЫСОТЫ (см. занятие

16-8). При этом сигнал отклонения от равносигнальной зоны глиссад-

ного радиомаяка ГРМ ( ) мал. По мере приближения к ВПП сигнал

растет (на ПНП наблюдается смещение горизонтальной планки из

крайнего верхнего положения к центру прибора), и при некотором

его определенном значении формируется команда ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ (в

субблоке ВПТ — вычислитель посадки тангажа — вычислителя управле-

ния ВУ-222-03). По этой команде отключается стабилизация высоты

полета и включается стабилизация самолета на глиссаде снижения.

2Закон управления 0 для канала стабилизатора в режиме захода на

посадку имеет вид:

где:

— коэффициент системы самонастройки. Изменение его в про-

цессе захода на посадку обеспечивает приемлемое качест-

во управления как на больших, так и на малых дальностях

до ВПП. Вычисляется в субблоке ВКТ (вычислитель коррек-

ции тангажа) вычислителя управления ВУ-222-03 в зависи-

мости от глиссадной дальности;

— сигнал отклонения от равносигнальной зоны ГРМ;

— фильтр 2-го порядка, обеспечивает фильтрацию вы-

сокочастотных помех, связанных с сигналом откло-

нения от равносигнальной зоны ГРМ ( );

— сигнал принудительного отклонения стабилизатора на 4

пикирования. Этот сигнал формируется в субблоке ВПТ (вы-

числитель посадки тангажа) по команде ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ и

обеспечивает более интенсивный переход от горизонтально-

го полета к полету по глиссаде. Поэтому в момент захва-

та глиссады директорная стрелка тангажа резко отклоняет-

ся вниз, указывая на необходимость создания дополнитель-

ного пикирующего момента для вывода самолета на глиссаду

снижения.

— 4 -

Изодромный фильтр с постоянной времени обеспечивает пос-

тепенное снижение с течением времени и дальнейшее исчезновение

влияния сигнала на движение самолета.

3Канал элеронов: 0 В канале элеронов в течение всего процесса

— захода на посадку осуществляется стабилиза-

ция самолета по сигналам отклонения его от

равносигнальной зоны КРМ ( ).

2Закон управления 0 для канала элеронов в режиме ЗАХОД НА ПО-

САДКУ имеет вид:

где:

— коэффициент самонастройки канала. Его назначение ана-

логично назначению коэффициента самонастройки в кана-

ле тангажа;

— передаточная функция, обеспечивает изодромную обрат-

ную связь по отклонению курса при малых ошибках вы-

держивания курса ВПП ( ) и учет курса ВПП при

больших ошибках. Изодром позволяет устранить влияние

постоянного бокового ветра и медленных ошибок курсо-

вой системы на точность стабилизации самолета по оси

ВПП.

Процесс снижения самолета по глиссаде заключается в удержа-

нии летчиком директорных стрелок и стрелок положения КПП и ПНП в

центре кружков (в режиме ДЗП) или в отработке сервоприводами САУ

(рулевыми машинами АРМ и механизмами триммерного эффекта МТ) пос-

тупающих сигналов, управляющих элеронами и стабилизатором.

Снижение по глиссаде в режимах АЗП и ДЗП обеспечивается

только до высоты 50 метров (из условий безопасности в связи с ис-

кривлением равносигнальной зоны).

В случае пропадания сигнала готовности курсового («Гот.К»)

или глиссадного («Гот.Г») каналов РСБН после захвата глиссады

происходит автоматическое отключение режимов АЗП и ДЗП и включе-

ние режима ПРИВЕДЕНИЕ К ГОРИЗОНТУ.

34. _Особенности эксплуатации САУ-451-03

Одной из особенностей эксплуатации САУ-451-03 является от-

сутствие обязательных периодических проверок параметров системы.

В процессе эксплуатации проверка отдельных параметров САУ произ-

водится при поиске и устранении неисправностей. Отыскание же не-

исправностей производится в случаях:

— обнаружения отказа при проверке работоспособности САУ

тест-контролем;

— замечаний летного состава, не подтверждающихся тест-конт-

ролем.

2САУ-451-03 имеет достаточно развитую систему встроенного

2контроля, охватывающую контролем около 75% ее элементов как на

2земле, так и в полете.

_В полете контролируются:

1. Включение режимов работы САУ;

2. Работоспособность АРМ-150 по уровню рабочей жидкости в

— 5 -

них и по наличию питания. Для контроля уровня жидкости

в замкнутой полости АРМ-150 установлено устройство сигна-

лизации — геркон, сигнал с которого при падении уровня

рабочей жидкости ниже допустимого подается в ВУ-222-03 и

воспринимается как сигнал отказа режима демпфирования в

соответствующем канале.

Сигналы отказа вызывают соответствующую световую сигнализа-

цию, а также фиксируются системой ЭКРАН. Кроме того, в течение

всего полета с включенной САУ 2система ТЕСТЕР регистрирует:

— сигналы положения штоков АРМ-150 всех каналов;

— сигналы положения штоков электромеханизмов МТ крена и тан-

гажа;

— сигналы отклонения командных стрелок КПП ( и ) в режи-

мах директорного управления;

— разовые команды включения автоматических режимов работы

САУ, команды ручного включения механизмов МТ, обжатия га-

шетки и отключения режимов САУ.

При наземном техническом обслуживании с помощью встроенного

тест-контроля проверяется работоспособность САУ, и в случае ее

нарушения выдается информация об отказе. Причем, 2каждое автомати-

2ческое включение САУ-451 в работу происходит только после прохож-

2дения тест-контроля 0. Информация тест-контроля об отказе использу-

ется специалистами при поиске конкретного отказавшего сменного

блока системы или субблока вычислителя.

2Система встроенного тест-контроля содержит 0 два вычислителя

(вычислитель контроля стимулов ВКС и вычислитель контроля оценки

ВКО) и ряд дополнительных элементов, размещенных в ВУ-222-03. В

ВКС формируется программа контроля, а ВКО управляет работой систе-

мы тест-контроля, выдает результаты контроля на индикацию и управ-

ляет работой вычислителя ВКС.

2Система тест-контроля построена на основе 0 оценки реакции от-

дельных устройств (вычислителей) САУ на стимулирующие сигналы. В

соответствии с так называемой программой стимулов производится

выдача стимулирующих сигналов (т.е. возмущающих воздействий) на

датчики ДУСУ, ДЛУ, КВ-16, на включение и переключение режимов

системы, а также непосредственно в субблоки вычислителя управле-

ния. Датчики в соответствии с этими стимулирующими сигналами вы-

дают сигналы в ВУ-222-03. На основе этих сигналов (стимулирующих

и от датчиков) субблоки вычислителя управления формируют и выдают

управляющие сигналы на рулевые машины и механизмы триммерного эф-

фекта в соответствии с законами управления, — это так называемые

оцениваемые сигналы (параметры).

Оцениваемые сигналы (параметры) поочередно подключаются к

сравнивающему устройству — компаратору оценки в субблоке ВКО — в

соответствии с так называемой программой каналов контроля. На

компараторе происходит сравнение величины оцениваемого сигнала с

программным (требуемым) значением. При их совпадении контроль пе-

реходит к оценке следующего сигнала, а при несовпадении происхо-

дит остановка контроля и вырабатывается команда отказа, которая

индицируется на лицевой панели вычислителя управления ВУ-222-03.

2Собственно тест-контроль системы включает в себя 74 шага.

2Однако, собственно тест-контроль (эти 74 шага) начинается только

2после прохождения самоконтроля схемы тест-контроля. Самоконтроль

2схемы тест-контроля включается автоматически, реализуется в тече-

2ние 4-7 секунд и охватывает вычислитель управления ВУ-222-03 и

2проверяемые каналы и цепи. 0 В случае нормального прохождения само-

— 6 -

контроля начинает мигать лампа индикации ДЕМП на пульте управле-

ния ПУ-189 в кабине, что сигнализирует о начале собственно

тест-контроля САУ. В дальнейшем мигание лампы ДЕМП является инди-

кацией (единственной в кабине) прохождения тест-контроля.

2Встроенный тест-контроль включается автоматически при :

— включенных АЗК «ТРИММ. ЭФФ.» (кабинный энергоузел) и вык-

лючателе «САУ» (правый горизонтальный пульт);

— исправности первичного и вторичного электропитания САУ

(контролируется свечением светодиодов 200, +27, +15, -15, +12,

-12, +5, +25 в секторе «Питание» на лицевой панели ВУ-222-03);

— нормальной заправке всех АРМ рабочей жидкостью (контроли-

руется свечением светодиодов А, Т, К, Н в секторе «АРМ» на лице-

вой панели ВУ-222-03);

— наличии в САУ сигнала «Готовность ИКВ» (должен светиться

светодиод «ИКВ» на лицевой панели ВУ);

— обжатой стойке шасси (если сигнал «Стойка обжата» отсутст-

вует, то на лицевой панели ВУ не будет светиться ни один свето-

диод).

2Особенностью проверки САУ тест-контролем является необходи-

2мость обязательной установки перед проверкой штоков механизмов

2триммерного эффекта крена (МТк) и тангажа (МТт), а также датчика

2положения ручки по крену ДПР-23 в нулевое положение. Несоблюдение

2этого условия может приводить к остановке тест-контроля, т.е. к

2выдаче ложного отказа САУ.

При исправности САУ тест-контроль (все 74 шага) проходит без

остановки, и по окончании его включается режим ДЕМПФЕР (при этом

устойчиво, т.е. без мигания начинает гореть лампа ДЕМП на пульте

ПУ-189, а также гаснет табло аварийных режимов ДЕМП. ВЫКЛ. и

прекращается мигание кнопки-лампы ЦСО системы ВСС-1). После окон-

чания тест-контроля ручка управления остается отклоненной по кре-

ну и тангажу механизмами МТк и МТт, поэтому необходимо произвести

ручное триммирование ручки до загорания соответствующих табло

нейтрального положения триммеров («ТРИММЕР СТАБИЛИЗ.» и ТРИММЕР

ЭЛЕРОН.").

В случае обнаружения неисправности в САУ прохождение прог-

раммы тест-контроля останавливается. При этом мигают все лампы

индикации (кроме лампы ПОВТ.ЗАХОД) на пульте ПУ-189 (в кабине) и

мигает светодиод «ОТКАЗ» на лицевой панели вычислителя управления

ВУ-222-03. Кроме того, группа светодиодов на лицевой панели ВУ

фиксирует номер шага и номер опроса, на которых произошел останов

(на каждом шаге производится 8 опросов с номерами от 0 до 7). Ана-

лиз этой информации с привлечением специальных таблиц позволяет

определить место отказа с точностью до канала и цепи.

2Для поиска и устранения неисправностей, обнаруженных тест-

2-контролем, необходимо:

1. Произвести перезапуск тест-контроля, чтобы убедиться в

наличии неисправности САУ.

2. Подключить к ВУ-222-03 пульт проверки ПП-212 из состава

контрольно-проверочной аппаратуры КПА-САУ-451-02 сер.2.

3. С помощью кнопки «ПРОДОЛЖ.КОНТР.» на ПП-212, «проталки-

вая» на один шаг тест контроль при каждой его остановке, выполнить

всю программу тест-контроля (74 шага). Записать весь набор шагов,

на которых происходили остановки тест-контроля.

4. По полученным сочетаниям шагов программы, используя таб-

лицу 104 в «Руководстве по технической эксплуатации САУ», опреде-

лить предполагаемые отказавшие конструктивно-сменные блоки САУ

или субблоки вычислителя (в соответствии с табл. 104 их может

— 7 -

быть одновременно не более двух).

5. Если такими субблоками оказались ВПУ (вычислитель про-

дольной устойчивости), ВКО (вычислитель контроля оценки), ВКС

(вычислитель контроля стимулов), КФ (коммутатор функций), К (ком-

мутатор) или блок питания БП-63, то произвести в вычислителе их

поочередную замену с последующей проверкой работоспособности САУ

тест-контролем после каждой замены. Если тест-контроль проходит

нормально, то устранение неисправности считать законченным, — ни-

каких дополнительных проверок и регулировок производить не требу-

ется.

6. Для всех остальных субблоков вычислителя управления ВУ и

блоков САУ, после замены которых требуется помимо тест-контроля

дополнительные проверки и при необходимости регулировки, необ-

ходимо пользоваться алгоритмами поиска неисправностей, разрабо-

танными для каждого шага тест-контроля и приведенными в «Руко-

водстве по технической эксплуатации САУ».

Алгоритм поиска неисправности позволяет путем замера указан-

ных в алгоритме параметров (напряжений) с помощью ПП-212 и цифро-

вого вольтметра конкретно определить отказавший блок САУ или

субблок вычислттеля. При этом в каждом алгоритме требуется произ-

вести не более трех замеров.

Из имеющегося набора шагов, на которых происходила остановка

тест-контроля, достаточно выполнить работу с использованием алго-

ритма поиска только для одного шага.

После замены найденного отказавшего блока САУ или субблока

ВУ необходимо проверить систему тест-контролем и, убедившись, что

замена призведена правильно, произвести проверку, а при необходи-

мости и регулировку по технологическим картам, указанным в «Руко-

водстве по технической эксплуатации САУ».

2Проверка и регулировка отдельных параметров САУ обеспечива-

2ются с помощью КПА-САУ-451-02 сер.2 на борту самолета или с по-

2мощью стендового комплекта СК-САУ-451 в условиях ТЭЧ.

1.ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ

ДАННЫЕ СИСТЕМЫ ЭКРАН.

Большое разнообразие и сложность оборудования современного

самолета-истребителя, с одной стороны, позволяет решать самый широ-

кий круг задач, но, с другой стороны, приводит к необходимости тща-

тельного контроля оборудования.Причем время на контроль жестко

ограничено (главным образом условиями и особенностями подготовки

самолета к полету).Кроме того, существенно возрастает актуаль-

ность решения задачи непрерывного контроля оборудования.Оценка сос-

тояния оборудования с помощью штатной КПА, очевидно, не может ре-

шить поставленные проблемы, поэтому значительная часть, оборудова-

ния и подсистем современного самолета охвачены встроенным контро-

лем (ВСК).А так как элементов ВСК в целом на самолете оказывается

достаточно много, то одновременно с ВСК оборудования и подсистем

на борту самолета устанавливается система централизованного уп-

равления алгоритмами встроенного контроля и документирования ре-

зультатов контроля.Рассматриваемая система ЭКРАН относится к ап-

паратуре такого класса.На типовом современном самолете-истребите-

ле ЭКРАН предназначен для обработки сигналов ВСК и датчиков сис-

тем в полете и на земле с одновременной печатью результатов конт-

роля и выдачей их на УСТ.При этом ЭКРАН решает следующие задачи:

1) в процессе наземного контроля (НК) осуществляется реализа-

ция алгоритмов ВСК как в автоматическом режиме, так и с участием

оператора; результаты контроля документируются;

2) в процессе полетного контроля (ПК)осуществляется обработка

сигналов ВСК и формируется формализованные сообщения, характеризу-

ющие состояние оборудования и превышение летных ограничений; фор-

мируемые сообщения и время их поступления документируются в по-

рядке приоритета;

3) в процессе итогового,«обобщенного» документирования (ДК)

осуществляется печать последних 64-х сообщений в виде цифрового

кода; если же сообщений за время полета не было, на пленке ЭКРАНа

печатаются нули (в последних вариантах ЭКРАНа с целью экономии

пленки печать нулей не проводится).

Основные технические данные ЭКРАНа:

1. Количество контролируемых параметров от ВСК бортовых сис-

тем:

— бинарных сигналов....................................109

— аналоговых сигналов..................................128

2. Количество систем и агрегатов, контролируемых ЭКРАНом....22

3. Время выдачи сообщения с момента появления отказа, с....0,5

4 Количество выдаваемых в бортовые системы сигналов управле-

ния.....................................................22

5. Количество комманд оператору при НК.....................10

6. Количество сообщений-команд летчику… до 70

7. Количество «итоговых» документируемых сообщений… до 64

8. Параметры кадра на УСТ:

— размеры, мм.........................................39х24

— количество строк в кадре...............................4

— количество символов в строке...........................8

— высота символа, мм......................................4

9. Запас пленки в катушке, м................................18

10. Время непрерывной работы, ч...............................5

11. Тип пленки — лавсановая металлизированная ЛМ-35П.

12. Напряжение питания, В.................................18-31

13. Потребляемая мощность, Вт...............................100

14. Масса, кг................................................12

По принципу действия и построения ЭКРАН представляет собой

сложное логическое программируемое устройство, и хотя в системе

используются функциональные элементы и узлы микропроцессоров и

ЦВМ, ЭКРАН к последним отнести нельзя, т.к. при его работе цифровая

обработка сигналов не производится.

Система ЭКРАН конструктивно состоит из 2-х блоков: блока логи-

ки и управления «1Э» в различных модификациях и блока индикации и

документирования (с УСТ) типа «2Э», соответствующих блоку «1Э» мо-

дификацией.Схема связей ЭКРАНа с другими системами представлена

на рис.2.

2.КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ БЛОКОВ СИСТЕМЫ ЭКРАН.

2.1. _ Блок логики и управления «1Э».

Блок «1Э» в составе ЭКРАНА является основным, т.к. именно в

этом блоке осуществляется формирование и реализация всех алгорит-

мов контроля и выработка команд для управления блоком индикации и

документирования.Функциональная схема блока «1Э» представлена на

рис.3.

Сбор и обработка сигналов от датчиков и ВСК бортовых систем

осуществляется по программе, заложенной в ПЗУ (емкость ПЗУ — 4к

18-разрядных слова).Сигналы эти поступают через ключи коммутатора

в ЦУУ, которое определяет практически всю логику работы блока

«1Э».Команды для управления блоком индикации и документирования

выдаются через выходной регистр.В составе блока «1Э», помимо расс-

мотренных узлов, входят также 4 ОЗУ.Их основное назначение обеспе-

чивать логику выдачи сообщений на УСТ блока «2Э».При появлении

отказа контролируемой системы в блоке «2Э» печатается и индициру-

ется на УСТ соответствующее сообщение.Следующий по времени отказ

в зависимости от его приоритета либо заменяет первое сообщение на

УСТ (которое в данном случае переводится в ОЗУ «память»), либо

фиксируется в ОЗУ «Очередь».Из «Очереди» сообщение может быть вы-

ведено на УСТ нажатием кнопки «ЭКРАН-ВЫЗОВ» (предыдущее сообщение

на УСТ в этом случае также переведется в ОЗУ «Память»).В процессе

всего полетного контроля в ОЗУ «РПК» (результаты полетного конт-

роля) постоянно регистрируется информация о последних 64 отказах

контролируемых систем.ОЗУ «Состояние» служит в основном для со-

держания и сравнения информации о текущих параметрах систем с их

эталонными значениями.

По принципу построения блок «1Э» является одноадресным прог-

раммируемым устройством с прямой последовательностью выполнения

команд, записанных в ПЗУ.При этом информация по разрядам слова ко-

дируется следующим образом:

Каждая команда управления имеет большое количество модифика-

ций, что позволяет достаточно полно решать весь круг задач контро-

ля.

Работа блока «1Э» синхронизируется специальным задающим гене-

ратором и сигналами об исполнении команд исполнительными элемен-

тами 1Э.Исправность блока постоянно контролируется алгоритмически

системой ВСК блока.

2.2. _ Блок индикации и документации «2Э».

Блок «2Э» обеспечивает печать и индикацию сообщений оператору

при наземной проверке оборудования самолета и летчику во время

руления и полета.Сообщения печатаются методом электроискрового

выжигания части металлического покрытия пленки.Изображение на эк-

ране УСТ получается путем просвета специальными лампами прозрач-

ных участков пленки в местах выжигания.Особенностью индикации яв-

ляется то, что кадр на пленке имеет размеры 35х24 мм.Поэтому часть

информации кадра для индикации не предназначена и на экране УСТ

таким образом отображается только текстовая часть сообщения.Сооб-

щение о времени появления события остается за пределами видимого

поля пленки.

Информация на пленке отображается в виде наборов букв, цифр и

знаков.Весь используемый набор символов изображен на рис.4.

Функциональная схема блока «2Э» и схема связи его с блоком

«1Э» представлена на рис.5.

Основными узлами блока «2Э» являются: узел управления и инди-

кации (УУИ), узел очистки игл (УОИ), узел ключей (УК), узел регист-

рации сообщений (УРС) и собственно лентопротяжный механизм

(ЛМП).Их назначение:

УУИ-включает ЛМП по команде от «1Э» («1Э» выдает нулевой по-

тенциал включения двигателя «ОПВкл.дв.»), обеспечивает формирова-

ние нулевых импульсов печати «ОИПч» для синхронизации работы «1Э»

и «2Э» (схема формирования ОИП, в свою очередь, запускается сигна-

лами таходатчика ЛМП), а также включает узел очистки игл после

каждого импульса записи (выжигания);

УОИ-обеспечивает принудительную очистку игл головку печати от

нанесенных на них частичек металлического покрытия пленки;

УК-обеспечивает усиление по мощности импульсов, поступающих от

«1Э» на иглы головки печати;

УРС-состоит из головки печати с линейкой из 28 игл печати

(иглы размещены в одну линию по высоте кадра), устройства очистки

игл и токосъемника.УРС обеспечивает собственно печать сообщений

на пленке при подаче на соответствующие иглы линейки серии поло-

жительных импульсов +45В;

ЛМП-обеспечивает протяжку пленки со скоростью 1 м/с (только

во время формирования кадра и межкадрового пространства), а также

хранения пленки в специальной кассете.

При реализации алгоритма выдачи сообщения блок «1Э» выдает

сигнал включения двигателя ЛМП («ОПВкл.дв.»).Начинается протяжка

пленки со скоростью 1 м/с и через некоторое время (около 5 сек)

на соответствующие иглы головки печати от УК поступают первые им-

пульсы (+45В) длительностью 0,1 сек.По окончании импульсов также в

течении 0,1 сек происходит очистка игл.Далее 0,5 сек продолжается

протяжка пленки без печати.Затем рассмотренный порядок записи

(такт) повторяется еще 3 раза до окончания формирования первой

колонки символов.Для формирования 1 символа используются возмож-

ности матрицы из 7х5=35 точек, а столбца символов — возможности

столбца из 4-х таких матриц.Таким образом, за 4 такта записи по

высоте кадра пленки (24 мм) линейка из 28 игл сформирует точечным

выжиганием столбец из 4-х символов.

Полный кадр записи вмещает 4 строки.В самой строке по длине

кадра располагается 8 символов для текстового сообщения (см.

основные технические данные) и один символ — цифра, для указания

времени появления события.Для полного заполнения всего кадра за-

писи сообщения требуется, очевидно,8 наборов групп импульсов по 5

наборов импульсов в группе (набор в данном случае — это одновре-

менная подача напряжения +45В на все 28 игл).Примеры записи ин-

формации представлены на рис.6 (вид матрицы для буквы «о») и

рис.7 (упрощенный вид сообщения, точно здесь изображена только

первая буква «О» и единица).

После обработки цикла программы печати снимается разрешающий

потенциал печати «ОИПч», иглы обесточиваются и далее продолжается

только протяжка пленки для образования межкадрового промежут-

ка.Затем снимается потенциал «ОПВкл.дв.» и ЛМП останавливается.

Из передней панели блока «2Э» помимо экрана УСТ расположены

два табло («память» и «очередь») и кнопка «экран-вызов».Табло

сигнализирует о наличии сообщений в ОЗУ «память» и «очередь», а

кнопка позволяет переводить сообщения с экрана УСТ в ОЗУ «память»

при одновременном выводе очередного сообщения из ОЗУ «очередь» на

УСТ.Причем логика индикации загруженности ОЗУ такова, что табло

гаснет только тогда, когда полностью освобождается соответствующее

ОЗУ.Например при переводе последнего сообщения из «очереди» в

«память» табло «очередь» гаснет.При исчезновении отказа информа-

ция о нем из обоих ОЗУ стирается.Сообщение об этом отказе теперь

будет выдано (из ОЗУ «РПК») только в режиме документирования.

.3. _Режимы работы системы ЭКРАН

Система ЭКРАН имеет следующие режимы работы:

-режим самоконтроля «СК»;

-режим наземного контроля «НК»;

-режим полетного контроля «ПК»;

-режим документирования «ДК».

Порядок включения режимов и перехода с режима на режим опре-

деляется соответствующим набором признаков состояния систем само-

лета и органов управления ЭКРАНом.«НК» включается только вру-

чную,«СК»-вручную или автоматически, а «ПК» и «ДК»-только автомати-

чески.

Режим «СК» -наземный режим, включается вручную нажатием кнопки

«ЭКРАН-ВЫЗОВ» на передней панеле блока «2Э».Автоматическое вклю-

чение режима выполняется во время прохождения цикла «НК».Следует

отметить, что указанная логика включения «СК» относится к самокон-

тролю всей системы ЭКРАН в целом.В то же время блок «1Э» имеет

собственные элементы контроля, непрерывно функционирующие во время

работы системы в режимах «НК» и «ПК».

Самоконтроль ЭКРАНА предусматривает проверку исправности всех

его основных узлов (кроме ячеек коммутатора входных сигна-

лов).Большая часть элементов «общего» самоконтроля и центральный

узел контроля блоков (УКБ) размещены в блоке «1Э».Во время конт-

роля проверяются:

-исправность ячеек признаков и таймера блока «1Э»;

-прохождение команд;

-исправность узла печати блока «2Э».

Цикл контроля начинается с печати сообщения «САМОКОНТРОЛЬ» и

заканчивается в зависимости от результатов самоконтроля сообщени-

ями «ЭКРАН ГОТОВ» или «ОТКАЗ».Сообщение «ОТКАЗ» кроме того, может

появиться и в режимах «НК» или «ПК» — как свидетельство выхода из

строя блока «1Э».В обоих случаях дальнейшее функционирование ЭК-

РАНа прекращается и его нужно выключить соответствующим выключа-

телем.

Время прохождения всего цикла самоконтроля невелико, определя-

ется главным образом временем печати сообщений и составляет около

10 сек.Режим рекомендуется включать перед каждым полетом.

Режим «НК»-наземный режим, включается вручную нажатием кнопки

«ЭКРАН-КОНТРОЛЬ», расположенной на правом пульте кабины.Периодич-

ность проверки оборудования самолета в «НК» определяется указани-

ями ГИ ВВС (см.последний вопрос данного пособия).

Цикл «НК» начинается с автоматического включения режима

«СК», после которого в автоматическом режиме выполняется собствен-

но циклограмма «НК».Вид части циклограммы представлен на рис.3.

Всего контролю подвергается 22 наиболее важных системы и аг-

регата.Причем каждые из этих систем и агрегатов оцениваются по

соответствующему набору их контрольных параметров (выдаются от

ВСК этих систем и агрегатов).Оценка каждого параметра выполняется

автоматически или с участием оператора.В последнем случае на УСТ

индицируются команды оператору по выполнению ручных, визуальных

операций контроля, а также выполнению других необходимых

действий.Результаты ручных и визуальных операций контроля фикси-

руются кнопками «ЭКРАН-ВЫЗОВ» и «ЭКРАН-КОНТРОЛЬ» (первая при на-

хождении параметра в поле допуска, а вторая при выходе параметра

за поле допуска).На нажатие кнопок отводится вполне определенное

время (в соответствии с циклограммой) и поэтому при отсутствии

фиксации результата контроля кнопками на УСТ печатается сообщение

«ОТКАЗ УСЛОВИЙ», а программа контроля продолжается дальше.

Заканчивается «НК» выдачей одного из сообщений:«БОРТОВЫЕ

СИСТЕМЫ ГОДЕН» или «БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТКАЗ».

Время прохождения режима «НК» составляет около 15 мин.

Режим «ПК» включается автоматически и условно разделяется на эта-

пы:

-режима взлета (РВ);

-режима собственно полетного контроля (ПК);

-режима посадки (РП).

На всех этапах режима «ПК» осуществляется контроль оборудова-

ния самолета с печатью результатов контроля, однако время появле-

ния отказа печатается только в полете, на этапе «ПК».Регистрация

каждого отказа сопровождается загоранием лампочки ЦСО системы

ВСС-1.

Этап РВ-начинается сразу после нажатия кнопки запуска двига-

теля самолета «запуск на земле» или после снятия сигнала отжатия

основных стоек шасси (шасси выпущены и не загружены).Назначение

РВ-сообщения об отказах контролируемого оборудования, а также выда-

ча летчику команд для установки летчиком шасси, закрылков, стабили-

затора и носков крыла во взлетное положение (приоритет команд

соответствует порядку приведенного перечисления).После запуска

двигателя или снятия обжатия шасси (отрыва самолета от ВПП) начи-

нается подготовка к переходу с РВ на режим собственно ПК.Происхо-

дит это следующим образом.Запускается на 2 сек. таймер блока «1Э»

(для определения устойчивого сигнала снятия обжатия шасси, т.е.

учета вибрации шасси во время разбега).Затем еще на 60 сек. за-

пускается еще один таймер «1Э», что необходимо для предотвращения

перехода РВ сразу в РП.По истечении последних 60 сек. на УСТ пе-

чатается сообщение «ПОЛЕТ» (или «РЕЙС») и начинается этап ПК.Для

облегчения дешифрирования за кадром «полет» всегда следует один

пустой кадр.

Этап ПК — начинается печатью сообщения «ПОЛЕТ».На втором эта-

пе ЭКРАН регистрирует отказы бортового оборудования, время их по-

явления, а также печатает различные указания летчику.Информация об

отказах хранится в ОЗУ «РПК»,«ОЧЕРЕДЬ»,«ПАМЯТЬ».В ОЗУ «РПК» ин-

формация сохраняется до выключения системы (последние 64 отка-

за), а содержание ОЧЕРЕДИ и ПАМЯТИ определяется количеством имею-

щихся на данный момент отказов и действиями летчика (см.пункт

3.1).

Этап РП — начинается по сигналу становки стабилизатора в

посадочное положение или по сигналу выпуска шасси.На этапе РП, как

и при РВ, помимо контроля отказов летчику выдаются команды по уста-

новке элементов самолета в посадочное положение:«ШАССИ ВЫ-

ПУСТИ»,«ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ»,«СТАБ.УСТ.НА ПОСАДКУ»,«НОСКИ ВЫ-

ПУСТИ».После выполнения перечисленных команд печатается сообщение

«ПОСАДКА».После приземления самолета шасси обжимаются и на 2 сек.

запускается таймер блока «1Э» (учет вибрации шасси при пробе-

ге).Затем на 20 сек. запускается другой таймер, что необходимо для

определения факта пробега по ВПП.По истечении этих 20 сек. этап

РП заканчивается и автоматически начинается новый режим ЭКРАНА

«ДК».

Режим «ДК» начинается печатью сообщения «ДОКУМЕНТ», за которым

следует пустой кадр и 16 кадров с закодированными сообщениями о

последних 64 отказах.После печати последнего из 16 кадров доку-

ментирования режим «ДК» заканчивается и вновь включается взлетный

этап режима «ПК».Этап РВ прекращается при выключении общего пита-

ния самолета.

4.ДЕШИФРИРОВАНИЕ ЗАРЕГИСТРИРОВАННОЙ ИНФОРМАЦИИ

И ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

СИСТЕМЫ ЭКРАН.

Информация об отказах оборудования печатается на пленке ЭКРА-

На в виде буквенно-цифрового сообщения, а также полностью в цифро-

вом виде (последнее только в режиме документирования).Сообщения

об отказах в полете сопровождается указанием времени появления

событий.Особенностью такой печати является то, что время регистри-

руется в последней колонке кадра пленки и по этой причине нахо-

дится, как отмечалось ранее, за полем экрана УСТ.Отказы, произо-

шедшие на земле (этапы полетного контроля РВ и РП), регистрируются

без указания времени, что, однако не вызывает больших неудобств в

оценке состояния оборудования, т.к. большая часть отказов происходит

все же в полете.

Все регистрируемые отказы оборудования имеют свой приоритет

(см. например табл.1) и в соответствии с ним выводятся на пе-

чать.Пример полной записи сообщения (от включения и до выключения

бортсети) в порядке их следования может выглядеть следующим обра-

зом: САМОКОНТРОЛЬ-ЭКРАН ГОДЕН (или ОТКАЗ)-БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ГОДЕН

(или БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТКАЗ)-ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ-СТАБИЛИЗАТОР УСТА-

НОВЛЕН НА ВЗЛЕТ-НОСКИ ВЫПУСТИ-ПОЛЕТ-сообщения об отказах в поле-

те-ШАССИ ВЫПУСТИ-ЗАКРЫЛКИ ВЫПУСТИ-СТАБИЛИЗАТОР УСТАНОВИ НА ПОСАД-

КУ-НОСКИ ВЫПУСТИ-ПОСАДКА -ДОКУМЕНТ-16кадров с результатами доку-

ментирования.Ниже рассматриваются случаи и особенности регистра-

ции отказов, произошедших в полете, а также примеры документирова-

ния.

Пример полетного сообщения:

ДАВЛЕНИЕ....................2

В КАБИНЕ....................4

ПРЕДЕЛ......................3

СНИЖАЙСЯ....................7

Здесь цифры читаются сверху вниз и обозначают минуты и секунды

появления отказа.В данном случае это 24 минуты 37 секунд от нача-

ла полета.Все отказы печатаются и подаются на УСТ в порядке прио-

ритета, но так как сам порядок их появления случаен, то довольно

часто на УСТ высвечивается сообщение более раннее из имеющихся на

данный момент.В этом случае горит табло «очередь» и летчик для

просмотра других сообщений должен вызвать их из ОЗУ «очередь»

кнопкой «экран-вызов».Вызов также происходит в порядке приорите-

та, причем время появления отказа при ручном вызове не печатает-

ся, например (см.табл.1):

ПЕРЕГРЕВ..............2 ВИБРАЦИЯ....

… ЛЕВ.................0… ЛЕВ.......

......................4 ............

......................1 ............

Следует отметить, что отсутствие времени на пленке здесь боль-

шого значения не имеет, так как в ОЗУ «РПК» данный отказ зарегист-

рирован вместе со временем его появления и поэтому при документи-

ровании время на пленку будет выведено.

Если отказ, индицируемый на УСТ пропадает, то автоматически пе-

чатается и высвечивается следующий кадр, состоящий только из вре-

мени исчезновении отказа (летчик при этом видит «пустой» кадр, так

как последние колонки кадра находятся за полем экрана УСТ).Вслед

за кадром со временем также автоматически печатается кадр с сооб-

щением об отказе, имеющем на данный момент наивысший приори-

тет.Время автоматической замены кадров определяется средней ско-

ростью протяжки пленки в 1 м/с.Пример печати:

¦ ПЕРЕГРЕВ 2¦ ВИБРАЦИЯ ¦ 2 ¦ ДАВЛЕНИЕ 2 ¦

¦ ЛЕВ 0¦ ЛЕВ ¦ 0 ¦ МАСЛА 0 ¦

¦ 4¦ ¦ 5 ¦ ЛЕВ 4 ¦

¦ 1¦ ¦ 2 ¦ 1 ¦

Приведенные сообщенния расшифровываются следующим образом:

_первый кадр .-это сообщение с наивысшим приоритетом (в ОЗУ «оче-

редь») в момент нажатия кнопки «экран-вызов», _второй кадр .-сообще-

ние со следующим приоритетом, вызванное летчиком из «очере-

ди», _третий кадр .-«сообщение» об исчезновениивибрации левого двига-

теля на 20 минуте и 52 секунде, _четвертый кадр .- сообщение с наи-

высшим на данный момент приоритетом в ОЗУ «очередь».В рассмотрен-

ном примере сообщение о давлении масла (в системе смазки подшип-

ников двигателя) имеет приоритет более низкий, чем у первого и

второго сообщения.Хронологически же отказы «перегрев» и «давле-

ние» появились одновременно на 20 минуте и 41 секунде, а отказ

«вибрация» произошел позже (но, в данном случае, до нажатия летчи-

ком кнопки «экран-вызов»).

В полете возможны различные комбинации печати сообщений, опре-

деляемые действиями летчика, временем появления, исчезновения и

приоритетом отказов.Вданном пособии рассмотрен только один из на-

иболее характерных вариантов.Все остальные комбинации указаны в

специальном КАТАЛОГЕ сообщений, используемом при дешифрировании

информации ЭКРАНа.Этот же каталог содержит сведения, необходимые

для дешифрирования пленки с результатами документирования полет-

ной информации.Документирование, напомним, это регистрация на 16

кадрах в условном виде последних по времени 64 сообщений.Информа-

ция для документирования выбирается из ОЗУ «РПК».Каждый кадр до-

кументирования состоит из 8-ми колонок цифр и содержит 4 сообще-

ния.Пример:

1 0 0 0 1 0 0 1

5 0 6 3 2 3 3 2

5 1 3 2 7 3 8 1

5 6 1 3

Каждая нечетная колонка цифр кадра означает номер документи-

руемого сообщения (отказа) по каталогу, а каждая четная колонка -

время появления этого отказа.Например,155-е событие появилось на

15-ой секунде полета, а 127 — на 3-й минуте 31-ой секунде.

Если количество отказов, произошедших в полете меньше 64, то в

кадрах, для которых нет информации,«колонки сообщений» остаются

пустыми, а в «колонках времени» печатаются нули.Если количество

отказов больше 64, то номер 65 сообщения и время его появления пе-

чатаются на месте первого сообщения в первом кадре.Информация о

первом событии при этом из ОЗУ «РПК» стирается.Аналогично разме-

щается информация о всех последующих событиях.

Особенностью документирования является то, что события регист-

рируются вне зависимости от того, индицировались эти события на

УСТ или нет.Если перемежающийся отказ появлялся и исчезал в поле-

те несколько раз, то при документировании он будет зафиксирован

столько раз, сколько он появлялся на входе в ЭКРАН и каждый раз с

указанием времени появления.

Техническое обслуживание и эксплуатация системы ЭКРАН осу-

ществляется в соответствии с регламентом технической эксплуатации

самолета, руководствами по обслуживанию и эксплуатации ЭКРАНа и

Указанием ГИ ВВС N 127/899 от 7.5.87 г. по применению системы

ЭКРАН.В соответствии с последним документом за дешифрирование, учет

информации, хранение и уничтожение лент ЭКРАНа отвечает начальник

технического расчета (по старой структуре — начальник группы обс-

луживания).Дешифрирование и анализ информации выполняется старши-

ми техниками технического расчета (группы обслуживания ) в следу-

ющих случаях:

-после каждого полета;

— после проведения «НК» оборудования в предполетную подготов-

ку, в день периодических работ (1-2 раза в неделю) и после выпол-

нения регламентных работ в ТЭЧ.

Результаты анализа докладываются технику самолета и заносятся

в «Журнал подготовки самолета к полету».Кроме того, отказы, обнару-

женные ЭКРАНом фиксируются также в Рабочей тетради начальника тех-

нического расчета (зам.ком.аэ по ИАС) в разделе неисправнос-

тей.Каждая пленка маркируется с указанием даты полета (или прове-

дения НК) и фактического расхода пленки.Пленка хранится в специ-

альных секционных ящиках в течении 1 месяца, а затем уничтожается.

Заправку пленки выполняют специалисты, проводящие дешифрирова-

ние, т.е. старшие техники технических расчетов (группы обслужива-

ния).Минимальное количество пленки:

— на полет — 7 м (не менее);

— для НК — 4 м.

Фактическое количество пленки в кассете указывается в конт-

рольном листе Журнала подготовки самолета к полету.Рассмотренная

в настоящем пособии система ЭКРАН позволяет быстро и достаточно

эффективно контролировать наиболее важную часть оборудования ти-

пового современного самолета-истребителя.На последних сериях са-

молетов могут устанавливаться другие похожие системы контроля, од-

нако и в этом случае обеспечивается решение задач автоматизиро-

ванного контроля работоспособности оборудования при наземной про-

верке в режиме «НК», автоматического контроля оборудования в поле-

те и автоматического документирования результатов полетного

контроля.Результаты всех 3-х видов контроля также регистрируются

на специальной пленке.

3ТЕМА N 17 «СРЕДСТВА ОБЪЕКТИВНОГО КОНТРОЛЯ»

3ЗАНЯТИЕ N 3 0 (2 часа)

31. _Назначение и основные технические данные системы

_ 3«Тестер-У3-Л

Магнитные системы регистрации полетных данных типа „Тес-

тер-У3“ предназначены для записи цифровым методом на магнитную

ленту параметров полета, служебных данных и дополнительной инфор-

мации.

_ 2Системы „Тестер-У3“ обеспечивают регистрацию:

1. Основной информации (параметров полета) в виде значений

аналоговых параметров типа напряжений постоянного тока в восьми-

разрядном двоичном коде и напряжений переменного тока изменяемой

частоты в 14-ти разрядном двоичном коде, а также разовых команд в

виде постоянного тока.

2. Служебных (опознавательных) данных (номер регистратора и

номер полета) в 8-ми разрядном двоичном коде.

3. Дополнительной информации:

— астрономического (текущего) времени полета (часы, минуты

и секунды) в 5-ти и 6-ти разрядном двоично-десятичном

коде;

— сигналов тактовых импульсов (ТИ) и импульсов начала цик-

ла (ИНЦ), необходимых для упорядочения процессов записи

и воспроизведения полетной информации;

— результатов самоконтроля регистратора.

_Системы „Тестер-У3“ выпускаются в 3-х вариантах:

— »Тестер-У3" серии 2;

— «Тестер-У3» серии 3;

— «Тестер-У3» серии Л.

Мы рассмотрим, в основном, систему «Тестер-У3» серии Л (в

дальнейшем — «Тестер-У3-Л»), устанавливаемую на самолете МИГ-29.

Система «Тестер-У3-Л» является дальнейшим совершенствованием

систем «Тестер-У3» серии 2 и серии 3 (это будет видно и из расс-

мотрения ее основных технических данных). Она отличается от своих

предшественников и по техническим характеристикам, и по составу

блоков, и по конструктивному исполнению. Основные конструктивные

отличия системы «Тестер-У3-Л» от предыдущих серий заключаются в

следующем:

— применена более совершенная элементная база, что позволило

сократить массу и габариты отдельных узлов и блоков;

— увеличено число функций, выполняемых одним блоком, что поз-

волило сократить число блоков всей системы.

_ 2Рассмотрим основные технические данные системы «Тестер-У3-Л»:

1. _Частота опроса датчиков параметров. (то есть число измере-

ний одного параметра за 1 секунду) — 21 0; 22 0; 24 0; 28 0; 216 0; 23 00 2 Гц 0.

(для сравнения: у серии 2 — 1; 4 и 5 Гц; у серии 3 — 1; 2;

3; 4; 6; 7 и 8 Гц) 1.

— 2 -

2. _Частота следования кадров. (то есть количество кадров, ко-

торое формирует система за 1 секунду) — 21 Гц 0.

(под кадром понимается один цикл регистрации всех видов

полетной информации).

3. _Для регистрации аналоговых параметров. система имеет 238 вхо 0-

2дов 0, из которых 34 входа предназначены для параметров типа

напряжения постоянного тока и 4 входа — для частотных па-

раметров. Из 34-х входов:

— 2 входа опрашиваются 30 раз в секунду; ¬

— 4 входа — 16 раз в секунду; ¦

— 10 входов — 8 раз в секунду; ¦ 241 канал

— 2 входа — 4 раза в секунду; ¦

— 13 входов — 2 раза в секунду; ¦

— 3 входа — 1 раз в секунду; -

Частотные входы опрашиваются 1 раз в секунду ( 8 каналов,

так как частота записывается 14-ти разрядным кодом в 2-х

разрядах. Кроме этого, 1 раз в секунду регистрируются ми-

нуты, 1 раз в секунду — часы, 2 раза в секунду — калибро-

вочное напряжение, 2 раза в секунду — напряжение перепол-

нения и 1 раз в секунду — номер включения. Таким образом,

2информативность системы по аналоговым параметрам составля-

2ет 256 измерений в секунду (т.е. аналоговые параметры за-

2писываются в 256 каналах).

4. _Для регистрации бинарных сигналов разовых команд. (РК) сис-

тема имеет 232 входа 0, из которых:

— 8 входов опрашиваются 2 раза в секунду (для РК длитель-

ностью не менее 36 мс);

— 24 входа опрашиваются 8 раз в секунду (для РК длитель-

ностью не менее 1 с).

Таким образом, 2информативность системы по сигналам разовых

2команд — 208 измерений в секунду (208 каналов).

5. _Погрешность регистрации аналоговых параметров. (без учета

погрешностей датчиков и согласующих устройств):

— для сигналов в виде напряжения — не более 1 процента;

— для частотных сигналов — не более 0,15 процента.

6. _Носитель информации. — холоднокатанная магнитная лента из

железоникельхромового сплава шириной 25,4 мм, толщиной

0,015 мм. Длина — 75 м (у серий 2 и 3 — по 100 м).

7. _Скорость протяжки МЛ .:

— в режиме записи — 16 мм/с;

— в режиме воспроизведения — 12 — 40 мм/с.

8. _Плотность записи. (число импульсов на единицу длины носите-

ля информации) — 16 имп./мм.

9. Время записанной полетной информации — 3 часа.

10. _Сохранность записанной информации. (с достоверностью 0.9):

— при ударной перегрузке до 1000 g;

— при воздействии температуры до 1000 5о 0С в течение 15 мин.;

— при воздействии морской воды в течение не менее 5 суток;

— 3 -

— при воздействии агрессивных жидкостей (керосина, гид-

равлической и огнегасящей) — не менее 2 суток;

— в нормальных условиях — в течение 60 суток.

11. Напряжение электропитания — 27 В постоянного тока.

12. Потребляемая мощность — 150 Вт.

13. Масса системы — 13,5 кг (для сравнения: серии 2 — 21,6 кг,

серии 3 — 16,5 кг).

32. _Состав и функциональная схема системы «Тестер-У3-Л»

Состав системы «Тестер-У3-Л» рассмотрим по функциональной

схеме, представленной на рис.1.

_ 2В состав системы входят:

1. Датчики информации.

2. Согласующие устройства (модули).

3. Блок электроники (блок 1ИМ).

4. Блок установки номера включения (блок 3ИМ).

5. Блок усилителей записи, воспроизведения и самоконтроля

(блок 5ИМ).

6. Магнитный накопитель в защитном контейнере (блок М2Т-3).

Рис.1 Функциональная схема системы «Тестер-У3-Л»

— 4 -

_ 2Датчики информации. 0 выдают в систему электрические сигналы,

пропорциональные физическим значениям аналоговых параметров (ДАП)

и сигналы разовых команд (ДРК). В качестве датчиков используются

штатные бортовые датчики, а также входящие в комплект системы

датчики:

— угловых перемещений (типа МУ-615А);

— перегрузок (типа МП-95);

— давления (типа МДД-Те).

Значения параметров с датчиков выдаются в виде напряжений

постоянного и переменного тока.

_ 2С помощью согласующих устройств (модулей). 0 сигналы от датчиков

преобразуются в сигналы постоянного тока напряжением 0 — 6,3 В.

На базовом самолете в качестве согласующих устройств используются

модули М2, М3 и М14-07.

_Модуль М2. обеспечивает преобразование сигналов постоянного

тока с напряжением от 0 до 32 В в сигналы постоянного тока напря-

жением от 0 до 6,3 В в соответствии с соотношением:

U 4вых 0 = 0,1896 U 4вх

_Модуль М3. преобразует переменное напряжение синусоидальной

формы в постоянное напряжение 0 — 6,3 В.

_Модуль М14-07. предназначен для преобразования сигналов синус-

но-косинусных трансформаторов (СКТ) в сигналы постоянного тока с

напряжением 0 — 6,3 В. Он имеет 3 канала преобразования, обеспе-

чивая преобразование сигналов от 3-х датчиков.

Конструктивно модули устанавливаются в виде самостоятельных

устройств во входных цепях системы или внутри ее блоков.

_ 2Блок электроники (1ИМ). 0 является основным блоком системы и

обеспечивает выполнение следующих основных функций:

— синхронизацию работы всех блоков системы по жестко установ-

ленной программе (с помощью кварцевого генератора с часто-

той 81920 Гц);

— прием сигналов от датчиков аналоговых параметров (ДАП) и

датчиков разовых команд (ДРК) и преобразование их в двоич-

ный код (8-ми разрядный — аналоговые сигналы, 14-ти разряд-

ный — частотные сигналы, одноразрядный — бинарные сигналы

от ДРК);

— коммутацию кодов сигналов и передачу их по сигналам управ-

ления в магнитный накопитель;

— прием с блока 3ИМ информации о номере включения, формирова-

ние кода текущего времени и выдачу их на регистрацию;

— формирование и выдачу на индикацию сигналов самоконтроля;

— управление работой коммутаторов блока 3ИМ.

Кроме того, через блок 1ИМ проходят сигналы включения лентоп-

ротяжного механизма (ЛПМ), ускоренной перемотки и реверса, посту-

пающие от аппаратуры перезаписи информации.

— 5 -

_В состав блока 1ИМ входят:. — узел коммутации;

— узел электроники;

— узел питания.

_Узел коммутации. включает в себя коммутатор аналоговых сигна-

лов (параметров) и коммутатор разовых сигналов (команд). _Коммута-

_тор аналоговых сигналов. обеспечивает подключение аналоговых сиг-

налов к преобразователям «напряжение-код» (ПНК) и «частота-код»

(ПЧК). Он имеет 34 раздельных входа и один общий выход в ПНК для

преобразования сигналов постоянного тока, а также 4 раздельных

входа и один общий выход в ПЧК для преобразования сигналов пере-

менного тока. _Коммутатор разовых сигналов. имеет 32 раздельных

входа для сигналов разовых команд. При необходимости увеличения

количества регистрируемых разовых команд сигналы дополнительных

ДРК можно подавать на любые из 34-х входов, предназначенных для

подключения аналоговых сигналов. Управление коммутацией — матрич-

ное, с помощью 10-ти горизонтальных и 8-ми вертикальных шин. Вы-

бор канала регистрации производится с помощью дешифратора, соб-

ранного на диодах и резисторах. Коммутация сигналов переменного

тока осуществляется 4-х канальным коммутатором, выполненным на

4-х полевых транзисторах.

_Узел питания. представляет собой съемную плату и обеспечивает

выдачу различных напряжений в узел электроники и узел коммутации,

а также в блоки 3ИМ и 5ИМ. При контроле технического состояния

системы и проведении регламентных работ с помощью КПА управление

питанием системы осуществляется специальным блоком (1ИС) через

бортовой технологический разъем «ЛУЧ, КПА» (при наличии питания

на борту).

Все узлы блока 1ИМ выполнены в виде печатных плат, соединен-

ных с помощью разъемов.

_ 2Блок установки номера включения (3ИМ). 0 предназначен для авто-

матической установки номера включения системы и выдачи сигналов,

характеризующих номер включения, в блок электроники (1ИМ) и далее

в накопитель (М2Т-3). Блок может фиксировать до 7-ми номеров

включения регистратора, после чего отсчет начинается сначала.

В состав блока входят логическая часть со счетчиком номера

включения и часть памяти на реле РПС-52.

_ 2Блок усилителей записи, воспроизведения и самоконтроля (5ИМ)

предназначен для:

— усиления и коммутации импульсов записи информации;

— усиления и коммутации сигналов воспроизведения информации,

считываемой с магнитного накопителя;

— управления электродвигателем лентопротяжного механизма

(ЛПМ) накопителя в режимах записи и воспроизведения;

— контроля движения магнитного носителя (заключается в выра-

ботке блоком сигнала исправности магнитного накопителя (ОП

ЛПМ ИСПРАВЕН).

— 6 -

Усилители записи обеспечивают в головках записи импульсный

ток положительной полярности амплитудой 6 — 11 А. Для стирания

блок вырабатывает ток стирания 6 — 10 А. Для питания электродви-

гателя ЛПМ блок вырабатывает импульсное напряжение амплитудой

10 — 28 В. Блок обеспечивает также коммутацию напряжения питания

комбинированных магнитных головок записи и стирания.

_ 2Магнитный накопитель (блок М2Т-3). 0 предназначен для:

— записи на магнитную ленту (МЛ) кодово-импульсной информации;

— воспроизведения записанной информации и выдачи ее в блок

5ИМ;

— сохранения магнитной ленты с записанной информацией в слу-

чае летного происшествия.

_В состав блока М2Т-3 входят:

— лентопротяжный механизм (ЛПМ);

— плата электронного управления реверсом;

— защитный контейнер с системой амортизации.

_ЛПМ. выполнен по одномоторной схеме с замкнутой кинематической

цепью со спиральной заводной пружиной. Пружина является механи-

ческим двигателем и обеспечивает подмотку и подтормаживание ленты.

На валу электродвигателя ЛПМ установлен таходатчик, с которого

снимаются сигналы, частота следования которых пропорциональна

скорости вращения вала. Эти сигналы поступают в блок 5ИМ, элект-

ронная схема которого обеспечивает заданный режим работы элект-

родвигателя. ЛПМ имеет две скорости протяжки ленты и устройство

реверса. Реверс осуществляется автоматически при окончании ленты

или с помощью органов управления устройств обработки (перезаписи).

При считывании информации системой ЛУЧ питание ЛПМ осущест-

вляется через бортовой разъем.

_Защитный контейнер. изготовлен из титанового сплава. Внешняя

сторона контейнера покрыта слоем эрозионностойкого теплозащитного

материала ВКА-с-4М холодной вулканизации, на который нанесен гер-

метик ВИКСАНТ оранжевого цвета.

_ 2Процесс регистрации полетной информации заключается в следую-

_ 2щем. 0 (см. функциональную схему на рис.1): под действием сигналов

устройства управления (УУ) блока 1ИМ коммутатор аналоговых сигна-

лов поочередно, в соответствии с циклограммой кадра, подключает

датчики аналоговых параметров (ДАП) к преобразователям ПНК и ПЧК.

(циклограмма кадра — это полный перечень регистрируемой информа-

ции в кадре с указанием номеров каналов записи). ПНК и ПЧК преоб-

разуют значения аналоговых параметров в двоичные коды, которые

через выходной регистр параллельного кода (с 1-го по 8-й разряды)

и усилитель записи (в блоке 5ИМ) поступают на комбинированные го-

ловки ЛПМ блока М2Т-3 и записываются на магнитную ленту.

_Сигналы с датчиков разовых команд. поступают последовательным

одноразрядным двоичным кодом через коммутатор сигналов разовых

команд в 9-й разряд выходного регистра параллельного кода.

— 7 -

_Коды служебной информации. (номер объекта, т.е. номер регист-

ратора, а также номер включения, т.е. номер полета) _и коды теку-

_щего времени. (секунды и минуты) также поступают на входы выходно-

го регистра параллельного кода (1-8 разряды). В моменты времени,

соответствующие каналам записи кодов служебной информации и теку-

щего времени, выходной регистр параллельного кода отсылает их для

записи на магнитный носитель.

Коды текущего времени и адресные (синхронизирующие) импульсы

(ТИ и ИНЦ) вырабатываются устройством управления (УУ) блока 1ИМ.

Информация о номере комплекта регистратора поступает с устройства

установки номера объекта, расположенного в блоке 1ИМ. Номер вклю-

чения поступает от блока 3ИМ.

_Система имеет ручное и автоматическое включение.. Ручное вклю-

чение осуществляется с помощью выключателя «РЕГИСТР.», а автома-

тическое — при выпуске закрылков, достижении правым двигателем 85

процентов оборотов и срабатывании концевого выключателя правой

главной стойки шасси при отрыве самолета от ВПП.

33. _Принцип записи полетной информации в системе «Тестер-У3-Л»

В системе «Тестер-У3-Л» запись информации производится диск-

ретно. Параметры регистрируются через определенные интервалы вре-

мени, а величина интервала определяется интенсивностью изменения

параметра во времени.

Как уже указывалось (см. ОТД системы) запись информации ве-

дется по кадрам. 2Кадр записи 0 — это один цикл регистрации всех ви-

дов полетной информации. 2Каждый кадр включает в себя 256 каналов

2записи 0, и каждому каналу записи присваивается порядковый номер

(адрес записи параметра в кадре). Полный перечень регйстрируемой

в кадре информации (с указанием номеров каналов записи) называет-

ся циклограммой кадра.

2В каждом канале записи содержится одно слово, выраженное

212-ти разрядным кодом 0. _9 разрядов слова — информационные. (8 раз-

рядов для записи аналоговых параметров, или служебных данных, или

текущего времени, а 9-й разряд — для записи бинарных сигналов ра-

зовых команд). _Еще 3 разряда — адресная часть слова ., куда записы-

ваются тактовые синхроимпульсы (ТИ1 и ТИ2) и импульсы начала цик-

ла (ИНЦ). Адрес слова определяется тактовыми синхроимпульсами, а

за начало отсчета ТИ принимается ИНЦ. Указанные синхроимпульсы

(ТИ1, ТИ2, ИНЦ) записываются 1-разрядным двоичным кодом.

2Для записи синхроимпульсов и кодов информации на магнитный

2носитель (МЛ) применяются комбинированные головки, каждая из ко-

2торых выполняет функции записи и стирания 0. Если сигнал соответс-

твует единице («1») двоичного кода, то ток через обмотку головки

обеспечивает остаточную намагниченность носителя (МЛ) одного зна-

ка (+В 41 0, см. рис.2а), а если сигнал соответствует нулю («0») дво-

— 8 -

ичного кода, то ток через обмотку головки обеспечивает остаточную

намагниченность носителя противоположного знака (-В 42 0, см.рис.2а),

что приводит к стиранию ранее записанной информации.

Рис.2: Принцип записи информации на магнитный носитель.

— 9 -

Лентопротяжный механизм (ЛПМ) осуществляет перемещение маг-

нитной ленты, размещенной на двух катушках, относительно комбини-

рованных головок в двух противоположных направлениях с автомати-

ческим реверсом направления движения при окончании запаса ленты

на каждой катушке.

Запись ведется на верхней и нижней условных половинах ленты

(при движении ее вправо и влево соответственно) двумя блоками

комбинированных головок ГК-1 и ГК-2 (см. рис.2б). В каждом блоке

установлено по 12 комбинированных магнитных головок записи и сти-

рания (МГЗ) и по 12 магнитных головок воспроизведения (МГВ). Ком-

мутация головок МГЗ и МГВ в зависимости от направления движения

ленты производится сигналами управления «РЕВЕРС ВПРАВО» и «РЕВЕРС

ВЛЕВО», поступающими либо с ЛПМ, либо с аппаратуры перезаписи ин-

формации типа ОБЗОР, входящей в состав наземных систем обработки

информации типа ЛУЧ.

Таким образом, в системе «Тестер-У3-Л» реализована 24-х доро-

жечная запись.

На рис.3 показано размещение записываемой информации на маг-

нитной ленте. Здесь магнитные дорожки обозначены тонкими горизон-

тальными линиями, каналы отделены друг от друга вертикальными ли-

ниями, а вертикальными жирными штрихами условно обозначено состо-

яние магнитного носителя, соответствующее «1» двоичного кода.

_Числовые значения служебной информации (номер регистратора и

_номер полета) записываются. в 7-м канале в группе из 4-х кадров.

Распределение этой информации по номерам кадров (т.е. по секун-

дам, т.к. частота следования кадров равна 1 Гц) представлена в

таблице 1.

Таблица 1

---------T-------------T--------T---------------T---------------¬

¦N канала¦Группы кадров¦ N кадра¦ Наименование ¦Разряды регист-¦

¦ записи ¦ (секунд) ¦в группе¦служебной инф-и¦рируемых чисел ¦

+--------+-------------+--------+---------------+---------------+

¦ ¦ 1 — 4 ¦ 1 ¦ Номер ¦Десятки тысяч ¦

¦ ¦ +--------+ +---------------+

¦ ¦ 1 — 12 ¦ 2 ¦регистратора ¦Тысячи и сотни ¦

¦ ¦ +--------+ +---------------+

¦ 7 ¦ 17 — 21 ¦ 3 ¦ (самолета) ¦Десятки и ед-цы¦

¦ ¦ +--------+---------------+---------------+

¦ ¦ 57 — 60 ¦ 4 ¦Номер полета ¦Десятки и ед-цы¦

¦ ¦ 1 — 4 ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦. ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦. ¦ ¦ ¦ ¦

¦ ¦. ¦ ¦ ¦ ¦

L--------+-------------+--------+---------------+----------------

_14-ти разрядный код частотных сигналов регистрируется. в двух

соседних каналах записи. При этом в канале с меньшим порядковым

номером записываются 8 младших разрядов кода, а в канале с боль-

— 10 -

— 11 -

шим порядковым номером — 6 старших разрядов. Для записи 4-х таких

сигналов (с 4-х датчиков ДТЭ) в кадре записи отведено 8 фиксиро-

ванных каналов: 62,63; 126,127; 190,191; 254,255.

_Текущее время (числовые значения секунд и минут) записываются

соответсевенно в 4-м и 6-м каналах кадра.

_Калибровочное напряжение. записывается в 1-м и 129-м каналах

кадра, а _напряжение переполнения ПНК. — в 99-м и 227-м каналах

кадра.

Остальные каналы кадра (241 канал) предназначены для регист-

рации аналоговых параметров, выраженных напряжениями постоянного

тока.

_Система «Тестер-У3-Л» имеет два режима воспроизведения полет-

_ной информации .:

— ПСЧ — режим прямого считывания (от начала записи к концу);