Система воздушных сигналов свс в1 1

12. СВС.doc

ГЛАВА 12.СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ
СОДЕРЖАНИЕ
1 Назначение систем воздушных сигналов.............................................2

2 Система воздушных сигналов типа СВС-72……………………........3

2.1 Назначение системы СВС-72……………………………………….3

2.2 Принцип построения СВС11-72-3………………………………….4

2.3 Принципиальная схема и устройство СВС-11-72-3……………….5

2.4 Основные технические характеристики СВС11-72-3………........11

3 Назначение системы сигналов с указателем высоты ВБЭ-СВЭ…..13

3.1 Основные технические данные…..…..............................................15

3.2 Внешний вид …………………….............................………..……..17

3.3 Структурная схема система ………................................…..……...19

3.4Средства контроля …………..………...................………....……..21

3.5 Принцип работы...………………..………….……...........................22

Заключение………………………………………...………..…..….…...24

Контрольные вопросы…………………………….………....…………25

^ 1. НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ
Одним из важнейших параметров полета летательного аппарата (ЛА) является его скорость. В основу принципа действия современных бортовых средств измерения параметров движения летательного аппарата (ЛА) в воздушной среде положен аэрометрический метод. С развитием авиационной техники возросли требования к точности измерения аэрометрических параметров.

Скорость полета ЛА измеряют относительно воздуха и относительно земли. При этом различают истинную воздушную скорость V – скорость полета относительно воздуха, путевую скорость W-скорость относительно Земли, и приборную (индикаторную) скорость Vпр - скорость полета в предположении, что скоростной напор постоянный на всех высотах. Безразмерной характеристикойскорости полета является число М полета, равное отношению истинной воздушной скоростиV к скорости звука a, т.е. М=V/а. Путевая скорость W равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости
и скорости ветра
, т.е.

= + (1)
Скорость полета является векторной величиной, для определения которой необходимо знать модуль и направление. Направление вектора истинной воздушной скорости в системе координат, связанной с осями ЛА, определяется углами атаки
и скольжения . Следовательно, для полного определения вектора воздушной скорости необходимо измерять модуль вектора и угла атаки и скольжения. В целях удобства пилотирования отдельно измеряют вертикальную скорость Vh, являющуюся вертикальной составляющей скорости полета ЛА, причем Vh=dh/dt. Приборы, предназначенные для измерения указанных выше скоростей, называются соответственно указателями истинной воздушной скорости, индикаторной скорости, числа М, а приборы, измеряющие вертикальную скорость, называются вариометрами.

С развитием авиационной техники возросли требования к точности измерения аэрометрических параметров. Информация о величинах аэрометрических параметров используется на современных ЛА не только для визуального отображения на приборной доске летчика. Она поступает и в различные системы ЛА в виде электрических сигналов. Для этого используются различные устройства (датчики воздушной скорости, датчики высоты и др.). Число таких устройств на ряде ЛА значительно. Кроме того, велико число каналов связи с потребителями. Чтобы уменьшить массу комплекса, необходимо добиваться минимальных габаритов отдельных приборов, что обычно противоречит требованиям повышения точности. Все это привело к широкому внедрению единых систем вычисления основных аэрометрических параметров полета и выдачи сигналов о них потребителям. Такие аэрометрические системы называют системами воздушных сигналов (СВС). Они являются важной составной частью современных пилотажно-навигационных и информационных комплексов высотно-скоростных параметров. Новое поколение СВС представляют цифровые системы воздушных сигналов. Применение в них специализированных цифровых вычислителей и прецизионных первичных измерительных преобразователей воздушных давлений позволило существенно повысить точность измерения аэрометрических параметров полета и расширить функциональные возможности СВС. Важные достоинства цифровых вычислителей – стабильность характеристик, исключающая необходимость эксплуатационных регулировок, и удобство согласования их выходных сигналов со входами БЦВМ. Цифровые СВС отвечают современному направлению развития бортовых измерительных систем, связанному с широким внедрением в них цифровой вычислительной техники. От точности и надежности СВС зависят эффективность применения ЛА и безопасность полетов. Таким образом, системы воздушных сигналов занимают важное место в составе бортового оборудования современных ЛА.
^ 2. СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ ТИПА СВС-72

Система воздушных сигналов выпускается четырех модификаций: СВС1-72-1, СВС1-72-2, СВС11-72-3, СВС11-72-4, предназначенных для вычисления основных аэрометрических параметров полета самолета и выдачи данных о них потребителям.

Указанные модификации отличаются диапазоном решаемых параметров, количеством указателей и электрических выходов по каждому параметру. Рассмотрим данную систему с точки зрения измерения скорости и числа М.

^ 2.1 Назначение системы.

Унифицированная система воздушных сигналов СВС-72 предназначена для вычисления и выдачи потребителям:

Aбсолютной барометрической высоты Ha;

Относительной барометрической высоты H;

Истинной воздушной скорости V;

Приборной скорости Vпр;

Числа Маха М;

Статистического давления p;

Температуры наружного воздуха T.

Указанные параметры выдаются потребителям (в бортовую ЦВМ, контрольно-записывающую аппаратуру, самолетный ответчик и др.) в виде: напряжения с синусно-косинусного трансформатора СКВТ (H,V,M); относительного сопротивления r (Ha, H , V , M, Vпр, p,T).

Под относительным сопротивлением понимается отношение сопротивления токосъемного участка потенциометра, с которого снимается сигнал, к его полному сопротивлению.

Параметры H,V,M,T кроме того индицируются.

В состав системы СВС11-72-3 входят:

Блок воздушных параметров БВП-7;

Комбинированный указатель числа М и скорости УМС-2,5;

Указатель высоты УВ-30-3;

Приемник температуры заторможенного воздуха П-69-2М

(в комплект не входит).

Системы СВС-72 могут совместно работать с указателями температуры типа УТ-1М и указателями-повторителями высоты и скорости УВ-П и УС-П. Указатели УВ-П и УС-П поставляются только в комплекте СВС1-72-1. При этом для их работы используется по одному потенциометрическому выходу V и H.

При наличии в комплекте СВС-72 указателя температуры на самолете устанавливаются два приемника П-69-2М или одинП-69-4

(СВС1-72-1).
^ 2.2 Принцип построения СВС11-72-3
Вычисление параметров полета во всех СВС выполняется по единым градуировочным формулам аэрометрических приборов.

Число М определяется, как функция отношения динамического pд и статического p давлений (pд- полное давление заторможенного потока воздуха):

(2)
где f(M)=

Для вычисления истинной воздушной скорости используется соотношение

V=aM=f (M)
, (3)

Где а- скорость звука на высоте полета;

а=
=c

k- показатель адиабаты (k=1,4);

с=20,046796 м/сК
.

Приборная скорость Vпр есть условная величина, получаемая пересчетом динамического давления рд в величину скорости при стандартной плотности воздуха рс и температуре . Формулы пересчета имеют вид

, (4)

где f(Vпр)=
(5)
a=
=340.224 м/с- стандартная скорость звука.

Приведенные градуировочные формулы решаются в СВС11-72-3 электромеханическими счетно-решающими устройствами, которые состоят из индукционных систем (решение Vпр) и самобалансирующихся электрических мостов (решение числа М).

Решение выходных параметров производится на типовых мостовых схемах:

Потенциометрической мостовой схеме деления- числа М;

Реостатной мостовой схеме умножения- V.

В мостовых схемах применены потенциометры прецизионные многооборотные линейные и функциональные типа ППМЛ или ППМФ-М. Исключение составляет потенциометр, с которого снимается сигнал, пропорциональный числу М (СВС1-72-1) , однооборотный со средней точкой (ПТП).
^ 2.3 Принципиальная схема устройствСВС-11-72

На рисунке 1 представлена принципиальная электрокинематическая

схема датчика статического давления. Рассмотрим ее работу. При изменении высоты полета статическое давление p воспринимается чувствительным элементом- блоком анероидных коробок АЧЭ. В результате изменения p происходит механическое перемещение верхнего центра блока. Оно через биметаллическую скобу 1 и тяги 5 преобразуется во вращательное движение якоря Ш-образного индукционного датчика ИД1 (ось вращения
) и приводит к нарушению равенства зазоров и между якорем и сердечником магнитопровода. Вследствие этого возникает неравенство магнитных сопротивлений правой и левой части магнитопровода. Так как вторичные обмотки ИД, расположенные на крайних стержнях, включены встречно, на выходе индукционного датчика появляется напряжение, равное разности ЭДС, наводимых во вторичных обмотках. Обмотка возбуждения расположена на среднем стержне. Сигнал ИД через согласующую плату Пл1 подается на вход усилителя У1 в сумме с сигналом тахогенератора Г1, снимаемого с резистора R3 выхода У1 через блок согласования БС1, и поступает на управляющую обмотку двигателя М1 (ДГ-0.5ТА), который через понижающую передачу ПП1, корректор, червячную пару и кулачок К4 поворачивает качалку с укрепленным на ней статором ИД до восстановления равенства зазоров и . Одновременно с приведением системы в равновесное состояние перемещаются щетки выходных потенциометров. Выходной сигнал r(p) выдается с функционального потенциометра П2, входящего в мостовую схему решения числа М. В равновесном состоянии следящей системы (=) функциональными потенциометрами П3-П5 выдаются сигналы r(На). Потенциометр П3 входит в схему моста решения H, потенциометры П4 и П5 выдают сигналы r(На) потребителям.

3 4 5 6 7 8 9 10 11

Рис.1. Принципиальная элетрокинематическая схема датчика статического давления

Применение кулачка К 4 обусловлено тем, что используемые многооборотные функциональные потенциометры типа ППМФ-М не позволяют реализовывать функцию На=f(p) вследствие значительной крутизны ее характеристики. Резисторы R7-R14 являются масштабными. Лекальный корректор используется при заводской юстировке датчика. Температурная погрешность чувствительного элемента АЧЭ компенсируется биметаллической скобой 1, один конец которой шарнирно связан с подвижным центром АЧЭ, другой- с тягой 5.

При изменении температуры окружающей среды биметаллическая скоба, разгибаясь, переместит точку крепления тяги 5 со скобой 1, осуществляя тем самым компенсацию 1-го рода. При изменении величины статического давления верхний центр АЧЭ, перемещаясь, повернет биметаллическую скобу вокруг точки , в результате чего смещение от температурного прогиба скобы изменится, осуществляя температурную компенсацию 2-го рода. Поворот биметаллической скобы вокруг точки при движении верхнего центра АЧЭ происходит благодаря применению планки 2, которая жестко скреплена с одним концом скобы, а пружиной 3 прижата к регулировочному винту 4, и при изменении давления меняется угол наклона скобы к осевой линии АЧЭ. Защита АЧЭ от перегрузки при резком изменении высоты, когда якорь ИД из-за запаздывания отработки может повернуться до упора, обеспечивается поворотом качалки 6 относительно оси 9 (эта ось прижимается к качалке 8 пластинчатой пружиной, не показанной на рисунке).

Винтом 10 регулируется начальное положение ИД1. При его вращении изменяется положение качалки 8 относительно планки 11 и ось 9 качалки 6 смещается вдоль планки 11, вызывая поворот якоря ИД1, который отрабатывается следящей системой датчика. Пружина 7 выбирает свободные ходы качалок 6 и 8. Разовый сигнал при =2000200 м формируется микро выключателем МВ3 и его кулачком К3. Профилировка кулачка К5 и потенциометров П9, П10 выдачи сигналов r(Vпр) потребителям осуществляется в соответствии с формулами (4) и (5). С функционального потенциометра П8 выдается сигнал (р) в мос числа М. Встроенный контроль работоспособности датчика p(pд) осуществляется подключением контактами реле Р1 ко входу усилителя У1 (У2) вместо ИД1 (ИД2) мостовой схемы формирования эталонного сигнала Pэт (Pдэт),состоящей из тарировочных резисторов R5, R6 (R19-R20) и функционального потенциометра П1

(П7), закон профилировки которого одинаков с законом профилировки кулачка К4 (К5). Реле Р1 срабатывает при нажатии кнопки Кн1 КОНТРОЛЬ на БВП-7 или при подаче сигнала КОНТРОЛЬ СВС напряжением +27В на диод VD4. Если вычисленные контрольные значения Наэт и Vпрэт находятся в пределах допусков (погрешности не превышают более чем в 1.5 раза допустимые погрешности измерения параметров при t= +25 C), кулачки К1 и К2 замыкают микро выключатели МВ1 и МВ2 соответственно. При этом на лампы сигнализации Л1 и Л2 подается напряжение +27 В. Для проверки исправности ламп служит кнопка Кн2 КОНТРОЛЬ ЛАМП. Сигнал исправности СВС по электропитанию выдается в виде напряжения +27 В через контакты реле Р2, обмотка которого подключена к трансформатору Тр1 питания СВС напряжением переменного тока 115 В частотой 400 Гц (на схеме не указан). Переменное напряжение выпрямляется диодом VD1. Конденсатор C3 служит для сглаживания пульсаций выпрямленного напряжения. Сигнал исправности СВС по электропитанию снимается при отсутствии любого из напряжений (+27 или 115 В, f=400 Гц). Встроенный контроль работоспособности датчиков не охватывает чувствительных элементов индукционных датчиков корректоров, кулачков и осуществляется лишь в одной точке диапазона измеряемых давлений. Конструктивно каждый датчик выполнен в отдельном легкосъемном корпусе, в котором смонтированы все элементы датчика, за исключением усилителя.

Усилитель типа УСС-2 включает предварительный усилитель напряжения на микросхеме УТ401А и транзисторе 2Т312Б и представляет собой двухканальный трехкаскадный усилитель мощности. Для увеличения коэффициента усиления используется положительная обратная связь по переменному току. На плате Пл смонтированы согласующие входные резисторы в блоке согласования- элементы делителя напряжения цепи положительной обратной связи усилителя, конденсаторов развязки цепи нагрузки по постоянному току, согласующий RC-фильтр и фазосдвигающий конденсатор цепи обмотки возбуждения двигателя. Три трансформатора с двумя блоками выпрямителей, размещенные в блоке БВП-7, обеспечивают развязку по цепям питания постоянным и переменным током элементов вычислительной схемы системы.

Указатель числа М и скорости УМС-2.5, принципиальная электро-кинематическая схема которого представлена на рисунке 2, включает большинство элементов двух самостоятельных каналов - решения и выдачи числа М и истинной - воздушной скорости V. На схеме указаны также элементы других блоков, которые необходимы для пояснения принципа работы мостов числа М и V.

Мост числа М составляет функциональный потенциометр П1-7 обратной связи следящей системы и функциональные выходные потенциометры П2, П3 датчиков p и соответственно.

В схеме предусмотрено изменение коэффициента скоростной обратной связи в зависимости от значения числа М механизмом переключения МП1-1. Согласование масштабов обеспечивается резисторами R1-23, R1-25 в цепи потенциометра П1-7.

Для решения V используется реостатный мост умножения переменного тока. Три плеча моста составляют постоянный резистор R1-5, функциональный потенциометр П1-1 обратной связи следящей системы и потенциометр П1-8, который профилируется в соответствии с функцией (M).

Четвертое плечо образуют резисторы R1-3, R1-4 и терморезистор R1-17 датчика П-69-2М, сопротивление которого зависит от температуры . Мост питается напряжением переменного тока. Для стабилизации качества переходных процессов моста во всем рабочем диапазоне обмотка возбуждения генератора Г1-1 включена в цепь питания моста. Сигналы V выдаются линейными многооборотными потенциометрами П1-2 – П1-5 и вращающимся трансформатором ТрВ1-1. Значение V показывает узкая стрелка комбинированного указателя. При встроенном контроле СВС в указателе УМС-2.5 срабатывает реле Р1-1, контакты которого подключают вместо терморезистора R1-17 П-69-2М эталонный резистор R1-2 в плечо моста. Индицируемые значения M и V должны соответствовать их эталонным значениям с погрешностями, не превышающими установленных допусков: M=0.693
V=800
км/ч. На рисунке 2 представлен внешний вид СВС 72.

На рисунке 3 показана Принципиальная электрокинематическая схема указателя УМС-2.5.

Рис.2 Внешний вид СВС 72

Рис.3. Принципиальная электрокинематическая схема указателя УМС-2.5

^ 2.4 Основные технические характеристики СВС11-72-3
Основные технические параметры Системы воздушных сигналов представлены в таблице 1.

Таблица 1

Основные технические параметры системы воздушных сигналов

^ 3. Назначение системы сигналов с указателем высоты ВБЭ-СВЭ
Система воздушных сигналов с указателем высоты ВБЭ-СВЭ (далее по тексту - система) предназначена для измерения, вычисления и выдачи в бортовые системы информации о высотно-скоростных параметрах, индикации барометрической высоты и высоты эшелона, задания высоты эшелона, а также выдачи визуальных и электрических сигналов об отклонении от заданной высоты эшелона.

Система обеспечивает:

Измерение, вычисление и выдачу информации в виде последовательного двоичного кода об аэродинамических параметрах, указанных в Таблице 2.

Индикацию в метрах и футах относительной барометрической высоты Нотн, откорректированной с учетом аэродинамических поправок по высоте и скорости для типа самолета.

Ручную установку, индикацию в метрах и футах, выдачу электрического сигнала заданной высоты эшелона Нэ

Ручную установку и индикацию в гПа атмосферного давления у земли;

Ручную установку и сигнализацию о выставке атмосферного давления у земли равного 1013,25 гПа;

Сигнализацию о полете на высоте менее 1000 м;

Сигнализацию при прохождении в диапазоне отклонения от заданной высоты эшелона на 60-150 м;

Сигнализацию и выдачу электрического сигнала при отклонении от заданной высоты эшелона более чем на 150 м;

Подавление визуальной сигнализации при отклонении от заданной высоты эшелона более чем на 150 м;

Выдачу электрического сигнала для звуковой сигнализации при входе самолета в зону, ограниченную отклонением на 150 м от заданной высоты эшелона и при выходе самолета из зоны, ограниченной отклонением на 60 м от заданной высоты эшелона.

Технические характеристики СВС Таблица 2

Продолжение таблицы 2

Технические характеристики СВС

Статистического давления от 115,5 до 1074 гПа;

Полного давления от 115,5 до 1150 гПа;

Давления у поверхности земли от 577 до 1075 гПа;

Температуры торможения от минус 60 до 99 С в виде активного сопротивления с приемника П104.

Диапазон задания и индикации высоты эшелона от 300 до 12100 м (от 1000 до 41000 футов).

Диапазон задания и индикации атмосферного давления у земли от 577 до 1075 гПа.

Погрешность индикации относительной барометрической высоты при выставленном атмосферном давлении у земли 1013,25 гПа не превышает значений указанных в таблице 3.
Таблица 3

Допускаемая погрешность при определенной высоте

Погрешность выдачи сигналов об отклонении от заданной высоты эшелона не превышает значений допускаемой погрешности по относительной барометрической высоте на каждой проверяемой точке.

Система выдает информацию о текущих значениях высотно-скоростных параметров в виде 32-разрядного двуполярного последовательного кода по ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 / При этом в одиннадцатом разряде кодового слова Нэ содержится признак "1" при отклонении более 150 м от заданной высоты эшелона, а в одиннадцатом разряде кодового слова Нотн содержится признак "1" при установке атмосферного давления у земли, равного 1013,25 гПа. Скорость передачи информации 12,5 кбит/с

Система выдает визуальный сигнал в виде "=" в старшем разряде индикатора высоты при значении Нотн меньше 1000 м, а при значении Нотн меньше 0 м – знак "-" перед значащей цифрой.

Система выдает визуальный сигнал в виде постоянно видимой рамки вокруг заданного значения эшелона при отклонении теку-

щей высоты от заданной более чем на 150 м. При отклонении от

заданной высоты эшелона в пределах от 60 до 150 м рамка находится в режиме мигания с частотой (2,6 ï 0,6) Гц. При отклонении от заданной высоты эшелона менее 60 м индикация Нэ и рамка отсутствуют.

Время готовности системы не превышает одной минуты.

Электропитание системы осуществляется от бортовых источников постоянного тока напряжением 27 В.
^ 3.2 Внешний вид системы
Внешний вид системы показан на рис.4. Система представляет собой конструкцию, состоящую из отдельных функциональных узлов, соединенных между собой механически и электрически.

Конструктивно система состоит из следующих узлов:

Узла датчиков статистического и полного давлений (1);

Узла вычислителя (6);

Узла индикации (15).

Указанные узлы размещены на корпусе (16) и закрыты кожухом (7). На узле датчиков (1) размещены штуцеры статистического (2) и полного давлений (3), а также электрические соединители (4) и (5) для подключения к электрическим цепям объекта. Индикация параметров в системе производится на жидкокристаллическом индикаторе. Индикация параметров Нотн, Нэ, Рз, обозначения и стрелка выполнены черным цветом на светлом фоне, при этом при изменении в метрах фон – светло-зеленый, а при измерении в футах фон – желтый. Деления и цифры круговой шкалы черного цвета совпадают с цветом светлого фона.

Рис.4 Внешний вид указателя высоты ВБЭ-СВЭ
1 Узел датчиков 10 Круговая шкала

2 Штуцер Рст 11 Кремальера Hэ

3 Штуцер Рn 12 Счетчик Pз

4 Соединитель X1 13 Счетчик Нотн

5 Соединитель X2 14 Счетчик Нэ

6 Узел вычислителя 15 Узел индикации

7 Кожух 16 Корпус

8 Стрелка 17 Кнопка F1

9 Кремальера Pз
Индикатор имеет:

круговую шкалу (10) с диапазоном 1000 м (футов) с дискретностью 10 м (футов);

Подвижную стрелку (8), перемещающуюся с шагом 10 м (футов);

Пятиразрядный счетчик относительной барометрической высоты (13) с дискретностью 5 м (футов);

Пятиразрядный счетчик заданной высоты эшелона (14) с дискретностью 100 м (1000 футов);

Четырехразрядный счетчик атмосферного давления у земли (12) с дискретностью 1 гПа.

На узле индикации (15) имеются две кремальеры (9) и (11) и кнопка (17), которые после работы с ними при отпускании устанавливаются в нейтральное положение. Кремальера (9), расположенная в правом нижнем углу и имеющая маркировку "Рз", служит для установки на счетчике Рз (12) значения атмосферного давления у земли при повороте ее до упора влево или вправо от нейтрального положения.
Кремальера (11), расположенная в левом нижнем углу и имеющая маркировку "Нэ", служит для установки на счетчике Нэ (14) значения заданной высоты эшелона при повороте ее до упоров.
^ 3.3 Структурная схема системы
Структурная схема системы представлена на рис.5.

Система представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, выполненную на базе микропроцессорного комплекта, состоящую из датчиков статистического и полного давлений (ДД), цифрового вычислителя (В) и блока индикации (УИ) с органами управления (ОУ).

Основным устройством вычислителя в системе является центральный процессор (ЦП), который совместно с постоянным запоминающим устройством программы выполняет циклически последовательность команд, обеспечивающую функционирование системы. При этом ЦП управляет работой всех внешних устройств, производит вычисление значений параметров и выполняет подпрограмму контроля.

Аналого-цифровой преобразователь (АЦП) предназначен для преобразования входной аналоговой информации первичных датчиков в десятиразрядный двоичный код. Сигналы первичных датчиков во входных устройствах узла АЦП преобразуются в один вид постоянное напряжение, меняющееся в диапазоне от 0.1 до 9.9 В.

Частотный преобразователь (ЧП) предназначен для преобразования частотных сигналов датчиков в двоичный код. ЧП преобразует информацию по двум каналам от датчиков Рст и Рп и одному каналу контрольной частоты.

Входными сигналами АЦП являются:

Сигнал приемника температуры торможения

Сигналы температурного канала датчиков;

Сигнал контрольного напряжения. Запоминающее устройство (ЗУ) включает в себя постоянное запоминающее устройство (ПЗУ) и оперативное запоминающее устройство (ОЗУ) и предназначено для хранения программы вычислений, констант и промежуточных результатов при вычислениях. Приемное устройство (ПУ) предназначено для приема разовых команд. Выходное устройство (ВУ) предназначено для выдачи потребителям информации в виде последовательного двуполярного кода (БПК), кодовых сигналов на устройство индикации системы (УИ) и электрических сигналов на устройство звуковой сигнализации системы (УЗС).Обмен информацией ЦП с устройством ВУ осуществляется в программном режиме.

Устройство индикации (УИ) предназначено для преобразования кодовой информации в визуальную информацию. Устройство звуковой сигнализации (УЗС) предназначено для преобразования кодовой информации в электрический сигнал на переговорное устройство самолета. Датчики давления предназначены для восприятия полного и статистического давлений, поступающих по пневмотракту на вход системы, и преобразования их в частотные сигналы. Источник питания (ИП) предназначен для выработки вторичных напряжений питания.

ПК

Pk
Pn
Pcт

Рис. 5 Структурная схема системы СВС
^ 3.4 Средства контроля
В системе предусмотрены аппаратно-программные встроенные средства контроля, которые позволяют контролировать исправность отдельных устройств и сигнализировать об исправности системы.

Для контроля устройства ЧП, АЦП предназначены дополнительные входные контрольные каналы, по которым поступает фиксированная информация (частота, напряжение), которая затем преобразуется в код и процессор сравнивает эту информацию с константами, хранящимися в запоминающем устройстве. Результаты сравнения записываются в контрольное слово системы, формируемое процессором. Запоминающее устройство контролируется по контрольной сумме для ПЗУ и проведением записи-чтения для оперативного запоминающего устройства. ЦП организует тестовые проверки выполнения команд, кроме того проверяется аппаратно на прохождение всего цикла программы за определенный промежуток времени. Результаты выполнения программ контроля фиксируются в контрольном слове системы и включаются в формирование матрицы состояния выходных параметров. При поступлении на вход системы разового сигнала "Тест-контроль" приемное устройство при обращении к нему процессора в соответствующий момент выполнения программы считывает эту команду и система переходит в режим работы, предусматривающий выдачу фиксированных значений параметров, а также углубленный контроль всех устройств и входных линий связи по принимаемым фиксированным значениям входных параметров.
^ 3.5 Принцип работы
Работа системы основана на измерении статистического и полного давлений (Рст, Рп), передаваемых по пневмотракту от приемника ПВД, температуры торможения, поступающей от приемника П-104, и вычислений на основании этой информации высотно-скоростных параметров. Статистическое и полное давление поступают на частотные датчики давления, которые выдают электрические сигналы, пропорциональные измеряемым давлениям.

Сигналы с датчиков и управляющие сигналы поступают в блок вычислителя. Управляющие сигналы позволяют вырабатывать электрические сигналы атмосферного давления у земли Рз и заданной высоты эшелона Нэ. Величины сигналов, соответствующие этим параметрам, индицируются на счетчиках атмосферного давления у земли и заданной высоты эшелона индикатора системы.

В блоке вычислителя системы по сигналам Рст, Рп и выработанным сигналам Рз и Нэ происходит вычисление высотно-скоростных параметров, указанных в табл 2. Коррекция сигналов относительной (Нотн) и абсолютной (Набс) высоты и выработка релейных сигналов об отклонении от заданной высоты эшелона и других релейных сигналов. Сигналы, пропорциональные высотно-скоростным параметрам, в виде кода выдаются во взаимодействующие самолетных системы. Сигнал Нотн поступает на индикатор системы, где индицируется на пятиразрядном счетчике и одновременно значение трех младших разрядов счетчика индицируется с помощью подвижной стрелки и неподвижной шкалы. Релейные сигналы от отклонении от заданной высоты эшелона, поступающие на индикатор системы, обеспечивают сигнализацию об отклонении с помощью световой рамки вокруг значения Нэ на индикаторе. Отклонение более чем на 150 м от заданной высоты эшелона на индикаторе появляется визуальный сигнал в виде постоянно видимой рамки вокруг значения высоты эшелона. При нажатии кремальеры Нэ происходит подавление этого визуального сигнала (рамка пропадает). Отклонение от заданной высоты эшелона в пределах от 60 до 150 м (от 200 до 500 футов) рамка находится в режиме мигания с частотой (2,6ï0,6) Гц. Отклонение от заданной высоты эшелона менее 60 м (200 футов) индикация Нэ и рамка отсутствуют.

Рис.6. Последовательность выдачи сигналов об отклонении от заданной высоты эшелона.
При входе в зону отклонения от заданной высоты эшелона на 150 м (500 футов) и при выходе из зоны отклонения на 60 м (200 футов) система выдает электрический сигнал для звуковой сигнализации. Логика работы сигнализации об отклонении от заданной высоты эшелона приведена на рис.6. Нажатие кремальеры Рз и ее отпускания на индикаторе устанавливается фиксированное значение атмосферного давления у земли, равное 1013 гПа.

Нажатие кнопки и ее отпускании происходит смена фона шкалы индикатора с зеленого на желтый и режима индикации в метрах на футы и наоборот. При относительной барометрической высоте менее 1000 м на счете барометрической высоты на месте старшего разряда появляется визуальный сигнал в виде "=". При отрицательной барометрической высоте на счетчике появляется знак "минус" на позиции перед первой значащей цифрой, при этом стрелка должна быть отключена. Автоматизированный контроль системы производится на земле при перемещении кремальеры Нэ на себя или при подаче внешнего электрического сигнала. Отсутствие отказа системы на индикаторе выдается информация Рз=1888, Нэ=88800, Нотн=88888 и в течение 1,5 с выдается электрический сигнал на звуковую сигнализацию. При наличии отказа после отображения номера выбранной программы компенсации и выдачи звукового сигнала на индикаторе Нотн в четырех старших разрядах индицируется номер отказа.

Кроме того, при поступлении на вход системы разового сигнала "Тест-контроль" приемное устройство при обращении к нему процессора в соответствующий момент выполнения программы, считывает эту команду и система переходит в режим работы, предусматривающий выдачу фиксированных значений параметров, а также углубленный контроль всех устройств и входных линий связи по принимаемым фиксированным значениям входных параметров.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Система воздушных сигналов - это измерительная система, служащая для одновременного косвенного измерения истиной, приборной, воздушной скорости, числа М, относительной высоты, относительной плотности, температуры наружного воздуха, а также выдающая отклонения величин в навигационную систему, системы управления и др. Применение СВС вызвано, с одной стороны, увеличением количества потребителей аэрометрических параметров (системы управления, прицелы, навигационные системы и др.), а с другой стороны - необходимостью более полного учета факторов, уточняющих градуировочные формулы.

Объединение многих однородных по своей природе приборов в единую измерительную систему позволяет избежать дублирования чувствительных элементов и вычислителей и повысить точность измерения выходных параметров.

^ КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
Для измерения каких параметров используется система воздушных сигналов?

Назовите первичные датчики, используемые в СВС?

Для чего в СВС вводятся параметры Т о и р 0 ?

Назовите погрешности СВС?

Кратко опишите принцип работы СВС

Преимущества СВС перед обычными аэрометрическими приборами и датчиками.

Какие параметры в СВС-72-3 выводятся на индикацию?

Работа датчиков статического и динамического давления?

Каким образом и в каких узлах СВС вычисляются абсолютная высота и приборная скорость?

Работа системы самоконтроля?

Сравнить точностные характеристики СВС-72-3 и обычных аэрометрических приборов?

Одними из важнейших параметров полета летательного аппарата (ЛА) является его скорость и высота. В основу принципа действия современных бортовых средств измерения параметров движения летательного аппарата (ЛА) в воздушной среде положен аэрометрический метод.

Аэрометрический метод определения движения основан на измерениях определенных аэрометрических величин, построении уравнений связи определяемых параметров и измеряемых величин и их решении. В соответствии с этим определяется и понятие навигационно-пилотажных систем воздушных сигналов (СВС). Первичными измеряемыми величинами являются: статическое давление атмосферы , динамическое давление набегающего потока воздуха (скоростного напора). Навигационно-пилотажные системы воздушных сигналов – устройства, предназначенные для определения параметров движения ЛА (самолетов, вертолетов) по отношению к воздушной среде, т.е. барометрической высоты, скорости полета, числаМ и отклонений от заданных значений этих параметров, а также температуры наружного воздуха и относительной плотности воздух.

С развитием авиационной техники возросли требования к точности измерения аэрометрических параметров. Информация о величинах аэрометрических параметров используется на современных ЛА не только для визуального отображения на приборной доске летчика. Она поступает и в различные системы ЛА в виде электрических сигналов. Для этого используются различные устройства (датчики воздушной скорости, датчики высоты и др.). Число таких устройств на ЛА значительно. Кроме того, велико число каналов связи с потребителями. Чтобы уменьшить массу комплекса, необходимо добиваться минимальных габаритов отдельных приборов, что обычно противоречит требованиям повышения точности. Система воздушных сигналов современных военных и гражданских самолётов представляет собой программно-аппаратную систему, предназначенную для измерения, вычисления и выдачи на индикацию экипажу самолёта и в бортовые автоматические системы информации о высотно-скоростных параметрах, таких как высота, вертикальная, истинная воздушная и приборная скорости, число Маха, а также таких параметров, как температура воздуха, углы атаки и скольжения. Современные цифровые СВС представляют собой набор датчиков и устройств, управляемых микропроцессором, работающим по заданной программе.

Применение в них специализированных цифровых вычислителей и прецизионных первичных измерительных преобразователей воздушных давлений позволило существенно повысить точность измерения аэрометрических параметров полета и расширить функциональные возможности СВС. Важные достоинства цифровых вычислителей – стабильность характеристик, исключающая необходимость эксплуатационных регулировок, и удобство согласования их выходных сигналов со входами БЦВМ. Цифровые СВС отвечают современному направлению развития бортовых измерительных систем, связанному с широким внедрением в них цифровой вычислительной техники. От точности и надежности СВС зависят эффективность применения ЛА и безопасность полетов. Таким образом, системы воздушных сигналов занимают важное место в составе бортового оборудования современных ЛА.

Аэрометрический метод определения высотно-скоростных параметров ЛА основан на их зависимости от трех измеряемых параметров: статического давления атмосферы
, динамического давления набегающего потока воздуха (скоростного напора)и температура заторможенного потока воздуха.

Скорость полета ЛА измеряют относительно воздушного потока и поверхности Земли. Различают истинную воздушную скорость – скорость полета ЛА относительно воздуха, индикаторную (приборную) скорость в предположении, что плотность воздуха одинакова на всех высотах, и путевую скорость – скорость полета ЛА относительно Земли. Безразмерной характеристикой скорости полета самолета является число
, где– истинная скорость,
– скорость звука в воздухе,– ускорение свободного падения,
м/град – газовая постоянная,
– абсолютная температура наружного воздуха на высотеH в К, – показатель адиабаты для воздуха.

Треугольник, образованный горизонтальными компонентами векторов скоростей воздушной и ветра и вектором путевой скорости, называют навигационным треугольником скоростей. Как видно из рис. 12.1, путевая скорость
равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости и скорости ветра
:

. (12.1)

Рис.12.1. Навигационный треугольник скоростей

Его элементами являются: воздушная скорость , скорость ветра
, путевая скорость
, направление ветра, курс К, угол сноса УС, путевой угол ПУ, угол ветра УВ, курсовой угол ветра КУВ. На указанном рисунке стрелками показаны положительные направления отсчета углов.

Скорость полета является векторной величиной, для определения которой необходимо знать модуль и направление. Направление вектора истинной воздушной скорости в системе координат, связанной с осями ЛА, определяется углами атаки
и скольжения. Следовательно, для полного определения вектора воздушной скорости необходимо измерять модуль вектора скорости и углы атаки и скольжения.

В целях удобства пилотирования отдельно измеряют вертикальную скорость V h , являющуюся вертикальной составляющей скорости полета ЛА. Вертикальную скорость можно определить двумя способами: с помощью вариометра и дифференцированием измеряемой мгновенной высоты полета. В настоящее время ввиду широкого применения микропроцессорной техники легко реализуем второй способ, что ведет к уменьшению погрешности измерения V h .

. (12.2)

Уравнение связи для определения числа М при дозвуковой скорости полета

, (12.3)

и при сверхзвуковой скорости полета

, (12.4)

где
,– в Па. При значении
формулы (12.3) и (12.4) соответственно принимают вид

; (12.5)

. (12.6)

Уравнение связи для определения истинной воздушной скорости:

, (12.7)

, (12.8)

где
,– коэффициент торможения воздуха, значение которого в зависимости от конструктивных особенностей приемника и места его установки колеблется в пределах 0,98…1,02.

Уравнение связи для определения температуры наружного воздуха на высоте
:

. (12.9)

Уравнение связи для определения барометрической высоты в соответствии с формулой Лапласа

. (12.10)

Величина средней температуры столба воздуха зависит от высоты и на средних широтах определяется зависимостями

для
м, (12.11)

для м, (12.12)

где и– давление в Па и абсолютная температура воздуха в К у поверхности Земли,
– температура воздуха на высоте 11000 м.

В уравнения связи (12.3)…(12.12) входят три переменные величины
,,. В результате измерения эти величины становятся известными функциями времени и в этом случае уравнения связи можно считать уравнениями функционирования СВС.

На летательных аппаратах, где имеется большое количество барометрических и манометрических приборов, получающих питание от системы приема воздушных давлений, появляется динамическая погрешность приборов. Причина ее появления заключается в том, что полости трубопроводов корпусов и манометрических коробок приборов получаются настолько большими, что заметными становятся запаздывания показаний приборов или выдачи ими управляющих сигналов при изменении высоты или скорости полета. Для уменьшения указанных погрешностей на летательных аппаратах устанавливают несколько систем ПВД, каждая из которых обеспечивает работу отдельной группы приборов.

Реализация всех выше указанных алгоритмов вычисления высотно-скоростных параметров может быть проведена с помощью систем воздушных сигналов различного типа, таких как электромеханических СВС-72, либо с помощью цифровых систем воздушных сигналов, построенных на базе микропроцессорной системы (СВС-85, СВС-2Ц-У, СВС-В1, СВС-96 и др.).

Цель работы :, изучить назначение, принцип построения и состав системы воздушных сигналов (далее по тексту - системы); исследовать ее основные свойства, научиться эксплуатировать и регулировать систему.

1. Изучить принцип построения к работу системы. Начертить структурную схему и записать основные технические данные системы.

2. По указанию преподавателя выполнить один из пунктов задания: 2.1, 2.2 или 2.3.

2.1. Поверить указатель высоты УВ–75–15-ПБ на высотах, указанных преподавателем. Сделать заключение о пригодности системы к эксплуатации при измерении высоты.

2.2. Поверить указатель числа М и истинной воздушной скорости УМС–1-ПБ

Сделать заключение о пригодности системы к эксплуатации при измерении числа М и истинной воздушной скорости.

2.3. Определить, динамические характеристики измерительных каналов системы. Записать в протокол значения скоростей изменения показаний приборов, входящих в систему.

2.4. Составить отчет о проделанной работе.

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

1. Изучение системы следует производить по приведенным в ПРИЛОЖЕНИИ 1 основным сведениям о системе и в ПРИЛОЖЕНИИ 2 описанию работы системы, а также по приборам и блокам, установленным в лабораторном стенде.

В результате изучения системы в отчете должны быть представлены основные технические данные системы и ее структурная схема.

2. Поверку указателя высоты УВ–75–15 следует производить методом сличения значений высоты, показанных указателем высоты, со значениями высоты, соответствующими абсолютному давлению, создаваемому в системе (рассчитанными значениями).

3. Поверку указателя числа М и истинной воздушной скорости УМС–1 следует производить методом сличения значений числа М и истинной воздушной скорости, показанных прибором, со значениями этих параметров, соответствующими скоростному напору, создаваемому в системе (рассчитанными значениями).

Измерения статического и динамического давлений производят по указателям абсолютного и избыточного давлений измерителя воздушных давлений ИВД (далее в тексте ИВД).

4. Динамические характеристики системы определяют отношением изменения показаний приборов к интервалу времени, за который эти изменения произошли.

ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ РАБОТЫ

1. Подготовка к работе.

1.1. Закрыть на ИВД краны: СОЕДИНИТЕЛЬНЫЙ, ВАКУУМ, АТМ-В, ДАВЛЕНИЕ, АТМ-Д.

1.2. Включить на передней панели стенда СВС тумблеры электропитания = 27 В, 115 В и 36 В и тумблер ВКЛ.–ОТКЛ. на ИВД.

1.3. Проверить правильность функционирования ИВД и системы.

1.3.1. ИВД функционирует правильно, если после открытия кранов АТМ-В и АТМ-Д в атмосферу:

– на передней панели ИВД светятся сигнальные лампы над указателями абсолютного и избыточного давлений;

– указатель абсолютного давления показывает давление дня в лаборатории;

– указатель избыточного давления, (слева внизу.) показывает "0".

1.3.2. Для проверки правильности функционирования системы следует:

а) установить с помощью кремальеры на4 барометрической шкале указателя высоты УВ-75-15 значение 760 мм рт.ст.;

б) записать показания приборов УМС–1, УВ–75–15, УТ–1М:

– при ненажатых кнопках;

– при нажатой кнопке КОНТРОЛЬ на блоке БВП-9;

– при нажатой кнопке КОНТРОЛЬ на передней панели стенда СВС.-

Сравнить записанные показания.приборов с контрольными значениями параметров (см.п.3.6 ПРИЛОЖЕНИЯ 1).

Сделать вывод о правильности функционирования системы.

2. Выполнение работы

А. При поверке указателя высоты УВ–75–15

а) Если давление в лаборатории менее 760 мм рт.ст. (определить по указателю абсолютного давления ИВД, диапазон измерения которого 815–580 мм рт.ст.).

2.1.а). Подсоединить с помощью резиновой трубки насос штуцеру ДАВЛЕНИЕ ИВД.

2.2.а.) Открыть на ИВД краны СОЕДИНИТЕЛЬНЫЙ И ДАВЛЕНИЕ. Остальные краны должны, быть закрыты

2.3.а) Включая насос создать в трубопроводах и приборах лабораторный установки такое давление, при котором указатель высоты будет показывать «0» м.

2.4. а) Закрыть на ИВД кран ДАВЛЕНИЕ.

Примечание. Если в результате неправильной регулировки значение высоты окажется меньше требуемого значения, то следует, медленно открывая кран АТМ-Д, установить значение высоты «0» м, после чего кран АТМ-Д – закрыть.

б) Если давление в лаборатории более 760 мм рт.ст.

2.1.6) Подсоединить с помощью резиновой трубки насос к штуцеру ВАКУУМ ИВД.

2.2.6) Открыть на ИВД краны СОЕДИНИТЕЛЬНЫЙ И ВАКУУМ.

2.3.6) Выполнить операцию по п.2.3.а).

2.4.6) Закрыть на ИВД кран ВАКУУМ.

Примечание . Если в результате неправильной регулировки значение высоты окажется больше требуемого значения,. то следует, медленно открывая кран АТМ-В, установить значение высоты «0» м, после чего кран АТМ–В – закрыть.

2.7. Создать в трубопроводах и приборах лабораторной установки такое давление, при котором указатель высоты будет показывать 300 м, для чего следует:

– выполнить операции по п.п. 2.1. б) – 2.2.6);

– включая насоса и корректируя показания указателя высоты краном АТМ-В, установить в трубопроводах и приборах лабораторной установки такое давление, при котором указатель высоты будет показывать 300 м. Закрыть на ИВД краны ВАКУУМ и АТМ-В.

2.9. Произвести операции по п.п.2.7, 2.8. при других возрастающих значениях эшелона. Количество поверяемых значений высоты определяет преподаватель.

2.10. Поверить указатель высоты при убывающих значениях высоты (обратный ход), для чего следует:

– медленно открывая кран АТМ-В, создать такое давление, при котором указатель высоты будет показывать заданное значение. Показания указателя высоты должны быть такие же, как и при возрастающих значениях эшелона;

– снять показание Р ох указателя абсолютного давления ИВД, соответствующее заданному показанию указателя высоты для каждой из поверяемых точек.

Если давление в лаборатории менее 760 мм рт.ст., то для установки в трубопроводах и приборах давления, соответствующего показанию указателя «0» м, следует произвести операции по п.п.2.1.а) – 2.4.а).

2.11. После окончания поверки на ИВД стравить в атмосферу вакуум и давление, открыв краны ВАКУУМ, АТМ-В, ДАВЛЕНИЕ, АТМ-Д. Закрыть все краны на ИВД и выключить напряжения электропитания тумблерами "27 В", "36 В" и "115 В" на передней панели стенда СВС и тумблером ВКЛ.–ОТКЛ. на ИВД.

Таблица 1

где – значения высоты, показанные указателем высоты, м; ; – рассчитанные значения высоты, м.

Среднее значение абсолютной погрешности округлить до числа, кратного 5 м.

3.5. Сравнить полученные значения абсолютной погрешности с допустимыми значениями (табл.1 ПРИЛОЖЕНИЯ 1) и сделать вывод о возможности эксплуатации указателя высоты.

Б. При поверке указателя числа М и истинной воздушной скорости на высоте лаборатории следует, выполнить следующие операции.

2.1. Подсоединить с помощью резиновой трубки насос к штуцеру ДАВЛЕНИЕ. ИВД.

2.2. Открыть на ИВД кран ДАВЛЕНИЕ (остальные краны должны быть закрыты).

2.3. Включая насос создать в магистралях и приборах лабораторной установки такое избыточное давление, при котором указатель УМС–1 покажет минимальное значение истинной" воздушной скорости (или числа М) из числа заданных преподавателем.

2.4. Закрыть кран ДАВЛЕНИЕ на ИВД

Примечание. Если показание указателя УМС–1 окажется более требуемого значения, то его следует подкорректировать краном АТМ-Д, после чего кран закрыть.

– абсолютного давления по указателю абсолютного давления ИВД.

– избыточного давления по указателю избыточного давления ИВД.

2.6. Записать полученные в п.п.2.3, 2.5 результаты в.табл.2.

2.7. Произвести операции по п.п.2.2 - 2.6 при других, возрастающих значениях истинной воздушной скорости (или числа М). Количество поверяемых значений указателя УМС–1 определяет преподаватель.

2.8. Поверить указатель УМС-1-ПВ при убывающих значениях истинной воздушной скорости (или числа М) (обратный ход измерений).

Для этого следует, открывая кран АТМ-Д, создать в магистралях и приборах такие значения избыточных давлений, при которых указатель УМС–1 будет показывать заданные значения скорости (или числа М). Показания указателя УМС–1 должны быть такие же, как и при прямом ходе измерений.

– абсолютного давления по указателю абсолютного давления ИВД;

– избыточного давления по указателю избыточного давления.

Полученные значения и записать в табл.2.

3. Обработка результатов измерений

Таблица 2

Записать рассчитанные значения скорости (числа М) в табл.2.

Примечание. При считывании показаний микрокалькулятора результаты следует округлять до целых чисел в случае расчета (с точностью до сотых долей в-случае расчета числа М).

3.2. Вычислить вариацию показаний прибора УМС–1 при измерении истинной воздушной скорости по формуле:

где , – рассчитанные значения истинной воздушной скорости соответственно при прямом и обратном ходе измерений, км/ч.

3.3. Вычислить абсолютную погрешность измерений при прямом и обратном ходе соответственно по формулам:

где – значение истинной воздушной скорости, показанное прибором, км/ч;

И – рассчитанные значения, км/ч.

Среднее значение округлить до числа кратного 10 км/ч.

3.5. Записать полученные результаты в таблицу 2.

Примечание . В случае поверки прибора при измерении числа М следует выполнить п. п.3.2 - 3.4 для числа М, а среднее значение округлить до сотых долей.

3.6. Сравнить полученные средние значения абсолютной, погрешности с допустимыми значениями (см. табл.1 ПРИЛОЖЕНИЯ 1) и сделать вывод о возможности эксплуатации указателя УМС-1.

В. Для определения динамических характеристик системы

СВС1-72-1 .поступают следующим образом. Плавно открывают на ИВД краны, «Давление – Атм» и «Вакуум – Атм», «Соединительный» и устанавливают абсолютное да» "Соединительного». Устанавливают на УВ мм рт.ст. и с помощью имитатора температуры значение , соответствующее значению температуры воздуха в лаборатории. Записывают в протокол показания приборов УВ, УМС (М или ) и УТ.

Затем одновременно с нажатием кнопки КОНТРОЛЬ на передней панели стенда системы включают секундомер и определяют время установления показаний. Записывают в протокол время и значение установившихся показаний. Опыт проводят раздельно для определения времени установления показаний УВ, УТ, УМС (М), УМС ().

Примечание. Для сокращения времени опыта допускается определять время установления показаний одних приборов при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ, а других при отпускании кнопки.

После этого рассчитывают и записывают в протокол значения скорости изменения показаний, как отношение изменения показаний прибора к интервалу времени, за который эти изменения произошли.

После окончания работы привести все органы управления стендом в исходное положение, выключить напряжения питания, сдать лаборанту (преподавателю) полученную документацию и отчитаться о проделанной работе.

КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ

1. Что называют абсолютной и относительной высотой? Зачем их надо знать в полете?

Задание

1. Изучить меры безопасности при техническом обслуживании ПНС (ТК №1 34.00.00) и общие указания по выполнению регламентных и неплановых работ по ПНС (ТК №2 34.00.00).

2. Изучить состав и номенклатуру самолетных фидерных схем по ПНС.

3. Изучить фидерную схему СПиСД.

4. Провести смотровые работы по СПиСД согласно ТК №3 и №10 раздела 34.00.00.

5. Провести смотровые работы по анероидно-мембранным приборам.

6. Изучить технологию контроля работоспособности, отыскания и устранения неисправностей СПиСД согласно схеме поэтапной проверки 34.11.00.

7. Изучить технологию регламентных работ по СПиСД (ТК №1).

8. Провести регламентные работы по СПиСД.

9. Изучить фидерную схему электрообогрева ППД-1М.

10. Изучить технологию контроля работоспособности, отыскания и устранения неисправностей в системе обогрева ППД-1М согласно разделу 30.30.00.

11. Проверить работоспособность обогрева ППД-1М.

Контрольные вопросы:

1. Назначение и состав пилотажно-навигационной системы.

2. Назначение и состав анероидно-мембранных систем и приборов – измерителей температуры и давления.

3. Назначение и состав системы полного и статического давления.

4. Назначение и состав анероидно-мембранных приборов.

5. Назначение, размещение и устройство приемников полного давления ППД-1М сер.2.

6. Назначение, размещение и устройство плит с приемниками статического давления.

7. Назначение, размещение и устройство кранов переключения 623700-3.

8. Назначение, размещение и устройство влагоотстойников.

9. Назначение, размещение и устройство трубопроводов.

10. Назначение, размещение и устройство высотомера ВМ-15ПБ.

11. Назначение, размещение и устройство вариометров ВР-30ПБ и ВР-75ПБ.

12. Назначение, размещение и устройство УВПД5-0,8ПБ.

13. Назначение, размещение и устройство ИКД-27Да.

14. Назначение, размещение и устройство ИКДрДф.

15. Назначение, размещение и устройство КЗВ.

16. Первая линия полного давления – привязка фидерной схемы к самолету.

17. Вторая линия полного давления – привязка фидерной схемы к самолету.

18. Третья линия полного давления – привязка фидерной схемы к самолету.

19. Первая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

20. Вторая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

21. Третья линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

22. Четвертая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

23. Пятая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

24. Шестая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

25. Седьмая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

26. Восьмая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

27. Девятая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

28. Десятая линия статического давления – привязка фидерной схемы к самолету.

29. Проверка работоспособности СПСД согласно схеме поэтапной проверки (перечислить пункты проверки).

30. Внешние проявления неисправностей согласно схеме поэтапной проверки СПСД.

31. Отыскание и устранение неисправностей, выявленных при осмотре ППД-1М сер.2.

32. Отыскание и устранение неисправностей, выявленных при осмотре плит с приемниками статического давления.

33. Отыскание и устранение неисправностей, выявленных при осмотре влагоотстойников.

34. Отыскание и устранение неисправностей, выявленных при проверке герметичности систем полного давления.

35. Отыскание и устранение неисправностей, выявленных при проверке герметичности систем статического давления.

36. Проверка герметичности первой линии полного давления.

37. Проверка герметичности второй линии полного давления.

38. Проверка герметичности третьей линии полного давления.

39. Проверка герметичности первой линии статического давления.

40. Проверка герметичности второй линии статического давления.

41. Проверка герметичности третьей линии статического давления.

42. Проверка герметичности четвертой линии статического давления.

43. Проверка герметичности пятой линии статического давления.

44. Проверка герметичности шестой линии статического давления.

45. Проверка герметичности седьмой линии статического давления.

46. Проверка герметичности восьмой, девятой и десятой линий статического давления.

47. Работа схемы обогрева ППД-1М.

48. Проверка обогрева ППД-1М.

ТЕМА 2

34.14.00. АВТОМАТ УГЛОВ АТАКИ И ПЕРЕГРУЗКИ С СИГНАЛИЗАЦИЕЙ АУАСП-32.

34.17.00 СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ ОПАСНОЙ СКОРОСТИ ССОС.

Перед выполнением задания повторить содержание разделов 34.14.00 и 34.17.00 РЭ Ил-86.

Задание

1. Провести смотровые работы по АУАСП-32.

2. Изучить технологию контроля работоспособности, отыскания и устранения неисправностей АУАСП согласно схеме поэтапной проверки 34.14.00

3. Изучить технологию регламентных работ по АУАСП (ТК №1-8).

4. Провести регламентные работы по АУАСП.

5. Изучить фидерную схему электрообогрева ДУА-9р.

6. Изучить технологию контроля работоспособности, отыскания и устранения неисправностей в системе обогрева ДУА-9р согласно разделу 30.30.00.

7. Проверить работоспособность обогрева ДУА-9р.

8. Изучить технологию контроля работоспособности, отыскания и устранения неисправностей ССОС согласно схеме поэтапной проверки 34.17.00.

9. Изучить технологию регламентных работ по ССОС (ТК №1-3).

Контрольные вопросы:

1. Назначение и состав АУАСП-32.

2. Назначение, размещение и устройство ДУА-9р.

3. Назначение, размещение и устройство ДКУ-18р.

4. Назначение, размещение и устройство ДП-1-3.

5. Назначение, размещение и устройство УАП-32.

6. Назначение, размещение и устройство БК-2р.

7. Назначение и размещение переключателя «Контроль АУАСП» и реле ТКЕ26П1Г.

8. Электропитание автомата – привязка к фидерной схеме. Состав и размещение автоматов защиты.

9. Работа канала текущего угла атаки – привязка к фидерной схеме.

10. Работа канала допустимого угла атаки – привязка к фидерной схеме.

11. Работа канала перегрузки – привязка к фидерной схеме.

12. Переключение режимов работы автомата – привязка к фидерной схеме.

13. Работа встроенного контроля автомата – привязка к фидерной схеме.

14. Обогрев ДУА-9р – привязка к фидерной схеме.

15. Проверка работоспособности АУАСП согласно схеме поэтапной проверки.

16. Внешние проявления неисправностей АУАСП.

17. Отыскание и устранение неисправностей АУАСП.

18. Процедура отыскания и устранения неисправностей, если все подвижные элементы УАП не изменяют своего положения.

19. Процедура отыскания и устранения неисправностей, если сектор и стрелка углов атаки не перемещаются.

20. Проверка работоспособности АУАСП с помощью встроенного контроля.

21. Проверка работоспособности АУАСП от ДУА-9р.

22. Проверка работоспособности АУАСП от ДКУ.

23. Проверка работоспособности сигнализации допустимого угла атаки.

24. Проверка погрешности включения сигнализации допустимого угла атаки.

25. Проверка погрешности включения и выключения сигнализации перегрузки.

26. Проверка погрешности показаний УАП канала допустимого угла атаки.

27. Проверка погрешностей показаний УАП канала текущего угла атаки.

28. Проверка погрешности показаний УАП канала перегрузки.

29. Проверка погрешности показаний УАП канала перегрузки с использованием имитатора перегрузок.

30. Назначение и состав ССОС.

31. Принцип действия ССОС.

32. Функциональные связи ССОС.

ЗАНЯТИЕ 1 «БОРТОВЫЕ СИСТЕМЫ ПОЛНОГО И СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЙ»

1 ВОПРОС «ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМ ПОЛНОГО И СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЙ»

Для измерения и вычисления барометрической высоты Н БАР, приборной V ПР и истинной V ИСТ воздушной скоростей полета, числа М, вертикальной скорости V ВЕРТ и температуры наружного воздуха Т НВ на самолете установлены специальные вычислители, а также отдельные приборы. Необходимая информация для измерения и вычисления воздушных данных поступает к приборам от системы полного и статического давлений.

Измеренные и вычисленные параметры индицируются указателями на рабочих местах членов экипажа и используются навигационно-пилотажными системами для решения задач навигации и автоматического управления полетом.

Для измерения воздушных данных используются:

Системы питания полного и статического давлений;

Механические приборы;

Система воздушных сигналов СВС1-72-1В;

Центральная система воздушных сигналов скорости и высоты ЦСВ-3М (выдает информацию о V ИСТ и Н в кормовую кабину).

Приборы измерения воздушных данных образуют основную и дублирующую группы. К основной группе относятся системы и отдельные приборы, обладающие большой точностью. К дублирующей – приборы, имеющие высокую надежность, но уступающие основной группе в точности измерения.

Основным измерителем высоты является СВС1-72-1В с указателями УВ-75-15. Дублирующим измерителем высоты является механический высотомер ВМ-15 (либо футомер ВМФ-50).

Основным измерителем V ИСТ и числа М является СВС1-72-1В с указателями УМС-1. Дублирующим измерителем V ИСТ и числа М является комбинированный указатель КУС-730/1100.

Vпр измеряется с помощью КУС-730/1100.

Vверт измеряется с помощью вариометров ВАР-30 и ВАР-75.

Кроме того, приборы измерения воздушных данных вырабатывают электрические сигналы превышения допустимых значений приборной скорости (ИКДРДФ) и числа М (УМ-1К).

2 ВОПРОС «СИСТЕМА ПИТАНИЯ ПОЛНОГО И СТАТИЧЕСКОГО ДАВЛЕНИЙ»

Система полного давления состоит из трех приемников полного давления ППД-1М (левого верхнего, левого нижнего и правого), каждый из которых обеспечивает давлением определенную группу потребителей. Приемники полного давления воспринимают Р ПОЛН и через систему трубопроводов подводят их к аэрометрическим приборам и системам СВС.

В системе полного давления установлен один распределительный кран «ДИНАМИКА». К прибору КУС-730/1100 левого летчика полное давление поступает от левого нижнего ППД-1М либо от левого верхнего ППД-1М (если кран «ДИНАМИКА» на левой панели командира установлен в положение «РЕЗЕРВ»).

К прибору КУС-730/1100 и к ИКДРДФ правого летчика полное давление поступает от правого ППД-1М.

К прибору КУС-730/1100 и к ИКДРДФ штурмана, а также к прибору КУС-730/1100 старшего борттехника полное давление поступает от левого верхнего ППД-1М.

Приемники ППД-1М подают Р ПОЛН в блоки СВС1-72-1В согласно схеме.

Предназначен для информирования лётчика о приближении момента ухудшения лётных характеристик самолёта. Околозвуковая скорость является критической, так как при этом существенно снижаются устойчивость и управляемость самолёта (наступает волновой кризис). На различных высотах волновой кризис наступает на различных скоростях, но неизменном для данного типа самолёта числе М (для Ил-76 М КР =0,79).

Число М – это отношение V ИСТ к скорости звука (а): М=V ИСТ /а. Принцип измерения числа М аналогичен принципу измерения V ИСТ.

Вариометр ВАР-75

Предназначен для измерения вертикальной скорости движения самолёта. Используется для поддержания горизонтального полёта, контроля за режимами набора высоты или снижения, фиксирования момента выхода самолёта из пикирования.

Принцип действия вариометра основан на запаздывании изменения Р СТ внутри герметичного корпуса по отношению к изменению Р СТ в МК при изменении высоты полёта. Это связано с тем, что Р СТ подаётся внутрь корпуса прибора через капилляр, а внутрь МК – по обычному трубопроводу.

4 ВОПРОС «СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС1-72-1В»

Назначение: Система предназначена для вычисления и выдачи на указатели членов экипажа и в различную бортовую аппаратуру самолета (САУ, УВК, РСБН, самолетные ответчики, инерциальную систему) следующих аэродинамических параметров:

Истинной воздушной скорости V ИСТ;

Абсолютной (Н АБС) и относительной (Н ОТН) высот полета;

Числа М;

Критического значения числа М КР;

Отклонения числа М от заданного значения ΔМ;

Температуры атмосферного воздуха Т НВ.

Принцип действия СВС основан на преобразовании полного и статического давлений, а также температуры воздушного потока в электрические сигналы, пропорциональные перечисленным параметрам. Преобразование данных параметров по барометрическим формулам осуществляется блоками воздушных параметров БВП-9.

На самолете установлено два комплекта СВС1-72-1В: 1-й (левого летчика) - на левом борту; 2-й комплект (правого летчика) - на правом борту.

Основные характеристики СВС1-72-1В:

Диапазон измерения Н АБС 500 ÷ 15000 м;

Диапазон измерения Н ОТН 0 ÷ 15000 м;

Диапазон измерения V ПР 150 ÷ 800 км/ч;

Диапазон измерения V ИСТ 200 ÷ 1100 км/ч;

Диапазон измерения числа М 0,2 ÷ 1,0;

Диапазон измерения Т НВ - 75 ÷ + 50°С.

Состав и размещение системы. В самолетный комплекс СВС входят:

УМС-1 – индицирует истинную скорость полета V ИСТ и число М, а также формирует пропорциональные этим параметрам сигналы, которые поступают в УВК, САУ, РСБН. При достижении самолетом предельного значения числа М УМС вырабатывает сигнал М ПРЕД, поступающий в САУ и на световое табло «ПРЕВЫШ. М, V ПР ». Установлены на приборных досках левого и правого летчиков.

УВ-П – Указатель высоты – повторитель. – 2шт. Установлены на приборной доске штурмана и в грузовой кабине.

УС-П – Указатель скорости – повторитель. - 1шт. Установлен на приборной доске штурмана.

УТ-1М – Указатель температуры – 2шт. Установлены на приборных досках левого летчика и штурмана.

П–69 (104) – Приемники температуры (2шт) вырабатывают электрические сигналы Т Т, величина которых зависит от температуры наружного воздуха в заторможенном потоке и выдают их в УМС для вычисления и индикации температуры наружного воздуха. Они установлены снаружи слева и справа на обшивке носовой части фюзеляжа.

БСР-72-1 – блок сравнения, предназначенный для непрерывного автоматического контроля каналов решения числа М и Н ОТН с двух систем СВС путем сравнения их выходов. При наличии разности в величине сигналов М и Н ОТН систем СВС (по каналу высоты-100м; по каналу Мах – 0,02М) выдает сигнал на табло «ПРОВЕРЬ ВЫСОТУ» и «ПРОВЕРЬ МАХ». Блок находится в техническом отсеке (шп. №10).

Корректоры КЗСП и КЗВ (Корректоры - задатчики приборной скорости и Корректоры – задатчики высоты) измеряют отклонения приборной скорости (DV) и высоты полета (DН) самолета от заданных значений и выдают в систему САУ. При этом в САУ 1Т-2Б обеспечиваются режимы работы автоматической стабилизации Vпр. и Нполета.

Измерительный комплекс реле давления ИКДРДФ-0,25. Предназначен для выдачи сигнала на табло «Превыш. М, V ПР » при достижении самолетом предельной приборной скорости = 600 км/час. Табло размещенно в верхней части приборных досок летчиков.

5 ВОПРОС «АВТОМАТ УГЛОВ АТАКИ И ПЕРЕГРУЗОК

АУАСП-18КР»

Предназначен для:

Измерения в полете и индикации местных текущих углов атаки α Т и вертикальных перегрузок;

Вычисления и индикации критического угла атаки α КР как функции числа М;

Сигнализации о наступлении критического режима по углу атаки и вертикальной перегрузке.

На самолете установлены два комплекта АУАСП: один - на левом, другой - на правом борту. Состав одного комплекта включает: датчик углов атаки ДУА-9Р, датчик критических углов атаки ДКУ-26Р, датчик перегрузок ДП-1-3, указатель УАП-18кр, блок коммутации БК-2р и переключатели АУАСП КОНТРОЛЬ-ОБНУЛЕНИЕ левого и правого летчиков.

ДУА-9р флюгерного типа установлены на левом и правом бортах (шп.6, 7) по направлению движения воздушного потока. В них осуществляется измерение местного текущего угла атаки α Т, который в виде электрического сигнала поступает в вычислительный блок БК-2р. В ДКУ-26Р происходит вычисление α КР в зависимости от текущего значения числа М (в качестве входных величин используются Р п и Р ст). ДП-1-3 измеряет вертикальную перегрузку, преобразует ее в электрический сигнал и подает в блок БК-2р и в регистратор МСРП-64 (от ДП правого борта).

Автомат АУАСП работает в двух режимах: взлетном и полетном, которые переключаются автоматически. Взлетный режим включается при разбеге самолета с выпущенными закрылками в момент снятия обжатия шасси. При этом вместо α КР индицируется взлетный угол атаки α В =15º, являющийся постоянным, не зависящим от числа М. Полетный режим включается при уборке закрылков. Вместо α В индицируется α КР от ДКУ-26Р.

Индикация углов осуществляются указателем УАП-18КР:

- α Т - левой стрелкой в пределах от 0º до 15º, с погрешностью ± 0,5º;

- α КР - нижним радиусом поворотного красного сектора, изменяющимся в зависимости от числа М, с погрешностью ± 0,5º;

N У - правой стрелкой в пределах от −1 до +3 с погрешностью ± 0,2 (значения от +1,5 до +3 соответствуют опасным перегрузкам).

Выход самолета на критический режим полета определяется приближением α Т к α КР за 0,5º или достижением n У значения предельной перегрузки, равного 1,7. При этом в указателе формируются сигналы, включающие мигающий световой сигнализатор на передней панели УАП-18. Одновременно эти сигналы поступают в:

РИ-65 для выдачи сообщения «Угол атаки уменьшить»;

В САУ-1Т-2Б для отключения обоих каналов САУ. При этом загорается табло ОТКАЗ САУ ПРОД и включается звуковая сигнализация (звонок);

В ССОС для блокировки срабатывания звуковой сигнализации (сирены) и блокировки загорания светового табло ОПАСНО ЗЕМЛЯ.

Работа ЦГВ-10П.

ЦГВ-10П конструктивно представляет собой гироскопическую платформу, которая удерживается в вертикальном положении с помощью двухстепенных гироскопов силовой стабилизации, системы коррекции и ускоренного восстановления вертикали.

Гироскопы стремятся удержать вертикальную ось гироплатформы в неподвижном положении, противодействуя моментам внешних сил, стремящихся ее отклонить.

Система коррекции удерживает вертикальную ось гироплатформы в вертикальном положении с точностью 20÷40´. Она состоит из продольной и поперечной коррекции. Чувствительным элементом системы является жидкостной маятниковый переключатель.

Если вертикальная ось гироплатформы отклонится от вертикали, то сигнал маятникового переключателя передается на моторы системы коррекции, которые накладывают моменты на гироскопы. Под воздействием этих моментов гироскопы прецессируют и вертикальная ось платформы возвращается в вертикальное положение. Во время разворота самолета жидкостный маятник под воздействием центробежных сил отклоняется от вертикали в поперечном направлении. В таком случае система коррекции может вывести вертикальную ось гироплатформы из вертикали. Чтобы избежать этой погрешности поперечная коррекция во время разворота самолета выключается выключателем коррекции ВК-90М.

Система ускоренного восстановления вертикали используется в тех случаях, когда гироплатформа отклонена от вертикали более чем на 2º (обычно перед запуском ЦГВ). Система включается автоматически или вручную кнопкой „АРРЕТИР” на КПП левого и правого летчиков. Когда угол отклонения гироплатформы от вертикали будет менее 2º, система выключается. Дальнейшее восстановление вертикального положения гироплатформы осуществляется системой коррекции.

Контроль за работой ЦГВ осуществляет блок БСГ-2П. Если все гировертикали исправны, то БСГ выдает потребителям сигнал „ГОТОВНОСТЬ”. При отказе одной гировертикали БСГ снимает сигнал „ГОТОВНОСТЬ” с ее потребителей и выдает сигнал „ОТКАЗ” на соответствующий КПП (на лампе „АРРЕТИР” и на флажки-сигнализаторы К и Т), а также в РИ-65. Если откажут одновременно две гировертикали, то БСГ снимет сигнал „ГОТОВНОСТЬ” с потребителей трех ЦГВ, и выдаст сигнал „ОТКАЗ” всех ЦГВ, несмотря на то, что одна гировертикаль исправна.

ТЕМА 2 «ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ»