Оборудование летательных аппаратов
(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 ответуна
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 5001000 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 0,350,4 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/ч250 300 350 500 700 90010001100
-----------------------------------------------------------------
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
отметкев 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 главнойсои 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,
нейтральноеположение (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 схемыпоправки
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 1020 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, град0 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 10152025 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 05 10 152025 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 установкиот 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 19замеряеют 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 снимаютс сельсинной передачи, работающейв
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 сигналовзатемненный 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 IIIне более 0.8 А
- от источника постоянного тока 27 Вне более 0.3 А
3. Скорость прецессиии гироскопа под
действием поперечной и продольной коррекции1.8-6 град/мин
4.Уход гироскопа по крену и тангажу за 5 мин накачающемся
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 разъемуустановки.
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 наустановке 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 градусовс 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.О306090 - - -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.О306090--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 курсFорт, равный гиромагнитному (магнитному)
курсуFгм(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
гдеFг - 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^гпо 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_мпутем 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
склонениедельтаМусл, 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 ортодромиии 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 установитьв 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,
град010 2030
------------------------------------------------------------------------
Показания ЭУС,
град
------------------------------------------------------------------------
=ЗК-ЭУС,
град
------------------------------------------------------------------------
Погрешностьне 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 010 2030
-------------------------------------------------------------------------
Показания ЭУС,град
-------------------------------------------------------------------------
=ЗК-4-ЭУС,град
-------------------------------------------------------------------------
Погрешностьне 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,градПоказанияДопустимые
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, минне более 2
2. Собственный уход, град/час
-курсового гироскопане более 1.5
- гирвертикалине более10
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*А260
5. Питание, В, Гц, В36,400,27
6. Масса, кгне 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 УПY (¦С¦) X (¦В¦)
------------------------------------------------------------------------------
1АНУ 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-
ственнодо 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
должныосуществляться 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 положение2000 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
Цельюработы 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 кРУ 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-
ходимопользуясь 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 анализапричин и предупреждения инцидентов,для технической
диагностики бортовых систем оборудования и прогнозированияихтехни-
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 обусловияхполета,параметрахдвижения и состояния ЛА,
техническом состоянии его силовых установок и оборудования,действиях
экипажа поуправлениюЛА. Бортовыеустройства регистрации только ре-
гистрируют необходимые параметры,но не позволяют осуществитьанализ
их на борту ЛА.
Анализ параметров осуществляется после полета в процессе проведе-
ния экспресс - оперативной обработки.
Регистрирующие устройства снебольшимколичествомзаписываемых
величин (две-три) устанавливались на отечественных самолетах еще с
первых лет Великой Отечественной войны.Наибольшее же применениеБУР
находили прииспытательных полетах ЛА всех видов.Однако в настоящее
время применение БУР оказалось необходимым при эксплуатациивсехсе-
рийных летательных аппаратов.
В мае 1965 года Международная организация по гражданской авиации
рекомендовала всем государствам уделять особое внимание применению БУР.
Бурное развитие бортовых устройстврегистрациинаступилопосле
вступления СССРв 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 регистраци覦¦ ¦¦ ¦....
¦+----------------T--------------+¦¦ ¦ ... ¦ ¦
¦¦Эксплуатационный¦Аварийны馦¦ ¦¦ ¦
¦¦регистратор¦регистрато𠦦¦ ¦¦ ¦
¦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¦¦Анали禦Оценка работы ¦¦¦ ¦¦ ¦
¦¦диагностикদинциденто⦦ экипажদ¦ ¦¦ ¦
¦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 этомсистема
обработки информацииобычно является наземной.Система обработки ин-
формации, получаемой от БУР данного летательного аппарата, представля-
ет собойспециальные дешифрирующие и вычислительные устройства.С их
помощью осуществляется техническая диагностика (определениетехничес-
кого состояниянаиболееважныхбортовыхустройств),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 впоследствиииспользуются 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 неустановленнымипричинамисоставляет 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 контролясостоитвтом,что
процессы измеренияконтролируемыхпараметровиоценкирезультатов
контроля разнесены во времени.Отсюда ценность полученнойинформации
тем выше, чем быстрее она будет обработана.
_2.Классификация БУР по назначению, принципу и форме
_записи информации.
БУР предназначеныдля регистрации и сохранения полетной информа-
ции, характеризующей режимыполета,действиеисостояниеэкипажа,
функционирование бортового оборудования.
Применяемые в настоящее время БУР классифицируютсяпоследующим
основным признакам:
- по функциональному назначению;
- по принципу записи информации;
- по форме записи информации.
По функциональному назначению БУРподразделяютсяна:аварийные
эксплуатационные и испытательные.
Аварийные БУР для накопления исохраненияполетнойинформации,
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 системырегистрациииспользуютсяприпроведении
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 ЛАстарыхтиповприменяютсядвухканальные 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 бумагесоспецпокрытием
(К2-713, К2-717) или по эмульсионному слою кинопленки, зафиксированной
без проявления (К3-63) с помощью металлических иголок,связанныхпри
помощи передаточно-множительногомеханизма (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 - этосистема
САРПП-12. Оптические системы регистрации строятся на базе
шлейфовых осциллографов.Носителем информации в таких системах являет-
ся фотопленка.
Магнитные системырегистрации полетных данных - это такие систе-
мы, в которых в качестве носителяинформациииспользуютсямагнитные
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 БУРподразделяютсянааналоговыеи
дискретные.
К аналоговым БУР относятся механические и оптические системыре-
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 схемунакоторой 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 настоящеевремя бароспидографы с механическим принципом записи
заменяются БУР с оптическим и магнитным принципом записи информации,
т.к. последниеявляются 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 вавиа-
ции ВС СССР " введено в действие приказом ГК ВВС N 200 от 1981 г.Это
положение определяет задачи и организацию объективного контролядейс-
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 методикиикачества обучения личного состава,
повышения безопасности полетов и надежностиавиационнойтехники
(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) периодыпри
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 общегоназначения;
- бортовые СОК специального назначения;
- наземные штатные СОК;
- наземные нештатные СОК;
- средства регистрации психофизических параметров летного экипажа.
Материалами ОКсчитаютсяпервичные 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 идр.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.Приаварии
или катастроферазрешение на вскрытие контейнера с с носителем инфор-
мации и обработку материалов Ок дает председатель комиссии, производя-
щей расследование,апри 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-12предназначенадля записи световым лучом на фо-
топленке различных параметров полета в нормальных и аварийных условиях
и сохранения записанной информации в аварийных случаях.
Система САРПП-12выпускаетсяв 3-х вариантах: САРПП-12ГМ;
САРПП-12ВМ и САРПП-12ДМ с одной или двумя скоростями протяжки фотолен-
ты.
Для обеспечениязаписи параметров полета в системах летательного
аппарата установлены датчики,выдающие соответствующие сигналычерез
согласующее устройство в накопитель информации.
На вертолете МИ-24 установлена системаСАРПП-12ДМ,насамолете
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: датчиквоздушнойскорости 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 можносудить
по табло на центральном пульте # 1 летчика. Система имеет ручное и ав-
томатическое включение. Для включения САРПП-12Дпереключатель
"САРПП-12Д" на щитке управления САРПП-12Д центрального пульта # 1 лет-
чика установить в положение "Ручн.",при этом должно загоретьсясиг-
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 автоматическоевыключение
системы вмомент 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.Сигнализаторустановленна
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 снимаетсясуказателявысоты
УВ-5 радиовысотомераРВ-5.Указательустановленна приборной доске
летчика.
Регистрация производитсяна фотопленке типа "Изопанхром" шириной
35 мм без перфорации.
Максимальный запас фотопленки 12 +- 0.5м.
Скорость протяжки фотопленкиустанавливаетсявручнуювпериод
подготовки самолета к полетам: 1 и 2.5 мм/с.
При переключении скорости протяжки изменяется интервал междуот-
метками времени: 1-ой скорости 1мм/с соответствует интервал, который у
различных накопителей может лежать в пределах от 7.7 до 14.3с;2-ой
скорости 2.5мм/с соответствует интервал от 3.08 до 5.7 с (конкретные
значения интервала отметки времени указаны впаспортенанакопитель
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 иконтроль 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 отрывесамолетаотВПП(привключенииконцевоговыключателя
ВК-200Р левойстойки шасси) и остается в рабочем положении при посад-
ке. Для подачи питания к системе в кабине на правом пультеустановлен
выключатель ВГ-15Кстрафаретом "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.Востальномосновныетехническиеданныесистемы
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 световымлучомна
фотопленку параметров,преобразованных в электрические сигналы посто-
янного тока.Он представляет собой светолучевоймагнитоэлектрический
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 лентопротяжногомеханизма
(работает в проблесковом режиме);
- окошко, в которое видно центральную лампу осветителя;
- регулировочный винт реостата накала осветителя;
- защелку,закрывающую отверстие для переключения скоростипро-
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 нервюрамиN7
и N9.
_б) Согласующее устройство УсС-4 (УсС-4-2М)
Предназначено для питания стабилизированным напряжением цепей на-
копителя и для преобразования измеряемых величин в электрическиесиг-
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)представляетсобойблокс двумя штепсельными
разъемами для подключения его к датчикам и накопителюинформации.На
верхней части кожуха имеется окно,закрытое крышкой для доступа к ре-
гулировочным резисторам. Последние предназначены для регулировки орди-
нат прописи"механическихнулей"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. Датчикна 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 вэлектрические величины.Рабочие углы перемещения движка
потенциометра составляют +-30 .На вертолете датчик положения ползуна
автомата перекосаМУ-615Аустановлен на главном редукторе и соединен
тягой с ползуном автомата перекоса. На самолете датчик установлен так,
что среднееположение движка потенциометра соответствует среднему по-
ложению стабилизатора (при этом закрашенная точка на втулке датчикаи
стрелка должнысовпадать).Насамолетедатчик установлен в килевой
части фюзеляжа.
_д) Малогабаритныедатчикидавления(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 типаизмеряетдавление 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 насамолете установлены в отсеке N2 (закабинный отсек) на шп.
N12 вверху.
_е) Датчики перегрузок МП-95
Предназначены для измерения линейных перегрузок (Ny и Nx) ипре-
образования ихвэлектрические сигналы,пропорциональные измеряемым
перегрузкам. Направление стрелок на шильдике датчиковуказываетнап-
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 неподвижнойтокосъ-
емной щетки.
На самолете МиГ-23 датчики перегрузок размещены наобщемкронш-
тейне между шпангоутами N12Б и N12В закабинного отсека.
_4. Принцип действия системы САРПП-12ГМ(ДМ)
Первичным элементомизмерения параметров системой САРПП-12 явля-
ется датчик (см. блок-схему рис.3). ЧЭ датчика воспринимает и преобра-
зует измеряемыйпараметр в электрический сигнал,который через схему
согласующего устройства в виде постоянного тока поступает навибратор
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 зеркаласветовойлуччерез
оптическую системунаправляетсяна фотоп-
ленку, которая перемещается сопределенной
скоростью лентопротяжным механизмом.В ре-
зультате на фотопленке записываетсянепре-
рывная линия,ордината любой точки которой
соответствует определенной величине измеря-
емого параметрав определенный момент вре-
мени.
рис.2. Принцип действия
вибратора
Рис.3. Блок-схема системы САРПП-12ДМ
При нулевых значениях соответствующихпараметровнафотопленке
прописываются электрическиенули.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 параметровна фотопленке в системе предусматривается периоди-
ческая разметка линий записи от первого канала до базовой линиивклю-
чительно в виде разрыва.
Рис.4. Образец записи параметров системы САРПП-12ДМ
_4.1. Принцип регистрации разовых команд
Система позволяетрегистрировать 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 измененияординаты записи соответствующего аналогового
параметра на определенную заранее установленнуюступенчатуювеличину
при замыкании контактов управляющих реле в согласующем устройстве.
Разовая команда формируется на ЛА в видеэлектрическогосигнала
напряжением 27В,снимаемогос электрической схемы какой-либо системы
ЛА при подаче на нее питания.При снятии сигналаразовойкоманды-
прекращается еезаписьнафотопленку.Запись и счет разовых команд
идет сверху вниз к базовой линии от 1-ой к 5-ой линии.Ординатыэтих
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 наличиефотопленкив
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 накаждый
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 системыпроизводитсяиливлаборатории или на ЛА,
причем оно может производиться с применением датчиковсистемыилис
помощью имитаторов датчиков(магазиновсопротивлений).Всистеме
САРПП-12ДМ тарирование канала !ош производится только навертолете. В
системе САРПП-12ГМ тарирование канала !ст производится только на само-
лете. Перед тарированием в течение 20-30 секундпроизводитсяпропись
линий обесточенныхвибраторов.Длятарированияприменяется 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 применяютаппарат"Микро-
фот" типа5ПО-1собъективом 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 аппаратурыспоследующим переводом этих ординат по тариро-
вочным графикам в численные значения параметров.
2. Непосредственнымснятиемзначенияпараметрас 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: фотопленкус 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 вфильмовой канал "Микрофота" вставляют эмульсионным слоем
вверх, тогда базовая линия на экране будет внизу.В аппаратеЭДИ-452
эмульсионный слой фотопленки должен быть обращен к лампе подсвета.
_Определение принадлежности линий записи.
Принадлежность линийзаписианалоговых параметров определяют по
периодически повторяющимся (через 35 с.)разрывамвлинияхзаписи.
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 илиинаязапись.
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 разметканеобходима 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 состороныэмульсионного
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 нестабильностиисход-
ных положенийвибраторов в накопителях информации в процессе эксплуа-
тации. Неучет смещения механических нулей приводит кбольшимпогреш-
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 величинуобнаруженногонесовпаде-
ния, сместивграфиквверх или вниз на разность ординаты механических
нулей.
_Снятие ординат (значений) параметров.
На экран "Микрофота" укрепляется шкала от масштабнойлинейкипо
вертикальной осис расположением нуля с левой стороны экрана.Фотоп-
ленка устанавливается в фильмовом канале так, чтобы при проектировании
на экранбазовая линия находилась слева и совпадала с нулем шкалы ли-
нейки. Измерение ординат ведется от базовой линии.Вначале измеряются
ординаты нулевыхлиний 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 временипоявленияилиисчезновения
той или иной разовой команды.После снятия ординат записей на выбран-
ном участке дешифрирования их значения,записанные в протоколе дешиф-
рирования, спомощью тарировочных графиков переводят в значения пара-
метров, причем ординату параметра откладывают по оси ординатграфика,
а значения его считывают на оси абсцисс.
После получения значений параметров,принеобходимости,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 измеренияпараметровсучетом
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 10СИСТЕМЫ 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 являютсяоднойиз
наиболеесложныхсоставныхчастейавиационного оборудования и
позволяют летчику решать довольно широкий круг задач.Непосредс-
твеннокэлектронной автоматике авиационного оборудования отно-
сятся:
- цифровыеианалоговые вычислительные системы и устройства
АО;
- вычислительныемашины 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;
- автоматическиесистемыкомпенсацииаэроупругих колебаний
самолета;
- регуляторы и ограничители перегрузок и углов атаки;
- системы сигнализации опасного сближения с землей;
- автоматы сигнализации критических режимов полета;
- системы траекторного управления икомандно-пилотажные сис-
темы;
- автоматы регулирования и загрузки управления самолетом;
- электроемкостные топливомеры;
- топливомеры-расходомеры;
- электрическиеи 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 автоматикиАО - системы измерения углов пространственного
положения ЛА и системыавтоматическогоуправленияполетомЛА.
Практически все системы измерения пространственных углов ЛА
(курса,крена,тангажа) используют в качестве основного датчика
информациигироскоп.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 действуетвнешняяпостояннаясила,то
проявляется его 1 второе свойство - свойство прецессии. 0 2Прецессия -
2это движение вектора кинетического момента в направлениивектора
2моментавнешнихсилпо 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 ивекторНсохраняютсвою
первоначальную ориентировку.Образовавшиеся смещения между коль-
цом и корпусом гироскопа измеряются датчикамиуглаДУ.Датчики
моментаобеспечиваютсоздание 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),окоторой
будет рассказано ниже.Очевидно, что для точного измерения углов
векторы кинетических моментов ГВ и ГК должны быть всегда ориенти-
рованысоответственнопо 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
простыилегчеуправляемы,чемсистемы измерения курса (ГК).
Собственно,сама проблема измерения курса болеесложна,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, чтокурсомназывается угол в горизонтальной плос-
кости между вертикальной плоскостью,принятой за начало отсчета,
ипроекциейпродольной 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 наиболеечасто 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 - гироскопическийкурс,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 неучитывать,тотраектория
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 (подуге
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 индукционныйдатчик
магнитногокурса(типа"ИД")."КИ" - это обычный механический
компас,служит для визуального отображения магнитногокурса,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
Земливнутристержнейбудеттакжепериодически 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)-переменныйкоэффициентучетаконструктивныхи
электрических параметров;
Нз -горизонтальная компонента напряженности магнитно-
го поля Земли;
7J 0м -"магнитный курс" зонда.
В реальных системах измерения курсаиспользуетсякомбинация
из двух или трех зондов,включенных в следящую систему отработки
магнитного курса.Выходными элементами схемыотработки является
сельсин или синусно-косинусный вращающийся трансформатор.
Из-за влияния внешних возмущающих полей точностьмагнитных
измерителей невелика и обычно не бывает лучше 1-2 градусов.
Таким образом,имеетсявозможность определения курса ЛА с по-
мощью курсового гироскопа или магнитного зонда.В первомслучае
требуетсяначальная выставка гироскопа и компенсация кажущихся и
других уходов, а во втором случае необходимо устранять погрешнос-
тиот 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 следующимобра-
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, служитдляручноговвода стояночного
(начального) курса ( 7J 0ст.);
МС (КМ) - механизм согласования или коррекционный механизм служит
длясогласования(коррекции) гироскопического курса с
другими курсами и поправками.Фактически в МСкакбы
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",
курсизмеряетсяс 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 долженпред-
шествовать режим "МК" или "ЗК",во время которого в МС запомина-
ется начальное (опорное) значение стояночного курса,т.е. гирос-
копическийтрактизмерения 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 стояночныйкурсЛА.
Только после этого 7J 0ст. вводится в задатчик ЗК.
В последнее время на ЛА нашли применение комплексныесистемы
измерения всех трех углов пространственного положения. Такие сис-
темы строятся на основе гиростабилизированной платформы и являют-
сяавтономной(инерциальной)частьюкомплексной 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 - этохарактерныйпримерусилениятенденции
комплексирования самого различного оборудования на борту ЛА. Ком-
поненты СН-29 - это системы и агрегатыдвухвидовоборудования
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;
- отклоненийот заданной траектории полета в горизонтальной
и вертикальной плоскостяхидальности до выбраннойточки
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,
втораяи 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-
дущемзанятии,решениепоследнейзадачи будет рассмотрено при
изучении основ РЭО, а в данном занятии остановимся на принципах и
особенностях определения курса,крена, тангажа, а также линейных
- 8 -
скоростейивертикальногоускоренияЛАспомощьюкомплекса
ИК-ВК-80.
ИК-ВК-80 - это так называемая инерциальная система иееос-
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
определенияабсолютной скорости ЛА в ИК-ВК-80 применяется цифро-
вое интегрирование измеренных с помощьюакселерометровзначений
абсолютных линейных ускорений.Очевидно,что акселерометры либо
должны всегда иметь неизменную по отношению к земле ориентировку,
либосигналы от них должны пересчитываться в сигналы для некото-
рой связанной с землей опорнойсистемойкоординат.ВИК-ВК-80
примененпервый вариант - стабилизация положения акселерометров.
Так как стабилизация выполняется с помощьюгиростабилизированной
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" (основнаяирезерв-
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 ............. примерно0,5 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-
ютсянарежимывыставкии рабочие режимы.Выставочные режимы
включают ускоренную (до 3-х минут) инормальную(до15минут)
выставкуплатформ в азимуте и в плоскости горизонта.Ускоренный
- 9 -
вариант (более грубый) используется при необходимостивбыстрой
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(винерци-
альной системе отсчета) ,а в плоскости горизонта - горизонталь-
ное.Заданное положение сохраняется за счетосновногосвойства
гироскопа и работы систем индикаторной гиростабилизации и коррек-
ции, которые будут рассмотрены ниже.
Рабочие режимы- подразделяются на режимы горизонтирования и
курсовые режимы.
Горизонтирование обеспечивают такназываемыеинтегральная
(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)ирежимом заданного курса "ЗК"(дополнительный
выставочный).Соответственно потребителям выдаютсясигналытак
называемого приведенного( 7J 0пр.), гиромагнитного( 7J 0гмк) или стояноч-
ного( 7J 0ст.) курсов.
Рассмотрим подробнееосновнуюсоставнуючастьИК-ВК-80-
инерциальную курсовертикаль.
34. _ ИКВ.Выставка гиростабилизированной платформы ГСП.
_ 3Интегральная коррекция и индикаторная стабилизация ГСП.
_ 3Измерение абсолютной линейной скорости.
ИКВ фактическипредставляет собой гироплатформу с индикатор-
ной системой стабилизации первоначально заданного (во времявыс-
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 примереупрощеннойсхемыГСП,для
продольного канала (см. рис.5 на след.стр.).
Обозначения на рисунке:
"1Г" - гироскоп с вектором кинетического момента Н, ориенти-
рованным повертикали;
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 - соответственноабсолютная 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 .: 0необходима 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
станетравнымнулю.Таккаксамолет в общем случае 1 0смещен от
плоскости горизонта,то для точногогоризонтированиянеобходим
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 ужевысокиеицепь
электрического арретированияразомкнута,то 1Г