ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И...

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)»

ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

И ЕГО ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ

Учебное пособие

Ульяновск 2014

УДК 629.735.054 ББК О567я7+О571-521я7

П 75

Приборное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация: учебное пособие / сост. Е. В. Антонец, В. И. Кочергин, Г. А. Федосеева, редактор Л. В. Макушкина, компьютерная верстка Н. П. Красильниковой. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2014. – 62 с., тираж 290 экз

Рассмотрено современное вычислительное приборное оборудование са-

молетов, применяемое на воздушных судах DA 40 NG, DA 42 NG, Cessna 172, Ту-204, B737, A320 и т. д. Приведены алгоритмы работы и правила экс-плуатации цифровых систем воздушных сигналов.

Составлено в соответствии с программой учебной дисциплины «Прибор-ное оборудование воздушных судов и его летная эксплуатация».

Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения спе-циализации 162001.65.01 – Организация летной работы.

Печатается по решению Редсовета института. УДК 629.735.054 ББК О567я7+О571-521я7

ФГБОУ ВПО «Ульяновское высшее авиационное училище гражданской авиации (институт)», 2014

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение ............................................................................................................................. 4 1. Цифровые системы воздушных сигналов ................................................................... 5

1.1. Назначение систем воздушных сигналов, решаемые задачи, перечень вычисляемых ими параметров полета ................................................. 5

1.2. Алгоритм работы цифровой системы воздушных сигналов .............................. 7 1.3. Системы подвода и распределения воздушных давлений ............................... 11 1.4. Частотные датчики полного, статического давлений

и температуры торможения воздушного потока .............................................. 13 1.5. Летная эксплуатация цифровой системы воздушных сигналов,

погрешности определения аэрометрических параметров полета ................... 16 Контрольные вопросы ................................................................................................. 19

2. Бесплатформенные измерители пространственного положения самолета и их чувствительные элементы .................................................................................. 19 2.1. Принцип работы бесплатформенной курсовертикали

и инерциальной навигационной системы ......................................................... 19 2.2. Алгоритм работы и структурная схема БИНС .................................................. 22 2.3. Датчики угловых скоростей и линейных ускорений,

используемые в БИНС......................................................................................... 27 Контрольные вопросы ................................................................................................. 33

3. Цифровые системы отображения информации о параметрах полета, работы двигателей и систем воздушного судна .................. 34 3.1. Индикация на приборной доске .......................................................................... 34 3.2. Комплексные информационные

системы индикации и сигнализации .................................................................. 37 3.3. Системы электронной индикации ....................................................................... 40 3.4. Комплексные системы электронной

индикации и сигнализации ................................................................................. 43 Контрольные вопросы ................................................................................................. 45

4. Цифровые системы автоматического управления воздушным судном ................. 46 4.1. Автоматическая система улучшения

устойчивости и управляемости .......................................................................... 49 4.2. Вычислительная система управления полетом ................................................. 52 4.3. Вычислительная система управления тягой ...................................................... 55 4.4. Вычислительная система самолетовождения .................................................... 57 Контрольные вопросы ................................................................................................. 60

Библиографический список ............................................................................................ 60

33

ВВЕДЕНИЕ

Обеспечение безопасности полета, нормальное выполнение всех его эта-пов связано, среди прочего, с надежной работой бортового приборного обо-рудования.

На самолетах предшествующих поколений, таких как Ту-134А, Ту-154М, Як-42, Ил-62М, Ил-76ТД, Ил-86 и других, задачи автоматического и совме-щенного управления решались при использовании аналоговых автопилотов с классическим набором решаемых задач: демпфирование колебаний и улуч-шение устойчивости, стабилизация угловых координат: курса, крена, танга-жа, его скорости и высоты полета, автоматической балансировки, а также ав-томатического управления траекторией полета.

Недостатки этих комплексов приборного оборудования очевидны, т. к. входящие в их состав информационные комплексы воздушно-скоростных параметров (ИКВСП), платформенные инерциальные навигационные систе-мы (ИНС), корректоры-задатчики скорости и высоты полета, аналоговые вы-числители имеют большие габариты и массы, значительную мощность энер-гопотребления, отсутствие универсализации, невысокий ресурс.

Внедрение в практику летной эксплуатации новых типов самолетов: Ту-204, Ан-148, А-320, А-380, В-737, В-787, DA 42 и других с ресурсом, по-вышенным до 20 000 летных часов, – поставило разработчиков приборного оборудования, и в частности систем автоматического управления (САУ), пе-ред необходимостью установки на ВС стандартного универсального цифро-вого комплекса как наиболее помехозащищенного и надежного в сложных условиях летной эксплуатации.

Применение на борту ВС главного и специализированных цифровых вы-числителей дает возможность более точно решать сложные задачи, связан-ные с навигацией, автоматическим управлением и оптимизацией режимов полета. Одновременно это способствует повышению уровня унификации бортового приборного оборудования.

44

1. ЦИФРОВЫЕ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

1.1. Назначение систем воздушных сигналов, решаемые задачи, перечень вычисляемых ими параметров полета

Цифровая система воздушных сигналов (СВС) предназначена для опреде-ления высотно-скоростных параметров полета самолета, производит измере-ния во внешней воздушной среде. СВС реализована вычислителем воздуш-ных сигналов, на его вход подается следующая информация:

− Pп – полное давление от приемника полного давления (ППД); − Рст – статическое давление от приемника статического давления

(ПСД); − Тт – температура заторможенного потока наружного воздуха от дат-

чика температуры; − PQFE, PQNH, PSTD – уровень давления, выставленный вручную экипажем.

На основе этих данных система вычисляет и предоставляет экипажу ин-формацию на жидкокристаллическом индикаторе (ЖКИ) о следующих пара-метрах полета:

− Vпр – приборная воздушная скорость; − Vист – истинная воздушная скорость; − Hотн – относительная барометрическая высота по уровню давления,

выставленному вручную экипажем; − Vy – вертикальная скорость; − Тн.в. – температура наружного воздуха.

Тенденция изменения воздушной скорости и барометрической высоты упреждением в 6 с наблюдается в случае эксплуатации комплекса Garmin G1000.

Для автоматического учета аэродинамических поправок при взлетно-посадочной и полетной конфигурации самолета вычислитель цифровой СВС работает совместно с модулем конфигурации ВС.

СВС формирует световую и звуковую сигнализации при достижении са-молетом высотно-скоростных параметров полета, превышающих допусти-мые пороговые значения. ППД и ПСД, датчик температуры воздуха являются

55

принадлежностью самолета. Вычислитель цифровой СВС представляет собой электронный блок, содержащий измерительные устройства, процессор, устройства памяти, средства ввода и вывода. В вычислителе измеренная ин-формация подвергается определенной обработке-фильтрации, масштабиро-ванию, линеаризации, калибровке, затем по величине сигнала рассчитывается значение соответствующей физической величины.

Электропитание цифровой СВС осуществляется постоянным током напряжением 28 В через автомат защиты сети.

Цифровая СВС реализована в составе комплекса Garmin G1000 на само-летах Cessna, DA 40 NG, DA 42 NG, а также в составе цифрового комплекса стандартного пилотажно-навигационного оборудования (КСЦПНО) на маги-стральных самолетах Ту-204, Ан-148 и др. Цифровая СВС выдает высотно-скоростные параметры полета для индикации на пилотажный жидкокристал-лический дисплей (PFD*, КПИ**) и смежные системы. В качестве примера на рис. 1.1 приведена схема цифровой СВС на самолете DA 40 NG в составе комплекса Garmin G1000.

Рис. 1.1. Функциональная схема цифровой СВС, реализованной

в комплексе Garmin G1000 самолета DA 40 NG

* Основной пилотажно-командный дисплей (Primary Flight Display). ** Командно-пилотажный индикатор.

66

1. Цифровые системы воздушных сигналов

1.2. Алгоритм работы цифровой системы воздушных сигналов

Для расчета аэрометрических параметров: относительной барометриче-ской высоты Hотн, приборной скорости Vпр, истинной воздушной скорости Vист, вертикальной скорости Vy, отклонения от заданной высоты ΔH, числа Маха M – в вычислитель CВC должна непрерывно поступать следующая ин-формация:

Pп – полное давление; Pст – статическое давление; P0 – давление, относительно которого измеряется барометрическая высо-

та, выставляемое вручную экипажем; Тт – температура торможения набегающего потока воздуха.

1.2.1. Канал вычисления относительной барометрической высоты

Барометрический метод измерения высоты полета основан на зависимо-сти изменения давления воздуха с высотой полета.

При выводе формул, выражающих зависимость абсолютного давления P от высоты H, учитывается изменение плотности и температуры воздуха с из-менением высоты. Для разных районов и времени давление и температура непостоянны у поверхности Земли, а их изменение по высотам для разных условий переменно. Поэтому используется условная стандартная атмосфера.

Барометрический канал СВС позволяет измерять высоту относительно то-го уровня, давление и температура которого (p* и T*) заданы при градуировке индикатора. Барометрические индикаторы высоты градуируют для стандарт-ных условий, т. е. p* = 760 мм рт. ст. и T* = 288,15 К. Температурный гради-ент в диапазоне высот от 0 до 11 км принимают равным β = –0,0065 К/м.

Выделим в атмосфере вертикальный столб воздуха постоянного сечения S. Давление воздуха у основания этого столба обозначим через p*, а давление на некоторой высоте H через p. Если рассмотреть внутри такого столба воздуха элементарный слой толщиной dH, то разность давлений dP, действующая на этот слой, уравновешивается массой воздуха, заключенного внутри слоя:

–Sdp = SρgdH, (1.1)

где ρ – плотность воздуха внутри слоя.


7

Знак «минус» в уравнении означает, что положительному приращению высоты соответствует отрицательное приращение давления (с увеличением высоты давление уменьшается).

Известно, что между плотностью, давлением и температурой газа суще-ствует зависимость:

TRpуд

=ρ , (1.2)

где p – абсолютное давление, Па; Rуд – удельная газовая постоянная (Rуд = 287,05287 Дж/(кг∙K)); T – температура Кельвина.

Уравнения (1.1), (1.2) можно привести к виду

–TR

dHP

dPуд

= , (1.3)

где T = Tн.в.. Рассматривая изменения параметров при выполнении полета, получим

∫−=∫HP

PdH

TRPdP

0уд,1

0

(1.4)

при этом значение барометрической высоты связано с давлением Pст:

01lnуд0

HH

TRPP

P −= , (1.5)

.1lnlnуд

0 HTR

PP −−=− (1.6)

Уравнения (1.5) и (1.6) дают зависимость давления P от высоты H, реша-ются относительно высоты H:

PPTRH 0

уд ln= (1.7)

или

0

уд lgPP

mTR

H = ,

где P0 – давление, установленное экипажем; P – давление, воспринимаемое ПСД.


8

1.2.2. Канал вычисления числа М, приборной и истинной воздушной скоростей

Полет самолета характеризуют истинная воздушная Vист, индикаторная (приборная) Vпр, путевая Wпут и вертикальная Vy скорости. Знание истинной воздушной и путевой скоростей необходимо для решения задач самолето-вождения. Истинная воздушная скорость Vист используется для счисления пройденного пути или оставшегося расстояния до цели полета при известных параметрах ветра, для вычисления параметров ветра при известной путевой скорости. Безразмерной характеристикой скорости полета является число М. Знание числа М необходимо, т. к. с приближением к скорости звука (при М ≥ 0,7) характер обтекания крыла самолета меняется, и аэродинамические характеристики начинают зависеть от числа М. В целях осуществления наивыгоднейшего режима пилотирования самолета на этих скоростях необ-ходимо вычислять число М.

Индикаторная (приборная) скорость Vпр определяет величину скоростно-го напора, от которого зависят аэродинамические силы и моменты, действу-ющие на самолет, характеристики устойчивости и управляемости, мини-мальная безопасная скорость полета.

Путевая скорость путW определяет скорость движения центра масс само-

лета, спроектированного в виде точки на горизонтальную поверхность Земли, по этой поверхности. Путевая скорость путW равна геометрической сумме

горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости истV и скоро-

сти U ветра: путW = истV + U .

Скорость полета является векторной величиной, определяемой модулем вектора и его направлением. В связанной системе координат самолета направление вектора V опеределяется углами α атаки и β скольжения. Информация об углах атаки и скольжения используется различными бортовыми потребителями.

Для измерения скорости полета самолета применяют аэрометрические методы, основанные на измерении динамического напора воздушного потока, зависящего от скорости и высоты полета.

Расчетные формулы для измерителей скорости можно получить из уравнения Бернулли.

99


Уравнение Бернулли для областей отбора полного Рп и статического Рст давлений с учетом сжимаемости воздуха имеет вид

2

п

1

ст2

112 γ−=

γ−+

Pk

kPk

kg

V , (1.8)

где γ1 и γ2 – весовые плотности воздуха; k – коэффициент адиабаты, для воздуха k = 1,4.

Из уравнения состояния воздуха следует:

н.в.уд1

п ТRP=

γ, (1.9)

н.в.уд2

п ТRP=

γ, (1.10)

.2

п RТP=

γ

Связь между температурой торможения потока ТТ и температурой наружного воздуха устанавливает уравнение адиабаты:

kk

PP

TT

1

ст

п

н.в.

T

−

= . (1.11)

Число Маха М определяется:

н.в.уд

истистMTkR

Va

V== . (1.12)

Решая совместно уравнения (1.8), (1.9), (1.10), (1.11), (1.12), получим порядок вычисления аэрометрических параметров с помощью СВС:

,15M17

2

ст

п kk

PPg

−

−

= (1.13)

где 275,3

1==

−kk ; 286,0

721==

−k

k .

1M2

1 2

Т1

ст

п

Тн.в.

+−

=

= −

gk

Т

PP

ТTk

k (1.14)

1010


или

,1M2,0 2

Тн.в.

+=

g

ТT

,171572

ст

п72

ст

пн.в.ист −

=−

⋅=

PPgRT

PPgkRTV (1.15)

.M4,1 н.в.ист ⋅= RTV (1.16)

1.2.3. Канал вычисления вертикальной скорости

Вертикальная скорость Vy определяется дифференцированием сигнала барометрической высоты.

Вертикальная скорость – один из главных пилотажных параметров полета, отображаемый на основном пилотажном дисплее, а также используемый в канале управления продольным движением ВС в автоматическом режиме полета при поддержании постоянной скорости набора высоты или снижения. Вертикальная скорость является резервным каналом оценки угла тангажа.

1.3. Системы подвода и распределения воздушных давлений

Для измерения высотно-скоростных параметров ВС необходимо восприя-тие полного Pп и статического Pст давлений. Атмосферное давление – гидро-статическое давление, оказываемое атмосферой на все находящиеся в ней предметы, т. е. оно определяется весом вышестоящего столба воздуха. Дли-тельно действующее давление воздушного потока на высоте полета незави-симо от времени называется статическим Pст. Под полным давлением Pп подразумевается давление, приходящееся на единицу поверхности тела при-емника, установленного по направлению набегающего потока воздуха. Раз-ность между полным и статическим давлениями называется динамическим давлением.

Устройства, воспринимающие давление Pп и Pст, называются приемника-ми воздушного давления. Приемники подразделяются на:

− приемник полного давления; − приемник статического давления;

1111


− совмещенные (комбинированные) приемники, одновременно вос-принимающие полное и статическое давления.

Приемники полного давления предназначены для восприятия полного давления воздушного потока, образующегося при движении самолета. В гер-метичной камере приемника кинетическая энергия движущегося потока воз-духа переходит в потенциальную и выражается в избыточном давлении, ха-рактеризующем скорость воздушного потока.

Приемники статического давления размещены на каждом борту самолета. Приемники выполнены в виде отверстий в плитах. Каждая пара приемников закольцована с целью выравнивания давления при эволюциях самолета и об-разует магистрали статического давления. В магистралях полного и статиче-ского давлений установлены влагоотстойники.

Восприятие атмосферного давления приемниками определяет высотно-скоростные характеристики полета самолета.

В эксплуатации на самолете места для установки приемника воздушного давления определяют в ходе летных испытаний, в результате восприятие приемниками давлений осуществляется с наименьшими погрешностями.

Наличие приемников полного, статического и воздушного давления поз-воляет реализовать схемы для обеспечения подачи полного и статического давлений воздуха к приборам высотно-скоростной группы.

Первая схема: на ВС устанавливаются совмещенные приемники воздуш-ного давления. Схемы реализованы на самолетах Ан-124-100 и др. Приемни-ки воздушного давления вынесены от фюзеляжа, это позволило получить ис-кажение потока воздуха минимальным и достаточно стабильным.

Вторая схема: на ВС устанавливается несколько приемников полного давления и приемников статического давления. Схема реализована на само-летах Як-42, Ту-154М, Ту-204.

Такие схемы позволяют выполнить требования по точности восприятия давления, повышают надежность и безопасность полета, улучшают аэроди-намику самолета. На рис. 1.2 приведена схема подвода давления на самолете Ту-204.

1212


Рис. 1.2. Система подвода полного и статического давлений на самолете Ту-204

Для защиты от обледенения в приемниках полного давления и приемни-ках воздушного давления предусмотрен электрообогрев (ТЭН). Контроль ис-правности электрообогрева осуществляется автоматически с выдачей сигна-лизации отказа. Включение цепей электрообогрева выполняется вручную или автоматически на этапе разбега самолета концевым выключателем при под-нятии стоек шасси.

Электропитание цепей электрообогрева осуществляется постоянным то-ком напряжением 27 В от бортовой сети самолета. В аварийном режиме воз-можно автоматическое переключение на питание от аккумуляторной шины.

1.4. Частотные датчики полного, статического давлений и температуры торможения воздушного потока

Одним из широко применяемых в настоящее время и перспективных способов получения информации в цифровой форме является использование устройств, преобразующих измеряемые аналоговые величины в частоту следования импульсов, а затем в код путем считывания этих импульсов в течение определенного интервала времени.

1313


Преобразование измеряемого сигнала в частоту обеспечивает высокую помехоустойчивость систем измерения и контроля, максимальную унификацию и ряд других положительных особенностей, дающих широкие возможности для использования частотных преобразователей на борту ВС. Измерения полного и статического давлений в цифровых СВС производятся частотными датчиками давлений генераторными (ДДГ), которые преобразуют измеряемые давления в частотные сигналы (рис. 1.3).

Рис. 1.3. Структурная схема модуля давления частотного датчика:

АГ – автогенератор; ДТ – датчик температуры ТТ; МД – модуль давления; ОВ – обмотка возбуждения; ОС – обмотка обратной связи; СУ – согласующее устройство; ЧЭ – чувствительный элемент

Принцип действия датчиков основан на использовании колебаний меха-нического резонатора с перестраиваемой собственной частотой под действи-ем измеряемых давлений. Чувствительный элемент представляет собой тон-костенный резонатор цилиндрической формы, заваренный в корпус (рис. 1.4). Между внутренней полостью корпуса и наружной стенкой резона-тора создается среда для измерения давления. При подаче давления во внут-реннюю полость резонатора изменяется его жесткость и, следовательно, соб-ственная частота колебаний. Колебания резонатора возбуждаются, поддер-живаются при помощи двух электромагнитных обмоток возбуждения и об-ратной связи, включенных в схему автогенератора (усилитель-ограничитель). Схема работает в режиме автоколебаний на частоте собственного резонанса. Измерение температуры резонатора, от которой зависит его частота, выпол-няется датчиком температуры.

1414


Сигналы с датчиков давления в виде частоты (периода) следования элек-трических импульсов напряжения (f), пропорциональных давлению, и сигнал в виде напряжения постоянного тока, функционально связанный с темпера-турой резонатора, поступают на вычислитель. Вычислитель управляет рабо-той всех устройств канала измерения относительной барометрической высо-ты, преобразует и обрабатывает входную информацию от датчиков давления и органов управления индикатора высоты, реализует алгоритмы вычисления текущей высоты Набс, Нотн, Нэш.

Электрические сигналы Набс и Нотн автоматически корректируются с уче-том аэродинамических поправок. Выходные сигналы вычислителя преобра-зуются в цифровой код и подаются для отображения на экране устройства индикации высоты, звуковой сигнализации и в самолетные системы.

Рис. 1.4. Принципиальная схема частотного датчика давления

с цилиндрическим резонатором: 1 – опорный вакуум; 2 – цилиндр; 3 – обмотка съема сигнала; 4 – обмотка возбуждения; 5 – эле-менты системы самовозбуждения; 6 – корпус; 7 – усилитель; 8 – выходной сигнал

Технические данные генераторного датчика давления Диапазон рабочих температур, °С –60…80 Электропитание постоянным током напряжением, В 15 Диапазон абсолютного давления, мм рт. ст. 400…1400 Погрешность от диапазона измеряемого давления, % 0,03…0,08 Время готовности к работе, мин не более 2

1515


1.5. Летная эксплуатация цифровой системы воздушных сигналов, погрешности определения аэрометрических параметров полета

Перед полетом при внешнем осмотре самолета убедитесь в отсутствии защитных чехлов и заглушек на приемниках полного и статического давле-ния, в кабине – в отсутствии повреждения стекол, органов управления, ярко-сти освещенности шкал, в наличии бортовых таблиц для резервных прибо-ров: высотомера и указателя скорости. При включении электропитания про-исходит автоматическое самотестирование СВС и на дисплеях появляется отображение высотно-скоростных параметров. Система встроенного кон-троля контролирует исправность СВС. Обогрев приемников давления вклю-чите при плюсовых температурах воздуха за 1 мин, а при минусовых – за 3 мин до начала разбега. Проверьте исправность электрообогрева приемников давления. При невключении или отказе обогрева приемника давления фор-мируется сигнал «К взлету не готов». Обогрев приемников давления выклю-чите после посадки, окончания пробега и остановки авиадвигателя.

Перед запуском авиадвигателей введите значения уровня давления (QFE*, QNH**). Допустимая разница в показателях высоты согласно рекомендациям руководства по летной эксплуатации (РЛЭ).

В полете непрерывно контролируйте показатели высоты и скорости на основных дисплеях и сравнивайте с показателями резервных приборов (ме-ханических) высотомера и указателя скорости. Допустимая разница в пока-заниях согласно рекомендациям РЛЭ.

Выход на заданный эшелон и выдерживание высоты эшелона выполняет-ся согласно требованиям RVSM***.

При неисправностях в СВС на индикаторах появляется изображение красного креста по неисправному каналу. На самолетах с тремя комплектами СВС система контроля (кворум-элемент (КЭ)) автоматически исключает не-исправную СВС.

Измерения высотно-скоростных параметров осуществляется с погрешно-стями. Они обусловлены методикой, заложенной в основу измерения этих параметров.

* Давление на ВПП аэродрома (Q-code Field Elevatia). ** Давление, приведенное к уровню моря (Q-code Nautical Height). *** Система сокращенного минимума вертикального эшелонирования (Reduced Vertical Separation Minima).

1616


Погрешности в канале измерения барометрической высоты подразделя-ются на три основных вида: инструментальные ∆Hи, аэродинамические ∆Hа и методические. Для цифровых СВС инструментальные поправки незначи-тельны и практически не учитываются.

Аэродинамические погрешности ∆Hа связаны с особенностями обтекания воздушным потоком места установки ПСД. Искажения возникают за счет за-вихрения и уплотнения перед ПСД. Величина аэродинамической поправки ∆Hа определяется при летных испытаниях самолета, зависит от скорости, вы-соты полета, от типа и места установки приемников, приводится в РЛЭ для этого самолета.

В цифровых СВС аэродинамическая поправка учитывается автоматически с помощью модуля конфигурации.

Методические погрешности обусловлены методикой, положенной в основу измерения барометрической высоты. Расчет и тарировка шкалы высотомера приняты по стандартной атмосфере: [P0 = 760 мм рт. ст. = 1013,2 гПа = = 29,92

дюйма рт. ст., температура окружающей среды 0н.в.Т = +15 °С (288 К), верти-

кальный температурный градиент tгр = 0,0065 °/м (6,5 °/км), для высот более

11 000 м tгр = 0, т. к. температура воздуха считается неизменной 0н.в.Т = –56,6 °С

(216,5 К)]. По каналу измерения барометрической высоты принята барическая сту-

пень измерения высоты и давления, т. е. на каждые 11 м высоты атмосферное давление изменяется на 1 мм рт. ст. Изменение атмосферного давления на единицу измерения высоты полета непостоянно. Величина барической сту-пени зависит от высоты атмосферного давления и температуры воздуха, ко-торые также влияют на плотность воздуха. Фактическое распределение тем-пературы воздуха на высоте не соответствует стандартным значениям, по-этому барометрический высотомер измеряет высоту с методической погреш-ностью ±∆Ht.

Изменение температуры у земли приводит к перераспределению давления по высотам, что вызывает неправильные показания высотомера.

При фактических температурах воздуха у земли ниже расчетной (+15 °C) плотность воздуха увеличивается, барическая ступень уменьшается, высото-мер завышает барометрическую высоту. Поэтому особенно опасны полеты в холодное время года на малых высотах и в горных районах, если не учиты-вать методические поправки.

1717


При фактических температурах воздуха у поверхности земли выше рас-четной (+15 °C) высотомер занижает показания. Для выдерживания самолета на барометрической высоте полета необходимо учитывать следующие мето-дические погрешности высотомеров:

− температурную поправку ∆Ht (учитывается при навигационных рас-четах, в цифровых СВС – автоматически);

− изменение атмосферного давления на земной поверхности с течени-ем времени, т. е. разницу начальных давлений, что учитывается перед выле-том установкой давления аэродрома вылета, перед посадкой – установкой давления аэродрома посадки;

− погрешность, возникающую за счет изменения рельефа пролетаемой местности (учитывается экипажем выбором безопасной истинной высоты пролета препятствий).

Необходимо помнить, что при полете над земной поверхностью баромет-рический высотомер не учитывает рельеф, индицирует высоту относительно той изобарической поверхности, уровень давления которой установлен по барометрической шкале давления.

Погрешности в канале измерения приборной скорости подразделяются на инструментальные, аэродинамические, методические.

Приборная воздушная скорость Vпр определяет текущие аэродинамиче-ские характеристики ВС (подъемную силу, лобовое сопротивление) и вслед-ствие этого его управляемость. Рекомендуемые значения скорости полета и ограничения необходимы пилоту для выдерживания пилотажных нормати-вов, утвержденных в РЛЭ данного типа ВС.

Причины возникновения инструментальных и аэродинамических погреш-ностей такие же, как в канале измерения барометрической высоты. В цифро-вых СВС инструментальные погрешности не учитываются, а аэродинамиче-ские поправки вводятся автоматически.

Методические погрешности указателя воздушной скорости возникают вследствие несовпадения фактических параметров атмосферы (температуры и плотности воздуха) на высоте полета по сравнению с расчетными, приня-тыми при тарировке шкалы прибора. Методические погрешности учитыва-ются при расчетах истинной скорости автоматически. Величина истинной воздушной скорости индицируется в разделе «Справка».

1818


Контрольные вопросы

1. Какие высотно-скоростные параметры полета, определяемые цифровой СВС, индицируются на PFD комплекса Garmin G1000?

2. Как определяется и индицируется значение вертикальной скорости по-лета ВС?

3. С какой целью в цифровой СВС определяется и индицируется значение температуры наружного воздуха?

4. Поясните назначение и особенности летной эксплуатации ППД и ПСД. Где они размещены на фюзеляже самолета?

5. Каким образом учитываются методические погрешности при измере-нии высотно-скоростных параметров в цифровой СВС?

6. Что такое высота полета? Дайте определение барометрической высоты. 7. Какие условные уровни изобарических поверхностей используются для

контроля высоты полета ВС? 8. Как учитываются аэродинамические погрешности при измерении вы-

сотно-скоростных параметров в цифровой СВС? 9. Дайте определения и укажите отличие приборной, истиной и путевой

скоростей полета. 10. Какая функциональная зависимость давления и высоты полета поло-

жена в основу работы барометрического высотомера? 11. Дайте определение числа Маха. Как изменяется число М с увеличени-

ем высоты полета?

2. БЕСПЛАТФОРМЕННЫЕ ИЗМЕРИТЕЛИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ САМОЛЕТА

И ИХ ЧУВСТВИТЕЛЬНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ

2.1. Принцип работы бесплатформенной курсовертикали и инерциальной навигационной системы

В настоящее время наибольшее распространение на самолетах получили системы управления на основе цифровых вычислителей воздушных сигналов (СВС) и инерциальных (пилотажно-навигационных) вычислителей парамет-ров пространственного положения ВС (ИНС). Первые определяют приборную

1919

Vпр и истинную Vист воздушные скорости, вертикальную скорость Vу, баро-метрическую высоту Нотн, температуру наружного воздуха Тн.в., число Маха, угол атаки α и др. Вторые рассчитывают широту φ и долготу λ места поло-жения центра масс самолета и его угловую ориентацию относительно центра масс в виде углов крена γ, курса ψ, рысканья Δψ и тангажа ϑ [1].

Интеграция цифровых СВС и ИНС с автопилотом, другими автоматиче-скими системами и бортовыми вычислительными устройствами в конечном итоге существенно расширили возможности САУ. В настоящее время наибольшее распространение получили САУ на основе цифровых инерци-альных систем управления без использования гиростабилизированных плат-форм (ГСП). Отказ от сложных, больших по массе, габаритам и энергопо-треблению ГСП типа И-21 позволил появиться на борту мощным цифровым вычислительным устройствам.

В состав современных бесплатформенных ИНС типа И-42 входит инерци-альный блок с датчиком угловых скоростей и линейных ускорений высокой точности [1]. Их расположение на борту самолета показано на рис. 2.1.

Углы поворота (γ, ψ, ϑ) в таких системах определяются путем интегриро-вания выходных сигналов датчиков угловых скоростей (ДУС), неподвижно установленных в блоке бесплатформенной инерциальной навигационной си-стемы (БИНС) [1; 2]. Линейные координаты центра масс самолета определя-ются путем двойного интегрирования сигналов датчиков линейных ускоре-ний (акселерометров), также установленных в блоке БИНС.

Бесплатформенной инерциальная система названа потому, что в ней от-сутствуют ГСП, а роль платформы играет качественно стабилизируемый при выполнении полета самолет. При этом точность стабилизации летательного аппарата в его угловом движении относительно центра масс должна состав-лять ±(20…24) угловых мин.

Поскольку бесплатформенные системы относятся к инерциальным систе-мам аналитического типа без ГСП, корпуса их чувствительных элементов (ДУ-Сов, акселерометров) жестко скреплены с самолетом. Все инерциальные изме-рения осуществляются в связанной с ним системе координат. Бесплатформен-ные системы по сравнению с платформенными обладают рядом достоинств:

1) отсутствие сложной электромеханической системы – ГСП, а вместе с ней и ошибок от неточности изготовления карданова подвеса;

2020

2. Бесплатформенные измерители пространственного положения самолета и их чувствительные элементы

2) существенные уменьшения габаритов, массы, энергопотребления; 3) повышение надежности и ремонтопригодности; 4) сокращение времени начальной выставки – от 20 с до 4 мин; 5) повышение универсальности системы; 6) уменьшение ее стоимости; 7) возможность стандартного комплексирования с системами ориента-

ции и навигации, работающими на других физических принципах. Вместе с тем, непосредственное крепление датчиков на борту самолета

определяет более сильные возмущающие воздействия от вибрации и качки, чем при установке их на ГСП. Поэтому получаемые с выходов датчиков сиг-налы далее обрабатываются с помощью оптимальных фильтров Калмана.

Рис. 2.1. Расположение инерциального блока с датчиками угловых скоростей

и линейных ускорений высокой точности на борту самолета: OXYZ – отсчетная система координат (например, земная); O1X1Y1Z1 – связанная с самолетом си-стема координат; 1 – траектория полета; 2 – самолет с жестко связанными с ним измерительными устройствами (датчиками); 3, 4, 5 – датчики угловых скоростей самолета, измеряющие ωx, ωy, ωz; 6, 7, 8 – акселерометры, измеряющие линейные ускорения ax, ay, az

2121


2.2. Алгоритм работы и структурная схема БИНС

Алгоритм работы вычислителя БИНС связан с решением кинематических уравнений движения центра масс самолета, а также вращательных движений относительно центра масс [1, 2, 7].

На рис. 2.2 приведены элементы кинематики полета и наглядно продемон-стрированы изменения географических координат места положения проекции на земную поверхность центра масс самолета, что связано с облетом Земли.

Рис. 2.2. Географические координаты местоположения центра масс самолета

в проекциях на земную поверхность:

φ, λ – широта и долгота места положения ВС; V – вектор скорости ВС; Ψ – угол курса; R3 – радиус Земли; r = R3cosφ; λ = 0 – Гринвичский меридиан; φ = 0 – экватор Земли

Уравнения, положенные в основу вычисления широты и долготы места по-ложения ВС для корректируемой БИНС, соответствующие рис. 2.2, имеют вид

;cos

З0 t

HRV

⋅+ψ

+ϕ=ϕ (2.1)

,cos)(

sin

З0 t

HRV

⋅ϕ⋅+

ψ+λ=λ

где H = VsinΘ ⋅ t; Vy = dt

dH ; Θ = (ν – α) – угол наклона траектории полета.

2222


Изменения углов крена, тангажа и курса определяются методом числен-ного интегрирования кинематических уравнений Эйлера, приводимых ранее [1, 2]:

.;;);sincos(sec

;cossin);sincos(g

000 ttt

t

zy

zy

zyx

ψ+ψ=ψϑ+ϑ=ϑγ+γ=γγω−γωϑ=ψ

γω+γω=ϑγω−γωϑ−ω=γ

(2.2)

До преобразования координат в сигналы ωx, ωy, ωz вводятся поправки на вращение Земли и собственное движение самолета, вырабатываемые блоком поправок (БП) (рис. 2.3).

Синусы и косинусы углов, используемые в вычислителе, вырабатываются тригонометрическим блоком по приближенным формулам:

....!2

1cos

...;!3

sin

...;!2

1cos

...;!3

sin

2

3

2

3

+ϑ

−=ϑ

+ϑ

−ν=ϑ

+γ

−=γ

+γ

−γ=γ

(2.3)

Сигналы γ , ϑ , ψ на выходе вычислителя интегрируются, а результаты

вычислений γ, ϑ, ψ используются в системе электронной индикации пара-метров полета и в САУ.

Функциональная схема преобразования сигналов, получаемых от ДУСов, в бесплатформенной аналитической курсовертикали приведена на рис. 2.3. Преобразование соответствует решению уравнений (2.2), (2.3).

2323


Рис. 2.3. Функциональная схема преобразования сигналов,

получаемых от ДУСов, в бесплатформенной аналитической курсовертикали

В составе приборного оборудования некоторых самолетов, например DA 40 NG, DA 42 NG, бесплатформенная инерциальная курсовертикаль функционирует в комплексе с пространственным трехкомпонентным магни-тометром, чувствительные элементы которого жестко связаны с ВС, в част-ности с его крылом.

На рис 2.4 показана схема расположения магниторезисторных датчиков трехкомпонентного магнитометра, которые ориентированы в корпусе прибо-ра по осям связанной системы координат самолета OX1Y1Z1.

В преобразователях магниторезисторов используется эффект изменения сопротивления в магнитном поле. В основном преобразователи магниторези-сторов изготовляются в виде плоских прямоугольников.

2424


Рис. 2.4. Схема трехкомпонентного магнитометра:

OXYZ – земная система координат; OX1Y1Z1 – связанная с ВС система координат; HГN, HГО, НВ – составляющие вектора напряженности магнитного поля Земли; HХ1, HУ1, НZ1 – составляющие маг-нитного поля Земли, воспринимаемые тремя ортогональными мостовыми схемами магниторези-сторов, составляющими конструкцию магнитометра

Закон изменения сопротивления носит явно выраженный квадратичный характер. В полях с магнитной индукцией до десятых долей Тл отклонение от линейности характеристики обычно не превышает нескольких процентов.

Выражение для чувствительности преобразователей магниторезисторов можно записать в виде

R = R0[1 + A(u0B0)2], (2.4)

где R0 – значение сопротивления при отсутствии магнитного поля;

.4

1169

π−

π

=A

Кинематическая картина, показанная на рис. 2.4, определяет алгоритм вычисления магнитного курса ψм по сигналам магнитометра с использовани-ем информации от ДУСов в составе бесплатформенной курсовертикали.

2525


Связь составляющих магнитного поля Земли, воспринимаемых магнито-резисторными датчиками магнитометра, и северной горизонтальной состав-ляющей вектора напряженности магнитного поля Земли НГN описывается си-стемой уравнений (2.5), полученной из рассмотрения матрицы направляю-щих конусов систем координат на рис. 2.4:

.sinsinsincoscoscos

;sincossin

111Г

11Г

ϑγ−ϑγ−ϑ=ψ

γ−γ=ψ

zyxмN

yzмN

HHHH

HHH (2.5)

Вычислитель по составляющим напряженности магнитного поля, углам тангажа ϑ и крена γ самолета определяет магнитный курс в соответствии в уравнением, полученным из системы (2.5):

ϑγ−ϑγ−ϑ

γ−γ=ψ

sinsinsincoscossincos

tan111

11м

zyx

yz

HHHHH

. (2.6)

Таким образом, рассмотренный ранее алгоритм определения углов про-странственной ориентации самолета позволяет построить алгоритм вычисле-ния магнитного курса ВС без накапливающихся погрешностей, обусловлен-ных погрешностями ДУС и акселерометров в инерциальной курсовертикали.

Инерциальная бесплатформенная курсовертикаль в сочетании с магнито-метром представляет собой комплексную электромагнитную измерительную систему с цифровой электронной обработкой сигналов. Из анализа выраже-ний (2.2), (2.3), а также из рис. 2.3 можно заключить, что процедура вычис-ления направляющих косинусов осуществляется по замкнутой схеме с ис-пользованием принципа перекрестных связей.

Используемый алгоритм делает процесс определения угловых и навига-ционных параметров полета быстрым, прецизионным и независящим от эво-люции самолета в каналах крена и тангажа. Структурная схема БИНС, ском-плексированной с магнитометром, приведена на рис. 2.5.

2626


Рис. 2.5. Структурная схема БИНС, скомплексированной с магнитометром:

ЦП – центральный процессор; БУП – блок управления и памяти; УВ – устройство вывода

2.3. Датчики угловых скоростей и линейных ускорений, используемые в БИНС

В качестве чувствительных элементов БИНС применяются ДУСы, аксе-лерометры, магнитометры.

Широко применяемые в САУ электромеханические ДУСы в качестве ос-новных элементов конструкции содержат двухстепенной гироскоп, механи-ческую или электромеханическую пружину, демпфер колебаний и выходной узел [1]. В настоящее время на летательных аппаратах эксплуатируются большое количество подобных ДУСов, отличающихся друг от друга различ-ными видами деталей и узлов. ДУСы, использующие быстро вращающийся ротор, подвешены в рамке, имеют порог чувствительности на уровне ±0,05 град/с и стабильную линейную статическую характеристику, связыва-ющую угол поворота рамки карданова подвеса β с измеряемой угловой ско-ростью самолета β = kω [1].

В настоящее время в конструкциях БИНС находят использование прин-ципиально новые типы измерителей угловых скоростей. Их объединяет в но-вый класс ДУСов частотный характер выходного сигнала, используемого в соответствии с приведенным в разделе 2.1 алгоритмом работы цифрового вычислителя БИНС. Из них следует отметить вибрационные, микромехани-ческие, волокно-оптические и лазерные ДУСы [1, 2, 7].

2727


Лазерный гироскоп относится к кольцевым оптическим квантовым ге-нераторам, в которых генерируются электромагнитные волны оптического диапазона, распространяющиеся в противоположных направлениях. При этом разность частот электромагнитных волн зависит от величины и направ-ления угловой скорости основания ω, на котором установлен квантовый ге-нератор [1].

Сущность физического эффекта, положенного в основу работы не только лазерного, но и волоконно-оптического ДУСа состоит в том, что во вра-щающейся системе координат время прохождения электромагнитной волны по замкнутому контуру отличается от времени прохождения ее по такому же контуру в покоящейся системе координат.

Как уже отмечалось, для решения задачи определения пространственного положения ВС необходимы три ДУСа с осями чувствительности, совпадаю-щими с осями связанной системы координат. С этой целью созданы и экс-плуатируются трехкомпонентные лазерные гироскопы, состоящие из трех одноосных, ориентированных ортогонально. Также созданы трехосные ла-зерные гироскопы в монолитном кварцевом блоке объемной формы.

В литературе из библиографического списка приведены технические ха-рактеристики отечественных и зарубежных лазерных ДУСов. Из этих данных следует, что некоторые лазерные гироскопы обладают высокими метрологи-ческими характеристиками. Приведем пример.

Технические характеристики трехстепенного лазерного ДУСа типа ЭК-104:

Количество измерительных осей в моноблоке 3 Длина периметра прохождения лазерного луча, м 0,16 Диапазон измеряемых угловых скоростей, град/с ±600 Частота выдачи данных, Гц 100…200 Цена одного импульса, с 3,3 Систематическая погрешность, град/ч 5 Случайная погрешность, град/ч 0,1

Температурный диапазон, °С 40…50 Допустимые перегрузки, g до 30 Время непрерывной работы до отказа, ч 1000 Потребляемая мощность ЧЭ, Вт 15 Потребляемая мощность БИНС, Вт 60 Масса ЧЭ, кг 0,5 Масса БИНС, кг 5,5

2828


В вибрационных гироскопах возникающий гироскопический момент вызывает колебания носителя кинетического момента относительно его опо-ры. Эти колебания используются как полезный сигнал, являющийся мерой угловой скорости переносного вращения основания, на котором установлен вибрационный гироскоп.

В настоящее время практике разработки и внедрения в эксплуатацию приборов для авиационных, ракетных и морских систем автоматического управления известны электромагнитные, магнитострикционные и пьезоэлек-трические схемы вибрационных измерителей угловых скоростей и ускорений подвижных объектов.

Схема грибовидного вибрационного гироскопа приведена на рис. 2.6. Принцип его работы основан на возбуждении высокочастотных колебаний головки 4 переменным напряжением частотой порядка 20…25кГц, подавае-мым на возбуждающие электромагниты 5, 7.

Рис. 2.6. Схема и принцип работы вибрационного гироскопа:

1 – корпус; 2 – ножка; 3 и 6 – датчики колебаний; 4 – головка; 5 и 7 – приводы (возбудители)

В случае неподвижного основания (ω = 0) головка датчика совершает только возвратно-поступательное движение в направлении оси ОХ. При воз-никновении переносного движения корпуса с угловой скоростью ω ≠ 0 возникающие Кориолисовы силы инерции, действующие на каждую элемен-тарную массу А1 головки датчика, вызовут ее угловые колебания относитель-но оси OZ.

2929


Возникающие при этом псевдолинейные перемещения головки 4 относи-тельно якорных цепей датчиков колебаний 3, 6 вызывают выходной сигнал с обмоток датчиков:

Uвых = KωsinΩt, (2.7)

где К – коэффициент крутизны характеристики измерителя угловой скоро-сти; Ω – круговая частота возмущающей силы, действующей в качестве по-ложительной обратной связи вдоль оси ОХ головки 4, создаваемой возбуди-телями колебаний 5, 7.

Особенностью пьезогироскопов как ДУСов основания, на котором они установлены, является использование в качестве колеблющейся массы пьезо-электрических материалов [7]. Различные типы пьезоэлектрических ДУСов отличаются способами крепления миниатюрного цилиндра или диска к кор-пусу, способами возбуждения колебаний и съема полезного сигнала. При этом чувствительные элементы могут быть изготовлены на основе свинцово-циркониевого титаната, кварца или пьезокерамики.

Принципиальная схема пьезогироскопа приведена на рис 2.7, а. Диаграм-ма его работы показана на рис. 2.7, б.

Чувствительный элемент 1 гироскопа из пьезокерамического материала укреплен на основании 3. К торцам цилиндра подводится напряжение высо-кой частоты от генератора 4. Под действием этого напряжения цилиндр виб-рирует, его концы периодически сжимаются и расширяются, меняя момент инерции.

Поворот гироскопа с угловой скоростью ω относительно входной оси 2 приводит к тому, что концы цилиндра начинают совершать противоположно направленные угловые колебания (см. рис. 2.7, б), амплитуда которых про-порциональна угловой скорости поворота прибора. Наличие угловых колеба-ний приводит к появлению пьезоэлектрического сигнала на электроде, рас-положенном на поверхности цилиндра. Этот сигнал усиливается в усилителе 6, демодулируется фазовым демодулятором 5 и поступает на выход прибора.

3030


а

б

Рис. 2.7. Принципиальная схема пьезогироскопа (а) и характер изменения его чувствительного элемента при наличии угловой скорости (б)

Технические характеристики одного из образцов тонкостенного вибрационного гироскопа, изготовленного

из свинцово-циркониевого титаната

Масса чувствительного элемента, г 1,32 Масса прибора, г 20 Объем прибора, см3 6,9 Частота возбуждающего напряжения, кГц 100 Порог чувствительности, град/с 0,5 Диапазон изменяемых скоростей, град/с ±500 Скорость дрейфа, град/ч 4 Мощность возбуждения, Вт 0,001 Мощность, потребляемая всем прибором, Вт 0,3

Последние разработки зарубежных и отечественных фирм, связанные с применением высоких технологий, обеспечили подвижные объекты, в том

3131


числе и ВС, комплексными инерциальными, магнитометрическими и спут-никовыми системами позиционирования, объединенными в общем корпусе. Эти сборочные блоки имеют хорошую внутреннюю электромагнитную за-щиту и оптимальный алгоритм фильтрации сигналов.

Примером такой системы служит ADIS 16400, архитектура и принципи-альная схема которого приведена на рис. 2.8. Это функционально полный инерциальный датчик, включающий трехкомпонентный гироскоп, трехосе-вой магнитометр и внутренний датчик температуры.

Рис 2.8. Принципиальная схема инерционного датчика со встроенным магнитометром

Технические данные системы ADIS 16400

Точность измерения положения, м ≤2,5 Точность измерения скорости, м/с ≤0,5 Точность измерения курса ±1′ Точность измерения крена и тангажа, град ±0,2 Диапазон угловых скоростей, град/с ±400 Диапазон изменения ускорений, g ±10 Диапазон рабочих температур, град 40…70

3232


Потребляемая мощность, Вт <4 Габариты, см 7,6 × 9,5 × 7,6 Масса, кг 0,6


1. Какие кинематические параметры полета используются в качестве ис-точников первичной информации в инерциальной системе определения про-странственного положения самолета?

2. Какие пилотажно-навигационные параметры полета вычисляет БИНС? 3. Приведите перечень датчиков, на работе которых базируется алгоритм

БИНС. 4. Проведите сравнение платформенной и бесплатформенной инерциаль-

ных навигационных систем по критериям энергопотребления, массы, точно-сти и надежности работы.

5. В чем состоит принципиальная разница способов установки и крепле-ния на самолете датчиков информации платформенных и бесплатформенных инерциальных систем?

6. Какой вид погрешностей характеризует работу БИНС по определению ко-ординат местоположения самолета? Нарисуйте графики этих погрешностей.

7. Какие технические требования предъявляются к вычислителю бесплат-форменной курсовертикали?

8. Какие методы определения курса используются на современных само-летах? В чем взаимные достоинства и недостатки этих методов?

9. Какой физический эффект положен в основу работы магнитометра? 10. Что заставляет конструкторов самолета размещать магнитометр в кон-

соли крыла? 11. В чем заключаются принципиальные отличия вибрационных гироско-

пов от гироскопических датчиков с вращающимся ротором? 12. Чему примерно равна частота возбуждающего напряжения пьезоэлек-

трического вибрационного ДУСа? 13, Почему выходные сигналы бесплатформенной измерительной систе-

мы фильтруются по оптимальному алгоритму Калмана? 14. Чем объясняется дрейф инерциальной системы, построенной на ла-

зерных или вибрационных гироскопах?

3333


3. ЦИФРОВЫЕ СИСТЕМЫ ОТОБРАЖЕНИЯ ИНФОРМАЦИИ О ПАРАМЕТРАХ ПОЛЕТА, РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ

И СИСТЕМ ВОЗДУШНОГО СУДНА

3.1. Индикация на приборной доске

Основным способом представления информации экипажу является инди-кация с помощью различных приборов, сигнализаторов и электронных инди-каторов, которые размещают на приборных досках в кабине ВС. Несмотря на большое разнообразие летательных аппаратов существуют общие правила расположения индикационных устройств на приборных досках в соответ-ствии с видом индицируемой информации.

На современных ВС главным средством индикации стали электронные индикаторы. В отличие от традиционного прибора, индицирующего обычно 1–2, максимум 8 параметров, на экране электронного индикатора могут ин-дицироваться десятки параметров и сигналов, сменяя друг друга по мере необходимости. В системах индикации в настоящее время используются в основном ЖКИ.

3.1.1. Компоновка приборных досок

Приборные доски устанавливают так, чтобы расстояние от лицевых ча-стей приборов до глаз пилота составляло 600…800 мм. Для основных пило-тажно-навигационных приборов принято Т-образное расположение (рис. 3.1). Приборы образуют две опорные линии – горизонтальную и вертикальную.

Рис. 3.1. Т-образная компоновка основных приборов

Вдоль горизонтальной линии располагаются приборы, показывающие па-раметры движения в продольной плоскости, по вертикальной линии – в

1 2 3

4

3434

боковой плоскости. На пересечении этих двух линий находится командно-пилотажный индикатор (КПИ) или авиагоризонт (поз. 2), слева от него (поз. 1) находится указатель воздушной скорости, здесь же стремятся устано-вить указатель числа М и указатель угла атаки. Справа (поз. 3) расположен основной высотомер, сюда же при возможности устанавливают указатель ис-тинной высоты, измеряемой радиовысотомером, и вариометр. Внизу (поз. 4) расположен навигационно-плановый индикатор. Такая группировка удобна для контроля полета. Достаточно провести взглядом вдоль горизонтальной и вертикальной линий, чтобы определить, соответствует ли режим полета за-данным параметрам, которые указывают командные индексы приборов, или необходимому пространственному положению ВС.

Индикаторы и сигнализаторы стремятся установить на приборных досках так, чтобы телесный угол зрения относительно линии визирования для пило-тажно-навигационных приборов составлял 25°, для всех остальных индика-торов – 35°, для аварийных светосигнализаторов – 30°.

3.1.2. Способы индикации информации

Способы индикации информации классифицируются по ряду признаков. С точки зрения непрерывности индикация делится на постоянную, перио-дическую, по запросу, по событию.

Постоянная индикация осуществляется в течение всего полета. Так ин-дицируются пилоту основные пилотажные параметры – углы крена и танга-жа, высота, скорость. При периодической индикации контролируемый пара-метр опрашивается и индицируется средствами индикации время от времени, с определенным периодом. Индикация по запросу осуществляется по коман-де пилота. Запрошенная информация выводится на индикатор и остается там до тех пор, пока не будет заменена другой понадобившейся пилоту информа-цией. Так индицируется информация от самолетных систем. Индикация по событию осуществляется в том случае, если произошло какое-то событие, информацию о котором следует немедленно довести до пилота. В подобных случаях необходимая информация индицируется автоматически.

По типу индицируемой информации индикация делится на измери-тельную, прогнозирующую, заданную, согласующую и командную.

3535

3. Цифровые системы отображения информации о параметрах полета, работы двигателей и систем воздушного судна

Измерительная информация сообщает о состоянии объекта в данный мо-мент времени. Если это состояние контролируется при помощи какого-либо параметра, то измерительная информация представляет собой мгновенное значение этого параметра.

Прогнозирующая информация сообщает о возможном ходе полета и со-стоянии систем в будущем, исходя из сложившейся ситуации и динамики ее развития. Предвидение ситуации позволяет пилоту точно и своевременно управлять самолетом и его системами, избежать опасностей, которые еще не наступили, но могут наступить, если не принять корректирующих действий.

Заданная информация сообщает о режимах полета или значениях пара-метров, которые должны быть достигнуты, исходя из поставленной задачи. Подобная индикация упрощает пилотирование, выдерживание нужного ре-жима полета, сводится к совмещению индекса или стрелки, показывающих измеренную информацию, с индексом заданного значения.

Индикация согласующей информации позволяет еще более упростить управление объектом. Вместо двух значений – измеренного и заданного – индицируется величина их рассогласования, т. е. величина отклонения кон-тролируемого параметра от заданного. Например, отклонение ВС при посад-ке от глиссады.

Командная (директорная) информация объединяет несколько параметров в одном. Сопоставление показаний по отдельным параметрам в этом случае не требуется, пилот должен лишь выполнять индицируемую команду. САУ рас-считывает необходимые маневры, которые позволяют удерживать ВС на за-данной траектории полета, система индикации показывает с помощью планок, в каком направлении требуется корректирующее действие, а задачей пилота является сведение планок в строгое перекрестье в исходной точке экрана.

По степени детализации информации индикация делится на количе-ственную, качественную и статусную.

Количественная индикация передает информацию о величине контроли-руемого параметра. Информация представляется в цифровой форме или на шкале.

Качественная индикация ничего не говорит об абсолютной или относи-тельной величине параметра, а показывает направление его изменения и бли-зость к пороговым значениям.

3636


Статусная индикация передает информацию об объекте по типу «да / нет»: работает / не работает, включен / выключен и т. п. Не рекомендуется придавать статусному индикатору больше, чем три состояния.

По отношению свойств изображения к свойствам объекта разли-чают изобразительную и абстрактную индикации.

Изобразительная индикация позволяет установить связь между свойства-ми объекта или процесса и его изображением. Примером может служить движение индекса, изображающего самолет, по карте, изображающей проле-таемую местность.

Абстрактная индикация лишена подобной аналогии между изображени-ем и объектом, она передает информацию в абстрактной форме – шкальной, знаковой или графической. При шкальной индикации значение параметра отмечается на шкале каким-либо указателем – стрелкой, индексом или лен-точкой. При знаковой индикации для передачи информации используется не-который алфавит знаков – цифры, буквы, условные символы, пиктограммы. Одним из видов знаковой индикации являются счетчики. Их используют для индикации параметров, для которых требуются быстрые, точные отсчеты и нет необходимости знать направление и скорость изменения параметра (ин-дикация заданных численных значений параметров полета). Для индикации меняющихся параметров применяется т. н. счетчик барабанного типа (в ука-зателях скорости и высоты). Графическая индикация изображает объекты и их связи графически в виде схем, графиков, диаграмм, гистограмм, мнемо-схем. Мнемосхемы позволяют упростить контроль и управление системами самолета, поэтому используются в основном для этого.

3.2. Комплексные информационные системы индикации и сигнализации

Комплексные информационные системы индикации и сигнализации (КИСС) предназначены для представления экипажу сигнальной и параметри-ческой информации о состоянии силовой установки и общесамолетных си-стем. Они устанавливаются на разных типах самолетов, их модификации по-добны и отличаются в основном индицируемыми форматами изображения.

Система выполняет следующие функции: − по информации от бортовых систем и агрегатов формирует и отоб-

ражает аварийные, предупредительные и управляющие сигналы;

3737


− принимает и отображает информацию о параметрах и состоянии си-ловой установки, общесамолетных систем, формирует и отображает форматы изображения по системам;

− принимает и отображает информацию об отказавших блоках борто-вого оборудования;

− выдает тональные звуковые сигналы для предупреждения экипажа об опасных ситуациях (сваливание, отказ САУ и др.);

− выдает сигналы на включение центральных сигнальных огней (ЦСО) для привлечения внимания экипажа к экранам индикаторов;

− принимает аналоговые и дискретные сигналы от бортовых датчиков, преобразует их в цифровой код, выдает информацию в систему регистрации.

Система имеет встроенные средства контроля, осуществляющие непре-рывный контроль состояния блоков системы, обнаружение и изоляцию отка-зов, выдачу обнаруженных отказов в систему регистрации полетной инфор-мации и на индикатор.

Состав системы приведен в табл. 3.1

Таблица 3.1

Состав комплексной информационной системы сигнализации

Наименование Шифр Количество

Блок преобразования сигналов БПС 2 Блок вычислительного устройства БВУ 2 Блок формирования изображения БФИ 2 Индикатор многофункциональный ИМ 2 Пульт управления индикацией ПУИ 2

Блок преобразования сигналов (БПС) принимает основной поток нециф-ровой информации от бортовых датчиков и систем – аналоговые и дискрет-ные сигналы различного вида. Все эти сигналы измеряются, преобразуются в цифровую форму и передаются последовательным кодом блокам БВУ и БФИ (рис. 3.2), которые используют эту информацию при решении своих задач. Параллельно преобразованная информация поступает в другие системы са-молета, которые в ней нуждаются, в частности, в систему регистрации по-летной информации.

Блок вычислительного устройства (БВУ) является центральным блоком си-стемы. Он осуществляет управление работой системы, организует контроль

3838


состояния всех блоков, обобщает и выдает результаты контроля. Кроме управ-ления системой БВУ отвечает за следующие функции сигнализации:

− формирует аварийные, предупреждающие и уведомляющие сигналы, сигналы о состоянии различных систем и блоков бортового оборудования;

− определяет очередность индикации этих сигналов на экране и пере-дает подготовленные списки в БФИ для отображения;

− выдает тональные звуковые сигналы в аппаратуру внутренней связи самолета;

− выдает команды на включение ЦСО; − анализирует входную информацию, поступающую как через БПС,

так и непосредственно на вход блока.

Рис. 3.2. Структурная схема КИСС

Используемая блоком информация частично поступает через БПС, но в основном принимается им самостоятельно от систем и датчиков самолета.

Блок формирования изображения (БФИ) служит для формирования изоб-ражения на индикаторах многофункциональных (ИМ) системы. При этом он

3939


использует информацию от других систем самолета и от БПС, а так же спи-сок сигнальных сообщений от БВУ.

БВУ, БФИ и БПС представляют собой специализированные цифровые вычислительные устройства (СЦВУ). Процессор осуществляет обработку информации и управление вводом-выводом в соответствии с программами, хранящимися в запоминающем устройстве.

Из соображений надежности в системе по два блока БФУ, БФИ и БПС: один является основным, второй находится в горячем резерве.

ИМ служит для отображения информации. Выбранная экипажем инфор-мация индицируется на жидкокристаллическом экране индикатора.

Пульт управления индикацией (ПУИ) обеспечивает связь пилота с системой и служит для управления режимами работы системы, для вызова форматов изображения на экраны индикаторов и для регулировки яркости изображения.

Обмен информацией между блоками системы и другими системами осу-ществляется последовательным кодом по протоколу ARINC 429. Информа-ция по кодовым линиям связи (КЛС) передается в асинхронном режиме, ско-рость передачи информации от большинства систем передается со скоростью 12,5 кбит/с, а от некоторых – 100 кбит/с. Контроль достоверности осуществ-ляется по обновлению информации, матрице состояния, четности, мини-мальной паузе между словами.

3.3. Системы электронной индикации

Системы электронной индикации (СЭИ) предназначены для индикации пилотажно-навигационной информации и выполняют следующие функции:

− принимают, обрабатывают и отображают на экранах индикаторов пилотажно-навигационную информацию от бортовых систем и датчиков;

− транслируют эту информацию в систему регистрации параметров полета;

− обеспечивают пилотам возможность ручного ввода заданных значе-ний барометрических давлений и высоты принятия решения с последующей передачей введенных значений другим системам самолета;

− осуществляют контроль достоверности входной информации с вы-дачей результатов контроля в систему сбора и локализации отказов (ССЛО).

4040


Система имеет встроенные средства контроля, которые в полете и на зем-ле контролируют работоспособность блоков системы, при обнаружении от-казов производят автоматическую реконфигурацию, результаты контроля выдаются в бортовые системы КИСС и ССЛО.

Состав системы приведен в табл. 3.2.

Таблица 3.2

Состав системы электронной индикации

Наименование Шифр Кол

Блок вычисления и формирования БВФ 3 Индикатор многофункциональный ИМ 4 Пульт системы индикации ПУСЭИ 2

Блок вычисления и формирования (БВФ) предназначен для приема и об-работки информации, формирования изображения на экранах индикаторов и выдачи кодовых сообщений разовых команд.

ИМ предназначен для отображения текстовой и графической информации. Индикаторы расположены на приборной доске по два перед каждым пилотом.

Пульт системы электронной индикации (ПУСЭИ) служит для: − вызова членами экипажа форматов изображения на экраны индика-

торов и изменения содержания форматов изображения; − ручного регулирования яркости, а также соотношения яркостей

изображения и фона при наложении символов на изображение, полученное от метеолокатора и системы предупреждения приближения земли;

− ручной реконфигурации системы при отказах ее блоков; − выставки на индикаторах системы нужных значений барометриче-

ских давлений и высоты принятия решения. Информация в БВФ поступает в виде последовательного кода и разовых

команд по протоколу ARINC 429. Последовательным кодом поступает ин-формация от систем ПНК самолета со скоростью передачи 12,5 кбит/с и со скоростью 100 кбит/с.

Структурная схема СЭИ представлена на рис. 3.3. Система имеет три канала – два основных и один резервный. Каждый ос-

новной канал включает БВФ, пульт и два индикатора, один из которых вы-полняет функцию командно-пилотажного индикатора (КПИ), а другой –

4141


комплексного индикатора навигационной обстановки (КИНО). Первый канал обеспечивает информацией одного пилота, второй канал – другого. Третий ка-нал представлен БВФ и находится в горячем резерве, при отказе БВФ перво-го или второго канала он заменяет отказавший блок.

Рис. 3.3. Структурная схема СЭИ

По состоянию входных сигналов и команд от пультов системы БВФ опреде-ляет необходимое для данного полета и для данной ситуации содержание фор-матов изображения на КПИ и КИНО, собирает и обрабатывает требующуюся для этих форматов информацию, формирует и выдает в соответствующий ин-дикатор файл, который содержит управляющие слова с указанием формата изображения, список и состояние переменных элементов изображения.

Переданный из БВФ файл поступает графическому процессору индикато-ра. По информации в этом файле графический процессор вызывает из запо-минающего устройства постоянные элементы изображения, компонует их с переменными элементами и в соответствии с полученными результатами управляет созданием изображения на индикаторе.

Пример изображения построенного графическим процессором на КПИ показан на рис. 3.4

4242


Рис. 3.4. Вид экрана основного пилотажно-навигационного

индикатора на самолете Boeing 777: 1 – цифровой счетчик приборной скорости барабанного типа; 2 – подвижная шкала скорости; 3 – подвижный индекс заданной высоты на подвижной шкале высоты; 4 – неподвижная шкала верти-кальной скорости; 5 – вращающаяся стрелка; 6 – обычный счетчик (радиовысота); 7 – вращающаяся шкала курса

Индикатор такой же, как и в системе КИСС, отличие состоит только в программах построения изображений, которые хранятся в постоянном запо-минающем устройстве (ПЗУ) графического процессора.

3.4. Комплексные системы электронной индикации и сигнализации

Комплексные системы электронной индикации и сигнализации (КСЭИС) являются системами следующего поколения после систем КИСС и СЭИ, они выполняют функции как обеих этих систем, так и дополнительные функции, связанные с контролем режима полета и с контролем параметров двигателей.

Состав системы приведен в табл. 3.3.

Таблица 3.3

Состав комплексной системы электронной индикации и сигнализации

Наименование Шифр Количество

Индикатор многофункциональный ИМ 5 Блок вычисления и формирования БВФ 3 Пульт управления индикацией ПУИ 2

4343


ИМ служит для отображения информации. Он содержит жидкокристалличе-ский экран, схемы управления, графический процессор, ПЗУ и регулятор яркости.

Программы построения изображений хранятся в ПЗУ и выполняются графическим процессором по командам из БВФ. В результате на экране со-здается требуемое изображение. Информация на экранах индикаторов в виде изображений, скомпонованных по назначению, называется форматами изображения. Смена форматов происходит либо по вызову экипажа с пуль-тов управления, либо автоматически – при возникновении неисправностей в системе. КСЭИС обеспечивает запоминание не менее 500 сигнальных сооб-щений и выдает информацию в следующие системы:

− систему сбора полетной информации; − вычислительную систему самолетовождения; − вычислительную систему управления полетом и тягой; − СВС; − метеолокатор.

Система также выдает звуковые тональные сигналы в аппаратуру внут-ренней связи и разовые команды в системы самолета. Информация принима-ется в основном в форме двухполярного последовательного кода по протоко-лу ARINC 429 со скоростями передачи 12,5 кбит/с 100 кбит/с, способ переда-чи асинхронный, т. е. система-источник через определенные интервалы вре-мени повторяет передачу каждого слова, а приемник, подключенный к дан-ной КЛС, выбирает из потока передаваемой информации и обрабатывает только те слова, которые ему адресованы. Аналоговую и дискретную инфор-мацию для КСЭИС представляет отдельно выделенная система преобразова-ния аналоговой и дискретной информации (СПАДИ), преобразующая ее в цифровую форму. Достоверность информации проверяется корректностью передаваемого кода по количеству разрядов в слове, паузе между словами и четности, анализируется матрица состояния слова, проверяется соответствие аналогового сигнала допустимому диапазону. Кроме того, постоянно осу-ществляется контроль интервала передачи слов с тем, чтобы по прекраще-нию передачи своевременно определить отказ источника информации. Структурная схема КСЭИС приведена на рис. 3.5.

Принятая информация после проверки ее достоверности подвергается дальнейшей обработке: вычислении различных алгебраических и логических (булевых) величин, цифровой фильтрации, определению очередности выдачи экипажу сигнальных сообщений об опасных ситуациях на борту и т. д.

4444


Рис. 3.5. Структурная схема КСЭИС


1. Назовите правило компоновки изображений основных пилотажных приборов на электронном индикаторе.

2. Как классифицируется индикация с точки зрения непрерывности отоб-ражаемой информации?

3. Как классифицируется индикация по типу отображаемой информации? 4. Как классифицируется индикация по степени детализации отображаемой

информации? 5. Как классифицируется индикация по отношению свойств отображаемой

информации? 6. Назовите функции, которые выполняет КИСС. 7. Назовите состав КИСС и функции ее блоков. 8. Как осуществляется обмен информацией между блоками КИСС и меж-

ду ней и системами самолета? 9. Назовите назначение и функции СЭИ. 10. Назовите операции, выполняемые с пульта управления СЭИ. 11. Объясните работу БВФ по формированию изображения. 12. Назовите особенности построения КСЭИС по сравнению с построени-

ем КИСС и СЭИ. 13. Объясните принцип обмена информацией в КСЭИС. 14. Объясните назначение СПАДИ.

4545


4. ЦИФРОВЫЕ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ

На современных ВС аналоговые автопилоты, выполняющие ограничен-ный объем операций пилотирования, заменяются цифровыми автоматиче-скими системами управления. Их функциональные возможности гораздо больше, т. к. в этих системах автоматизируются режимы полета, которые в старых автопилотах не могли быть реализованы из-за чрезмерной сложности аппаратного (приборного) решения этой проблемы. Она успешно решается цифровыми (дискретными) системами на уровне программного обеспечения.

В чем же состоит отличие аналоговых систем управления от цифровых? Во-первых, аналоговые системы управления математически описываются дифференциальными уравнениями не выше второго порядка, которые в сим-волической (операторной) форме имеют вид

a0p2y + a1py + a2y = b0pu + b1u + c0v, (4.1)

где y = y(t), u = u(t), v = v(t) – непрерывная входная и две выходных величины, а цифровые (дискретные) системы – разностными уравнениями:

a0y(t + nT) + a1y(t + (n – 1)T) + … + an(t) = ϕ(t), (4.2)

где n = 1, 2, 3, …, T – период дискретизации. Во-вторых, для того, чтобы решение дифференциального уравнения (4.1)

свести к решению его в алгебраической форме, необходимо использовать преобразование Лапласа:

dtetxsX st∫=∞

−

0)()( , (4.3)

где x(t) – функция вещественного переменного; X(s) – функция комплексного переменного s = σ + jω при этом x(t) называют оригиналом, а X(s) – изобра-жением. Для решения уравнения (4.2) используется преобразование Лорана (z-преобразование).

∑=∞

=

−

0

1* ][l

zlTxX , (4.4)

ставящее в соответствие дискретной функции x[lT] функцию комплексного переменного X*(z).

46

В-третьих, наряду с дифференциальными и разностными уравнениями при описании систем широко используются передаточные функции, которые для линейных аналоговых систем в изображениях Лапласа представляют со-бой отношение выходной переменной к входной:

01

10

110

...

...)()()(

asasabsbsb

sUsYsW nn

mmm

u ++++++

== −

−

, (4.5)

а в z-изображениях для цифровых систем:

nnn

mmm

azaszabzbzb

zUzYzW

++++++

== −

−

......

)()()( 1

10

110

*

** . (4.6)

В результате z-преобразования непрерывная величина превращается в по-следовательность ее значений в моменты времени, кратные периоду дискре-тизации, т. е. преобразуется из непрерывной в т. н. «решетчатую» функцию. Отдельные значения этой функции обращаются в цифровой код операцией квантования (рис. 4.1).

Рис. 4.1. Дискретизация и квантование аналогового сигнала:

а – исходная функция; б – квантование; в – дискретизация; г – дискретизация с квантованием

4747

4. Цифровые системы автоматического управления воздушным судном

Таким образом, непрерывно измеряемая величина в цифровой системе управления преобразуется в последовательность чисел, которая представля-ется для последующей обработки в двоичном коде в вычислительную систе-му. Вычислительная система осуществляет обработку всей поступающей ин-формации. Она может быть построена на основе бортовых цифровых вычис-лительных машин (БЦВМ) или специализированных вычислителей. После обработки вся необходимая информация через экстраполяторы поступает на исполнительные органы системы управления. Функцией экстраполятора яв-ляется преобразование цифровой формы управляющего сигнала обратно в аналоговую, т. к. в качестве исполнительных органов используются аналого-вые электрические или гидравлические приводы.

Типичные современные САУ ВС представляют собой четыре самостоя-тельные цифровые системы:

− автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости (АСУУ);

− вычислительная система управления полетом (ВСУП); − вычислительная система управления тягой (ВСУТ); − вычислительная система самолетовождения (ВСС).

Схема взаимодействия этих систем показана на рис. 4.2.

Рис. 4.2. Системы автоматического пилотирования

4848


4.1. Автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости

Автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости – электродистанционная система управления (ЭДСУ), в которой управление полетом осуществляется с помощью электрических сигналов без механиче-ской проводки от органов управления в кабине экипажа до управляющих по-верхностей самолета. Она заменяет механическое управление самолетом на электронный интерфейс между пилотом и рулевыми поверхностями. Откло-нение органов управления (штурвала, колонки, педалей) преобразуется в электрический сигнал, который поступает в вычислители параметров траек-тории полета, и они определяют, каким образом переместить приводы руле-вых поверхностей для достижения требуемой реакции ВС. ЭДСУ имеет обычно трехкратное резервирование своих вычислителей, чем достигается ее высокая надежность. Кроме того, основной цифровой канал управления ре-зервируется аналоговым резервным каналом, аварийным электродистанцион-ным и аварийным механическим каналами. В двух последних передача управляющих воздействий – прямая, без автоматической коррекции.

Резервный аналоговый канал имеет некоторые функциональные ограни-чения по сравнению с основным цифровым. В нем управляющая информация передается в аналоговой форме и корректируется в зависимости от условий полета, как в аналоговой САУ. Этим отличается его действие от аварийного электродистанционного канала, в котором отсутствует автоматическая кор-рекция. За счет коррекции повышается устойчивость работы системы.

В основном цифровом канале управляющие аналоговые сигналы от орга-нов управления в вычислителях преобразуются в двоичные коды. Кроме то-го, на аналоговые входы вычислителей поступают сигналы от двухстепенных гироскопов – ДУСов ωx, ωy, ωz и акселерометров – датчиков линейных уско-рений ax, ay, az. С помощью аналого-цифрового преобразователя (АЦП) сиг-налы с датчиков преобразуются и выдаются в микро-ЭВМ в виде двоичного кода. Также на входы вычислителей поступают цифровые сигналы:

− Vпр – приборная скорость от СВС; − γ – угол крена от системы БИНС; − управляющие сигналы из системы ВСУП.

4949


Они характеризуют траекторию движения ВС. В вычислителях сравнива-ются фактические параметры движения с управляющими сигналами от орга-нов управления и далее преобразуются в т. н. «нормальный закон» управле-ния, тем самым улучшая качество пилотирования.

«Нормальный закон» управления является основным законом пилотирова-ния. По этому закону пилот с помощью органов управления фактически управляет траекторией полета, а не рулевыми поверхностями. По каналу тан-гажа пилот управляет вертикальной перегрузкой (ny), а по каналу крена – уг-ловой скоростью крена (ωx). Основным достоинством этого закона является его способность обеспечить безопасность практически во всех возможных условиях полета. Существует пять защит, направленных на повышение уровня безопасности полета и повышение эффективности летной эксплуатации ВС:

− защита по максимальному углу атаки; − защита от превышения допустимого значения перегрузки ny; − защита по максимальному (минимальному) значению угла тангажа; − защита по максимальному значению угла крена; − защита от превышения максимальной скорости полета.

Суть указанных защит состоит в том, что даже при полном отклонении управляющих органов указанные параметры полета не выйдут за допустимые предельные значения.

Кроме этого в цифровом канале реализована функция автоматической стабилизации ВС в продольной плоскости перемещением стабилизатора (триммирование по углу тангажа).

При отказе основного цифрового канала управления предусмотрено управление по «прямому закону». В самом названии заложен принцип рабо-ты этого закона: осуществление прямой связи между положением органов управления относительно нейтрали и углами отклонения рулевых поверхно-стей по соответствующим осям. При этом утрачивается функция автоматиче-ского триммирования в канале тангажа. Перемещение стабилизатора в этом случае производится с помощью переключателей (электрическое триммиро-вание) или штурвала ручной балансировки. Следует отметить, что вероят-ность отказов, которые приводят к переходу на «прямой закон» управления, крайне мала.

5050


Самолет способен летать с одной только автоматизированной системой улучшения устойчивости – без трех других систем, которые, напротив, ис-пользуются не в ручном, а в других режимах управления. Кроме ручного управления есть еще автоматический, совмещенный и директорный режимы управления.

Автоматическое управление обеспечивает управление ВС без участия пилота. При совмещенном управлении в управлении активно участвуют и пи-лот, и САУ: измеряются усилия, прилагаемые пилотом к штурвалу по крену и тангажу и пропорционально им формируются управляющие сигналы для достижения требуемого углового положения. В режиме директорного управ-ления роль САУ пассивная и состоит только в выдаче сигналов управления по крену, тангажу и ошибки по скорости на пилотажный индикатор, а непо-средственное пилотирование осуществляет пилот, пользуясь при этом под-сказками САУ на пилотажном индикаторе. Кроме того, может быть режим стабилизации какого-либо параметра – высоты, скорости, числа М и т. д. В режиме стабилизации системы автоматического пилотирования обеспечива-ют выдерживание того значения параметра, которое было достигнуто в мо-мент включения режима.

Распределение функций между системами автоматического пилотирова-ния приведено в табл. 4.1.

Таблица 4.1

Функции систем автоматического пилотирования

Функция ВСУП ВСС ВСУТ

Управление в боковом и продольном канале Стабилизация углового положения (включая курс) * Совмещенное управление * Автоматический заход на посадку, автоматическая по-садка

*

Управление на пробеге * Уход на 2-й круг * Взлет * Стабилизация высоты * * Стабилизация курса * Выход на заданную высоту и выдерживание высоты * *

Стабилизация / управление вертикальной скоростью *

5151


Окончание табл. 4.1 Функция ВСУП ВСС ВСУТ

Стабилизация / управление числом М * Стабилизация / управление воздушной скоростью * Смягчение турбулентности * Директорное управление * Управление по сигналам VOR* * Управление по сигналам ILS** * Навигация в боковой и вертикальной плоскостях * Режимы улучшения полетных характеристик * Экономичный режим *

Управление тягой Вычисление предельного значения тяги * Ручное уменьшение предельного значения тяги * Автоматическое уменьшение предельного значения тяги

*

Торможение при выравнивании * Вычисление минимальной скорости (по углу атаки) * Изменение положения закрылков * Стабилизация / управление скоростью на посадке * Стабилизация / управление скоростью в крейсерском режиме

*

Оптимальное управление тягой * Автоматическая отдача РУД * Заход на посадку с торможением * Управление оборотами *

4.2. Вычислительная система управления полетом

Система ВСУП состоит обычно из трех вычислительных блоков управле-ния полетом (БВУП) и пульта управления. Каждый БВУП предназначен для реализации вычислительных, логических и контрольных алгоритмов, вычис-ления управляющих сигналов и управления режимами. Пульт управления обычно устанавливается под козырьком приборной панели пилотов.

Вся информация, принимаемая и выдаваемая ВСУП подразделяется на: − информацию в виде последовательного биполярного кода (ПБК) –

12,5 кбит/с и 100 кбит/с; * Всенаправленный азимутальный радиомаяк (Very high frequency Omni-directional). ** Курсо-глиссадная система (Instrument landing system)

5252


− информацию в виде аналоговых сигналов постоянного тока; − информацию в виде разовых команд типа «27 В / разрыв» или «кор-

пус / разрыв». Взаимодействие блоков ВСУП приведено на рис. 4.3.

Рис. 4.3. Схема взаимодействия элементов системы ВСУП

В процессе функционирования ВСУП взаимодействует с рядом систем, обеспечивающих выполнение возложенных на нее задач. Схема связи с ними представлена на рис. 4.4.

Рис. 4.4. Схема связи системы ВСУП

5353


ВСС обеспечивает выдачу во ВСУП управляющего сигнала γзад (заданный крен) в режиме ГОРИЗОНТАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ.

IRS* обеспечивает ВСУП информацией об угловом положении самолета относительно центра масс, угловых скоростях, ускорениях и бароинерциаль-ной вертикальной скорости.

СВС обеспечивает ВСУП информацией о высотно-скоростных парамет-рах полета и угле атаки.

Радиовысотомер (РВ) обеспечивает ВСУП информацией о высоте полет относительно земли.

ILS выдает информацию о курсе ВПП, а также о положении самолета от-носительно заданной траектории на взлетно-посадочных режимах работы ВСУП.

СЭИ отображает на своих индикаторах принимаемую от ВСУТ информацию: − о включенных и подготовленных к включению режимах управления

полетом и тягой; − об отказах режимов автоматического управления полетом и тягой; − о категориях посадки; − о положении директорных индексов; − о предельных отклонениях от заданной траектории посадки.

ВСУТ принимает от ВСУП сигналы на включение (отключение) автома-тических режимов, принимает заданные с пульта управления значения Vпр или числа М полета, управляющий сигнал в режиме УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ, положение угла отклонения закрылков (δзак).

Система предупреждения критических режимов (СПКР) получает от ВСУП с пульта управления информацию о заданном эшелоне.

Автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости (на схеме автоматизированная система штурвального управления (АСШУ)) обеспечивает отработку выдаваемых ВСУП управляющих сигналов в режи-мах автоматического управления, а также выдает во ВСУП данные о поло-жении механизации крыла, органов управления, о потере момента компенса-ции на руль направления при отказе двигателя и о фиксировании системой контроля АСШУ отказов ВСУП.

*Инерциальная навигационная система (Internal references system).

5454


КИСС обеспечивает прием и отображение информации об отказах пульта и вычислительных блоков ВСУП, об автоматической смене режима управле-ния ВСУП, об отказе режимов автоматического управления полетом и об от-ключении ВСУП экипажем.

ССЛО при проведении наземного контроля выдает в систему ВСУП сиг-нал на включение последней в режим расширенного контроля; принимает от ВСУП для хранения и отображения информацию как об отказах собственных элементов ВСУП, так и об исправности линий связи и входящей информации от взаимодействующих систем.

4.3. Вычислительная система управления тягой

ВСУТ реализует на самолете режимы автоматического управления тягой (в т. ч. при отказе одного двигателя). При взаимодействии с другими систе-мами, используемыми в качестве систем-датчиков информации, она обеспе-чивает выполнение следующих основных функций:

− формирование и выдачу управляющих сигналов для перемещения рычагов управления двигателями (РУД);

− формирование и выдачу командных цифровых корректирующих сигналов в электронные регуляторы двигателя (РЭД) каждого двигателя для изменения числа оборотов в ограниченном диапазоне 3 %;

− отработку и стабилизацию заданных на пульте управления ВСУП значений Vпр на предпосадочном маневре и посадке, также в режиме ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ, а при полете по маршруту и числа М;

− стабилизацию тяги на взлете, в наборе высоты и в режиме ВЫХОД НА

ЗАДАННЫЙ ЭШЕЛОН; − отработку управляющего сигнала, формируемого ВСУП, при включе-

нии режима УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ перемещением РУД во взлетное положение; − формирование и выдачу информационных сигналов в систему КИСС

и в многоканальную систему регистрации параметров полета (МСРП). ВСУТ состоит из двух вычислительных блоков, пульта управления тягой

и привода регулирования тяги. Блоки вычислительные управления тягой (БВУТ) предназначены для реа-

лизации вычислительных, логических и контрольных алгоритмов, вычисления управляющего аналогового сигнала, вычисления предельного значения числа оборотов двигателей по этапам полета.

5555


Привод регулирования тяги (ПРТ) предназначен для преобразования ма-ломощного сигнала управления, выдаваемого БВУТ в аналоговой форме, в угловое перемещение РУД со скоростью пропорциональной уровню управ-ляющего сигнала.

Пульт управления тягой (ПУТ) предназначен для включения режимов в соответствии с этапами полета, размещается на центральном пульте пилотов.

Связи ВСУТ с системами-датчиками информации представлены на рис. 4.5.

Рис. 4.5. Общая схема связей ВСУТ

IRS обеспечивает ВСУТ информацией об угле наклона траектории, уско-рении вдоль продольной оси, угле тангажа и угле крена.

СВС обеспечивает ВСУТ информацией о высотно-скоростных парамет-рах полета (Hотн, Vпр, число М, αист).

Вычислительная система управления полетом ВСУП обеспечивает: − включение и отключение режимов автоматического управления тя-

гой с пульта управления ВСУП; − выдачу заданных с пульта управления ВСУП значений Vпр или числа М; − выдачу управляющего сигнала в режиме УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ; − выдачу информации об угле отклонения закрылков (δзак); − выдачу сигнала «ТЯГОЙ УПРАВЛЯЙ» для отображения системой инди-

кации при отказах автоматического управления тягой;

5656


− выдачу информации о включенных и подготовленных к включению функциях ВСУТ для отображения на индикаторах СЭИ.

КИСС обеспечивает прием и отображение от ВСУТ информации о задан-ных значениях числа оборотов двигателей, их предельных значениях и отка-зах блоков ВСУТ.

РЭД обеспечивают ВСУТ информацией о текущих, программных и мак-симально допустимых для данного этапа полета значениях числа оборотов двигателя.

Механическая система управления двигателями обеспечивает перемеще-ние РУД в соответствии с заданным значением числа оборотов, сформиро-ванным во ВСУТ.

4.4. Вычислительная система самолетовождения

ВСС обеспечивает самолетовождение по оптимальным траекториям на всех фазах полета в соответствии с заложенным планом полета. Оптимизация может производиться по критериям минимума времени полета, минимальной стоимости, минимального расхода топлива или максимальной дальности по-лета. Для решения этой задачи ВСС формирует и выдает:

− команды траекторного наведения в вертикальной и боковой плоско-сти – во ВСУП;

− команды управления скоростью / тягой – во ВСУТ; − сигналы отклонения от заданной траектории для индикации пило-

там – в систему индикации. ВСС хранит навигационную базу данных и базу характеристик летатель-

ных аппаратов. Введенный план полета и навигационные данные пролетае-мого участка местности (радиомаяки, обязательного донесения аэродромы и т. д.) ВСС передает в систему индикации для построения изображения схема-тической радионавигационной карты.

Другие функции ВСС: − автоматический выбор и настройка бортовых радионавигационных

систем на наземные радиомаяки VOR, DME*, ILS, MLS**, АРК*** в соответ-ствии с программой полета;

* Всенаправленный дальномерный радиомаяк (Distant measuring equipment). ** Микроволновая система посадки (Microwave landing system). *** Автоматический радиокомпас.

5757


− инициализация инерциальных систем перед полетом (установка ко-ординат места и магнитного курса);

− расчет расстояния и времени полета до заданной точки пространства;

− расчет времени подъема / спуска до заданной высоты;

− ввод плана полета, вызов / корректировка введенного плана. В современных ВСС пульт управления и компьютер оптимального управ-

ления (Flight Management Computer) конструктивно располагаются в одном блоке. Лицевая панель индикации и управления представлена на рис. 4.6.

Рис. 4.6. Лицевая панель пульта управления и индикации ВСС:

1 – кнопки выбора строки; 2 – экран; 3 – светосигнализаторы; 4 – кнопка «ЯРКОСТЬ»; 5 – датчик внешней освещенности; 6 – поле наборное алфавитное; 7 – кнопки типовых функций; 8 – поле наборное цифровое; 9 – кнопки режимные

В состав всей системы входят 1-2 блока управления / вычисления и 1-2 интерфейсных блока. Последние обеспечивают взаимодействие ВСС с

5858


системами авионики и смежными самолетными системами. Они имеют мо-дули ввода-вывода и модуль питания в одном корпусе. Обмен информацией с потребителями и датчиками производится асинхронным способом последо-вательным 32-разрядным и двоично-десятичным кодом с несущей частотой 12…14,5 Гц, а СЭИ и ИНС с частотой 100 кГц.

Модули ввода-вывода для ВСС являются концентраторами сигналов, по-ступающих от следующего оборудования:

− комплексных пультов управления радиотехническими средствами (КПРТС);

− СВС; − пультов управления СЭИ; − комплекса топливоизмерения и центровки (КТЦ); − радиотехнических систем VOR, ILS, DME; − пульта управления ВСУП; − системы управления механизацией крыла (СПЗ, СПП); − ВСУТ; − загрузчика данных (ЗД).

В перспективе ВСС должна обеспечить 4-мерное самолетовождение, т. е. доставку самолета из одной точки пространства в другую в заданное время.

Пример исполнения вычислителя и пульта ВСС производства фирмы Universal Avionics представлен на рис. 4.7.

Рис. 4.7. ВСС фирмы Universal Avionics

5959



1. В чем состоит отличие в описании работы аналоговых и цифровых си-стем управления?

2. Как преобразуется аналоговый сигнал в цифровую форму? 3. Назовите основные цифровые САУ современных самолетов? 4. Каково назначение АСУУ? 5. Из каких каналов состоит АСУУ, в чем отличие их работы? 6. Какие сигналы поступают на входы вычислителей АСУУ? 7. В чем состоит суть «нормального закона» управления? 8. Назовите пять параметров полета величины, которых ограничивает си-

стема АСУУ. 9. В чем состоит суть «прямого закона» управления? 10. Назовите состав ВСУП. 11. Назовите виды информации воспринимаемой и выдаваемой ВСУП. 12. С какими системами самолета взаимодействует ВСУП? 13. Для чего предназначена на самолете ВСУТ? 14. С какими системами самолета взаимодействует ВСУТ? 15. Какие сигналы и команды выдает ВСС? 16. С какими системами самолета обеспечивает взаимодействие интер-

фейсный блок ВСС?

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Авиационные приборы и пилотажно-навигационные комплексы : учеб. пособие : в 2 ч. / сост. Е. В. Антонец, В. И. Смирнов, Г. А. Федосеева. – Уль-яновск : УВАУ ГА, 2007.

Ч. 1. – 119 с. Ч. 2. – 83 с.

2. Автоматическое управление полетом воздушного судна / под ред. С. М. Федорова. – М. : Транспорт, 1992. – 263 с.

3. Беспилотные летательные аппараты. Основы устройства и функциониро-вания / П. П. Афанасьев, И. С. Голубев, В. Н. Новиков и др. ; под ред.

6060

И. С. Голубева, И. К. Туркина. – 2-е изд., перераб. и доп. – М. : МАИ, 2008. – 656 с.

4. Бортовые информационные системы : курс лекций / А. А. Кучерявый ; под ред. В. А. Мишина, Г. И. Клюева. – Ульяновск : УлГТУ, 2003. – 510 с.

5. Власенко, А. Новые инерциальные датчики IMU семейства I Sensor / А. Власенко // Компоненты и технологии. – 2010 – № 3. – С. 28–30.

6. Высокоавтоматизированный самолет: теория и практика летной экс-плуатации : монография / В. Н. Рисухин, С. Г. Тульский, В. В. Козлов и др. ; под общ. ред. В. Н. Рисухина, С. Г. Тульского. – М. : НОУ Авиационная шко-ла Аэрофлота, 2011. – 280 с.

7. Малов, П. И. Новые типы гироскопов / П. И. Малов. – Л. : Судострое-ние, 1971. – 160 с.

8. Определение параметров ориентации объекта бесплатформенной инер-циальной системой / С. С. Ривкин, З. М. Берман, И. М. Окон. – СПб. : ГНЦ РФ-ЦНИИ «Электроприбор», 1996. – 226 c.

9. Самолет Ту-204-100В : руководство по технической эксплуатации. В 22 кн. Кн. 20: Разделы 022 – оборудование автоматического управления полетом; 30 – противообледенительная система; 35 – кислородное оборудо-вание. – М. : Туполев, 2008.

6161

Библиографический список

Электронное издание подготовлено редакционно-издательским отделом и отделом дистанционного обучения УВАУ ГА(И) на основе оригинал-макета учебного пособия.

Текст печатного оригинала оставлен без изменения. Электронное издание разработано в формате PDF, для просмотра формата

необходима бесплатная программа Adobe Reader. Оглавление учебного пособия дополнено предметным указателем, выпол-

ненным в виде гиперссылки, что позволяет свободно переходить в нужный раздел.

На панели (области) навигации Adobe Reader в Закладках есть интерак-тивное оглавление, с помощью которого удобно перейти в нужный раздел.

Автор электронной версии Н. В. Цысс

РИО и ОДОТ УВАУ ГА(И). 432071, г. Ульяновск, ул. Можайского, 8/8. 2014г.

ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ И...

Documents