Лекция Авиационные приборы ВС ГА

Работа добавлена на сайт samzan.net:

Авиационные приборы – Aviation equipment.

Вихренко Юрий Павлович – Vihrenko Yuriy Pavlovich

16.03.2011г. Лекция.

Авиационные приборы ВС ГА.

Авиационные приборы в зависимости от предназначения подразделяются на различные группы:

1.  Пилотажно-навигационные приборы (системы).
2.  Пилотажно-навигационные приборы и устройства, принцип действия которых основан на использовании природных и физических явлений.
3.  Пилотажно-навигационные системы, которые объединяют комплексы и оборудования с применением аналоговых вычислителей.
4.  Приборы контроля работы двигателей и систем самолета.
5.  Комплексы бортовых устройств и систем управления полетом самолета.
6.  Вспомогательные приборы и приборы жизнеобеспечения пассажиров и экипажа.

Пилотажно-навигационные приборы.

1.  Приборы пространственного положения самолета.
2.  Навигационные приборы (показывающие курс самолета).
3.  Указатель воздушной скорости.
4.  Вариометр (прибор, показывающий вертикальное измерение скорости).
5.  Высотомеры.

Электронно-навигационные системы.

1.  Всенаправленные радиомаяки – радиус действия до 150км.
2.  Дальномерное оборудование – дальность действия до 370км.
3.  Системы посадки по приборам.

Приборы контроля работы двигателей и систем самолета.

1.  Гидросистема самолета  (давление – 195-215 атмосфер).
2.  Топливная система.
3.  Энергосистема самолета (генераторы, аккумуляторы).
4.  Система управления самолета (переставной стабилизатор, киль, закрылки, элероны, предкрылки, интерцепторы).
5.  Управление шасси и тормоза.
6.  Система реверса тяги двигателя.
7.  Противопожарная система (устраняет пожар в двигателях).
8.  Противообледенительная система самолета.

Системы жизнеобеспечения.

Авиационные приборы по принципу действия подразделяются на следующие группы:

1.  Манометрические приборы – принцип действия которых основан на измерении разности давлений.
2.  Барометрические приборы – работающие на измерении изменения абсолютного давления.
3.  Гироскопические приборы, основанные на использовании свойств гироскопа с двумя или тремя степенями свободы.
4.  Магнитные приборы (компасы), работа которых основана на свойстве ориентировки свободного подвешенного магнита к направлению магнитного меридиана Земли.
5.  Механические приборы, работа которых основана на использовании законов механики.
6.  Электрические приборы и датчики, работа которых основана на измерении не электрических величин электрическим способом.
7.  Оптические приборы, принцип которых основан на законах оптики.
8.  Спутниковые навигационные приборы, которые основаны на принципе пеленгации, относительно спутников и поверхности Земли.

Измерители высоты полёта.

Высота – это расстояние от ВС, отсчитанное по вертикали от некоторого уровня.

Нист – высота от точки земной поверхности, находящейся под ВС.

Набс – высота от уровня моря.

Нотн – высота относительно порога ВПП.

 -  действует от земли до 11000м

Методы измерения высоты полёта

1.  Барометрический – основан на зависимости между абсолютным давлением в атмосфере и высотой.
2.  Радиотехнический:
3.  Импульсный – для больших высот.
4.  Частотный – для малых высот.
5.  Спутниковый высотомер – используют приёмники GPS.
6.  Гамма-лучевой метод.

Барометрический высотомер:

1.  Герметичный корпус.
2.  Блок анероидных коробочек.
3.  Поводок.
4.  Устройство обработки сигнала.
5.  Стрелка.
6.  Циферблат.
7.  Кримольерка.
8.  Индикатор давление.

Устройство циферблата – одно деление 10м, длинная стрелка – метры, короткая – километры.

При погрешности указателя давления более 1мм высотомер считается неисправным.

Погрешности высотомера:

1.  Методическая – обусловлена косвенным измерением высоты и вызвана изменением рельефа, давлением у земли, средней температурой столба воздуха.
2.  Инструментальная – погрешности, связанные с конструкцией прибора (трение, люфты).

Порядок работы:

1.  Экипаж устанавливает давление аэродрома
2.  На высоте перехода установить давление
3.  Перед снижением на эшелоне перехода установить давление аэродрома

Погрешности высотомеров:

1.  0 – 600м   -    +/- 15м
2.  900 – 1200  -  +/- 30 – 50м
3.  Более 1500м – 1 – 2%.

Для себя – система автоматической посадки!!!

В герметический корпус подаётся статическое давление. Чувствительный элемент – блок анероидных коробочек воспринимает изменение давления и через поводок передаёт движение на кинематическую схему прибора (аналоговая обработка), в результате на циферблате стрелка указывает высоту в метрах. Кримольерка, осуществляя обратную связь, воздействует на блок анероидных коробочек, тем самым осуществляя  связь между давлением и высотой.

Электронный барометрический высотомер.

23.03.2011г. Лекция.

Чувствительный элемент – блок анероидных коробочек при своей деформации передают через поводок механического движения на индукционный датчик. С индукционного датчика поступает электронный сигнал на усилитель и через мотор на указатель высоты. Обратная связь от кремольерки поступает на индукционный датчик.

Система электронного барометрического высотомера обеспечивает:

1.  Измерение и индикацию высоты в метрах и в футах.
2.  Сигнализацию о полете на высоте менее 1000 метров.
3.  Ручную установку и индикацию в метрах и футах заданной высоты эшелона.
4.  Сигнализацию об отклонении от заданного эшелона в диапазоне 60-150м.

Указатель высоты и перепада давлений.

Показывает высоту и перепады давления. Представляет собой комбинированный прибор, состоящий из помещенных в одном корпусе двух независимых приборов:

1.  Высотомер.
2.  Кабинный  дифференциальный манометр, суммирующий показания.

Нормальная высота в кабине – 2200-2300м.

Величина перепадов в кабине колеблется от -0,4 до +0,6 атмосфер.

Нормальный перепад в кабине от 0,3 ± 0,2.

Критический перепад давления в кабине 0,35.

1.  Герметический корпус.
2.  Анероидный блок коробочек для перепада давления с высотой.
3.  Анероидный блок коробочек для определения высоты.
4.  Система обработки сигнала.
5.  Указатель высоты.
6.  Указатель перепада.

Дифференциальный блок анероидных коробочек сравнивает внутреннее и внешнее давление.

24.03.2011г. Лекция.

Приёмник воздушного давления.

Система ПВД воспринимает полное и статическое давление и передает их по магистралям (трубопроводам) к чувствительным элементам пилотажно-навигационных приборов. Возникает динамическая погрешность, связанная с потерей давления в магистралях.

Одновременный отказ группы пилотажно-навигационных приборов свидетельствует об отказе системы ПВД.

 

Система воздушных сигналов.

С целью уменьшения количества однотипных датчиков, и повышения точности измерения используют комплект аппаратуры системы воздушных сигналов (СВС). Чувствительными элементами системе служат приёмник воздушного давления (ПВД) и приёмник температуры. Кроме того, имеется возможность установить значение давления и температуры на уровне отсчета от высоты.

Измерители скорости полёта.

Приборная скорость – указывает величину скоростного напора и определяется динамическим давлением.

Истинная скорость – скорость движения самолета относительно воздушной среды.

Путевая скорость – скорость ВС относительно земной поверхности.

Вертикальная скорость – скорость изменения высоты ВС.

М – отношение истинной скорости к скорости звука.

Приборная скорость может использоваться для пилотирования ВС.

Вертикальная скорость измеряется в м/с.

Указатель скорости полета.

1.  Указатель приборной скорости полета.
2.  Указатель истинной скорости полета.
3.  Комбинированный указатель скорости полета. (КУС)

Устройство и принцип работы комбинированного указателя скорости (КУС).

На высоте 7000м разница между приборной скорости будет составлять 1.8 раз.

Принципиальные схемы КУС.

1.  геометрический корпус.
2.  Дифференциальный блок анероидных коробочек.
3.  Анероидная коробочка(манометрическая).
4.  Кинематика обработки сигнала.
5.  Указатель истинной скорости.
6.  Указатель приборной скорости.

Чувствительными элементами прибора являются: дифференциальный блок анероидных коробочек, воспринимающий динамическое давление и блок анероидных коробочек, воспринимающий статическое давление. Приборная скорость, являясь функцией динамического давления индицируется на указателях приборной скорости. После кинематической обработки сигнала от статической и динамической давлений индицируется на указателях приборной скорости.

Указатель числа «М» полета.

Указатель числа «М» по своему устройству аналогичен указателю КУС. Различия отличаются в оцифровке прибора.

Оцифровка прибора. Погрешности указателей скорости.

До скоростей полета приборной скорости 400км/ч погрешности составляют от 2 до 16%. Погрешности более 400км/ч ± 1-3%.

Погрешности числа «М» увеличиваются с высотой полета и достигают ± 2-3%. Истинная скорость ±15км/ч.

22.04.2011г. Лекция.

Вариометр.

1.  Герметический корпус.
2.  Жиклёр.
3.  Дифференциальный блок анероидных коробочек (манометрический блок).
4.  Указатель скорости изменения высоты полета.

Вариометр – пилотажно-контрольно-измерительный прибор, показывающий скорость изменения высоты полета.

Принцип работы.

В основу его работы положено измерение разностей атмосферного давления в манометрической коробке, расположенной внутри герметического корпуса прибора и давления в этом герметическом корпусе, сообщающемся жиклером с атмосферой. Эта разность давлений возникает при изменении высоты полета, вследствие торможения прохода воздуха через жиклёр и исчезает при постоянной высоте. Таким образом, внутри и вне корпуса создается разность давлений, пропорциональная скорости изменения высоты.

Индикация вариометра.

Градуировка приборов.

От 0±30 или от 0±75 в зависимости от прибора. Погрешность составляет примерно 1,5-2м/с.

Доплерский  измеритель скорости и сноса.

ДИСС – бортовое радиолокационное устройство, основанное на использовании эффекте Доплера, предназначенное для автоматического непрерывного измерения индикации составляющих вектора скорости:

1.  Модуля путевой скорости.
2.  Угла сноса.
3.  Координаты летательного аппарата.

Определяет автономно либо в совокупности с навигационным оборудованием.

13.04.2011г. Лекция.

Гироскоп и его свойства.

Гироскоп представляет собой быстровращающееся твердое тело (ротор), имеющие одну неподвижную точку и две или три степени свободы в пространстве, ось вращения которого может изменять свое направление в пространстве. (Маятник и гироскоп Фуко) Свойства гироскопа проявляются при выполнении двух условий:

1.  Ось вращения гироскопа должна иметь возможность изменять свое направление в пространстве.
2.  Угловая скорость вращения гироскопа вокруг своей оси должна быть значительно выше по сравнению с той угловой скоростью, которую будет иметь сама ось при изменении своего направления.

Первое свойство гироскопа с тремя степенями свободы состоит в том, что его ось стремится устойчиво сохранять в мировом пространстве приданое ей первоначальное направление.

Второе свойство гироскопа с тремя степенями свободы обнаруживается когда на его ось (или рамку) начинает действовать сила или пара сил стремящихся привести ось в движение (то есть создать вращательный момент относительно центра подвеса). Под действием силы на конец оси гироскопа ось гироскопа будет отклоняться не в сторону действия этой силы, а в перпендикулярно к этой силе направлении, в результате ось гироскопа (вместе с рамой) начнет вращать вокруг оси перпендикулярной оси вращения гироскопа, причем с постоянной угловой скоростью, зависящей от величины приложенной силы. Если действие силы прекратится, то одновременно и прекратится прецессия. То есть ось гироскопа мгновенно остановится. То есть прецессионные движения гироскопа безинерционны.

15.04.2011г. Лекция.

Третье свойство гироскопа с тремя степенями свободы – нутация. Нутация – небольшое, но быстрое обычно незаметное на глаз колебание оси около ее среднего направления. Это вызвано с наличием сил трения, сопротивления в точке касания. Размахи этих колебаний очень малы, быстро затухают. Причиной этих колебаний – наличие неизбежного сопротивления. При решении технических задач обычно пренебрегают нутацией.

Свойство двухстепенного гироскопа. Если ось ротора гироскопа закрепить в одной раме, которая может вращаться по отношению к основанию прибора вокруг своей оси, то гироскоп будет иметь возможность участвовать только в двух вращениях, то есть будет иметь две степени свободы. Такой гироскоп не обладает ни одним из свойств гироскопа с тремя степенями свободы, однако, у него есть другое свойство: если к основанию гироскопа сообщить вынужденное вращение вокруг оси перпендикулярной оси вращения гироскопа, то на ось ротора со стороны подшипников начнет действовать пара сил с гироскопическим моментом. Эта пара сил стремится наикратчайшим путем установить ось ротора параллельно перпендикулярной оси, причем так, чтобы вращение ротора и вынужденное вращение были видны в одну сторону.

Свойство крутящегося тела. Если ось вращающегося тела закреплена на основании. В случае придания вращения основанию какой-то угловой скорости, то на подшипниках оси возникнут так называемые гироскопические силы.

Классификация гироскопов.

1.  По количеству степеней свободы – двухстепенные и трехстепенные.
2.  По принципу действия – механические, оптические, квантовые и ядерные.
3.  По режиму действия – датчики угловой скорости и указатели направления.

19.04.2011г. Лекция.

Правило направления определения прецессии:

1.  Глядя на ротор из точки приложения силы Р, надо установить как вращается ротор(по часовой или против часовой стрелки).
2.  После этого мысленно повернуть вектор силы вокруг оси ротора в ту же сторону.
3.  Тогда вектор укажет направление прецессии.

Электрический указатель поворота (ЭУП).

Указатель поворота – авиационное гироскопическое устройство, указывающее отклонение летательного аппарата от прямолинейного курса, то есть наличие угловой скорости (разворота), относительно вертикальной оси.

3.05.2011г. Лекция.

Устройство ЭУП.

1.  Ротор.
2.  Рамка (кардан).
3.  Пружины (2шт).
4.  Кривошипный механизм.
5.  Шкала.
6.  Демпфер.
7.  Стрелка.

ЭУП. в одном корпусе смонтировано 2 прибора: указатель поворота и указатель скольжения.

Указатель поворота.

Чувствительным элементом указателя поворота служит скоростной гироскоп с горизонтальной главной осью, параллельной поперечной оси самолета. Ротор гироскопа заключен в раму, связанную с корпусом прибора двумя пружинами. С рамкой кинематически связана стрелка. Если самолет совершает прямолинейный горизонтальный полет, стрелка занимает нейтральное положение относительно шкалы. При кренах самолета рамка гироскопа поворачивается вместе с корпусом прибора и вызывает отклонение стрелки. При повороте самолета с угловой скоростью подшипники корпуса воздействуют на полуоси, стабилизированы рамки корпуса. Эти силы создают момент. Поворот рамки с помощью кривошипного механизма передается на стрелку. Она отклоняется, указывая направление поворота до тех пор, пока гироскопический момент не уравновесится с моментом от натяжения пружины. С окончанием разворота момент исчезает и пружины возвращают рамку в исходное положение. Демпфирующее устройство устраняют колебания стрелки от рысканья по курсу.

Указатель скольжения.

Указатель скольжения представляет собой изогнутую стеклянную трубку. В ее внутренней полости помещен шарик из черного стекла. Для демпфирования шарика трубочка заполнена незамерзающей жидкостью – толуол. Принцип действия указателя скольжения основан на использования свойств физического маятника устанавливаться в направлении результирующего вектора, действующих на него сил.

Одновременное использование показаний УП и УС в процессе пилотирования позволяют выдерживать прямолинейный и горизонтальный полет, и выполнять координированные развороты, то есть без скольжения.

10.05.2011г. Лекция.

Стандартный разворот – правильный разворот, выполняемый на расчетной скорости для данного указателя поворота.

Авиагоризонты.

Авиагоризонты – приборы, позволяющие экипажу контролировать пространственное положение ВС, указывающей крен и тангаж относительно вертикальной и горизонтальной плоскости относительно линии горизонта. Авиагоризонты квалифицируются по конструктивным особенностям на встроенные авиагоризонты и дистанционные авиагоризонты. Встроенные (автономные) авиагоризонты – авиагоризонты в одном корпусе находится указатель и гировертикаль. Дистанционный – когда указатель и гировертикаль находятся в разных компонентах устройства.

Гировертикаль.

Гировертикаль – это трехстепенной гироскоп, с вертикально-расположенной осью вращения гироскопа и маятниковой коррекцией.

Кабрирование – набор высоты.

Пикирование (планирование) – снижение с высоты.

Маятниковый корректор основан на принципе работы маятника. Жидкостной маятник состоит из бронзовой чаши, накрытой крышкой из диэлектрика, в которой находится 4 плоских контакта. Пятым контактом является сама чаша. Чаша заполнена токопроводящей жидкостью, причем таким образом, что в чаше остается место для воздушного пузырька, который перекрывает контакты. При возникновении отклонения от вертикали воздушный пузырек соответствующим образом перекрывает контакты, тем самым создавая разность сопротивлений на контактах. Электросигналы поступают на корректирующие двигатели, которые отклоняют рамы подвесов, сохраняют ось гироскопа в вертикальном положении.

Классификация авиагоризонтов по индикации:

1.  ВсЗ – индикация на самолет с Земли.
2.  ВсВс – индикация с самолета на Землю.

Устройства индикатора авиагоризонта.

Указатели авиагоризонта состоит из двух шкал: крена и тангажа. Тангаж – фоновое поле прибора. Крен – силуэт самолета. Гировертикали – на каждых из карданов имеется датчик, отслеживающий отклонение карданов, то есть углы крена и тангажа. Затем передают сигналы на двигателя которые отклоняют указатели крена и тангажа.

11.05.2011г. Лекция.

Устройство центральной (малогабаритной) гировертикали.

Центральная гировертикаль на ВС используется в качестве датчика крена и тангажа. Она работает по принципу силовой гироскопической стабилизации, заключающейся в том, что вредные моменты по осям карданового подвеса платформы, стабилизируемой по отношению к Земле компенсируется специальными разгрузочными двигателями расположенными по этим осям. Разгрузочными двигателями управляют гироскопы, установленные на стабилизируемые платформы.

Гировертикаль – два двухстепенных гироскопа с направленно перпендикулярно друг к другу осями прецессии.

В центральной гировертикали имеется два гироскопа, оси прецессии которых Х1 и У2 перпендикулярны друг к другу. В рабочем положении ось Х1 параллельно поперечной оси самолета. А Ось У2 параллельна продольной оси самолета. Гиродвигатели вращаются в противоположные стороны, что приводит к компенсации их реактивных моментов при разгоне. Гироскопы установлены на платформе 5, являющейся внутренней рамой карданного подвеса. Вместе с осями карданной рамы 7 гироскопы 4 и 12 считаются трехстепенными. Приведение оси Z платформы в вертикальное положение осуществляется системой маятниковой коррекции, причем сначала с помощью грубых механических маятников, а потом с помощью двух электролитических маятников 9.

Работа гировертикали на примере оси у (кренов).

При возникновении внешнего момента по оси У (создание крена) у гироскопа 4 возникает прецессия, сигнал с датчика 3 поступает на стабилизирующий двигатель 1, который уравновешивает внешний момент по оси У. при этом ось Z платформы остается в вертикальном положении, а главная ось гироскопа 4 изменяет свое положение. Крен самолета снимается датчиком 8 и передается на указатель крена. Аналогичным образом работает компенсация внешних моментов по оси Х.

Начальная выставка осуществляется при помощи как гироскопических моментов, возникающих при действии двигателей 6 и 11, так и стабилизирующих двигателей 1 и 10, управляемых датчиками угла 3 и 13.

1, 10 – стабилизирующие двигатели.

2,8 – датчики передачи на приборы крена и тангажа.

3,13 – датчики, управляющие корректирующими двигателями.

4,12 – двухстепенные гироскопы.

5 – платформа центральной гировертикали.

6,11 – двигатели магнитной коррекции.

7 – внешняя рама платформы.

9 – электролитические маятники.

Эксплуатация Авиагоризонтов и технические ограничения.

Перед включением питания для запуска авиагоризонта необходимо нажать кнопку ориентира. После чего включается питание, авиагоризонт начинает работать через 90 секунд. На предварительном старте выставляется кримольеркой угол тангажа на ноль. При наборе высоте в горизонтальном полете надо проверить соответствия указания горизонта. Если углы атаки сильно отличаются, то следует поправить угол тангажа кремольеркой.

Кинематическое ограничение: выбиваемые и не выбиваемые авиагоризонты. Выбивание авиагоризонта происходит из-за совпадения осей вращения ротора с одной из рам карданного подвеса. Для исключения используют гиростабилизирующие углы.

Рабочие углы тангажа – от ± 60° до ± 85°. АГД1 - ± 90°. Погрешность тангажа на приборах составляет 1°, для АГД – 0,2°.

Крены  - от ± 80° до 180°. Погрешность крена – 1°, АГД1 – 0,25°.

19.05.2011г. Лекция.

7. Приборы и комплексы для измерения курса воздушного судна.

Гирополукомпас или гироскоп направления.

Гироскоп направления представляет собой трехстепенной уравновешенный гироскоп, снабженный горизонтальной и азимутальной системами коррекции с горизонтально расположенной основной осью вращения. Горизонтальная система коррекции – удерживает ось гироскопа в горизонтальной плоскости. Азимутальная система коррекции – удерживает ось гироскопа в заданном азимутальном направлении.

1 – трехстепенной гироскоп.

2 – внутреннее кардановое кольцо.

3 – внешнее кардановое кольцо.

4 -  маятниковый корректор

5,6 – датчики моментов.

7 – вычислительное устройство.

Работа гирополукомпаса.

Горизонтально-расположенная ось гироскопа направления при отклонении от горизонтального положения возвращается в исходное положение датчиком момента 4 по сигналу от маятникового корректора 2, при отклонении оси гироскопа от азимутального отклонения датчиком момента 5 по сигналу вычислительного устройства 3 возвращается в исходное положение.

Магнитный компас.

Принцип действия магнитных компасов основан на свойстве свободно подвешенного магнита устанавливаться своей осью вдоль магнитного меридиана. Магнитному компасу присущи следующие недостатки:

1.  Для определения истинного курса требуется вручную вводить поправку на магнитное склонение.
2.  Большие магнитные девиации, вызываемые ферромагнитными массами, расположенными на борту, а также девиации, переменные во времени, вызываемые электромагнитными полями, создаваемые электрооборудованием.
3.  Наличие креповой девиации, появляющейся при наклоне объекта, относительно катушки компаса. Если при отсутствии крена девиация устраняется с помощью девиационного устройства, то при крене она появляется вследствие изменения взаимного расположения ферромагнитных масс.
4.  Поворотная погрешность появляется при выполнении поворотов (виражей) вследствие наклона или крена.

Индукционный дистанционный компас.

Чувствительным элементом индукционного датчика служит магнитный зонд. Он представляет собой два соосных пермолоевых сердечника, на каждый из которых намотаны намагничивающие обмотки, а на весь зонд намотана сигнальная обмотка. Поскольку эти обмотки навиты встречно, возникающие магнитные потоки сердечников противоположны и равны абсолютной величине. Поэтому суммарный магнитный поток равен нулю. ЭДС в сигнальной обмотке отсутствует. В результате того, что зонд находится в магнитном поле Земли, под действием магнитного потока Земли в сигнальной обмотке станет индуцироваться переменная ЭДС. Таким образом если ось зонда совпадает с магнитным меридианом, значение ЭДС будет максимальным, если ось перпендикулярна меридиану – ЭДС равна нулю. Таким образом представляется возможность измерения магнитного курса. Для исключения влияния величины земного поля на значение измеряемого курса при полетах в разных широтах в индукционным датчиках используются три зонда, которые монтируются на одной платформе в виде равностороннего треугольника. До 17°.

Астрономические компасы.

Работа астрономических компасов основана на визировании небесных светил, что позволяет определять истинный и ортодромический курсы в любых широтах. И поэтому не зависит от наземного обеспечения или функционирования каких-либо вспомогательных бортовых систем. Однако, визирование светил возможно в условиях их видимости и при отсутствии световых помех.

Астролябии – устройства, позволяющие измерить отклонения светила.

12.05.2011г. Лекция.

Принцип устройства астрономического компаса.

Работа астрономического компаса основана на возможности проектирования параллактического треугольника небесной сферы на горизонтальную плоскость.

Надир – точка расположенная под наблюдателем вертикально.

Зенит – точка, расположенная над наблюдателем вертикально.

Образующийся в результате пересечения небесного меридиана, вертикала светила и его часового круга сферический треугольник MPZ называется параллактическим. Проектируя его на плоскость истинного горизонта можно определить истинный курс самолета (ИК=А-КУ), где А – азимут светила (часовой круг); КУ – курсовой угол светила – угол между продольной осью самолета и направлением на светило.

Автоматический Радио Компас (АРК).

АРК относится к классу угломерных радиотехнических устройств. Они решают навигационные задачи с использованием приводных и широковещательных радиостанций. Принцип действия радиокомпасов основан на свойствах рамочной антенны пеленговать работающую радиостанцию.

УЛ – указатель летчика.

УШ – указатель штурмана.

УАК – указатель астрономического курса.

АРК – автоматический радиокомпас.

ГА – гироагрегат (гирополукомпас).

ГВ – гировертикаль.

ВК – выключатель коррекции.

АД – астрономический датчик (астрономический компас).

П – переключатель.

АК – астрономическая коррекция.

ГПК – гирополукомпас.

МК – магнитная коррекция.

КМ – коррекционный механизм.

МД – магнитный датчик (индукционный компас).

26.05.2011г. Лекция.

Режимы работы курсовой системы.

В зависимости от траектории ВС, географического положения курсовые системы могут работать в трех режимах:

1.  Режим гирополукомпаса – режим, при котором работает только гироагрегат. Перед включением режима гирополукомпаса гироагрегаты курсовой системы согласуются с индукционным и астрономическим датчиком. Уход гироскопа от вращения Земли компенсируется с помощью широтной коррекции. Для устранения погрешностей при наличии углов крена и тангажа используется выключатель коррекции.
2.  Режим магнитной коррекции – режим работы курсовой системы, в котором гирополукомпас работает совместно с индукционным компасом. Магнитным датчиком курса является индукционный компас. С помощью коррекционного механизма, в котором применяется механический корректор устраняются девиационные погрешности индукционного датчика и инструментальные погрешности дистанционных передач. Широтная коррекция в режиме магнитной коррекции не применяется.
3.  Режим астрономической коррекции – режим работы курсовой системы, в котором гирополукомпас работает совместно с астрономическим компасом. В режиме астрономической коррекции связь астрономического датчика курса и гироагрегата осуществляется по схеме аналогичной схеме – связи в режиме магнитной коррекции.

Погрешности курсовых систем.

При работе курсовых систем в режиме магнитной коррекции могут возникать методические погрешности из-за воздействия ускорений на чувствительный элемент и отклонения его от плоскости горизонта, а также от вертикальной составляющей напряженности магнитного поля Земли, зависящее от широты, курса и места ВС. При взлете самолета с углами тангажа более 15° также накапливается дополнительная погрешность магнитного датчика.

В режиме гирополукомпаса погрешности складываются из:

1.  Начальной выставки курса.
2.  Азимутального ухода гироскопа.
3.  Из-за неточной компенсации вращения Земли.
4.  Из-за бокового отклонения от ортодромии.
5.  Из-за дистанционной передачи сигнала.

Точная курсовая система.

БЛОК СХЕМА ТОЧНОЙ КУРСОВОЙ СИСТЕМЫ ТКС – П САМОЛЕТОВ ТУ – 154, ИЛ – 62.

ДИСС – доплеровский измеритель угла сноса и путевой скорости.

ЦНВ – центральный навигационный вычислитель.

ГВ1,ГВ2 – гировертикали.

АК – астрономический компас.

ЗК – задатчик курса.

УШ – указатель штурмана.

КУШ – контроль указатель штурмана.

ГА – гироагрегат ( основной и контрольный).

Омега 3 на синус фи – вычислитель компенсации вращения Земли.

П – переключатель.

АРК –автоматический радиокомпас.

БП – усилитель показаний радиокомпаса.

ИД – индукционный датчик.

КМ – коррекционный механизм.

31.05.2011г. Лекция.

Продолжение. ТКС.

Особенность ТКС наличие двух гироагрегатов. Они дублируют друг друга и служат за контролем точности показаний. Используется тот, который точнее. В системе используется задатчик курса и ДИСС.

1.  Системы автоматизированного управления ВС.

К системам автоматизирования ВС относятся автопилоты и авиационные комплексы.

Все автоматические системы можно разделить на 2 больших класса:

1.  Незамкнутая система управления без обратной связи.
2.  Замкнутая система управления с наличием обратной связи.

Незамкнутые системы управления – простейшие системы управления. Полуавтоматические – когда воздействием системы является человек, а автоматическая – источник воздействия на систему является изменение каких-либо внешних условий в которых работает данная система.

Замкнутая система управления – характерной особенностью этой системы является наличие обратной связи, блягодаря которой информация о состоянии управляемого объекта передается на управляющие устройства.

Различие этих двух систем состоит в наличии обратной связи, которая позволяет контролировать и стабилизировать какой-либо параметр.

Автоматическое управление летательным аппаратом – процесс программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения ВС или целенаправленного управления траекторией полета, осуществляемый с помощью средств автоматики без воздействия летчика на органы управления. Автопилоты предназначены для автоматической стабилизации самолета по траектории и дистанционного управления его положения в пространстве. Для достижения этих целей должен быть реализован некоторый контур автоматического регулирования параметра.

Функциональная схема автопилота.

Автопилот имеет три идентичных канала управления, которые отличаются друг от друга лишь типами используемых датчиков и структурой управляющих сигналов. Сервопривод каждого канала состоит из мостовой схемы (МОСТ), усилителя (У), дискриминатора, сервоусилителя (УМ) и рулевой машины (РМ). Параметры управления вырабатываются в виде сигналов рассогласования, в потенциометрических мостовых схемах, далее сигналы усиливаются, сравниваются и поступают в виде команд на рулевые машины. Рулевые машины управляет режимом отклонения рулевых поверхностей, которые возвращают самолет в исходное положение.

Автопилоты выполняют следующие функции:

1.  Стабилизирует самолет на траектории полета относительно трех осей.
2.  Автоматически выдерживают ортодромический курс.
3.  Выполняют координированные развороты.
4.  Выполняют необходимые эволюции самолета при дистанционном управлении с пульта.
5.  Включение автопилота не требует предварительной настройки и может производиться при любом курсе и на любых положениях ВС в воздухе.

Выключение автопилота производится:

1.  Вручную.
2.  Автоматически, при отклонении параметров или отказа системы одной из систем автопилота.
3.  Путем пересиливания рулевых машин штурвалом или педалями.

1.06.2011г. Лекция.

Автоматизация процессов управления полетами.

Автоматизация обеспечивает высокий уровень безопасности полетов. Управление ВС принято разделять на:

1.  Штурвальное (ручное).
2.  Директорное.
3.  Автоматическое.

Директорная или полуавтоматическая система обеспечивает сбор и анализ информации и выдает пилоту команду на управление ВС, то есть по сути дела управление ручное, а информация подается автоматически.

Аналоговые автоматизированные бортовые системы управления полетом.

Упрощенная структурная схема ПНК 154.

РСБН – Радиолокационная система ближней навигации.

ДИСС – Доплеровский измеритель угла сноса и путевой скорости.

ТКС – Точная курсовая система.

СВС – Система воздушных сигналов.

НВУ – Навигационный вычислитель.

АРК – Автоматический радиокомпас.

КУРС – Навигационно-посадочная система.

СД – Счетчик дальности.

РВ – Радиовысотомер.

КУС – Комбинированный указатель скорости.

ВМ – Барометрический высотомер.

ВАР – Вариометр.

БРЛС – Бортовая радиолокационная станция.

АБСУ – Автоматическая бортовая система управления.

СТУ – Система траекторного управления.

САУ – Система автоматического управления.

АТ – Автомат тяги.

АГР – Авиагоризонт.

АУАСП – Указатель перегрузки углов атаки.

МС – Указатель числа «М».

Пилотажно-навигационный комплекс – совокупность вычислителя датчиков и систем отображения информации для формирования и исполнения команд управления самолетом. ПНК обеспечивает:

1.  Автоматическое и директорное управление самолетом на маршруте.
2.  При заходе на посадку.
3.  Устойчивость и управляемость самолета с системой автоматического управления тяги двигателя.

Устройство ПНК. Основой пилотажной части комплекса является АБСУ, формирующее команды управления самолетом. В АБСУ входит три системы: СТУ – которая управляет маршрутом заходом на посадку и ухода на второй круг, САУ – обеспечивает устойчивость и управляемость и стабилизацию угловых положений самолета, АТ – предназначен для стабилизации приборной скорости полета. В АБСУ входят также приборы и системы, контролирующие пилотажный режим самолета.

Функциональные системы управления ПНК.

1.  Подсистема штурвального управления. Подсистема обеспечивает устойчивость и управляемость, демпфирование, соотношение между отклонениями штурвала, педалей и отклонения соответствующих управляющих поверхностей.
2.  Подсистема автоматической балансировки самолета в вертикальной плоскости.
3.  Подсистема угловой стабилизации в канале крена, тангажа и руля направления.
4.  Подсистема управления разворотом и тангажом. Выполняет довороты на заданный курс и развороты.
5.  Подсистема стабилизации параметра движения на траектории высоты, скорости числа «М» и бокового отклонения.
6.  Подсистема управления заходом на посадку. Подсистема обеспечивает заход на посадку по второй категории ИКАО.
7.  Подсистема управления тягой двигателя обеспечивает высокую точность стабилизации скорости планирования и заходе на посадку.
8.  Подсистема ухода на второй круг. Режим ухода на второй круг начинается с высоты принятия решения и заканчивается высотой круга.
9.  Подсистема индикации и сигнализации. Подсистема имеет: два прибора (пилотажно-командный прибор и пилотажно-навигационный прибор), рулевые индикаторы, а также световые табло сигнализации неисправности и кнопки-лампы.

7.06.2011г. Лекция.

Цифровые системы автоматического управления полетом.

Пилотажно-навигационные комплексы цифрового управления обеспечивают высокий уровень автоматизации на всех этапах полета. Они предусматривают возможность директорного и автоматического взлета и ухода на второй круг, полную автоматизацию и управление на маршруте, автоматический заход и посадку по 3 категории ИКАО, включая автоматическое управление послепосадочным пробегом после посадки ВС.

Структура и состав цифрового ПНК.

Система индикации состоит из:

1.  Система электронной индикации.
2.  Комплексная информационная система сигнализации.

В комплект СИ входит:

1.  Комплексный пилотажный индикатор КПИ.
2.  Комплексный индикатор навигационной обстановки.

Комплексный пилотажный индикатор  работает в 4 режимах:

1.  Земля.
2.  Взлет.
3.  Маршрут.
4.  Посадка.

КИНО работает в трех режимах:

1.  Карта.
2.  ПНП.
3.  Метео.

Цветовое кодирование информации на индикаторах.

1.  Красный цвет - Применяется для экранной информации, сигнализирующей об аварийных условиях эксплуатации или состояниях систем, которые требуют немедленных действий экипажа. Причем располагаемое время для парирования отказа не более 15 секунд.
2.  Желтый цвет – Применяется для предупреждающей информации, сигнализирующей о ненормальных условиях эксплуатации и систем, которые требуют немедленного осведомления экипажа и возможного корректирующего действия.
3.  Зеленый цвет – Применяется для нормальных текущих значений параметров, для уведомления включения резервных системы, которая работает до конца полета.
4.  Голубой цвет – применяется для напоминания о нормальном но временном включении самолетных систем.
5.  Белый цвет – Применяется для привлечения внимания экипажа к факту, что переключатель переведен во внештатное положение, для обозначения вспомогательных надписей и линий.

Вычислительные системы ПНК.

1.  Вычислительная система управления полетом и тягой. Система обеспечивает стабилизацию угловых положений ВС, выход и стабилизацию заданного эшелона и скорости, программный полет в горизонтальных и вертикальных плоскостях, директорное  и автоматическое управление захода на посадку и ухода на второй круг, сигнализацию о предельных отклонениях от глиссады на высотах менее 300м.
2.  Вычислительная система самолетовождения. В процессоры вычислителя из задающего устройства вводятся: перечни ППМ, массивы ППМ, доступные радиомаяки, рубежи пересечения различных границ, план полета – маршрутный эталон, информация о разбивки трассы по зонам ответственности ОВД, режим работы связных радиосредств.
3.  Система предупреждения критических режимов и приближения к земле.
4.  Система предупреждения критических режимов: осуществляет контроль за параметрами полета, обеспечивает вычисление пороговых значений контролируемых параметров полета, вичисление значений сдвига ветра более допустимого, выдача контрольных сигналов по данным параметрам.
5.  Система предупреждения приближения к земле – система предупреждения опасного приближения с поверхностью. Работает в 5 режимах:
   1.  Превышение порогового значения вертикальной скорости снижения.
   2.  Превышение пороговых значений приборной скорости при сближении с землей.
   3.  Потеря высоты на взлете при уходе на второй круг.
   4.  Полет вблизи земли с невыпущенными шасси и закрылками.
   5.  Чрезмерное отклонение вниз от радиотехнической глиссады.
6.  Комплексная информационная система сигнализации, система сбора и локализации отказов.

14.06.2011г. Лекция.

13. Кислородное оборудование.

Кислородное оборудование – комплекс средств защиты экипажа и пассажиров от кислородной недостаточности, связанной с пониженным парциальным давлением кислорода во вдыхаемом воздухе при низком давлении в кабине, а также от воздействия продуктов сгорания в случае пожара.

Парциальное давление – давление, которое имел бы газ, входящий в состав газовой смеси, если бы он один занимал объем, равный объему смеси при той же температуре.

При постоянном процентном содержании кислорода в атмосфере на кислород примерно выпадает 21% от всего объема. С подъемом на высоту коэффициент давления будет уменьшаться. Таким образом, чтобы обеспечить нормальное парциальное давление 150мм, необходимо увеличивать процентное содержание кислорода в зависимости от высоты в кабине. Нормальное парциальное давление можно обеспечивать только до высоты в кабине равное 10км, и парциальное давление ниже допустимого 98мм. – до высоты 12км. Если произошла разгерметизация кабины на высотах более 12 км, то подача 100% кислорода для дыхания не решает проблему, необходимо подавать кислород под давлением.

Кислородное оборудование ВС.

Кислородное оборудование ВС бывает: стационарное, переносное и спасательное. Основной задачей систем кислородного питания является поддержание парциального давления кислорода на уровне, обеспечивающем нормальную жизнедеятельность человека во всех режимах полета и в аварийных ситуациях.

Устройство.

Кислород в ВС хранится в жидком(1л.=800л.газообразного) или газообразном(150-200атм.) состоянии. Из баллонов кислорода кислород подается в редукторы, который понижает давление, а потом кислород попадает в легочные автоматы, а затем в кислородную маску.

Система кондиционирования воздуха.

Система кондиционирования воздуха предназначена для поддержания давления и температуры воздуха в гермокабине ВС на уровне обеспечивающем нормальную жизнедеятельность экипажа и пассажиров. Система кондиционирования поддерживает следующие параметры внутри кабины:

1.  Давление воздуха не менее 300мм.рт.ст.
2.  Парциальное давление не менее 110мм.
3.  Температура от 18° до 22°.
4.  Относительная влажность от 40до 60%.

Внутри поддерживается 550-560 мм.рт.ст. что соответствует высоте 2200-2500 метров.

Принцип работы.

Воздух для работы системы отбирается от компрессоров где то 500°. Воздух разделяется на 2 потока: один поток охлаждается – холодная линия; второй поток поступает напрямую в смеситель, 2потока смешиваются и добавляются в кислород.

Состав кислородного оборудования ВС.

1.  Стационарная система кислородного обеспечения экипажа.
2.  Стационарная система кислородного обеспечения пассажиров.
3.  Переносное кислородное оборудование – для обеспечения в полете терапевтического питания кислородом, нуждающихся в этом по состоянию здоровья пассажиров, а также членов экипажа от воздействия токсичных веществ. Для экипажа переносное составное оборудование состоит из блока кислородного питания и дымозащитной кислородной маски; для бортпроводников – блок кислородного питания, дымозащитная маска и кислородная маска; для пассажиров – блок кислородного питания и две кислородные маски.
4.  Аварийная кислородная система для пассажиров и бортпроводников.

Включается автоматически, дистанционно или вручную.

15.06.2011г. Лекция.

Приборы работы контроля двигателя.

Измерители вибрации двигателя.

Вибрация – механическое колебание двигателя. У вибрации есть период, частота, резонанс. Резонанс – состояние системы, при котором частота возбуждения   колебатель движения твердого теля полностью описываются в виде 6 комбинаций: 3 колебательные направления и 3 вращательные оси (перпендикулярны). Для контроля вибрации двигателей, а также уровня вибро-перегрузок на самолетах устанавливается аппаратура контроля вибрации. Вибрация измеряется в мм/сек. Конструктивно выполнен в виде датчика и указателя. При возникновении вибрации летчик должен немедленно по возможности устранить вибрацию (малый газ), в противном случае выключить двигатель во избежания разрушения и пожара двигателя.

Приборы и системы для измерения количества топлива.

Топливомер.

Количество топлива в баках измеряется с помощью дистанционных топливомеров. Топливомеры бывают двух видов: поплавковые и емкостные. Наличие скользящих контактов в датчике поплавкового топливомера создает угрозу пожара и взрыва в случае проникновения в корпус датчика паров топлива. Поэтому, в основном используются емкостные топливомеры. Принцип действия датчика емкостного топливомера основан на измерении изменения его электрической емкости в зависимости от уровня топлива. В качестве датчика уровня топлива используется электрический конденсатор.

Расходомер.

Для измерения расходуемого двигателем топлива на ВС применяются расходомеры мгновенного и суммарного расхода топлива. Измерения мгновенного расхода топлива дает возможность судить о соответствии фактического расхода к заданному. Суммарный расход топлива позволяет экипажу определить остаток топлива в любое время полета ВС.

Авиационные манометры.

В качестве приборов для измерения жидкости и газов используются дистанционные манометры. Манометры бывают электромеханические и электроиндукционные. Чувствительными элементами таких манометров служат манометрические коробочки, упругая деформация которых преобразуется в электрические сигналы, пропорционально давлению.

Авиационные тахометры.

Тахометр – прибор для измерения частоты вращения вала двигателя. Необходимость измерения этого параметра обуславливается возможностью косвенно судить о развиваемой тяги двигателя, а также тепловой напряженности его работы, что весьма важно для правильной эксплуатации работы силовой установки. Индикация тахометров выполнена в процентах от максимального значения оборотов двигателя для удобства эксплуатации. Три режима работы: малый газ – 35-45%; номинальные обороты – 85-94%; максимальный режим – 97-100%.

14.Приборы регистрации параметров полета.

К приборам регистрации параметров полета относятся бортовые средства объективного контроля. Бортовые средства объективного контроля (СОК) это технические средства, предназначенные для регистрации и сохранения полетной информации, характеризующие условия полета, действия экипажа и функционирования бортового оборудования. СОК используются для:

1.  Анализа причин и предупреждения летных происшествий.
2.  Технической диагностики бортового оборудования и прогнозирования его технического состояния.
3.  Оценки действий летного состава при выполнении летного задания.

Существует три вида средств объективного контроля:

1.  Бортовые устройства регистрации (бортовые самописцы). Конструктивно они изготовлены из жаро- и ударопрочных герметических корпусов, окрашенных в ярко-оранжевый цвет, окрашен термостойкой краской, на корпусе имеются предупреждающие надписи на различных языках (английский язык обязателен). Корпус делается в виде шара или цилиндра. носители БУР имеют механические оптические магнитные и электронные запоминающие устройства. Бортовые устройства регистрируют:
2.  Полетную информацию, скорости, высоты, параметры самолета.
3.  Отклонение органов управления и управляющих поверхностей самолета.
4.  Параметры работы двигателя, положение РУТ, тяги, расхода топлива, давление в кабине, напряжение бортовой системы.
5.  Бортовые магнитофоны. Предназначены для записи речевой информации переговоров экипажа по внешней и внутренней связи. Магнитофоны имеют носители на магнитной ленте, на стальной проволоке и электронное твердотельное запоминающее устройство.
6.  Интегральные устройства, совмещающие в себе функции обоих видов.

1. zkonru-intnumphpbctovrid2 ИНТЕРВЬЮ НОМЕРА Ноябрь 2006 В
2. . Сущность морского круиза и путешествия 2
3. 02.01 Кузнецов П
4. Основи самостійного вивчення курсу загальної психології
5. Правильный ответ- 1 ТЕЛА ПРЕГАНГЛИОНАРНЫХ СИМПАТИЧЕСКИХ НЕЙРОНОВ РАСПОЛАГАЮТСЯ В 1 стволе мозга и крестцо
6. Реферат на тему- Философия самураев Дисциплина Философия Выполнил- курсант 1 курса ФП
7. вариантах нередко с подчёркиванием той или иной частной функции древо жизни древо плодородия древо
8. реферату- Характеристика сметаниРозділ- Різне Характеристика сметани В кулінарії застосування сметани д
9. Лекция Борукаева И.
10. Реферат- Польский язык
11. тематизації. Метою практики було- формування на базі одержаних у вищому навчальному закладі знань
12. Решение системы нелинейных уравнений
13. Ведерников Александр Филиппович
14. Формирование качества воды на приречных водозаборах
15. по теме Секрет долголетия басни подготовила учитель русского языка и литературы Не
16. Реферат на тему- ldquo;Історія розвитку охорони здоров~я в Україні
17. ДИПЛОМНАЯ РАБОТА на тему - СОВРЕМЕННЫЕ МЕЖДУНАРОДНЫЕ ОТНОШЕНИЯ И
18. Способы и порядок учёта деловой репутации
19. Доклад- Простота и экономичность брошюровщиков
20. капельным путем т

Материалы собраны группой SamZan и находятся в свободном доступе