Автор: Воробьев В.Г. Глухов В.В. Кадышев И.К.
Теги: приборостроение в целом применение приборов измерительная техника весы устройства для взвешивания авиационное оборудование приборостроение гражданская авиация
ISBN: 5-277-01035-1
Год: 1992
Текст
Форум на
AVIA.RU
представляет
ВХ ВОРОБЬЕВ
В.В. ГЛУХОВ
И.К. КАДЫШЕВ
АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ,
ИНФОРМАЦИОННО -
ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ
СИСТЕМЫ И КОМПЛЕКСЫ
ИЗДАТЕЛЬСТВО -ТРАНСПОРТ-
УДК 681.2 : 629.13(075.8)
Воробьев В. Г., Глухов В. В., Кадышев И. К Айив||||1|ц|1ые ирвб*ц*ы < ।
формационно-измерительные системы и комплексы (Учеб или вуюи / ||u>i ,
В. Г. Воробьева.—М.: Транспорт, 1992.— 399 г.
Описаны принципы действия, основы расчета xupiiKivpiii iiik, у< 1|>ой<
погрешности и особенности технического обслуживания авиационных npuOiip-...
информационно-измерительных систем и комплексов.
Рассмотрены основные элементы приборов и измерительных систем и комп
лексов. Описаны средства контроля работы двигателей воздушных судов (1U.)
высотное и кислородное оборудование, гироскопы, пилотажно-навигациониы!
приборы и системы. Даны основные принципы построения цифровых авиацичв
пых приборов, информационно-измерительных систем и комплексов.
Для студентов вузов гражданской авиации.
Табл. 3, ил. 258, библиогр. 34 паяв.
Книгу написали: В. Г. Воробьев — предисловие, главы 1, 15, 16, 17,
20, § 22.1; В. В. Глухов — главы 2, 3, 4, 7, § 18.2, 18.6, 19.4, главу 21, § 22.2;
И К- Кадышев — главы 5, 6, 8, 9, 10, 11, 1'2, 13, 14, главу 18 (кроме § 18.2,
18.6), главу 19 (кроме § 19.4).
Рецензент д-р техн, наук В, П. Селезнев
Заведующий редакцией Л. В. Васильева
Редактор Э. М- Федорова
320603000-270
049(01)-92
168-92
ISBN 5-277-01035-1
© В. Г. Воробьев, В. В. Глухов, И. К. Ка-
дышев, 1992
ПРЕДИСЛОВИЕ
Технический прогресс в области авиации в связи с развитием и ши-
роким применением вычислительной техники потребовал нового под-
хода к объектам изучения авиационного оборудования, а именно к ави-
ационным информационно-измерительным комплексам, где основу со-
ставляют бортовые цифровые вычислительные машины (БЦВМ). Это
явилось причиной существенного изменения ряда курсов учебных дис-
циплин в вузах гражданской авиации и коренной переработки методи-
ческого материала согласно новым учебным планам.
По сравнению с ранее издававшейся учебной литературой, посвя-
щенной авиационным приборам и информационно-измерительным си-
стемам, в этой книге введен ряд разделов, которые отражают совре-
менные достижения авиационного оборудования.
Это касается в первую очередь цифровых авиационных приборов,
систем и комплексов. Так, например, в данном учебнике рассмотрены
принципы их построения, цифровые информационно-измерительные
системы и комплексы высотно-скоростных параметров, цифровые нави-
гационные комплексы, принципы работы и устройство инерциальных
систем, средства отображения информации и т. д.
Учебник написан в соответствии с новой программой учебной дис-
циплины «Авиационные приборы, информационно-измерительные си-
стемы и комплексы».
В главах 1—4 излагаются общие сведения об авиационных прибо-
рах, информационно-измерительных системах и комплексах, основы
теории их погрешностей, типы и виды функциональных связей, струк-
турные особенности, а также принципы построения приборов, систем и
комплексов. В главах 5—9 рассмотрены приборы и системы, контро-
лирующие параметры силовых установок. В главах 10 и 11 рассмотре-
но оборудование систем жизнеобеспечения ЛА. В главах 12—14 опи-
саны приборы, системы и комплексы, определяющие высотно-скорост-
ные параметры полета ЛА. В главах 15—18 рассмотрены основы при-
кладной теории гироскопов, приборы и системы, работающие на их
основе. Глава 19 посвящена системам и комплексам, решающим задачи
навигации. В главах 20—21 описаны элементы и системы инерциаль-
ной навигации. В главе 22 рассмотрены средства отображения инфор-
мации на борту ЛА. В конце каждой главы имеются контрольные
вопросы.
Авторы выражают глубокую признательность проф., д-ру техн,
наук В. П. Селезневу за полезные советы и замечания, сделанные им при
рецензировании рукописи.
3
Глава 1
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ,
ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМАХ
И КОМПЛЕКСАХ
1.1. Назначение и классификация
Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и
комплексы (АПСК) обеспечивают измерение на борту большого числа
параметров, характеризующих режимы полета самолета. В ходе поле-
та эти параметры непрерывно изменяются. Информация о параметрах
режимов полета используется для ручного или автоматического управ-
ления полетом, для контроля режимов работы силовых установок и т.п.
Движение самолета как твердого тела в пространстве состоит из
поступательного движения (движения центра масс) и углового движе-
ния (движения вокруг центра масс). Положение центра масс самолета
(точка О, рис. 1.1) относительно заданной системы отсчета O0X0Y0Za
определяется линейными координатами: Н — высотой полета; S —
пройденным расстоянием; Z —боковым отклонением. Ось О0У0 систе-
мы координат (?0Х0К020 направлена по вертикали места. Плоскость
OaX0Z0 является горизонтальной. Направления осей О0Х0 и O0Z0
выбираются в соответствии с задачей полета. Система ОХдУдгд дви-
жется поступательно с центром масс самолета.
Высота измеряется по вертикали между самолетом и поверхно-
стью, принятой за начало отсчета. Различают абсолютную, относи-
тельную, истинную высоту.
Для определения углового положения самолета в пространстве вво-
дится связанная система координат OXYZ (рис. 1.2). Ось ОХ направ-
лена по продольной оси самолета. Ось 0Y расположена в плоскости
симметрии и перпендикулярна оси ОХ. Ось 0Z направлена в сторону
правого крыла, перпендикулярна плоскости симметрии. Угловое по-
ложение самолета определяется тремя углами Эйлера (угловыми ко-
ординатами): ф, О', у. Угол между осью 0Хя и проекцией связанной оси
ОХ на горизонтальную плоскость X^OZ^ называется углом рыскания.
Угол О' между связанной осью ОХ и горизонтальной плоскостью назы-
вается углом тангажа. Угол у между плоскостью симметрии самолета
XOY и вертикальной плоскостью, проходящей через связанную ось
ОХ, называется углом крена.
Направление полета самолета относительно земной системы ко-
ординат определяется курсомф самолета, представляющим собой угол,
отсчитываемый по часовой стрелке между опорным направлением (ме-
ридианом) и проекцией продольной оси самолета на плоскость гори-
зонта.
Кроме линейных (Н, S.Z) и угловых (О', у, ф) координат использу-
ются параметры, характеризующие движение самолета по отношению
4
к набегающему потоку воздуха.
Для этой цели вводится скорост-
ная система координат OXaYaZa
(рис. 1.3), связанная с вектором
V скорости движения самолета от-
носительно воздушной среды, на-
зываемой истинной воздушной ско-
ростью. Направление оси 0Ха
скоростной системы координат
OXaYaZa совпадает с направле-
Рис. 1-1. Координаты поступательно-
_ го движения центра масс самолета
нием вектора V. Ось 0Y а перпен-
дикулярна оси ОХа и расположена в вертикальной плоскости, про-
ходящей через ось ОХа. Ось 0Za перпендикулярна плоскости
XaOYа и направлена в сторону правого крыла.
Положение скоростной системы координат OXaYaZa по отноше-
нию к связанной системе координат OXYZ определяется углами аир.
Угол а между проекцией вектора истинной воздушной скорости на
плоскость симметрии самолета (XOY) и связанной осью ОХ называет-
ся углом атаки. Угол р между вектором истинной воздушной скорости
и плоскостью симметрии самолета XOY называется углом скольже-
ния.
В самолетовождении кроме истинной воздушной скорости исполь-
зуются также такие скорости полета, как индикаторная, путевая и
вертикальная. Безразмерной характеристикой скорости полета само-
лета является число М, равное отношению истинной воздушной скоро-
сти к скорости звука.
Для обеспечения требуемого качества управления движением по
траектории в ряде случаев необходимо измерять производные линей-
ных и угловых координат: угловые скорости и ускорения относитель-
Рис. 1.2. Координаты углового
движения самолета относительно
центра масс
Рис. 1.3. Положение скоростной
системы координат по отношению
к связанной системе
5
но связанных осей (tt>x, ojj,, со2, сох, ojj,, ю2), линейное ускорение / по
направлению связанной оси.
Режим работы силовой установки характеризуется комплексом па-
раметров, определяющих его тягу Рт, удельный расход топлива Gya т,
температурную и динамическую напряженность его деталей и устой-
чивость работы. К этим параметрам относят степень повышения давле-
ния в компрессоре Пв, температуру газов Т3 перед турбиной, расход
GB воздуха через двигатель, давление и скорость воздуха и газов по
тракту двигателя и т. п.
Основными из отмеченных параметров являются величины Пв и
Т3. В рабочих режимах обычно ограничиваются условием Пв = const;
Тз = const. При неизменных параметрах внешних условий величина
Пв пропорциональна частоте вращения вала двигателя п в единицу
времени. Поэтому в качестве измеряемых параметров прн определе-
нии тяги, удельного расхода топлива, динамической и температурной
напряженности деталей двигателя используют параметры п и Т3.
Параметры п и Т3 можно регулировать изменением расходов GT ос-
новного и бф форсажного топлива, площади реактивного сопла, а так-
же изменением угла установки лопаток направляющего аппарата ком-
прессора.
В связи с тем что условия работы приборов на самолете отличают-
ся от условий работы приборов на земле разнообразием и сложным со-
четанием различных внешних факторов, влияющих на работу приборов,
к измеряемым на самолете параметрам относят также параметры окру-
жающей среды и механических воздействий (вибрации, перегрузок).
Авиационные приборы и измерительные системы можно классифи-
цировать по назначению, принципу действия, дистанционности и спо-
собу воспроизведения измеряемой величины.
По назначению приборы и системы подразделяют на пилотажно-
навигационные приборы и системы, приборы контроля работы сило-
вых установок, приборы, для измерения параметров окружающей сре-
ды и приборы контроля за работой отдельных систем и агрегатов само-
лета.
По принципу действия приборы могут быть механическими, элект-
рическими, гидравлическими, оптическими и др., а также комбиниро-
ванными (электромеханическими и т.п.).
По способу управления приборы разделяют на недистанционные
и дистанционные. Для дистанционного прибора характерно наличие ли-
нии связи, соединяющей разнесенные на некоторое расстояние датчик
и индикатор. Линия связи может быть механической, гидравлической,
электрической, пневматической и т.п.
По способу воспроизведения измеряемой величины приборы могут
быть: с непосредственной выдачей информации, регистрирующими и
измерительными преобразователями (датчиками). Приборы с непо-
средственной выдачей информации подразделяют: на приборы с инди-
кацией информации в виде цифровых или аналоговых данных; на при-
боры с выдачей изображения в виде силуэта самолета, экрана с картой
6
обстановки и т.п.; на приборы, выдающие информацию в виде свето-
вых табло с надписями; на приборы, выдающие информацию в виде
звукового сигнала, и др.
Регистрирующие приборы фиксируют информацию непрерывно на
бумаге, магнитных лентах или дискретно с помощью печатающего
устройства.
Под измерительным преобразователем (датчиком) понимают преоб-
разователь некоторой входной величины х (t) в выходную величину
У (0 другого вида, более удобную для дальнейшего использования.
1.2. Условия эксплуатации
Авиационные приборы и измерительные системы в процессе лет-
ной эксплуатации подвергаются внешним воздействиям: изменению
температуры и давления окружающей среды, механическим ударам,
линейным ускорениям, вибрации, пыли, влажности и т.п. Требования
к самолетному оборудованию, условия его эксплуатации и испытаний
устанавливаются Нормами летной годности гражданских самолетов
(Н Л ГС-3).
Общие технические требования к оборудованию по внешним воздей-
ствиям определяются в зависимости от типа и назначения самолета, ус-
ловий его эксплуатации, типа и места размещения силовых установок,
авиационного оборудования на самолете.
Изменение температуры и давления окружающей среды в широком
диапазоне объясняется особенностями земной атмосферы. С ростом вы-
соты температура, плотность и давление воздуха меняются, причем их
изменение в зависимости от времени года, суток, места и метеоусло-
вий носит различный характер. Это затрудняет градуировку высотно-
скоростных приборов, основанных на использовании свойств земной
атмосферы. В связи с этим на основе статистической обработки много-
летних метеорологических данных разработан средний закон измене-
ния параметров воздуха от высоты, принятый за основу стандартной
атмосферы (СА-73). Значения параметров воздуха на различных высо-
тах по СА-73 близко совпадают со средними значениями этих парамет-
ров в летнее время. Для СА-73 исходными данными являются значе-
ния параметров воздуха на уровне моря и широте 45°: давление 760 мм
рт. ст. (101 325 Па), температура +15° С (288,15 К), плотность
1,225 кг/м3, скорость звука 340,294 м/с. В табл. 1.1 приведены некото-
рые параметры из СА-73 на высотах 1000 ... 20 000 м.
Авиационные приборы и измерительные системы должны сохранять
свою работоспособность в условиях повышенной и пониженной темпе-
ратур, циклического и быстрого изменения температуры окружающей
среды. Изменение температуры приводит к изменению геометрических
размеров деталей и физических параметров материалов (электрическое
и магнитное сопротивление, модуль упругости и т.п.). С ростом темпе-
7
Таблица 1.1
Геомет- рическая высота, м Температура Давление Плот- ность, кг/м* Скорость звука, м/с
К •с Па мм рт. ст.
— 1 000 294,65 21,50 113 391 854,55 1,347 344,1
— 500 291,40 18,25 107 478 806,16 1,284 342,2
0 288,15 15,0 101 325 760,0 1,225 340,3
500 284,90 11,75 95 461,3 716,02 1,167 338,4
1 000 281,65 8,5 89 876,3 674,12 1,112 336,4
2 000 275,15 2,0 79 501,4 596,31 1,007 332,6
3 000 268,66 —4,49 70 121,2 525,96 0,909 328,6
4000 262,17 — 10,98' 61 660,4 462,49 0,819 324,6
5 000 255,68 —17,47 54 048,3 405,39 0,736 320,5
6 000 249,19 —23,96 47 217,6 354,16 0,601 316,5
7 000 242,70 —30,45 41 105,3 308,31 0,590 312,3
8 000 236,21 —36,93 35 651,6 267,41 0,526 308,1
9 000 229,73 —43,42 30 800,7 231,02 0,467 303,8
10 000 223,25 —49,90 26 499,9 198,76 0,413 299,6
12 000 216,65 —56,50 19 399,4 145,51 0,312 295,1
16 000 216,65 —56,50 10 352,8 77,65 0,166 295,1
20 000 216,65 —56,50 5 529,3 41,47 0,088 295,1
ратуры увеличивается износ трущихся поверхностей, понижается
механическая и электрическая прочность.
Авиационное оборудование в зависимости от размещения на само-
лете подразделяется на оборудование, расположенное: а) в отсеках с
регулируемой температурой; б) в отсеках с нерегулируемой температу-
рой и в зонах, контактирующих с внешним потоком воздуха; в) в дви-
гательных отсеках.
Во всех случаях нижний предел рабочей температуры равен
— 60 °C. Нормируемый верхний предел температуры для случая а равен
+ 55 °C, для случая б — определяется режимом полета (для до звуко-
вых скоростей -55 °C); для случая# 4-315 °C. Скорость изменения тем-
пературы в случае а может достигать 2 °С/мин, в случае б — 5 °С/мин;
в случае в— 10°С/мин. Испытание на устойчивость оборудования к
тепловым воздействиям проводится при нормальном атмосферном дав-
лении.
Для снижения вредного влияния изменения температуры среды
на результаты измерения для приборов выбирают материалы с малыми
температурными коэффициентами, применяют схемы температурной
компенсации, используют термообогрев приборов.
Значения нормируемых параметров пониженного давления р для
авиационного оборудования устанавливают в зависимости от высотно-
сти самолетов, на которых оно устанавливается. Различают оборудо-
вание, предназначенное для высот до: 6000 м (р » 47,2 кПа); 10 000 м
(р « 26,5 кПа); 15 000 м ipx 12 кПа). Оборудование, устанавливаемое
я
в гермокабинах и гермоотсеках, должно нормально функционировать
при быстром (не более 15 с) изменении давления от 560 мм рт. ст. до
значения, указанного в скобках, и в условиях пониженного давления в
течение 10 мин.
Понижение давления воздуха ухудшает отвод тепла от электриче-
ских узлов, усиливает испарение смазки подшипников, уменьшает
электрическое напряжение пробоя изоляции. Для устранения этих
нежелательных явлений приборы герметизируют и заполняют их
инертным газом.
Повышенная влажность воздуха отрицательно сказывается на ра-
боте приборов. Относительная влажность воздуха может меняться
до 100 %.
С подъемом на высоту (т. е. при охлаждении воздуха, насыщенного
водяными парами) происходят конденсация влаги и ее выпадение в
виде росы, инея, снега. Осадки, попадая на приборы, отрицательно
влияют на их работу. При этом ускоряется коррозия металлов, пони-
жается сопротивление электрической изоляции, происходит заклини-
вание подвижных частей при замерзании конденсата. Для устранения
этих нежелательных последствий в приборах применяют нержавеющие
материалы, лакокрасочные и гальванические покрытия. Используют
герметизацию приборов с заполнением их инертным газом, влагопогло-
тители, электрообогрев (для предохранения от обледенения).
Авиационные приборы и системы подвергаются механическим воз-
действиям: перегрузкам от эволюций самолета, турбулентным колеба-
ниям атмосферы, ударам при взлете и посадке, вибрациям от воздейст-
вия аэродинамических сил и работы двигателя. Перегрузки оценива-
ются в относительных единицах: отношением ускорения / к ускорению
свободного падения g. Значения нормируемых параметров линейного
ускорения устанавливаются при оценке устойчивости и прочности обо-
рудования до 5 g (49 м/с2), а при оценке прочности узлов крепления —
до 10g- (98 м/с2).
Линейные ускорения могут привести к смещению положения равно-
весия подвижной системы при наличии небаланса, к увеличению зоны
застоя за счет увеличения трения в опорах, к нарушению прочности
узлов крепления. Для снижения вредного влияния линейных ускоре-
ний производят тщательную балансировку подвижной системы, взве-
шивание подвижной системы в жидкости.
Кратковременные, но достаточно большие по значению ускорения —
удары и вибрация могут привести к обрывам проводов в местах пай-
ки, к ускоренному износу осей, опор, подшипников, нарушению рабо-
ты подвижных элементов приборов, потере способности оборудования
сохранять свои функциональные параметры в заданных пределах. Ос-
новными параметрами, характеризующими ударные воздействия, явля-
ются: амплитуда ударного ускорения, длительность ударного импуль-
са, форма ударного импульса (ускорения во времени), число и частота
следования ударов. Значения параметров удара в зависимости от дина-
9
мических зон (центральная или концевая1) размещения оборудования
на самолете и типа самолета могут достигать: ускорение — до 4 ... 8g,
длительность удара — до 20 мкс, общее число ударов — несколько
тысяч, частота ударов — 40 ... 80 в 1 мин.
Для каждого типа самолета вибрационные воздействия имеют свои
диапазоны частот и уровни виброускорений (вибросмещеннй), спект-
ральные плотности (дисперсии), охватывающие множество эксплуата-
ционных вибрационных состояний в местах установки оборудования на
самолете.
В случае совпадения частоты вибрации основания с частотой коле-
баний отдельных деталей и узлов прибора может наступить опасный
для эксплуатации резонанс.
Верхняя частота диапазона вибрации для оборудования самолетов
с ТРД достигает 2000 Гц, для оборудования самолетов с ТВД и амор-
тизируемого оборудования — 500 Гц. Применяемое на борту самолетов
оборудование должно быть вибрОустойчиво и вибропрочно. Виброус-
тойчивость характеризует способность оборудования правильно функ-
ционировать при вибрации, а вибропрочность — сопротивляемость
разрушающему влиянию вибрации. Виброустойчивость прибо-
ров и систем достигается тщательной балансировкой их деталей и
узлов, выбором собственной частоты упругих колебаний выше верхней
частоты вибрации самолета. Вибропрочность обеспечивается примене-
нием прочных и твердых материалов, термообработкой и выполнением
деталей определенного сечения с необходимым запасом прочности.
Для уменьшения действия вибрации, ударов и тряски на работу
приборов на самолетах используется индивидуальная амортизация и
амортизация приборных досок.
К устанавливаемому на борту оборудованию предъявляются тре-
бования по акустическому шуму. В этой связи рассматривают обору-
дование, устанавливаемое: а) в отсеках вне силовой установки; б) в
зоне силовой установки; в) в зоне действия шума выхлопной струи.
Нормируемый уровень звукового давления в контрольных точках
для случая широкополосного шума (со спектром возможных частот
125 ... 8000 Гц) для случаев: а — 130 дБ, б — 140 дБ, в — 150 дБ.
Кроме отмеченных внешних воздействий авиационное оборудова-
ние может подвергаться воздействию сетевых радиопомех, магнитного
и электростатического полей, радиационного излучения, морского ту-
мана, плесневых грибов.
Сетевые радиопомехи, распространяющиеся по цепям питания от
радиотехнических и электрических устройств, отрицательно влияют
на работу электрических приборов и электронных устройств. Обычно
для исключения этого влияния в цепи питания приборов устанавлива-
ют электрические фильтры, которые защищают прибор как от внешних
помех, так и от помех, возникающих в самом приборе.
1 К центральной зоне относят фюзеляж и 2/3 полуразмаха крыла от осевой
линии, к концевой — концевые части крыла, хвостовое оперение, выносные
штанги.
10
Для устранения влияния магнитного и электростатического полей
приборы экранируют. Радиационные излучения при прямом воздей-
ствии солнечных лучей на оборудование ослабляют чувствительность
полупроводниковых элементов. Для предотвращения влияния радиа-
ционного излучения на приборы используют элементы повышенной
стойкости, увеличивают запас по коэффициентам усиления.
При попадании пыле-песчаной смеси в механизмы приборов они
засоряются, в результате может произойти их отказ. Для устранения
отказов корпуса и соединения приборов выполняют пылевлагонепро-
ницаемыми .
Воздействие соляного морского тумана на авиационное оборудова-
ние также отрицательно сказывается на его функционировании. Сни-
жение влияния морского тумана на работу приборов и их внешний вид
обеспечивается применением особых материалов, покрытий, а также
герметизацией приборов.
При эксплуатации авиационного оборудования в условиях влаж-
ного тропического климата возможен рост плесневых грибов, влияние
которых может отрицательно сказаться на работоспособности оборудо-
вания. Обычно к оборудованию в этом случае предъявляется требова-
ние противостоять развитию плесневых грибов. С этой целью исполь-
зуют герметизацию приборов, а для изготовления деталей и узлов при-
меняют грибоустойчивые материалы.
Применяемая в настоящее время планово-предупредительная сис-
тема технического обслуживания авиационных приборов основывает-
ся на проведении определенного фиксированного объема работ через
установленные промежутки времени независимо от фактического тех-
нического состояния приборов. Техническое обслуживание приборов
ведется с использованием контрольно-поверочной аппаратуры и состо-
ит из оперативных и периодических форм технического обслуживания.
Периодические формы технического обслуживания могут проводиться
без демонтажа приборов непосредственно на борту самолета и с демон-
тажем приборов в условиях лаборатории авиационно-технической ба-
зы (АТБ).
Техническое обслуживание приборов проводится по регламентам
в определенной последовательности в течение установленного межре-
монтного ресурса. Регламент данного типа самолета является основным
документом, определяющим объем и периодичность выполнения ра-
бот по техническому обслуживанию авиационных приборов.
При используемой в настоящее время системе технического обслу-
живания межремонтные ресурсы назначаются на основе вероятност-
ных законов для совокупности однотипных изделий по «худшим» об-
разцам исходя из необходимости обеспечения высокого уровня безо-
пасности полетов. Это означает, что индивидуальные ресурсы многих
приборов используются не полностью.
Время безотказной работы для большинства авиационных приборов
является случайной величиной, имеющей большие средние квадрати-
ческие отклонения. Поэтому, с одной стороны, возможны отказы
11
приборов до истечения межремонтного ресурса, а с другой — с само-
лета снимают приборы, обладающие значительным запасом работо-
способности. Кроме того, проведение на исправно работающем приборе
каких-либо операций (переборок, замен узлов и т.д.) часто приводит в
последующем к возникновению дефектов, свойственных по вероятност-
ным законам этапу приработки. Все это делает расчетно-эксперимен-
тальные методы установления ресурсов и эксплуатацию по установ-
ленным ресурсам недостаточно эффективными и приводящими к боль-
шим экономическим потерям.
Одним из перспективных путей повышения надежности и эффектив-
ности использования авиационных приборов является разработка и
внедрение в практику эксплуатации метода технического обслужива-
ния с заменой приборов по техническому состоянию.
Контрольные вопросы
1. Перечислите параметры, определяющие положение центра масс самоле-
та относительно заданной системы координат.
2. Перечислите параметры, характеризующие угловое положение самолета в
пространстве.
3. Какие параметры характеризуют работу силовой установки?
4. Дайте классификацию приборов по назначению.
5. Назовите виды климатических воздействий с их диапазонами, при по-
лете ЛА.
6. Назовите диапазоны механических воздействий при полете ЛА.
Главе 2
ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ,
ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ
И КОМПЛЕКСОВ
2.1. Структурные особенности
Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и
комплексы относятся к современным средствам измерений, кото-
рые устанавливаются на борту ЛА и вырабатывают измерительную
информацию для решения задач, возникающих при его эксплуатации.
Измерительная информация определяется как зависимость
Y (0=F[X(0, АГ (П1, (2.1)
где У (0 — совокупность выходных сигналов; X (0 — совокупность входных
полезных сигналов; X (/) — совокупность помех, определяющих воздействие
факторов внешней среды, вредных сигналов, действующих как на вход, так и
на составные части прибора и т. д.; F[-l —функция преобразования измери-
тельного средства.
Рассмотрим обобщенные структурные схемы АПСК, реализующие
функцию преобразования /**[•] (рис. 2.1). Структурные особенности
АПСК определяются их назначением, требуемыми свойствами и со-
вокупностью звеньев, из которых они состоят. Знание и анализ струк-
турных схем АПСК необходимы для определения их основных характе-
ристик: статических, динамических, эксплуатационных и т. д.
Рассмотрим АПСК, основываясь на теории измерений. В их состав
входят авиационные приборы и датчики первичной информации. Авиа-
ционный прибор — устройство для выработки сигнала измерительной
информации о контролируемой физической величине в форме, доступ-
ной для непосредственного восприятия операторами, которыми явля-
ются члены экипажа или специалисты технического обслуживания
авиационной техники (АТ).
Датчик или преобразователь первичной информации (ППИ) —
устройство, вырабатывающее сигнал измерительной информации, ко-
торый непосредственно используется в системах автоматического уп-
равления, информационно-измерительных комплексах, корректорах
авиационных приборов и т.д. Появление ряда задач при усложнении
авиационной техники, когда для их решения стала необходима обработ-
ка результатов измерений и выдача их на основе интегральной инфор-
мации, привело к созданию информационно-измерительных систем.
Информационно-измерительная система (ИИС) — совокупность
функционально объединенных средств измерений и вспомогательных
устройств, соединенных между собой каналами связи и предназначен-
ных для выработки сигналов измерительной информации в форме,
удобной для использования в автоматических системах управления и
13
доступной для непосредственного восприятия операторами. При ее
реализации вместо отдельных приборов устанавливают необходимое
число датчиков, которые преобразуют необходимые физические вели-
чины в какую-либо универсальную физическую величину, например в
напряжение. После чего организуется передача информации по кана-
лам связи, коммутация и обработка результатов измерения на специа-
лизированном вычислительном устройстве по заданным алгоритмам.
Результат обработки выдается в виде сигналов управления или в виде
необходимой информации в форме, доступной для непосредственного
восприятия оператора. Последний освобождается от вычислительных
операций и на основе принятой информации вырабатывает команды
для управления ЛА и его системами. Недостатками ИИС в таком виде
являются: многочисленность каналов связи, снижающих надежность
Рис. 2.1. Обобщенные структурные схемы АПСК, включенные в контур уп-
равления ЛА:
а — авиационных приборов; б — информационно-измерительных систем; а — информа-
ционно-измерительных комплексов; СУ —система управления; SW — коммутатор; СР —
вычислительное устройство; УОИ — устройство отображения информации
14
и помехозащищенность, низкая производительность специализирован-
ного вычислителя, невозможность его быстрого перепрограммирования
на работу с другими алгоритмами, низкая точность решений задач, если
вычислитель аналогового типа, и т.д.
Использование бортовых цифровых вычислительных машин с боль-
шим быстродействием и с большой оперативной памятью для решения
информационных задач и для выработки команд управления на ЛА по-
зволяет устранить указанные недостатки и перейти к новой структу-
ре — информационно-измерительным комплексам (ИИК).
ИИК — программно-управляемая совокупность измерительных, вы-
числительных и вспомогательных устройств, соединенных между со-
бой каналами связи и предназначенных для выработки сигналов из-
мерительной информации в форме, удобной для последующей автома-
тической обработки, передачи по каналам связи, использования в ав-
томатических системах управления и доступной для непосредствен-
ного восприятия операторами.
В ИИК входят: устройство ввода программ, процессор, интерфейс,
коммутатор, программно-перестраиваемые агрегаты и системы, разви-
тая система отображения информации и контроля. В ИИК происходит
практически одновременно измерение, вычисление и выработка ко-
манд управления системами и агрегатами ЛА. При этом используются
сложные алгоритмы обработки информации и управление системами
ЛА полностью передается ИИК и САУ. Операторы, т. е. члены экипа-
жа и специалисты по техническому обслуживанию, наблюдают и конт-
ролирут функционирование и работу систем и агрегатов ЛА. Надеж-
ность работы ИИК повышается за счет самопроверок, самоконтроля и
аппаратурной избыточности.
2.2. Принципы построения измерительных цепей
аналоговых приборов
Аналоговый прибор состоит из совокупности аналоговых звеньев-
преобразователей информации, которые образуют измерительную цепь.
Преобразователь информации в структурной схеме изображается пря-
моугольником, внутри которого указывается обозначение преобразова-
ния. Входные и выходные сигналы основных звеньев и функций, вы-
полняемых элементами цифровой и аналоговой техники, с соответст-
вующими обозначениями указываются стрелками, определяющими на-
правление преобразования информации (табл. 2.1).
Измерительная цепь прибора представляет собой функционально-
структурную схему, отображающую методы и технические средства для
соответствующего преобразования информации, которая включает в
себя все элементы прибора от первичного преобразователя до ука-
зателя. Преобразователь информации является устройством, которое
осуществляет элементарные функциональные преобразования над
15
Таблица 2.1
Наименование Обозначение Наименование Обозначение
Вычислитель г -w Память и
Вычислитель СР — Преобразователь
Генератор G — Преобразователь измерительный обратный <~4г
Генератор прямо- угольных импуль- 7-п Преобразователь аналог — код А/ /Р —
сов Генератор частоты Преобразователь код — код в/ /Р —
Двигатель [mJ Выпрямитель
Делитель PIN Процессор р
Сумматор £
Делитель частоты / / /Nn Счетчик СТ
Демодулятор PM Усилитель
Задержка Интегратор l—Ч J Прибор: электроизмери- тельный показыва- ющий
Квадратор /г с цифровым от- счетом ODD,
Логарифматор 1/7 с непрерывной регистрацией Устройство срав- нения 5
Модулятор MP Устройство посто- янное запоминаю- щее 77]
Преобразователь первичной инфор- мации *> Редуктор переда- точного множи- тельного механизма
16
входным сигналом для получения выходного сигнала. Математически
преобразование запишется как
y(f)=F[x(/)], (2.2)
где F[-J—функция, реализуемая преобразователем; х (t) — входной сигнал;
у (t) — выходной сигнал.
Основная статическая характеристика преобразователя представ-
ляет собой зависимость у = F (х) в каком-либо диапазоне фиксиро-
ванных х и при ОО.
Чувствительностью преобразователя называется предел отноше-
ния приращения выходного сигнала Аг/ к приращению входного сигна-
ла Ах при Ах —0:
„ .. ! А у \ dy
S = lim —— = —— .
дх-*о \ А х ; d х
Основными динамическими характеристиками преобразователя ин-
формации являются интегродифференциальные уравнения, передаточ-
ные функции W (s), переходные функции h (/), импульсные переход-
ные функции w (I) и частотные характеристики. Измерительные цепи
аналоговых приборов в зависимости от метода измерений и от наличия
связи между входом и выходом делятся на цепи прямого преобразова-
ния и цепи уравновешивающего преобразования.
Измерительные цепи прямого преобразования формируются из пре- .
образователей информации, соединенных последовательно или парал-
лельно (рис. 2.2).
Передаточная функция W (s) и чувствительность S при последо-
вательном соединении звеньев
V (5) = ^ (s) • ^(s) • ... .U7n(s)= fl Wt (s);
1=1
5= П S.-, где 5 = Г(0), = (0);
4=1
при параллельном соединении звеньев
M7(s)=
г=1 г=1
(2.3)
(2.4)
Измерительные приборы прямого преобразования просты в реа-
лизации, надежны и часто применяются в авиации. Например, к ним
относятся большинство измерителей давления, термоэлектрические
термометры, магнитоиндукционные тахометры и т. д. Первичным пре-
образователем измерителя (ППИ) температуры выходящих газов типа
ТВГ (рис. 2.3) является термопара, которая выдает ЭДС в пропорцио-
нально температуре Т. Последняя наводит ток I в катушке гальвано-
метра, который образует действующий момент, поворачивающий рамку
со стрелкой на угол ср, при котором он уравновешивается противодей-
17
Рнс. 2.2. Измерительные цепи пря-
мого преобразования:
а — последовательные; б — параллельные
Рис. 2.3. Измеритель температуры
выходящих газов типа ТВГ:
а — упрощенная принципиальная схема;
б — последовательная измерительная цепь;
j3 — структурная схема с передаточными
функциями элементов
Рис. 2.4. Измерительная цепь урав-
новешивающего преобразования на
основе параллельно-встречного со-
единения
18
ствующим моментом пружины. Но
для обеспечения высокой точности
и чувствительности в схемах прямо-
го преобразования необходима вы-
сокая стабильность коэффициентов
передаточных функций. С этой
целью принимаются конструктив-
ные, схемные и технологические
меры: температурная компенсация,
стабилизация напряжения питания,
устранение отдельных возмущаю-
щих факторов и т. д. Например, в
рассмотренной схеме измерения
температуры для обеспечения ста-
бильности показаний применяют
технологические меры, разделяя
термопары по группам с одинаковы-
ми статическими характеристика-
ми; применяют схемные меры, уста-
навливая терморезисторы для ком-
пенсации ошибки при изменении
температуры холодного спая; при-
меняют конструктивные меры, де-
лая чехол для термопары опреде-
ленной конструкции, и т. д. Однако
создать стабильные преобразовате-
ли с большими коэффициентами
усиления для высокочувствитель-
ных измерительных приборов пря-
мого преобразования сложно, так
как компенсация погрешностей и
стабилизация коэффициентов пре-
образования приводит к громозд-
ким и ненадежным реализациям.
Поэтому в авиации широкое при-
менение нашли приборы с измери-
тельными цепями уравновешиваю-
щего преобразования, которые не
имеют указанного недостатка.
Измерительные цепи уравнове-
шивающего преобразования форми-
руются из преобразователей инфор-
мации на основе параллельно-
встречного соединения, при кото-
ром часть или все преобразователи
прямой цепи охвачены обратной
связью (рис. 2.4).
Передаточная функция такого соединения преобразователей
^(s) =---------,
7 1 ± Wn (s) W70c (s)
(2.5)
fl
где 1ГП (s)= П Wj (s) — передаточная функция прямой цепи; Ц7ОС (з) — переда-
i = i
точная функция обратной связи. Знак «+» определяет отрицательную обратную
связь, знак «—» — положительную.
Измерительные цепи уравновешивающего преобразования делятся
на цепи-co статическим и с астатическим уравновешиванием. Эти цепи
соответствуют понятиям статических и астатических систем автомати-
ческого управления, и поэтом)^ все положения теории автоматического
управления справедливы и для них.
Согласно этой теории статическая характеристика измерительной
цепи статического уравновешивания
где k — коэффициент преобразования прямой цепи; feoc — коэффициент обратной
связи.
Ошибка преобразования при единичном входном сигнале
1
Де = ———— .
Чувствительность этой цепи
k S]
1-р-^ос l-J-SiSa
(2.7)
(2.8)
где k — S, = Пх;, koc = soc = s2.
Из последней зависимости следует, что чувствительность измери-
тельной цепи статического уравновешивания уменьшается по сравне-
нию с чувствительностью k прямой цепи в 1+ kkoc раз, но это умень-
шение компенсируется уменьшением ошибки преобразования в то же
число раз.
При k > 1
Де as 0; s=-------,
&ос
(2.9)
т. е. ошибка преобразования при единичном входном сигнале стремит-
ся к нулю, а чувствительность цепи определяется только коэффициен-
том преобразования в звене обратной связи. Поэтому в таких измери-
тельных цепях- предпочтительнее простые, надежные преобразова-
тели, отличающиеся высокой стабильностью, построенные на сопротив-
лениях, емкостях и индуктивностях.
19
Рис. 2.5. Измерительная цепь со
статическим уравновешиванием
Типовая структурная схема (рис. 2.5) такого прибора состоит из
первичного преобразователя, устройства вычитания, усилителя, ука-
зателя прибора, обратного преобразователя.
Примером прибора с измерительной цепью статического уравнове-
шивания является акселерометр.
В измерительных цепях астатического уравновешивания второй
группы всегда существуют интегрирующие звенья, реализованные в
основном на электрических двигателях (рис. 2.6). ППИ или датчик
трансформирует физическую величину х в электрический сигнал хэ и
выдает его на устройство вычитания, куда поступает сигнал обратной
связи хос. Результат сравнения этих двух сигналов Ах = хэ — хос
выдается на усилитель и двигатель М, который выдает сигнал в виде
угла поворота а на указатель прибора и обратный преобразователь
до тех пор, пока результат сравнения Ах не станет равен нулю.
На основе этой схемы запишем передаточную функцию цепи:
и? <s) 1 m
1 1 + ^ус(з)Д7д(з) r0(s) ’ ’
где U7nn (s), (s), (s), 1Гуп (s), H70 (s) — соответственно передаточные
функции первичного преобразователя, усилителя, двигателя, указателя при-
бора, обратного преобразователя.
Учитывая, что коэффициент передачи по положению у интегрирую-
щего звена, которым является двигатель, йд = со, получим статиче-
скую характеристику цепи
^ПЦ^уП/^ОС- (2.11)
где fenn — коэффициент преобразования первичного преобразователя; kya —
коэффициент преобразования указателя прибора.
Ошибка преобразования этой измерительной цепи при единичном
входном сигнале равна нулю. При подаче на вход линейно изменяюще-
гося сигнала ошибка преобразования на выходе
где k — коэффициент преобразования звеньев, охваченных обратной связью.
Рис. 2.6. Измерительная цепь с аста-
тическим уравновешиванием
20
Чувствительность этой цепи
S=^пп^уп/^ос- (2.13)
Одной из наиболее распростра-
ненных реализаций измерительной
цепи астатического уравновешива-
ния являются самоуравновешиваю-
щиеся электромеханические мосты.
На их основе построены измерите-
ли давления, температуры, топли-
вомеры, расходомеры, высотомеры
Рис. 2.7. Схема измерения темпера-
туры
И т. Д.
В качестве примера такого моста рассмотрим упрощенную принци-
пиальную схему измерения температуры с помощью терморезистора
(рис. 2.7). В данной схеме применен терморезистор Rt, который меняет
свое сопротивление при изменении измеряемой температуры, что
приводит к разбалансу моста, который состоит из резисторов Rlt
R2, R.jH потенциометра обратной связи /?ос. Мост запитан от источника
стабилизированного напряжения — (7СТ. Сигнал разбаланса подает-
ся на усилитель УС и двигатель М, который производит перемещение
через редуктор Р стрелки указателя и движка потенциометра обрат-
ной связи /?ос до устранения разбаланса моста.
Измерительные цепи астатического уравновешивания второго по-
рядка с двумя интегрирующими звеньями в прямой цепи применяют-
ся крайне редко, так как обеспечение устойчивости и необходимого ка-
чества преобразования информации в таких цепях становится слож-
ным.
2.3. Принципы построения измерительных цепей
цифровых приборов
В связи с появлением на борту ЛА бортовой цифровой вычислитель-
ной машины (БЦВМ) возникла необходимость использования цифро-
вых измерительных приборов (ЦИП), так как организация процесса
измерения параметров с их помощью и обмен информации между ними
наиболее прост. Кроме этого, ЦИП по сравнению с аналоговыми изме-
рительными приборами обладают рядом преимуществ: большим быст-
родействием, высокой точностью и чувствительностью, помехоустой-
чивостью, отсутствием ряда погрешностей. К недостаткам ЦИП мож-
но отнести невозможность интегрального сравнения текущего измере-
ния с его максимальным значением и необходимость высокой линейно-
сти измерительных преобразователей.
ЦИП состоит из совокупности звеньев — преобразователей ин-
формации, основными из которых являются:
преобразователи аналог—код (ПАК), код—код (ПКК), код—ана-
лог (ПКА), код—напряжение (ПКН), код — сопротивление (ПКС), на-
пряжение — частота (ПНЧ) и т. д.;
21
Рис. 2.8. Измерительная цепь ЦИП
прямого преобразования
ПК
/п
пкк
Рис. 2.9. Измерительная цепь угла
«х
устройства сравнения кодов (УСК);
счетчики импульсов (СИ) двоичные, троичные, десятичные;
генераторы временных интервалов (ГВИ), квантующих импульсов
(ГКИ) и Т.Д.;
ключи (SW);
делители частот (ДЧ);
цифровые индикаторы "(УЦ) и др.
Измерительные цепи ЦИП в зависимости от особенностей измеряе-
мых физических величин, метода-измерения и наличия связи между
входом и выходом классифицируются на цепи прямого преобразова-
ния и следящего уравновешивания.
Наиболее простой измерительной цепью прямого преобразования
является структура измерения дискретной и квантованной физической
величины, параметр которой является функцией целого числа единиц
измерения. Для определения ее значения ставится чувствительный
элемент ЧЭ, превращающий дискрету или квант в импульс, и счетчик
СТ, который, фиксируя число импульсов, выдает в десятичном коде
Л'ю результат счета на цифровой индикатор УЦ (рис. 2.8). Из теории
измерений известно, что физическими величинами, наиболее удобными
для квантования с точки зрения их реализации, являются угол пово-
рота ах, интервал времени Тх, частота fx и напряжение Ux. Для их
измерения применяют соответствующие кодирующие преобразователи.
Измерительная цепь угла а'х содержит преобразователь угол—код ПК,
преобразователь код—код ПКК и цифровой указатель УЦ (рис. 2.9). Из-
мерительная цепь интервала времени (рис. 2.10) Тх состоит из генера-
тора квантующих импульсов MS, являющегося мерой времени, клю-
ча SW, который открывается в течение цикла измерения на время
Тх, и счетчика импульсов СТ, выдающего измеренную величину в де-
сятичном коде на цифровой индикатор УЦ.
Измерительная цепь частоты fx (рис. 2.11) включает в себя формиро-
ватель, преобразующий входное напряжение частоты fx в последова-
тельность импульсов с периодом Тх = эталонный генератор
I х
с частотой импульсов /0, которые управляют ключом S1T, отпи-
рая его на время То = г; счетчик импульсов, подсчитывающий кван-
/а
тующие импульсы с периодом Тх. Число импульсов определяется как
Nx — ~ Tofx. Если Тй= 1, то Nx = fx, которое выдается на счет-
* X
чик СТ и УЦ. Измерительная цепь напряжения Ux состоит из преоб-
разователя напряжение—код ПНК, преобразователя код—код (ПКК)
22
Рис. 2.10. Измерительная цепь интервала времени Тх
Рис. 2.11. Измерительная цепь частоты fx
уи
Рис. 2.12. Измерительная цепь напряжения Ux
Рис. 2.1!3. Измерительная цепь величины X
Рис. 2.14. Измерительная цепь ЦИП следящего уравновешивания
23
и цифрового измерителя УП. Выход ПНК может распараллеливаться
и подаваться на ПКК, который связан с дискретной системой управ-
ления или БЦВМ (рис. 2.12). Для этих цепей погрешность измерения
в основном будет определяться только погрешностями кодирующих
преобразователей: для ПК — 10_6 долей полного оборота диска, для
ПВК — до 10-® с, для ПНК — 10-3 ... 1Q-4 В.
Если измеряемая физическая величина х неудобна для непосред-
ственного квантования, то она линейно преобразовывается с заданной
точностью в одну из указанных выше физических величин, которые из-
меряются с помощью прямого преобразования цепей. Так, в схеме
(рис. 2.13) измеряемая величина X линейно преобразуется в интер-
вал времени Тх, который измеряется с помощью измерительной цепи
рассмотренного типа.
Замкнутые схемы, которые относятся к цепям следящего уравнове-
шивания, применяются для измерения тех физических величин X,
не приспособленных для непосредственного преобразования в код, для
которых можно сделать высокоточный и быстродействующий преобра-
зователь код->Х. Такими физическими величинами являются ток
и напряжение, поэтому часто для цифрового измерения неэлектриче-
ских величин их вначале преобразуют в указанные электрические вели-
чины, а затем измеряют цифровым прибором.
В одной из таких типовых схем (рис. 2.14) Ux сравнивается на эле-
менте сравнения с Uос, результат сравнения усиливается и идет на
цифровой автомат ЦА, выдающий двоичный код У2. Этот сигнал по-
ступает по одному каналу на цифровой указатель, а по другому — на
преобразователь код—аналог. Этот преобразователь выдает напряжение
U,с, компенсирующее измеряемое (7 ,. до тех пор, пока результат срав-
нения не обнулится.
В качестве примера цифрового измерительного прибора можно
привести канал измерения суммарного расхода топлива расходомера
типа СИРТ, где реализована измерительная цепь прямого преобразо-
вания частоты fx, поступающей с датчика расхода, в последователь-
ность импульсов, число которых фиксируется счетчиком расхода топ-
лива.
Контрольные вопросы
1. Дайте определение авиационного прибора, информационно-измеритель-
ной системы, информационно-измерительного комплекса. •
2. Перечислите основные динамические характеристики преобразователей
информации.
3. В чем отличие измерительных цепей прямого преобразования от изме-
рительных цепей уравновешивающего типа?
4. Расскажите о принципе работы упрощенной схемы ЦИП.
24
Глава 3
ОСНОВЫ ТЕОРИИ
ПОГРЕШНОСТЕЙ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРОВ,
ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫХ КОМПЛЕКСОВ
3.1. Классификация погрешностей
Измерение любой физической величины происходит с определен-
ной погрешностью. Причинами возникновения погрешностей измере-
ний являются: неточность математического описания функциональной
зависимости (2.1), неполнота ее реализации в измерительном средстве,
наличие помех А (0 и возмущений, влияющих на значение параметров
<2(ц) функции преобразования (2.1), и т.д. Для реального измеритель-
ного средства зависимость (2.1) может быть представлена как
Ур(0 = ^д1Х(0, N(t), Q(t])], . (3.1)
где Ур (0 — совокупность выходных сигналов реального измерительного сред-
ства; Гд(-] —действительная функция преобразования, принятая на основе
выбранного метода измерения.
При отсутствии помех N (Z) и номинальных параметрах Qo выход-
ные сигналы измерительного средства имеют истинные значения, т.е.
yo(O = F[X(O, Qob (3.2)
Тогда погрешность измерения будет определяться как разность
между реальным и истинным значением выходного сигнала:
ДУ = Ур(/)-Уо(0=Гд[Х(0, Х(0, Q(T|)]-F[Х(0, Qo], (3.3)
Анализируя зависимость (3.3) и учитывая физические причины воз-
никновения погрешностей измерения, предлагается их классификация
по следующим признакам: по причинам, порождающим погрешности;
по характеру изменения во времени; по виду их закономерности при
многократных измерениях.
По первому признаку погрешности группируют на методические и
инструментальные. Методические погрешности определяются недоста-
точной разработанностью метода измерения или приближенностью ре-
ализации функции преобразования Fn [•] в конструкции измеритель-
ного средства. Инструментальные погрешности обусловливаются не-
точностью изготовления элементов измерительного средства, измене-
нием их параметров под воздействием внешней среды, несовершенст-
вом материалов, из которых они изготавливаются, и т.д.
По второму признаку погрешности делятся на статические и дина-
мические. Статическая погрешность определяется величиной ДУ при
времени измерения Z->oo. Динамическая погрешность является
функцией переходного процесса измерения и оценивается различными
критериями, учитывающими время измерения t.
25
По третьему признаку погрешности делятся на систематические и
случайные. Систематические погрешности определяются составляю-
щей, которая при повторном измерении остается постоянной или изме-
няется по какой-либо детерминированной закономерности. Они под-
даются учету и могут быть скомпенсированы. Случайные погрешности
при повторном измерении носят вероятностный характер и при единич-
ном измерении не поддаются учету. Они должны удовлетворять опре-
деленным ограничениям по значению и частоте появления, т. е. долж-
ны отвечать определенным вероятностным характеристикам.
Приведенная классификация погрешностей позволяет проанализи-
ровать причины их возникновения и разработать методы их расчета.
3.2. Методические и инструментальные погрешности
Источниками методических погрешностей в АПСК могут быть ме-
тод измерения или средство измерения. Методические погрешности
обусловливаются ограниченной точностью описания физических за-
кономерностей, определяющих процесс измерения, т. е. зависимости
F [•] в (3.1), а также ограниченной возможностью реализации этой за-
висимости в измерительном средстве.
Методическими погрешностями обладают в основном измеритель-
ные средства, которые работают на основе косвенных измерений,
когда измеряемая величина Y (/) определяется измеряемым аргумен-
том X (Z) на основе известной зависимости. Так, для определения мас-
сового мгновенного расхода топлива используется частота вращения
турбинки, для измерения вертикальной скорости — разность давлений
Др, для измерения индикаторной скорости — статическое давление р
и давление набегающего потока воздуха ра и т. д.
В ЦИП методические погрешности определяются в основном несо-
ответствием алгоритмов принятого метода измерений функции изме-
рения, а также погрешностями преобразователей первичной информа-
ции и видом квантования аналогового сигнала. Методические погреш-
ности ППИ определяются причинами, изложенными в гл. 2, так как
они являются звеньями аналогового типа. Основная методическая по-
грешность цифровой части ЦИП определяется квантованием аналогово-
го сигнала (см. гл. 4).
Инструментальные погрешности возникают из-за несовершенства
измерительного средства. Они вызваны производственно-технически-
ми погрешностями, погрешностями, которые возникают от изменения
внешних условий (температуры окружающей среды, влажности, дав-
ления и т.д.), и погрешностями от внешних возмущений (вибраций,
перегрузок, ударов и пр.). Особо следует выделить инструментальные
погрешности, определяющиеся недостатками эксплуатации АПСК,
связанными с низким уровнем регулировок, нарушением регламент-
ных работ, внесением погрешностей во время профилактических ос-
мотров, ремонтов и т.д.
26
Производственно-технологические погрешности определяются не-
точностью выдерживания геометрических размеров деталей и элемен-
тов конструкции, неточностью параметров элементов электрических
схем при их производстве, разбросом физических и механических
свойств материалов, неточностью регулировки и настройки узлов и
блоков и т. д.
3.3. Случайные погрешности
В ряде случаев при эксплуатации АПСК необходимо определять их
параметры с учетом случайных погрешностей, например изменение вре-
мени выбега гиромоторов или уходы гироскопов с течением времени.
Случайные погрешности непредсказуемы ни по величине, ни по
знаку. Они определяются многочисленными причинами, которые труд-
но поддаются анализу. Основными методами их изучения являются ме-
тоды теории вероятностей и математической статистики. Когда случай-
ные погрешности оказываются значительными, то определение их зако-
номерностей и характеристик производится на основе многократных
наблюдений и последующей обработки.
Рассмотрим случай прямых измерений, свободных от систематиче-
ских погрешностей. Задачу определения случайных погрешностей
представим укрупненно, считая, что ее детали известны из теории ве-
роятностей и математической статистики.
Если имеется совокупность результатов измерений уъ у.2, ..., уп, то
вначале проверяется гипотеза об отнесении этих измерений к какой-
либо случайной величине с известным законом распределения F (у).
При числе измерений п >• 50 для проверки этой гипотезы пользуют-
ся критерием согласия К. Пирсона (критерий х2). при п < 50—кри-
терием Р. Мизеса— И. В. Смирнова (критерием ®2). Если гипотезы о
высказанных законах распределения не отвергаются, то определяются
параметры распределений. Так, если имеющиеся данные у не противо-
речат гипотезе о нормальном распределении, т. е. случайная величина
имеет функцию плотности вероятности
Uy у /Л
то оценки параметров этого распределения, используя принцип
максимума правдоподобия, находят по следующим зависимостям:
1 VI
оценка математического ожидания
п <=1
1 " —
оценка дисперсии а2 =——- (У1~
27
2 (.Vi—^х)2
дисперсия оценки математического ожидания а2(ту) = -^Д--------- ;
п (п — 1)
- °х
дисперсия оценки дисперсии а2(ау) =-------- .
2 (п — 1)
Случайную погрешность измерения характеризуют доверительным
интервалом, который с заданной вероятностью Р накрывает истинное
значение измеряемой величины. Если измерение выполняется хорошо
изученным методом с известной <ту, то доверительный интервал для
ту строят по нормальному распределению
_ f । — I 1
Р ту |<Za/2 —т=г} = а,
( V п )
где а — выбранная доверительная вероятность (обычно 0,95 или 0,99); п — чис-
ло выполненных измерений; г а/.2 — квантиль нормированного распределения
Л апласа.
Доверительный интервал для среднего квадратического отклонения
сту строят с заданной вероятностью
Г + а 1 — а
где значения %в для Рв ——-—> Хн, для Рн = —%— находят из таблиц значе-
ний ^-процентных точек, для ^-распределения.
Если гипотезы об известных законах распределения отвергаются,
то, опираясь на симметричность распределения, можно рекомендовать
следующие оценки погрешностей.
Из результатов измерений составляют вариационный ряд, где дан-
ные измерений расположены в порядке возрастания: ух < у2 С ..
...< уп. Числовая характеристика ряда
п
:=1
где а2 — выборочная дисперсия.
При х > 4 для оценки измеряемой величины принимают медиану,
полученную по вариационному ряду, т. е.
У п+1
2
если п четное;
если п нечетное.
28
При 2,5 < х < 4 оценка измеряемой величины
У
При 1,8 < 2,5 в распределениях, приближающихся к равно-
мерному закону, оценка измеряемой величины
— yt+yn
У-~^-
Точность результата обработки можно оценить длиной непарамет-
рического доверительного интервала, который строят, используя не-
равенство Чебышева.
Если в качестве оценки случайной измеряемой величины будет ис-
пользоваться среднее арифметическое у, а оценка ее дисперсии ау =
п .
= (У\у*)/п — уг, то доверительный интервал определяется из нера-
£=1
венства
где t= — rj—- .
3 у 1 — а
Если в полученной выборке случайных измерений несколько из
них резко отличаются от остальных, т. е. имеют грубые погреш-
ности, то следует проверить, не относятся ли они к измерениям с
грубыми погрешностями, которые подлежат исключению из статисти-
ческой обработки. Для проверки возможности отбрасывания необхо-
димо вычислить порог t = |ув — у\/оу, где у и оу определяют с учетом
всех п результатов измерений.
Затем, выбрав уровень значимости q, находят по таблицам зна-
чений ^-процентных точек распределения максимальных по модулю
отклонений результатов наблюдений от их среднего значения
fr = max |(/г — t/|/oy. Если t > £г, тоув можно отбросить, так как вероят-
ность появления наблюдения, дающего t > tr, мала и равна принятому
уровню значимости.
3.4. Динамические погрешности
Динамические погрешности измерительных систем рассмотрим на
примере типовой структурной схемы автоматического измерительного
устройства (рис. 3.1). Блок 1, куда поступает сигнал ошибки
Е (I) = X (f) — Y (t), после элемента сравнения имеет передаточную
функцию Wi (s); блок 2, куда поступает кроме полезного сигнала воз-
29
w г
Рис. 3.1. Типовая структурная схе-
ма автоматического измерительного
устройства
мущающее воздействие f (/), имеет передаточную функцию 1Г2 (s).
Тогда выходной сигнал в преобразованиях Лапласа можно записать
как
/(s)=F„(S) X(s) + Ff(s) F(s),
(3.4)
где X (s), F (s) — соответственно входной сигнал X (0 и возмущающее воз-
действие f (0, выраженные в преобразованиях Лапласа; 1ГИ ($) =
№\(«) ^2 (5)
1 -Ь (s)F2(s)
передаточная функция измерительного устройства отно-
сительно входного сигнала X (f)',
W. (s)
Д' (s) -------------------- — передаточная
? U 1 J- Гх (s) Г2 (S) Р
функция измерительного устройства относительно возмущающего воздействия
/(О-
Общая динамическая погрешность в преобразованиях Лапласа
выражается зависимостью
£(S)=rE(S)X(S)+FF(s)F(s),
(3.5)
где WF (s) = —--------------- — передаточная функция ошибок.
1 + l^x (s) W2 (s)
Первое слагаемое выражения (3.5), зависящее от входного сигнала,
называется собственной динамической погрешностью измерительной
системы. Второе слагаемое этого выражения, зависящее от возмуща-
ющего воздействия, называется вынужденной динамической погреш-
ностью.
Из выражения (3.5) ясно, что в измерительной системе будет отсут-
ствовать динамическая погрешность, если при f (t) = О
Ги (s) = 1.
Если входной сигнал содержит узкий диапазон низкочастотных
входных сигналов, то выражение (3.4) можно аппроксимировать
Й7И (0) — 1- Согласно (3.5) вынужденная динамическая погрешность
будет отсутствовать при WF (s) -> 0 для всего диапазона частот.
Оценке собственных динамических погрешностей посвящены мно-
гие разделы теории автоматического управления. Определим собствен-
ные динамические погрешности, если известна импульсная переход-
ная функция измерительного устройства ® (/). Тогда, зная, что
со
Y (/) = J X G—т) со (т) d т,
о
30
запишем:
Е (!) = Х (t) — J X <£> (т) d т.
о
Представим ошибку в виде ряда
£(О=СоХ(П+Сг^ (0 +-^- X (*) + ..+ Х*"-1» (<)•
21 (т — 1);
Коэффициенты ряда, которые называются коэффициентами ошибок,
могут быть найдены, если известна передаточная функция ошибок
We (s). Проще всего их находят делением числителя передаточной
функции We (s) на ее знаменатель, выраженные.. степенными поли-
номами от s. Тогда
С» С.
^£(s)=C0+Cxs+—— S2+-iS3+.._,
ZI о!
где Со, Clt С.,, ... — коэффициенты ошибок.
Чаще всего возмущающие воздействия, которые определяют вы-
нужденные динамические погрешности измерительных систем, явля-
ются реализациями случайных процессов с известными статистически-
ми характеристиками.
Если возмущающее воздействие f (t) задано своим математическим
ожиданием tnf и корреляционной функцией (т), то согласно положе-
нию статистической динамики при известной WE (s) математическое
ожидание и корреляционная функция вынужденной динамической
погрешности будут
mef~WF (°) mf>
Ref(x) = j feF(E) J fe(T))*/(T+n + £)dnd£.
—<30 —ОС
Если f (t) задана в виде спектральной плотности Sf (®), то спект-
ральная плотность вынужденной составляющей ошибки
Sef (w) =|IFf(/<o)|«S/ (ю).
Особенности определения динамических погрешностей цифровых
измерительных систем рассмотрены в гл. 4.
Контрольные вопросы
1. Перечислите признаки классификации погрешностей АПСК.
2. Назовите основные причины методических и инструментальных погреш-
ностей.
3. Чем характеризуется случайная погрешность измерения?
4. Как определяются собственные динамические погрешности АПСК?
31
Глава 4
ВИДЫ СИГНАЛОВ И ИХ ПРЕОБРАЗОВАНИЕ
4.1. Типы функциональных связей
Функциональные связи между функционально независимыми уст-
ройствами, системами и комплексами ЛА реализуются при помощи
информационных каналов, которые предназначаются для передачи ин-
формации от источника сообщений до потребителя. Носителем инфор-
мации является измерительный сигнал, его параметры — измеряемые
величины или функции.от них. Они разделяются на аналоговые, име-
ющие несчетное множество значений, и дискретные, имеющие счетное
множество значений. В свою очередь, измерительные сигналы, выра-
жающие изменение измеряемой величины в функции времени, делятся
на аналоговые, дискретно-аналоговые и дискретные (рис. 4.1). Анало-
говый сигнал является непрерывным как по измеряемой величине, так
и времени. Дискретно-аналоговый сигнал имеет дискретный характер
по параметру, но непрерывен по времени. Дискретный сигнал является
дискретным по параметру и времени. Функциональные связи делятся
согласно видам сигналов, передаваемых в информационных каналах,
на аналоговые, дискретно-аналоговые и дискретные. Их применение
зависит от характера сигналов, вырабатываемых источником сообще-
ний, способностью их восприятия приемником, а также от особенно-
стей и характеристик информационного канала.
В структурную схему информационного канала (рис. 4.2). входит
входной преобразователь 2, канал связи 3, выходной преобразователь
4 и источник помех 6. Информационный канал должен обеспечивать не-
обходимую согласованность и совместимость передачи информации
между источником сигнала 1 и приемником сигнала 5, требуемую про-
пускную способность и помехоустойчивость.
Источниками информации на ЛА в основном являются датчики и
отдельные информационно-измерительные системы, потребителями —
информационно-измерительные системы, вычислительные комплексы,
средства отображения и регистрации.
До недавнего времени число датчиков и информационно-измери-
тельных систем, вырабатываемых информацию на борту ЛА, практи-
чески совпадало с числом потребителей. В большинстве своем они ра-
ботали на основе аналоговых сигналов одной физической природы.
Информационные каналы были просты и имели минимальное число
преобразователей. К таким преобразователям в основном следует от-
нести модуляторы, которые увеличивают мощность и помехоустойчи-
вость передаваемых измерительных сигналов.
В связи с усложнением задач, решаемых в АПСК, особенно в связи
с применением в них цифровых устройств, а также интегрированных
32
Рис. 4.1. Виды измерительных сигналов:
а — аналоговые; б, в — дискретно-аналоговые; г — дискретные
Информационный канал
2 -------I 3 к—
6
Рис. 4.2. Структурная схема информационного канала
средств отображения информации информационные каналы резко ус-
ложнились. Число датчиков и информационно-измерительных систем
увеличилось, линии информационных каналов удлинились, приемни-
ки стали воспринимать только дискретную информацию в определенном
коде. В связи с этим входные преобразователи стали выполнять опера-
ции квантования^ дискретизации и кодирования, а выходные, кроме
декодирования, — фильтрацию и восстановление сигналов. Кроме
этого, для сигналов, представленных последовательным кодом для их
передачи к потребителям, значительно сократилось число линий свя-
зей.
4.2. Виды и уровни электрических сигналов
Для передачи измерительных сигналов по линиям связи, которые
выполняются проводами БПВЛ, БПВЛЭ, БТЭ (экранирование необхо-
димо для уменьшения помех), виды и уровни сигналов и их основные
характеристики приведены в ГОСТ 18977—79 «Комплексы бортового
оборудования самолетов и вертолетов. Типы функциональных, связей.
Виды и уровни электрических сигналов».
2 Зак. 1543 33
Для функциональной связи аналогового типа применяют три вида
напряжения: постоянное, синусоидальное и импульсное.
Пределы максимальных уровней номинальных значений сигналов
должны быть в следующих диапазонах:
для синусоидального абсолютного напряжения 2,4 ... 8 В;
для абсолютного постоянного мгновенного напряжения ± (2,4 ...
... 12,6) В;
для абсолютного постоянного среднего напряжения + (2,4 ...
...12,6) В или 30 В;
для относительного импульсного напряжения + (2,4...12,6) В.
Постоянный ток сигнала должен быть 0,1...15 мА. Причем макси-
мальные уровни аналоговых сигналов должны обеспечиваться при ра-
боте устройства на эквивалентную нагрузку (200± 10) Ом.
Для функциональной связи дискретно-аналогового типа в линиях
связи применяют либо синусоидальный, либо импульсный сигнал с
частотой колебаний или посылки импульсов до 50 кГц. Отсутствие им-
пульса соответствует диапазону уровней (10,22+0,22) В, а наличие сиг-
нала (3,7+1,3) В относительно корпуса. Длительность импульса в
микросекундах должна быть в диапазоне
10« 10®
C+ + ,
2,5/--------2/
где / — частота импульсов, Гц.
Временной интервал Т между импульсами должен быть не менее
1 мкс.
Для функциональной связи дискретного типа при передаче инфор-
мации применяют последовательный и параллельный коды.
Передача информации в последовательном коде производится с по-
мощью двоичного или- двоично-десятичного кодов. Она может быть
адресной и безадресной. Код адреса может составлять 4 или 8 двоич-
ных разрядов, код информации — 8, 16, или 24 двоичных разряда.
Причем передача информации начинается с младшего разряда, где
первым передается адрес. Для Сигналов последовательного кода уста-
новлены следующие параметры:
для амплитуды импульсов напряжения относительно корпуса долж-
ны быть при отсутствии сигнала 0 ... 0,5 В, при наличии сигнала
+ 5 ... — 5 В:
длительность импульсов определяется диапазоном
108/2,5/ < т < 10e/2f;
скорость передачи информации 12, 48, 100, 250 кбит/с, а для от-
дельных сигналов 500, 1000 кбит/с.
Для сигналов параллельного кода установлены следующие пара-
метры:
для амплитуды импульсов напряжение относительно корпуса долж-
но быть при отсутствии сигнала (0,22±0,22) В, при наличии сигнала
(3,7±1,3) В при токе 1 ... 10 мА, длительность импульсов определяет-
ся диапазоном 10e/2,5f < 10®/2/.
34
4.3. Модуляция сигналов
Сущность модуляции заключается в изменении какого-либо пара-
метра модулируемого сигнала согласно изменению значений модули-
рующего (преобразующего) сигнала. Число возможных видов модуля-
ции при использовании какого-либо модулируемого сигнала равно
числу его параметров, которые можно изменять (модулировать). Рас-
смотрим наиболее часто встречающиеся виды модуляции гармониче-
ского сигнала и периодических последовательных импульсов.
Если в качестве модулируемого сигнала берется синусоида
у (О = Ут <x>s (ю0/+<р0), (4.1)
определяемая амплитудой ут, частотой ®0 и фазой ф0, то в результате
воздействия модулирующего сигнала х (/) на ут можно получить амп-
литудную модуляцию (AM), на ®0 — частотную модуляцию (ЧМ) и на
Ф9 — фазовую модуляцию (ФМ) (рис. 4.3).
Модуляция определяется умножением модулируемого параметра
сигнала на множитель 1 + тх (/).
Тогда при амплитудной модуляции
Уам <4 ~Ут П +тх (О J cos (®</+ф«) • (4.2)
Глубина модуляции
т = Ьу/у,
где Аг/ — девиация амплитуды.
При частотной модуляции частота модулированного сигнала изме-
няется согласно выражению со (/) = ®0 + Awx (t).
Тогда
!г t
соо h+m Jx (t) & t
L о
+ фо
(4-3)
Глубина модуляции
т — Дю/соо,
где Дю — девиация частоты.
При фазовой модуляции фаза модулированного сигнала изменяется
согласно выражению <р = ф0 + Афх (/).
Тогда
Уфи (()=Ут c°s (ю0/+<р0 [1 + тх (/)]}. (4.4)
Глубина модуляции
т = Аф/ф0,
где Дф — девиация фазы.
Анализ AM, ЧМ и ФМ сигналов показал, что мощность модулиро-
ванных сигналов увеличивается, чем объясняется увеличение их по-
мехоустойчивости. Так, при AM мощность модулированного сигнала
Г 35
в течение периода изменяется и ее максимальное значение в 1 -f-
раз превышает мощность немодулированного сигнала.
Мощность сигнала зависит от вида модуляции. Так. при малой слу-
чайной помехе флюктуационного типа, т. е. при Рс Ра,
£с_\
Ра /чм 3 н \ Рп Jam.'
где Рс — мощность сигнала; Рп—мощность помехи; p-параметр, в большинстве
случаев Р > 1.
Из формулы следует, что отношение мощности сигнала к мощности
помехи для ЧМ в 3,3 Р2 раза превышает это отношение для AM. Следо-
вательно, ЧМ сигнал более помехоустойчивый, чем AM. Но AM полу-
Рис. 4.4. Виды импульсной
модуляции:
а — модулирующий сигнал; б —
модулируемый сигнал; в — ампли-
тудно-импульсная модуляция; г —
широтно-импульсиая модуляция;
д — время-импульсная модуляция
Рис. 4.3. Виды гармонической
модуляции:
а — модулирующий сигнал; б —
модулируемый сигнал; в — ампли-
тудная модуляция; г — частотная
модуляция; д — фазовая модуля-
ция
36
чила большее применение из-за более простой аппаратурной реализа-
ции.
Модуляция гармонического сигнала используется в основном при
передаче по информационному каналу одного измерительного сигнала
x(t). Если по одному каналу надо последовательно передавать ряд из-
мерительных сигналов используя коммутаторы, то применяют им-
пульсный вид модуляции.
Периодическая последовательность импульсов определяется в ви-
де (рис 4.4, б)
оо
!/(0= 2 (4-5)
i=l
( Уо при 6 < t < б +т0;
где <р (t—1{ ) = {
(О при /fe-|-T0<f < tio+To>
t — текущее время; — фиксированный момент начала импульсов, 1=1,
2, ..., оо, То — период импульсного сигнала; т0—длительность импульса.
Так же как и в предыдущем случае, в результате воздействия моду-
лирующего сигнала х (t) на модулируемый у (0 при воздействии на
у0 можно получить амплитудно-импульсную модуляцию (АИМ), на
т0 — широтно-импульсную модуляцию (ШИМ), на То и tio—время-
импульсную модуляцию (ВИМ). Как и для модуляции гармоническо-
го сигнала, процесс импульсной модуляции определяется умножением
модулируемого параметра на множитель 1 + тх (I) (рис. 4.4, а). Тогда
справедливы выражения:
для АИМ
ОО
Уаим<0= 2 П+лМШф (*~Ло); (4.6)
j=i
для ШИМ
T0Var = T°fI+mX (4-7)
для ВИМ
^ovar==^o Ч (01- (4-8)
Исследование помехоустойчивости импульсной модуляции показало
значительное преимущество ВИМ. Но наглядность представления мо-
дулированного сигнала, большее быстродействие преобразования сиг-
нала и простота аппаратурной реализации обеспечили большее при-
менение АИМ.
4.4. Квантование, дискретизация и кодирование сигналов
Рассмотрение процессов квантования, дискретизации и кодирова-
ния сигналов необходимо не только для изучения свойств сигналов,
передаваемых по информационным каналам, но и для изучения их
37
преобразований, происходящих в цифровых и измерительных прибо-
рах, для которых эти операции при измерении параметров физических
величин являются основными. Так, квантование непрерывного сигна-
ла х (0 производится при любой измерительной операции, когда зна-
чение измеряемого сигнала соотносится с какой-либо заданной ме-
рой. Дискретизация и кодирование непрерывного сигнала необходи-
мы при организации передачи множества сигналов по одному каналу,
при вводе данных для обработки на БЦВМ, при уменьшении динамиче-
ской ошибки для фиксирования быстродействующих процессов и т.д.
Наиболее распространенный вид квантования измеряемого канала
х (0 — это квантование по уровню. При этом преобразовании диа-
пазон изменения непрерывного сигнала представляется значениями,
разделенными друг от друга на интервалы квантования
—Xi t
где — i + 1 и г-н уровни квантования.
Если Ах имеют одинаковое значение, то квантование равномерное,
если они не равны, то квантование неравномерное (рис. 4.5).
Сигнал, квантованный по уровню, в функции времени может быть
представлен как произведение единичной ступенчатой функции
1 =
1 при t—tj 0;
О при t—ft < О,
умноженной на число интервалов квантования, содержащихся в 1-м
уровне:
Xi (О =N(№ Дх1 (t—ti).
(4.9)
Значения х в пределах одного интервала квантования необходимо
относить к какому-либо уровню. Этими уровнями могут быть либо
верхняя, либо нижняя граница интервала, либо середина интервала.
Как видно из рис. 4.6, последний способ округления наиболее рацио-
нальный, так как погрешность кван-
тования уменьшается вдвое. Погреш-
Рис. 4.5. Неравномерное кванто
ванне сигнала по уровню
38
ность квантоваиия Ах = xt — х в
первых двух способах округления
имеет максимальное значение
sup Дх = Дл,
X
а при третьем способе округления
supAx = Ах/2, т. е. наибольшая по-
х
грешность равна половине интервала
квантования.
Рис. 4.6. Погрешность квантования по уровню:
а — при округлении по верхним границам интервалов квантования; б—при округлении по
нижним границам интервала квантования; в — при округлении по середине интервала
квантования
Так как х — случайная величина с плотностью распределения
/ (х), то и Ах — также случайная величина, зависящая от х, с той же
плотностью распределения.
Ее статистические характеристики следующие:
математическое ожидание
, Лх
xi+—
/п[Дх] = J (х) — х) f (х) d х; (4.10)
J Дх
хг~Т
дисперсия
А х
xi~~
а2[Дх] = J (х)-—x)2f (х) d X. (4.11)
" Ьх
xt—Г
Для большого числа уровней W плотность вероятности внутри од-
ного интервала квантования можно считать равномерной, тогда
т[Дх]=0; о2 [Д х] = Дх2/12, (4.12)
а среднее квадратическое отклонение
а [Д х]= У а2 (Дх) = Дх/2Уз. (4.13)
Зная статистические характеристики погрешности квантования,
можно определить число уровней квантования # при заданной по-
грешности. Если
Дх=(й— a)/N, (4.14)
то из (4.14), подставив (4.13), получим
где b — а—диапазон изменения значений измеряемого сигнала; N—число
уровней квантования.
39
Дискретизацией непрерывного по времени сигнала х (t) является
преобразование его в последовательность дискретных значений
х (t'7\), где i = 1,2, ..., п (рис. 4.1). Временной интервал между сосед-
ними ординатами процесса Тц называется шагом дискретизации. Диск-
ретизация процесса может быть равномерной, тогда Тц = const, и не-
равномерной, тогда Тц = var. Шаг дискретизации Тц выбирается та
ким образом, чтобы задача восстановления неравномерного сигнала
по его заданным дискретным значениям решалась с минимальной по-
грешностью. Аналитически дискретный сигнал может быть представ-
лен в виде
(4.16)
г=1
где 6 () — функция Дирака.
Дискретный сигнал может быть проквантован (рис. 4.1, г), т. е.
каждая его ордината х (ti) может быть соотнесена с числом интервалов
квантования Ах и представлена в виде
х (ti) =N (ti) \х.
Тогда квантованный дискретный сигнал аналитически выражается
как
~х(П\) = (ti) \х&Ц-П\). (4.17)
г=1
После такого представления сигнала значения его ординат можно ко-
дировать, чтобы решать задачи передачи измерений по информаци-
онным каналам, обработки их на БЦВМ для управления автоматиче-
скими системами ЛА и отображения информации об измеренном сигна-
ле на индикаторных устройствах.
Под кодированием понимается процесс преобразования дискрет-
ных сообщений в виде кодовых комбинаций, выраженных в определен-
ном алфавите. Многочисленные задачи кодирования могут быть сведе-
ны к задачам эффективного и помехоустойчивого кодирования. Пер-
вая задача состоит в том, чтобы найти такой код, с помощью которого
можно было бы передать максимальное количество информации за
минимальное время по данному каналу. Вторая задача — определе-
ние такого кода, который бы позволял воспроизводить передаваемые
сообщения с минимальными погрешностями. В измерительной технике
в основном применяется цифровое кодирование. Цифровым кодом на-
зывают форму представления числового значения величин, удобную
для реализации дискретными устройствами.
Познакомимся с основными кодами, которые применяют в измери-
тельной технике, с их основными свойствами и условиями применения.
Коды основаны на различных системах счисления. По этому признаку
они делятся на единичные, десятичные, двоичные, двоично-десятичные,
40
Таблица 4.1
Нормальный ряд чисел Единичный код Двоичный код Л'(2) Двоично* десятичный код ^(2-10)
0 0000000 0000 0000
1 1 0000001 0000 0001
2 11 0000010 0000 0010
3 111 0000011 0000 ООП
4 1111 0000100 0000 0100
5 11111 0000101 0000 0101
6 111111 0000110 0000 оно
7 1111111 0000111 0000 0111
8 11111111 0001000 0000 1000
9 111111111 0001001 0000 1001
10 1111111111 0001010 0001 0000
восьмеричные и т.д. (табл. 4.1). Единичный одноканальный код
представляет любое число, выраженное другим кодом, последователь-
ностью импульсов, для определения которого необходим счетчик им-
пульсов.
Десятичный код N(lo) применяется для организации визуального
цифрового отсчета и цифровой регистрации. Для представления ряда
чисел от 0 до 999 необходимо наличие трех устройств с десятью устой-
чивыми состояниями.
Наиболее распространенным является двоичный код М(2), так как
он удобен для реализации вычислительных операций над числами.
Для этого требуются только простые элементы с двумя состояниями и
минимальное число каналов связи. Так, для представления ряда чисел
от 0 до 999 в коде У(2) необходимы 10 элементов с двумя состояниями.
На его основе работают вычислительные устройства, кодирующие и
функциональные преобразователи и т. д. Но в преобразователях «угол—
код», «перемещение — код» двоичный код применяют редко, так как
этому коду свойственны большие погрешности, возникающие из-за
перекосов считывающих элементов. Эго особенно характерно для тех
значений, где 1 на 0 или О на 1 изменяются в нескольких разрядах (на-
пример, 3 на 4,7 на 8 и т. д.). Для устранения этого недостатка приме-
няют преобразователи, работающие на помехоустойчивых цикличе-
ских кодах, например на. коде Грея, в котором при переходе от одного
числа к другому 0 и1 меняются только в одном разряде. Сравнение ко-
довых чисел в различных кодах следующее:
Десятичный 0 1
Двоичный . 0000 0001
Грея . . . 0000 0001
Двоично-де-
сятичный , 0000 0001
2 3
0010 ООП
ООП 0010
0010 ООП
4 5
0100 0101
ОНО 0111
0101 0101
6 7
ОНО 0111
0101 0100
ОНО 0111
8 9
1000 1001
1100 1101
1110 пн
10
1010
1111
41
Отсюда погрешность считывания с помощью кода Грея не более вели-
чины младшего разряда. В свою очередь, этот код не пригоден для вы-
числительных операций. Поэтому после этого преобразования изме-
ренную величину переводят в двоичный код. Двоично-десятичные ко-
ды делятся на взвешенные и невзвешенные. Взвешенных кодов—17,
их применяют для реализации арифметических операций; невзвешен-.
ных — несколько миллионов, некоторые из них используются для по-
мехоустойчивого кодирования, но выполнение на них арифметических
операций невозможно.
4.5. Преобразование сигнала динамическими звеньями
Задача преобразования сигналов динамическими звеньями измери-
тельных средств — основная задача анализа систем, при решении ко-
торой определяется выходной сигнал при заданных входном сигнале
и описании системы.
Для точного аналитического описания выходного сигнала у (t)
пользуются методами теории дифференциальных уравнений.. Если диф-
ференциальное уравнение, которым описывается исследуемый объект
(система, звено) высокого порядка, и определение точного решения
трудоемко или невозможно, то у (t) находят приближенно, пользуясь
методами теории автоматического управления. Если х (t) является слу-
чайным процессом с заданными статистическими характеристиками, то
для определения у (t) используют методы статистической динамики.
Рассмотрим некоторые решения этой задачи для динамических звень-
ев измерительных систем.
Пусть дано линейное дифференциальное уравнение с постоянными
коэффициентами, описывающие поведение динамического звена, в опе-
раторном виде:
A(p)y(t)=B(p)x(t), (4.18)
где А (р)=а0р«4-а1р«-1-|-...+ап; В (p)=*oPm + *iPm“1H-+ bm;
d
р = ----; at, bi—коэффициенты; т^п.
d t
Его решение будет иметь вид
У (О = Робщ (0 + Участ (0«
где Участ (0—частное решение уравнения (4.18), зависящее от вида выражения
x(t) и начальных условий.
Общее решение однородного дифференциального уравнения
А (р) У (0 = 0, если корни некратные, решение имеет вид
Уосщ (0 =Сг e^ + Cjj ег,<-/-... -\-Сп ,
где С1( С2, ..., Сп — произвольные постоянные, определяемые из начальных
условий.
42
Корни zlt z.2, zn находят из
характеристического выражения
аог«+а1г«-1+...+ап = О. (4.19)
Поскольку определить точное ре-
шение при больших значениях п
дифференциального уравнения (4.18)
и сложной зависимости х (f) трудно
или невозможно, для определения рис 47 Представление функции
выходного сигнала у (Z) применяют x(t) ее дискретными значениями
косвенные методы, которые позволяют x(ti)
избавиться от указанных трудностей.
При использовании этих методов определяют вначале реакции ди-
намических звеньев на стандартные сигналы. Такими стандартными
сигналами являются единичный импульс б (/)), единичный скачок
Т (/) или гармонический сигнал a sin (coZ + <p).
Если на вход динамического звена с описанием в виде (4.18) по-
дать х (t) = б (Z), то решение этого звена имеет вид
ацег‘( , (4.20)
i=l
где со; — постоянные коэффициенты; г; — корни характеристического уравне
ния (4.19).
Выражение со (Z) называется импульсной переходной функцией, с
помощью которой можно определить у (Z) при любом входном сигнале
х (t). Рассмотрим произвольный входной сигнал х (Z) и разделим его
на сумму импульсов шириной AZ; и высотой х (ti) (рис. 4.7). Тогда
каждый импульс можно представить как
х (tt) Л ti 6 (t—tt). (4.21)
Следовательно, возможна аппроксимация выражения
х(/)«2х^г)д^6^-^)- <4-22>
с=1
Так как реакция динамического звена, вызванная единичным им-
пульсом б (t — ti) определяется со (t — it), то реакция от импульса
4.21) может быть представлена как
х (it) Ati со (t—ti).
(В итоге выходной сигнал, вызванный всей последовательностью им-
пульсов для линейного звена, согласно принципу суперпозиции
У (t) (tt) Utt a(t—ti). (4.23)
f=l
43
В пределе при Д/ О выходной сигнал динамического звена при
произвольном входном сигнале х (/) и известной импульсной переход-
ной функции со (/) будет определяться как
t
у (() = j <0 (т) х (t—т) d т =
о о
х (т) ш (t—т) d т.
При подаче на вход динамического звена, описываемого дифферен-
циальным уравнением (4.3), х (/) = 1 (?) его реакция
п h
V Ci — 1 + ум,
-?1
где Ьт, ап — коэффициенты полиномов В (р) и А (р);рОо — начальное значение
на выходе при t — 0: С/ — произвольные постоянные, определяемые из началь-
ных условий; Zi — корни характеристического уравнения.
Переходная функция h (t) связана с импульсной переходной функ-
цией зависимостью
dft(Z)
——- =ш (/).
d t
Следовательно, выходной сигнал у (I) динамического звена при про-
извольном входном сигнале х (/) и при известной переходной функции
h (0 можно определять согласно (4.21) и (4.23) как
dp dp
У <s) I Л <т) * (J—т) d т=——~ * (т) h (?—т) dT.
a t J a l J
о о
Если поведение динамического звена описывается передаточной
функцией в преобразованиях Лапласа, то, зная, что
Y (s)=W (s) X (s) и L {6 (/)} = !,
можно найти
1
й (?) =-------
’ 2л/
es/ d s,
где W (s) — передаточная функция звена; X (з), У (s) — входной и выходной
сигналы, выраженные в преобразованиях Лапласа.
Следовательно, импульсная переходная функция является обрат-
ным преобразованием Лапласа от передаточной функции динамиче-
ского звена. В свою очередь, передаточная функция W (s) определяется
отношением полиномов В (s) = bQsm + b1sm~1 + ... + bm и 4(s) =
= aosrI + a^-1 + ...+ an, где вместо оператора p подставлено s.
44
Тогда
«40 =
Y (s) _ В (s)
X (s) A (s)
(4.24)
Если формально считать, что s= /со, и подставить его в (4.24), топо-
лучим комплексную передаточную функцию динамического звена
М/ I] (0) = ‘
ая (i ©)"+«! (/«)«-!+... +ап
(4.25)
В свою очередь,
W (j а) = Р (со) + IQ (со) = А (со) е/ф(04
где Р (со) — вещественная частотная характеристика; Q (со) — мнимая частот-
ная характеристика; А (со) — амплитудно-частотная характеристика; ср (со) —
фазочастотная характеристика.
Следовательно, для решения задачи анализа — определения вы-
ходного сигнала динамического звена при заданном входном сигнале
можно воспользоваться любым описанием поведения этого звена: диф-
ференциальным уравнением, передаточными функциями или частот-
ными характеристиками.
Задачу анализа для случайных сигналов в линейных динамических
звеньях рассмотрим в классе стационарных процессов. Предположим,
что на вход динамического звена измерительного средства с импульсной
переходной функцией со (/) и передаточной функцией W (s) подан
стационарный случайный сигнал х (/), имеющий математическое ожи-
дание тх, автокорреляционную функцию Rxx (т) и спектральную плот-
ность 5Х (to).
Математическое ожидание выходного сигнала
ОО
ту = тх J со (g) d % = W (0) тх. (4.26)
—00
Связь автокорреляционных функций входного и выходного сигна-
лов будет определяться как
00 00
Ry (т) = J <0 (5) d g J со (5) Rx (т —Г] — g) dr].
—00 —00
(4-27)
На основе зависимости между спектральной плотностью и ав-
токорреляционной функцией
СО
sx (со) = J Rx (т) e~/an d т,
—00
(4.28)
45
подставив (4.28) в (4.27), найдем зависимость между спектральными
плотностями входного и выходного сигналов:
3„(со)= |IF(/®) pSa (со).
Так как дисперсия выходного сигнала у (t)
Dy^RyW,
'то, использоовав выражения (4.24) и (4.25), получим
Dy
1
2л
оо
J / IT (/со) 123ж (со) d со.
— 00
Контрольные вопросы
1. Дайте определение аналоговому, дискретно-аналоговому, дискретному
сигналам.
2. Перечислите виды модуляции.
3. Поясните отличия процессов квантования, дискретизации и кодирования
сигналов.
4. Определите основную задачу кодирования сигнала.
5. В чем особенности кода Грея?
Глава 5
АВИАЦИОННЫЕ МАНОМЕТРЫ
5.1. Общие сведения
Манометры в авиации находят применение для измерения давле-
ний воздуха, газов, топлива, масла в силовых установках (системы смаз-
ки и питания топливом и др.) и в отдельных бортовых системах (тор-
мозная система, система наддува герметичной кабины и т.п.). Кроме
того, они положены в основу аэрометрических приборов, в которые
поступают полное и статическое давления воздушного потока, и в ре-
зультате автоматического пересчета по соответствующим формулам
косвенно определяются высотно-скоростные параметры. За единицу
давления принят паскаль (1 Па = 1 Н/м2).
Манометры в зависимости от методов измерения разделяют на меха-
нические, электромеханические и электрические. К механическим ма-
нометрам относят жидкостные, грузопоршневые и манометры с упруги-
ми чувствительными элементами (УЧЭ). В жидкостных манометрах из-
меряемое давление или разность давлений уравновешивается весом
столба жидкости. Жидкостные манометры измеряют сравнительно не-
высокие давления (до 2-105 Па), просты и удобны в эксплуатации толь-
ко в стационарных условиях. Они используются в лабораториях как
контрольные приборы при проверке других приборов.
В грузопоршневом манометре измеряемое давление или разность
давлений уравновешивается давлением, создаваемым весом поршня
и грузов. Такие манометры применяются для точных измерений в ла-
бораторных условиях в диапазоне давлений от десятых долей до ты-
сяч мегапаскалей. Как жидкостные, так и грузопоршневые манометры
непригодны для использования на самолете из-за влияния наклонов и
ускорений на их показания.
В механических манометрах с УЧЭ измеряемое давление или раз-
ность давлений определяется по деформации УЧЭ или развиваемой
им силе. В зависимости от типа УЧЭ они подразделяются на мембран-
ные, сильфонные, трубчато-пружинные манометры.
К электромеханическим манометрам относятся манометры, в кото-
рых деформация УЧЭ или развиваемое им усилие преобразуется в
электрический сигнал. В качестве преобразователей применяют пье-
юэлектрические, полупроводниковые, магнитоупругие, угольные и
другие преобразователи. Механические и электромеханические мано-
метры измеряют давление в пределах от нескольких паскалей до десят-
ков мегапаскалей.
В электрических манометрах используется зависимость электри-
ческих параметров чувствительного элемента от приложенного дав-
47
ления. Достоинство таких манометров — отсутствие подвижных час-
тей. К ним относятся манометры сопротивления, в которых использу-
ется зависимость давления от электрического сопротивления; иониза-
ционные манометры, в которых давление определяется по значению
ионного тока; электроразрядные манометры, принцип действия кото-
рых основывается на зависимости параметров электрического разряда
в разряженном газе от давления.
5.2. Элементы авиационных приборов
мембранно-анероидной группы
В состав современных авиационных приборов мембранно-анероидной
группы (аэрометрических приборов, манометров) могут входить элемен-
ты самого различного типа: упругие чувствительные элементы, переда-
точно-множительные механизмы, лекальные корректоры, термокомпен-
саторы, электрические преобразователи механических величин в
электрические сигналы, усилители, электродвигатели, редукторы
(элементы узлов отработок) и др,
К УЧЭ относятся мембраны и мембранные узлы, сильфоны, труб-
чатые пружины. Мембраной называют тонкую пластинку 1, закреп-
ленную по наружному контуру и способную получать значительные
прогибы w№ под действием давления р (рис. 5.1, а). Мембраны могут
быть плоскими и гофрированными. Гофрированные мембраны на своей
поверхности имеют концентрические волнообразные складки — гоф-
ры. Для увеличения прогиба мембраны (примерно в 3 раза) и получе-
ния необходимой характеристики wM — f(p) применяют краевой гофр,
под которым понимают крайний гофр цилиндрической (рис. 5.1, б)
или тороидальной формы (рис. 5.1, в). В центре мембрана имеет пло-
ский участок, к которому припаивают или приваривают жесткий (см.
рис. 5.1, а) центр 2, служащий для соединения (например, посредством
шарнира) мембраны с передаточно-множительным механизмом.
Характеристика мембраны wM = f (р) зависит от формы профиля
и может быть линейной, затухающей или возрастающей по давлению.
Меняя профиль и толщину мембраны, можно получить характеристику,
Рис,- 5.1. Мембрана (а) и виды краевых гофр мембран (б, в)
48
Рис. 5.2, Основные профили мембран (а) и характеристики
некоторых из них (б):
1 — пильчатый с краевым гофром цилиндрической формы; 2 —пильча-
тый; 3 — плоско-дуговой; 4 — синусоидальный; 5 — трапецеидальный;
б — переменный по глубине; 7— плоской мембраны; 8—выпуклой
мембраны
линейную по измеряемому параметру, и тем самым достичь линейной
характеристики шкалы при простейшей кинематике передаточно-мно-
жительного механизма. Основные виды профилей применяемых мем-
бран приведены на рис. 5.2, а, а на рис. 5.2, б — соответствующие не-
которым из них характеристики при условии выполнения их из оди-
накового материала с одними и теми же размерами. Из рис. 5.2, б видно,
что гофрированные мембраны имеют большее значение допустимого
прогиба, линейности. Характеристика 8 для выпуклой мембраны дана
для случая нагружения давлением ее с выпуклой стороны.
Если две одинаковые мембраны соединить по буртику сваркой
(пайкой), то можно получить мембранную (манометрическую) коробку
(рис. 5.3, а). При подаче во внутреннюю полость коробки давления
ра по ее деформации можно судить о разности давлений ри = рп — р,
где давление р действует снаружи коробки. Соединение мембран в ко-
робку удваивает рабочий ход жесткого центра. Если откачать воздух
из коробки и запаять отверстие (рис. 5.3, б), то можно получить ане-
роидную коробку, используемую для измерения абсолютного давле-
ния. В результате соединения нескольких мембранных коробок
(рис. 5.3, в) в блок можно существенно увеличить перемещение жестко-
го центра.
Для мембран без жесткого центра с периодическим профилем ха-
рактеристика wM = f (р„) находится из уравнения
Eh3 ^амР>к\-ЬМ , (5.1)
49
где Е — модуль упругости материала мембраны; h — толщина; R — рабочий
радиус.
Коэффициенты ам и 4»м зависят от формы профиля, их значения
приводятся в литературе.
Уравнение характеристики мембраны с жестким центром, нагру-
женной давлением р„, отличается от (5.1) наличием поправочных ко-
эффициентов, зависящих от отношения рм — где г — радиус жест-
кого Центра, и формы профиля.
Сила, появляющаяся в результате воздействия давления на мемб-
рану, называется тяговым усилием Q. Для ее вычисления введено по-
нятие эффективной площади 5эф = В пределах линейной части
характеристики мембраны 5эф постоянны. Величина 5эф зависит от
профиля и рм. Поскольку выражение, учитывающее эту зависимость.
Рис. 5.3. Виды упругих чувствительных элементов:
а — манометрическая коробка; б — анероидная коробка; в — блок мембранных коробок;
г —сильфон; We — перемещение свободного конца А; /?н и Яв - • радиусы наружного Н
внутреннего контуров; Ло — радиус закругления гофр; ас — угол наклона плоского уча-
стка гофр; 7’с - шаг волны гофрировки; h0 — толщина сильфона
50
сложное, то эффективную площадь рассчитывают для гофрированной
мембраны по приближенной формуле
не учитывающей влияние глубины гофрировки и толщины мембраны.
Погрешность вычисления в этом случае колеблется от ±30 % (для
г/7? = 0) до ±6 % (для г/R = 0,5).
При работе мембраны (как и других видов УЧЭ) во всех ее точках
напряжения должны быть меньше допускаемого значения
<Ттах<|с|=— • (5-3)
Лз
где сгПр — предельное напряжение; — коэффициент запаса прочности.
Мембранные коробки и блоки применяют для измерения давлений
до 5-105 Па. Для измерения давлений от 5-105 Па и выше применяют
отдельные мембраны из-за непрочности соединительного шва мембран-
ных коробок.
В авиационных приборах в зависимости от значения измеряемого
давления, требуемого хода жесткого центра и допустимых габарит-
ных размеров корпуса применяют мембраны толщиной 0,05 ... 2 мм
и диаметром 20 ... 100 мм с прогибом жесткого центра 0,5 ... 2 мм. Диа-
метр жесткого центра составляет 0,1 ... 0,4 рабочего диаметра мемб-
раны.
Под сильфоном понимают тонкостенную цилиндрическую трубку с
поперечной гофрировкой, аналогичную блоку из множества мембран-
ных коробок (рис. 5.3, г). Сильфоны находят применение в приборах
благодаря значительным перемещениям и большим усилиям при дей-
ствии избыточного давления. Они могут использоваться для измере-
ния давления или силы, для герметичного соединения при угловых и
линейных перемещениях элементов, для измерения или компенсации
приращения объема жидкости при изменении температуры и т. п.
При изготовлении сильфонов из нержавеющей стали, фосфористой
бронзы, полутомпака гистерезис 1 может достигать 4 %. Сильфоны,
выполненные из бериллиевой бронзы, сплава Н36ХТЮ, имеют более
стабильную характеристику (гистерезис менее 1 %), высокие упругие
свойства. Применяемые на практике сильфоны могут иметь число
гофр до 40, наружный радиус RH = 4 ... 75 мм и толщину h =
= 0,1 ... 0,3 мм.
Трубчатая пружина представляет собой тонкостенную кривую труб-
ку с вытянутым поперечным сечением эллиптической, овальной или
более сложной формы. Трубка располагается так, чтобы в плоскости
изгиба лежала малая ось сечения (рис. 5.4). Применяемые попереч-
1 Гистерезисом называется отношение наибольшей разности перемещения
УЧЭ для одного и того же входного воздействия при прямом и обратном ходе
к максимальному перемещению.
51
ные сечения трубчатых пружин показаны на рис. 5.4,6. Давление ра
подается во внутреннюю полость трубки 1 через отверстие в штуцере
3, в который впаяна трубка. Свободный конец трубки закрывается
колпачком 2, служащим одновременно для соединения с передаточно-
множительным механизмом прибора. Трубка принимает новое положе-
ние, показанное пунктиром, поддействием избыточного давлениями, пе-
ремещение свободного конца с колпачком через передаточно-множи-
тельный механизм передается стрелке прибора.
Работа трубчатой пружины основана на свойстве трубки некругло-
го сечения под действием избыточного давления увеличить крутизну
своего поперечного сечения. При этом большая полуось сечения а
уменьшается, малая полуось b — увеличивается (рис. 5.4, в). В ре-
зультате продольное волокно с — с трубки перемещается на дугу
большего радиуса, а волокно d — d — на дугу меньшего радиуса..
При этом волокна стремятся сохранить первоначальную длину, по-
этому поперечные сечения трубки будут поворачиваться влево
(рис. 5.4, г), а конец ее переместится на величину wT.
Трубчатые пружины подразделяют на тонкостенные 1 и толстостен-
ные. В авиационных приборах применяются тонкостенные пружины.
В качестве материала в приборах малой точности для изготовления
трубчатых пружин используют латунь, фосфористую бронзу, а в при-
борах высокой точности — бериллиевую бронзу, мельхиор и другие
сплавы. Несовершенство упругих свойств материала УЧЭ проявляет-
ся в виде гистерезиса и упругого последствия. Под последним понима-
ют изменение упругих деформаций по времени при неизменных вход-
ном воздействии и температуре.
1 Тонкостенные трубы — это трубы, у которых отношение толщины трубки
к длине полуоси b равно или меньше 0,7.
52
При работе упругих элементов в условиях нестационарного дав-
ления к ним предъявляют повышенные требования по динамичес-
ким характеристикам.
При измерении давления несжимаемой жидкости передаточная
функция упругого элемента будет иметь вид
72р3+(йт5Эф/"|/^п»Счэ) 7р+1
где Т = "|/тпж/Счэ постоянная времени; Счэ — упругость УЧЭ; mUlK —
масса жидкости, приведенная к УЧЭ; kT — коэффициент вязкого трения, от-
несенного к единице эффективной площади 5Эф.
При измерении давления газообразной (воздушной) среды массой
среды можно пренебречь.
Для увеличения масштаба перемещения УЧЭ в манометрах исполь-
зуются передаточно-множительные механизмы (ПММ), которые делят-
ся на кривошипно-шатунные, кулачковые, поводковые, кулисные,
зубчатые. Разновидностью ПММ являются лекальные корректоры,
используемые в приборах для уменьшения систематических погрешно-
стей. Корректор, помещенный между входной и выходной осями под-
вижного механизма прибора, вызывает дополнительный поворот выход-
ной оси в нужную сторону. Основу корректора составляет лекальный
механизм, лента которого профилируется по значению поправки. На
выходной оси лекального корректора (рис. 5.5) с поводком, представ-
ляющего собой механизм с двумя степенями свободы, складываются
два угловых перемещения: от рычага 12, скользящего по кулачковой
ленте 2, и входной оси 3. Профиль
ленты регулируется винтами 6. В том
случае, когда лента 2 не имеет
искривлений за счет винтов 6 и рас-
положена перпендикулярно оси 3,
угол поворота оси корректора 10
равен углу оси 3. Лента корректора
крепится к винтам 6 с помощью
скоб 5. Рычаг 12 с вращающимся
на нем роликом 1 крепится на пер-
пендикулярной оси 4, которая вра-
щается в опорах, расположенных в
вилке 7. Вращение оси корректора
10 от подвижной системы коррек-
тора осуществляется с помощью по-
водков 8 и 9. Волосок 11 прижимает
ролик 1 к ленте 2. Изгиб ленты с
помощью винтов 6, расположенных
но окружности ленты, позволяет ме-
нять угол поворота оси корректора
10 ко отношению к оси 3 на задан-
ное значение.
Рис, 5.5. Лекальный корректор
53
5.3. Механические манометры с УЧЭ,
погрешности и способы их компенсации
Механические дифференциальные манометры с УЧЭ измеряют раз-
ность давлений рг и р2. Давление р3 (рис. 5.6, а) подается во внутрен-
нюю полость мембранной коробки 1, а р2 — в герметичный корпус 4.
Перемещение жесткого центра мембранной коробки, пропорциональ-
ное разности давлений рг — р2, передается на ПММ 3, состоящий из
кривошипно-шатунной и зубчатой передач, и далее на стрелку 2.
По аналогичной схеме строятся манометры абсолютного давления. Их
отличие заключается в том, что УЧЭ является анероидная коробка и
измеряемое давление через единственный штуцер подается в корпус
прибора.
В схеме на рис. 5.6, б роль УЧЭ выполняют два взаимосвязанных
сильфона 5 с равными эффективными площадями, встречно направлен-
ные жесткие центры которых соединены между собой. Перемещение
жестких центров, пропорциональное разности давлений рг — р2,
через ПММ 3 передается стрелке 2. Дифференциальный манометр по
данной схеме не требует герметизации корпуса прибора. Для измере-
ния разности давлений агрессивных жидкостей по данной схеме силь-
фоны изготавливают из некорродирующих материалов, а остальные
элементы прибора — из обычных материалов. Аналогичная схема при-
бора применима и для’измерения абсолютного давления, если из одно-
го сильфона выкачан воздух, а измеряемое давление подается во внут-
реннюю полость другого сильфона. Так, в частности, построены мано-
вакуумметры, применяемые для измерения абсолютного давления в си-
стеме наддува авиационного двигателя. Дифференциальный манометр
с УЧЭ — трубчатой пружиной 6 (рис. 5.6, в) работает аналогично диф-
ференциальному манометру' (см. рис. 5.6, а).
Рис. 5.6. Принципиальная схема деформационных манометров
54
Методическая погрешность в механических манометрах избыточно-
го давления возникает в том случае, если абсолютное давление окру-
жающей среды меняется. В процессе измерения давления важно к ма-
нометру подводить давление, окружающее контролируемый агрегат.
Для механических манометров характерны следующие инструмен-
тальные погрешности,
Шкаловая погрешность возникает из-за неполного соответствия
шкалы прибора его градуировке. Для стандартной шкалы причиной
шкаловой погрешности является-неточная регулировка механизма ма-
нометра под шкалу. Уменьшение шкаловых погрешностей возможно
благодаря использованию лекальных корректоров.
Погрешность трения вызывается трением в опорах и шарнирах меха-
низма прибора. Значение этой погрешности обратно пропорциональ-
но удельному устанавливающему моменту. Предельное значение этой
погрешности определяет зону нечувствительности, равную отношению
^тр/^эф, где /"тр — сила трения, приведенная к УЧЭ. Уменьшение
этой погрешности возможно за счет тщательного подбора материала,
качественной обработки трущихся деталей. Вследствие вибрации на
борту самолета эти погрешности уменьшаются.
Погрешность от зазоров в опорах и шарнирах уменьшается за счет
начального натяга специальной спиральной пружины, создающей од-
носторонний контакт звеньев кинематической цепи, не нарушающийся
при механических воздействиях на прибор.
Погрешность статической и динамической неуравновешенности под-
вижной системы манометра уменьшается тщательной балансировкой
подвижной системы.
Погрешность от гистерезиса и упругого последействия является
причиной вариации показаний.
Температурная погрешность возникает из-за изменения физических
свойств материалов и геометрических размеров деталей прибора с из-
менением температуры. Поскольку температурный коэффициент мо-
дуля упругости рЕ материала УЧЭ на порядок больше температурно-
го коэффициента линейного расширения, при учете этой погрешности
изменением геометрических размеров деталей пренебрегают. Влияние
же изменения температуры АТ на изменение модуля упругости оцени-
др
вают в виде соотношения для относительной погрешности -р- ~
ДЕ
= ~ рЕ АТ. Изменение температуры также сказывается на зна-
чении остаточного давления внутри вакуумированных УЧЭ (в маномет-
рах абсолютного давления).
Снижение температурной погрешности достигается за счет подбора
для УЧЭ материала с малым коэффициентом рЕ, снижения остаточно-
го давления в вакуумированных УЧЭ, изменения передаточного отно-
шения ПММ с помощью термобиметаллических элементов (термоком-
пенсаторов).
55
Рис. 5.7. Биметаллические термокомпенсаторы первого (а) и второго (5)
рода
Термокомпенсатор первого рода — биметаллическая пластина 1
закрепляется (рис. 5.7, а) одним концом на подвижном жестком центре
3 УЧЭ 4, а другим концом шарнирно — к тяге (шатуну) 2 кривошипно-
шатунной передачи. Термокомпенсатор второго рода 1 (рис. 5.7, б) —
биметаллическая пластина крепится одним концом на оси 5, а другим
концом — шарнирно к тяге (шатуну). Упорный винт 6 необходим
для регулировки эффективной длины биметаллической пластины.
Роль термокомпенсатора второго рода сводится к уменьшению пере-
даточного числа ПММ при повышении температуры (давление в УЧЭ
не меняется) и наоборот. Это осуществляется за счет увеличения
(уменьшения) длины а кривошипа при температурном прогибе биметал-
лической пластины 1 (см. рис. 5.7, б). Температурная компенсация вто-
рого рода дает полную компенсацию температурных погрешностей
УЧЭ лишь в том случае, если угол между тягой и кривошипом ПММ
равен 90° при отсутствии нагрузки на УЧЭ. Если же этот угол не ра-
вен 90°, то в механизме прибора дополнительно устанавливают биметал-
лический термокомпенсатор первого рода, перемещающий точку креп-
ления тяги к жесткому центру УЧЭ в функции от изменения темпера-
туры. Помимо рассмотренных термокомпенсаторов, в манометрах
применяются силовые биметаллические термокомпенсаторы, непосред-
ственно воздействующие на УЧЭ.
Эксплуатация манометров имеет свои особенности. При эксплуата-
ции механических манометров высокого давления для исключения гид-
равлического удара давление на входе следует менять плавно. Обыч-
но в корпусе таких манометров с задней стороны делают отверстия,
через которые стравливается давление при разрушении трубчатой пру-
жины, чем предохраняется стекло и корпус от разрыва. В нормаль-
ных условиях эти отверстия заклеивают бумагой или пленкой, имею-
щей малую прочность. Так как смесь масла с кислородом взрывоопас-
на, манометр, использованный ранее для измерения давления масла,
нельзя применять для измерения давления кислорода.
Перед установкой на ЛА и при проведении регламентных работ в
зависимости от типа самолета и типа манометра производят про-
верку погрешности показаний, герметичности соединений трубопрово-
дов и корпусов манометров, вариации показаний, соответствия конст-
рукций требованиям внешнего вида. Для кислородных манометров про-
изводят тщательную проверку отсутствия в них масла.
56
5.4, Электромеханические манометры
В механическом манометре с УЧЭ использование трубопровода,
соединяющего манометр с расположенным на расстоянии объектом кон-
троля, снижает эксплуатационную надежность вследствие возможного
нарушения герметичности трубопровода, усложняет монтаж и эксплу-
атацию прибора, увеличивает запаздывание в измерениях. Электро-
механические дистанционные манометры, в которых электрический пре-
образователь давления с УЧЭ устанавливается непосредственно на
контролируемом агрегате, практически лишен указанных недостатков.
Входящий помимо преобразователя в комплект прибора указатель
обычно устанавливается на приборной доске.
Преимущественное распространение в авиации получили электро-
механические манометры с логометрическими указателями. Примене-
ние логометров обеспечивает независимость показаний от изменения на-
пряжения источника питания. Рассмотрим наиболее распространен-
ные их типы.
Манометры типа ЭДМУ. Унифицированные электромеханические
дистанционные манометры типа ЭДМУ предназначены для измерения
давления топлива и масла в авиационных двигателях. Они выпускают-
ся с различными диапазонами измерения в пределах 0...15 МПа, их
схемы отличаются однотипными элементами (кроме УЧЭ и шкалы).
В манометре типа ЭДМУ (рис. 5.8) измеряемое давление ри подается
внутрь УЧЭ (при давлениях до 500 кПа — манометрическая коробка,
до 10 МПа — мембрана, до 15 МПа — трубчатая пружина), перемеще-
ние УЧЭ через ПММ передается щетке ЕЗ потенциометра. Сопротивле-
Рис. 5.8. Принципиальная электрическая схема манометра типа ЭДМУ
57
Рнс. 5.9. Потенциометрический пре-
образователь давления:
/ — щеткодержатель; 2 —ось; 3 — рычаг;
4— возвратная пружина; 5 — качалка; 6 —
толкатель; 7 — основание; S— гофрирован-
ная мембрана; 9 —- штуцер: Ю— крышка;
11 — потенциометр; 12 — щетка; 13 — штеп-
сельный разъем
ния Rx и Rv будут меняться в за-
висимости от входного давления.
Для уменьшения температурных
погрешностей обмотка потенцио-
метра выполняется из константана.
Сопротивления Rx и Ry образуют
два переменных плеча моста Андер-
сона. Два других плеча составляют
резисторы Rl, R2. Катушки лого-
метра LI, L2 (с сопротивлениями
R5 и R6) вместе с резистором Ra
образуют диагональ моста. Катуш-
ки логометра имеют равное число
витков, но различные сопротивле-
ния, так как габаритные размеры
их неодинаковы. Сопротивление
Ra дополняет сопротивление ка-
тушки L1 до величины, равной со-
противлению второй катушки L2.
Резисторы R3 (медь) и R4 (константан) предназначены для уменьше-
ния погрешности из-за изменения сопротивления катушек при изме-
нении температуры.
При изменении давления значения токов в катушках меняются и
стрелка прибора будет отклоняться. Неподвижный магнит Е2 служит
для возвращения стрелки к нулю.
Потенциометрический преобразователь давления (рис. 5.9) состо-
ит из толкателя 6, качалки 5, рычага 3 с осью 2 и щеткодержателя 1
с щеткой 12.
Указатель манометра типа ЭДМУ включает магнитоэлектрический
логометр с подвижным магнитом и резисторы Rl, R2, R3, R4 и 7?я
(рис. 5.10).
Две неподвижные проволочные катушки (рамки) 14 и 15, каж-
дая из которых состоит из двух половинок с целью удобства креп-
ления к оси 6 стрелки 1, расположены под углом 120°. Для устранения
колебаний подвижной системы при неустановившихся режимах под-
вижной постоянный магнит 11 располагается внутри корпуса медного
успокоителя 9. Ось 6 с обоих концов имеет керны. Верхний керн опи-
рается на корундовый подпятник в винте 2, а нижний — на подпят-
ник на дне успокоителя 9. Последний с крышкой 10 крепится внут-
ри катушек 14 и 15. Балансировка подвижной системы осуществляется
противовесами 5. Плата 7, служащая основанием конструкции указа-
теля, примыкает к пермаллоевому экрану (на рисунке не показан),
обеспечивающему защиту логометра от внешних магнитных возму-.
щений.
С целью обеспечения симметрии электрической схемы сопротивле-
ния R1 и R2 равны. Логометр при расчете динамических характери-
58
стик можно представить как динамическое колебательное звено с
передаточной функцией
W(P) /р2+/др+сж ’
(5.5)
где Сж = Нтм — угловая жесткость системы подвижной магнит — магнитное
поле; Н —напряженность результирующего магнитного поля внутри лого-
метра; /пм — магнитный момент подвижного магнита; — коэффициент демп-
фирования; J — момент инерции подвижной системы.
С целью регулировки начального значения выходного электриче-
ского сигнала в механизме потенциометрического преобразователя
предусмотрен регулировочный винт, позволяющий перемещать по-
тенциометр относительно щетки. Регулировка осуществляется при
вывернутом штуцере атмосферного давления через отверстие в кор-
пусе.
Манометры типа ЭДМУ имеют размах шкалы 120°, сравнительно
малые габаритные размеры, обладают взаимозаменяемостью преобра-
зователя давления и указателя из разных комплектов с одними и те-
ми же пределами измерения. Значительные погрешности (до ±4 %)
и наличие скользящего контакта являются недостатками манометров
этого типа.
Манометры типа ЭМ. Манометры типа ЭМ с размахом шкалы 270°
предназначены для измерения давления топлива (до 10 МПа) и масла
(до 1 МПа) в газотурбинных двигателях. Преобразователи давления в
таких манометрах отличаются от преобразователей давления типа
ЭДМУ только тем, что линейный потенциометр замкнут по кольцевой
схеме (рис. 5.11) и имеет четыре токоотвода, делящих потенциометр
на четыре равные части, соединенные с четырьмя катушками указате-
Рис. 5.10. Указатель манометра типа ЭДМУ:
а — указатель; б, в — конструктивная схема логометра; 1— стрелка; 2 —- винт с корундовым
подпятником; 3 — винт; 4 — неподвижный постоянный магнит; 5 — противовесы; 6 — ось; 7-
плата; 8, /2--стойки; 9 — корпус медного успокоителя; 10 — крышка; //--подвижной по-
стоянный магнит; 13 — мостик; 14 — внутренняя катушка; 15 — внешняя катушка
59
ля. Конструкция и принцип действия указателя аналогичны ука-
зателю манометра типа ЭДМУ. Отличие заключается в том, что катуш-
ки, составляющие четыре половинки двух обмоток логометра, в данном
случае представляют четыре самостоятельные обмотки LI, L2, L3,
L4, попарно расположенные под углом 90°. Сопротивления R1 и R2
соединены последовательно с катушками обмоток L1 и L3 и обеспечи-
вают равномерность шкалы и симметричность электрической схемы.
При перемещении щетки ЕЗ по потенциометру В1 изменяются токи в
обмотках LI ...L4, а следовательно, и направление результирующего
вектора магнитного потока, вдоль которого устанавливается подвиж-
ной постоянный магнит Е1 со стрелкой прибора. Максимальный ток
(соответственно и поток) будет в той обмотке, которая наиболее близко
находится своим токоотводом на потенциометре В1 к щетке ЕЗ.
Регулировка выходного сигнала производится аналогично мано-
метрам ЭДМУ. Погрешность в нормальных условиях не превышает
±3 %. Увеличенное число проводов, соединяющих преобразователь с
указателем, усложняет схему и увеличивает массу прибора. Основной
недостаток манометров типов ЭДМУ и ЭМ — наличие скользящего
контакта в потенциометре и необходимость ПММ для увеличения мас-
штаба перемещения УЧЭ.
Манометры типа ДИМ. Манометры данного типа не требуют исполь-
зования ПММ, в них отсутствуют трущиеся пары. Это обеспечивается
использованием в качестве электрического преобразователя индук-
Рис. 5.11. Принципиальная электрическая схема манометра типа ЭМ
60
Рнс. 5.12, Конструктив-
ная схема индуктивного
преобразователя давле-
ния;
1 — шток; 2 — гайка; 3, 14,
/5 — винты; 4 — прокладка;
5 — кожух; 6 — штепсельный
разъем; 7 — предохрани-
тельная мембрана; 8 — УЧЭ;
9 — корпус; 10 — защитное
кольцо; // — крышка; 12 —
регулируемый упор; 13 —
плата; 16 — катушка с сер-
дечником; 17 — противодей-
ствующая пружина; 18 —
подвижной якорь
тивного преобразователя. Манометры типа ДИМ (дистанционные ин-
дуктивные) охватывают диапазон измеряемых давлений до 30 МПа с
пульсациями до 700 Гц. УЧЭ манометров типа ДИМ в зависимости от
диапазона измеряемых давлений являются мембраны или мембранные
коробку. Указателем является магнитоэлектрический двух кату шей-
ный логометрический указатель с подвижным магнитом, по схеме по-
добным указателю манометра типа ЭДМУ.
В схеме дифференциального индуктивного преобразователя давле-
ния (рис. 5,12) для исключения разрушения УЧЭ при больших дав-
лениях предусмотрена предохранительная мембрана 7, регулируемая
упором 12.
В манометре типа ДИМ (рис. 5.13) при деформации УЧЭ перемеща-
ется якорь 18 (см. рис. 5.12), вызывающий изменение воздушных зазо-
ров дифференциального индуктивного преобразователя, а соответст-
венно и индуктивностей катушек L1 и L2. Катушки образуют два пле-
ча мостовой схемы, в которой двумя другими плечами служат резисто-
ры R1 и R2. Так как логометр работает на постоянном токе, а индук-
тивный преобразователь питается переменным током, то в схеме в ка-
честве выпрямителей используются диоды VI и V2. При изменении
индуктивностей катушек L1 и L2 меняются токи в катушках L3 и L4
логометра. Подвижной магнит Е1 со стрелкой устанавливается по ре-
61
зультирующему вектору магнитного потока катушек логометра. Не-
подвижный магнит Е2 служит для возврата стрелки к нулю. Погреш-
ность манометров серии ДИМ при нормальных условиях не превышает
±4 %. Размах шкалы указателя 120°.
Манометры типа МИ. Манометры этого типа имеют такой же пре-
образователь давления, как и в манометрах типа ДИМ. В качестве ука-
зателя используется ферродинамический логометр. Его мостовая схе-
ма (рис. 5.14, а) образована двумя индуктивными катушками LI, L2
преобразователя и двумя половинками неподвижной катушки возбуж-
Рис. 5.14. Манометр типа МИ
62
дения L3, L4 ферродинамического лого-
метра. Подвижная катушка L5 находит-
ся в диагонали моста и охватывает внут-
ренний магнитопроводВМ (рис. 5.14,6).
Она может поворачиваться в зазоре
между ВМ и наружным магнитопрово-
дом НМ. При наличии тока возникает
вращающий момент Мвр, зависящий от '6
токов в катушке возбуждения 1 и в под- у
вижной катушке 3 и от угла ее поворо-
та ф. На подвижную катушку 3 будет 4
действовать также противодействующий
момент Л4пр, появляющийся в резуль- 3
тате стремления подвижной катушки 3
втянуть в себя сердечник 2. Установив-
шееся положение катушки 3 под углом
Ф определяется равенством Мвр = Мпр.
Погрешности манометров типа МИ мень-
ше, чем манометров типа ДИМ (порядка
±3 %), что объясняется увеличенным
размахом шкалы (270°). Изменение на-
пряжения источника питания одинаково
влияет на моменты Л4вр и Мпр, что
Рис. 5.15. Принципиальная
схема сигнализатора давления:
1 — УЧЭ; 2 — корпус; 3 — толкатель;
4 — неподвижный контакт; 5 — по-
движной контакт; 6 — регулировоч-
ный винт
практически не отражается на показаниях прибора.
Сигнализаторы давления. Сигнализаторы давления используются
для выдачи сигнала о номинальных или критических режимах в воз-
душных или гидравлических системах. В качестве чувствительных
элементов в сигнализаторах давления используются УЧЭ, управляю-
щие работой контактов, коммутирующих электрическую цепь.
Сигнализатор давления срабатывает при понижении дифференци-
ального давления (рис. 5.15). Регулировка давления срабатывания
сигнализатора осуществляется с помощью регулировочного винта 6
в корпусе прибора.
Сигнализаторы давления характеризуются диапазоном настройки,
разрывной мощностью контактов, виброустойчивостью, видом стати-
ческой характеристики.
Погрешности электромеханических манометров складываются из
погрешностей механических манометров, рассмотренных выше, и по-
грешностей, вызываемых электрической схемой прибора. К методиче-
ским погрешностям электромеханических манометров относят погреш-
ность от изменения направления вектора результирующего магнитно-
го потока в логометре при изменении напряжения питания бортовой
сети из-за влияния неподвижного постоянного магнита. С целью умень-
шения этой погрешности неподвижный постоянный магнит обычно
имеет малое значение потока, достаточное лишь для возвращения
стрелки в нулевое положение.
63
В манометрах типа ЭМ появляется дополнительная методическая
погрешность потенциометрической дистанционной передачи, изменя-
ющаяся с периодом 90°. Эта погрешность учитывается градуировкой
шкалы манометра.
К инструментальным погрешностям механических элементов преоб-
разователя давления добавляются погрешности от силы трения в по-
тенциометрическом преобразователе, сил трения, небаланса и люфтов
в опорах указателя. Использование электрических элементов обуслов-
ливает инструментальные погрешности от электромагнитных сил вза-
имного притяжения (отталкивания) и температурные погрешности,
вносимые электрической схемой. Для уменьшения этих погрешностей
используют дифференциальные электрические преобразователи дав-
ления, а также включаемые в электрическую схему термокомпенса-
торы.
Перед установкой на ЛА и при проведении регламентных работ в
зависимости от типа самолета и типа электромеханического манометра
производят проверку: погрешности показаний; герметичности соеди-
нений трубопроводов и корпусов манометрических преобразователей,
вариации показаний; сопротивления изоляции электрических цепей;
силы тока, потребляемого электрической схемой; погрешности сраба-
тывания сигнализатора давления при нормальной температуре. Для
проверки электромеханических манометров можно использовать уста-
новку ЭУПМ-2 совместно с ГУПМ.
5.S. Частотные преобразователи давления
Частотные преобразователи давления находят применение в цифро-
вых системах измерения высотно-скоростных параметров. Частотный
сигнал мало искажается при усилении и передаче его по информацион-
ным каналам. Частотные преобразователи отличаются высоким быст-
родействием, что объясняется отсутствием подвижных деталей, малы-
ми перемещениями УЧЭ. В качестве механического колебательного
элемента используют струну и трубчатые элементы,
В основе струнных преобразователей давления лежит зависимость
частоты / собственных колебаний струны от силы натяжения FBH:
(5.6)
21 т т 21 Г рм
где пг — номер гармоники; I — длина струны; т — масса единицы длины струны;
о — напряжение в струне; рм — плотность материала струны.
На частоту колебаний оказывает влияние изменение длины прово-
локи
M=Fm/ES,
где Е — модуль упругости; S — площадь сечения проволоки.
64
Рис. 5.16. Частотные преобразователи давления:
а — струнный; б — с тонкостенной трубкой; в — схема деформации сечения трубки
Реализация этой зависимости возможна по схеме, показанной на
рис. 5.16, а.
Струна 1 крепится одним концом к жесткому центру 2 мембраны 3,
а другим концом — к неподвижному зажиму 5. Колебания струны соз-
даются возбудителем 4. Различают электромагнитные и магнитоэлект-
рические возбудители. В электромагнитном возбудителе струна изго-
товляется из ферромагнитного материала (сгаль). Возбудителем в
нем является электромагнит, расположенный вблизи струны. В маг-
нитоэлектрическом возбудителе струна из немагнитного электропро-
водящего материала (вольфрам) помещается в поле постоянного маг-
нита. Колебания в нем возникают из-за пропуска тока через струну.
Используют затухающий режим колебаний струны и режим автоколе-
баний. В режиме затухающих колебаний частота собственных колеба-
ний фиксируется при подаче единичного возбуждающего импульса с
помощью приемника колебаний (электромагнитного или магнитоэлект-
рического). Электрический сигнал приемника колебаний через форми-
рователь импульсов в цифровой форме может передаваться потребите-
лям.
В автоколебательном режиме сигнал приемника колебаний через
фазосдвигающее устройство подается на возбудитель. Автоколебания
имеют частоту, совпадающую с частотой собственных колебаний
струны. Для получения линейной зависимости выходного сигнала пре-
образователя от силы натяжения струны используют двухструнные
дифференциальные преобразователи. Струнным частотным преобразо-
вателем давления свойственны погрешности из-за возможных поворо-
тов крайних сечений струн и рассеяния энергии через место крепления;
из-за влияния изменения температуры на натяг струн; из-за вибра-
ционных помех при частотах вибрации, близких к частоте колебаний
струны; из-за нестабильности собственной частоты колебаний струны
вследствие ползучести, упругого последействия материала струны и
т. п.
3 Зак. 1543 65
Возможная схема дифференциального манометра с преобразовате-
лем в виде тонкостенной трубки приведена на рис. 5.16, б. Чувстви-
тельным элементом является упругая цилиндрическая трубка 8, раз-
деляющая внутренний объем корпуса 7 на две герметичные полости
/ и II. В полость I подается давление pL, в полость II — давление р.,.
При этом на трубку 8 действует разность давлений ри = р± — р,г.
Для создания колебания трубки 8 используется электромагнит 6,
силы притяжения которого деформируют трубку в поперечном направ-
лении (рис. 5.16, в). При наличии в обмотке электромагнита 6 электри-
ческого тока круглое поперечное сечение 1 преобразуется в сечение Г
плоскоовальной формы, а при отсутствии электрического тока — в се-
чение 1" и обратно. При этом возникают поперечные колебания, часто-
та f которых зависит от действующего на трубку избыточного давления
Ри-
f = fo "|/1 -Рн/р0’
где /„ — частота колебаний при ри = 0.
Съем частоты колебаний трубки производится индуктивным преоб-
разователем 9, сердечник которой повернут на 90° по отношению к
сердечнику электромагнита 6. Оба сердечника расположены в парал-
лельных горизонтальных плоскостях.
5.6. Измерители крутящего момента и тяги
Крутящий момент Л4кр ТВД и тяга Рт ТРД определяются
расходом топлива GT, температурой и давлением газов перед турбиной,
коэффициентом полноты сгорания, частотой вращения п, давлением
Рис. 5.17. Схема гидравлического
преобразователя крутящего момента
66
рн и температурой Тн на высоте полета, скоростью V полета. Ввиду
сложности зависимостей величин /Икр и Рт от приведенных параметров
измерение величин Л4кр и Рв производят косвенно по деформации или
реакции элементов крепления двигателей, вызываемым крутящим мо-
ментом или тягой.
На рис. 5.17 показана схема, поясняющая преобразование реактив-
ного момента, действующего на планетарную шестерню 3, в давление
масла при измерениях Л4кр. Реактивный момент равен крутящему мо-
менту вала 1 турбовинтового двигателя, передаваемому винту 4
через зубчатое колесо 2 и шестерню 3 планетарного редуктора.
В установившемся режиме шестерня 3 с поршнем 6 в цилиндре 5
удерживаются в указанном положении. При изменении момента Л4кр
шестерня 3 обкатывается по зубьям винта 4. Поршень сместится,
одновременно в золотнике 7 откроется канал выпуска или подачи мас-
ла от насоса. Новое давление р в цилиндре 5 вернет поршень в прежнее
положение и скомпенсирует действие реактивного момента. Для из-
мерения давления масла в цилиндре 5, прямо пропорционального мо-
менту Л1кр, может быть использован дистанционный электромехани-
ческий манометр с компенсационной схемой или манометр типа ДИМ.
Контрольные вопросы
1. Поясните виды УЧЭ и их применение.
2. Объясните принципы температурной компенсации в манометрах с УЧЭ.
3. Дайте сравнительную характеристику электромеханических манометров.
4. Объясните принцип действия частотных датчиков давления.
5. Расскажите о принципиальной схеме сигнализатора давления.
6. Поясните принцип действия измерителя крутящего момента.
3*
67
Глава 6
АВИАЦИОННЫЕ ТАХОМЕТРЫ
6.1. Назначение тахометров. Методы измерения частоты
вращения вала
"Одним из основных параметров, определяющих тягу двигателя,
является частота вращения. Приборы для ее измерения называются
тахометрами. Их применяют для измерения частоты вращения вала
поршневого авиадвигателя, ротора компрессора турбореактивного
двигателя, турбины газотурбинного двигателя и т.д. Кроме того, та-
хогенераторы используются в качестве датчиков обратной связи в раз-
личных следящих системах. В этом случае они измеряют частоту враще-
ния исполнительных органов.
В соответствии с НЛГС основная градуировочная погрешность ави-
ационного тахометра в рабочем диапазоне (в нормальных условиях)
не должна превышать ±0,5 % максимального значения для шкал диа-
метром 80 мм и ±1 % для других шкал. Тахометр не должен оказы-
вать магнитного влияния на другие приборы. Уровень радиопомех от
работы тахометра должен быть низким. Частота вращения вала п
измеряется в оборотах в секунду. Она может быть выражена через уг-
ловую скорость, выраженную в радианах в секунду:
ш = 2лп. (6.1)
Существуют различные методы измерения частоты вращения вала,
среди которых следует выделить механические, электрические и стро-
боскопические.
К механическим методам можно отнести центробежный, часовой,
фрикционный, вибрационный методы. Для авиации интерес представ-
ляют центробежный и часовой методы. Центробежный метод исполь-
зует зависимость центробежных сил от угловой скорости вращения
инерционных масс. В этом случае на вращающейся оси при помощи
шарниров крепятся грузы. При угловом вращении они расходятся под
действием центробежных сил и перемещают вдоль оси скользящую
муфту, которая сжимает пружину, пока ее упругая сила не уравнове-
сит движущую силу. Данный метод нашел применение в авиации при
построении чувствительных элементов в системах' автоматического ре-
гулирования частоты вращения газотурбинных двигателей. Часовой
метод основан на подсчете частоты вращения оборотов вала за опреде-
ленный интервал времени, задаваемый часовым механизмом.
К электрическим методам можно отнести магнитоиндукционный и
индукционный методы. Магнитоиндукционный метод использует увле-
чение электропроводящего тела полем вращающегося постоянного
магнита за счет взаимодействия поля наводимых в теле индукционных
68
гоков с полем постоянного магнита. Индукционный метод основан на
использовании тахогенераторов постоянного и переменного тока,
когда наводится ЭДС полем постоянного магнита в обмотке. ЭДС зави-
сит от частоты вращения магнита или обмотки.
Стробоскопический метод основан на явлении кажущейся непод-
вижности вращающегося тела при периодическом освещении его в те-
чение коротких промежутков времени с частотой, равной частоте вра-
щения. Частота вспышек осветительной газонаполненной лампы уп-
равляется электронной схемой. Этот метод получил распространение
в авиации в условиях лабораторий.
6.2. Магнитоиндукционные тахометры
Магнитоиндукционные тахометры получили распространение в
авиации.
В тахометре с чувствительными элементами 2 в виде цилиндра
(рис. 6.1, а) и диска (рис. 6.1, б) постоянный магнит 3 с несколькими
парами полюсов вращается вместе с осью 1, частота вращения которой
измеряется. Он создает магнитный поток, замыкающийся через экран 5
из мягкого железа. В кольцевом воздушном зазоре между магнитом 3
и экраном 5 находится тонкостенный токопроводящий цилиндр, сидя-
щий на оси, соосной с осью 1 постоянного магнита 3. На оси цилиндра
находится стрелка указателя, ось соединена с противодействующей
пружиной 4.
Вращающееся магнитное поле, создаваемое вращающимся посто-
янным магнитом, наводит в токопроводящем цилиндре ЭДС, которая
вызывает ток, замыкающийся в цилиндре. Магнитное поле этого тока
взаимодействует с вращающимся магнитным полем постоянного маг-
нита и создает вращающий момент Л4вр, увлекающий цилиндр вслед
за вращающимся магнитом.
Этому препятствует пружина 4, создающая противодействующий
момент Л1пр. Величина угла <р поворота цилиндра на оси со стрелкой
определяется равновесием моментов Мвр = Мпр.
Рис. 6.1. Магнитоиндукциоииые тахометры
69
Принцип действия тахометра с чувствительным элементом в виде
диска (см. рис. 6.1, б) аналогичен рассмотренному. Магнитная система
состоит из шести пар цилиндрических постоянных магнитов 3, закреп-
ленных на двух дисковых платах из мягкого железа, выполняющих
роль магнитопровода для замыкания магнитного потока постоянных
магнитов. В зазоре между торцами цилиндрических постоянных маг-
нитов расположен токопроводящий диск, сидящий вместе со стрелкой
указателя на вторичной оси. На рис. 6.1, б показаны также примерные
контуры короткозамкнутых токов в диске.
Вращающий момент, действующий на чувствительный элемент в виде
цилиндра, определяется как
2 (BID)2 рк
Л,»=——
(6,2)
где В —магнитная индукция в рабочем зазоре; I—длина полюса постоянного
магнита; D — диаметр цилиндрического чувствительного элемента; рм — число
пар полюсов постоянного магнита.
Полное сопротивление короткозамкнутого витка через параметры
цилиндра выразится как
/?к=
2лр
(6.3)
где р — удельное электрическое сопротивление токопроводящего цилиндра;
6 — толщина стенки цилиндра.
Безразмерный коэффициент, зависящий от конструктивных пара-
метров полюсов постоянного магнита,
[л ь "1
где а — расстояние между полюсами постоянного магнита; b — ширина полюса
постоянного магнита.
Противодействующий момент пружины
Л4пр = бжф = тгт ф> (6.4)
12 <п
где &п, hn, /п — ширина, толщина и развернутая длина пружины; Е — мо-
дуль упругости материала пружины.
Уравнение шкалы (статическую характеристику) тахометра можно
получить из выражения
ское равновесие системы:
Ф =
Яр ОпЛп
1вр = /ипр, характеризующего динамиче-
121п(В1Р)г61Урм
, . 3 „
70
Динамические характеристики тахометра могут быть определены с
помощью его передаточной функции, которая с достаточной для прак-
тических расчетов точностью может быть представлена как
<р (р) k
. 2Рм (BID?
где я = --б---—передаточный коэффициент системы; J—момент инер-
лв
ции; кя = 2dw0J — коэффициент демпфирования подвижной системы; d — сте-
пень затухания колебаний системы; соо — частота собственных колебаний сис-
темы.
При d < 1 динамическая характеристика в рассматриваемой сис-
теме имеет колебательное движение, при d > 1 — апериодическое.
Для устранения колебательного движения подвижной системы ис-
пользуется дополнительное звено—магнитный демпфер. С этой целью
на вторичной оси магнитоиндукционного тахометра крепится токопро-
водящий диск-элемент 10 магнитного демпфера (см. рис. 6.2). Конст-
руктивно и по принципу действия демпфер аналогичен магнитоиндук-
ционной системе по рис. 6.1, б. Отличие заключается в том, что ее маг-
ниты 11 не вращаются, а жестко закреплены вместе с магнитопроводом
в корпусе прибора. При колебаниях подвижной системы в диске 10
демпфера возникают вихревые токи, магнитное поле которых в резуль-
тате взаимодействия с магнитным полем постоянных магнитов создает
демпфирующий момент.
В тахометрах с чувствительным элементом в виде диска уравнение
шкалы имеет вид
Ф= 18,48 ВМмбдЛ.рм^п(6,7)
р£&пЛп sin--
Рм
— диаметр цилиндрических магнитов; бд — толщина диска; га — расстоя-
ние от центра диска до центров магнитов.
Уравнения (6.5) и (6.7) показывают, что шкала у тахометров обоих
видов имеет линейную характеристику.
В авиации применяются электрические магнитоиндукционные та-
хометры типа ТЭ/шкала которых отградуирована в оборотах в минуту,
и типа ИТЭ (индукционный тахометр электрический) со шкалой, от-
градуированной в относительных единицах — в процентах максималь-
ной частоты вращения. Процентное обозначение шкалы упрощает
чтение визуальной информации и освобождает членов экипажа от
запоминания конкретных значений частоты вращения. Принцип дейст-
вия и принципиальные схемы тахометров типов ТЭ и ИТЭ аналогичны,
отличие их заключается лишь в отдельных конструктивных элементах.
Тахометр ИТЭ-1 (рис. 6.2) состоит из датчика и указателя. Датчи-
ком является трехфазный синхронный генератор с возбуждением от
постоянного магнита. Трехфазный синхронный генератор (соединен-
ный трехпроводной линией с синхронным двигателем), ротор которого
71
жестко связан с первичной осью, образует электрическую синхрон-
ную передачу — систему электрического вала, осуществляющую ди-
станционную передачу скорости вращения вала авиадвигателя. При
вращении постоянного магнита 1 от контролируемого вала авиадвига-
теля в статорной обмотке 2 генератора возбуждается переменный ток с
частотой, пропорциональной угловой скорости вращения. Этой частотой
возбуждаемого тока определяется скорость вращения магнитного по-
ля в статорной обмотке 3 синхронного двигателя указателя, соединен-
ной со статорной обмоткой 2 генератора. Вращающимся магнитным по-
лем будет увлекаться с той же скоростью ротор двигателя, состоящий
из постоянных крестообразных магнитов 5 и гистерезисных дисков 4,
закрепленных на валу.
Гистерезисные диски 4 обеспечивают запуск синхронного двигате-
ля и его устойчивую работу при ускорениях вращающегося поля рото-
ра. При работе тахометра вращающееся магнитное поле намагничива-
ет гистерезисные диски 4 двигателя. Магнитное поле гистерезисных дис-
ков также вращается, но отстает от вращающегося магнитного поля на
некоторый угол из-за большого гистерезиса в материале. В силу этого
возникает вращающий момент, приводящий в движение ротор дви-
гателя.
Для облегчения ввода постоянных магнитов в синхронное вращение
с вращающимся магнитным полем они посажены на вал свободно и со-
единены с ним с помощью пружины. Постоянные магниты могут пово-
рачиваться за вращающимся полем, не принимая полную нагрузку ва-
ла до тех пор, пока не будет закручена пружина. Постоянные магни-
ты успевают вступить во взаимодействие с вращающимся магнитным
полем, войти в синхронный режим работы при скорости вращения,
близкой к синхронной. Гистерезисные диски при этом выполняют
вспомогательную функцию.
Рис. 6.2. Принципиальная схема магнитонндукционного тахометра ИТЭ-1
72
Рнс. 6.3. Принципиальная схема магнитоиндукционного тахометра ИТЭ-2:
/—статорная обмотка генератора-датчика; 2 —ротор датчика; 3 — статорная обмотка дви-
гателя; 4, 5 — элементы ротора двигателя; 6 — магнитный измерительный узел; 7 — термо-
магнитный шунт; 8 — чувствительный элемент; 9 — противодействующая пружина; 10 — зуб-
чатая передача; 11 —шкала; 12—стрелка
Работа измерительного магнитного узла (элементы 6, 7, 8) рассмот-
рена на рис. 6.1, б. Вращающий момент, создаваемый в измерительном
магнитном узле, уравновешивается противодействующей пружиной 9.
Работа магнитного демпфера происходит следующим образом. При
колебании подвижной системы магнитный поток постоянных магнитов
11 демпфера наводит в алюминиевом диске 10 вихревые токи. Взаимо-
действие магнитного поля, создаваемого вихревыми токами, с магнит-
ным полем постоянных магнитов приводит к торможению подвижной
системы.
Непостоянство температуры вызывает изменение величины маг-
нитного сопротивления магнитопроводов, а соответственно и измене-
ние магнитной индукции в зазоре. Для исключения этого влияния в
измерительном узле тахометра используется термомагнитный шунт
7, который надевается на постоянные магниты. Шунт выполнен из
сплава, магнитное сопротивление которого с ростом температуры уве-
личивается в большей степени, чем сопротивление остального магнито-
нровода. При увеличении температуры меньшая часть магнитного по-
тока будет замыкаться через шунт 7 и часть этого потока как бы «вы-
талкивается» из шунта в рабочий зазор. В результате изменение индук-
ции в рабочем зазоре будет в значительной степени скомпенсировано.
< целью регулировки шунт может перемещаться вдоль оси магнитов.
Тахометр типа ИТЭ-2 (рис. 6.3) отличается от ИТЭ-l тем, что име-
с| два датчика типа ДТЭ, каждый из которых связан со своим валом
цнигателя. Оба измерительных узла собраны в одном корпусе и имеют
73
совмещенные оси указательных стрелок. Поскольку для передачи угла
поворота на оси стрелок используются шестеренчатые пары, трение в
которых способствует быстрому затуханию колебаний подвижных сис-
тем, в измерительных узлах рассматриваемых указателей магнитные
демпферы отсутствуют.
Датчики применяемых на практике магнитоиндукционных тахо-
метров имеют составные элементы и узлы, отличающиеся незначи-
тельно лишь в конструктивной части.
Датчик ДТЭ-1 (рис. 6.4) представляет собой трехфазный генератор
Переменного тока с четырехполюсным постоянным магнитом-ротором
74
4 3 6 7 8 9 ю
16 /,? !'f 13
Рис. 6.5. Конструкция указателя тахометра ИТЭ-1:
/ -шкала; 2— стрелка; 3— постоянные магниты; 4— диск демпфера; 5 —пружина; 6 —
чувствительный элемент — диск; 7— термомагннтный шуит; 8 ~ постоянные магниты; 9 —
гистерезисные диски; 10— втулка; И — штепсельный разъем; 12— обмотка статора двига-
теля; 13— постоянные магниты; 14— вал; 15—пружина; 16 — плата магнитного узла
/. Последний выполнен из сплава АНК. Статор 9 собран из пластин
трансформаторной стали толщиной 0,5 мм и имеет 12 пазов с уложенной
в них двухслойной обмоткой. Обмотка четырехполюсная, соединена
в «звезду». Пластины статора изолированы друг от друга клеем Бф.
Для привода датчика имеется хвостовик 3— длинный тонкий вал,
который проходит во втулке 2 и соединяется с последней с помощью
квадратного хвостовика и пружинящего кольца. Высокая гибкость
гонкого вала позволяет выдерживать скручивающие колебания при
изменениях частоты вращения, а также допускает небольшие перекосы
при монтаже датчика. Опорами ротора являются шарикоподшипники
6. К авиадвигателю датчик крепится с помощью накидной гайки 4,
которая разделена с корпусом генератора через шарики 5. Статор гене-
ратора закрыт двумя крышками 7, 8.
Указатель тахометра ИТЭ-1 (рис. 6.5) конструктивно состоит из
синхронного двигателя и связанного с ним измерительного узла.
Синхронный двигатель включает статор с трехфазной обмоткой 12.
Ротор двигателя состоит из крестообразных магнитов 13 и гистерезис-
ных дисков 9 с втулкой 10. Постоянные магниты посажены на вал
14 свободно и соединяются с ним через пружину 15. На валу 14 кре-
пится измерительный магнитный узел, включающий платы 16 с впрес-
75
сованными в них постоянными магнитами 8. На магниты 8 надет тер-
момагнитный шунт 7. Чувствительный элемент — диск 6 магнитного
измерительного узла с помощью оси соединяется с магнитным демпфе-
ром (неподвижные постоянные магниты 3 и подвижной диск 4), проти-
водействующей пружиной 5, стрелкой 2, перемещающейся относитель-
но шкалы 1.
Указатель тахометра ИТЭ-2 отличается от ИТЭ-1 тем, что в его
корпусе размещаются два независимых одинаковых измерительных
механизма со своими стрелками и общей шкалой. Так, применяемый
на самолете Ту-154 тахометр ИТЭ-2Т измеряет частоту вращения рото-
ров компрессоров высокого (стрелка с индексом «1») и низкого давле-
ния (стрелка с индексом «2»). Шкала имеет оцифровку 0 ... 100 %.
6.3. Погрешности, особенности эксплуатации
магнитоиндукционных тахометров
Магнитоиндукционным тахометрам свойственны инструменталь-
ные погрешности, которые в нормальных условиях определяются тре-
нием в опорах подвижной системы измерителя, неточностью градуи-
ровки, разбалансом подвижной системы. В условиях, отличных от
нормальных, дополнительные погрешности возникают из-за измене-
ния температуры, которая влияет на параметры магнитоиндукцион-
ного чувствительного элемента (В, р) и противодействующей пружи-
ны (Е). Если пренебречь изменением геометрических размеров эле-
ментов, то общий температурный коэффициент
а = 2ав—ар—аЕ, (6.8)
где ав, ар, а'Е —температурные коэффициенты изменения индукции, сопро-
тивления диска (цилиндра) — чувствительного элемента измерителя, модуля
упругости материала пружины.
Подбором материалов общий коэффициент а сводят к минимально-
му значению. Дальнейшее уменьшение температурных погрешностей
осуществляется термомагнитным шунтом. Положение шунта вдоль оси
магнитного измерительного узла может регулироваться для изме-
нения коэффициента ав в разных образцах тахометров. Погреш-
ности сил трения, небаланса подвижной системы компенсируются
обычными способами.
В ходе эксплуатации магнитоиндукционных тахометров про-
веряют работоспособность измерителя с датчиком, погрешности
в нормальных условиях, межфазное напряжение генератора. Про-
верка может осуществляться с помощью установки КТУ-1М. или
стандартных образцовых средств измерений.
76
При эксплуатации тахометров наиболее характерными неисправ-
ностями являются: размагничивание магнитов измерительного узла,
неправильное подключение фаз датчика и указателя, обрыв и корот-
кое замыкание соединительных проводов между датчиком и указа-
телем.
Контрольные вопросы
1 Поясните применяемые в гражданской авиации методы измерения час-
тоты вращения.
2. Нарисуйте электрокинемагическую схему магнитоиндукциониого тахо-
метра.
3. Объясните возникновение вращающего момента в магнитоиндукционном
тахометре, назовите определяющие параметры.
4. Как обеспечивается синхронность вращения контролируемого вала дви-
гателя и ротора измерительного узла тахометра?
5. Расскажите об особенностях компенсации температурных погрешностей
магнитоиндукционных тахометров.
Глава 7
ТОПЛИВОИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
7.1. Методы измерения запаса и расхода топлива
Масса топлива на борту ЛА составляет более половины его взлет-
ной массы. Поэтому точное определение его количества и расхода яв-
ляется одной из важнейших задач, решение которой позволяет обеспе-
чить работу силовых установок ЛА. Эту задачу решает топливоизмери-
тельная система (ТИС).
Основой ТИС современных ЛА являются топливомеры и расходо-
меры. Топливомер служит для формирования измерительной информа-
ции о запасе топлива в баках топливной системы ЛА. Расходомер обе-
спечивает измерительную информацию о расходе и остатке топлива.
На основе точного определения запаса и расхода топлива можно рас-
считать дальность и продолжительность полета, решать задачи автома-
тического управления порядком выработки топлива из баков, автомати-
чески производить перекачку топлива из бака в бак для поддержания
правильной центровки ЛА. формировать сигнализацию о критическом
остатке топлива, определять порядок заправки баков топливом и т.д.
Среди многочисленных методов измерения количества жидкости на-
ибольшее применение в авиации получили методы, основанные на из-
мерении уровня топлива. Основными из них являются: поплавковый,
основанный на определении уровня с помощью поплавка, плавающего
на поверхности топлива в баке; электроемкостной, который реализует
зависимость электрической емкости, преобразователя-конденсатора от
уровня топлива в баке; ультразвуковой, основанный на определении
уровня топлива по отражению ультразвуковых колебаний от границ
раздела двух сред.
Запас топлива измеряется либо в единицах объема, либо в едини-
цах массы. Следовательно, его определение в указанных единицах пр
известному значению уровня топлива возможно только в тех случаях,
когда площадь поперечного сечения бака также известна и постоянна.
Если эта площадь переменна, то для получения запаса топлива в соот-
ветствующих единицах с помощью равномерной шкалы указателя топ-
ливомера необходимо устранение основной методической погреш-
ности.
Расход топлива определяется его количеством, протекающим че-
рез сечение топливной магистрали S со скоростью и.
Расход топлива за единицу времени называют мгновенным расхо-
дом, а за какой-либо период времени (например, за время между за-
пуском и остановом двигателя) — суммарным расходом топлива.
78
Мгновенный объемный расход топлива
Q — Sv. (7.1)
Мгновенный массовый расход топлива
QM = pSv = pQ, (7.2)
где р — плотность топлива.
На основе приведенных зависимостей все методы измерения расхо-
да топлива сводятся либо к измерению и при постоянной площади S,
либо наоборот. К основным методам измерения расхода топлива, при-
меняемым в авиации, относятся:
порциальный, основанный на определении числа порций топлива в
единицу времени, поступающих в топливную магистраль;
переменного перепада давления, при котором расход определяется
по разности давлений до и после неподвижного сопротивления гидро-
динамическому давлению потока жидкости;
скоростной, основанный на зависимости частоты вращения нена-
груженной турбины от скорости топлива при постоянном сечении топ-
ливной магистрали;
ультразвуковой, при котором скорость потока топлива определяет
или разность времени излученного и принятого сигналов, или раз-
ность их фаз, или разность их частот;
электромагнитный, основанный на возникновении ЭДС в движу-
щейся жидкости под действием магнитного поля, параметры которого
пропорциональны скорости топлива.
7.2. Поплавковые и электроемкостные топливомеры
Поплавковые топливомеры (масломеры). Применяются следующие
НН1Ы электромеханических поплавковых топливомеров (масломеров):
I »ЭС, КЭС, МЭС, СБЭС и т.д. Буквы в обозначении типа определяют вид
измеряемой жидкости и особенности конструкции: Б — бензин, К —
керосин, М—масло. Буква С в начале обозначения указывает, что
юпливомер суммирующий, в конце обозначения — что топливомер с
сигнализацией критического остатка топлива или масла.
В качестве примера поплавкового топливомера рассмотрим бензи-
иомер типа СБЭС (суммирующий бензиномер, электромеханический с
сигнализацией остатка топлива). В комплект прибора входят датчики,
размещенные в баках, указатель, переключатель, система сигнализа-
ции и линия связи. Датчик (рис. 7.1) преобразует перемещение по-
плавка 9 в зависимости от уровня топлива в изменение напряжения,
снимаемого с потенциометра 6, с помощью передаточного механизма,
состоящего из коромысла 8, рычага 2 и поводка 4. Сильфон 1 обеспечи-
вает герметизацию внутреннего пространства бака и подвижность пере-
даточного механизма.
Упрощенная принципиальная электрокинематическая схема при-
бора приведена на рис. 7.2. Потенциометр датчика 7?д включен в из-
79
мерительную схему, которая
подобна схеме манометра ти-
па ЭДМУ. Но в данном слу-
чае применен логометриче-
ский указатель с подвижны-
ми рамками и неподвижными
магнитами. Потенциометр дат-
чика является одним из
плеч мостовой измерительной
схемы. Изменение положения
движка потенциометра, свя-
занного с положением поплав-
ка, приводит к изменению его
сопротивления и соответст-
венно к перераспределению
значений токов, протекающих
в рамках логометра. Вследст-
вие этого будет происходить
поворот рамок и стрелки ука-
зателя, которая, отклонив-
шись на соответствующий
угол, индицирует на шкале
значение запаса топлива в ба-
ке. Рассматриваемый бензино-
мер имеет один указатель на
две группы баков. С помощью
переключателя его подключа-
Рис. 7.1. Датчик поплавкового топ-
лив омера.*
/—сильфон; 2, 3 — рычаги; 4— ось; 5 —
движок потенциометра; 6 — потенциометр;
7 — .основание; 8 — коромысло; 9 — попла-
вок
Рис. 7.2. Принципиальная электрокинема-
тическая схема поплавкового топливомера
ют к левой или правой группе
баков, или ко всем бакам, чтобы замерить суммарный запас топлива.
Вследствие этого указатель бензиномера имеет верхнюю и нижнюю
шкалы. По верхней шкале определяется запас топлива в правой или
левой группе баков, по нижней — суммарный запас.
При критическом (30-ми-
нутном) остатке топлива за-
мыкается контакт и в цепи
сигнализации зажигается
лампа.
Для устранения основной
методической погрешности и
для создания указателя с рав-
номерной шкалой каркас со-
противления профилируют с
учетом функциональной зави-
симости объема топлива в ба-
ке от его уровня. Остальные
методические
поплавковых
погрешности
топливомеров
яо
1
Рис. 7.3. Датчик емкостного топливомера:
1 — крышка; 2 — панель; 3 — цилиндры; 4 — направляющие трубки; 5 — поплавок с
якорем; 6 — катушка нндуктнвностн
определяются либо ускорениями, действующими на поплавок, либо
эволюциями ЛА, либо стояночными углами ЛА либо прогибом кры-
льев, в которых находятся топливные баки, под действием аэродина-
мических сил.
Основные инструментальные погрешности топливомеров возникают
за счет изменения параметров электрической схемы в зависимости от
температуры окружающей среды и отклонений размеров баков от но-
минальных данных, принятых при тарировке указателей.
Общая приведенная погрешность поплавковых топливомеров до-
стигает ±5 % в рабочем диапазоне шкалы. При эксплуатации поплав-
ковых топливомеров возможны следующие основные дефекты: наруше-
ние герметичности датчика, потеря контакта между движком и потен-
циометром, разрегулировка или загрязнение контактов системы сигна-
лизации, деформация рычагов и поводка передаточного механизма и по-
теря плавучести поплавка из-за его разгерметизации.
Основной недостаток поплавкового топливомера заключается в
том, что он может формировать измерительную информацию о запасе
топлива только в единицах объема, а не в единицах массы. Вследствие
этого на ЛА широко применяются электроемкостные топливомеры, ко-
торым не свойственны перечисленные дефекты и недостатки.
Электроемкостные топливомеры. Эти топливомеры нашли наиболь-
шее применение на современных ЛА с большим числом баков, Они по-
зволяют решать две задачи: формирование измерительной информации
о запасе топлива, находящегося в баках, — обеспечивается измери-
тельной частью топливомера; сохранение правильной центровки ЛА
по мере выработки топлива в баках, управление заправкой топлива,
включение сигнализации об аварийном остатке топлива и т.п. — реша-
ется в автоматической части топливомера.
Основными датчиками измерительной части топливомера типа
СПУТ (система программного управления и измерения топлива) яв-
ляются цилиндрические конденсаторы, размещенные в топливных ба-
ках (рис. 7.3). Обкладками конденсаторов служит набор коаксиально
расположенных дюралевых труб. Для увеличения чувствительности
81
датчика труб может быть три и более. Электрическая емкость верхней
части датчика, где находится газовая среда (воздух и пары топлива),
при условии пренебрежения толщиной стенок цилиндров
2леоег
In (D/d)
(H-h),
где £0 — 8,85 • 10~12 Ф/м — диэлектрическая постоянная; ег — относительная
диэлектрическая проницаемость газовой среды; Н — максимальная высота дат-
чика; h — высота погружения датчика в топливо; D — диаметр наружной трубы
датчика; d — диаметр внутренней трубы датчика.
Электрическая емкость нижней части датчика, погруженной в топ-
ливо,
2ле0ет
Сь =
In (D/d)
h,
где ет — относительная диэлектрическая проницаемость топлива.
Тогда полная емкость датчика
Л „ Яег-гМбт—Ег)
Сд = Св4“ Cft = 2ле0 . (7.3)
In {D/d)
После преобразования с учетом того, что ег« 1 (7.3), можно, пере-
писать как
Сд = С0-|-Сх, (7-4)
где С0 = 2л е0 Я/In (D/d) — емкость сухого датчика при Л = 0; Сх = 2 л е0/гх
X (ет—1 )/1п (D/d) — часть емкости датчика, пропорциональная уровню топлива.
Объединив все постоянные выражения (7.3), получим
Сд — СоЧ~^1^ (ет—О, (7-5)
где kx = 2ле0/1п (D/d).
Из соотношения (7.5) следует, что емкость рассмотренного датчика
является линейной функцией уровня топлива. Чтобы учесть в данном
методе измерения запаса топлива основную методическую ошибку,
обусловленную переменной площадью сечения бака, и построить ли-
нейную шкалу указателя, емкостные датчики профилируют. Для это-
го в коаксиальных трубах делают либо вырезы, уменьшая емкость за
счет уменьшения площади обкладок, либо меняют диаметры труб, варь-
ируя отношение D/d. Тогда выражение (7.5) будет отражать линейную
зависимость не от уровня, а от объема топлива и его можно переписать
как
Сл = С0+М(ет-1), (7.6)
где й — объем топлива в баке; k2 — постоянный коэффициент.
Чтобы на основе рассматриваемого датчика перейти к измерению за-
паса топлива в единицах массы, необходимо учесть, что
6' = т/р,
где т — масса топлива; р — плотность топлива.
82
Тогда (7.4). перепишется так:
Сд==С04_^2/п (ет — 1)/Р- (7.7)
При использовании приближенной зависимости
eT^a-f-b р. (7.8)
Постоянные коэффициенты а и b можно преобразовать в выраже-
ние
(а — 1 X
Сд = Со-f- k^tn I -J- b I. (7.9)
\ Р /
В свою очередь, р зависит от сорта и температуры топлива.
Температурная зависимость плотности топлива определяется как
Р = Ро (1-РП.
где р0 — плотность топлива при температуре Т = 20 °C; 0—температурный
коэффициент топлива; Т — температура топлива, °C.
Отсюда следует, что для устранения методической погрешности,
связанной со сменой топлива и изменением температуры окружающей
среды, при измерении запаса, топлива в единицах массы необходимо
применять различные методы компенсации, учитывающие эти фак-
торы.
Рассмотрим работу принципиальной схемы измерительной части
СПУТ, представленной на рис. 7.4. Емкость датчика Сд измеряется с
помощью самобалансирующегося моста переменного тока. Он состоит
из емкостных датчиков Сд, постоянной емкости С, резисторов /?2>
и потенциометров Rlf /?6 и /?7. Потенциометр служит для баланси-
ровки моста при сухих баках. Для этого, перемещая движок потенцио-
метра 7?] при условии, что Ci = Со, а движки, потенциометров Ra и
/?7—в крайние левые положения, добиваются отсутствия напряжения на
измерительной диагонали моста между точками А, В. Потенциометр
/?7 служит для балансировки моста при полных баках при условии,
когда емкость датчика Сл максимальна, движок потенциометра на-
ходится в крайнем правом положении. Мост функционирует следую-
щим образом. При изменении уровня топлива в баке емкость датчика
Сд меняется. Вследствие этого происходит разбаланс моста и на изме-
рительной диагонали между точками А, В появляется напряжение.
Оно через эмиттерный повторитель, масштабирующие резисторы /?10
и и усилитель подается на управляющую обмотку двигателя отра-
ботки М. Двигатель с помощью редуктора перемещает движок потен-
циометра обратной связи/?в на угол а в сторону уменьшения сигнала
разбаланса с диагонали А В до тех пор, пока мост не будет уравнове-
шен. В равновесном положении моста каждому значению Сд, а значит
и уровню топлива будет соответствовать определенный угол отработки
двигателя а. Изменение температуры топлива приводит к изменению
его плотности, что вызовет изменение емкости датчика Сд при неиз-
менной массе.
83
Чтобы угол отработки а был пропорционален запасу топлива в еди-
ницах массы, необходима компенсация методических погрешностей.
Устранение погрешностей, возникающих из-за Смены типа топлива,
производят перенастройкой схемы основного моста. С помощью ручки
переключателя плотности р с пульта бортинженера производится ком-
мутация значений резисторов и потенциометров моста 1. Эта часть схе-
мы на рис. 7.4 не показана. Устранение температурной погрешности
производится с помощью компенсационного моста 2, состоящего из
резисторов R3, R4, потенциометра /?д и терморезистора Rt. Терморе-
зистор Rt встроен в нижнюю часть емкостного датчика и находится
всегда в топливе. При изменении температуры топлива сопротивле-
ние терморезистора RT и соответственно потенциал в точке D меняются
и на измерительной диагонали CD появляется напряжение AZ7,
которое через разделительный конденсатор С2 и эмиттерный повтори-
тель подается на вход усилителя двигателя отработки в противофазе
с сигналом основного моста. При этом для реализации зависимости
(7.9) равновесие компенсационного моста достигается перемещением
движка потенциометра обратной связи R6, пропорциональным углу от-
Рис. 7.4. Упрощенная принципиальная схема измерительной части СПУТ
84
Рис. 7.5. Схема передачи инфор-
мации о запасе топлива в баке на
указатель
Рис. 7.6. Схема измерения суммар-
ного запаса топлива
работки а. Потенциометр изменяет напряжение питания моста
до выравнивания потенциалов точек С и D. В результате сложения на-
пряжений на усилителе с основного и компенсационного мостов двига-
тель М отработает угол а, пропорциональный запасу топлива в еди-
ницах массы.
Информация о запасе топлива в баке, полученная с помощью само-
балансирующегося моста в виде угла отработки а, передается на ука-
затель с помощью потенциометрической следящей системы постоянного
гока (рис. 7.5). В нее входят: усилитель; двигатель отработки; потен-
циометрический датчик /?2, движок которого связан с двигателем отра-
ботки моста; потенциометр обратной связи R7, находящийся в указателе,
движок которого связан с двигателем отработки и с лентопротяжным
механизмом указателя. Потенциометр Rx служит для регулирования
размаха шкалы указателя, резистор R6 регулирует крутизну входного
сигнала. Напряжение Ult пропорциональное углу отработки а, кото-
рое снимается с движка потенциометра R2, поступает на первый вход
усилителя. Напряжение обратной связи Uос, снимаемое с движка по-
тенциометра /?7, поступает на второй вход усилителя. В усилителе
формируется разность напряжений Ur — U ос, которая усиливается
и обрабатывается двигателем до тех пор, пока U ос не сравняется с иг.
Тогда на ленточном указателе будет выдана информация о запасе
топлива в единицах массы.
Иногда один и тот же указатель служит для измерения запаса топ-
лива в группе баков. По сигналу от переключателя происходит пооче-
редное подключение потенциометров R2, R^c помощью реле Р1 и Р2
к входу усилителя и появляется соответствующая индикация запаса
топлива по бакам. С помощью рассмотренной схемы возможно опреде-
ление общего запаса топлива в группе баков, связанных с одним указа-
телем. Для этого к входу усилителя также с помощью реле Р1 и Р2
подключаются одновременно потенциометры R2 и R4 и на указателе
производится выдача необходимой информации. Задача измерения и
передачи на указатель информации о суммарном запасе топлива во
всех баках решается с помощью канала суммирования (рис. 7.6).
85
Напряжение потенциометров Rl, R2, ..., R12, соединенных после-
довательно, пропорционально максимальному запасу топлива в каждом
баке. Их движки связаны с двигателями отработки уравновешиваю-
щихся мостов измерения запаса топлива в соответствующих баках.
Тогда согласно представленной схеме выходные напряжения всех по-
тенциометров суммируются и напряжение, пропорциональное запасу
топлива во всех баках, сравнивается с напряжением, снимаемым с по-
тенциометра обратной связи. Результат сравнения поступает на усили-
тель, а далее на двигатель, который одновременно с движком потенци-
ометра R1& перемещает стрелку или ленту указателя до тех пор, пока
напряжение сравнения не уменьшится до нуля. В результате указа-
тель выдает информацию о суммарном запасе топлива на ЛА.
К элементам автоматической части топливомера относятся автома-
ты программного расхода и заправки топлива, которые осуществляют
управление топливными-насосами, кранами заправки и сигнальной ап-
паратурой, и автоматы центровки, которые управляют перекачиваю-
щими насосами и сигнальной аппаратурой.
Основным элементом автомата программного расхода и заправки
топлива являются индуктивные или магнитоуправляемые сигнализа-
торы уровня топлива. Индуктивный сигнализатор (рис. 7.7) состоит из
измерительного моста переменного тока и вторичного устройства ВУ
с контактами коммутации. Плечами моста являются катушка перемен-
ной индуктивности L1, катушка постоянной индуктивности L2 и вто-
ричные обмотки трансформатора питания W2 и W3. Датчик сигнализа-
тора представляет собой вертикально установленную в баке трубу,
внутри которой перемещается поплавок с ферромагнитным сердечни-
ком. На трубке укреплена цилиндрическая катушка с индуктивно-
стью L1. Поплавок меняет свое положение в зависимости от уровня
топлива. При отсутствии сердечника в катушке L1 индуктивности рав-
ны, мост сбалансирован и Ubd = 0, сигнал на блок ВУ не поступает.
Когда уровень топлива достигает определенного значения, сердечник
входит в катушку L1 и ее индуктивность резко меняется. Появляется
напряжение разбаланса моста, которое приводит к срабатыванию ВУ.
В качестве ВУ используются элек-
тромагнитные, полупроводниковые
и электронные реле, которые обес-
печивают включение или выключе-
ние топливных насосов, а также
управление заправочными крана-
ми. В качестве направляющих труб
часто используют внутренние об-
кладки емкостных датчиков топли-
вомеров (см. рис. 7.3), где распо-
лагаются два-три датчика уровня
для сигнализации верхнего и ниж-
него уровней, а также определен-
ного остатка топлива. Точность из-
Э6
Рис. 7.7. Принципиальная схема ин-
дуктивного сигнализатора уровня
Бак
левый
Бак
правый
Рис. 7.8. Структурная схема автомата центровки
мерения этими датчиками уровней топлива в баках равна 2 ... 10 мм.
Магнитоуправляемый сигнализатор представляет собой трубу из не-
магнитного материала, внутри которой на определенной высоте закреп-
лены магнитоуправляемые контакты — герконы, а снаружи трубы
скользит поплавок, положение которого определяется уровнем топли-
ва. При достижении заданного уровня поплавок устанавливается так,
что срабатывают контакты геркона. Контакты управляют состоянием
промежуточных реле, которые выдают команду на включение или вы-
ключение насосов и срабатывание соответствующей сигнализации.
Основными датчиками автомата центровки для баков левого и пра-
вого бортов ЛА (рис. 7.8) являются потенциометры R1 и R2. Они рас-
положены в указателях топливомера соответствующих баков и обра-
зуют мост переменного тока. Их движки перемещаются синхронно со
стрелками указателей. Питание потенциометров осуществляется от
T.pl. Сигнал с измерительной диагонали моста, т. е. с движков потен-
циометров, подается на входы фазочувствительных реле. Если выра-
ботка топлива в баках будет неравномерной, то происходит разбаланс
моста. Фаза сигнала формируется в зависимости от знака разности меж-
ду массой топлива в левом и правом баках. При достижении мини-
мально допустимой разности массы топлива в баках (Дт1п = 300±
±100 кг) напряжение на измерительной диагонали становится доста-
точным для срабатывания фазочувствительных реле. В зависимости от
фазы срабатывают или РФ2 или РФЗ. При избытке топлива в левом ба-
ке срабатывает РФ2, с помощью которого выдается сигнал на отключе-
ние насоса правого бака и выдачу соответствующей сигнализации.
При избытке топлива в правом баке срабатывает РФЗ и производится
отключение насоса левого бака с выдачей определенной сигнализации.
Если по каким-либо причинам разность масс топлива в баках бу-
дет увеличиваться, то при достижении ее определенного уровня
(Ашах = 800±200 кг) произойдет срабатывание либо РФ1, либо
РФ4, которое выработает сигнал на отключение автомата центровки и
подаст соответствующий сигнал на доску бортинженера.
Электроемкостные топливомеры обладают рядом методических по-
грешностей. Основные из них определяются: действиями ускорений и
87
эволюциями ЛА, когда происходит перераспределение топлива в баке;
изменением емкости датчика, а также проводимостей датчика и кабе-
ля, соединяющего датчик с измерительной частью топливомера, ко-
торое происходит в основном из-за загрязнения изоляторов токопро-
водящими осадками, выделяющимися с течением времени из топлива;
несоответствием профилирования датчика размерам поперечного сече-
ния конкретного бака.
Для уменьшения первой погрешности измерение запаса топлива
рекомендуют проводить только при горизонтальном полете, а также
ставят в бак несколько датчиков, емкости которых включены парал-
лельно. Для уменьшения второй погрешности в некоторых типах топ-
ливомеров применяют увеличенную частоту питания основного и ком-
пенсационного мостов. Инструментальные погрешности электроемко-
стных топливомеров малы, и ими по сравнению с рассмотренными по-
грешностями можно пренебречь.
Основная приведенная погрешность в нормальных условиях топли-
вомера типа СПУТ составляет ±2 %. Проверку работоспособности
электроемкостных топливомеров обеспечивают встроенные системы
контроля.
Кроме рассмотренного топливомера типа СПУТ в настоящее вре-
мя на ЛА нашли широкое применение системы управления и измере-
ния топлива типаСУИТ с высокочастотными мостовыми схемами из-
мерения емкости датчиков (частота питания мостов 8 ... 10 кГц). Они
обладают повышенной точностью и надежностью в эксплуатации.
7.3. Расходомеры
Среди перечисленных методов измерения расхода топлива в авиа-
ции наибольшее применение нашел скоростной метод. Принцип из-
мерения мгновенного расхода топлива при этом методе основан на оп-
ределении частоты вращения ненагруженной крыльчатки, располо-
женной в топливной магистрали, при заданном ее сечении и плотно-
сти топлива.
Принцип измерения суммарного расхода или запаса топлива осно-
ван на подсчете частоты вращения крыльчатки за определенный период.
Рассмотрим одну из наиболее распространенных систем измерения
расхода топлива типа СИРТ. Она предназначена для дистанционного
измерения мгновенного расхода каждым двигателем и запаса топлива
во всей топливной системе при условии исправных топливных магист-
ралей, отсутствии отсечки топлива в баки из магистралей, находящих-
ся за датчиком расхода, точной выставке указателя запаса топлива пос-
ле его заливки в баки и установки переключателя на марку залитого
топлива.
В состав системы расходомера типа СИРТ (рис. 7.9) входят: три
датчика расхода топлива (согласно числу двигателей) ДРТМС, дат-
чик плотности ДП, преобразователь сигналов ПС с тремя блоками npe-
SB
Рис. 7.9. Структурная схема расходомера типа СИРТ
образования частоты в напряжение ПЧН, с блоками обработки плот-
ности БОП, с пятью усилителями сигналов УУ и преобразователем
суммарного расхода ПСР, а также указателей (трех — мгновенного
массового расхода топлива УМ.РТ и одного — суммарного запаса
топлива УСЗТ).
Рассмотрим работу канала измерения мгновенного расхода топ-
лива, обслуживающего один двигатель (рис. 7.10). Топливо, протекая
через датчик расхода (рис. 7.11), приводит во вращение крыльчатку
6, частота вращения которой пропорциональна скорости потока топ-
лива. На оси крыльчатки крепится ротор в виде постоянного шестипо-
люсного магнита 7. При вращении крыльчатки магнитное поле магни-
та индуцирует ЭДС переменной частоты в катушках, находящихся в
корпусе статора 8. ЭДС переменной частоты поступает на вход ПЧН,
где усиливается и преобразуется в постоянное напряжение, пропорцио-
нальное частоте вращения, а следовательно, мгновенному расходу топ-
лива в единицах объема Q. Чтобы расход топлива, выраженный в еди-
ницах объема, преобразовать в расход топлива, выраженный в еди-
ницах массы QM, необходима поправка на изменение плотности топлива
согласно выражению (7.2). Зависимость (7.2) реализуется путем по-
тенциометрического умножения. Для этого на потенциометр R3a по-
дается напряжение с ПНЧ, пропорциональное расходу Q. Движок по-
тенциометра R3a перемещается пропорционально изменению р. В итоге
значение напряжения Uw3, снимаемое с щетки потенциометра R3a,
будет пропорционально мгновенному массовому расходу QM. Изме-
рение плотности р осуществляется с помощью устройства, состоящего
из датчика плотности, усилителя и блока отработки плотности.
Датчик плотности представляет собой плоский конденсатор, пла-
стины которого постоянно находятся в жидкости Электрическая ем-
кость датчика плотности
s
Сп = йет—-, (7.10)
а
где k — постоянный коэффициент; ет — диэлектрическая проницаемость топли-
ва; s — площадь пластин; d — расстояние между пластинами.
89
Рис. 7.10. Функциональная схема расходомера СИРТ
С учетом (7.10) получаем, что Сп меняется в зависимости от плотно-
сти топлива. Датчик топлива включен в схему измерительного моста
(см. рис. 7.10), состоящего из эталонного конденсатора С1, резисторов
R9, R13, R14, R16 и потенциометров R8a, R10 и R15. Емкостный мост
питается переменным напряжением 20 В 400 Гц. При изменении плот-
ности происходит разбаланс моста и сигнал с измерительной диагона-
ли, усиленный усилителем УСС1, поступает на обмотку управления
двигателя Ml, ротор которого механически связан с движками потен-
циометров R3a, R8a и со шкалой значений плотности, вращающейся
относительно неподвижной стрелки. Перемещение движков потенцио-
метров R3a и R8a приводит мост в согласованное состояние и вводит
поправку в значение напряжения Uw3. Это напряжение, «пропорцио-
нальное QM, сравнивается е Uоп. Результат сравнения поступает на
усилитель УСС 2, где усиливается и подается на обмотку управления
М2. Двигатель перемещает стрелку указателя УМРТ и движок по-
тенциометра R9a, приводя схему в согласованное состояние. Положе-
ние стрелки соответствует значению мгновенного расхода топлива в
единицах массы.
90
Рассмотрим работу канала из-
мерения суммарного запаса топли-
ва. Крыльчатка 6 через червячную
передачу 9 (см. рис. 7.11) вращает
втулку со стальным сердечником 2,
являющемся звеном в магнитной
цепи катушки переменной индук-
тивности 5. Последняя совместно
с катушкой постоянной индуктив-
ности 4 составляет схему индук-
тивного моста. Двумя другими пле-
чами моста являются вторичные
обмотки трансформатора, находя-
щегося в преобразователе ПСР.
За определенное чисЛо оборотов
крыльчатки датчика индуктивный
мост выходит из равновесия за счет
Рис. 7.11. Кинематическая схема дат-
чика расходомера ДРТМС:
1 — подшипник; 2 — втулка со стальным
сердечником; 3 — магнитный шунт; 4 —
катушка постоянной индуктивности; 5 —
катушка переменной индуктивности; 6 —
крыльчатка; 7 — постоянный магнит; 8 —
статор; 9 — червячная передача
изменения индуктивности катуш-
ки 5. При этом в диагонали моста появляется сигнал переменного
тока частотой 400 Гц, модулированный частотой сигнала датчика.
Этот сигнал совместно с сигналами двух других датчиков расхода по-
ступают на вход преобразователя суммарного расхода ПСР, где про-
исходит усиление, формирование и распределение приходящих им-
пульсов в определенную последовательность, пропорциональную сум-
ме Qi + Q2 + Фз> где Qi (i — 1, 2, 3) — объемный расход топлива на
каждый двигатель.
Принцип действия ПСР поясним на структурной схеме, представлен-
ной на рис. 7.12. Сигнал с индуктивного преобразователя датчика по-
ступает на усилитель-формирователь /, в котором происходит усиле-
ние модулированного сигнала и его преобразование в прямоугольный
импульс. Последний подается на вход запоминающей ячейки 2, кото-
рая его фиксирует. При поступлении на вход ячейки 2 тактового им-
пульса от генератора 3 и при наличии в памяти ячейки 2 импульса от
датчика на ее выходе вырабатывается сигнал. Он поступает на эле-
мент развязки 4, представляющий
собой схему ИЛИ с тремя входами
и одним выходом. Так как генера-
тор вырабатывает импульсы опроса
с частотой следования выше макси-
мальной частоты поступления им-
пульсов от датчиков и они сдви-
нуты во времени друг относитель-
но друга, то после элемента развяз-
ки 4 импульсы будут следовать по
одному каналу. Их число в едини-
цу времени будет равно сумме им-
пульсов от трех датчиков в едини-
Рис. 7.12. Структурная схема преоб-
разователя ПСР
91
цу времени. После этого импульсы поступают на делитель частоты 5 и
усилитель мощности 6, который производит их усиление до значения,
необходимого для срабатывания электромагнита в указателе запаса
топлива УСЗТ.
Указатель запаса топлива преобразует импульсы, поступающие
с ПСР, в угловое перемещение стрелки с учетом внесения поправки на
изменение плотности. Импульсы из ПСР поступают на электромагнит
шагового двигателя типа ДРШ. Последний через дифференциал пере-
мещает стрелку указателя УСЗТ к нулевому делению шкалы. Пере-
даточное отношение дифференциала выбирается таким, чтобы угол по-
ворота стрелки указателя был пропорционален суммарному расходу
топлива с плотностью р = 0,8 г/см3. Периодически, через каждые
500 кг израсходованного топлива, вносится поправка на отклонение
плотности от расчетного значения (см. рис. 7.10).
Устройство внесения поправки состоит из двигателя М3, электро-
магнитной муфты Эм1, микровыключателя ±Др, установленного на
дифференциале, реле Р1, усилителя УССЗ и элементов мостовой схе-
мы. Потенциометр Р8б, расположенный в блоке БОП, положение
движка которого пропорционально текущему значению р, и потенцио-
метр R5 указателя образуют первый мост. Элементами второго моста
являются резистор R2 и потенциометры R3 и R5. При отключении ре-
ле Р1, когда замкнуты его контакты 1 и 4, УССЗ подсоединен в диаго-
наль измерения первого моста, и двигатель М3 отрабатывает теку-
щее р.
После выработки очередных 500 кг топлива, прошедшего через дат-
чики расхода системы, замыкается микровыключатель ± Ар и проис-
ходит включение реле Р1. Его контактами отключается тормозная / и
подключается рабочая // обмотки муфты Эм1. Одновременно другими
контактами происходит переключение входа усилителя УЧС1 с диаго-
нали первого моста на диагональ второго. Второй мост имитирует плот-
ность р = 0,8 г/см3 с помощью регулировки потенциометром R3. Так
как движок потенциометра R5 находится в положении, пропорцио-
нальном текущему значению р, то при переключении на второй мост
он будет перемещен в положение, соответствующее р = 0;8 г/см3. Это
угловое перемещение, равное разности текущего и расчетного значе-
ний плотности Др, поступает на рабочую половину муфты Эм1 и диф-
ференциал. С помощью последнего вносится поправка на Др в угло-
вое положение стрелки указателя. Если действительная р < 0,8 г/см3,
то поправка вычитается из показаний УСЗТ, если р >* 0,8 г/см3, то
прибавляется к объемному количеству топлива, прошедшего через три
датчика расхода. После внесения поправки на Др микропереключатель
размыкается, реле Р1 обесточивается, включается тормозная обмотка
муфты и с помощью первого моста начинается процесс измерения р и
т. д. Перед запуском авиадвигателей на указателе с помощью ручки
переводного устройства стрелки указателя запаса топлива устанавли-
вают в положение, соответствующее количеству топлива, залитого в
баки. По мере выработки топлива происходит сброс показаний на ука-
92
зателе. В итоге указатель суммарного запаса топлива УСЗТ выдает
информацию о суммарном запасе топлива в массовых единицах.
Рассмотренный расходомер типа СИРТ измеряет часовые расходы
в диапазоне 600 ...7000 кг/ч при максимальном запасе топлива
50 000, кг, выставленном на шкале указателя. У него возникают мето-
дические погрешности, определяемые вследствие дискретной коррек-
ции внесения поправки Др, а также неравномерного распределения
скорости потока топлива по поперечному сечению трубы. Инструмен-
тальные погрешности складываются из погрешностей датчика, измери-
тельной схемы и указателя. Наиболее существенны погрешности дат-
чика, которые обусловлены трением в подшипниках, моментом жидко-
стного сопротивления и наличием реакции преобразователей.
Погрешность системы при нормальных условиях по каналу из-
мерения мгновенного расхода составляет ±2 % во всем диапазоне
измерений, по каналу измерения суммарного запаса топлива ± 2 %
от конечного значения шкалы указателя.
Для контроля рассмотренного расходомера в эксплуатирующих
организациях применяется контрольно-проверочная аппаратура
КПА-РМС1 А. С ее помощью происходит проверка системы на функцио-
нирование и определение погрешности при мгновенном расходе топли-
ва до 3600 л/ч, проверка системы функционирования и погрешности
датчиков расхода, емкости датчика плотности, функционирования и
погрешности указателей, а также герметичности датчика расхода.
Наиболее частыми дефектами расходомера являются либо износ под-
шипников крыльчатки, либо повышенный момент сопротивления из-за
их засоренности, а также нарушение сопротивления изоляции датчика
плотности из-за выпадения из топлива токопроводящих осадков.
Контрольные вопросы
1. Перечислите основные методы измерения запаса и расхода топлива.
2. Перечислите погрешности поплавковых топливомеров.
3. Чем определяется основная методическая погрешность электроемкост-
ного топливомера и как она устраняется?
4. Поясните принцип действия топливомера типа СПУТ.
5. Расскажите о работе канала измерения суммарного расхода топлива в
расходомере типа СИРТ.
93
Глава 8
АВИАЦИОННЫЕ ТЕРМОМЕТРЫ
8.1. Общие сведения
Авиационные термометры предназначены для измерения темпера-
туры газов газотурбинных двигателей (до 1500 °C), температуры в ка-
мерах сгорания реактивных двигателей (до 3000 °C), температуры мас-
ла и охлаждающей жидкости (до 150°С), температуры наружного воз-
духа и кабины самолета-(±60°С) и др. В соответствии с НЛГС-3 по-
грешность измерения температуры частей двигателей и вытекающих
из них газов не должна превышать 0,5 ... 1 %, в других случаях (из-
мерение температуры воздуха, масла и др.) — 1 ... 2 %.
По принципу действия термометры разделяют на термометры рас-
ширения, термометры сопротивления, термоэлектрические и пиромет-
рические термометры.
Термометры расширения используют зависимость удельного объ-
ема вещества от температуры и подразделяются на жидкостные, дила-
метрические, биметаллические и манометрические. Диламетрические
и биметаллические термометры состоят из компонентов с различными
коэффициентами расширения и поэтому при изменении температуры
прогибаются. Прогиб компонентного соединения преобразуется в пере-
мещение стрелки указателя. Диапазоны измерения термометров: для
жидкостного —70 ... + 250 °C; для диламетрического 60 ... 900°С;
для биметаллического—60 ... 4-250 °C. В манометрическом термометре
заполненный жидкостью баллон, соединенный с упругим чувствитель-
ным элементом (УЧЭ), погружается в контролируемую среду. При из-
менении температуры прогиб УЧЭ передается на стрелку указателя
(диапазон—50 ... 4~400°С).
Термометры сопротивления используют зависимость электрическо-
го сопротивления проводников и полупроводников от температуры
(диапазон-270 ... 4- 1000 °C). В термоэлектрических термометрах бе-
рется за основу зависимость термоэлектродвижущей силы термопары
от температуры (диапазон—260 ... 4- 2500 °C).
Принцип действия пирометрических термометров основан на зави-
симости энергии, излучаемой нагретым телом, от его температуры.
Яркость излучения измеряется визуально с помощью оптических уст-
ройств или преобразуется в электрический сигнал фотоэлектрически-
ми элементами. В гражданской авиации нашли распространение
биметаллические термометры, термометры сопротивления и термо-
электрические термометры.
В биметаллических термометрах используются биметаллические
пружины. Использование спиральных и винтовых пластин в бимета л-
94
чувствительных элемен-
Рис. 8.1. Принципиальные схемы биметаллических
тов:
а — схема термометра с плоской биметаллической пластиной; б — то же, с винтовой пла-
стиной; в — то же, со спиральной пластиной;
/ — биметаллический чувствительный элемент; 2 — передаточно-множительный механизм;
3 — стрелка
лических чувствительных элементах (рис. 8.1) позволяет получить
большой угол поворота выходной оси (до 360°), что дает возможность
построить термометр без передаточно-множительного механизма.'
В гражданской авиации биметаллические термометры используют-
ся в системах терморегулирования в качестве датчиков, для измерения
температуры наружного воздуха (ТНВ-45с диапазоном—50 ... +70 °C),
для измерения температуры в кабине (ТВ-45 с диапазоном—60 ...
... +50° С). Погрешности этих термометров ± (1 ... 3) °C, они характе-
ризуются большой инерционностью (до 5 ... 6 мин).
8.2. Термометры сопротивления
Чувствительными элементами термометров сопротивления являют-
ся металлические и полупроводниковые термосопротивления.
Для металлов характерна линейная зависимость сопротивления
R от температуры:
Я = Яо(1+аДО, (8.1)
где /?0 — сопротивление при температуре 0 °C; а — температурный коэффициент
сопротивления; А/ — приращение температуры.
Из приведенной зависимости (8.1) видно, что чувствительность тер-
морезистора тем выше, чем больше его коэффициент а. Обычно значе-
ние коэффициента а для металлов приводят в справочниках при тем-
пературе 20 °C. На рис. 8.2 и в табл. 8.1 приведены зависимости R/RQ=
= f (0 для никеля, меди и платины.
Таблица 8.1
Металл Удельное сопро- тивление, Ом-м Средний коэффи- циент а в интервале темпе- ратур 0... 100 °C, 1/°С Диапазон измерения, °C
Медь 0,018-10-6 4,26-10-3 —150...+ 180
Платина 0,0981 10-6 3,91-Ю”8 —250...+1250
Никель 0,12-10-6 6,4-10-8 —200..+300
95
Рис. 8.2. Зависимость R/R$=
=f(t) для разных метал-
лов:
1 — никель; 2 — медь; 3 — пла-
тина
Для авиационных термометров метал-
лические чувствительные элементы, как
правило, выполняют из никеля, обладаю-
щего по сравнению с медью большей теп-
лостойкостью. Платина используется редко
из-за дороговизны материала.
Недостатком никелевой проволоки яв-
ляется зависимость коэффициента а от
примесей в металле. Поэтому последова-
тельно с резистором из никеля подклю-
чают резистор из материала с малым коэф-
фициентом а (манганин). Меняя соотно-
шение этих сопротивлений, можно добить-
ся равенства суммарного коэффициента а
для обеспечения взаимозаменяемости тер-
мопреобразователей.
В полупроводниковых терморезисторах (термисторах) зависимость
сопротивления от температуры описывается следующей зависимостью:
R — A ев/т,
(8.2)
где А и В — постоянные коэффициенты, зависящие от материала и размеров
резистора. Температурный коэффициент в полупроводниковых терморезисторах
имеет отрицательное значение, его абсолютное значение зависит от Т.
Характеристики некоторых полупроводниковых резисторов, вы-
полненных на основе медно-марганцевых (ММТ) и кобальтомарган-
цевых (КМТ) смесей, следующие:
Сопротивление Ri0 при /=20°С, кОм
«г.о, 1/°С .............................
в, к.....................................
ММТ-1
2...220
— (2,4...5) IO"2
2060...4300
120
KMT-I
22... 1000
— (4,2...8,4)10-2
3880...7200
180
Пользуясь формулой (8.2) и приведенными данными, можно опре-
делить сопротивление R терморезистора при любой температуре:
Д(293—Г)
R = R20e 2937 . (8.3)
Характеристики полупроводниковых резисторов типа ММТ-1 и
КМТ-1 приведены на рис. 8.3.
Представителями термометров сопротивления с металлическими
терморезисторами являются унифицированные электрические термо-
метры типа ТУЭ и профильные индикаторы типа ИТ, а также термомет-
ры для измерения температуры наружного воздуха типа ТНВ. В термо-
метрах типов ТУЭ, ИТ используется электрическая схема на основе
двойного моста постоянного тока (рис. 8.4), а в термометрах ТНВ —
на основе четырех плечевого моста, подобного мосту манометра типа
ЭДМУ. В качестве указателей в этих схемах используются магнито-
электрические логометры.
96
Термометры типа ТУЭ предназначены для измерения температуры
масла, воды и воздуха. Комплект термометра состоит из датчика, ука-
зателя и линии связи. Терморезистор Rt из никелевой проволоки вклю-
чен в одно из плеч двойного моста (см. рис. 8.4). В качестве указателя
применен логометр с неподвижными рамками L1 и L2 и подвижным маг-
нитом Е1. Параметры схемы рассчитаны таким образом, что при тем-
пературе, равной половине диапазона измерений, потенциал точки А
равен половине суммы потенциалов точек В и С. В этом случае токи в
рамках L1 и L2 равны, но противоположны по направлению. Под дей-
ствием магнитных полей подвижной магнит повернется на угол, при ко-
тором стрелка установится по шкале указателя в среднее положение.
При изменении температуры среды сопротивление терморезистора Rt
и потенциал точки А изменяются. Нарушится равенство токов в рам-
ках. Стрелка логометра покажет по шкале указателя новое значение
температуры. Схема двойного моста в термометре типа ТУЭ отличает-
ся от схемы, применяемой в манометре типа ЭДМУ, меньшими погреш-
ностями и повышенной чувствительностью.
Конструктивно датчик (рис. 8.5) состоит из теплочувствительного
элемента — никелевой проволоки 8 (d = 0,05 мм), намотанной на слю-
дяную пластину 9. Для изоляции обмотку никелевой проволоки зак-
рывают с двух сторон слюдяными пластинами. Для улучшения тепло-
обмена между обмоткой и окружающей средой используются прокла-
дки из серебра. Корпус 1 изготовлен из нержавеющей стали.
Диапазон измерения температуры термометром ТУЭ-48 от —70 до
+ 150 °C. Основная погрешность на рабочем участке шкалы
(—40 ... + 130 °C) находится в пределах ±3 %.
Для измерения температуры в потоке (рис. 8.6) движущейся среды
в термометрах типа ТНВ термочувствительный элемент 1 (обмотка из
никелевой проволоки, намотанная на медный цилиндр) располагается
вдоль набегающего потока. Корпус 2 датчика представляет собой соп-
ло Лаваля. С помощью полого откоса .? корпус 2 соединен с основанием
Рис. 8.3. Характеристики полу-
проводниковых термосопротив-
лений типов ММТ-1 и КМТ-1
4 Зак. 1543
Рис. 8.4. Принципиальная электриче-
ская схема термометра типа ТУЭ
97
2 Рис. 8.5. Конструкция датчика термо-
метра типа ТУЭ:
№ 1 — корпус: 2 — прокладка; 3 — колодка; 4 —
гайка; 5 — штепсельный разъем; 6 — спираль;
' 7 — стойка; 8 — никелевая проволока; 9— пла-
стина; 10 — теплопроводящая пластина
4. Внутри откоса расположен резистор 5 из манганина, уменьшающий
влияние примесей в материале элемента 1. В узком сечении сопла при
Л4 > 0,5 устанавливается скорость воздушного потока, равная местной
скорости звука в воздушной среде. Зная температуру теплочувстви-
тельного элемента Тчэ, можно определить температуру наружного воз-
духа:
0,978 (1 4-0,2М2) ' 7
Стабилизация скорости воздушного потока в сопле Лаваля позволя-
ет уменьшить влияние скорости потока на результат измерений.
Из формулы (8.4) видно, что температура Тчэ превышает температу-
ру среды. Это объясняется торможением потока у термодатчика и пере-
ходом кинетической энергии в тепловую.
Термометр наружного воздуха THB-I5 с указателем TBH-I, ис-
пользуемый в авиации, имеет диапазон шкалы—60 ... + 60 °C. Ос-
Рис. 8.6. Датчик термометра типа
тнв
98
новная погрешность измерения
температуры на рабочем участке
шкалы лежит в пределах ± 4 °C.
В термометрах с полупроводни-
ковыми терморезисторами приме-
няются измерительные схемы на
базе четырехплечевого моста по-
стоянного тока. В качестве указа-
теля используются магнитоэлек-
трические логометры с подвижным
магнитом и двумя неподвижными
катушками. Основная погрешность
на рабочем участке шкалы ±2 °C.
Погрешности термометров со-
противления складываются из по-
грешностей датчика, электроизме-
рительной схемы и указателя. По-
I peiiiiiocTH датчика имеют место за счет: передачи части тепла от термо-
рслистора к месту его крепления и элементам, имеющим меньшую тем-
пературу по сравнению с температурой измеряемой среды; торможе-
ния датчиком потока движущейся среды; нагрева терморезистора
протекающим по нему током; запаздывания вследствие теплоемкости
•щ гчика.
Погрешности электроизмерительной схемы обусловлены измене-
нием сопротивления обмотки логометра при непостоянстве температу-
ры окружающего воздуха. Для уменьшения этой погрешности отдель-
ные элементы схемы изготовлены из меди. Погрешности указателя скла-
дываются из типичных погрешностей электроизмерительных приборов.
8.3. Термоэлектрические термометры
В основе термоэлектрических термометров лежит измерение термо-
электродвижущей силы (термоЭДС), возникающей при нагревании об-
щей точки двух разнородных проводников А и В (рис. 8.7), соединен-
ных путем сварки или пайки. Такой теплочувствительный элемент на-
пивается термопарой.
Для термопары термоЭДС равна алгебраической сумме разностей
потенциалов всех спаев. В термопаре с двумя спаями термоЭДС
еав =(<Pa—Фв) + (Фв—= f ('г). (8-5)
। де фд и фв —потенциалы проводников Л и В; —температура горячего
< пая (измеряемая температура); /2 — температура окружающей среды (темпера-
тура холодного спая).
В авиации применяются следующие сочетания материалов электро-
дов термопары: хромель—-копель (X — К), хромель — алюмель
(X — А), никель-кобальтовый сплав — специальный алюмель (НК —
СА), железоникелевый сплав — специальный копель (НЖ — СК).
Характеристики этих термопар (рис. 8.8) представляют собой зависи-
мость термоЭДС от температуры горячего спая при условии, когда
температура холодного спая равна нулю. Термопары типа НК-СА
н НЖ — СК обладают характеристиками с зоной нечувствительно-
сти (300 °C и 100 °C соответственно). Поэтому изменение температуры
окружающей среды не влияет на термоЭДС. В термопарах типов X—А
и X — К приходится компенсировать погрешности от этого влияния.
На практике используются как отдельные термопары, так и соеди-
нения нескольких термопар — термобатареи (рис. 8.9). При измере-
нии температуры в реактивном сопле термопары располагаются в раз-
Рис. 8.7. Схема термопары:
а — с одним спаем; б — с двумя спаями
4*
99
При обозначении полярности
ных точках сопла и соединяются
электрически последовательно друг
с другом. При таком соединении
суммарная термоЭДС пропорцио-
нальна средней температуре газов
в измеряемых то^ах.
Соединительные провода между
термопарой и указателем (магни-
тоэлектрический гальванометр) с
целью уменьшения паразитных
термоЭДС изготавливают из мате-
рналов электродов термопар или
из материалов с термоэлектриче-
скими свойствами, близкими к ним.
Для термопар НК—САиНЖ—СК
эти провода выполняют из меди,
дающей в паре с материалами элек-
тродов термопар малые термоЭДС.
термопар положительным электро-
дом считают электрод, от которого ток идет в холодном спае. Первым
в обозначении указывается положительный электрод. В справочни-
ках приводят значения термоЭДС для электродов из различных мате-
риалов и сплавов, соединенных с нормальным, платиновым электро-
дом. При этом температура холодного спая принимается О °C.
Используемые на практике термоэлектрические термометры можно
разделить на следующие группы: типа ТЦТ — для измерения темпера-
туры твердых тел; типов ТВГ и ТСТ — для измерения температуры
движущихся газов со схемами прямого преобразования; типа ИТ и
др.—для измерения температуры движущихся газов с компенсацион-
ными схемами измерения.
В термометрах типа ТЦТ используется термопара типа X — К, го-
рячий спай которой для улучшения теплопроводности крепится жест-
ко к медному кольцу. Кольцо устанавливается (при измерении
Рис. 8.9. Электрическая схема тер-
моэлектрического термометра с че-
тырьмя последовательно соединенны-
ми термопарами:
Яв—сопротивление волоска; Яр— сопро-
тивление рамки указателя; Яд—добавоч-
ное сопротивление; Яп — сопротивление
проводов; Ятс — термосопротивление; Яви —
внутреннее сопротивление
100
Рис. 8.10. Конструкция датчика термометра типа ТВГ:
/—термопара; 2 — окно (d=3 мм); 3 — защитная трубка; 4 — окно (d=0,8 мм);
5 — керамическая трубка; 6, 7 — гайки; 8 — гибкий шлаиг; 9 — промежуточные со-
единительные провода; /0. 11 — зажимы
температуры головок цилиндров поршневых двигателей) под зажига-
тельную свечу двигателя. В качестве указателя используется магни-
тоэлектрический милливольтметр. Шкала применяемого в авиации
термометра ТЦТ-13 имеет диапазон измерения 0... 300 °C. Погреш-
ность в рабочей части шкалы не выше ±8° °C. В термометрах типа
ТСТ применяется термопара X—А. Схема измерения аналогична схе-
ме термометров типа ТЦТ.
Термометры типа ТВГ
предназначены для измере-
ния усредненной темпера-
туры потока выходящих га-
юв двигателя. В них при-
меняют четыре последова-
тельно соединенные термо-
пары НК—СА. Их суммар-
ная термоЭДС пропорцио-
нальна средней температу-
ре газов, выходящих через
сечение сопла. Особен-
ностью конструкции датчи-
ка термометра (рис. 8.10)
является наличие в защит-
ной трубке 3 термопары 1
окна 2 большого размера
для входа газов и окна 4
Рис. 8.11. Электрическая схема термометра
компенсационного типа
малого размера для выхода
газов. Такая конструкция
101
обеспечивает измерение температуры в заторможенном потоке газов,
что уменьшает влияние скорости потока газа на результат измерения.
Термометры типа ТВГ имеют диапазон измерения 300... 900 °C.
Погрешности в рабочем диапазоне шкалы не выше ± 15°С.
Схема термометра компенсационного типа, характерная для тер-
мометров третьей группы, приведена на рис. 8.11. Разность термоЭДС,
снимаемая с термопар Т, и напряжение компенсации, снимаемое с мо-
стовой схемы (резисторы R1 — R9), поступает на усилитель У и двух-
фазный индукционный реверсивный двигатель М. Последний через ре-
дукторы Рг и Р2 перемещает стрелки указателя и изменяет сопротивле-
ние R6 до тех пор, пока напряжение мостовой схемы не скомпенсирует
термоЭДС с термопар Т. Питание мостовой схемы осуществляется от
выпрямителя, состоящего из резисторов R13, R14, диода Д7, фильтру-
ющей емкости С1 и стабилитронов Д2 ...Д6.
При изменении температуры окружающей среды меняется термо-
ЭДС термопар. Одновременно меняется и напряжение диагонали мо-
стовой схемы за счет изменения сопротивления терморезистора R2,
имеющего температуру холодного спая термопар. Параметры схемы
подобраны так, что эти изменения взаимно компенсируются. Исполь-
зование компенсационного метода измерения позволило свести общие
суммарные погрешности прибора до ±10° С при диапазоне измерений
300 ... 1000 °C.
Погрешности термоэлектрических термометров складываются из
погрешностей датчика, электроизмерительной схемы и указателя.
В основном погрешности датчика аналогичны погрешностям датчика
термометра сопротивления. Погрешности возникают из-за потерь от
теплоизлучения и теплопроводности, из-за торможения газового пото-
ка, инерционности. Нагрев термопары протекающим током влияет не-
значительно на результат измерения. Дополнительные погрешности
имеют место из-за паразитных термоЭДС, зависящих от температуры
в местах соединения проводников.
Для компенсации влияния температуры окружающей среды в термо-
метрах типа ТЦТ используют биметаллический корректор, закручива-
ющий или раскручивающий противодействующие пружины указателя.
Погрешности электроизмерительной схемы вызываются изменением
сопротивления электрической цепи, в частности сопротивления рамок
указателя при изменении температуры окружающей среды. Для умень-
шения этих погрешностей в схеме предусмотрены термочувствительные
резисторы. Погрешности указателя имеют место из-за действия вред-
ных сил трения в опорах, небаланса подвижной системы, изменения
жесткости пружины и магнитной индукции в зазоре при изменении
температуры.
Контрольные работы
1. Дайте классификацию термометров в зависимости от принципа дейст-
вия.
2. Поясните принцип действия биметаллического термометра.
102
Глава 9
УКАЗАТЕЛИ ПОЛОЖЕНИЯ, ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ
ВИБРАЦИИ, КОМБИНИРОВАННЫЕ ПРИБОРЫ
9.1. Указатели положения
Указатели положения предназначены для дистанционного измере-
ния параметров положения органов управления двигателем и самоле-
том (заслонок — УПЗ-48; рычага управления двигателем — УП-33,
УП21-08 и др.). Схемы этих приборов основаны на использовании дис-
танционных передач, связывающих датчик (потенциометр, сельсин) и
указатель (логометр).
Датчиком (рис. 9.1) указателя заданного положения УПРТ-2 слу-
жит кольцевой потенциометр с тремя неподвижными токоотводами и
двумя щетками, закрепленными на контролируемом валу. Датчик свя-
зан тремя проводами с указателем — магнитоэлектрическим логомет-
ром с подвижным магнитом. При определенном положении щеток по-
тенциометра токи в обмотках указателя создают результирующий маг-
нитный поток Ф, определяющий положение постоянного магнита Е
со стрелкой.
Основными характеристиками потенциометрической передачи, ис-
пользуемой в данной схеме, являются силы токов, угол рассогласова-
ния между ротором датчика и вектором результирующего магнитного
потока в логометре, синхронизирующий момент. Под синхронизирую-
щим моментом понимается момент, действующий на постоянный маг-
нит логометра при отклонении его от синхронного положения с векто-
ром результирующего магнитного потока. Для увеличения этого мо-
мента следует повышать намагничивающую силу катушек логометра и
магнитный момент его ротора (магнита).
Наличие щеточного контакта, рассогласование положения щеток
потенциометра и вектора результирующего потока Ф, вызывающего
нелинейность шкалы, являются недостатками рассмотренной схемы.
В указателе положения УП-11-11 (рис. 9.2) используется бескон-
тактный датчик-сельсин. Датчик ДС-10 представляет индукционную
машину с однофазным ротором и трехфазным статором. Ротор имеет
два явно выраженных полюса и представляет собой однофазную об-
Рнс. 9.1. Схема указателя заданно-
го положения УПРТ-2
103
Рис. 9.2. Схема указателя положения УП-11-11
мотку, подключенную к вторичной обмотке трансформатора Т. Статор
выполнен с неявно выраженными полюсами. Его обмотки с индуктивно-
стями LluL2 составляют два плеча мостовой измерительной схемы,
аналогичной схеме манометра типа ДИМ. Указателем УП-11-11 слу-
жит магнитоэлектрический двухобмоточный логометр с подвижным
магнитом. Как и в манометре типа ДИМ, диоды VI и V2 используются
в связи с тем, что индуцируемые ЭДС в обмотках L1 и L2 вырабаты-
вают переменные токи, а логометр функционирует на постоянном токе.
Этим также объясняется наличие конденсатора С. Погрешность ука-
зателя УП-11-11 не выше ±3° в диапазоне измеряемого угла 0 ...90°.
Использование сельсинных дистанционных передач значительно по-
вышает точность измерений угла положения органов управления. На-
пример, в указателеУП21-08 положения рычага управления двига-
телем применяется дистанционная сельсинная передача, работающая в
трансформаторном режиме. Погрешность измерений не превышает
±1°в диапазоне 0 ...120°.
На самолете Ил-62 используется прибор УП-33 для измерения угла
поворота рычага управления двигателями. В комплект УП-33 входят
два отдельных датчика ДС-11 (по одному на двигатель) и сдвоенный
указатель ИП-33. Указатель ИП-33 — двухстрелочный, с самостоя-
тельными измерительными узлами, электрически связанными со свои-
ми датчиками. Номера стрелок соответствуют номерам двигателей. По-
грешность измерения не превышает ±1° в диапазоне 0 ... 120°.
9.2. Приборы контроля вибрации
Приборы контроля вибраций обеспечивают измерение скорости или
ускорения вибрации двигателя и выдачу сигналов повышенной и опас-
ной вибрации в случаях превышения ее значения выше установленной
нормы. Появление вибрации, внезапно возникшей и возрастающей,
104
указывает на дефекты в двигателе. Такими дефектами могут быть раз-
рушения приводов авиадвигателей, разбаланс роторов компрессора,
разрушения лопаток турбины или компрессора и т. д. Раннее преду-
преждение дефектов в двигателе дает возможность избежать серьезных
повреждений двигателя и летных происшествий.
Вибрационные колебания частей авиадвигателя можно записать в
виде следующей зависимости:
sb = 5k sin (Од t,
(9-1)
где sB и SH — текущее значение и амплитуда виброперемещения; (ов — круговая
частота вибрации.
Помимо параметров $в и SB вибрационные колебания характеризу-
ются виброскоростью VB, виброускорением аН1 виброперегрузкой /гв,
частотой /в:
d sB
Vв •— ~ —- SB(oB cos (ов
d t
dV« e 2 • ,
aB= —= —SB(oB sin(oB f;
Пя —----— -------
g 250
(9.2)
(9.3)
(9.4)
Применяемая в авиации аппаратура контроля вибрации делится на
виброметры скорости (ИВ-200, ИВ-300) и виброметры ускорения
(ИВ-41). В обоих случаях датчиком служит преобразователь (рис. 9.3),
включающий вибрирующий корпус 1, инерционную массу — посто-
янный магнит 2, который соединен с корпусом через пружины 3.
Перемещения х корпуса 1 вместе с катушкой <магнитоиндукцион-
пого преобразователя относительно
него магнита 2 преобразуются в
ЭДС на выходе катушки 4.
Уравнение движения колеба-
юльной системы по рис. 9.3 имеет
вид
d2 х d х
-—+ 2d w0-— =
d at
d2sB
d/2
— коэффициент отно-
m
< ительного затухания; k — коэффи-
циент демпфирования; (о0 = 1/Сж/т —
собственная круговая частота; т —
масса магнита; Сж — жесткость пру-
<к ины.
упруго подвешенного постоян-
Рис. 9.3. Принципиальная схема
датчика вибрации
105
Амплитудно-частотная характеристика системы
А „ . <
*max V(!-v2)2 + 4dM
где v = (oa/wo.
Фазочастотная характеристика системы
, / 2^v \
, <p = arctg — —---- .
(9.6)
(9.7)
Зависимость А = f (v) для различных коэффициентов d приведена
на рис. 9.4. Диапазон измерения виброперемещения характеризует-
ся тем, что при v 1 величина А 1. Для реализаций этого режима
следует использовать пружину малой жесткости. Диапазон измерения
виброускорения отличается тем, что в этом диапазоне (v -< 0,5) рас-
сматриваемая подвижная система превращается в акселерометр, изме-
ряющий ускорение колебаний. Получить данный режим можно, если
взять пружину большой жесткости. Для измерения виброскорости в
диапазоне 0,5 <С v< 1,5 скоростная сила, пропорциональная входно-
му сигналу, должна быть больше позиционной и инерционной сил.
Датчик виброметра является дифференцирующим звеном, поэтому
ЭДС на выходе магнитоиндукционного преобразователя пропорцио-
нальна скорости вибрации. Поскольку при гармонической вибрации
Рис. 9.4. Амплитудно-частотная характеристика подвижной системы датчика
вибрации;
Дс—диапазон измерения скорости; Ду—диапазон измерения ускорения; Дв— диапазон из-
мерения виброперемещений
106
Рис. 9.5. Структурная схема виброметра скорости типа ИВ-200
виброскорость и виброускорение взаимосвязаны, при измерении виб-
рации на фиксированной частоте ЭДС на выходе магнитоиндукционного
преобразователя зависит также от виброускорения.
В турбореактивном двигателе (ТРД) частота вращения ротора ко-
леблется в определенном диапазоне в функции от требуемой тяги. По-
этому контроль вибрации ведется в некотором частотном диапазоне.
Оценка уровня вибрации осуществляется по значению виброскорости.
Скорость вращения вала винта в турбовинтовом двигателе (ТВД) прак-
тически не меняется, поэтому частота вибрации постоянна. Оценка
уровня вибрации ведется по значению виброускорения.
В виброметрах скорости необходимая полоса пропускания частот
получается благодаря отрицательной обратной связи в двух каскадах
усилителя. В виброметрах ускорения на выходе, магнитоиндукцион-
ного преобразователя ЭДС имеет фиксированную частоту. Заданная
полоса пропускания в несколько единиц герц получается также с по-
мощью отрицательной обратной связи в усилителе.
На самолете Ил-62 используется виброметр скорости типа ИВ-200
(рис. 9.5).
На двигателе устанавливают два датчика: один на передней опоре,
второй — на задней. Электронный блок БЭ состоит из двух независи-
мых идентичных каналов, каждый из которых является усилителем
с полосой пропускания 50 ... 200 Гц, и общего блока питания. Сигнал
датчика усиливается, выпрямляется, подается на указатель, и одно-
временно на ждущий мультивибратор схемы сравнения. При достиже-
нии заданного уровня виброскорости мультивибратор обеспечивает
срабатывание электронного реле Р, которое включает сигнальную лам-
пу. Указатель ИВ является микроамперметром магнитоэлектрической
системы с подвижной рамкой.
В схеме предусмотрена система встроенного контроля, при кнопоч-
ном включении которого на вход канала усиления подается напряже-
ние контрольной частоты. При этом световая сигнализация (сигналь-
107
ные лампы «Повышенная вибрация» и «Опасная вибрация») должна
включиться, а стрелка указателя — показать определенное значение
виброскорости.
Конструктивно датчики магнитоиндукционного типа виброметров
скорости и ускорения аналогичны. Различие заключается в разных же-
сткостях пружин, на которых подвешены постоянные магниты, а так-
же в градуировке шкал. Виброметры ускорения градуируются в еди-
ницах виброускорения (от 0 до 7g), виброметры скорости — в едини-
цах виброскорости (мм/с).
Основные погрешности авиационных виброметров определяются
несовпадением направления вибрации с осью датчика, изменением маг-
нитной индукции магнита за счет старения и температурных измене-
ний, наличием трения в подшипниках и ошибками указателя. Основ-
ная погрешность измерителей вибрации не превышает + 10 %.
Для проверки виброметров используется переносная установка
УПИВ. В проверку входит оценка работоспособности, градуировки ка-
нала измерения, исправности основных элементов. В условиях лабо-
раторий для этих целей применяются вибростенды.
Для исключения влияния вибрации на результаты измерений це-
лесообразно, чтобы v = 3 ... 5, а А не должен превышать единицы.
Это осуществляется с помощью амортизаторов как индивидуально для
каждого прибора, так и группы приборов, когда на одном амортизи-
рованном основании располагается несколько указателей.
9.3. Комбинированные приборы
С целью упрощения отображения информации, необходимой для
оценки соответствия параметров текущего режима полета заданным,
в авиации наряду с раздельными приборами используются комбиниро-
ванные указатели. Они представляют собой приборы, объединяющие
Рис. 9.6. Сдвоенный указатель
ЭМИ-ЗРТИС (б):
1 — шкала указателя; 2 — корпус
УИ-240К (а) и индикатор
108
в едином корпусе указателя несколько малогабаритных вторичных из1-
мерителей со своими стрелками (индексами, опорными линиями)-
Взаимное расположение отдельных шкал со стрелками на общем ци-
ферблате выбирается так, чтобы совокупное расположение стрелок для
номинальных значений каждого параметра представляло простые и за-
поминаемые фигуры.
При построении комбинированных приборов возможно объедине-
ние в едином корпусе двух вторичных измерителей однородных пара-
метров, а также трех и более вторичных измерителей разнородных па-
раметров одной системы. Примером первого способа комбинирования
может служить манометр 2ДИМ-240К, предназначенный для измере-
ния давления гидросмеси в основной и аварийной гидросистемах само-
лета Як-40. В комплект входят два датчика (ИД-240), установленные
в гидроотсеке, и сдвоенный указатель (УИ-240К), установленный на
приборной доске (рис. 9.6, а).
Другим представителем этой группы приборов является двухстре-
лочный тахометр ИТЭ-2Т, измеряющий частоту вращения компрессо-
ров высокого и низкого давления двигателя самолета Ту-154.
Второй способ комбинирования реализован в трех стрелочных мо-
торных индикаторах типа ЭМИ-ЗР, широко применяемых на совре-
менных самолетах. Например, на самолетах Ту-154, Ил-62 использу-
ется индикатор ЭМИ-ЗРТИС (рис. 9.6, б) для дистанционного измере-
ния давления топлива перед форсунками, давления и температуры мас-
ла на входе двигателя. Данный индикатор состоит из трех независимых
измерителей: двух манометров типа ДИМ (см. рис. 5.13) и термометра
типа ТУЭ (см. рис. 8.4). В комплект ЭМИ-ЗРТИС входят: индуктив-
ный датчик (ИДТ-100С) давления топлива, индуктивный датчик
(ИДТ-8С) давления масла и датчик (П-1-ТР) температуры масла, трех-
стрелочный указатель (УИЗ-З). Указатель УИЗ-З выполнен в ви-
де трех магнитоэлектрических логометрических измерителей, распо-
ложенных в одном корпусе.
Допустимые погрешности измерений: по давлению — не более
±1,5 % максимального значения шкалы; по температуре масла —
не более ± 4 °C.
К комбинированным приборам можно отнести также интегральные
приборы. С помощью этих приборов текущий режим полета или режим
работы двигателя контролируется не с помощью совокупности значе-
ний отображаемых параметров, а с помощью некоторой функции этих
параметров, характеризующей контролируемый режим.
Контрольные вопросы
1. Какие виды дистанционных передач используются в указателях поло-
жения? Перечислите их преимущества и недостатки.
2. Какие параметры характеризуют вибрационные колебания?
3. Дайте сравнительную характеристику виброметров скорости и ускоре-
ния.
4. Приведите схему виброметра, применяемого в ГА, и поясните его устрой-
ство и принцип действия.
109
Глава 10
ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ЮЛ. Особенности высотных полетов на ЛА
В полете с увеличением высоты изменяются параметры атмосферы:
общее и парциальное давление газов, температура, влажность и др.
Этими параметрами определяются условия работы экипажей, характе-
ристики высотного и кислородного оборудования, входящего в состав
средств жизнеобеспечения.
Биологическое значение в жизни человека имеет молекулярный
кислород, имеющийся в составе атмосферного воздуха. С его помощью
происходят окислительно-восстановительные процессы в организме
человека. Кислород вместе с вдыхаемым воздухом попадает в легкие,
а затем через альвеолы легких — в капиллярную систему сосудов
и ткани организма. Процесс насыщения организма кислородом про-
исходит в том случае, если парциальное давление кислорода pQi в
альвеолах выше, чем в крови стенок альвеол, а в тканях организма
меньше, чем в крови капилляров стенок альвеол.
При задержке поступления кислорода в организм наступают вна-
чале функциональные, а затем структурные изменения в организме.
Минимально необходимым для жизнедеятельности человека парциаль-
ным давлением кислорода в альвеолярном воздухе считается ро, —
— 13,6 кПа, а во вдыхаемом воздухе ро2 = 21,6 кПа. Кроме измене-
ния давления при наборе высоты и снижении на организм человека вли-
яют колебания давления и скорость его изменения. В отдельных слу-
чаях в герметичной кабине амплитуда колебаний достигает 2,7 кПа
при скорости изменения давления до 1,1 кПа/с. Это вызывает неприят-
ные ощущения в ушах, головную боль, общее недомогание. Согласно
НЛГС-3 установившаяся скорость изменения давления в кабине должна
быть ниже (24+3,6) Па/с.
Поддержание работоспособности и жизнедеятельности организма
в значительной степени зависит также от температуры и влажности
среды, определяющих теплообмен между организмом и средой. Среда
считается комфортной, если существует равенство тепла, отдаваемого
организмом, и тепла, поглощаемого средой. Определенные требования
предъявляются к шумам, источниками которых могут быть двигатели,
агрегаты и системы самолета. Общий уровень шума в кабине не дол-
жен превышать 90 дБ.
Обеспечение нормальных условий полета осуществляется самолет-
ными системами жизнеобеспечения (СЖО). Они включают в себя функ-
циональные системы: герметичную кабину, систему кондиционирова-
ния воздуха, систему автоматического регулирования давления воз-
110
духа в кабине, кислородное оборудование. В комплекс СЖО, кроме
того, входят указатель высоты и избыточного давления воздуха в ка-
бине, указатель расхода подаваемого воздуха (из системы кондицио-
нирования), термометры подаваемого воздуха, указатели температуры
воздуха в кабинах, вариометр для измерения скорости изменения дав-
ления в кабине.
Требования к СЖО делятся на физиолого-гигиенические, эксплуа-
тационные и прочностные. Основные физиолого-гигиенические требо-
вания, определяющие микроклимат в гермокабине, должны быть сле-
дующие:
абсолютное давление в гермокабине не должно превышать давле-
ние 7,7 кПа, соответствующее высоте 2400 м;
скорость изменения давления в кабине меньше 24 Па/с, что со-
ответствует вертикальной скорости Va = 2 м/с при р = 101 кПа;
температура в кабине зимой около 18,5 °C, летом — около 22° С;
относительная влажность в полете на эшелоне в пределах
40 ...60 %.
10.2. Средства жизнеобеспечения ЛА
Количество кислорода в воздухе определяется величиной парци-
ального давления рОг. С подъемом на высоту парциальное давление ро
падает в соответствии с зависимостью
А Рн
где А — процентное содержание кислорода в воздухе (около 21%); рн — давле-
ние в атмосфере на высоте Н.
В легких содержатся пары воды. Давление насыщенных паров воды
при температуре человеческого тела равно 6,4 кПа. Поэтому парциаль-
ное давление в легких будет ниже, чем в атмосфере, и определяется как
(Ю.2)
А(рн—6395)
[55
Из этой формулы видно, что для обеспечения заданного значения ро2
можно увеличивать содержание чистого кислорода во вдыхаемом воз-
духе или повышать давление окружающего воздуха. Можно повышать
оба значения.
Обеспечение нормальной жиднедеятельности человеческого орга-
низма за счет повышения рог осуществляется с помощью кислородных
приборов. Однако обеспечить необходимое значение р во вдыхаемом
воздухе даже придыхании чистым кислородом (100 %) можио только
до высот порядка 10 000 м. На этой высоте pQi = 13,3 кПа. Такое дав-
ление рог является наименьшим допустимым. Поэтому помимо кисло-
родных приборов для длительных полетов на высотах более 12 000 м
111
применяются герметичные кабины, в которых поддерживается давле-
ние большее, чем в окружающей атмосфере.
Герметичные кабины (ГК) можно классифицировать на автоном-
ные и атмосферные. В автономных ГК источники сжатого воздуха пита-
ются от бортовых запасов кислорода или воздуха практически без сбро-
са кабинного воздуха в атмосферу. Атмосферные ГК используют ат-
мосферный воздух, предварительно сжатый компрессором авиадвига-
теля или нагнетателем. Воздух из ГК сбрасывается снова в атмосфе-
ру. На самолетах гражданской авиации применяют атмосферные ГК.
Необходимые физиолого-гигиенические условия в ГК обеспечива-
ются с помощью систем кондиционирования воздуха (СКВ). Под СКВ
понимается комплекс устройств для создания в кабине самолета требу-
емых температурно-влажностного и воздушного режимов. СКВ обес-
печивает передачу в ГК сжатого воздуха для создания в ней избыточ-
ного давления, обогрев -(или охлаждение) и вентиляцию кабины этим
воздухом, поддержание необходимой влажности и скорости воздуха.
Отбор воздуха в системе кондиционирования воздуха (рис. 10.1) са-
молета ТУ-154, характерной для среднемагистральных самолетов,
производится от компрессоров трех двигателей после включения кра-
нов 3, 55, 56 бортинженером. В трубопроводах отбора воздуха установ-
лены управляющие обратные клапаны /, 4, 53, 54.
Линии отбора воздуха соединены с воздушным теплообменником
(ВТ) 5, который продувается в полете атмосферным воздухом за счет
динамического напора, а на земле — с помощью эжектора 47 при пода-
че воздуха через кран 48 с обратными клапанами 50, 51. Открытие кра-
на 48 в линии с регулирующим органом 49 осуществляется с помощью
термореле при температуре выше 230 °C. В ВТ 5 температура воздуха
понижается до 150 °C. От ВТ 5 воздух направляется по двум идентич-
ным линиям левой и правой подсистем, которые дистанционно откры-
ваются с помощью кранов наддува 6 и 45. Поддержание необходимого
расхода воздуха в линиях осуществляется с помощью командных при-
боров 9, 42 пневматической системы массовой подачи воздуха, по сиг-
налам которых меняется положение заслонок 7, 44.
Ограничение давления в общей магистрали обоих подсистем про-
изводится регуляторами избыточного давления 8, 43. Расход воздуха
контролируется с помощью указателей расхода УРВ-1500, датчики 10,
41 которых основаны на использовании трубок Вентури.
После датчиков 10, 41 большая часть воздуха направляется через
регуляторы избыточного давления 11, 40 к основным блокам охлаж-
дения. Меньшая часть воздуха поступает к смесителям 21, 23.
В блоки охлаждения входят воздушные теплообменники 15, 35,
краны 16, 17, 34, 39 регулирования температуры воздуха за блоками,
турбохолодильники 12, 38. На земле при работе системы кондициони-
рования продувка ВТ 15, 35 осуществляется вентиляторами турбохо-
лодильников 12, 38. Обратные клапаны 13, 37 обеспечивают поступле-
ние наружного воздуха к вентилятору только через холодный контур
теплообменника. Для подачи атмосферного воздуха в воздушные теп-
112
Обогрев
первого салона
37
36
О
35
Обогрев второго салона
-39
34-
56
33-
32-
40 41
31-
22
21
17
43 44 45
Рис. 10.1. Принципи-
альная схема кондицио-
нирования воздуха са-
молета Ту-154
28 ^29
двигатель
Обогрев второго салона
55
У двигатель
3
15
.2
14
I двигатель
О
%
52
Вентиляция перво-
го и в торогосолонов
Обогрев и
вентиля -
циякаби-
ны экипа-
жа
26
вентиляция первого
К прибору УРВ~ 1500
20
4
54
Обогрев
18-
первого салона и второго салонов
ВСУ
113
лообменники 5, 15, 35 служат входные устройства 14, 36, 46 линий
отбора воздуха.
Схема предусматривает автоматическое и ручное регулирование
температуры воздуха за блоками охлаждения. При температуре возду-
ха в магистрали выше устанавливаемой на задатчике автоматического
регулятора температуры уменьшается проходное сечение кранов 16,
39 подмеса горячего воздуха. Если при полном закрытии кранов 16,
39 разница температур сохраняется, то уменьшают проходное сечение
кранов 17, 34. В результате увеличивается масса воздуха, потребляе-
мая турбохолодильниками 12, 38. Температура за блоками снижается
до заданного значения. При понижении температуры за блоками ниже
нормы порядок регулирования обратный.
После блоков охлаждения воздух проходит обратные клапаны 18,
33 и поступает в шумопоглотители 19, 32, а далее — во влагоот-
делители 20, 31, в которых-сепарируется выделяемая при охлаждении
воздуха влага. После влагоотделителей воздух от обеих подсистем
поступает в глушитель шума 30 и далее в пассажирские салоны и ка-
бину экипажа. Охлажденный воздух частично поступает к смесите-
лям воздуха в линию обогрева.
Горячий воздух при подаче в салоны и кабину после обратных кла-
панов обоих линий поступает к регулятору избыточного давления 29,
обеспечивающему снижение давления воздуха с целью исключения
чрезмерного дросселирования в регулирующих кранах. Далее воздух
через регулирующие краны 22, 26, 28 поступает к смесителям 21, 23,
25, 27, после которых направляется в салоны и кабину экипажа. Кра-
ны 22, 26, 28 могут управляться автоматически по сигналам командно-
го прибора или вручную с помощью переключателя на пульте.
Кран 24 в линии вентиляции используется при обогреве и охлажде-
нии кабины на земле. При обогреве он закрыт, охлажденный воздух
поступает только к смесителям. При охлаждении кран открывается
вручную и холодный воздух направляется в линию вентиляции.
Важнейшим компонентом СЖО самолетов являются системы регу-
лирования давления (СРД) ГК, состоящие из основного и резервного
командных приборов, управляющих выпускными и предохранитель-
ными клапанами. Схема типовой СРД (рис. 10.2) включает основной 1
и резервный 3 командные приборы, пневмореле 2 переключения ко-
мандных приборов, выпускные клапаны 5, резервные узлы избыточно-
го давления 4 и предохранительные клапаны 6. Регулирование дав-
Рис. 10.2. Структурная
схема типовой системы
автоматического регу-
лирования давления
1,4
ления производится за счет изме-
нения количества воздуха, выпус-
каемого из ГК.
Выбор зависимости давления в
ГК от высоты полета определяется
пределами изменения абсолютного
давления в кабине рк и скорости
крейсерской высотой полета
и скороподъемностью самолета. От
крейсерской высоты полета зави-
сит избыточное давление Арк —
— рк — рн, поддерживаемое в ка-
бине.
Рис. 10.3. Зависимости абсолютного
давления рк в кабине и избыточно-
го давления Арк
На рис. 10.3 показан закон регулирования давления, типовой для
большинства пассажирских самолетов. До высоты Нх в ГК сохраняется
атмосферное давление на месте взлета рк1, далее обеспечивается посто-
янное значение Арк. Оно выбирается из условия
Арк —Рк.з —(Рн)кр’
гДе Рк.з — заданное давление рк на максимальной высоте крейсерского полета;
(ря)Кр — атмосферное давление на высоте крейсерского полета.
В схеме СРД реализуется приведенный закон регулирования дав-
ления в ГК (рис. 10.4). На ней условно показан только один командный
прибор, соединенный с выпускными клапанами трубопроводов 14.
Командный прибор включает узел абсолютного давления в кабине и
узел избыточного давления.
В узел абсолютного давления входят вакуумированный сильфон
11, пружины 5, 12, тяга 8, мембрана 6, игольчатые клапаны 4, 9. Узел
избыточного давления состоит из сильфона 15, пружин 2, 18, тяги 19,
клапана 1. С помощью трубопровода 16 узел избыточного давления свя-
зан с атмосферой.
В герметичный корпус воздух давлением рк поступает через до-
зирующее устройство с фильтром 20. Настройка командного прибора
на высоту полета Нг, с которой начинается наддув кабины и сохра-
няется постоянным избыточное давление Арк, осуществляется с по-
мощью рукояток 17 и 13 за счет изменения натяжения пружин 18 и 12.
Регулировка скорости изменения давления производится рукоят-
кой 10, меняющей с помощью игольчатого клапана 9 сечение трубо-
провода 7. Последний соединяет полости А и Б командного прибора.
На схеме (см. рис. 10.4) показаны также элементы выпускного кла-
пана: пружина 21, мембрана 23, игольчатый клапан 22, мембраны 29
и 26, пружина 25, тарельчатый клапан 30. Полость В выпускного кла-
пана соединена с командным прибором трубопроводом 14, а полость Г
через дозирующее отверстие 24 соединена с кабиной. Мембрана 29
115
демпфирует пульсации воздуха на выходе клапана. Отверстие 28 свя-
зывает кабину с надмембранной полостью.
Узел абсолютного давления командного прибора позволяет под-
держивать постоянное давление в кабине. При увеличении давления
рк в кабине выше расчетного значения сильфон 11 деформируется, кла-
пан 4 увеличивает проходное сечение из полости А в атмосферу через
кран 3. Вследствие падения давления в полости В увеличится разность
давлений в полостях В и Г, действующая на мембрану 23. Игольча-
тый клапан 22 увеличит проходное сечение (в трубопроводе 27) из поло-
сти Г в атмосферу. Давление в полости Г упадет. Разность давлений,
действующая на мембрану 26, увеличится. Тарельчатый клапан 30
поднимется, проходное сечение из кабины в атмосферу также увеличит-
ся, давление рк понизится до расчетного значения. При уменьшении
давления рк ниже заданного значения принцип действия узла абсо-
лютного давления командного прибора обратный изложенному.
Рис. 10.4. Принципиальная схема регулятора давления
116
Поддержание давления рк описанным образом производится до вы-
соты Нъ при которой избыточное давление &рк достигает необходимо-
го значения. С этого момента начинает действовать узел избыточного
давления.
Если Арк превысит заданное значение, сильфон /5 сожмется и кла-
пан 1 увеличит проходное сечение из полости А в атмосферу. Давление
в полостях Л и В понизится, проходное сечение трубопровода 27 уве-
личится и давление в полости Г уменьшится.
Тарельчатый клапан увеличит проходное сечение, соединяющее
кабину с атмосферой. Давление рк понизится. При понижении давле-
ния рк относительно расчетного значения выпускной клапан закроет-
ся. При резком изменении расхода подаваемого воздуха и повышении
давления рк давление в полости Б из-за большого сопротивления
игольчатого клапана 9 не успевает уравняться с возросшим давлением
в полости А. На мембрану 6 будет действовать разность давлений, в ре-
зультате ее прогиба увеличится проходное сечение клапана 4. Давле-
ние рк понизится. Если давление рк резко понизится, картина будет об-
ратная.
Заданные температурные условия в ГК обеспечиваются за счет из-
менения подачи в ГК теплого воздуха при повороте заслонки трубопро-
вода, по которому воздух подается. На всех этапах полета в ГК под-
держивается комфортная температура 18 ... 22 °C. После включения
системы кондиционирования достижение заданной температуры про-
исходит быстро и поддерживается автоматически. Для ограничения
предельной температуры используются ограничители температуры и
термовыключатели.
Автоматические регуляторы температуры имеют последовательно
соединенные датчики в виде термометров сопротивления, которые
электрически составляют плечо самобалансирующегося моста. Датчи-
ки расположены в ГК. Температура, при которой мост уравновешива-
ется, устанавливается задатчиком температуры, также являющимся
элементом мостовой схемы. При отклонении температуры от заданной
на выходе-моста (в диагонали) появляется сигнал, подаваемый на ре-
лейный фазочувствительный усилитель. После усиления этот сигнал
воспринимается исполнительным механизмом (электродвигателем с ре-
дуктором, управляющим заслонкой).
Поддержание заданной температуры в линии вентиляции осуществ-
ляется так же, как и в ГК. Однако здесь в блоке управления исполь-
зуется специальное релейное устройство для программирования про-
цесса регулирования. Это объясняется последовательным расположе-
нием в линии вентиляции двух ступеней охлаждения: с воздушным ра-
диатором и с турбохолодильником. Вторая ступень включается после
полного включения в работу первой ступени охлаждения. Влажность
в ГК в зависимости от ее значения регулируется удалением или добав-
лением в воздух ГК водяных паров. Удаление паров при избытке влаж-
ности осуществляется влагоотделителем, установленным в трубопрово-
117
де холодного воздуха. Добавление паров реализуется с помощью ув-
лажнителя, распыляющего воду в потоке горячего воздуха.
Помимо регуляторов давления, избыточного давления воздуха и ав-
томатических регуляторов температуры к агрегатам регулирующей
аппаратуры СЖО ГК относятся упомянутые воздушные радиаторы,
турбохолодильники, влагоотделители. Воздушные радиаторы обеспе-
чивают предварительное охлаждение возду ха за счет теплообмена с
окружающей средой при протекании воздуха по трубкам. Турбохоло-
дильник охлаждает воздух, подаваемый в кабину. Горячий воздух-со-
вершает работу, попадая на турбину. Температура при этом снижается
(тепловая энергия воздуха расходуется на работу). Охлажденный воз-
дух попадает в распределительную магистраль. Отделение влаги из
воздуха влагоотделителем осуществляется благодаря специальному
его закручиванию и отбрасыванию капелек воды под действием центро-
бежных сил на стенку корпуса влагоотделителя. Влага сливается да-
лее в атмосферу.
При обслуживании СЖО кроме внешнего осмотра составных эле-
ментов и агрегатов проверяют работоспособность кранов, распредели-
телей воздуха, регуляторов давления и температуры, системы венти-
ляции. Особое внимание уделяется проверке герметичности кабин и от-
дельных элементов.
Контрольные вопросы
1. Как с подъемом на высоту изменение параметров атмосферы влияет на
организм человека?
2. Дайте- классификацию герметичных кабин ЛА.
3. Перечислите типовые элементы системы кондиционирования воздуха
ВС и поясните их назначение.
4. Как регулируется температура в герметичных кабинах ЛА?
5. Перечислите типовые элементы системы регулирования давления в гер-
метичных кабинах ЛА и поясните их назначение.
118
Глава 11
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
11.1. Общие сведения
Задача кислородного оборудования — поддержание необходимого
значения парциального давления кислорода во вдыхаемом воздухе.
На самолетах в основном используется стационарное кислородное обо-
рудование. При необходимости перемещения членов экипажа по каби-
не применяется переносное кислородное оборудование. Оно может
быть использовано также для кратковременного питания кислородом
пассажиров, ощущающих кислородное голодание.
По принципу подачи кислорода в маску различают оборудование
периодической и комбинированной подачи.
В случае непрерывной подачи кислорода используются кислород-
ные маски открытого и полузакрытого типов. Регулирование подачи
кислорода производится в функции от барометрической высоты в каби-
не. Высота применения до 12 000 м. Оборудование с такой подачей кис-
лорода неэкономично, поскольку из-за непрерывного поступления
кислорода расход его превышает потребности для дыхания. К его до-
стоинствам относятся малое сопротивление вдоху, простота устрой-
ства.
При периодической подаче кислород поступает только в момент вдо-
ха, регулирование подачи кислорода осуществляется в зависимости от
барометрической высоты в кабине и легочной вентиляции человека Е
Высота применения до 12 000 м. Оборудование с такой подачей кисло-
рода обладает значительным сопротивлением вдоху, относительно
сложно по устройству, но экономично по расходу кислорода.
При полетах выше 12 000 м используются комбинированные систе-
ты подачи кислорода. До высоты 12 000 м в них работает только кон-
тур периодической подачи. На высотах более 12 000 м начинает рабо-
тать контур непрерывной подачи. Если этого недостаточно, то необхо-
димое количество кислорода поступает по контуру периодической по-
дачи.
На большинстве пассажирских самолетов применяются системы с
комбинированной подачей кислорода. Помимо общих требований по
надежности, устойчивости к кислородному оборудованию предъявля-
ется ряд требований. Оно должно:
быть легочно-автоматного типа с автоматическим регулированием
расхода кислорода по высотам. В нем предусматривается возможность
1 Под легочной вентиляцией понимается объем воздуха, вдыхаемый за
I мин.
1'19
подачи как смеси кислорода с воздухом, так и чистого кислорода, а
также аварийной подачи кислорода;
работать в зависимости от высоты полета без избыточного давления
в маске до высоты 9000 м, с небольшим постоянным избыточным давле-
нием в маске при вдохе на высотах 9000 ... 12 000, с автоматически
регулируемым избыточным давлением на высотах более 12 000 м;
иметь аварийный сброс кислорода в атмосферу при повышении дав-
ления в стационарных источниках.
Материалы, используемые в конструкции, должны быть контактны
с кислородом.
Применяемые на самолетах кислородные системы делятся на две
группы. Системы первой группы (самолеты Ту-154, Ил-62, Ил-76 и др.)
были построены на базе разработок 60-х годов. Системы второй груп-
пы (самолеты Ил-86, Як-42) разработаны позже и являются более сов-
ременными.
Кислородная система самолета Ту-154 (рис. 11.1), входящая в пер-
вую группу, состоит из баллона для хранения запаса кислорода под
давлением 3 МПа, кислородного прибора КП-24М, кислородных ма-
сок КМ-32АГ, КМ-16Н, вентиля КВ-5, индикаторов потока (ИП) и
других контрольных приборов.
В кислородной системе самолета Ил-86, входящей во вторую груп-
пу (рис. 11.2), кислород хранится в баллоне 9 (под давлением. 16,5МПа)
с редуктором, который понижает давление до 1 МПа. Далее,кислород
поступает к кислородным постам членов экипажа. Для каждого члена
экипажа предусмотрены кислородная маска с регулятором подачи
кислорода, контрольные приборы подачи кислорода в маску и давле-
ния, в баллоне. При необходимости передвижения в задымленной ка-
бине может быть использован переносной блок 5 с кислородным балло-
ном и маской 4.
Кислородные системы второй группы отличаются меньшей в
1,5 ... 2 раза массой по сравнению с системами первой группы. При-
меняемые кислородные баллоны высокого давления (на 12 ... 18 МПа)
по сравнению с баллонами низкого давления (на 3 МПа), систем первой
группы имеют меньшие габаритные размеры и массу. Они располага-
ются ближе к членам экипажа, что уменьшает длину трубопроводов.
Для повышения безопасности эксплуатации в них предусмотрены уст-
ройства автоматического стравливания кислорода в случае повышения
давления в баллоне. Поскольку давление кислорода редуцируется
непосредственно на выходе из баллона, трубопроводы высокого давле-
ния отсутствуют или имеют небольшую длину.
Полеты на высотах более 12 000 м характеризуются необходимо-
стью дыхания чистым кислородом под избыточным давлением. Дыха-
тельная мускулатура человека в этом случае требует использования
компенсирующих жилетов. Для таких полетов создан комплект кисло-
родного оборудования и облегченного снаряжения ККО-ОС-1. В комп-
лект входит маска типа КМ-34Т и компенсирующий жилет, создаю-
щий противодавление на грудную клетку и облегчающий выдох. При
120
аварийной разгерметизации кабины самолета на высотах более 12 000 м
в камеры пневможилета поступает кислород под давлением в 3 раза
выше давления в маске и легких. При этом чрезмерное расширение
грудной клетки под действием избыточного давления кислорода огра-
ничивается.
В соответствии с НЛГС на борту самолетов ГА для случаев аварий-
ной разгерметизации кабины в полете и в терапевтических целях (для
Рис. 11.1. Схема кислородной системы самолета Ту-154:
1— кислородный баллон; 2 — щиток бортзарядки; 3 — манометр МК-13М; 4 — мано-
метр МК-12М; 5 — кислородный редуктор КР-15; 6 — штуцер бортзарядки; 7, 17 —
вентили КВ-5; 8, 12, 14, 15, 18 — кислородные посты бортинженера .командира кораб-
ля, штурмана, второго пилота, бортпроводника соответственно; 9 — шланг зарядки
переносных кислородных приборов в полете; 10 — кислородный прибор КП-24М; 11 —
индикатор подачи кислорода; 13 — кислородная маска КМ-32А; 15 — манометр
МК-13М
121
Рис. 11.2. Схема кислородной системы са-
молета Ил-86:
а — стационарный блок; б — переносной блок;
/—дымозащитные очки; 2 — кислородная маска
КМ-114; 3 —индикатор И2П-240Б; 4 — дымозащит-
ная маска; 5 — переносной блок кислородного пи-
тания БКП-2; 6 — индукционный датчик; 7 — ру-
кав зарядки с переходником; 8 — зарядный шту-
цер; 9 — кислородный баллон с редуктором; /0 —
штуцер сброса; 11 — запорио-редуцнрующее уст-
ройство; /2 — контейнер БУ-1
оказания медицинской помо-
щи пассажирам) имеется спе-
циальное кислородное обору-
дование, в котором приме-
няются кислородные приборы
с непрерывной подачей кис-
лорода и открытая кислород-
ная маска.
Стационарная кислород-
ная система для пассажиров
современного самолета
(рис. 11.3) обеспечивает кис-
лородом каждого пассажира,
регулирует количество кисло-
рода, подаваемого в маски, в
зависимости от давления в
кабине. Кислородные точки
на самолете размещаются
равномерно по салону, в слу-
жебных помещениях бортпро-
водников и в туалетах.
Наряду с газообразными
источниками кислорода на
пассажирских самолетах в
70-х годах появились источ-
ники кислорода в виде мало-
габаритных химических гене-
раторов. Их применение поз-
воляет использовать кисло-
родные системы без кислородных баллонов, редукторов, регуляторов,
распределительных трубопроводов. Принцип действия таких генерато-
Рис. 11.3. Принципиальная схема кислородной системы для пасса-
жиров:
1 — кислородный баллон; 2 — рукав; 3 — датчик давления; 4 — индикатор дав-
ления; 5 — выключатель; 6 — сигнальное табло; 7,9 — регуляторы подачи кис-
лорода; 8 —аварийные кислородные блоки с пассажирскими масками; 10 ~ за-
рядный штуцер; 11 — штуцер сброса; 12 — рукав сброса
122
ров состоит в выделении химически связанного кислорода в резуль-
тате реакции хлората калия или натрия с порошковым железом.
Для терапевтического питания кислородом пассажиров использу-
ется переносное кислородное оборудование с баллонами малого давле-
ния (3 МПа) вместимостью 1,6 л. На баллонах установлены кислород-
ные приборы КП-21И.
На самолетах Ил-86, Як-42 установлено новое переносное кисло-
родное оборудование, включающее блоки кислородного питания Б КП
и кислородные маски МКП-IT. Блоки Б КП состоят из кислородного
баллона и запорно-редуцирующего устройства. Последнее имеет за-
рядный штуцер с обратным клапаном; манометр, измеряющий давле-
ние кислорода в баллоне; редуктор, понижающий давление кислорода;
два выходных штуцера для подсоединения кислородных масок.
11.2. Основные элементы кислородных систем ЛА
Кислородные маски. На самолетах гражданской авиации исполь-
зуется кислородная маска КМ-32АГ закрытого типа разработки 60-х
годов. Она применяется в комплекте с радиогарнитуром АГ-2 и кисло-
родным прибором КП-24М. На маске имеется микрофон ДЭМШ-1.
Система крепления маски КМ-32АГ не обладает достаточной жестко-
стью и требует специальной подгонки на лице. Время приведения ма-
ски в готовность равно примерно 20 с. Эта операция выполняется дву-
мя руками.
На самолете Ил-86 для членов экипажа используется маска
КМ-114 (см. рис. 11.2). Маска имеет встроенный миниатюрный регу-
лятор подачи кислорода. Система крепления маски на лице позволяет
надевать ее одной рукой за время не более 5 с. Маска может быть ис-
пользована с дымозащитными очками для предохранения от дыма и
вредных газов. Для исключения подсоса воздуха в маску предусмотре-
на возможность создания под маской избыточного давления 2 кПа.
Кислородные приборы. Для подачи кислорода в кислородную мас-
ку используются кислородные приборы (регуляторы) легочно-автома-
тического типа. Они дают возможность более экономно расходовать
кислород по сравнению с приборами непрерывной подачи.
В кислородных системах первой группы применяется кислородный
прибор КП-24М разработки 50-х годов. Это стационарный прибор.
Он располагается в кабине самолета рядом с членами экипажа для удоб-
ства управления рычагами переключения режимов работы прибора
(«100 % О2» и «Смесь») и краном включения аварийной подачи кисло-
рода. Прибор рассчитан на работу с давлением кислорода 3 ...0,6 МПа.
Работает прибор следующим образом. При вдохе благодаря воз-
никающему разрежению прогибается мембрана 4 (рис. 11.4) и откры-
вается клапан 2. Кислород через редуктор /, в котором понижается
его давление, поступает в сопло эжектора 11. В нем за счет большой
скорости протекания кислорода создается разрежение, в результате
123
чего подсасывается воздух из кабины. Автомат подсоса до высоты
2000 м, отсчитываемой по указателю типа УВПД, имеет малое сопро-
тивление, поэтому при глубоком вдохе вместе с кислородом в маску
подается кабинный воздух. На высотах более 2000 м вследствие расши-
рения анероида 13 и перекрытия клапанами каналов подсоса по-
ступление кабинного воздуха уменьшается. На высоте 10 000 м (по
указателю типа УВПД) клапаны автомата подсоса полностью закрыва-
ются и в маску поступает только чистый кислород.
При негерметичности маски начинает действовать регулятор малого
избыточного давления, исключающий падение парциального давления
кислорода. Вследствие утечки кислорода благодаря эжектору мембрана
16 прогнется и откроет клапан. Непрерывная подача кислорода осуще-
ствляется через запорный и обратный клапаны. Этим компенсируется
утечка кислорода из маски.
Если маска герметична, то мембрана 16 с клапаном играет роль ре-
гулятора малого избыточного давления, поддерживающего давление в
приборе и маске на 4 ... 5,5 кПа больше, чем давление в кабине. При
большой легочной вентиляции в дополнение к непрерывной подаче ра-
ботает легочный автомат, увеличивая расход кислорода.
На высотах 11 000...13 000 м (по указателю типа УВПД) анероид
7 открывает клапан и кислород из редуктора поступает в полость над
мембраной, создавая большое избыточное давление, которое регули-
руется клапаном с помощью анероида 9. С помощью рукоятки аварий-
Рис. 11.4. Принципиальная схема кислородного прибора КП-24М:
/ — редуктор; 2 — клапан; 3 — рукоятка аварийной подачи кислорода; 4, 16 — мембраны;
5, 6, 10, 17, 18 — клапаны; 7, 9, 12, 13, 15 — анероиды; 8. 14 — органы ручного управления;
11 — эжектор
124
Рис, 11.5. Принципиальная
схема кислородного прибора,
работающего с маской
КМ-114:
1 — предохранительный клапан;
2 — комбинированная кнопка «Про-
верка» — «Авария»; 3 — фильтр; 4 —
дюза; 5 — основной клапан; 6 —
переключатель «100% О2» —
«Смесь»; 7 — клавиша наддува;
8 — уплотнитель соединения с мас-
кой; 9 — клапаны; 10 — комбини-
рованная мембрана
'SSSZSSSt
SaSSSSi
Вход 7
воздуха
Ю S
Наддуб ремней,
оголовья
„ Выход
К маске
zzzzzzzj Микрофонная
связь
Питание кис-
низкого
ной подачи 3 кислорода в случае неисправности прибора можно обес-
печить непрерывную подачу кислорода в маску.
На самолете Ил-86 функции прибора КП-24М выполняет кислород-
ный прибор (рис. 11.5), входящий в состав маски КМ-114. Применение
этого прибора позволило значительно уменьшить массу кислородных
систем членов экипажа, улучшить их эксплуатационные характерис-
тики и надежность. Демонтаж и замена этих кислородных приборов
в случае их неисправности осуществляется за несколько секунд благо-
даря быстродействующим разъемам. Высокая надежность обусловлена
простотой конструкции, отсутствием в ней трущихся пар, подвержен-
ных быстрому изнашиванию.
Кислородные баллоны. Для сохранения газообразного кислорода на
борту самолетов до появления самолетов Ил-86 и Як-42 устанавливались
кислородные баллоны низкого давления (до 3 МПа), отличающиеся
значительными габаритными размерами и массой. Форма баллонов мо-
жет быть цилиндрической и сферической. Вместимость стационарных
баллонов — 30, 36 и 92 л, переносных баллонов — 1,7 и 7,8 л. В каче-
стве материала баллонов используется нержавеющая хромоникелевая
сталь.
На самолетах Ил-86 и Як-42 нашли применение кислородные бал-
лоны высокого давления, имеющие относительно небольшие массу и
габаритные размеры. Их применение повысило технико-экономические
показатели кислородных систем, улучшило условия эксплуатации и их
техническое обслуживание. На самолете Ил-86, в частности, для обес-
печения экипажа кислородом имеется один стационарный баллон с за-
пор но-редуцирующим устройством типа БКП-1-16-210. Вместимость
баллона 16 л. Давление кислорода в полностью заряженном состоянии
(при t = +20 °C) 16,5 МПа. Масса баллона около 16,5 кг. Запас кисло-
рода в стационарном баллоне обеспечивает кислородное питание трех
членов экипажа в течение времени экстренного снижения до 3000 м.
Поступление кислорода осуществляется одновременно ко всем членам
экипажа. Кислород из баллона через редуктор, понижающий давление
кислорода до 0,7 ...0,4 МПа, поступает к клапанам подачи кислорода и
в маски членов экипажа. На запорно-редуцирующем устройстве рас-
125
Рис. 11.6. Принципиальная схема кисло-
родного редуктора КР-15
положен индукционный дат-
чик давления кислорода в
баллоне, соединенный с ука-
зателем на панели «кислород»
пульта бортинженера.
Применение запор но-реду-
цирующих устройств, пони-
жающих давление на выходе
баллонов с высоким давле-
нием, позволяет устранить
трубопроводы высокого дав-
ления, что уменьшает воз-
можные утечки в местах сты-
ков трубопроводов. В запор-
ных устройствах для сброса
кислорода из баллона в слу-
чае аварийного повышения
давления в них и'спользуют-
ся предохранительные мемб-
раны. ,
Кислородные редукторы. Понижение давления кислорода в маги-
стралях от баллона до потребителя и поддержание его в заданных пре-
делах при расходе кислорода осуществляется редукторами.
На рис. 11.6 приведена принципиальная схема кислородного ре-
дуктора КР-15, используемого на самолете Ту-154. Регулирующий ор-
ган — клапан 1 связан с чувствительным элементом — мембраной 3
с помощью толкателя 5 таким образом, что направления перемещения
жесткого центра мембраны 3 и клапана 1 совпадают, а значения этих
перемещений равны. Трение в подвижной системе сведено к минимуму
для повышения чувствительности мембраны. Значение выходного дав-
ления редуктора определяется натягом пружин 2, 4 и 6. Пружина 2 от-
регулирована таким образом, что в начальном состоянии, пока кис-
лород не подведен, клапан 1 находится в открытом состоянии. При за-
полнении кислородом рабочей полости под мембраной и повышении
давления мембрана прогибается вверх, сжимая пружину 2. В момент
достижения расчетного пониженного давления на выходе редуктора
клапан 1 закроет доступ кислорода из полости А повышенного давле-
ния в полость Б пониженного давления. В случае расхода кислорода
из подмембранной полости давление в ней понизится. Мембрана 3
вновь прогнется и соединит полости А и Б. В полость Б поступит
кислород и давление опять повысится. Мембрана прогнется вверх
и клапан 1 закроется.
126
11.3. Особенности эксплуатации кислородного оборудования
При техническом обслуживании кислородного оборудования
требуется соблюдать технику безопасности при работе с взры-
воопасными газами и сосудами высокого давления. При его об-
служивании на борту самолета необходимо исключить загрязне-
ние кислородного оборудования и трубопроводов. Применяемый
инструмент должен быть хромирован. Одежда, руки, оборудова-
ние и инструменты не должны иметь следов нефтепродуктов.
Масло, смазка, горючие материалы и растворители в контакте
с кислородом взрывоопасны. Загрязнения, пыль, вода после по-
падания внутрь кислородной системы могут привести к нежела-
тельным последствиям.
Для обнаружения утечек кислородная система в целом и от-
дельные элементы проверяются на герметичность с применением
раствора нейтрального мыла. Проверка герметичности возможна
с помощью нейтральных газов. Не допускается устранение негер-
метичности при наличии давления в магистрали.
Технические характеристики регулирующих устройств и эле-
ментов кислородного оборудования проверяют в лабораторных
условиях на кислородных установках КУ-7, КУ-8 и КУ-11. Кисло-
родные баллоны заряжают медицинским кислородом при давле-
нии в них ниже нормального уровня по специальным таблицам
с учетом температуры среды. После зарядки не допускается от-
соединять зарядный шланг от штуцера без сброса давления. Бал-
лоны с остаточным давлением ниже 0,1 МПа не заправляются,
их отправляют в ремонт.
К числу проверок с помощью указанных установок относят провер-
ку: значения сопротивления системы вдоху; герметичности системы в
целом и отдельных элементов; давления кислорода на выходе редуктора;
срабатывания элементов кислородного оборудования по высотам и др.
Контрольные вопросы
1. Дайте характеристику кислородного оборудования по принципу пода-
чи кислорода в маску.
2. Перечислите элементы кислородных систем самолетов Ту-154, Ил-62 и
поясните их назначение.
3. В чем особенности элементов кислородных систем самолетов Ил-86,
Як-42?
4. Дайте характеристику основных элементов кислородных систем ЛА.
5. В чем заключаются особенности эксплуатации кислородного оборудо-
вания?
127
Глава 12
ИЗМЕРИТЕЛИ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
12.1. Общие сведения
При измерении высоты полета различают абсолютную, относитель-
ную и истинную высоты. Абсолютная высота Н отсчитывается от уров-
ня моря; относительная высота //отн— от некоторого выбраного
уровня, например от места взлета или посадки; истинная высота
#ист — от места, над которым находится самолет в данный момент
времени.
Абсолютная высота используется при испытаниях самолетов; от-
носительная высота учитывается при взлете и посадке, а также при
выдерживании заданного эшелона по высоте; истинную высоту необхо-
димо знать практически на всех этапах полета. В режиме стабилиза-
ции высоты полета самолета необходимо иметь информацию об отклоне-
нии ЛА от заданной высоты полета. Измерение высоты возможно баро-
метрическим, радиотехническим, акустическим, оптическим, инерци-
альным и ионизационным методами.
Барометрический метод основан на зависимости абсолютного дав-
ления в атмосфере от высоты.
Радиотехнический метод предусматривает измерение времени про-
хождения радиосигналом расстояния от самолета до земной поверхно-
сти и обратно.Для малых высот (до 600 ... 700 м) применяется частот-
но-модулированНый радиосигнал, для больших высот —импульсы ра-
диолуча.
Акустический и оптический методы подобны радиотехническому.
В акустическом методе используются звуковые колебания, а в оптиче-
ском — световой луч. Радиотехнический, акустический и оптический
методы позволяют измерять истинную высоту полета. Инерциальный
метод использует двойное интегрирование вертикального ускорения
самолета. Ионизационный метод основан на использовании зависимо-
сти ионосферной ионизации атмосферы от высоты.
При определении высоты различают геометрическую и геопотенци-
альную высоты. В обоих случаях за начало отсчета принимается уро-
вень моря с параметрами стандартной атмосферы.
Под геометрической высотой Нг предполагают истинную высоту
измеряемой точки над средним уровнем моря, под геопотенциальной
высотой — отношение геопотенциала измеряемой точки к ускорению
g0. Под геопотенциалом понимают потенциальную энергию частиц атмо-
128
сферы, отнесенную к единице массы, относительно уровня отсчета. Ге-
опотенциальная высота
* о
где g — ускорение свободного падения, зависящее от Нг; dHr — приращение
геометрической высоты.
Величину dffr можно записать как
dHr = —d/f. (12.2)
g
Если выразить g через Нг на основе закона тяготения, то
^3уНг
где R3y — условный радиус Земли (6 356 766 м), при котором g = g0.
На небольших высотах полета различие Н и Нт незначительно. Так,
для Нг = 10 000 м Н = 9984 м.
Наибольшее распространение в гражданской авиации получили
барометрический и радиотехнический методы измерения высоты по-
лета. Барометрические высотомеры измеряют геопотенциальную
высоту, если началом отсчета служит средний уровень моря, и отно-
сительную высоту над уровнем с известным барометрическим давлени-
ем. Радиовысотомеры измеряют истинную высоту полета.
12.2. Теория барометрических измерителей высоты
Действие барометрических высотомеров основано на том, что абсо-
лютное давление воздуха с возрастанием высоты уменьшается вследст-
вие сокращения высоты столба воздуха.
При выводе формул, выражающих зависимость абсолютного давле-
ния р от высоты Н, учитывается изменение плотности и температуры с
высотой.
Среднее изменение температуры с подъемом на высоту до 11 000 м
по стандартной атмосфере учитывается с помощью температурного гра-
диента высоты тв ~ 0,0065 К/м. Эта зависимость температуры от вы-
соты имеет вид
Т = Т0-твЯ. (12.3)
На высотах 11 000 ... 20 000 м температура Т не меняется и равна
216,65 К, а на больших высотах она меняется по особому закону.
Для нахождения зависимости высоты от параметров атмосферы
можно рассмотреть на высоте Н равновесие столбика воздуха в виде
элементарного круглого цилиндра с площадью основания S и образу-
ющей dHr, направленной по вертикали. Разность dp давлений, дейст-
5 Зак. 1543 1 29
вующих на столбик сверху и снизу, уравновешивает массу воздуха с
плотностью р, содержащегося в этом столбике:
dpS-[-pgSd Яг = 0. (12.4)
Отсюда
d р
-TZ- = -pg- (12.5)
ц П р
Согласно уравнению состояния газа
где R—молярная (универсальная) газовая постоянная; = рм/р — моляр-
ный объем; р,м — масса одного моля.
Последнее уравнение можно переписать как
где — удельная
Дж/(кг • К)].
= Р
КудТ
газовая постоянная [для воздуха /?уд = 287,05287
(12.7)
С учетом последнего выражения равенство (12.5) примет вид
М d р ар
<|26>
Подставив выражение (12.2) в уравнение (12.6), получим
Р ^?уд^
С учетом зависимости (12.3), интегрируя левую часть уравнения в
пределах от р0 до р, а правую — в пределах от 0 до Н, можно полу-
чить стандартную барометрическую формулу для диапазона высот до
11 000 м:
go
тв^уд
1 ТВ
Р = Ро 1 ——
1 о
Для больших высот (до 20 000 м) в уравнение (12.6) необходимо вме-
сто температуры Т подставить температуру Тп на высоте 11 000 м. Пос-
ле интегрирования
(12.8)
_ goW—
Р = Рп< Л’»/г" . (12.9)
где рп = 22 632 Па — давление на высоте Нг1 — 11 000 м; Тп = 216,65 К.
Решив формулы (12.8), (12.9) относительно высоты Н, найдем стан-
дартные гипсометрические формулы:
ТБ^УД "
/ Р \ «о
\ Ро I
In для 11 000 м < Н < 20 000 м.
Р
1-
хв L
и и I ^удТД
п —пи 4-------
go
для Н <41 000 м:
(12.10)
(12.11)
Н =
130
Эти формулы показывают, что при известных р0, То или pu, Tlt
можно измерить высоту в функции от давления р. Обычно давление на
высоте Н полета измеряют манометром абсолютного давления, шкала
которого отградуирована в единицах высоты. Такой манометр пока-
зывает высоту относительно среднего уровня моря.
В некоторых случаях используются приближенные гипсометриче-
ские формулы Лапласа, в которых температура Т на высоте полета за;
меняется средней температурой столба воздуха высотой Н согласно
выражениям:
та+т
ТСр = —у— Для Н < 11 000 м; (12.12)
^ср = Л1+ (Г°уп) -у- для #> 11000 м. (12.13)
С учетом формул (12.6), (12.12), (12.13) после интегрирования мож-
но получить барометрические формулы Лапласа:
goH
р==Ро/лУД7'ср для ж 11 000 м; (12.14)
________2H*g0________
P = P(sl луд1(Го-г»)Я» + 27'»я1 для Ц ооо м<я< 20000 м. (12.15)
В этом случае гипсометрические формулы имеют вид:
# = —^-Тср In — для # < И 000 м; (12.16)
go Р
h=Rvl(Tu+ (Г°-~--Л0- In для 11000 м<
go \ 2 И ] р .
<#<20000 м. (12.17)
12.3. Барометрические высотомеры механического типа
Основными элементами барометрических высотомеров механичес-
кого типа являются УЧЭ в виде анероидных коробок и ПММ. Герме-
тичный корпус высотомера соединяется с приемником статического
давления. При изменении статического давления перемещение под-
вижного жесткого центра УЧЭ передается через ПММ стрелке прибора.
Для получения линейной зависимости угла поворота стрелки в функ-
ции от высоты применяют анероидные коробки с логарифмическими
характеристиками по давлению, что достигается соответствующей
профилировкой гофр мембран.
В схеме двухстрелочного высотомера ВД (рис. 12.1, а) переме-
щение жесткого центра 15 блока анероидных коробок 14 через биметал-
лический термокомпенсатор первого рода 13, тягу 10 и вилку 7, би-
металлический термокомпенсатор второго рода 6 передается на ось 8 с
5* 131
сектором 4. Поворот сектора 4 через зубчатые колеса 17, 16, 5 передает-
ся многооборотной стрелке 23, показывающей высоту на шкале 24 в
метрах. Стрелка 22 индицирует высоту на внутренней шкале в кило-
метрах. Она укреплена на полой оси зубчатого колеса 2, связанного с
трибкой 5 через понижающий зубчатый перебор, состоящий из зубча-
тых колес 2, 19, 18, 3.
В зависимости от диапазона измеряемых высот передаточное отно-
шение зубчатого перебора может быть разным. Так, для диапазона вы-
сот до 10 000 м (высотомер двухстрелочный ВД-10) передаточное отно-
шение равно 1:10, а для высот до 20 000 м — 1: 20 (высотомер ВД-20).
Подвижной балансир 11с тягой 12 и противовес на секторе 4 предназ-
начены для балансировки подвижных частей при появлении уско-
рений в полете. Люфты в зубчатых передачах выбираются с помощью
волосков-пружинок (на рисунке не показаны). Упорный винт 9 необ-
ходим для регулировки эффективной длины термокомпенсатора 6.
Для возвращения стрелок прибора в нулевое положение при
изменении атмосферного давления механизм высотомера выполнен по-
воротным. Механизм поворачивается кремальерой 20. При этом пово-
рачиваются шкала 21 барометрического давления и индексы 1 и 25,
указывающие высоту относительно уровня с давлением 101 кПа. Ин-
декс 1 указывает высоту в метрах, индекс 25 — в километрах.
Перед взлетом кремальерой 20 устанавливают стрелки высотомера
в нулевое положение. При этом на барометрической шкале 21 указы-
вается давление на аэродроме в данный момент времени. При измерении
высоты относительно места посадки кремальерой 20 устанавливают ба-
рометрическое давление места посадки по шкале 21.
Рис. 12.1. Кинематическая схема (а) и внешний вид (б) двухстрелочного
высотомера типа ВД
132
19
18
a)
22
21
20
ff)
20
Рис. H2.2. Кинематическая схема вы-
сотомера типа ВМ (а) и его внеш-
ний вид (б)
В отличие от схемы высотомера типа ВД в схеме механического
высотомера типа ВМ (рис. 12.2) применяется встречное соединение
двух одинаковых анероидных коробок 10 через двойную кривошипно-
шатунную передачу 9. При этом вредные моменты инерционных сил
взаимно уравновешиваются, а полезные моменты сил давления сум-
мируются. Каждая анероидная коробка через пластинчатую пружи-
ну 11 крепится на биметаллических стрежнях 8, служащих термоком-
пенсаторами первого рода. Термокомпенсаторами второго рода явля-
ются биметаллические пластины 7. Деформация анероидных коробок
через двойную кривошипно-шатунную передачу и секторы 6 переда-
ется трибке 5. Между трибкой 5 и стрелками 20, 21, 22 расположен
поворотный мультипликатор 2, предназначенный для передачи враще-
ния трибки 5 на стрелки. Стрелка 20 показывает высоту в метрах,
стрелка 21—в километрах, стрелка 22—в десятках километров. Муль-
типликатором является зубчатая планетарная передача. Для устране-
ния люфтов предназначен волосок 4. Основание 3 мультипликатора
может поворачиваться при вращении кремальеры 17 через редуктор 12.
Это используется при введении поправки на барометрическое давление
133
местности и юстировке высотомера. При неподвижном основании 3
мультипликатора его передаточное отношение обеспечивает макси-
мальный поворот стрелки 20 при максимальном повороте секторов 6.
На вторую стрелку 21 вращение передается через понижающий зубча-
тый перебор 13. Третья стрелка 22, выполненная в форме индекса,
вращается благодаря понижающему зубчатому перебору 1. При пово-
роте кремальеры 17 через зубчатую передачу 14 поворачивается также
барометрическая шкала 18, наблюдаемая в окошко на шкале 19. По-
воротом ручки 16, находящейся на одной оси с кремальерой, через зуб-
чатое колесо 15 в необходимое положение устанавливается индекс за-
данной высоты.
Приведенные расчетные формулы (12.10) и (12.11) основаны на том,
что между высотой и параметрами атмосферы существуют свойствен-
ные стандартной атмосфере зависимости, на основе которых градуиру-
ются высотомеры. Поскольку параметры атмосферы (давление, тем-
пература) нередко отличаются от данных стандартной атмосферы, воз-
никают методические погрешности. Они делятся на погрешности из-
за отклонения параметров атмосферы от нормальных и погрешности
вследствие изменения рельефа местности (из-за различия высоты про-
летаемого места над уровнем моря и высоты над уровнем моря места,
относительно которого прибор дает показания). Погрешности из-за
отклонения параметров атмосферы от нормальных подразделяют на по-
грешности, обусловленные изменением давления у Земли, и на погреш-
ности из-за изменения закона распределения температуры Т воздуха
по высотам.
Для компенсации методических погрешностей из-за изменения рель-
ефа местности при измерении истинной высоты могут использоваться
специальные географические карты, с помощью которых вводятся по-
правки в показания высотомера, или сведения, передаваемые по ра-
дио.
Оценить погрешности, связанные с изменением давления у Земли
р0 на величину Ар, можно, использовав упрощенную формулу (12.16).
Пусть ТСр соответствует расчетному значению и не меняется. В
этом случае поправка к показаниям высотомера
АНр = Н-Нпр = In (12.18)
, go X Po )
где H и Hnp — фактическая высота и высота, показываемая прибором.
Из формулы (12.18) видно, что поправка А/7Р не зависит от давления
р на высоте полета и одинакова для всего диапазона высот. Она вно-
сится в показания прибора поворотом стрелок относительно шкалы с
помощью кремальеры.
Методическую температурную погрешность Д//т при изменении за-
кона распределения температуры Т воздуха по высотам можно оце-
нить также с помощью упрощенной формулы (12.16). При этом предпо-
лагается, что po = const, а температура меняется от расчетного значе-
ния Тер до фактического ТсРф.
134
р р
Прибор показывает высоту Нпр = Тср In .
Фактическая высота Япп = TCp* In —.
р go Po
Погрешность А//т = //пр — // = ^5 In (Тср — ТСрф).
бО ко
Поделив //Пр и Н, получим
Н = . (12.19)
J ср
Таким образом, для определения высоты Н необходимо показание
прибора //Пр умножить на отношение Тср$/Тср. При этом температуру
на высоте Н можно измерить в полете, а данные о температуре у Земли
получить по радио.
Инструментальные погрешности барометрических высотомеров име-
ют то же происхождение и компенсируются так же, как у механиче-
ских манометров. Наибольшее влияние имеют температурные погреш-
ности. Они возникают из-за того, что возможный температурный диапа-
зон работы высотомеров — 60... + 60 °C, тогда как градуируются они
при нормальной температуре. Максимальное влияние на показания
прибора оказывает изменение модуля упругости материала анероидной
коробки. При изменении температуры на АТ погрешность
Дрт= — р£рДГ, (12.20)
где — температурный коэффициент модуля упругости.
Если выразить погрешность Арт через температурную погрешность
А//р в единицах высоты, можно получить:
Дрт = ДЯ₽Сн, (12.21)
где £н — dp/АН — барометрический градиент.
Для высот 0 < Н < 11 000 м
&О ,
Решив уравнения (12.8), (12.20) ... (12.22) совместно, получим
Д = Л Д Г —ВЯДГ, (12.23)
л а . о р ^удтв
где Л = р,,-------; о = Рр--------- .
go go
Выражение (12.23) показывает, что инструментальная температур-
ная погрешность состоит из двух слагаемых, одно из которых не зави-
сит от высоты (одинаково по всей шкале), второе — пропорционально
высоте и противоположно по знаку первому слагаемому. Инструмен-
тальная температурная погрешность компенсируется термокомпенса-
торами первого и второго рода. Термокомпенсатор первого рода компен-
135
сирует первое слагаемое погрешности А\Т, а термокомпенсатор вто-
рого рода — второе слагаемое ВН&Т.
К инструментальным погрешностям барометрических высотоме-
ров относят также погрешности неточного восприятия статического дав-
ления приемником вследствие искажения статического давления перед
приемником (из-за влияния аэродинамики самолета, скорости и вы-
соты полета, а также аэродинамических качеств приемника и места его
расположения). Эти погрешности находят экспериментально при испы-
таниях самолетов и учитывают при определении суммарных поправок
высотомера.
12.4. Электромеханические высотомеры
Получение электрического сигнала, пропорционального высоте,
возможно, если в барометрическом высотомере на выходной оси ПММ
вместо стрелки установить подвижной элемент электрического преоб-
разователя. Электромеханические высотомеры могут иметь визуаль-
ный (измеритель) и электрический (преобразователь) выходы.
Электромеханические преобразователи высоты. Простейшим пред-
ставителем преобразователей является потенциометрический преобра-
зователь типа ДВбП (рис. 12.3, а), выходным сигналом которого
служит относительное сопротивление.
Под относительным сопротивлением понимают отношение сопротив-
ления между выходными клеммами потенциометра к его полному
сопротивлению.
В качестве УЧЭ используются встречно действующие анероидные
коробки 1, расположенные внутри герметичного корпуса 5. Встреч-
ное соединение анероидных коробок позволяет компенсировать влия-
Рис. 12.3. Примеры принципиальных электрических схем преобразователей вы-
соты
136
ние на преобразователь линейных и вибрационных перегрузок при
одновременном увеличении вращающего момента. При измене-
нии высоты перемещение жестких центров анероидных коробок 1
через кривошипно-шатунную передачу 2 преобразуется в угловое пере-
мещение щетки 3 по потенциометру 4. Схема прибора не имеет задатчи-
ка барометрического давления Земли.
На рис 12.3, б представлена принципиальная электрическая схема
преобразователя высоты типа ДВ с задатчиком барометрического дав-
ления. Давление р воспринимается анероидом 6 и передается через
ПММ7 на щетку потенциометра 8. Значение барометрического давле-
ния Земли вводится дистанционно от задатчика давления поворотом
рукоятки в центре шкалы или непосредственно поворотом крема-
льеры.
Сопротивления 3, 5 на реостатах обеспечивают сдвиг потенциа-
лов точек Л и Б на равную величину без изменения падения напряже-
ния Uo на сопротивлении шунта 4. Этим достигается ввод поправки в
измеряемое значение высоты полета в соответствии с изменением дав-
ления р0 у Земли. Выходной сигнал датчика, пропорциональный вы-
соте полета, снимается с клемм а, с. Сопротивления 1,2 на реостатах
служат для регулировочных целей.
Разновидностью преобразователей высоты являются сигнализато-
ры высоты, выдающие электрический сигнал при достижении задан-
ной высоты полета (например, путем замыкания контактов).
Электромеханические измерители высоты. Примером таких изме-
рителей является указатель высоты с индуктивным датчиком УВИД,
имеющий визуальный и электрический выходы. Для компенсации
аэродинамических погрешностей в комплект высотомера может вхо-
дить вычислитель аэродинамических поправок (ВАП).
Аэродинамические погрешности ДрА зависят от угла атаки самоле-
та, скорости V воздушного потока и давления р воздуха на высоте по-
лета. В первом приближении можно считать, что между этими погреш-
ностями и параметрами V и р существует функциональная зависи-
мость. Вычислитель В АП воспринимает динамическое рдин = Рп —
— р и р давления и решает (рис. 12.4, а) зависимость в виде ДрА =
А (р) Л> (Рдин)- Вид функций f1(p) и /2 (рдин) определяется для
каждого самолета экспериментально. Формируются функции
(рис. 12.4, б) анероидными (УЧЭ1), манометрическими (УЧЭ2) короб-
ками и профилированными потенциометрами В1 и В2. Перемножение
функций А (р) и /2 (рдин) обеспечивается схемой соединения потенцио-
метров. Выход вычислителя осуществляется с помощью трансформато-
ра Т (см. рис. 12.4, а). Вычислитель компенсирует ошибки приемника
при скорости полета М <Z 1. В случае превышения числа М вычисли-
тель отключается (см. рис. 12.4, б) с помощью М-реле, обозначенного
на схеме как М-р.
Значение давления у Земли вводится в функциональное уст-
ройство Кр0 вручную кремальерой на лицевой части указателя и конт-
137
ролируется по счетчику СчРо, связанному с кремальерой через редук-
тор р2.
При изменении высоты статическое давление р воспринимается
блоком анероидных коробок УЧЭЗ, перемещение со3 жесткого центра
которого передается на подвижной якорь индукционного преобразова-
теля (ИП). Сигнал U3 с выхода ИП суммируется с выходным сигналом
А^/вап вычислителя и подается через усилитель У на управляющие
обмотки двигателя М. Двигатель через редуктор Р1 и функциональ-
ное устройство К» перемещает сердечник ИП до равновесного положе-
ния, когда U3 = 0. Одновременно двигатель М через редуктор pl при-
водит в движение стрелку Ст указателя, счетчик Счн и щетку выход-
ного потенциометра В.
В указателе УВИД (рис. 12.5) роль УЧЭ3 по схеме, приведенной
на рис. 12.4, б, выполняет блок БА анероидных коробок. Перемеще-
ние жесткого центра БА через скобу БМ и тяги Т1 и Т2 передается
якорю Я индукционного преобразователя ИП, выходное напряжение
которого через усилитель У (см. рис. 12.4, б) подается на управляющие
обмотки двигателя М. Двигатель через редуктор, червячную пару Ч,
ЧК (см. рис. 12.5) и кулачок Кн поворачивает качалку К вместе с сер-
дечником С до равновесного положения ИП. Ось вращения 02 якоря
Я и сердечник С укреплены на качалке К, имеющей возможность по-
ворачиваться вокруг оси 03. Контакт качалки К с кулачком Кн,
жестко соединенным с червячным колесом ЧК, обеспечивается пружи-
Рис. 12.4. Схема вычислителя аэродинамических поправок (а) и его примене-
ния в высотомере типа УВИД (б)
138
ной ПрЗ. Углы поворота стрелки Ст, счетчика Сча и щетки потенцио-
метра В пропорциональны измеряемой высоте. Роль функционального
устройства /<Ро выполняет кулачок, который поступательно перемеща-
ется вдоль оси А — А, воздействует через рычаг р и толкатель Тк на
червяк Ч, сообщая ему поступательное движение. В результате колесо
ЧК с кулачком /<н повернут сердечник С на угол, пропорциональный
вводимому значению ,р0. При этом стрелка Ст, счетчик Сча и щетка
потенциометра В также повернутся. Ось роф используется в качестве
регулировочного элемента канала ввода давления р0. Ось Е — £ ог-
раничивает ввод значения р0. Направляющая Нп препятствует пово-
роту гайки СГ вокруг оси А — А.
Температурные погрешности УЧЭ компенсируются скобой БМ,
представляющей собой биметаллический термокомпенсатор первого и
второго родов. Термокомпенсация первого рода при изменении темпера-
туры осуществляется за счет перемещения точки крепления скобы БМ с
тягой Т1 вдоль оси X ~ X при деформации скобы. При изменении вы-
соты жесткий центр УЧЭ, перемещаясь по оси X—X, повернет скобу
БМ вокруг точки Oi крепления скобы к жесткому центру благодаря
планке Пл. Последняя одним концом жестко крепится к скобе БМ,
а другим концом прижимается пружиной Пр5 к регулировочным вин-
там В2 ... В4. В результате изменится смещение от температурного про-
139
гиба точки крепления тяги Т1 со скобой БМ вдоль оси X — Хи осу-
ществится температурная компенсация второго рода.
Погрешности электромеханических высотомеров складываются из
погрешностей механических высотомеров и погрешностей, вносимых
электрическими элементами. Происхождение и методы компенсации
погрешностей те же, что и у электромеханических манометров.
При эксплуатации электромеханических высотомеров с потенцио-
метрическими преобразователями важно следить за исправностью их
элементов. Так, обрыв провода в электрической цепи или плохой кон-
такт в штепсельном разъеме, отказ электродвигателя в следящей сис-
теме, загрязнение обмоток потенциометров приводят к неработоспо-
собности высотомера. При нарушении механической связи УЧЭ с яко-
рем индукционного преобразователя стрелка высотомера типа УВИД
может зашкаливать, а при загрязнении редуктора и затирании в осях
стрелка будет двигаться'скачкообразно. Если стрелка провернется на
своей оси, то ее показания не будут соответствовать показаниям счет-
чика.
При рассогласовании показаний счетчика давления р(} с атмосфер-
ным давлением в условиях лаборатории рекомендуется проводить юс-
тировку в соответствии с инструкцией по эксплуатации. Данные про-
верки после юстировки заносят в паспорт и учитывают в дальнейших
полетах.
12.5. Корректоры высоты
В целях обеспечения безопасности полетов каждому самолету ус-
танавливается определенный эшелон заданной высоты, отсчитывае-
мый относительно уровня с = 101 325 Па. Эшелоны высот двух ле-
тящих навстречу самолетов выбираются с учетом регламентирован-
ной минимальной ширины зоны безопасности, погрешностей высото-
Рис. 12.6. Схема использования кор-
ректора КВ-11 в автопилоте
АП-28-11
меров обоих самолетов, удвоенной
аэродинамической погрешности
восприятия статического давления,
удвоенной погрешности стабилиза-
ции заданной высоты.
Получение сигнала, пропорцио-
нального отклонению самолета от
заданной высоты, возможно с по-
мощью корректоров высоты
(рис. 12.6). В сервопривод руля
высоты СПРВ вместе с сигналами
U& и пропорциональными
отклонению угла тангажа и угло-
вой скорости (oz относительно по-
перечной оси самолета, от коррек-
140
пилот
Рис. 12.7. Функциональная схема корректора высоты типа КВ
тора высоты подается сигнал £/дн, пропорциональный отклонению от
заданной высоты. Суммарное отклонение 6рв руля высоты определяет-
ся в этом режиме сигналами U$, U&h.
Применяемые в настоящее время корректоры высоты делят на кор-
ректоры высоты типа КВ и корректоры-задатчики высоты типа КЗВ.
Корректор высоты типа КВ. Функциональная схема корректора
представлена на рис. 12.7. При изменении высоты перемещение жест-
ких центров УЧЭ (анероидных коробок) через ПММ (система тяг с
зубчатой парой) передается в виде угла поворота на подвижную вто-
ричную обмотку индукционного преобразователя. Первичная обмотка
индукционного преобразователя с помощью двигателя и редукторов
/ и // поворачивается относительно вторичной обмотки. При откло-
нении самолета от заданной высоты на величину А// сигнал At/, про-
порциональный этому отклонению, с фазой, соответствующей знаку
отклонения, поступает на вход усилителя. С выхода усилителя сигнал
t/уПр поступает на управляющие обмотки электродвигателя, который
через два редуктора поворачивает на угол <р2 первичную обмотку ин-
дукционного преобразователя до отработки угла рассогласования (до
равенства срх — ср2).
В работе корректора типа КВ различают режимы согласования и
коррекции. В режиме согласования электромагнитная муфта отключе-
на, центрирующие пружины удерживают щетку потенциометра на
средней нулевой точке, и поэтому выходной сигнал корректора отсут-
ствует. Включением муфты в режиме коррекции обеспечивается переда-
ча угла поворота ср4 выходной оси редуктора / щетке потенциометра,
выходной сигнал £/вых которого пропорционален по величине и фазе
отклонению высоты от заданного значения. При выключении муфты
пружины возвращают щетку потенциометра в среднее (нулевое) по-
ложение.
В электрической схеме корректора высоты (рис. 12.8) полупровод-
никовый усилитель следящей системы двух каскадный с трансформатор-
ной связью между каскадами. Первый каскад на базе транзистора VI
141
является каскадом усиления напряжения. Второй каскад собран по
двухтактной схеме на транзисторах V2, V3 и является каскадом усиле-
ния мощности. Нагрузкой его служат управляющие обмотки электро-
двигателя М (ДИД-0,5). Выходной сигнал корректора высоты снима-
ется с потенциометра ПКВ. Контакт НК сигнализатора готовности раз-
мыкается при смещении щетки потенциометра ПКВ от среднего (ну-
левого) положения. На схеме показаны цепи подключения индукцион-
ного преобразователя ИП и электромагнитной муфты ЭМ, а также
штепсельный разъем ШР, с помощью которого осуществляется съем
выходных сигналов.
Конструктивно корректор высоты типа КВ состоит из четырех уз-
лов: полупроводникового усилителя на плате, электродвигателя с ре-
дуктором, электромагнитной муфты с потенциометром и чувствитель-
ного элемента с индукционным преобразователем. Все узлы крепятся
на одном основании и закрываются кожухом.
Корректор-задатчик высоты типа КЗВ. Он предназначен для выда-
чи сигналов в виде напряжений постоянного и переменного тока час-
тотой 400 Гц, пропорциональных отклонению &Н самолета от задан-
ИП
___________ШР__________
Цель
входной сигнал усилителя
Питание усилителя х2.18
тг\ Питание индукционного
датчика ЗыВЧОРГц__________
г Питание индукционного
датчика ДИД-0,536В 600Гц
Управляющая обмотка ДИД-0,5
Общая точка обмоток ДИД-0,5
Управляющая обмотка ДИД~0Д
Ш9 Питание ДИД-0,5366 600 Гц
Контакт среднего
положения (6Н~0)
Путание ПНК
выходной сигнул кор ректора (РН)
Питание ЛИК
15 выходной сигнал корректора (АН)
20 +27В Питана-
13 -27В ЭМ |
Рис. 12.8. Принципиальная электрическая схема корректора высоты типа КВ
142
=27 В -36В 400 Гц
-17В
43
сПММ
^,Вкл. корр."
KZ
Программное
устройство
Вы. прогр.
Р
Рис. 12.9. Функциональная схема корректора-задатчика высоты типа КЗВ
ной высоты полета (в режимах коррекции и работы от программного
устройства) и относительного сопротивления, пропорционального аб-
солютной высоте полета (в режиме обнуления).
Корректор типа КЗВ работает в комплекте с блоком сигнала готов-
ности БСГ, предназначенным для выдачи сигнала готовности к вклю-
чению в режиме обнуления и выдачи сигналов исправности или отказа
в режимах коррекции и программного управления. В блок БСГ вво-
дятся: выходное напряжение переменного тока частотой 400 Гц с кор-
ректора, управляющие сигналы + 27 В при включении в режимы кор-
рекции и работы с программным устройством.
На функциональной схеме корректора типа КЗВ (рис. 12.9) пока-
заны: чувствительный элемент ЧЭ с ПММ; индукционный преобразо-
ватель ИП; трансформатор Т; фазочувствительный усилитель ФЧУ;
полупроводниковый усилитель У; двигатель М; генератор скорост-
ной обратной связи Г; редуктор Р'; узел потенциометров В; блок БСГ;
реле К1 и К2, включающие режим коррекции; реле КЗ и К4, вклю-
чающие режим «Программа».
В каналах взаимосвязей обозначены: угол поворота а выходной
оси ПММ; напряжения и переменного и U постоянного тока, про-
порциональные изменению высоты Н; усиленное напряжение рассог-
ласования At/'; угол у' поворота редуктора; угол 0' поворота вала дви-
гателя; выходное сопротивление /?н потенциометра В; команда в ви-
де напряжения постоянного тока t/nporp с программного устройства.
143
Режим обнуления является подготовительным для включения кор-
ректора в режим коррекции. Входное давление р воспринимается ЧЭ.
Элемент ИП преобразует перемещение жесткого центра ЧЭ в напря-
жение Д(/, которое после усилителя У поступает на управляющую об-
мотку двигателя М. Двигатель через редуктор Р' поворачивает щетки
узла потенциометров В. Выходное сопротивление /?н будет пропорцио-
нально высоте И. Одновременно двигатель через редуктор Р' повора-
чивает сердечник ИП, пока напряжение Д(7 не станет равным нулю.
Двигатель М остановится.
В режим коррекции корректор КЗВ включается оператором или
программным устройством после того, как достигнута высота стабили-
зации. В этом режиме питание элементов У и М отключается с помо-
щью реле К1 и К2. Сигнал рассогласования &U не обнуляется и суще-
ствует, пока не будет достигнуто стабилизируемое значение высоты.
Этот сигнал подается на-усилитель ФЧУ, который выдает потребите-
лям сигналы в виде напряжений U, и.
В режиме работы от программного устройства корректор КЗВ
позволяет доводить высоту полета до высоты, заданной специальной
программой. Это достигается отработкой положения сердечника ИП
механизмом корректора в соответствии с программой. Реле КЗ и К4
отключают элемент ИП от усилителя У и подключают программное
устройство. Потенциометр программного устройства (на схеме не пока-
зан) совместно с потенциометром В образуют мостовую схему, выход-
ной сигнал с которой поступает на усилитель У,
Чувствительным элементом корректора типа КЗВ (рис. 12.10) яв-
ляется анероидная коробка с линейной зависимостью деформации от
высоты. Подвижной жесткий центр 0х коробки через термокомпенса-
тор БМ и тяги Т1 и Т2 взаимодействует с якорем Я индукционного
преобразователя ИП. Сердечник преобразователя представляет собой
Ш-образный магнитопровод. Обмотка возбуждения ОВ размещена на
среднем стержне сердечника, встречно включенные вторичные обмот-
ки ВО — на крайних стержнях. Ось 02 якоря и сердечник С преобра-
зователя ИП неподвижно укреплены на основании К, к которому
жестко крепится червячная шестерня ЧШ с центром вращения О3.
Биметаллическая скоба БМ осуществляет термокомпенсацию первого
и второго родов по тому же принципу, что и в схеме на рис. 12.5.
Двигатель М служит для отработки преобразователя ИП в согла-
сованное положение, когда зазоры и 62 между якорем Я и сердеч-
ником С будут равны. Усилитель У низкой частоты трехкаскадный с
трансформаторной связью между каскадами. Первый каскад выполнен
по схеме эмиттерного повторителя. Второй и третий каскады выполня-
ются по двухтактной схеме.
Усилитель ФЧУ в режиме выдачи сигнала переменного тока двух-
тактный двухкаскадный с трансформаторным выходом. В режиме вы-
дачи сигнала постоянного тока он представляет собой сочетание двух-
тактного двухкаскадного усилителя с полупроводниковым фазочувст-
вительным выпрямителем, снабженным RC-фильтром.
144
Рис. 12.10. Кинематическая схема корректора-задатчика высоты типа КЗВ
В блоке БСГ сигнал переменного тока частотой 400 Гц с выхода кор-
ректора поступает в усилитель-реле, где усиливается по двухтактной
схеме усиления, выпрямляется, сглаживается емкостным фильтром и в
отрицательной полярности поступает на несимметричный триггер с од-
ним устойчивым состоянием, нагруженный на обмотку реле. Когда
напряжение достаточно (при неисправности корректора) для опрокиды-
вания триггера, последний перейдет из устойчивого состояния, при ко-
тором обмотка реле находилась под током, в неустойчивое. Обмотка ре-
ле обесточится и выдаст своей контактной группой сигнал «Отказ».
Конструктивно корректор КЗВ выполнен в виде механизма отра-
ботки, закрытого кожухом. В него входит ряд узлов, собранных на
платах (ЧЭ с ПММ, ИП, усилитель, червячная пара, трансформатор,
потенциометр и т. п.). Блок БСГ с усилителем-реле выполнен в виде от-
дельного блока.
Погрешности корректоров высоты. Они аналогичны погрешностям
электромеханических высотомеров. При выходе из строя отдельных
элементов корректора высоты или обрыве в проводах возникают не-
исправности. Так, обрыв проводов в индукционном преобразователе
ИП или в жгуте, подводящем питание, приводит к отсутствию выход-
ных напряжений корректора. При неисправности реле К1 и К2 (см.
рис. 12.9) подача напряжения +27 В не приводит к включению ре-
жима коррекции, а при неисправности реле КЗ и К4 — режима «Про-
145
грамма». Выход из строя усилителя У или двигателя М приводит к
неисправности системы отработки корректора. Отказ усилителя-реле
в блоке БСГ приводит к тому, что в режимах «Коррекция» и «Програм-
ма» отсутствует сигнал готовности. Загрязнение штуцера, редуктора
или затирание в осях подвижной системы может явиться причиной
медленной отработки корректора высоты. При выходе из строя элемен-
ты заменяют на исправные.
12.6. Особенности технического обслуживания
измерителей высоты
Измерители высоты с визуальным и электрическим выходами перед
монтажом проверяют внешним осмотром на отсутствие поверхностных
повреждений. Штуцер высотомера посредством дюритового шланга
соединяют со статической магистралью самолета и на шланг надевают
хомут. После монтажа места соединения штуцера с трубопроводом
проверяют на герметичность. Измерители подключают к источникам
электропитания — 115В, 400 Гц и =27 В проводами сечением 0,5 ...
...1 мм2. Жгуты, идущие от высотомера, выполняются экранирован-
ными .
В высотомерах типа УВИД электропитание включают не менее чем
за 5 мин до вылета. После запроса метеостанции с помощью ручки вво-
да устанавливают на счетчике-сигнализаторе давления р0 давление
дня. При наборе высоты для выхода на заданный эшелон полета, а
также при полете на заданной высоте устанавливается давление
101 325 Па. Посадка осуществляется при давлении на счетчике р0,
соответствующем давлению на аэродроме посадки.
В ходе эксплуатации корректора высоты типа КЗВ с блоком БСГ
подключать напряжения —36 В, 400 Гц и =27 В следует одновремен-
но. Менять полярность постоянного напряжения 27 В строго запреща-
ется. Нельзя подавать давления, превышающие рабочий диапазон
корректора.
При подготовке измерителей высоты к полетам предусматривает-
ся проведение внешнего осмотра и проверок в зависимости от типа са-
молета. Работоспособность высотомера проверяется подключением его
к источнику разрежения и измерителю ИВД. При этом определяется
погрешность показаний как разность между показанием измерителя
и заданным значением высоты. Высотомер работоспособен, если по-
грешности его показаний не превышают допустимых значений. При
внешнем осмотре проверяют: целость стекла указателя; отсутствие по-
вреждений на блоках комплекта высотомера и окислов на проводни-
ках металлизации; надежность подсоединения дюритового шланга.
Перед установкой на самолет, а также при проведении регламент-
ных работ измерители высоты с визуальным и электрическим выхода-
ми проверяют в лабораторных условиях. После внешнего осмотра про-
веряют: герметичность статической системы; вариации и погрешности
146
показаний; вариации и погрешности выдаваемого относительного со-
противления (для преобразователей); рассогласование показаний
счетчика давления р0 с атмосферным давлением при показании нуля
высоты; сопротивление изоляции; разность между значениями высоты,
выдаваемой для визуального наблюдения и в виде относительного со-
противления выходного потенциометра; выдачу сигнала+27 В при
включении питания ~115 В, 400 Гц; погрешности срабатывания (для
сигнализаторов)
На борту самолета высотомер проверяют на работоспособность и по-
грешность показаний на контрольных точках, контролируют работу
сигнализации отказа электропитания, герметичность статической сис-
темы в составе общей статической системы ПВД.
В проверку корректоров высоты типов КВ и КЗВ перед установкой
на самолет, а также при проведении регламентных работ в зависимости
от типа самолета могут дополнительно входить проверки: крутизны ха-
рактеристики на контрольных точках; нулевого сигнала; зоны нечув-
ствительности; зоны стабилизации; максимального выходного сигна-
ла; скорости отработки.
После стыковки с системой автоматического управления (САУ) на
борту самолета работоспособность корректора КЗВ с блоком БСГ
можно проверять по работоспособности САУ.
Проверка работоспособности корректора КЗВ с блоком БСГ от-
дельно от САУ предусматривает контроль нулевого сигнала и макси-
мального выходного сигнала, выдачи и снятия сигнала готовности.
Для проверки измерителей высоты с визуальным и электрическим
выходами может быть использована следующая контрольно-провероч-
ная аппаратура и оборудование: измеритель ИВД из аппаратуры АП-
СВС или установки УКАМП; установки УМАП, КПУ-ЗМ, КПА-ПВД
(и другие типы источников давления и вакуума, обеспечивающие диа-
пазон задаваемых давлений); измеритель выходных параметров ИВП
из аппаратуры АП-СВС или стандартные магазины сопротивлений;
вольтметры; амперметры; источники электропитания переменного и
постоянного тока; мегаомметр.
1 В случае использования в комплекте высотомера вычислителя ВАП в
проверку включают контроль его элементов.
Контрольные вопросы
1. Назовите виды высот и объясните их использование в самолетовождении.
2. Выведите функциональную зависимость статистического давления от
высоты (барометрическую формулу).
3. Нарисуйте принципиальную схему механического высотомера типа ВД,
поясните принцип действия, проанализируйте погрешности.
4. Нарисуйте принципиальную схему электромеханического высотомера
типа УВИД, поясните принцип действия, проанализируйте погрешности.
5. Нарисуйте принципиальную схему корректора-задатчика высоты типа
КЗВ, поясните принцип действия, проанализируйте погрешности.
147
Глава 13
ИЗМЕРИТЕЛИ СКОРОСТИ ПОЛЕТА, УГЛОВ АТАКИ
И СКОЛЬЖЕНИЯ
13.1. Общие сведения
Полет ЛА характеризуют истинная воздушная V, индикаторная
Ии, путевая Ип и вертикальная Ив скорости. Истинная воздушная
скорость V — это скорость движения самолета относительно воздуш-
ной среды. Индикаторная скорость Vn — это истинная воздушная ско-
рость, приведенная к нормальной (массовой) плотности воздуха. Путе-
вая скорость Уп — это горизонтальная составляющая скорости движе-
ния ВС относительно земли. При наличии ветра путевая скорость рав-
на геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воз-
душной скорости и скорости ветра. Вертикальная скорость VB — это
вертикальная составляющая скорости движения ЛА относительно
земли.
Знание истинной воздушной и путевой скоростей необходимо для
решения задач самолетовождения. Истинная воздушная скорость ис-
пользуется для счисления пройденного пути или оставшегося расстоя-
ния до цели полета при известных параметрах ветра, для вычисления
параметров ветра при известной путевой скорости Vn для выбора оп-
тимальных характеристик набора высоты, для работы систем автомати-
ческого управления самолетом на различных этапах полета. Безразмер-
ной характеристикой скорости полета является число М. С приближе-
нием к скорости звука (при М > 0,7) характер обтекания крыла само-
лета меняется и аэродинамические характеристики начинают зависеть
от числа М. Для выбора наивыгоднейшего режима пилотирования са-
молета на этих скоростях необходимо измерять число М.
Индикаторная скорость определяет значение скоростного напора, от
которого зависят аэродинамические силы, действующие на самолет,
характеристики устойчивости и управляемости, минимальная безопас-
ная скорость полета. Указатель индикаторной скорости с индексом за-
даваемых значений типа УСИ используется в режиме стабилизации ско-
рости полета в канале управления тягой двигателя системы АБСУ-154
(рис. 13.1). При отклонении текущей индикаторной скорости Уит от
заданной V3 указатель выдает электрический сигнал U&v. Этот
сигнал вместе с другими сигналами (сигнал по углу тангажа, сигнал
выпуска закрылков) поступает в вычислитель (на схеме не показан).
Выходной сигнал вычислителя управляет интегрирующим приводом
автомата тяги АТ-4-2, перемещающим секторы газа двигателей самоле-
та на величину 6СГ. В результате тяга двигателей изменяется на
ДРТ. Это приводит к изменению скорости полета в направлении умень-
148
шения отмеченного рассогласова-
ния и стабилизации заданной ско-
рости полета.
Путевая скорость Уп опреде-
ляет скорость движения центра
масс ЛА, спроектированного в ви-
де точки на горизонтальную по-
верхность Земли, по этой поверх-
ности. Путевая скорость Уп равна
геометрической сумме горизонталь-
ных составляющих истинной воз-
душной скорости Уг и скорости
Uv ветра: Vn_^= Vr_ + £4-
Векторы Уп, Vr, Ur образуют
навигационный треугольник скоро-
стей (рис. 13.2). Оси 0Хд и 0Yд
являются горизонтальными ося-
ми системы координат 0ХдУд2д,
движущейся поступательно с цент-
ром масс самолета. Направление
0Хд совпадает с направлением
географического меридиана (на се-
вер).
Вертикальная скорость VB ис-
пользуется для сохранения без-
опасного режима набора высоты
Рис. 13.1. Схема использования ука-
зателя индикаторной скорости в си-
стеме АБСУ-154
Рис. iH3.2. Навигационный треуголь-
ник скоростей:
фи — путевой угол; ₽е — угол сноса; Ев —
угол ветра; бв— направление ветра; ф—
истинный курс
или снижения самолета, для выдерживания постоянной высоты поле-
та на заданном интервале пути. Скорость полета является векторной
величиной, определяемой модулем вектора и его направлением. В свя-
занной системе координат OXYZ направление вектора V определяется
углами а атаки и Р скольжения. Информация об углах атаки и
скольжения может использоваться различными бортовыми потре-
бителями.
Для измерения скорости полета самолета применимы аэрометри-
ческий (манометрический), тепловой, механический, термодинамиче-
ский, ультразвуковой, доплеровский, инерциальный и другие методы.
Аэрометрический метод основан на измерении динамического напо-
ра воздушной среды, зависящего от скорости полета. Тепловой метод
использует обдув нагретого тела потоком воздушной среды, от
скорости которого зависит теряемая при этом теплота. Механический
метод использует вращение турбинки, установленной в воздушном по-
токе. Термодинамический метод предусматривает измерение температу-
ры торможения воздушного потока. Ультразвуковой метод основан на
том, что скорость ультразвуковых колебаний, распространяющихся
в воздушном потоке, относительно самолета определяется векторной
суммой скорости ультразвука относительно воздушной среды и скоро-
149
сти V самолета. Инерциальный метод основан на измерении ускорения
и его интегрировании. В доплеровском методе используется измере-
ние разности частот радиосигналов: излучаемого к Земле и отражен-
ного от нее.
I
13.2. Измерители индикаторной скорости полета
Расчетные формулы для измерителей индикаторной скорости можно
получить из уравнения Бернулли, которое для горизонтального воз-
душного потока несжимаемой среды имеет вид
VI . pi И , р2
2 - pi 2 р2
где Vi = V — скорость невозмущенного набегающего потока; рх = р -— ста-
тическое давление в набегающем потоке; рг — плотность воздушной среды в на-
бегающем потоке; р2 — давление; V2 — скорость; р2 — плотность воздушной
среды на входе приемника полного давления.
Пусть сечение на входе приемника полного давления, в котором па-
раметры потока равны У2, р2, р2, проходит через критическую точку
приемника. Относительная скорость воздушной среды в этой точке па-
дает до нуля и устанавливается полное давление рп, равное сумме ста-
тического давления р в набегающем потоке и скоростного напора
pV2/2.
При полном торможении воздушного потока (V2 = 0)
_KL+ -21- = . (13J)
2 pi p2
В этом случае р2 ~ рп, а так как рассматривается несжимаемая среда,
то Pi = р2 = р. Тогда
уг
Рп Р — Рдин — Р п (13.2)
Величина рдин = pV2/2 называется динамическим давлением и харак-
теризует скоростной напор.
На практике при измерении рдин разность давлений рп — р,
получаемых от приемника воздушного давления, отличается от вели-
чины рУ2/2. Поэтому используется коэффициент еп приемника,
учитывающий это неравенство. Уравнение (13.2) принимает вид
И2
Рдин— 8пР _ . (13.3)
150
(13.4)
Коэффициент еп меняется в пределах 0,98 ... 1,02 и характеризует
неточность изготовления приемника. С учетом сжимаемости воздушной
среды уравнение (13.1) имеет вид
_ZL । k Pl k рг
2 k — 1 pi k—1 р2
где k = 1,4 — показатель адиабаты для воздуха (предполагается торможение
потока без теплообмена с окружающей средой); рх =/= р2.
Давления plt р2 и плотности рх, р2 связаны уравнением адиабаты
Pi /PiV/*
~ = (~ I .С учетом последнего выражения уравнение (13.4) можно
Рг \Ря/
(*-1) P1F? , /Р1\1
переписать как —т----г- + Pi — р2I* .
Л л \Р%'
р
На основании уравнения состояния газа ~ = /?УдТ. С учетом двух
последних выражений для Vx = V, рх — р, р2 = рп при М < 1
можно получить:
k
/ (k~ 1) X*-1
рп = р 11 н—--V2
Р\ ZkR^T /
УД
или
Рдин ~ Рп —Р — Р
' (*-1)
. 2£/?уд Т
(13.5)
Уравнение (13.5) характеризует динамический напор с учетом сжи-
маемости воздушной среды (для диапазона 200 км/ч < V а, где а—
скорость звука).
Для сверхзвуковых полетов (V > а) зависимость рдин от скорости
V полета (числа М — V/a) определяется как
k
ft-l г
1
lft-1
Рдин — Р
. 2А-Л42 —(Jfe —1) .
(13.6)
2
В расчетных формулах для измерителей индикаторной скорости
Уи плотность воздушной среды принимается постоянной и равной
плотности р0 в нормальных стандартных условиях. С учетом отмечен-
ного на основании уравнения (13.5) можно записать градуировочную
формулу для измерителей индикаторной скорости:
А—1
2 Яуд Го
(13.7)
Ро
Таким образом, для измерения скорости Vи необходимо получить
разность давлений рп и р, равную рдин. Полное давление ри воспри-
нимается приемником 1 полного давления (рис. 13.3) и по пневмоприво-
151
Рис. 13.3. Принципиальная схема указателя скорости типа УС
ду 4 подается в манометрическую коробку 6, а статическое давление р
воспринимается приемником 2 статического давления и по пневомопро-
воду 3 подается в корпус 5 измерителя. Перемещение жесткого центра
манометрической коробки через ПММ (кривошипно-шатунный меха-
низм 7 и зубчатую передачу 8, 9) передается стрелке 10 указателя со
шкалой 11 (или на подвижной элемент электрического преобразовате-
ля). Так построены указатели скорости типа УС.
На рис. 13.4 приведена кинематическая схема указателя индика-
торной скорости УСИ с индексом задаваемых значений. Деформация
манометрических коробок 1, 12 под действием разности давлений рп и
р в них и в корпусе 2 преобразуется ПММ (кривошипно-шатунные меха-
низмы 13, 22, оси 4, 14 с секторами 3, 15, трибка 16) во вращательное
Рис. 13.4. Кинематическая схема указателя скорости типа УСИ
. 152
движение стрелки 19 относительно шкалы 20. Трибка 16 через поводок
5 и втулку 6 связана с ротором бесконтактного синусно-косинусного
трансформатора 7. Двигатель 11 через редукторы 9, 10 и шестерню 18
связан с индексом 21 задаваемых значений Ии, а через шестерни 18 и
17 — с ротором синусно-косинусного трансформатора 8, вращение ко-
торого синхронно с индексом 21. Направление вектора магнитного
потока роторной обмотки соответствует угловому положению индек-
са относительно шкалы. Статорные обмотки трансформаторов 7 и 8 со-
единены между собой. ЭДС, наводимая в статорной обмотке трансфор-
матора 8, определяет величину и направление токов в статорной об-
мотке трансформатора 7. Эти токи создают магнитный поток, направле-
ние вектора которого соответствует угловому положению индекса 21.
Фаза и величина выходного сигнала трансформатора 7 определяют
разность между заданным и текущим значениями скорости, посколь-
ку угловое положение ротора трансформатора 7 зависит от текущего
значения скорости. Управление положением индекса осуществляется
за счет подачи напряжения на обмотку управления двигателя.
Особую разновидность датчиков индикаторной скорости Уи со-
ставляют корректоры-задатчики скорости приборной КЗСП, предназ-
наченные для обеспечения стабилизации и управления скорости по-
лета. Принцип действия, устройство, режимы работы, комплектность и
особенности обслуживания корректоров КЗСП аналогичны корректо-
рам типа КЗВ. Отличие заключается в том, что чувствительным эле-
ментом здесь является манометрическая коробка. На вход корректора
КЗСП,кроме давления р, поступает еще и давление рп.
Методические погрешности измерителей Уп возникают из-за непол-
ного учета характеристик сжимаемости воздуха, отклонения парамет-
ров атмосферы от стандартных, из-за влияния аэродинамики самоле-
та.
Иногда с помощью измерителей индикаторной скорости определя-
ют истинную воздушную скорость. При этом могут возникнуть методи-
ческие ошибки. Чтобы получить истинную воздушную скорость V,
необходимо в показания указателя индикаторной скорости внести по-
правку на изменение плотности и сжимаемость воздушной среды.
Инструментальные погрешности измерителей Уи аналогичны инст-
рументальным погрешностям высотомеров. Наибольшее влияние из
этих погрешностей имеют погрешности, вызываемые трением и влия-
нием температуры.
В единицах давления погрешность от трения
. ^пртр
А Ддин тр — о •
□ эф
где 5Эф — эффективная площадь УЧЭ; Fnp тр — приведенная сила трения.
В единицах скорости эта погрешность
тр =
^пр тр
$эф Ро Уи
(13.8)
153
Для уменьшения погрешности от трения применяют УЧЭ с про-
филем гофра, при котором прогиб его жесткого центра меняется линей-
но с изменением скорости Уи. Передаточное отношение ПММ при этом
постоянно, а уравнение шкалы а—/ (Уи) будет линейным (а -- угол
поворота стрелки).
Температурная инструментальная погрешность Ардин# объясня-
ется изменением модуля упругости мембранного чувствительного
элемента от температуры. В единицах давления
А Рдин/ = -Рдин ?£ АТ»
где — температурный коэффициент модуля упругости; ДТ — изменение
температуры воздушной среды.
В единицах скорости погрешность АУи/ = —
Относительная температурная погрешность не зависит от скорости,
т. е. = — ^-р^АТ. Снижение этой погрешности обеспечивается би-
металлической компенсацией.
13.3. Измерители истинной воздушной скорости
и числа М
Определяемая из уравнения (13.5) истинная воздушная скорость
(13.9)
или
(13.10)
Так как температуру Т невозмущенной среды на высоте полета из-
мерить практически сложно, то определяют температуру Тт затормо-
женного потока. Связь температур Тт и Т выражается зависимостью
т — I т
Т,т k 2/?уд + 1'
С учетом последней зависимости
(13.11)
154
Учитывая, что скорость звука а — с использованием
выражения (13.9) можно записать:
а
(13.12)
При Л4>1 часть энергии скоростного напора расходуется на обра-
зование ударных волн. С учетом этих явлений рДин определяется по
формуле (13.6).
Из приведенных формул видно, что для определения скорости V
полета необходимо измерять давления рдин и р, а также температуру
Т на высоте полета, для измерения числа М — только давления рдин
и р.
Измерители истинной воздушной скорости (ИВС) отличаются от
измерителей скорости Уи тем, что в них используется компенсацион-
ный узел, вносящий поправку на изменение температуры и статиче-
ского давления по высоте путем изменения передаточного отношения
от оси индикаторной скорости к оси ИВС. Для измерения статического
давления применяется анероидная коробка, а для измерения темпера-
туры можно применить термометр.
В механических указателях ИВС используется косвенное введение
поправки на изменение температуры, основанное на взаимосвязи ста-
тического давления и температуры воздушной среды. С целью поясне-
ния поправки из выражения (13.2) для несжимаемой воздушной среды
с учетом уравнения состояния газа р = -у, величину V можно
представить в виде
у=|/ 2/?УД?Рдин (13.13)
Температура Т воздуха, окружающего самолет, определяется из
I Р\°'2
зависимости Т = То\ — \
\Ро>
С учетом последнего выражения формула (13.13) примет вид
0.5
и=ро-"’1 (13.1«)
Формула (13.14) показывает, что для определения скорости V до-
статочно измерять давления рдин и Р- Манометрическая коробка долж-
на иметь значение, пропорциональное р^нп, а анероидная коробка —
р0-4. Такой способ учета температуры называется способом неполной
температурной компенсации, поскольку предполагается изменение
давления и температуры в соответствии с принятой моделью стандарт-
ной атмосферы.
Приборами для измерения скорости V, в которых реализована схе-
ма с неполной температурной компенсацией, являются комбинирован-
155
Рис. 13.5. Схемы комбинированных указателей скорости:
а — КУС-730/1100; б — КУС-1200
ные указатели КУС-730/1100 и КУС-1200. Конструктивно они разли-
чаются тем, что компенсационный узел, вносящий поправку на изме-
нение температуры и давления р с высотой, в указателе КУС-730/1100
выполняется с неподвижной анероидной коробкой (рис. 13.5, а), а в
указателе КУС-1200 — с подвижной (рис. 13.5, б). Изменение переда-
точного отношения ПММ достигается за счет изменения плеча I ПММ
на величину AZ при прогибах анероидной коробки. Комбинированными
указатели называют потому, что в них совмещены указатели скоро-
стей Ун и V.
В указателе скорости КУС-730/1100 (рис. 13.6) истинная воз-
душная скорость отсчитывается по показаниям стрелки 3, а индикатор-
1 2 3 О 6 1 8 9 10 11 12 13 19 15 16 17
Рис. 13.6. Кинематическая схема указателя КУС-730/1100
156
ная скорость — стрелки 2. С увели-
чением скорости перемещается
жесткий центр 23 коробки 22, ко-
торый через тягу 24, кривошип 14,
ось 13, поводки 9 и 7 воздействует
на ось 5. На оси 5 закреплен зуб-
чатый сектор 4, который вращает
трибку 6 со стрелкой 2. Анероид-
ная коробка 20 с изменением вы-
соты полета прогибается. Переме-
щение центра 21 через тягу 19 и
кривошип 18 преобразуется во вра-
щательное движение оси 16. Через
вилку 17 вращение передается на
тягу 15 с поводком 11, изменяю-
щим плечи поводков 10 и 12, а соот-
ветственно и передаточное число
ПММ. Поводки 10, 11, 12 позво-
Рис. 13.7. Принципиальная схема
датчика скорости V с непосредст-
венным измерением температуры Т?
ляют передавать вращение оси 13 на ось 8. Вращение оси 8 через по-
водки 25 и 26 передается на ось 27 с сектором 28. Сектор 28 вращает
трибку 29 с осью, на которой закреплена стрелка 3. Стрелка 3 пока-
зывает ИВС по внутренней шкале циферблата /.На осях ПММ указа-
теля закреплены волоски, необходимые для устранения люфтов.
Балансировка осей достигается с помощью балансиров. Весь механизм
указателя помещен в корпус, имеющий снаружи два штуцера.
Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100 предназна-
чен для измерения индикаторной скорости в диапазоне 50 ...
... 730 км/ч и ИВС в диапазоне 400 ...1100 км/ч при изменении высоты
от 0 до 15 км.
Комбинированный указатель скорости КУС-1200, построенный по
схеме рис. 13.5, б, имеет общую шкалу с двумя стрелками. По
широкой стрелке отсчитывается скорость Уи в диапазоне 150 ...
... 1200 км/ч, по узкой стрелке — скорость V в диапазоне 400 ...
... 1200 км/ч при изменении высоты от 0 до 15 км.
Более точное измерение ИВС возможно с помощью электроме-
ханической счетно-решающей схемы (рис. 13.7), в которой температура
Т учитывается непосредственно с помощью расположенного вне само-
лета термометра. В такой схеме реализуется зависимость (13.11), ко-
торую можно представить как
v=w Г,
\ р /
(13.15)
где N —
j/”2 #уд
—-----—постоянная величина
(Л—1)
157
Показатель степени т выбирают из условия
Решение зависимости (13.15) обеспечивается за счет преобразова-
ния измеренных величин Тт, рдин, р в электрические сигналы и элект-
ромеханического умножения величин, пропорциональных (1/р)т,
р%т, У Т\. Температура Тт измеряется с помощью терморезистора
7?т, давления рдин и Р — с помощью манометрической и анероидной
коробок, деформации которых преобразуются в напряжения и U 2
с помощью потенциометров В1 и В2.
Терморезистор /?т включен последовательно с потенциометром ВЗ
и медным резистором /?' служащим для компенсации погрешностей
ПВД и регулировки масштаба выходных напряжений. На выходе по-
тенциометра В1 напряжение Ur = kx (1/р)"1.
На выходе потенциометра В2 при переменных р и рДин напряжение
U2 — k2 (рдни/р)т- Потенциометр ВЗ профилируется так, чтобы на его
выходе напряжение было U3 = k3 (V/УТТ).
Требуемая профилировка потенциометров В1 ...ВЗ осуществляет-
ся за счет шунтирующих и добавочных резисторов.
При изменении скорости V разность сигналов U2 — U3 подается
через усилитель на управляющую обмотку электродвигателя, который
через редуктор р' перемещает щетки потенциометра ВЗ и выходных
потенциометров В4 и В5 до тех пор, пока не наступит равенство U2 =
= U3. При этом = &3—JL.. Последнее равенство соответ-
\ Р 1 уТт
ствует исходному уравнению (13.15). Выходные сигналы, снимаемые с
потенциометров В4 и В5, пропорциональны истинной воздушной ско-
рости V.
Измерители числа М строятся по тем же кинематическим и элект-
рическим схемам, что и измерители ИВС, но без учета температуры Т.
В целях уяснения отличия измерителей числа М от измерителей ИВС
можно рассмотреть построение измерителя числа М на основе прибли-
женной формулы, не учитывающей сжимаемость среды. С учетом того,
что р = р /(RypT) и для несжимаемой среды рдин = pV2/2, можно
- . __— 0,5
записать: V = у2#удТ .
р0>^
Разделив обе части последнего выражения на скорость звука
a = VkR^T, можно получить
У k. р
(13.16)
Из сравнения зависимостей (13.14) и (13.16) видно, что для построе-
ния датчика числа М по схемам (см. рис. 13.15) необходимо лишь изме-
нить характеристику анероидной коробки, добившись ее пропорцио-
158
Рис. 13.8. Кинематическая схема указателя числа М с сигнализацией МС-1:
/ — сектор; 2, 4, 10, 27 — оси; 3, 5, 9, 29 — волоски; 6 — зажим; 7, 23, 24, 25, 26 — поводки;
8, 13 — кривошипы; 11, 15, 22 — тяги; 12 — противовес; 14 — штуцер; 16 — биметаллическая
скоба; 17 — игла; 18, 21—жесткие центры; 19 — анероидная коробка; 20 — манометрическая
коробка; 28—трибка; 30 — шкала; 3/—стрелка; 32 — сигнальная стрелка
нальности не значению р0*4, а р0,5. Схему (см. рис. 13.7) следует ис-
пользовать без терморезистора /?т.
Кинематическая схема указателя числа Af с сигнализацией
(рис. 13.8) предназначена для измерения числа М в диапазоне (0,5 ...
... 1,0) М с визуальным отсчетом и выдачи электрического сигнала при
достижении заданного числа М на высотах 0 ... 18 км.
Биметаллическая скоба 16 служит для температурной компенса-
ции. Прогиб скобы 16 передается подвижному центру 18 анероидной
коробки с помощью двух игл 17. Заданное числом М, при котором сиг-
нальное устройство замыкает электрическую цепь и выдает сигнал, ус-
танавливается сигнальной стрелкой 32 при регулировке прибора.
В устройствах М-реле замыкание контактов при достижении задан-
ного числа М достигается за счет прогибов манометрической и анероид-
ной коробок.
Методическая погрешность возникает в измерителях ИВС с косвен*
ным учетом температуры при отклонении температуры Т воздушной
среды на высоте полета от значения Т' по стандартной атмосфере.
Пусть скорость V' соответствует скорости, полученной в результате
градуировки измерителя ИВС при температуре Т', а скорость V —
истинной ИВС. В этом случае абсолютная погрешность ДУ =
1I. Данную погрешность можно скомпенсиро-
вать, измеряя температуру Т.
159
Инструментальные погрешности измерителей ИВС и числа М такие
же, как у высотомеров. Здесь в значительной мере автоматически ком-
пенсируются инструментальные температурные погрешности из-за
встречных прогибов чувствительных элементов.
13.4. Измерители вертикальной скорости
Для измерения вертикальной скорости VB применимы методы: ин-
тегрирования вертикальных ускорений; дифференцирования сигнала
датчика высоты; пневмомеханического дифференцирования статиче-
ского давления р, зависящего от высоты.
Метод пневмомеханического дифференцирования статического дав-
ления р используется в. вариометре. Он основан на измерении разно-
сти gK статического давления и давления в корпусе 1 прибора, сообща-
ющегося с атмосферой через капилляр 2 (рис. 13.9). В горизонтальном
полете эта разность равна нулю. При изменении высоты давление р в
пневмопроводе 3 и внутри УЧЭ 5 устанавливается практически мгно-
венно, а в корпусе 1 из-за сопротивления течению воздуха в капил-
ляре давление рк устанавливается с запаздыванием. При Vu — const
каждому ее значению соответствует определенная разность давлений
gK р — рк. Прогиб УЧЭ 5 преобразуется в перемещение стрелки 6
по шкале 7. При выводе градуировочной формулы поток воздуха в ка-
пилляре полагают ламинарным. Скорость изменения давления рк
записывается как
Рк я ^Кап____тк
я/ ~ 1ОЯг, 1 г. т Ркап(Р —Рк), (13.17)
at 128 1Кап Ло 7Кап
где рк, Тк и — давление, температура воздуха и внутренний объем в корпусе
прибора; dKan. /кап, Ркап и 7кап — диаметр, длина капилляра, давление и тем-
пература воздуха в нем; т]0 — вязкость воздуха.
Выражение (13.17) можно записать в виде
d Рк
т—z“+pK = p. (13.18)
d t
Здесь коэффициент
7=128 Ч» . (13.19)
л «кап РкапТ1 к
С учетом зависимости (12.7) выражение (13.18) можно преобразо-
вать в следующем виде:
т-^-+гк=-5вУв, (13.20)
d t
где SB = rp/(RT) — чувствительность прибора; VB — dH/dt.
160
Уравнение (13.20) позволяет
получить передаточную функцию
вариометра
U7(P)=- ---. (13.21)
тр+1
В установившемся режиме
= const, поэтому
£k=-SBVb. (13.22)
Принимая ркап « р и с учетом
выражения (13.19), можно полу-
чить градуировочную формулу для
вариометра:
Рис. 13.9. Схема, поясняющая прин-
цип работы вариометра:
1 — корпус; 2 — капилляр; 3 — пневмопро-
вод; 4 — ПММ; 5 — манометрическая ко-
робка (УЧЭ); б —стрелка; 7—шкала
£к=-128
Во (напУк^кап
л ^кап RTKT
VB. (13.23)
Знак «минус» показывает, что при VB >> 0 разность давлений gK < 0.
При градуировке прибора принимают Ткап = Тк = Т = То.
Если взять УЧЭ с линейной характеристикой по измеряемой раз-
ности давлений gK, прогиб которого через ПММ с постоянным передаточ-
ным отношением передается на стрелку прибора, то можно получить
вариометр с равномерной шкалой. Так построены вариометры с не-
большим диапазоном измерения (например, вариометр ВР-10М с ди-
апазоном измерения скорости VB = ±10 м/с). Для больших диапазо-
нов скоростей VB требуется уменьшение чувствительности прибора
(угла отклонения стрелки при изменении скорости VB на 1 м/с). В то
же время для удобства пилотирования самолета в горизонтальном поле-
те нецелесообразно уменьшение
чувствительности начального диа-
пазона шкалы, по отклонению
стрелки которой судят о наруше-
нии горизонтального полета.
В связи с этим применяются
приборы с затухающей (неравно-
мерной) шкалой, деления которой
уменьшаются от начала шкалы к
ее концу. Затухания шкалы при-
бора достигают использованием в
ПММ прибора кулисного механиз-
ма, меняющего передаточное отно-
шение ПММ. В схеме вариометра
(рис. 13.10) кулисный механизм
(поводок 11 со шпилькой и кулиса
13) помещен между стрелкой 14 и
трибкой 2. В горизонтальном поле-
те шпилька поводка 11 распола-
6 Зак. 1543
Рис. 13.10. Кинематическая схема ва-
риометра с кулисным механизмом
между стрелкой и трибкой:
/ — шкала; 2— трибка; 3— сектор; 4
кривошип; 5 — ось; 6—ограничитель хода
УЧЭ; 7 —тяга; 8 — штуцер; 9— капилляр;
10 — УЧЭ; // — поводок со шпилькой; 12 —
эксцентрик; 13 — кулиса; 14 — стрелка
161
гается в средней части кулисы 13. С подъемом (снижением) самолета
шпилька скользит вдоль кулисы и меняется расстояние между осью
стрелки и шпилькой. При этом передаточное отношение ПММ непре-
рывно уменьшается, что приводит к уменьшению делений (затуханию)
шкалы. Эксцентрик 12 используется для установки стрелки на нуль.
Приведенная на рис. 13.10 кинематическая схема прибора характер-
на для вариометров ВАР-ЗОМ (диапазон измерения скорости VB =
= ±30 м/с) и ВАР-75М (диапазон измерения скорости Ув = ±75 м/с).
В вариометрах ВАР-150М в качестве кулисного механизма исполь-
зуются рычаг и кулиса, выполненная в виде прорези в зубчатом коле-
се. Кулисный механизм в отличие от предыдущей схемы помещен до
трибки.
В вариометрах с большим диапазоном измерения (вариометр ВАР-
300М с диапазоном измерения скорости VB = ±300 м/с) шкала со-
стоит из равномерной (в диапазоне скорости Ув = ±20 м/с) и непре-
рывно затухающей (в остальной части диапазона) частей. Затухание
шкалы достигается применением дополнительной пружины в ПММ,
которая включается в работу при скорости VB > 20 м/с.
Методическими погрешностями измерителей скорости VB явля-
ются температурные погрешности вследствие: расхождения темпера-
тур 7\ап, Тк и Т в атмосфере; непостоянства температуры Тк внут-
ри корпуса прибора, находящегося в негерметичной кабине. К ним
также относятся погрешности запаздывания изменения давления
внутри корпуса Абсолютная температурная погрешность \gK из-за
расхождения температур ТКАП, Тк и Т может быть найдена как
/ т2 \
> I 1 кап । ]
к ~ ТВТ /'
где g’K — градуировочное значение измеряемой разности давлений.
Эта погрешность убывает по мере уменьшения скорости Ув, при
горизонтальном полете AgK = 0. Уменьшение погрешности может
быть достигнуто с помощью температурных компенсаторов, изменяю-
щих передаточное число ПММ прибора или характеристики капилляра.
Погрешность от непостоянства температуры Тк объясняется тем,
что при изменении Тк воздух, втекая или вытекая по капилляру, соз-
дает перепад давлений. При проверке приборов вводится поправка
на изменение коэффициента вязкости воздуха в зависимости от темпера-
туры.
Погрешность из-за запаздывания изменения давления внутри кор-
пуса объясняется тем, что вариометр представляется в виде апериоди-
ческого звена с постоянной времени тв, определяемой по формуле
(13.19). Уменьшить тв можно, увеличивая диаметр йкац и уменьшая
параметры /кап, цк. Это, в свою очередь, влияет на чувствительность
измерений, так как согласно выражению (13.23) рабочий перепад gK
162
при этом падает. Поэтому по возможности увеличивают чувствитель-
ность манометрической коробки.
Инструментальные погрешности измерителей скорости Ув аналогич-
ны инструментальным погрешностям высотомеров.
13.5. Измерители углов атаки и скольжения
Для измерения углов атаки а и скольжения |3 применяется аэро-
метрический метод, предусматривающий воздействие воздушного по-
тока на флюгер (рис. 13.11, а). Он представляет собой обтекаемое сим-
метричное тело, напоминающее крыло и способное свободно вращать-
ся вокруг оси О. Флюгер устанавливается по потоку.
При отклонении флюгера от согласованного с потоком направле-
ния (при наличии угла а или |3) угловое перемещение флюгера преоб-
разуется потенциометром в электрический сигнал. Флюгер устанавли-
вается в определенное положение аэродинамическим моментом:
р V2
Мф~тй8фЬ—-— ,
где та =— коэффициент, зависящий от угла а или 0; Зф — площадь крыльев
флюгера; b — длина хорды.
Устанавливающий момент /Иф выбирается из условия Л1Ф > Л1тр.
где /Итр — суммарный момент сил трения в осях вращения флюгера и
щетки по обмотке потенциометра. В качестве варьируемых парамет-
ров служат площадь 8Ф и длина хорды b флюгера.
Рис. 13.11. Флюгерный датчик углов атаки и скольжения:
а — флюгер; б — внешний вид датчика; в — конструктивная схема датчика
6*
163
Датчик углов атаки и скольжения совмещен с приемником 4 воз-
душного давления (рис. 13.11, б). Датчик представляет собой два сво-
бодно ориентирующихся в воздушном потоке парных флюгера 1 и 2,
оси вращения которых закреплены на штанге 3. Угол поворота флю-
геров 1 относительно штанги 3 пропорционален углу скольжения, а
угол поворота флюгеров 2 — углу атаки. Вращение осей флюгеров
передается щеткам потенциометров (на схеме не показаны), выдающим
электрические сигналы пропорционально углам аир. Потенциометры
смонтированы внутри корпуса штанги 3.
Конструктивная схема одного из вариантов датчика углов атаки
(скольжения) приведена на рис. 13.11, в. Флюгеры 5 закреплены на
оси 6 в одной плоскости штифтами 4 и уравновешиваются балансиром
3, жестко закрепленным на оси 6. Ось вращается в подшипниках 7,
запрессованных в основание 8. В прорези балансира 3 закреплен узел
/, состоящий из четырех-щеткодержателей 2 с щетками.
Потенциометр 9 и контактная пластина 10 закреплены на колод-
ке 14. Датчик (перемещение потенциометра относительно щеток) ре-
гулируется с помощью винта 11, который контрится пружиной 12.
Питание потенциометра подводится через контакты 13. К основанию
датчика углов атаки (скольжения) крепится элемент обогрева.
Датчикам углов атаки и скольжения характерны инструменталь-
ные погрешности, в основном определяемые силами трения в контакт-
ных парах и схемами электрических измерительных цепей, а также не-
точностью изготовления флюгеров.
13.6. Приемники воздушных давлений и системы
питания мембранно-анероидных приборов
Полное рп и статическое р давления к приборам поступают от при-
емников воздушных давлений, образующих вместе с сетью пневмопро-
водов систему питания мембранно-анероидных приборов.
Под статическим давлением понимают давление, оказываемое воз-
душной средой на единицу боковой поверхности тела, движущегося
в воздушной среде с ее скоростью.
Из эпюры распределения избыточных давлений на поверхности по-
лого тела при постоянной скорости V воздушного потока (рис. 13.12,а)
видно, что в плоскости сечения I — I давление на поверхности тела
больше абсолютного давления р воздуха; а в сечении III—III — мень-
ше. В сечении II—II на расстоянии I от сечения /—I на поверхности те-
ла давление равно статическому р. Если по периметру полого тела в се-
чении II—II сделать сквозные отверстия, то внутри тела давление ста-
нет равным давлению р. Применяемые на практике приемники ста-
тического давления, использующие отмеченный эффект, строятся либо
в виде специальных насадков с отверстиями на поверхности в указан-
ных точках, либо в виде специальных плит, расположенных на по-
верхности фюзеляжа, с отверстиями.
164
Рис. 13.12. Приемник воздушных давлений:
а — эпюра распределения избыточных давлений, на поверхности цилиндрического тела; б —
приемник полного давления
Под полным давлением рп понимают давление, приходящееся на
единицу поверхности тела, плоскость которого перпендикулярна век-
тору скорости V набегающего потока. Давление рп равно сумме стати-
ческого давления р и динамического рДин. На рис. 13.12, а давление
ри приходится только на точку А поверхности тела. Если сделать в
ней отверстие, то во внутренней полости тела при отсутствии отверс-
тий в плоскости II—II установится давление рп. На рис. 13.12, б
показан вариант конструктивной схемы приемника полного давления.
Воздушный поток со скоростью V тормозится у входа в камеру 1.
В результате давление в камере равно давлению рп, которое через
трубку 6, камеру 8, пневмопровод 11 подается на штуцер 10, подключа-
емый к магистрали полного давления.
Дренажные отверстия 3 с козырьком 2 в корпусе 4 предназначены
для отвода влаги из камеры 1. Приемник обогревается элементом 5
из никелевой проволоки, питаемой
напряжением, подводимым через
штепсельный разъем 9 по прово-
дам 7. Приемник крепится к флан-
цу 12. Герметичность камеры 8
обеспечивается прокладкой 13.
Приемник воздушного давления
(ПВД) воспринимает одновременно
полное рп и статическое давление
р (рис. 13.13). Давление рп посту-
пает через отверстие П и выводит-
ся на один из четырех штуцеров.
Отверстия Сь С2, С3 для вос-
Норректирующий конус
Рис. 13.13. Схема приемника воздуш-
ных давлений с корректирующим
конусом
165
приятия статического давления сообщаются с тремя герметичными
камерами, выведенными на свои штуцера.
Приемник имеет корректирующий конус с дозвуковой камерой ста-
тического давления, сообщающейся с отверстиями С3. При полете со
скоростью М < 1 давление в этой камере близко к статическому, а
давления в камерах с отверстиями и С2 отличаются от него. При по-
лете со скоростью М > 1, наоборот, в камерах с отверстиями С\ и
С2 давления близки к статическому, а в камере с отверстиями С3 дав-
ление отличается от него.
При полете со скоростью М <Z 1 к магистрали статического давле-
ния самолета подключается камера с отверстиями С3, а при М > 1 —
камера с. отверстиями и С2. Переключение камер в зависимости от
скорости полета осуществляется с помощью пневмопереключателя /7/7
в зависимости от знака разности давлений в камерах с отверстиями
(С2) и С3.
Приемникам воздушных давлений свойственны погрешности. К по-
грешностям восприятия статического давления относят аэродинамиче-
Рис. 13.14. Вариант системы питания мембранно-анероидных приборов:
1, 5 — влагоотстойники; 2 — краны статического давления; 3 — краны полного давления; 1 —
регулятор давления воздуха; 6 — приемник полного давления; 7 — корректор высоты; 8 —
паиель статики; 9 — датчик скорости; 10 — датчик высоты; 11, 12 — сигнализаторы скорости;
13 — указатель скорости КУС-730/1100К; 14, /7 — коллекторы; 15 — высотомер; 16 — варио-
метр; 18 — указатель высоты и перепада давлений. Тонкими линиями показаны магистрали
статического давления, утолщенными — полного давления
166
ские погрешности: из-за погрешности эксперимента (при снятии ха-
рактеристик приемников вследствие неточности средств измерения);
из-за неточности изготовления приемника; вследствие влияния усло-
вий в месте установки приемника на самолете. С целью компенсации
аэродинамических прогрешностей восприятия статического давления
может быть использован вычислитель аэродинамической поправки
(В АП).
Самолетная система питания мембранно-анероидных приборов
(рис. 13.14) состоит из двух магистралей полного давления, четырех
магистралей основного статического давления (Cl, С2, СЗ, С4), и од-
ной резервной магистрали статического давления С5. Полное давле-
ние поступает от двух приемников 6 полного давления, расположенных
на обшивке фюзеляжа самолета справа и слева. Один из приемников
питает приборы командира экипажа и является резервным для прибо-
ров второго пилота. Второй приемник является основным для прибо-
ров второго пилота и резервным для приборов командира экипажа.
Симметричное расположение приемников статического давления (на
обшивке фюзеляжа самолета по пять на левом и правом бортах) и по-
парное объединение их в одну линию (С/, С2, СЗ, С4, С5) обеспечивает
выравнивание статического давления при эволюциях самолета. Пере-
ключение с основного питания на резервное по обоим видам давлений
осуществляется кранами, расположенными на пультах.
13.7. Особенности технического обслуживания
измерителей скорости полета, углов атаки и скольжения
В указателях, датчиках и сигнализаторах скорости и числа М
штуцер с отметкой «Д» при помощи дюритового шланга соединяют с
магистралью полного давления, а штуцер с отметкой «С» — с маги-
стралью статического давления. Пневмопроводы перед соединением с
прибором продувают воздухом. После окончания монтажа прибора
проверяют герметичность соединений штуцеров с пневмопроводами.
При установке датчиков углов атаки необходимо, чтобы флюгера
были ориентированы относительно горизонтальной плоскости с точ-
ностью ±1°30'. Во избежание перегорания нагревательного элемента
ПВД при стоянке самолета включать обогрев более чем на 3 мин запре-
щается.
В ходе эксплуатации измерителей скорости полета, углов атаки и
скольжения могут встречаться неисправности. Так, смещение указы-
вающей стрелки или нарушение регулировки механизма прибора мо-
жет привести к превышению допустимых значений погрешностей при-
бора. К этому же приводит нарушение герметичности в камерах стати-
ческого или полного давления при повреждении пневмопроводов или
мест их соединения со штуцерами. Отсутствие напряжения питания,
нарушение контакта в штепсельном разъеме или в контактной группе,
обрыв токопроводов в указателе МС-1 приводят к отсутствию сигнала
167
при прохождении стрелки прибора за отметку заданного числа М.
Аналогичные неисправности в датчике углов атаки (скольжения) при-
водят к отсутствию выходного сигнала, а в ПВД — к отсутствию обо-
грева приемника. Короткое замыкание токопроводов или витков на-
гревательной спирали, уменьшение сечения обмоточного провода на-
гревателя из-за появления окалины приводят в ПВД к превышению
потребляемым током допустимых значений. Нарушение изоляции
между обогревателем и корпусом является причиной несоответствия
сопротивления изоляции электрических элементов допустимому зна-
чению.
В бортовых магистралях статического и полного давлений возмож-
ны закупорка пневмопроводов и нарушение герметичности, которые
могут привести к непревильным показаниям мембранно-анероидных
приборов. С учетом отмеченного перед установкой на самолет и во вре-
мя проведения регламентных работ в лабораторных условиях при нор-
мальной температуре в зависимости от типа прибора или типа самолета
осуществляют проверки. На измерителях скорости проверяют внеш-
ний вид, погрешность показаний, вариации показаний (гистерезис),
неплавность хода стрелки, герметичность систем статического и пол-
ного давлений, соответствие сопротивления изоляции электрических
элементов допуску.
Датчики скорости с потенциометрическим выходом дополнительно
проверяют на погрешность и вариацию выдаваемого сопротивления, а
сигнализаторы скорости и Л4-реле — на погрешность замыкания (раз-
мыкания) контактов.
Датчики углов атаки (скольжения) подвергают внешнему осмотру,
проверяют погрешности и вариации выходных сопротивлений потен-
циометрических преобразователей, люфт в посадочном месте флюгеров
на оси.
В приемниках ПВД проверяют: внешний вид; герметичность систем
статического и полного давлений; силу тока, потребляемого электро-
обогревательными элементами; сопротивление изоляции токонесущих
частей; расход воздуха через пневмопровод.
Погрешность показаний приборов проверяют при вибрации с
ускорением (0,2 ...0,3)g или зуммеризации.
Для точностного контроля указанных приборов на борту самолета
и 6 лабораторных условиях применяется установка УКАМП, позво-
ляющая создавать и контролировать давления, вводимые в проверяе-
мые приборы. С ее помощью проверяют работоспособность всего ком-
плекса приборов, подключенных к магистралям статического и пол-
ного давлений, без расстыковки магистралей. Основными составными
частями установки являются измеритель воздушных давлений ИВД,
совмещающий в себе устройства регулирования и точностного контро-
ля вводимых давлений, сигнализации срабатывания электрических
контактов проверяемых реле давлений и источник пневмопитания —
блок насосов УМАП.
16В
Для проверки мембранно-анероидных приборов непосредственно
на борту самолета могут применяться контрольно-проверочные уста-
новки КПА-ПВД и КПУ-3, к которым не предъявляют требования вы-
сокой точности измерений. Эти установки имеют пневмонасос, устрой-
ства регулирования, индикации. Они легко могут переноситься одним
оператором и обеспечивать оперативный контроль бортовых магистра-
лей и приборов.
Приборы проверяют путем сравнения показаний контрольных и
эксплуатируемых приборов с учетом поправок, прилагаемых к уста-
новкам. Контрольные приборы отличаются от описанных увеличен-
ными размерами шкал, а соответственно и габаритными размерами.
Погрешность и вариации выдаваемого сопротивления датчиков
скорости, углов атаки (скольжения) определяются с помощью специ-
альной установки, использующей свойства уравновешенного моста.
Для проверки сопротивления изоляции используется мегаомметр
напряжением 500 В постоянного тока, а для проверки расхода воздуха
через пневмопровод — реометр.
Контрольные вопросы
1. Назовите виды скоростей и поясните их использование в самолетовожде-
нии.
2. Нарисуйте принципиальную схему указателя скорости типа УСИ. По-
ясните принцип измерения индикаторной скорости и разности между заданным и
текущим значениями скорости.
3. Нарисуйте принципиальную схему комбинированного указателя ско-
рости. Поясните принцип измерения индикаторной и истинной воздушной ско-
ростей, проанализируйте погрешности.
4. Приведите электромеханическую схему датчика истинной воздушной
скорости и ПЪясните принцип действия.
5. Нарисуйте принципиальную схему вариометра, поясните принцип дейст-
вия, проанализируйте погрешности.
Глава 14
КОМПЛЕКСНЫЕ ИЗМЕРИТЕЛИ ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ
ПАРАМЕТРОВ
14.1. Общие сведения о системах воздушных сигналов
Наряду с приборами и датчиками, определяющими высотно-скоро-
стные параметры, на самолетах применяют системы воздушных сигна-
лов (СВС), которые называют также централями скорости и высоты.
Они предназначены для комплексного измерения этих параметров и
централизованного снабжения ими различных потребителей. К таким
параметрам относят: число М, истинную воздушную скорость У, ин-
дикаторную скорость Уи, относительную барометрическую высоту
Яотн, абсолютную барометрическую высоту Н, температуру наружно-
го воздуха Т, отклонения ДМ, Д/7,Д У числа М, высоты Н, скорости
Уи от заданных значений.
На рис. 14.1 приведена схема использования СВС в канале руля вы-
соты в системе автоматического управления САУ-1Т. В режиме стаби-
лизации угла тангажа О в сервопривод руля высоты СПРВ одновре-
менно с сигналами U$ и U& , пропорциональными отклонению угла
тангажа и угловой скорости &)г относительно поперечной оси самолета,
подается сигнал Uv, пропорциональный скорости Уи. Сигнал Uy при
возрастании скорости выше допустимой поступает на вход привода
СПРВ через диодную цепь зоны нечувствительности и усилитель.
Привод отклоняет руль высоты на кабрирование ВС, и скорость его
уменьшается.
В режимах стабилизации числа М, скорости Уи или высоты полета
на вход привода СПРВ поступают соответственно сигналы
Uду и U&H, пропорциональные отклонениям этих параметров от
заданных значений. Сигнал выдается электрическим блоком кор-
рекции числа М БКМЭ, сигналы f/ду и Uh,h— корректорами-за-
датчиками скорости приборной (КЗСП) и корректора-задатчика высо-
ты (КЗВ) соответственно.
Структурные схемы возможных аналоговых систем воздушных сиг-
налов приведены на рис. 14.2. Отличительной особенностью систем
СВС является то, что автоматическое решение расчетных зависимо-
стей производится в отдельном от указателей вычислителе. Послед-
ний выдает бортовым потребителям и указателям электрические сиг-
налы, пропорциональные определяемым параметрам. В системах СВС,
построенных по структурной схеме (рис. 14.2, в), решение расчетных
зависимостей производится в вычислителях, совмещенных конст-
руктивно с указателями. Сигналы выдаются указателями.
Вводимые в вычислители электрические сигналы, пропорциональ-
ные р и Рдин, выдаются блоками датчиков давлений БД, выделен-
170
ними отдельно или совмещенными
с вычислителем, а электрический
сигнал, пропорциональный темпе-
ратуре Т, выдается приемником
температуры Тт. При необходимо-
сти в вычислители могут вводит-
ся вручную значения давления
р0 и температуры То у поверхности
Земли, давления р3 заданного
уровня.
Потенциометрический блок пре-
образования напряжения БПнП
(рис. 14.2, б) предназначен для
Рис. 14.1. Схема использования СВС
в системе САУ-1Т
преобразования сигналов напряжений в сигналы в виде относитель-
ных сопротивлений. Схеме, приведенной на рис. 14.2, а, соответствует
система воздушных сигналов, применяемая под названием централи
скорости и высоты типа ЦСВ. Схеме, приведенной на рис. 14.2, б,
соответствует система воздушных сигналов типа СВС — ПН, а схеме,
показанной на рис.\14.2, в, — система воздушных сигналов типа СВС.
Системы СВС, построенные по схемам, изображенным на рис. 14.2,
айв, формируют сигналы давлений р и рдин в линейном масштабе,
Указатель
с —*3
вычислителем *
БД
—| Р
?дин
Тт
От приемников
Комбиниро-
банный
указатель >.
с вычисли-—
телем V*
Тт
Указатель Т
• • с —*
вычислителем
н
^отн
лМ
м
V
Т
Ъ —
н
Рис. 14.2. Структурные схемы возможных аналоговых систем воздушных сиг-
налов
171
т. е. УЧЭ имеют линейные характеристики по измеряемым давлениям.
Все операции, связанные с решением расчетных зависимостей, произ-
водятся на самобалансирующихся мостовых схемах, в состав которых
входят линейные и функциональные потенциометры вместе с элемента-
ми следящих систем отработки.
Системы СВС, построенные по схеме, показанной на рис. 14,2, б1,
формируют сигналы давлений й логарифмическом масштабе, т. е.
УЧЭ имеют характеристики по измеряемым давлениям, меняющиеся
по логарифмическому закону. Это позволяет более просто вести функ-
циональные преобразования в системе. В таких системах СВС приме-
няется бесконтактный аналоговый вычислитель, основанный на ис-
пользовании диодных функциональных преобразователей напряже-
ния. Самобалансирующиеся потенциометрические мосты применяют-
ся лишь в указателях и блоках БПнП.
14.2. Системы СВС-ПН с бесконтактным вычислителем
В системах СВС — ПН в бесконтактном аналоговом вычислителе
решаются расчетные формулы (12.10), (12.11), (13.7), (13.12) относи-
тельно высоты Н, скорости Уи, числа М соответственно. Для вычисле-
ния истинной воздушной скорости V используется формула, получен-
ная следующим образом.
Как указывалось, температура торможения
Учитывая, что скорость звука а — ^kRyfJT, выражение (14.1)
можно переписать как
= Л12+1). (14.2)
Поскольку V = qM то с учетом формулы (14.2)
расчетная зависимость для скорости
1/ = ущ^---- ^^-УЛ- (14.3)
У ---2-^+1
Относительная барометрическая высота
Н ОТН — Н-Из,
где Н3 — абсолютная барометрическая высота на уровне Земли, относительно
которой отсчитывается Яотн.
1 В дальнейшем эти системы будем называть системами типа СВС—ПН.
172
-+ гпв —
(при V3«
• 101 нПа)
~115В, 100 Гц
БПУ
нз
отн
----* БП
Р
„Коррекция“I I
„Програм-
ма"
*и
КЗСП
БСГ
УСВПК
Б ПУ
I/
„Коррекция
Иц ---------
4И
УМ
УВО
УСВПК -------
L—т— от ДИ С С
БПУ
БПУ
БПУ
ВСМВ
Нотн
БПнП
У(Котн)
Нотн
БПнП
БПнП
нотн (к отн/
Н^отн)
Др ТтГ|---------*~„Готооность"(+27В)
-kji------------р
БКМЭ ___\„Коррекция"
„Програм-
ма
„Готовность" (+37В)
КЗВ
"кдГ
—► 'п
—~ЛН
„готов-
ность"
БСГ
.."* (+37*1
Ф
М
V
v
н
Рис. 14.3. Структурная схема системы типа СВС—ПН
Отклонения числа М, скорости УИ, высоты Н от заданных значе-
ний Л4зад, УИ зад, находятся из выражений:
ДМ = М — Мзад; ДV - У„ — У„ зад; ДЯ = Н — Язад.
oCIJa 7 11 11 оаД ’ оаД
Элементы, входящие в состав систем типа СВС — ПН, представле-
ны на рис. 14.3. В состав систем СВС—ПН могут входить также вы-
числители аэродинамических поправок (ВАП), законы формирова-
ния которых зависят от типа самолета.
Вычислитель скорости, числа М и высоты ВСМВ работает при по-
даче на его вход сигналов: давлений р и рп от приемников воздушных
давлений; температуры торможения ТТ в виде сопротивления RT от
приемника температуры заторможенного потока; высоты Н3 задан-
ного уровня Земли от указателя относительной барометрической вы-
соты УВО. Ввод сопротивления, пропорционального высоте Н3 как
функции давления р3 на заданном уровне Земли, осуществляется
функциональным потенциометром, воспроизводящим функцию Н3 =
=f(p3), при вращении ручки ввода давления р3 на лицевой части ука-
зателя У ВО.
Вычислитель питается через фильтр Ф переменным током (115 В,
400 Гц) и через блок питания БП постоянным током. Напряжения, про-
порциональные параметрам Н, Нотн, У, преобразуются в соответст-
вующие сопротивления блоками БПнП.
Сигналы в каналах Яотн, V< М усиливаются блоками питания с
усилителями БПУ, работающими в комплектах с указателями У ВО,
воздушной и путевой скорости УСВПк, числа М УМ. При соответст-
вующей установке переключателя на указателе УСВПк системы
173
Рис. 14.4. Функциональная схема вычислителя ВСМВ
СВС — ПН дают возможность индикации путевой скорости Уп по
данным доплеровского иауиерителя ДИСС.
Вычислитель ВСМВ. Он предназначен для решения и выдачи в виде
напряжений сигналов, пропорциональных И, //отн, М и V. Вычис-
литель ВСМВ (рис. 14.4) состоит из индукционных датчиков статиче-
ского и динамического давления ДДСИ и ДДДИ, функциональных
преобразователей напряжения ПИФ, полупроводниковых усилите-
лей У, трансформаторов Т. В вычислителе ВСМВ при решении при-
веденных выше зависимостей используется метод суммирования
электрических сигналов. Этим объясняется логарифмирование па-
раметров, входящих в расчетные зависимости.
Зависимости прогибов УЧЭ датчиков ДДСИ и ДДДИ от давлений
меняются по логарифмическому закону. Характеристики индукцион-
ных преобразователей этих датчиков являются линейными. В связи с
этим характеристики датчиков ДДСИ и ДДДИ по давлениям в целом
меняются по логарифмическому закону. В целях упрощения изложе-
ния в тексте и на рис. 14.4 коэффициенты пропорциональности опу-
щены.
я
----0
----0
Рис. 14.5. Схема умножения
с помощью трансформатора
174
Основные функциональные преобразования в соответствии с
расчетными формулами осуществляются преобразователями ПНФ
(ПНФ1 и ПНФ2 — для ДДСИ, ПНФЗ — для ДДДИ). С помощью
ПНФ4 получается сигнал в виде напряжения U9, пропорциональный
числу М. ПНФ5 в канале скорости V позволяет получить сигнал в виде
напряжения
.--- М
С\2 = НМ)у=У/гЯуд . (14.4)
V ~Л,2+1)
Этот сигнал подается через усилитель У11 на первичную обмотку
трансформатора ТЗ, реализующего формулу (14.3). Ввод величины
V Тг обеспечивается за счет изменения входного сопротивления транс-
форматора ТЗ при изменении сопротивления /?т, подключенного к его
вторичной обмотке L2 (рис. 14.5).
Сопротивление, приведенное к первичной обмотке L1 трансформато-
ра с коэффициентом трансформации Кт, R'T = R^K*.
На выходе трансформатора ТЗ (без учета входного сопротивления
усилителя У12 и сопротивлений обмоток трансформатора) напряжение
£/вх
В приведенной схеме напряжение (/Вх пропорционально функции
f (M)v, а отношение Rr/(R + R'r) пропорционально величине
Поэтому выражение (14.5) определяет скорость V. После суммирова-
ния с начальным напряжением это напряжение ((713) через усили-
тель У12 и размножающий трансформатор Т4 поступает к потреби-
телям (см. рис. 14.4).
Полупроводниковые усилители У1 ...У2 предназначены для уси-
ления сигналов по мощности и напряжению. С трансформаторов на-
чальных значений, не показанных на рис. 14.4, в каналы параметров
И, /70ТН, V, числа М вводятся сигналы U01 — U09 начальных напря-
жений для компенсации ненулевых остаточных сигналов и фазовых ис-
кажений в каналах системы.
На входы усилителей У1, У4, Уб могут подаваться контрольные
сигналы иэт1 и иэт2 встроенного контроля, соответствующие тесто-
вым значениям р и рДцН. К вторичной обмотке трансформатора ТЗ
вместо сопротивления R? подключается в этом случае сопротивление
Датчики ДДСИ и ДДДИ. Эти датчики имеют одинаковые принципи-
альные схемы и отличаются лишь УЧЭ: в ДДСИ применяется анероид-
ная коробка, а в ДДДИ—манометрическая коробка. В датчике ДДСИ
(рис. 14.6) имеются два индукционных преобразователя. Каждый ин-
дукционный преобразователь состоит из двух неподвижных первичных
175
обмоток LI, L2 (L3, L4), включенных встречно, и подвижной вторич-
ной обмотки L5 (L6). Вторичная обмотка перемещается жестким цент-
ром анероидной коробки Е. Обмотки L5, L6 включены последователь-
но. Перемещение жестких центров анероидных коробок встречное, что
позволяет исключить погрешности от ускорений вдоль осей обмоток.
Изменение статического давления р приводит к перемещению под-
вижных обмоток относительно неподвижных. В них наводятся ЭДС,
которые суммируются. С выхода датчика снимается напряжение Ur=
Для уменьшения температурных погрешностей датчика использует-
ся термостатирование с помощью нагревательного элемента В, реле
Кб и биметаллических термоэлементов S1 и S2. Поддерживаемая
температура (45±5) °C. При увеличении температуры элемент SI
разрывает цепь питания реле К5. При отказе элемента S1 и темпера-
туре 60 °C срабатывает элемент S2.
Смещение нуля выходного сигнала устраняется мостиковым термо-
компенсатором первого рода, состоящим из резисторов R9 — R12.
Изменение наклона характеристики датчика компенсируется термоком-
пенсатором второго рода с помощью резисторов R7, R8.
Преобразователи ПНФ. Заданная функция UBbIX = f (U3X) в пре-
образователях ПНФ воспроизводится методом кусочно-линейной ап-
проксимации. Преобразователи ПНФ состоят из отдельных ячеек, каж-
дая из которых рассчитана на аппроксимацию функции одним отрез-
ком. Так как все решаемые зависимости, кроме соотношения (14.3),
на рабочих участках представляются вогнутыми либо выпуклыми,
рассмотрим преобразователи ПНФ
для воспроизведения этих двух ви-
дов функций.
В схеме ПНФ постоянного тока
(рис. 14.7, а} при UBX = 0 все ячей-
ки заперты опорными напряжения-
ми источников G1 — GN. При уве-
личении UBX напряжение ивых на
выходе растет линейно, причем на-
клон первого участка (рис. 14.7, б)
определяется резисторами Rl, RH.
При UBX Ux> UG\ диод VI
открывается и резистор R2 шун-
тирует резистор RB. Крутизна ха-
рактеристики меняется. Остальные
ячейки работают так же.
Схема ПНФ переменного тока
для воспроизведения выпуклых
функций (рис. 14.8, а) состоит из
ячеек с резисторами и диодами.
Количество ячеек соответствует
числу аппроксимирующих отрез-
Рис. 14.6. Принципиальная схема
датчика статического давления типа
ДДСИ
176
Рис 14.7. Возможная схема функ-
ционального преобразователя ПНФ:
а — схема преобразователя постоянного то-
ка для воспроизведения выпуклых функ-
ций; б—выпуклая функция
ков. Выходное напряжение снимается с резистора 7?н. Конденсатор С
предназначен для регулировки фазы U3K.
Рассмотрим работу схемы на примере работы первой ячейки, состо-
ящей из резисторов R2, rl, г' 1 и диодов VI, VI. Опорные напряжения
Uoni и (7oni равны между собой. Резисторы rl и г'1 образуют две па-
раллельные цепи, питаемые через диоды VN и VN опорным напряже-
нием Uоп. Пусть в положительный полупериод синфазных напряже-
ний £/вх и Uоп потенциалы на элементах схемы распределены так, как
это показано на рис. 14.8, а. Диод VN открыт. В результате возникает
опорное напряжение Uoni.
а) л?
Рис. 14.8. Возмож-
ные схемы функцио-
нальных преобразова-
телей переменного
тока
177
Диод VI при 0 < иъых < Uoni закрыт опорным напряжением
{/оп1, а VI закрыт напряжением £/вых. При отрицательном полупе-
риоде напряжений £7ВХ и U оп (потенциалы указаны в скобках) диод
VN открыт. Функции запирающих напряжений поменяются, диоды
VI и VI будут закрыты, ток по резистору R2 не протекает.
С ростом U}iX при t/BbIX >* t/oni Диод W (VI) откроется, резистор
зашунтируется резистором R2. Крутизна характеристики £7ВЫХ =
= / (^вх) на втором участке уменьшится. При Uоп2 откроет-
ся вторая ячейка и подключится резистор R3 и т. д.
Схема ПНФ для воспроизведения вогнутых функций (рис. 14.8,6)
работает аналогично. Отличие от схемы ПНФ по рис. 14.8, а состоит
лишь во включении резистора RH. Условием отпирания первой ячейки
ПНФ здесь служит неравенство £/вх— ^'Вых> Uот-
Крутизна характеристики £/ВыХ ~ / (^вх) возрастает, так как
шунтирующий резистор R2 подключается параллельно ограничиваю-
щему резистору R1.
Преобразователь ПНФ5 (см. рис. 14.4) для воспроизведения зави-
симости приведенной на рис. 14.8, в, представляет комбинацию
двух ПНФ (рис. 14.8, г), один из которых служит для воспроизведе-
ния вогнутых, а другой — выпуклых функций. С увеличением £/вх
первыми открываются диодные ячейки, шунтируемые резистором R1,
а затем ячейки, шунтируемые резистором R2.
Точность воспроизведения характеристик зависит от числа аппрок-
симированных участков заданной функции, а следовательно, числа
ячеек ПНФ.
Блок БПнП. Он построен по принципу самобалансирующейся
мостовой схемы. Блок (рис. 14.9, а) состоит из электрического моста,
усилителя У, двигателя-генератора ДГ, потенциометра отработки
/7оС, выходных потенциометров /7ВЫХ.
Поступающее на вход напряжение £7Вх из вычислителя сравнивает-
ся с помощью мостовой схемы с напряжением, снимаемым с потенцио-
метра П ос. Сигнал рассогласования через усилитель У поступает на
управляющую обмотку двигателя-генератора ДГ, вращение которого
передается на щетки потенциометров Пос и /7ВЫХ и продолжается,
Рис. 14.9..Функциональные схемы блоков БПнП (а) и БКМЭ (б)
178
Рис. 14.10. Принципиальная схема
указателя УВО
пока существует это рассогласова-
ние. Сопротивление потенциомет-
ров 77вых при этом соответствует
входному напряжению.
В схеме используется лекаль-
ный корректор (на рисунке не по-
казан), предназначенный для ком-
пенсации систематических инстру-
ментальных погрешностей. Допол-
нительный поворот щеток потен-
циометров Пос и 77вых на величину
поправки обеспечивается регули-
ровкой профиля лекала коррек-
тора.
Для улучшения работы следя-
щей системы в динамическом ре-
жиме в схеме использовано напря-
жение отрицательной обратной свя-
зи, выдаваемое генераторной об-
моткой двигателя-генератор а ДГ.
Блок БКМЭ. Он выдает сигнал, пропорциональный АМ, в виде на-
пряжений постоянного и переменного тока.
На вход блока БКМЭ (рис. 14.9, б) поступает сигнал, пропорцио-
нальный числу М, в виде напряжения переменного тока частотой 400
Гц. В режиме слежения сигнал сравнивается с сигналом, снимаемым
с индукционного преобразователя угла ИП. Сигнал рассогласования
АТ/ через усилитель У подается на обмотку управления двигателя-
генератора ДГ, выходной вал которого через редуктор Р' вращает
подвижной элемент ИП и щетки выходных потенциометров 77. Враще-
ние продолжается, пока сигнал рассогласования не станет равным ну-
лю. Каждому значению числа М в режиме слежения соответствует оп-
ределенное значение выходного сопротивления R потенциометров 77.
Назначение генераторной обмотки Г такое же, как и в блоке БПнП.
Режим коррекции включается при подаче сигнала «коррекции»
(+27 В) на обмотку реле КГ При этом к выходу усилителя У подклю-
чается фазочувствительный усилитель ФЧУ , двигатель-генератор от-
ключается. В результате при изменении сигнала на входе блока БКМЭ
на выходе ФЧУ появятся сигналы, пропорциональные АЛ/. При сня-
тии сигнала «коррекции» блок БКМЭ продолжает работать в режиме
слежения.
Указатель УВО. Он состоит (рис. 14.10) из канала отработки и ин-
дикации величины /70тн и канала выдачи относительного сопротивле-
ния, пропорционального величине Н3 как функции давления р3.
Канал 7/отн построен по принципу самобалансирующейся мосто-
вой схемы. Поступающий с выхода вычислителя электрический сигнал
7/вх, пропорциональный величине /70тн, с помощью двигателя М от-
работки и редуктора Р1 преобразуется в угловое перемещение стрелок
179
и барабанов счетчика Сч. Одновременно двигатель перемещает щетку
потенциометра В1 обратной связи и меняет напряжение UBr в диаго-
нали В Г моста.
Управляющий сигнал на обмотку ОУ двигателя М следящей систе-
мы подается с усилителя блока БПУ, на вход которого поступают раз-
ность напряжений (/вх и (7ВГ, а также сигнал скоростной обратной
связи с обмотки ОС генератора G. Малая стрелка на лицевой части
указателя служит для отсчета километров, а большая — десятков и
сотен метров. Счетчик показывает высоту в километрах.
В равновесном положении схемы (7ВХ = — Uw и напряжение на
входе блока БПУ равно нулю. Каждому значению Нотн соответствует
определенное положение щетки потенциометра В1 и угол поворота
стрелок указателя и барабанов счетчика.
Канал Н3 состоит из потенциометра В2, редуктора Р2 и счетчика
Сч. Давление р3 вводится кремальерой, с которой связаны счетчик и
щетка функционального потенциометра В2, выдающего в вычислитель
ВСМВ сигнал Н3 = f(p3). Обмотки OBI, 0В2 являются обмотками
возбуждения двигателя и генератора, резисторы R3, R4, R6 — юсти-
ровочные.
Указатели УСВПк и УМ. Эти указатели также построены по прин-
ципу самобалансирующейся мостовой схемы, их работа аналогична ра-
боте указателя УВО с блоком БПУ.
В указателе УСВПк в зависимости от положения переключателя
«Возд.— пут.» на фланце указателя следящая система указателя под-
ключается к вычислителю системы СВС или ДИСС.
Блоки БПУ. Они обеспечивают усиление сигналов рассогласования
в каналах Н отн, V, числа М и питание обмоток возбуждения двигате-
ля и генератора в следящей системе. Блок БПУ состоит из полупровод-
никового усилителя, трансформатора и конденсатора, обеспечивающе-
го сдвиг фаз на 90° напряжений обмоток возбуждения и управления
двигателя. Полупроводниковый усилитель имеет два каскада предвари-
тельного усиления, фазовый фильтр, предконечный каскад усиления
и выходной усилитель мощности.
Блок питания БП. Он предотвращает амплитудные выбросы значе-
ний бортсети постоянного тока. Принцип стабилизации напряжения в
блоке основан на сравнении выходного напряжения с опорным напря-
жением. Разность этих напряжений служит для управления регули-
рующим элементом через усилитель обратной связи. Блок питания со-
стоит из выпрямителей и стабилизатора напряжения на полупроводни-
ковых элементах.
Фильтр Ф. Он уменьшает нелинейные искажения напряжения бор-
тового источника питания 115 В 400 Гц. Фильтр состоит из последова-
тельного и параллельного колебательных контуров LC, настроенных
на резонанс с частотой 400 Гц. Последовательный контур для частоты
400 Гц имеет минимальное сопротивление, параллельный — макси-
мальное. Коэффициент передачи фильтра на частоте 400 Гц близок
к единице. На частотах выше 400 Гц резко уменьшается.
180
14.3. Системы СВС с вычислительными устройствами,
совмещенными с указателями
В системах СВС с вычислительными устройствами, совмещенными
с указателями, решаются те же зависимости, что и в системах типа
СВС— пн.
В основу вычислительных устройств здесь положены мостовые схе-
мы. Для определения числа М используется потенциометрическая
схема деления, для нахождения температуры Т наружного воздуха и
скорости V — реостатные мостовые схемы умножения, для вычисления
высоты Н отн — потенциометрическая схема вычитания. Во всех этих
схемах на вход усилителя следящей системы поступает сигнал рассог-
ласования с задающих и отрабатывающих потенциометров, который
после усиления приводит во вращение ротор двигателя. Двигатель
через редуктор перемещает щетки потенциометра отработки и выход-
ных потенциометров (подвижные элементы синусно-косинусных транс-
форматоров), а также стрелку визуального отсчета. Двигатель ревер-
сируется за счет изменения фазы сигнала рассогласования.
Блок датчиков давлений БД. Он состоит из датчиков статического
р и динамического давлений рдин, элементов встроенного контроля и
трансформаторов, обеспечивающих электрическое питание. Относи-
тельные сопротивления, пропорциональные выходным параметрам
р, Н, Уи, выдаются функциональными потенциометрами блока,
щетки которых соединены с двигателями следящих систем.
По кинематической схеме и принципу действия датчик статического
давления р аналогичен корректору КЗВ в режиме «обнуления» (см.
рис. 12.10). Датчик динамического давления рдин отличается от датчи-
ка статического давления р лишь УЧЭ (манометрическая коробка) и
выходными фукциональными потенциометрами.
Указатель Нотн (рис. 14.11). Данный указатель построен по типо-
вой потенциометрической мостовой'схеме вычитания, рашающей зави-
симость /70тн= Н — Н^. Входными величинами являются: высота
Рис. 14.11. Принципиальная схема указателя Нот*
181
Н в виде перемещения у (И) щетки потенциометра В2 (входит в состав
блока БД)-, высота Язад в виде перемещения х щетки потенциометра
В1 в результате поворота ручки ввода Наад. Значение Наад отражает-
ся на счетчике Сч. Автоматическое действие моста достигается за счет
следящей системы, состоящей из усилителя У, двигателя М и редукто-
ра Р'. При изменении переменной у или х равновесие моста нарушает-
ся и на вход усилителя поступает сигнал рассогласования. Двигатель
М, перемещая щетку потенциометра ВЗ, восстанавливает равновесие
моста. Условием равновесия моста является равенство
Рн зад Рн отн“^1Ян»
где ^/заД) /?Яотн, — относительные сопротивления, пропорциональные
^зад» Р отн'
При их — U2 последнее равенство принимает вид Рн Отн = R н—
Rii зад-
Двигатель М поворачивает также щетки выходных потенциомет-
ров В4, подвижные элементы синусно-косинусных трансформаторов
В5 и стрелку указателя И отн (на схеме выходные преобразователи В4
и В5 показаны по одному).
Комбинированный указатель числа М и скорости V (УМС)
{рис. 14.12). Он состоит из двух самостоятельных каналов решения:
Рис. 14.12. Принципиальная схема комбинированного указателя числа М и
скорости V
182
числа М (АЛ4) и скорости V. В указатель входят: усилители У1 (ка-
нал числа М), У2 (канал скорости V); двигатели Ml, М2; функцио-
нальный потенциометр ВЗ отработки числа М; выходные потенциомет-
ры В4 канала числа М (на схеме изображен один); функциональный ре-
остат В5, выдающий сигнал пропорционально функции f (M)v; функ-
циональный реостат В6, реализующий функцию /(М)г =
М2 +1 ; выходной потенциометр В7, выдающий откло-
2 j
нение АА4; синусно-косинусные трансформаторы В10, В11; реостат
В8 отработки канала скорости V; выходные потенциометры В9; рези-
сторы Rl, R2, R3 канала скорости V; редукторы Р’1, Р’2.
Число М вычисляется потенциометрическим мостом деления по фор-
муле (13.12). Входные величины — давления р и рдин поступают в ви-
де относительных сопротивлений потенциометров В2 и В1 блока БД.
Условием равновесия моста является равенство Uz = Uу. Напря-
жения Г
Ux и0
Uy=—^~Ry> Uz=-~—Rz,
где и RB2 — полные сопротивления потенциометров В1 и В2; Ry и Rz — со-
противления, пропорциональные перемещениям у и z; Ux — напряжение пита-
ния потенциометра В2, являющееся выходным напряжением потенциометра ВЗ;
пропорциональным числу М.
Если пренебречь шунтирующим влиянием сопротивления /?В2
и приравнять Uz и Uy, то можно Аолучить Rx = Rz/Ry, где Rx, Rz,
Ry — относительные сопротивления.
На одной оси со щеткой потенциометра ВЗ находятся также щетки
выходных потенциометров и реостатов В4 ... В7, подвижной элемент
синусно-косинусного трансформатора В10 и стрелка визуального от-
счета числа М.
Истинная воздушная скорость V вычисляется с помощью реостат-
ной мостовой схемы по формуле (14.3). Входные параметры: f (M)v,
определяемая по формуле (14.4), вводится в виде выходного сопротив-
ления реостата В5; У Тг вводится цепочкой из резистора RT, приемни-
ка температуры Тг и резисторов Rl, R2.
Для равновесного положения моста (реостаты В5, В8, резистор R3,
сопротивление /?аб между точками а и б) справедливо равенство
Яаб/№ — Rxi/Rzit
где Rxr — сопротивление реостата В8; /?21 — сопротивление реостата В5.
Поскольку R3 = const = К, то Rea . Последнее выра-
жение соответствует расчетной формуле (14.3), так как сопротивле-
ние Ryl пропорционально Тг, а сопротивление RZ1 — f (A4)y.
На одной оси с щеткой реостата В8 отработки скорости V находят-
ся также щетки выходных потенциометров В9 (на схеме показан один),
183
т
Рис. 14.13. Принципиальная-схема указателя температуры Т наружного воз-
духа
подвижный элемент синусно-косинусного трансформатора В11 и
стрелка визуального отсчета скорости V. Для проведения встроенного
контроля вместо сопротивления 7?т можно подключать эталонное со-
противление (на схеме не показано).
Указатель температуры Т наружного воздуха. Реостатная мостовая
схема указателя температуры Т (рис. 14.13) аналогична схеме канала
скорости V комбинированного УМС. Здесь реализуется формула (14.2)
в виде
уг=
р (-^-^’+1)
Величина V7\ вводится так же, как и в предыдущей схеме, a f (Л4)т ~
= 1/ 1 Л14-1^ поступает в виде сопротивления функциональ-
ного реостата В2, выходного элемента канала числа М комбинирован-
ного указателя УМС. На рис. 14.12 этот реостат обозначен как В6.
14.4. Погрешности и особенности технического обслуживания
аналоговых СВС
Методические погрешности систем воздушных сигналов аналогич-
ны погрешностям измерителей высоты и скорости.
Истинная воздушная скорость V вычисляется по формуле (14.3)
в зависимости от значений числа М и фактической температуры Т на-
ружного воздуха на высоте полета. Это исключает методическую по-
грешность измерения скорости V, присущую измерителям с косвен-
ным учетом температуры.
184
Инструментальные погрешности систем воздушных сигналов объ-
ясняются погрешностями их элементов. Их подразделяют на статиче-
ские и динамические. Статические погрешности складываются в основ-
ном из погрешностей от нелинейности характеристик элементов и тем-
пературных погрешностей, вызванных влиянием температуры на УЧЭ,
параметры электрических схем, счетно-решающих устройств.
Погрешности от нелинейности характеристик элементов объясня-
ются отклонением характеристик УЧЭ, функциональных потенцио-
метров (в системах типа СВС), бесконтактных преобразователей ПНФ
(в системах типа СВС—ПН) от заданных характеристик. Эти погрешно-
сти устраняются регулированием отдельных узлов, а также с помощью
лекальных корректоров.
В целях уменьшения инструментальных статических погрешностей,
вызванных изменением температуры, используют дополнительные си-
стемы обогрева или вводят температурную компенсацию. '
Использование автоматического уравновешивания в компенсаци-
онных схемах с помощью следящих систем в указателях, счетно-реша-
ющих и других устройствах систем воздушных сигналов позволяет су-
щественно повысить точность измерений.
Динамические погрешности систем воздушных сигналов объясня-
ются воздействием на элементы и узлы конструкции вибрации и ли-
нейных перегрузок, а также инерционностью датчиков давлений р и
Рдин, температуры Т\, следящих систем. Для уменьшения влияния
вибрации и перегрузок используют динамическую балансировку под-
вижных элементов и узлов, амортизацию блоков.
Перед установкой на самолет и при различных видах технического
обслуживания проверяется работоспособность систем воздушных сиг-
налов встроенным контролем. Полный контроль ведется с помощью ап-
паратуры проверки АП — СВС и включает: внешний осмотр, провер-
ку сопротивления изоляции электрических цепей блоков системы, про-
верку герметичности систем статического и полного давлений, провер-
ку системы с помощью встроенного контроля, проверку точности изме-
рения системы.
В состав аппаратуры АП—СВС входят: измеритель воздушных дав-
лений ИВД, измеритель выходных параметров ИВП, блок насосов ус-
тановки УМАП, монтажные элементы. Кроме аппаратуры АП—СВС,
для проверки системы в лабораторных условиях используют: мегаом-
метры на 500 В и 100 В; ламповый вольтметр типа В3\ источники
электропитания.
Проверка систем воздушных сигналов с помощью аппаратуры
АП—СВС (рис. 14.14) производится при вводе стимулирующих сигна-
Рис. 14J14. Схема провер-
ки систем воздушных сиг-
налов
185
лов рп и р, эталонного сопротивления, пропорционального сопротив-
лению Rr. Измерение и ввод давлений рп и р производят измерите-
лем ИВД, на вход которого подаются давления от блока насосов ус-
тановки УМАП.
Контроль напряжений в цепях питания и ввод электрических сти-
мулирующих сигналов, измерение выходных сигналов осуществляет
измеритель выходных параметров ИВП.
14.5. Системы СВС с цифровым вычислителем
Входная информация в схеме СВС, реализованной на базе процес-
сора (рис. 14.15), обеспечивается частотными датчиками давлений ЧДР
и ЧДРП (см. гл. 5), датчиком температуры торможения ДТГ, датчиком
угла атаки ДУА, задатчиком давления р3 уровня Земли, относительно
которого определяется Н отн.
На выходе задатчика ръ работает синусно-косинусный трансформа-
тор СКТ в режиме фазовращателя. Значение вводимого давления
р3 пропорционально углу фазового сдвига импульсов на выходе СКТ,
который в аналого-цифровом преобразователе «частота — код» ПЧК
преобразуется в числовой код.
В ПЧК в числовые коды превращаются также частотные сигналы
и fp датчиков давления.
Аналоговые сигналы в виде сопротивления Ктг с выхода ДТт и
Uа с СКТ ДУА преобразуются в числовые коды с помощью преобра-
зователя «напряжение—код» ПНК. На вход ПЧК и ПНК указан-
ные сигналы поступают через коммутатор К7. Кодированные сигна-
лы с выходов ПЧД и ПНК. поступают в процессор. В нем происходит
Рис. 14.15. Функциональная схема СВС с цифровым вычислителем:
ПЗУ К — долговременное запоминающее устройство команд; УУ — устройство управления;
ДЗУ — долговременное запоминающее устройство; ППЗУ — полупостояииое запоминающее
устройство; ОЗУ — оперативное запоминающее устройство; ИСП — индикаторы скорост-
ных параметров; ИВП — индикаторы высотных параметров
186
Рис. 14.16. Функциональная схема СВС на базе микропроцессоров с каналом
информационного обмена
вычисление высотно-скоростных параметров по алгоритмам, реализо-
ванным в виде программ в кодах машинных операций.
В основу алгоритмов вычисления положен метод кусочно-полино-
миальной аппроксимации. Сущность метода заключается в том, что
интервал, на котором задана нелинейная вычисляемая функция, раз-
бивается на определенное число подынтервалов и внутри каждого
подынтервала нелинейная функция заменяется линейным отрезком.
Гибкость метода при обеспечении требуемой точности и быстродействия
заключается в том, что точность вычислений достигается увеличением
числа подынтервалов и степени полинома. Для одной и той же точности
при большем числе подынтервалов требуется меньшая степень полино-
ма и обеспечивается большее быстродействие. Для каждой вычисляе-
мой функции с заданными точностью и быстродействием при мини-
мальном числе запоминаемых в постоянном запоминающем устройстве
коэффициентов аппроксимирующего полинома существует определен-
ное сочетание числа подынтервалов и степени полинома. Вычисленные
параметры в виде кодированных электрических сигналов и в виде на-
пряжения (после преобразователя «код-напряжение» ПКН) поступают
через коммутатор К2 потребителям и на индикацию.
Использование микропроцессоров с каналом информационного об-
мена (рис. 14.16) по сравнению с вычислителями с жесткими связями
создает большие возможности для создания разных модификаций СВС.
Это объясняется тем, что, изменяя только программу, хранящуюся в
памяти, можно добиться существенного изменения характеристик вы-
числителя. Уменьшение числа используемых интегральных схем, чис-
ла печатных плат, межплатных соединений повышает надежность сис-
темы.
Использование более совершенной элементной базы позволяет
при повышении достоверности и точности выходной информации также
значительно уменьшить потребляемую мощность и массу системы.
Процессор (см. рис. 14.16) совместно с постоянным запоминающим
устройством ПЗУ программ циклически выполняет последователь-
187
ность команд функционирования системы. Процессор управляет рабо-
той преобразователей «частота—код» ПЧК, «напряжение—код» ПНК
запоминающего устройства датчиков ЗУД, устройство ввода-вывода
УВВ. Одновременно процессор считывает входную информацию с
датчиков, вычисляет параметры, выполняет подпрограмму контроля.
Устройство ПЗУ необходимо для хранения последовательности выпол-
няемых процессором команд и констант, используемых для вычисле-
ния высотно-скоростных параметров.
Устройство ОЗУ хранит промежуточные результаты при вычисле-
ниях и коэффициенты, переписываемые из устройства ЗУД. Устрой-
ство ЗУй обеспечивает возможность чтения процессором коэффици-
ентов датчиков, хранящихся в ПЗУ. Одновременно это устройство обе-
спечивает прием дискретных управляющих сигналов и разовых ко-
манд и передачу их в виде кода в процессор, а также хранение попра-
вочных коэффициентов различных типов самолетов. Функции преоб-
разователей ПЧК и ПНК сохраняются теми же, что и в схеме на
рис. 14.15.
Устройство УВВ предназначено для обмена информацией между
СВС и потребителями. Одновременно это устройство формирует сиг-
нал превышения допустимой индикаторной скорости.
Датчики ЧДР и ЧДР и имеют встроенные измерители температуры,
сигналы которых преобразуются в код в преобразователе ПНК и ис-
пользуются для компенсации температурных погрешностей при вычи-
слении давлений р и рп.
В данной схеме СВС используется алгоритм компенсации система-
тических аэродинамических погрешностей приемника воздушных дав-
лений.
Системы СВС с цифровым вычислителем в полете контролируются
автоматическими встроенными аппаратно-программными средствами
контроля. Аппаратные средства контролируют датчики входной ин-
формации, преобразователи ПЧК и ПНК, запоминающие устройства,
выдаваемую кодовую информацию. Программные средства используют
программы, имеющиеся в вычислителе. Автоматический контроль про-
изводится в полете непрерывно и должен охватывать все функциональ-
ные элементы СВС, на выходе которой формируется сигнал исправно-
сти системы.
В наземных условиях используются как автоматические, так и функ-
циональные (с участием оператора) средства контроля. В последнем
случае контроль осуществляется подачей на вход СВС стимулирую-
щих воздействий.
В ходе функционального контроля на земле воспроизводится пол-
ный алгоритм автоматического контроля и решаются дополнительные
контрольные задачи по проверке датчиков входной информации, ли-
ний связи с датчиками аналоговой информации, процессора и запоми-
нающих устройств.
188
14.6. Приборное оборудование сигнализации критических
режимов полета
Характеристики устойчивости и управляемости самолета зависят
от скорости Уи, числа М, угла атаки а, перегрузки. На углах атаки,
превышающих критические значения, наблюдается срыв воздушного
потока, что приводит к поперечной и продольной неустойчивости само-
лета. Повышенные перегрузки отрицательно воздействуют на орга-
низм человека, конструкцию самолета, на работу отдельных агрега-
тов и силовой установки. В зависимости от высоты полета превышение
вертикальной скоростью ее критических значений 7ВкР может приве-
сти к происшествию.
В связи с отмеченным современные самолеты имеют ограничения по
скоростям Vu, Ув, числу М, углу атаки и перегрузке. Эти ограниче-
ния зависят от типа самолета, высоты полета, режима работы силовых
установок и т.д. Для указанных целей на самолетах используют раз-
личные устройства и системы. Примером являются автоматы углов ата-
ки и перегрузок (АУАСП), а также системы сигнализации опасной ско-
рости сближения самолета с Землей (ССОС).
Автомат АУАСП. Он измеряет и выдает сигналы, пропорциональ-
ные местным текущим углам атаки аТеК, критическим углам атаки акр
и вертикальным перегрузкам пу. Автомат сигнализирует также о сскр,
предельных перегрузках.
Принцип действия автомата основан на непрерывной отработке в
схемах самобалансирующихся мостов напряжений, пропорциональ-
ных параметрам атек, акр, пу.
Электрические напряжения, пропорциональные этим параметрам,
выдаются (рис. 14.17) датчиками углов атаки ДУА, критических уг-
лов ДКУ и перегрузок ДП. Эти напряжения поступают через блок ком-
мутации БК на указатель углов атаки и перегрузок УАП.
Рис. 14.17. Функциональная схема автомата АУАСП
189
На взлетно-посадочном режиме полета через блок коммутации БК
на указатель УАП поступают значения атек с датчика ДУА и сигнал
предельного угла атаки авзлет (апосад) с задатчика. В полетном ре-
жиме на указатель через блок БК вместе с сигналом атек подается сиг-
нал акр — f (Af) с датчика ДКУ. В обоих режимах полета на указатель
постоянно поступают сигналы, пропорциональные текущим значени-
ям Пу.
Указатель, на шкале которого нанесено допустимое значение пу,
индицирует величины атек, акр и пу. Выход на критический режим оп-
ределяется приближением атек или пу к предельным значениям. При
этом загорается лампочка и выдаются сигналы 4- 27 В критических
значений акр, пукр после срабатывания микровыключателей. Борто-
вым потребителям выдаются сигналы, пропорциональные акр с ДКУ,
атек с ДУА и пу с ДП. Схема ДКУ аналогична схеме датчика воздуш-
ной скорости (см. рис. 13.7) без сопротивления /?т. С потенциометра В1
здесь снимается сигнал Uy = f (Ир), с потенциометра В2 — сигнал
£/2 = KPkvhJp)- Подбором согласующих и профилирующих сопротив-
лений добиваются пропорциональности выходных напряжений с по-
тенциометров В4, В5 значениям акр в функции числа М.
Датчик ДП основан на измерении линейного ускорения, действую-
щего на упруго подвешенную массу, перемещение которой преобразу-
ется в электрический сигнал с помощью потенциометров.
Указатель УАП представляет собой комбинацию следящих систем
отработки измеряемых параметров с микровыключателями, комму-
тируемыми с помощью кулачковых механизмов.
Блок БК служит для регулировки и электропитания автомата.
В блоке расположены трансформаторы, усилители следящих систем, ре-
гулировочные и вспомогательные элементы.
Для автомата АУАСПхарактерны погрешности, в основном вноси-
мые датчиками автомата и элементами указателя.
Для определения работоспособности систем отработки автомата
предусмотрен встроенный контроль. При контроле вместо датчиков
ДУА и ДП для взлетного режима с дополнительных потенциометров
подаются напряжения, пропорциональные авзлет и пу. Указатель при
этом должен отработать эти сигналы. При подходе к критическому ре-
жиму включается сигнализация.
Для проверки автомата АУАСП используется установка КПА-23.
Работоспособность автомата на самолете проверяется раздельно от дат-
чиков ДУА, ДКУ и ДП. При проверке работоспособности от датчика
ДКУ дополнительно используется установка КПУ-3, а при проверке
работоспособности от датчика ДП—пульт КП-10 из комплекта
КПА-10.
Системы сигнализации опасной скорости Ув кр сближения самолета
с землей (ССОС). Они служат для выдачи сигналов предупрежде-
ния при взлете и посадке в заданном диапазоне геометрических высот
Ну ... Д3 (от 50 м до 250 м), при скорости снижения Ув > Квкр, а
также при сближении самолета с землей в опасном диапазоне высот
190
Рис. 14.18. Функциональная схема системы ССОС
Нг ...Нц (H3<Z Н4). Опасный диапазон высот определяется в зависимо-
сти от барорадиоинерциальной Увбри или бароинерциальной Увби
вертикальной скорости. Скорость Ув би получается как результат
комплексирования барометрической вертикальной скорости Ув и
вертикальной инерциальной скорости, получаемой интегрированием
вертикальных ускорений. Скорость VB бРи является результатом ком-
плексирования вертикальной скорости Увр, получаемой дифференци-
рованием сигнала, измеряемого радиовысотомером, и вертикальной
скорости Ув би.
Входными сигналами системы ССОС (рис. 14.18) являются высота
Я и от радиовысотомера РВ, давление от приемника статического дав-
ления ПСДЛ, перегрузка пу от датчика линейных ускорений ДУ,
сигнал 17 ш положения шасси от датчика сигнала выпуска шасси ДВШ,
сигнал акр от автомата АУАСП, сигнал Н р неисправности радиовы-
сотомера.
Сигналы, пропорциональные скоростям VB би, Ув бри, формиру-
ются в вычислителе В. Вычислитель состоит из барометрического вы-
числителя БВ скорости VB; устройств согласования УС1 — УСЗ,
обеспечивающих масштабное преобразование сигналов и согласование
выходных цепей датчиков с входом последующих звеньев; фильтров
Ф1 и Ф2; устройства контроля УД; блока трансформаторов БТ в цепи
питания. Комплексирование сигналов 7вр и Увби в фильтре Ф1 и сиг-
налов VB и пу в фильтре Ф2 осуществляется за счет подбора соответ-
ствующих передаточных функций фильтров по этим сигналам. В
фильтре Ф1 гасятся помехи сигнала радиовысотомера. В фильтре Ф2
гасятся постоянные и медленно меняющиеся помехи сигнала пу, а так-
же помехи сигнала VB, связанные с погрешностями восприятия давле-
ния Р.
191
Сигналы VB бРи, VB би Н„ с выходов фильтров Ф1, Ф2, согласую-
щего устройства УС1 вместе с сигналами UB (сигнал исправности вы-
числителя), Uф (сигнал исправности фильтров), акр, £/ш поступают
на вход логического вычислителя ВЛ..
В системе ССОС предусмотрен встроенный контроль. На рис. 14.18
показаны тестовые сигналы НВ1 ... Якз и Vb6k, задаваемые с помо-
щью пульта встроенного контроля ПВК для проверки системы. Эти
сигналы поступают в устройство фиксированных сигналов УФС, фор-
мирующее сигналы контроля Нрк, Нк, Нв бк.
Вычислитель ВЛ включает компараторы, которые по сигналам Ни
вычислителя В выдают сигналы прохождения самолетом фиксирован-
ных значений Hr, ...Hi высоты. Сигнал Н$ с выхода ВЛ использует-
ся в фильтре Ф1 вычислителя В для перестройки постоянной времени
Т фильтра в функции высоты полета.
При значениях высот, меньших Н3, Н2, Hlf сигналы,пропор-
циональные измеряемым высотам, представляют логическую «1» и, на-
оборот, логический «О» — при больших значениях высот.
Граничная высота Ягр2 опасного диапазона высот в функции ско-
рости VB бри определяется в специальном компараторе. Здесь про-
исходит сравнение граничной высоты с текущей высотой Ни. Выход-
ной сигнал компаратора при Ни < Нгр1 представляет логическую «1»,
а при Нп > Ягр 1 — логический «О».
Граничная высота Ягр2 опасного диапазона высот в зависимости от
скорости Ув би определяется в другом компараторе, где высота Нгр2
сравнивается с Ни. Выходной сигнал этого компаратора равен логи-
ческой «1» при Яис//гр2, а при Ни >» Ягр2 — логическому «О».
В следующем компараторе при VB би > V’BK р вырабатывается сиг-
нал, равный логической «1», а при УВби<УвКр— логическому «О».
Сигнал Um с помощью делителя напряжения преобразуется в логиче-
скую «1» при убранных шасси, а при выпущенных шасси — в логиче-
ский «О». Для разграничения режимов «Взлет» и «Посадка» служит
логический триггер.
Выходные сигналы опасных режимов полета Гвкр вырабатываются
в компараторе тревоги в результате прохождения отмеченных сигна-
лов с другими входными сигналами через комбинацию логических эле-
ментов И — НЕ, И, ИЛИ, НЕ, также входящих в состав вычисли-
теля ВЛ. Выходные сигналы системы ССОС могут фиксироваться в
магнитной системе регистрации параметров самолета МСРП. Системы
ССОС в условиях эксплуатации ремонту не подлежат. Неисправности
устраняют путем замены неисправных блоков исправными.
14.7. Информационные комплексы
высотно-скоростных параметров
Необходимость повышения точности и надежности приборных уст-
ройств, измеряющих высотно-скоростные параметры, их глубины конт-
роля и контролепригодности с сигнализацией отказов привели к созда-
192
I_________________________________________________________________>
А потребителям
Рис. 14.19. Функциональная схема одноканальной ИКВСП
нию информационных комплексов высотно-скоростных параметров
(ИКВСП).
Основной задачей, решаемой ИКВСП, является обеспечение эки-
пажа и бортовых потребителей информацией: о текущих значениях
высотно-скоростных параметров; об отклонении их от заданных значе-
ний; о достижении критических значений скоростей Ки, Ув, числа М,
опасного отклонения от высоты эшелона А//*, о приближении к задан-
ной высоте эшелона.
Основой комплексов ИКВСП являются системы СВС, используе-
мые как в нерезервированном, так и в резервированном виде. В схеме
ИКВСП (рис. 14.19) с одной СВС используются: указатели ВАР ско-
рости V3; указатели высоты УВ; указатели УСИМ скорости и чи-
сла М с вычислителем критических режимов; радиовысотомер РВ\ вы-
числитель ВОВ отклонения АЯ от заданной высоты; система ССОС с
датчиками ДУ и ДКУ\ блок формирования и контроля БФ.
“"В другом варианте схемы ИКВСП (рис. 14.20) используются три
системы СВС. В такие системы помимо СВС могут включаться: ва-
риометры, корректоры-задатчики высоты КЗВ, указатели УСИМ, вы-
числители ВКР критических режимов, блок БВС вычисления баромет-
рической вертикальной скорости, высотомеры, пульт вертикального
маневра ПВМ, пульт-задатчик индикаторной скорости ПЗС, система
ССОС, блок формирования БФ, блок выдачи разовых команд БР
7 Зак. 1543 1 93
(при достижении заданных значений высотно-скоростных параметров),
блоки согласования БС и коммутации БК.
Вычислитель ВКР сигнализирует о приближении критических зна-
чений Уикр. Пульт ПВМ необходим для индикации и ввода заданной
высоты эшелона /7зад, заданной скорости V’B зад, для автоматическо-
го выхода на заданный эшелон и режим стабилизации скорости V’B.
Блок БС является источником опорного напряжения ОН (рис. 14.21),
запитывающим выходные потенциометры датчиков, а также служит для
согласования выходных цепей датчиков с входами последующих
звеньев. Блок формирования БФ выдает электрические сигналы, про-
порциональные измеряемым параметрам, а также сигналы исправно-
сти по этим параметрам.
Обычно все указатели крепятся на приборных досках, а вычислите-
ли и блоки, показанные на схеме (см. рис. 14.20), располагаются в
^ герметизированном техотсеке.
Каждый канал по измеряемым параметрам данной системы состоит
из трех одинаковых подканалов вычисления и формирования сигналов.
Каналы измерения числа М, скорости Уи, высоты Нотн аналогичны.
Сигнал, пропорциональный измеряемому параметру, с системы СВС
через согласующий усилитель УС блока БС подается в блоки БФ и
БР (см. рис. 14.21). В блоке БФ после усилителя У сигнал каждого
подканала поступает в устройство контроля, состоящее из трех сигна-
лизаторов напряжения СН. В сигнализаторах СН сигналы попарно
сравниваются между собой. В случае неисправности какого-то подка-
нала и расхождения по этой причине двух сигналов на определенное
значение сигнализатор СН срабатывает и логическая схема ЛС снимает
сигнал исправности отказавшего подканала.
Н,
Выходные сигналы
Р
Рп^
Выгодные сигналы
Разовые команды-.
Н,нотн>Л~‘
Р------
?л-* СВС
*ТТ—
БК
сссс
БС
БФ
Сигналы
исправности.
Выходные сигна-
лы
СВС
ПВМ
H3a8l
v8. зад
БР
ПЗС
Разовые команды-
Н,&Н*М,УИ,дУИ
Р
Рис. 14.20. Функциональная схема ИКВСП с тремя СВС
194
Рис. 14.21. Функциональная схема канала измерения Нотя
В блоке БР сигнал каждого подканала от блока Б С подается в
компаратор К схемы формирования команд СФ. В компараторах при
достижении заданных величин измеряемого параметра вырабатыва-
ются сигналы достижения фиксированных значений измеряемого па-
раметра. Каждая СФ реагирует на свое определенное значение измеря-
емого параметра.
В канале Н отн предусмотрена логическая схема ЛС р3, на которую
поступают сигналы с контактных устройств КУ ручек ввода давления
р3 указателей высоты УБ систем СВС. В случае выставки хотя бы на
одном указателе давления р3, не равного 101 325 Па, схема ЛС р3 вы-
дает сигнал неправильной установки давления р3.
В канале числа М блок БР выдает помимо сигналов достижения
фиксированных значений также сигнал Afкр, пропорциональный кри-
тическому значению числа М.
Канал измерения скорости V аналогичен каналам измерения
VM, Яотн, числа М, но не содержит блока БР. Фиксированные зна-
чения скорости V каналом не выдаются.
В каждом подканале каналов измерения величин ДМ, Д/Д ДКВ,
ДУИ, Д/7* в блоке БФ в целях повышения надежности измерений, обе-
спечения независимости выходов используются (рис. 14.22) кворум-
элементы КЭ. Кворум-элемент формирует достоверный выходной сиг-
нал, равный среднему значению большинства входных сигналов, мало
отличающихся по величине. Состоит такой элемент из трех ограничите-
лей тока. Выходные напряжения кворум-элементов сравниваются с
напряжениями входных сигналов подканалов сигнализаторами на-
пряжения СН, которые настраиваются на определенный порог сраба-
7* 195
Рис. 14.22. Функциональная схема канала измерения ДУВ
тывания. При превышении разностью сравниваемых сигналов порога
срабатывания СН выдается сигнал на логическую схему ЛС, которая
снимает сигнал исправности отказавшего подканала.
В каналах измерения параметров AM, АЯ, АКв сигналы на вход БФ
поступают с указателя УМС системы СВС (параметр AM), корректора-
задатчика КЗВ (параметр АЯ) и блока БВС (параметр Ув). Прохожде-
ние сигналов этих каналов через блок БФ можно проследить на приме-
ре схемы рис. 14.22. Схемы вычисления, формирования и контроля сиг-
налов, пропорциональных AVB, АКИ, АЯ*, идентичны. Заданные зна-
чения высоты Язад и скорости VB за„ устанавливаются на пульте ПВМ,
а скорости VH зад — на пульте ПЗС ручками-задатчиками потенцио-
метрических преобразователей. Текущие значения параметров VB,
Ки, Н на вход операционных усилителей ОУ БФ подаются с блока
БВС и системы СВС соответственно. Операционные усилители БФ
выдают соответствующие сигналы отклонений.
В каналах AVB, АУИ блока БФ используются в отличие от каналов
других параметров четыре кворум-элемента. Три кворум-элемента об-
разуют устройство кворумирования, выдающее потребителям сигна-
лы текущих значений отклонений и исправного состояния каждого
из трех подканалов и всего канала. Четвертый кворум-элемент обеспе-
чивает формирование и контроль сигнала отклонения в режиме слеже-
ния (ручкой -задатчиком пульта ПВМ) за текущим значением парамет-
ра (до момента включения режима стабилизации). Модулятор МД,
196
усилитель Усл и двигатель М образуют следящую систему отработки
текущего значения параметра.
Комплексы ИКВСП используются в штурвальном режиме управле-
ния полетом при стабилизации текущих значений высоты и числа М,
автоматическом выходе на заданную высоту эшелона и стабилизации
этой высоты, стабилизации текущего и заданного значений скоростей
VB и Уи.
Режим автоматической стабилизации высоты обеспечивается по сиг-
налам отклонения текущего значения высоты от запомненного в мо-
мент включения режима стабилизации, поступающим от корректоров-
задатчиков КЗВ. Режим автоматической стабилизации числа М осу-
ществляется по сигналам АЛ4 отклонения текущего значения числа М
от запомненного в момент включения режима стабилизации, выдавае-
мым указателями УМС СВС.
Для перехода на режим автоматического выхода на заданную высо-
ту эшелона на счетчике пульта ПВМ устанавливается заданная высота
эшелона. При достижении самолетом этой высоты по сигналу А//*
блока БР, выдаваемому в систему автоматического управления, ре-
жим выхода на эшелон отключается. Корректоры КЗВ включаются в
режим стабилизации высоты и в систему автоматического управления
подается сигнал A/f.
В режиме автоматической стабилизации скорости Кн на пульте
ПВМ устанавливается заданное значение Кв. В систему автоматиче-
ского управления выдается сигнал АКВ отклонения от заданного зна-
чения скорости Кв.
До включения автоматической стабилизации скорости Ки счетчик
пульта ПЗС и индексы заданной скорости указателей УСИМ отсле-
живают текущее значение скорости Уи. В режиме стабилизации ско-
рости Ки система автоматического управления стабилизирует скорость
по сигналу отклонения АК„ от ее заданного значения.
На всех режимах полета комплексом ИКВСП выдается информация
о достижении критических значений Ки, числа М, опасной скорости
сближения с Землей.
Комплексы ИКВСП построены таким образом, что отказ одного под-
канала по любому из измеряемых системой параметров приводит к сня-
тию сигнала его исправности. Отказ двух подканалов по измеряемым
параметрам или одного подканала параметра Упкр приводит к снятию
сигнала исправности системы. Неисправный блок системы определяет-
ся встроенным контролем. Неисправные блоки допускается заменять
исправными, после чего комплекс ИКВСП должен проверяться встро-
енным контролем.
Контрольные вопросы
1. Поясните принцип действия вычислителя ВСМВ систем СВС—ПН на
примере одного из каналов измерения высотно-скоростных параметров.
2. На основе принципиальной схемы объясните работу комбинированного
указателя числа М и скорости V, входящего в состав СВС с вычислительными
устройствами, совмещенными с указателями.
Глава 15
ОСНОВЫ ПРИКЛАДНОЙ ТЕОРИИ ГИРОСКОПА
И ЭЛЕМЕНТЫ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ ПРИБОРОВ И СИСТЕМ
15.1. Основы прикладной теории гироскопа
Основным элементом любого гироскопического прибора является
гироскоп. Слово гироскоп греческого происхождения: гирос — вра-
щение, скопейн — наблюдать. В технике гироскопом называют быст-
ро вращающееся симметричное тело (ротор), установленное в специ-
альном подвесе. В авиационных приборах используется, как правило,
карданов подвес. Основой авиационных гироскопических приборов
являются трехстепенные и двухстепенные гироскопы.
Трехстепенной гироскоп (рис. 15.1). Он состоит из ротора /, внут-
ренней 2 и наружной 3 рам. Ротор гироскопа 1 вращается в опорах
вокруг оси 0zB, внутренняя рама вместе с ротором может поворачи-
ваться вокруг оси 0хв, а наружная рама имеет свободу вращения во-
круг оси 0уи относительно неподвижного основания. Таким образом,
ротор гироскопа имеет три степени свободы, так как может вращаться
вокруг трех осей системы OxByHzB, пересекающихся в одной точке О.
Такой гироскоп называют трехстепенным. Если центр тяжести гиро-
скопа совпадает с точкой О, то его называют астатическим.
Гироскоп с быстро вращающимся ротором обладает рядом свойств»
которые обусловливают его широкое применение в авиационных при-
борах. Основными свойствами трехстепенного гироскопа являются
способность сохранять неизменное положение оси вращения ротора в
мировом пространстве, невосприимчивость к толчкам и ударам (устой-
чивость), способность совершать прецессионное движение.
Рассмотрим визуальные проявления свойств трехстепенного гиро-
скопа при лабораторном эксперименте. Направим ось быстро вращаю-
щегося ротора'гироскопа на определенную точку в пространстве. Со-
вершая колебательные движения основания в разных плоскостях, об-
наружим, что ось ротора сохраняет приданное ей направление. При
ударе по какой-либо раме гироскопа молотком с резиновым наконеч-
ником замечаем слабо различимые колебания оси ротора, которые бы-
стро затухают. Положение оси ротора в пространстве практически не
изменяется. Нажимая на внутреннюю раму (создавая момент внешних
сил относительно оси 0хв), обнаружим, что гироскоп поворачивается
вокруг оси 0ун наружной рамы, а внутренняя рама остается непод-
вижной. Таким образом, гироскоп поворачивается не по направлению
действия внешней силы, а в плоскости, перпендикулярной направле-
нию этой силы. Такое движение гироскопа под действием момента вне-
шней силы называют прецессионным.
'19*8
Явление, заключающееся в со-
противляемости быстро вращаю-
щегося тела попыткам изменить его
положение в пространстве, назы-
вают гироскопическим эффектом.
Для пояснения сущности гироско-
пического эффекта рассмотрим
трехстепенной гироскоп, условно
освобожденный от рам карданова
подвеса (рис. 15.2).
Предположим вначале, что гиро-
скоп не вращается, и приложим в
некоторой точке А внешнюю силу
Рис. 15.il. Трехстепенной гироскоп
/?н. Под действием силы гироскоп
начнет вращаться вокруг горизонтальной оси 0хв. Другим будет ре-
зультат действия силы FB. если ротору гироскопа сообщить большую
угловую скорость Q. В этом случае ротор гироскопа будет обладать ки-
нетическим моментом Н = JQ, где J — момент инерции ротора отно-
сительно оси 0zB. Обозначим конец вектора кинетического момента Н
буквой В. Главный момент Л4В внешней силы FB, приложенный к
гироскопу, совпадает с направлением оси 0хв. В соответствии с теоре-
мой Резаля скорость v конца вектора кинетического момента Н (т.е.
199
точки В) геометрически равна главному моменту внешних сил Ми.
Следовательно, скорость v направлена параллельно оси 0хв и равна по
величине Л4В. Таким образом, при действии силы FB извращающий-
ся гироскоп движение гироскопа происходит не по направлению силы
FB, что имеет место в случае невращающегося ротора, а перпендику-
лярно к направлению действия силы FB, т. е. относительно оси 0ув.
Это движение и является прецессионным движением гироскопа. Тот
факт, что при действии момента Мв гироскоп не вращается относитель-
но оси 0хв, говорит о том, что кроме момента Мв на него действует
еще какой-то момент, равный моменту Мв и противоположно направлен-
ный.
Рассмотрим физическую сущность и определим этот неизвестный
момент. С этой целью выделим в теле ротора некоторый объемный эле-
мент (см. рис. 15.2), расположенный под углом аэ к оси 0ун на рассто-
янии рэ от неподвижной точки 0. Выделенный элемент участвует в двух
движениях: с линейной скоростью WQxpa и угловой скоростью (О.
обусловленной действием на гироскоп момента внешних сил Л4В.
Следовательно, на элемент будет действовать кориолисово ускорение
Ге = 2(юхГэ).
Действующее на рассматриваемый элемент ротора кориолисово
ускорение /с = 2Q wp3 cosa3.
Сообщающая элементу указанное ускорение элементарная корио-
лисова сила d.Fc = —
Выражая элементарную массу dm3 через элементарный объем и
плотность р материала, получим
d/n3 = p6dp3p3da3,
где b — ширина элемента.
Элементарный момент d/?c кориолисовой силы dFc относительно
оси Охв
d /?с =Рэ d Fc cos аэ— —2рр/ b Q w cos2 а3 d р3 d аэ.
Следовательно, главный (суммарный) момент кориолисовых сил инер-
ции
г 2л
/?с = —2р ftflw f рэ d р3 J cos2 аэ d а3= —0,5 лрбг4 = J —Нш.
о о
Главный момент кориолисовых сил инерции Rc называют гироско-
пическим моментом и обозначают /Иг. Гироскопический момент и яв-
ляется тем моментом, который уравновешивает момент внешних сил
Мв и не дает гироскопу возможности вращаться относительно оси
Охв. Гироскопический момент противоположен моменту Мв по направ-
лению и равен ему по величине (см. рис. 15.2).
200
Исследование основных свойств гироскопа удобно проводить, ис-
пользуя его математическую модель в виде системы дифференциаль-
ных уравнений, описывающих движение гироскопа относительно за-
данной системы координат. В качестве параметров, характеризующих
положение гироскопа относительно заданной системы координат, име-
ющей начало в точке 0 подвеса гироскопа, принимают эйлеровы углы.
Схема, демонстрирующая систему углов Эйлера гироскопа, приведе-
на на рис. 15.3, где OXYZ— неподвижная (заданная) система коорди-
нат; OxHz/HzH и OxByBzB — системы координат, связанные соответ-
ственно с наружной и внутренней рамами гироскопа.
В исходном положении направления всех осей совпадают. Пере-
вод оси вращения ротора из исходного положения в положение, со-
ответствующее направлению ОА, осуществляется двумя поворотами: на-
ружная рама поворачивается на угол аг вокруг оси 0ун, внутренняя
рама поворачивается на угол |3Г вокруг оси 0хв. Поворот наружной ра-
мы гироскопа относительно оси 0у„ на угол аг происходит под дейст-
вием момента Л4Хв, направленного в положительном направлении оси
0хв. Поворот внутренней рамы гироскопа относительно оси 0хв на
угол |3Г происходит под действием момента Му , направленного в от-
рицательном направлении оси 0уи. При приложении моментов Л4Х
и Му возникают угловые ускорения аг, 0Г и скорости аг, рг, со-
н
201
ответствующие углам поворота наружной и внутренней рам. Соответ-
ственно будут действовать моменты сил инерции М® — — Ааг отно-
сительно оси О//л и = — Врг относительно оси 0хв, где А —
момент инерции гироскопа (ротор, наружная и внутренняя рамы) от-
носительно оси 0ун; В — момент инерции ротора и внутренней рамы
относительно оси Охв.
При прецессионном движении гироскопа относительно оси 0уп,
вызванном моментом М^с угловой скоростью аг ротор совершает
вращение относительно оси 0ув со скоростью аг cos рг и одновременно
вращается относительно оси подвеса со скоростью £2. Это приводит к
появлению гироскопического момента Л4® = — </Йаг cos рг= — ЯагХ
х cos рг, направленного по оси 0хв в отрицательном направлении.
Приложение момента в отрицательном направлении оси 0ун вы-
зывает прецессионное движение гироскопа относительно оси 0хв со
скоростью рг в положительном направлении угла рг, т. е.в направле-
нии совмещения кинетического момента JQ с моментом внешней силы
Му . При этом возникает гироскопический момент = JQpr =
-- Н$г, направленный по оси 0ув в положительном направлении.
В результате вращения внутренней и наружной рам гироскопа в
опорах карданова подвеса возникают также моменты трения Л4® =
= — Мт (аг) и М& — — Мт (0Г), препятствующие движению и являющи-
еся в общем случае нелинейными функциями угловых скоростей вра-
щения гироскопа.
Моменты и Му являются моментами внешних сил, действую-
щих относительно осей подвеса наружной и внутренней рам. Момент
Л4ДВ, действующий по оси 0zB, есть момент, вызывающий вращение ро-
тора гироскопа, а Мс — момент сопротивления вращению ротора. Сум-
марный момент (Л4ДВ — Мс) вызывает ускорение Q ротора и появле-
ние момента сил инерции ротора Л4р == — JQ, где J — осевой момент
инерции ротора.
Для составления уравнений движения гироскопа воспользуемся
методом суммирования векторов моментов сил. При применении ука-
занного метода уравнения движения системы составляются как урав-
нения равновесия моментов всех внешних сил относительно какой-ли-
бо оси и моментов сил инерции относительно той же оси. .
В соответствии с методом суммирования векторов моментов просум-
мируем моменты, действующие по каждой из осей вращения гироскопа
0zB, 0хв, 0ун, и, приравняв их суммы нулю, получим:
Af,B — Мс — J Й = 0;
М —В рг—/7arcos0r—Л1т(Рг)=0; (15.1)
в
—Ми — A ar-f-/7 рг cos рг—(о^) =0.
» и
202
В установившемся ре)«йме работы ротор гироскопа вращается с по-
стоянной скоростью. В связи с этим Й = 0, и первое уравнение си-
стемы (15.1) становится уравнением равновесия моментов сил движе-
ния и сопротивления.
Учитывая, что движение главной оси гироскопа определяется толь-
ко вторым и третьим уравнениями системы (15.1), и полагая рг малым
углом, а также пренебрегая трением в опорах подвеса, из системы (15.1)
получим упрощенную систему уравнений движения «идеального» аста-
тического гироскопа в виде
Лаг — Ярг=— М , В$г+Наг = Мх . (15.2)
*н Лв
Полученная система уравнений позволяет дать математическую интер-
претацию основных свойств гироскопа.
С целью исследования устойчивости гироскопа при действии удар-
ных возмущений на оси подвеса рам рассмотрим решение системы
(15.2) при следующих начальных условиях:
аг(0)=0; рг(0)=0; tzr(0)=a?; 0r(O)=O; Л4 =Л4 =0.
Условие аг (0) =- а" соответствует резкому удару по наружной раме.
Найдем общее решение системы уравнений (15.2). Продифференци-
руем первое уравнение системы. При принятых начальных условиях
А аг—Н рг = 0.
Отсюда
А ..
Рг= ~~ «г-
п
Подставив выражение (15.3) во второе
получим:
уравнение системы
(15.3)
(15.2),
АВ ..
аг 4- Н = 0 или аг 4-
№ -
—— аг —0.
АВ г
Составляем характеристическое уравнение:
р3!- т2р = 0,
(15.4)
(15.5)
где
Уравнение (15.5) имеет корни: рх = 0; р2,з 77 ± тЛ
Таким образом, общее решение уравнения (15.4) имеет вид
аг = cos mt 4~ Са sin mt 4- С3,
где Cj, С2, С3 — произвольные постоянные.
Продифференцировав уравнение (15.6), получим:
аг~ —С\ т sin mt->- С2 т cos mt;
аг= —Ct т2 cos mt—С2т2 sin mt.
(15.6)
(15.7)
(15.8)
203
Подставив значение аг в первое уравнение системы (15.2) (при
Mv = 0), имеем:
А .. Ат2
рг— —-аР= —--------(С\ cos mt^C^ sin mt). (15.9)
H H
Проинтегрировав уравнение (15.9), получим:
Л/т?
Рг= — —~ (Ci sin mt—С2 cos mt) С4, (15.10)
п
где С4 — новая произвольная постоянная.
Уравнения (15.6) и (15.10) образуют общее решение системы урав-
нений (15.2).
Для принятых нулевых начальных условий из уравнений (15.6),
(15.10), (15.7), (15.9) при t = 0 имеем:
Ат
0=—-С2 + С4;
п
п Л//?2
а? = С2т; 0=—------(15.11)
Н
Из системы уравнений (15.11) с учетом значения т получим:
1/ЛВ .0 Л .„
С1 = 0; С2 = v—~ а" ; С3=0; С4=-—а®. (15.12)
г! п
Подставив значения произвольных постоянных (15.12) в уравне-
ния (15.6) и (15.10), имеем:
V АВ . 0 Н А . о ( Н \
«г=—у=-<; pr=— «rposyjg'-')- <15.13)
Из полученного решения видно, что гироскоп после удара совершает
колебательные движения около нового положения, определяемого
координатами а°г = 0; Р" —яа”’ с частот°й т = Hfy А& и амп"
литудами аг==-^7р- «?; а*- ^ти Колебания носят название ну-
тационных.
Определим параметры нутационных колебаний для конкретного
случая. Пусть А —- В — 1,5* 10-4 Н«м-с2; И 0,3 Н-м-с; а” —
- 0,2с-1. Тогда 0°г = аг4-0А = Ю~4 рад; т - 104 с-1.
Как видно из примера, смещение оси ротора и амплитуда нутаци-
онных колебаний ничтожно малы. Очень высокая частота нутационных
колебаний делает их слабо различимыми. Они быстро затухают за
счет моментов трения в осях карданова подвеса. Поэтому практически
на гироскоп не оказывают влияния мгновенные удары, толчки при тряс-
ке, вибрации и им подобные воздействия. Гироскоп при этом сохра-
няет неизменным положение оси вращения ротора в пространстве.
204
Рассмотрим теперь движение гироскопа при действии на него по-
стоянного момента МХв. Система уравнений (15.2) в этом случае име-
ет вид
Лаг—Ярг = 0; Врг + /7аг = ЛТХв. (15.14)
Исключив переменную £г из системы уравнений (15.14), получим:
/Г2 . Н
“г+ ^4в“/Ихв- <1515>
Уравнение (15.15) является линейным неоднородным дифферен-
циальным уравнением с постоянными коэффициентами. Решение такого
уравнения представляет собой сумму общего решения однородного
уравнения вида (15.4) и частного решения.
Частное решение уравнения (15.15) определяется делением правой
части на коэффициент при первой производной и умножением на t.
Таким образом, решение уравнения (15.15) имеет вид
ar = Ci cos mt-i-C2 sin /п/4-С34~-/. (15.16)
Н
Продифференцировав уравнение (15.16), имеем:
Л4хв
аг== —Ci т sin mt~{-C2 т cos mt-\- ———;
аг= —Сгт2 cos mt—C2m2 sin mt.
Подставив значение второй производной аг в первое уравнение
(15.14), получим выражение для определения первой производной £г,
аналогичное (15.9). Следовательно, решение системы уравнений
(15.14) относительно переменной рг определяется уравнением, ана-
логичным (15.10).
Конечным решением системы уравнений (15.14) будет совокуп-
ность уравнений (15.16) и (15.10).
При нулевых начальных условиях (t = 0, а? = (3° = «г = Р" =0)
система уравнений для определения произвольных постоянных имеет
вид:
Ат Н
0 = С1-|-С3; 0 = —-С2 + С4; 0 = /пС2 +-0 = -—^. (15.17)
п п в
Из системы уравнений (15.17) с учетом значения т получим:
Л1Х УЛВ Мх А
Сх = 0; С2= —----; С3 = 0; С4=—• (15.18)
205
Подставив значения произвольных постоянных (15.18) в уравне-
ния (15.16) и (15.10), имеем:
аг —
Мх
___в.
Н
t—мх
'в
н
Vab t;
Н X
улв /
(15.19)
рг=—
р я2
Мхв 1 —cos
Полученное решение показывает, что гироскоп под действием посто-
янного момента MXjf совершает сложное движение, состоящее из рав-
номерного вращения наружной рамы (прецессии) с угловой скоростью
<он = МХ*!Н при смещенном на величину Р" = ^-2 МХц положении
внутренней рамы и наложенных на эту прецессию весьма малых и бы-
стрых нутационных колебаний его оси, которые определяются триго-
нометрическими членами в уравнениях (15.19).
1 Нутационные колебания достаточно быстро затухают под действием
трения в осях карданова подвеса. В виду того что Я2 > АМХв, вели-
чина Р? практически равна нулю. С учетом отмеченного движение ги-
роскопа под действием постоянного момента с достаточной для практи-
ки точностью можно считать равномерной прецессией с угловой ско-
ростью (0н.
Если внешний момент действует относительно оси подвеса наруж-
ной рамы (момент МУа), то гироскоп совершает вращение относитель-
но оси подвеса внутренней рамы на угол 0Г (/). Однако для математиче-
ского анализа движения гироскопа в этом случае уравнения (15.2)
не применимы, так как в процессе вращения гироскопа угол рг (/)
перестает быть малым и возникает необходимость интегрирования не-
линейных уравнений, представляющих собой в первом приближении
систему уравнений вида (15.1).
На практике часто требуется определять направления вращения ги-
роскопа при действии по осям его подвеса внешних моментов. Для оп-
ределения направления прецессионного движения гироскопа удобно
пользоваться правилом «трех пальцев правой руки». Суть правила со-
стоит в следующем. Если указательный палец правой руки направить
вдоль вектора кинетического момента Н, а средний — вдоль вектора
момента внешних сил Л1, то направление большого пальца определит
направление вектора угловой скорости прецессии <о.
Математическое исследование движения гироскопа под воздейст-
вием удара и внешнего момента проводилось без учета влияния трения
в осях карданова подвеса. Трение в осях подвеса гироскопа зависит от
большого числа трудно учитываемых факторов. Математическое опи-
сание моментов трения в общем виде является практически неосущест-
вимой задачей. В связи с этим для аналитического исследования влия-
ния трения на движение гироскопических устройств в первом прибли-
жении принято разделять трение на вязкое и сухое. При этом значения
206
моментов, создаваемых вязким трением, предполагаются зависимыми
от угловой скорости взаимного поворота деталей подвеса. Моменты,
создаваемые силами сухого трения, считаются при этом постоянными
по модулю, но изменяющими свое направление при изменении знака
угловой скорости взаимного поворота деталей подвеса.
При таком допущении выражения для моментов трения в опо-
рах карданова подвеса гироскопа имеют вид:
— ЛМ®г) = ~~ha ar—Sa sgn ar;
-AfT (рг) = -Л/г-Л sgn p’r,
гдейа, йр — коэффициенты сил вязкого трения; Sa, Sp — модули моментов сил
сухого трения; sgn — обозначает, что знаки Sa и Sp определяются знаками аг
и Рг соответственно.
В зависимости от конструкции подвеса гироскопа относительно
осей подвеса в большей степени будут действовать либо моменты сил.
вязкого, либо сухого трения. Вязкое трение имеет превалирующее
значение в жидкостных и воздушных подвесах гироскопа. При исполь-
зовании шарикоподшипниковых опор влияние сухого трения на дви-
жение оси гироскопа значительнее, чем вязкого.
Рассмотрим влияние вязкого трения в осях подвеса на движение
астатического гироскопа. Уравнения движения гироскопа с учетом
только моментов сил вязкого трения имеют вид:
А аг— Ярг+Лааг = 0; В + а 4-йр рг~0- (15.20}
Исключив из системы уравнений (15.20) переменную рг, получим:
аг+ (<*14 о|) ar+("i2+<Tio|) аг = 0, (15.21)
где
Корни характеристического уравнения:
Pi=0; р23 = — п ± рь
где
р = Ут2 —(ст«—ст«)2; п = (<^4-02)/2.
Решение уравнения (15.21) запишется в виде
ar — e~nt (Ci cos р/-J-С2 sin pf)4" С3, (15.22)
где Cj, С2, С3 — произрольные постоянные.
207
Подставив значение аг в первое уравнение (15.20), найдем:
О _ с , „ с , 2® с Д- l~nt ИА- Ап V
Рг —С4+ аг+ аг = С4+ С34-/ ( Я ~ Н
X (С\ cos р/-[-С2 sin р/) ~|-
—у- (— Ci sin fl /~(-С2 cos и 01, (15.23)
Л
где С4 — произвольная постоянная.
При начальных условиях t = 0; а® = Р? = Р? = 0; аг (0) —
= а® =/= 0 имеем:
с = Г1 + м 1
1 п /г2 + р2 A (g24-n2) J’
«г Г и2 — u2 han
“ л [ + л2— ц2 “ А [р2 + л2]
(15.24)
Анализ выражений (15.22), (15.23) и (15.24) позволяет сделать сле-
дующие выводы:
под действием трения в подвесе происходит затухание нутацион-
ных колебаний. Это следует из того, что тригонометрические члены в
выражениях для аг и |3Г умножаются на e~nt;
после затухания нутационных колебаний новое установившееся
положение главной оси гироскопа определяется координатами а® =
= С3; 7Г^3- Таким образом, в отличие от «идеального» гиро-
скопа, у которого при аналогичных начальных условиях Р® ~ 0, в
данном случае |3? =# 0.
Рассмотрим влияние сухого трения в осях подвеса на движение ас-
татического гироскопа. Уравнения движения гироскопа с учетом толь-
ко моментов сил сухого трения имеют вид:
А аг—И + sgn ссг — 0;
. . (15.25)
В sgn Рг = 0.
Уравнения (16.25) являются существенно нелинейными, и их ре-
шение представляет значительные трудности. Большую наглядность
и высокую точность решения при исследовании движения гироскопа,
описываемого уравнениями (15.25), можно получить, применяя метод
изображающей точки. Хорошие результаты дает также метод последо-
вательных приближений. Часто при рассмотрении вопроса о влиянии
сухого трения на гироскоп используют приближенные методы линеа-
208
ризации, состоящие в замене моментов сухого трения эквивалентными
им моментами сил вязкого трения.
Применение любого из указанных методов для интегрирования
уравнений (15.25) показывает, что под действием сил сухого трения ну-
тационные колебания гироскопа затухают.
Если кроме моментов сил сухого трения на гироскоп действуют по-
стоянные моменты внешних сил, то он может оказаться в состоянии не-
затухающих нутационных колебаний. Это объясняется тем, что демп-
фирующее действие моментов трения компенсируется при определен-
ных условиях возмущающим действием моментов внешних сил, прило-
женных к гироскопу.
При установке гироскопа на основании, совершающем гармониче-
скую качку таким образом, что на ось его наружного кольца проекти-
руется угловая скорость качки ф = ф0(о cos со/, а на ось его внутрен-
него кольца — скорость fl = fl0 со cos со/, уравнения гироскопа при-
нимают следующий вид:
А аг —Н рг = —h (аг—ф)—S sgn (аг—ф);
. . . (15.26)
В рг+/7аг = —Яр (рг—fl)—Sp sgn (рг — fl) .
Знаки моментов трения в уравнениях (15.26) определяются знака-
ми относительных угловых скоростей, которые представляют собой уг-
ловые скорости вращения осей рам гироскопа относительно опор их
подвеса, совершающих угловые движения вместе с основанием.
Если ф аг и fl рг, что, как правило, имеет место на практике,
то знак момента сил сухого трения практически не зависит от знаков
угловых скоростей аг и рг- В этом случае имеем:
Sa sgn (аг—ф) « — Sa sgn ф;
Sp sgn (рг—fl) « — Sp sgn fl. (15.27)
Подставив (15.27) в уравнения (15.26) и учитывая, что знаки ф, fl
определяются знаком cos оЯ. получим:
A ar — Н Рг + ^а «г-- ф0 to cos w f-|-S sgn (cos co /);
В Рг + Я + Рг- Лр Ao a) cos w/-j- ^p sgn (cos «/). (15.28)
Нелинейные функции, стоящие в правых частях уравнений
(15.28), удовлетворяют условиям Дирихле и, следовательно, могут
быть разложены в ряд Фурье. Проведя разложение, имеем:
4S / 1 1 \
S sgn (cos mt) —---— I cos a>/ — -cos 3 cd/ -j- -— cos 5 co/ —. .. ;
л \ 3 5 j
4Sft / 1 1 \ (15.29)
sgn (cos a) t) —-EL I cos co i — — cos 3 oj /4-—cos 5w t— ... I.
р л k 3 5 /
209
С точностью до первых членов разложений (15.29) уравнения
(15.28) могут быть записаны в виде:
. .. . / 4S \
А аг~ Н рг+ hаг = h г|)0 ю-}- —cos со/;
\ л /
В рг-|-Я «r + fyj Рг= Фо(О-]~-—j cosco/. (15.30)
Решение системы линейных уравнений (15.30) представляет собой
сумму быстро затухающих высокочастотных (с частотой р) нутаци-
онных колебаний и незатухающих гармонических низкочастотных
(с частотой со) колебаний гироскопа по углам аг и рг. Амплитуды низ-
кочастотных колебаний зависят в основном от величин ha, h$, Sa и
5р, характеризующих степень вязкого и сухого трения в осях кардан-
ного подвеса. В том случар, когда гироскоп используется как измери-
тель углов качки тр и "О’, низкочастотные колебания гироскопа а” и
Р” являются ошибками измерений.
Представление трения в осях карданова подвеса гироскопа в виде
совокупности вязкого и сухого трения лишь приближенно отражает
реальную картину. В общем случае как трение, так и колебания ос=
нования носят случайный характер. Однако для рассмотрения основ-
ных вопросов приближенной прикладной теории гироскопа приемлемы
сделанные выше допущения.
Двухстепенной гироскоп. Этот гироскоп в отличие от трехстепен-
ного имеет лишь одну раму подвеса ротора (рис. 15.4), обладает двумя
степенями свободы: относительно оси OzB собственного вращения и оси
Охп рамы.
Если в уравнениях для трехстепенного гироскопа (15.2) положить
аг ~ аг ~ аг 0, что соответствует отсутствию вращения относи-
тельно оси Оуп, то получим уравнения для двухстепенного гироскопа
Н рг — 44 у н; В рг — 44х
(15.31)
В связи с тем что аг 0, гироскопический момент относительно
оси Охв отсутствует (Л4Г = 0). Таким образом, под действием внешне-
го момента гироскоп будет вращаться относительно оси Охв с ускоре-
нием рг Мх /В. Из второго уравнения системы (15.31) следует, что
Рис. 15.4. Двухстепенной гиро-
скоп
если гироскопу сообщена начальная
скорость Р?, то и в дальнейшем она
остается постоянной. Все это свиде-
тельствует о том, что гироскоп с дву-
мя степенями свободы не обладает
устойчивостью к ударным и постоян-
ным моментным воздействиям отно-
сительно оси Охв.
Однако при вращении гироскопа
относительно оси Охв со скоростью
210
Р? возникает гироскопический момент относительно оси 0ув, рав-
ный М? = JQ0°r - Н&, который воздействует на опоры подве-
са оси Охв. При этом момент МУп в первом уравнении системы (15.31)
представляет собой реакцию опор и уравновешивает гироскопический
момент Л4,р.
В том случае, если основание двухстепенного гироскопа вращает-
ся вокруг оси 0//в с постоянной скоростью (о, возникает гироскопиче-
ский момент Л4“ = Яо), направленный по оси Охв гироскопа. Поль-
зуясь методом суммирования векторов моментов, просуммируем все
Действующие по оси Охв моменты и получим уравнение движения двух-
степенного гироскопа, установленного на равномерно вращающемся
основании:
— В Рг — //с» + Л4Хв = О. (15.32)
Решив уравнение (15.32) при /ИХв = 0, получим
Полученное решение говорит о том, что гироскоп под действием ги-
роскопического момента Л1“ совершает ускоренное движение в направ-
лении совмещения главной оси с вектором угловой скорости вращения
основания.
15.2. Элементы гироскопических приборов и систем
Современные авиационные гироскопические приборы представля-
ют собой сложные электромеханические устройства и состоят из ряда
однотипных элементов, выполняющих определенные однотипные функ-
ции. К ним относят: гироскопы, включающие ротор, внутреннюю и
наружную рамы; устройства для передачи энергии; корректирую-
щие, демпфирующие и арретирующие устройства и устройства для
съема результатов измерений.
Гироскопы. В гироскопах авиационных приборов, устанавливае-
мых на самолетах гражданской авиации, ротор объединен с внутрен-
ней рамой в единый конструктивный блок — гироузел. Гироузел со-
стоит из гирокамеры и размещенного в гирокамере гиромотора. Гиро-
камера выполняет роль внутренней рамы гироскопа и имеет оси для
подвеса в опорах наружной рамы. Гиромоторы в большинстве случаев
представляют собой трехфазные асинхронные двигатели с короткозамк-
нутым внешним ротором и внутренним статором. Гиромотор ГМ-4П
(рис. 15.5) состоит из ротора, статора, шарикоподшипниковых опор и
оси. Статор имеет пакет железа 2, обмотку 1 и втулками 3 и 12 жестко
укреплен на оси 5. Выходные провода обмотки статора выведены на-
ружу через полую часть.оси 5. Ротор гиромотора состоит из латунного
211
обода 10, пакета железа 8 с короткозамкнутой обмоткой 16 и мас-
сивного кольца 14. Пакет 8 ротора и кольцо 14 посажены в обод рото-
ра на прессовой посадке. Фланцы 6 и 11 посажены в обод 10 с натягом
и крепятся к нему винтами. Внутренние кольца шариковых подшипни-
ков 4 и 13 установлены на цапфы фланцев 6 и 11 ротора с натягом. На-
ружное кольцо подшипника 4 вставлено во втулку 3 с радиальным зазо-
ром, а наружное кольцо подшипника 13 — во втулку 12 с натягом.
В гнезде статора под наружным кольцом свободно сидящего шарико-
вого подшипника 4 поставлена пружинная шайба 7. Она служит для
компенсации температурных изменений линейных размеров гиромото-
ра. Прокладки 9 и 15 служат для установления осевого натяга на ша-
риковых подшипниках. Концы оси гиромотора имеют резьбу. При по-
мещении гиромотора в гирокамеру его ось пропускается через отвер-
стия в корпусе и крышки гирокамеры. После крепления крышки ги-
рокамеры к ее корпусу ось гиромотора крепится к ним с помощью гаек.
Гироузлы одинаковых типов могут применяться в различных гиро-
скопических приборах. Иначе обстоит дело с наружными рамами. Кон-
структивное исполнение наружных рам определяется в первую оче-
редь типом гироприбора и является в каждом конкретном случае сугу-
бо индивидуальным. В раме 1 на посадочные места по оси 0хн закреп-
ляются наружные кольца шариковых подшипников (рис. 15.6). Во
внутренних кольцах шариковых подшипников закрепляются оси ги-
2U2
Рис. 15.5. Конструкция гиромотора ГМ-4П
Рис. 15.6. Конструкция наружной
рамы гироприбора
рокамеры гироузла. По оси 0ун
в раме закреплены полуоси 2 и 3,
предназначенные для подвеса рамы
в корпусе гироприбора.
При конструировании гиропри-
боров большое внимание уделяется
выбору опор, обеспечивающих сво-
боду вращения и осуществляющих
двустороннюю удерживающую
связь между ротором, рамами кар-
данова подвеса и корпусом прибо-
ра. Опоры гироскопа делятся на
главные, обеспечивающие свободу
вращения ротора, и опоры карда-
нова подвеса, обеспечивающие сво-
боду движения рам вокруг своих
осей. Такая классификация обус-
ловлена различными условиями
работы опор. Главные опоры в те-
чение длительного времени рабо-
тают при повышенных скоростях
вращения, в то время как опоры
карданова подвеса работают при
малых скоростях и небольших углах поворота. Основными пока-
зателями качества опор являются: момент сил трения Л4тр, осевые
и радиальные люфты, долговечность работы Tv. Момент сил трения
в главных опорах не влияет на точность гироприбора, но влияет на
выбор мощности гиромотора и срок его службы. Момент трения
в опорах карданова подвеса в значительной степени оказывает влия-
ние на точность гироприбора. В связи с этим разрабатываются спе-
циальные меры для снижения трения в опорах карданова подвеса. От-
рицательное влияние на точность гироприборов оказывают также люф-
ты в главных опорах карданова подвеса.
Наибольшее распространение в авиационных гироскопах получили
шарикоподшипниковые опоры. Разработанные в настоящее время опо-
ры такого типа позволяют получить достаточную точность и надежность
приборов.
В тех случаях, когда необходимо повысить точность работы прибора,
используют определенные конструктивные меры. В частности, момен-
ты трения по внутренним осям карданова подвеса гироагрегатов кур-
совых систем уменьшают с помощью специальных «вращающихся»
подшипников (рис. 15.7). Гироузел 3 трехстепенного гироскопа подве-
шен на оси 4 в наружной раме 7 с помощью комбинированных двой-
ных подшипников. Средние кольца 2, 8 подшипников на левом и пра-
вом концах оси подвеса гироузла приводятся во вращение в противо-
положные стороны (привод вращения средних колец на рисунке не
показан). Оси вращения 5, 9 наружной рамы закреплены в подшипни-
213
ках /, 6, наружные кольца которых неподвижны относительно основа-,
ния.
Пусть кинетический момент гироскопа совпадает с направлением
полета. Тогда при повороте самолета относительно поперечной оси с
угловой скоростью Ф наружная рама гироскопа будет разворачиваться
вместе с основанием относительно неподвижной оси 4 подвеса гироузла
с угловой скоростью — Ф. О<;ь 4 остается неподвижной в силу основного
свойства трехстепенного гироскопа — сохранять неизменным в прост-
ранстве положение главной оси.
В том случае, когда по оси подвеса гироузла установлены обычные
шарикоподшипниковые опоры, момент по оси OzB при 4 = Фо = const
определяется в основном сухим трением в подвесе:
^8 = Мт1 5§П Sgn ^0 = ^Т1МТ2 , (15.34)
где Мт1, Л1т2 — моменты сухого трения в подшипниках А и В соответственно.
Под действием момента УИгв гироскоп прецессирует относительно
оси О,/н и ось кинетического момента отклоняется от направления
полета с угловой скоростью
Мц-|~ Мт2
(15.35)
Это является нежелательным явлением, особенно в курсовых приборах
и системах.
Если по внутренней оси установлены комбинированные двойные
подшипники и их средние кольца вращаются с одинаковой скоростью
Рис. 15.7. Схема конструкции
«вращающихся» подшипников
о)п, но в противоположные стороны, то
при развороте самолета с угловой ско-
ростью момент по оси OzB
= sgn (О0+“п) + Л1т2 sgn(^0 —(On).
(15.36)
Полагая, что <о„ Э* Фо, выражение
(15.36) запишем в виде
Afz =Л4Т1 Л1Т2 .
13
В данном случае скорость прецессии ги-
роскопа
Л4 qp J Л4 qp g
Н
(15.37)
При равенстве моментов трения в
опорах уход гироскопа отсутствует.
Однако на практике равенства момен-
тов обеспечить не удается и уход имеет
2114
место, но со значительно меньшей
скоростью, чем при невращающих-
ся опорах. Снижению систематиче-
ского ухода способствует введение
периодического реверсирования
вращения средних колец. Так, при
изменении направления вращения
средних колец момент по оси 0zB
Мга =Л4т1 sgn (^0—03П) Ч-
МТ2 sgn ($0 4- шп) — — (MTi— Л4та) •
(15.38)
Рис. 15.8. Привод вращения средних
колес «вращающихся» подшипников
В этом случае скорость прецессии гироскопа определится следующим
образом
В случае равных и небольших времен вращения средних колец под-
шипников в разные стороны при реверсировании гироскоп будет откло-
няться от среднего положения на равные и противоположные углы, со-
вершая тем самым малые колебания относительно первоначального
положения оси кинетического момента.
Реверсирование вращения средних колец подшипников в гироагре-
гатах курсовых систем (рис. 15.8) производится переключателем В',
управляемым специальным кулачком. Кроме «вращающихся» подшип-
ников, могут быть использованы другие конструкции, позволяющие
существенно снизить (или практически исключить) трение в подвесе
гироскопа путем компенсации силы тяжести подвешиваемой части ги-
роскопа некоторой другой противоположно направленной силой.
К подвесам такого типа (рис. 15.9) относят: жидкостный (а), гидроста-
тический (б), магнитный (в), электростатический (г) и др.
Из перечисленных типов подвесов в авиационных гироскопических
приборах используется в настоящее время только жидкостный подвес
(рис. 15.9, а). В гироскопе герметичный гироузел 1 подвешивается в
герметичном корпусе 2, заполненном жидкостью. Плотность жидкости
подбирается такой, чтобы масса вытесняемого гироузлом объема жид-
кости была равна массе гироузла. Тем самым воспринимаемая опорами
нагрузка снижается практически до нуля, что обеспечивает весьма ма-
лые моменты сил трения в опорах подвеса гироузла.
Существуют также гироприборы на основе трехстепенного гироско-
па с подвесом данного типа.
В гидростатическом подвесе жидкость или газ вводится под давле-
нием через узкие отверстия / в зазор 2 между неподвижной частью опо-
ры 4 и гироузлом 3 (рис. 15.9, б). При уменьшении зазора, вызванном
нагрузкой, уменьшение расхода жидкости приводит к увеличению мест-
215
ного давления. Параметры подвеса выбираются таким образом, чтобы
сумма сил местного давления уравновешивала силу веса гироузла при
зазоре в пределах сотых долей миллиметра.
Магнитный подвес чувствительного элемента используется в крио-
генных гироскопах. Техническая реализация такого гироскопа бази-
руется на использовании явления сверхпроводимости некоторых мате-
риалов, которое наступает при температурах, близких к абсолютному
нулю. Это явление состоит в резком уменьшении электрического со-
противления материала. При помещении шарика из сверхпроводящего
материала в магнитное поле, напряженность которого не превышает не-
которого критического значения, на его поверхности наводятся токи,
препятствующие проникновению поля внутрь шарика. Вследствие
этого шарик может висеть в магнитном поле, не имея механической
точки опоры. Если вокруг шарика создан вакуум, то практически ис-
ключатся все силы сопротивления вращению шарика.
В экспериментальном криогенном гироскопе (рис. 15.9, в) корпус
прибора представляет собой криогенную установку 7, заключенную в
кожух 8 (сосуд Дьюара). Криогенная установка охлаждается жидким
гелием или азотом и внутри сферической полости 4 в корпусе прибора
поддерживается температура, близкая к абсолютному нулю. Ток, про-
текающий по обмоткам катушек 1, соз-
дает центрирующее магнитное поле 2.
На поверхности полой тонкостенной сфе-
ры 3, сделанной из сверхпроводящего
металла, например ниобия, образуются
вихревые токи, создающие магнитное
поле, препятствующее проникновению
центрирующего магнитного поля в ме-
талл. Силы взаимодействия центрирую-
щего магнитного поля и поля, наводи-
мого в металле сферы, удерживают ее
во взвешенном состоянии внутри сфери-
ческой полости корпуса прибора. Сфера
3 и тяжелый обод 6, помещенный внутри
сферы, образуют ротор гироскопа, ко-
торый приводится во вращение с боль-
шой угловой скоростью Q вокруг оси z,
перпендикулярной плоскости обода,
электродвигателем 5. В пространстве
Рис. 15.10. Использование гиб-
кого проводника для передачи
энергии в гироприборе
между сферическим ротором и полостью корпуса создается высокий
вакуум. Электродвигатель 5 используется только для разгона ротора.
После отключения двигателя ротор движется по инерции в течение
нескольких дней и даже месяцев.
Гироскопы с электростатическим подвесом (рис. 15.9, г) конструк-
тивно аналогичны криогенным гироскопам. Ротор 1 такого гироскопа
изготовлен из бериллия в виде тонкого полого шара, помещенного в
сферическую полость камеры 3, выполненной из специальной керами-
ки, являющейся изолятором. На внутренней поверхности камеры рас-
положены три пары чашеобразных электродов 2, питаемых перемен-
ным электрическим током. Оси симметрии каждой пары таких электро-
дов направлены по трем взаимно перпендикулярным направлениям,
поэтому создаваемое ими электростатическое поле удерживает центр
сферического ротора в центре О камеры. Ротор раскручивается с по-
мощью вращающегося магнитного поля, создаваемого статором 4,
несущим на себе электрическую обмотку. В полости камеры 3 поддер-
живается высокий вакуум. Электрическое напряжение на обмотку
статора подается лишь в период разгона ротора. В дальнейшем ротор
длительное время вращается по инерции.
Устройства для передачи энергии. Они служат для подвода элект-
рической энергии от внешних источников к элементам гироприборов,
расположенным на перемещающихся относительно друг друга узлах.
С помощью данных устройств осуществляется электрическая связь
между элементами, помещенными на корпусе прибора и наружной раме
карданова подвеса или на наружной и внутренней рамах.
Наиболее просто энергия передается посредством гибких проволоч-
ных проводников (рис. 15.10). Гибкий проводник 3 представляет собой
пучок металлических жил, помещенных в изоляционную оплетку.
217
Концы жил заделаны в общий наконечник, закрепленный на переход-
ных контактах 4. Контакты обеспечивают соединение наконечника с
жестким проводом 5, расположенным на соответствующей детали 1
подвеса. Контакты монтируют на колодке 2, изолирующей контакты
от металлической поверхности детали.
В тех случаях, когда углы взаимного разворота деталей гироприбо-
ра достигают существенных значений, для передачи энергии применя-
ют скользящие контакты (рис. 15.11, а). Щетка 3, по которой передает-
ся электрический ток, скользит по токоприемному кольцу 2. Кольцо
изолировано от оси рамы 1 сплошной изоляционной втулочкой с ре-
бордами, предохраняющими щетку от схода с кольца. Если в местах со-
членения деталей подвеса необходимо осуществить несколько изолиро-
ванных друг от друга линий передачи электрического тока, то по оси
подвеса устанавливается, необходимое число токоприемных колец.
Широко применяемой разновидностью устройств передачи энергии
являются точечные контакты. Они отличаются от скользящих контак-
тов тем, что в данном случае точка контакта лежит на оси вращения
элементов токоподвода. Каждый точечный контакт (рис. 15.11, б) состо-
ит из неподвижного 3 и подвижного 4 контактов, образующих контакт-
ную пару. В приведенном примере неподвижные контакты закрепле-
ны на наружной раме 2, а подвижные—на оси вращения внутренней
рамы /. Контакты 3 и 4 изолированы от металлических деталей подвеса
электроизоляционным материалом 5.
21®
Корректирующие устройства. Одним из основных свойств трехсте-
пенного гироскопа является способность сохранять неизменным поло-
жение оси вращения ротора (главной оси гироскопа) в мировом про-
странстве. Однако для решения ряда практических задач необходимо,
чтобы главная ось гироскопа сохраняла неизменное направление не в
мировом пространстве, а относительно той или иной выбранной систе-
мы координат. Так, для определения с помощью трехстепенного гиро-
скопа углов крена и тангажа ЛА необходимо, чтобы ось вращения ро-
тора была направлена по вертикали места. При определении с помощью
трехстепенного гироскопа отклонений ЛА от заданного направления
необходимо, чтобы его главная ось выдерживала заданное направле-
ние в горизонтальной плоскости. Для устранения нежелательных от-
клонений главной оси гироскопа от требуемого направления или ком-
пенсации различного рода возмущающих моментов, нарушающих нор-
мальный режим работы гироскопического прибора, применяют коррек-
тирующие устройства.
Корректирующие устройства гироскопических приборов обеспечи-
вают сохранность требуемого положения главной оси гироскопа пу-
тем приложения к гироскопу внешних управляющих (корректирую-
щих) моментов или компенсацию уходов гироскопа в показаниях гиро-
прибора. Основными элементами корректирующих устройств являют-
ся чувствительные элементы и исполнительные органы. В качестве
чувствительных элементов выбирают элементы, обладающие избира-
тельностью к опорному направлению или устойчиво сохраняющие за-
данное им направление. В авиационных приборах в основном исполь-
зуют гравитационные, магнитные и ориентированные по небесным све-
тилам чувствительные элементы.
Опорным направлением для гравитационных элементов является
направление вертикали места, совпадающее с направлением ускоре-
ния силы тяжести. Магнитные чувствительные элементы реагируют
на магнитное поле Земли, поэтому опорным направлением для них яв-
ляется направление магнитного меридиана. Чувствительные элементы,
ориентированные по небесным светилам, обеспечивают задание устой-
чивого направления на Солнце, Луну, планеты или звезды. Исполни-
тельными органами корректирующих устройств авиационных прибо-
ров являются, как правило, двухфазные реверсивные асинхронные
электродвигатели, работающие в заторможенном режиме, а также сель-
синные и потенциометрические следящие системы.
Среди гравитационных чувствительных элементов наиболее широ-
кое распространение получили жидкостные маятниковые датчики на-
правления вертикали. Используются однокоординатные и двухкоор-
динатные жидкостные маятниковые датчики (маятниковые переключа-
тели).
Однокоординатный жидкостный маятниковый датчик (ЖМД)
(рис. 15.12) представляет собой стеклянный баллон 1 с вваренными в
него платиновыми электродами 3, 5, 6. Баллон заполнен токопроводя-
щей жидкостью (электролитом) 2 так, что оставшийся воздушный пузы-
219
Рис. 15.12. Однокоординатный жид-
костный маятниковый датчик
Рис. 15.13. Электрическая схема од-
нокоординатной системы коррекции
рек 4 при горизонтальном положении датчика поровну и примерно на-
половину перекрывает электроды 3, 5. Электрическая схема взаимо-
действия ЖМД и исполнительного органа (двухфазного асинхронного
двигателя) системы коррекции приведена на рис. 15.13. Электроды 3 и
6 в сосуде 5 соединены с обмотками управления двигателя 2. Общая
точка обмоток управления 1 подключена к одной из фаз источника пи-
тания переменного тока. Центральный контакт 4 подключен к другой
фазе.
Схемы коррекции главной оси трехстепенного гироскопа в плоскости
горизонта и по направлению вертикали места приведены на рис. 15.14.
На рис. 15.14, а приведена схема горизонтальной коррекции
Рис. 15.14. Коррекция главной оси трехстепенного гироскопа:
а — схема горизонтальной коррекции; б — схема коррекции по направлению вертикали
места
220
Рис. 15.15. Схема двухкоорди-
натного жидкостного маятни-
кового датчика
по значению и направле-
главной оси трехстепенного гироскопа
(/ — жидкостный маятниковый датчик,
2 — коррекционный двигатель). При го-
ризонтальном положении главной оси
гироскопа, а следовательно, и датчика
электрическое сопротивление между
средним электродом 6 (см. рис. 15.12)
и каждым из крайних электродов 3, 5
одинаково, и по управляющим обмоткам
коррекционного двигателя протекают
токи, равные по величине, но противо-
положные по направлению. В этом слу-
чае двигатель неподвижен и момента не
создает. При отклонении главной оси
гироскопа от плоскости горизонта воз-
душный пузырек смещается относитель-
но электродов и изменяется площадь
контактной поверхности электролита с
электродами. Электрическое сопротивле-
ние цепей между центральным и край-
ними электродами изменяется. При этом
большим становится сопротивление цепи
того электрода, поверхность соприкос-
новения которого с жидкостью меньше.
В результате по управляющим обмоткам
коррекционного двигателя потекут разные
нию токи. Двигатель создаст момент относительно оси подвеса на-
ружной рамы, и гироскоп начнет прецессировать относительно оси
подвеса гироузла. Схема горизонтальной коррекции (рис. 15.14, а)
срабатывает таким образом, что коррекционный двигатель вызывает
прецессию гироскопа в направлении, при котором угол рассогласования
главной оси и плоскости горизонта уменьшается.
Однокоординатные ЖМД используются также для удержания глав-
ной оси трехстепенного гироскопа по направлению вертикали места
(рис. 15.14, б). Ось гироскопа будет совпадать с направлением вертика-
ли места, если оси 0хв и 0zB находятся в плоскости горизонта. Это обес-
печивается соответствующим расположением ЖМД. Ось чувствитель-
ности маятника / направляется параллельно оси 0zB, ось чувствитель-
ности маятника 2 — параллельно оси 0хв. Иногда маятник 1 распола-
гают на наружной раме. В этом случае он также реагирует на откло-
нение оси 0zB гироскопа от плоскости горизонта. Электрические схе-
мы коррекции по каждой из осей 0хв, 0zB аналогичны схеме, изобра-
женной на рис. 15.13. Часто в качестве чувствительного элемента сис-
темы, обеспечивающей коррекцию главной оси трехстепенного гиро-
скопа по направлению вертикали места, используется двухкоординат-
ный ЖМД (рис. 15.15). На металлическом корпусе / смонтированы изо-
лированные от корпуса и между собой две пары электродов 2, 6, рас-
221
положенных по окружности и на равном расстоянии друг от друга.
Корпус 1 соединен с металлическим кожухом 5. Кожух почти полно-
стью, за исключением пузырька воздуха 4, заполнен электролитом.
Каждая пара электродов 2, 6 и центральный контакт 3 работают ана-
логично однокоординатному датчику.
Магнитные чувствительные элементы используются для измерения
отклонений главной оси гироскопа от плоскости магнитного меридиана.
Наиболее простым чувствительным элементом подобного типа является
магнитная стрелка. Однако вследствие малого восстанавливающего
момента магнитной стрелки в современных авиационных приборах
применяют в основном индукционные чувствительные элементы
(рис. 15.16, а). Они состоят из двух одинаковых и параллельно распо-
ложенных пермаллоевых стержней 1 с уложенными на них первичными
обмотками 2, питаемыми переменным напряжением частоты соп, и
вторичной (сигнальной) обмоткой 3, охватывающей оба стержня.
Первичные обмотки намотаны на стержнях в разные стороны. Созда-
ваемые первичными обмотками переменные магнитные потоки одинако-
вы по величине.и противоположны по направлению, поэтому они не
создают в сигнальной обмотке электродвижущую силу. Однако вслед-
ствие переменности магнитных потоков, создаваемых в стержнях,
их магнитная проницаемость цс периодически меняется по закону
Нс = Но + На cos2(dnZ, (15.40)
где |10, ца — постоянная и переменная составляющие магнитной проницаемости.
Если индукционный чувствительный элемент размещен в плоско-
сти горизонта, то горизонтальная составляющая напряженности маг-
нитного поля Земли Нзг создает в стержнях индукцию Вс, а следова-
тельно, и постоянные магнитные потоки
Фс = Вс S = ff3r цс cos фм S, (15.41)
где S — площадь сечения стержней.
При этом направления потоков в обоих стержнях одинаковы, а их
значения пропорциональны магнитной проницаемости материала
стержней и косинусу углафм между направлением магнитного мериди-
ана и продольными осями стержней. Вследствие того что магнитная
проницаемость стержней периодически меняется из-за переменности
магнитных потоков, создаваемых переменным напряжением первичных
обмоток, постоянные магнитные потоки от действия магнитного поля
Земли в стержнях преобразуются в переменные. Эти потоки направле-
ны в стержнях в одинаковом направлении и индуцируют в сигнальной
обмотке электродвижущую силу, вследствие чего на выходе сигнальной
обмотки появляется переменное напряжение
d Фе
Uвых — —® ТТ Ю~8 — ^вых. a sin 2cdn t, (15.42)
d t
где С/вых a — /гЯ3гсозфм; co — число витков в сигнальной обмотке; k — коэффи-
циент пропорциональности.
222
Рис. 15.16. Схемы индукционного датчика:
а — чувствительного элемента; б—датчика, состоящего из трех индукционных чувствитель-
ных элементов
Амплитудное значение выходного напряжения £/вых. а в сигналь-
ной обмотке зависит от расположения стержней по отношению к маг-
нитному меридиану, характеризуемого углом i|?M.
Из выражения (15.42) следует, что индукционный чувствительный
элемент не дает возможность определить знак разворота стержней по
отношению к магнитному меридиану [cos (±^м) — cos г|?м] и не решает
задачу определения курса в пределах 0—360°, так как cos
изменяется от 1 до 0 в пределах 0 ... 90°. В современных авиацион-
ных приборах используются индукционные датчики, состоящие из
трех индукционных чувствительных элементов, расположенных от-
носительно друг друга под углом 60° (рис. 15.16, б). Сигнальные об-
мотки соединены по схеме «треугольник».
Схема коррекции трехстепенного гироскопа в плоскости меридиана
с помощью Индукционного датчика приведена на рис. 15.17.
В начальный момент направление главной оси гироскопа 1 совпа-
дает с направлением магнитного меридиана. Ось наружной рамы ги-
роскопа через редуктор связана с осью, на которой расположен ин-
дукционный датчик 5. Сигнал с него поступает на сельсин-приемник 4.
С роторной обмотки сельсина-приемника сигнал поступает на усили-
тель 3, а с него на двигатель 2. В том случае, если главная ось гироско-
па отклонится от направления меридиана, ось чувствительности индук-
ционного датчика поворачивается относительно направления горизон-
тальной составляющей магнитного поля Земли, и с индукционного дат-
чика сигнал поступает через сельсин и усилитель 3 на двигатель 2. Дви-
гатель создает момент относительно оси подвеса гироузла, что приводит
к прецессии гироскопа относительно оси наружной рамы в направле-
нии уменьшения отклонения главной оси гироскопа и оси чувствитель-
223
Рис. 15.17. Схема коррекции трех-
степенного гироскопа в плоскости
магнитного меридиана
Рис. 15.18. Компенсационная схема
коррекции показаний гироскопа на-
правления
ности индукционного датчика от направления магнитного меридиана
до тех пор, пока это отклонение, а следовательно, и сигнал с индукци-
онного датчика не станет равным нулю.
Недостатком данной схемы коррекции является то, что ось враще-
ния наружной рамы гироскопа нагружается дополнительным возмуща-
ющим моментом из-за трения в оси крепления индукционного датчика
и его инерционности относительно этой оси. Такой дополнительный мо-
мент существенно снижает точность прибора.
В настоящее время используется в основном компенсационная схе-
ма коррекции показаний гироскопа направления (рис. 15.18). Ин-
дукционный датчик ИД закреплен на корпусе самолета. При откло-
нении продольной оси самолета от направления магнитного меридиана
с датчика поступает сигнал в сельсинную следящую систему (сель-
син-приемник СП, усилитель У/, двигатель Ml). Следящая сис-
тема разворачивает щетки потенциометра П1 на угол, пропорциональ-
ный углу отклонения самолета от магнитного меридиана. Щетки по-
тенциометра 772, закрепленные на корпусе самолета, также развер-
нутся на угол поворота самолета относительно корпуса потенциометра,
жестко закрепленного на оси наружной рамы ОНР гироскопа. По-
тенциометрическая следящая система, состоящая из потенциометров
77/, /72, усилителя У2, двигателя М2 и редуктора Р, будет в данном
случае согласована, а стрелка логометра Л развернется на угол, про-
порциональный углу поворота самолета, т. е. магнитному курсу.
Если при прямолинейном полете самолета с произвольным курсом
имеет место уход оси гироскопа, то корпус потенциометра 772 развер-
нется относительно щеток и потенциометрическая следящая система
рассогласуется. Появляется напряжение на выходе обмотки потенцио-
метра 77/ и двигатель М2 через редуктор Р развернет щетки потен-
циометра П2 до согласования следящей системы. Показания лого-
метра при этом не изменяются. Рассмотренная схема коррекции пока-
заний курса позволяет осреднить и стабилизировать показания ин-
дукционного датчика и в то же время на точность ее работы не влия-
ют уходы гироскопа в плоскости горизонта.
224
Аналогичным образом работают системы с чувствительными эле-
ментами, ориентированными по небесным светилам. В данном случае
вместо индукционного датчика включается датчик, выдающий ин-
формацию об отклонении оси чувствительности чувствительного эле-
мента, реагирующего на интенсивность светового потока светила, от
заданного направления.
Демпфирующие устройства. Они предназначены для создания
моментов, пропорциональных скорости поворота подвижной системы.
Это необходимо в ряде гироприборов для демпфирования колебаний
подвижной системы и обеспечения ее требуемых динамических харак-
теристик. В качестве демпфирующих устройств в гироприборах при-
меняются пневматические, гидравлические и магнитоэлектрические
демпферы. Наиболее просты и удобны пневматические демпферы.
Они, как правило, представляют собой цилиндр, внутри которого пе-
ремещается поршень, шток которого через кинематическую передачу
связан с осью подвижной части гироприбора. Цилиндр закрепляется
на корпусе прибора. В донной части цилиндра имеется капиллярное
отверстие для прохода воздуха, регулируемое с помощью винта. При
перемещении поршень засасывает или вытесняет воздух из цилиндра
через капиллярное отверстие, что и обеспечивает демпфирование ко- <
лебаний подвижной системы.
Распространенной конструкцией гидравлического демпфера явля-
ется следующая. Герметический цилиндр, в котором размещена по-
движная система гироприбора, подвешивается на оси в герметичес-
ком корпусе прибора. Пространство между корпусом прибора и ци-
линдром заполняется специальной жидкостью. При вращении ци-
линдра жидкость создает гидравлическое демпфирование, которое
имеет ряд преимуществ перед пневматическим. В частности, из-за
несжимаемости жидкости демпфирующий момент строго пропорцио-
нален угловой скорости вращения цилиндра, что не характерно для
пневматического демпфера. Кроме того, жидкость частично взвеши-
вает цилиндр с подвижной системой и уменьшает давление на опоры,
что приводит к уменьшению трения и повышению чувствительности
прибора.
Магнитоэлектрические демпферы основаны на взаимодействии маг-
нитного поля катушки, по которой протекает ток, с полем постоянно-
го магнита. Катушка обычно располагается на корпусе прибора, а
постоянный магнит связывается с подвижной системой гироприбора и
поворачивается относительно катушки при поворотах подвижной сис-
темы. Возникающее при этом взаимодействие магнитных полей ка-
тушки и магнита создает момент относительно оси подвеса подвижной
системы, пропорциональный скорости ее поворота.
Устройства для съема результатов измерений. Результаты изме-
рений с гироприборов для использования их в процессе управления
полетом снимаются визуально и по электрическим каналам. Для ви-
зуального съема показаний применяют различные шкаловые и инди-
каторные устройства. Эти устройства устанавливают непосредственно
8 Зак. 1543 225
на гироскопе или связывают с гироскопом системой дистанционной
передачи. В первом случае система механических передач обеспечи-
вает индикацию перемещения наружной рамы карданова подвеса от-
носительно корпуса прибора, что дает возможность визуально опре-
делить угол крена или курса в зависимости от типа прибора.
Во втором случае углы поворота рам карданова подвеса переда-
ются сельсинной следящей системой в автономный указатель 3
(рис. 15.19, а). Угол разворота внутренней рамы гироскопа относи-
тельно наружной (или наружной рамы относительно корпуса прибора)
приводит к развороту ротора сельсина-датчика / по отношению к
его статору. При этом с обмотки сельсина-приемника 2 поступает
напряжение на двигатель М через усилитель У. Ротор сельсина-при-
емника 2 и вместе с ним стрелка отсчетного устройства 3 разворачи-
ваются до тех пор, пока напряжение, поступающее на усилитель У, не
станет равным нулю. Разворот стрелки отсчетного устройства будет
пропорционален углу разворота рам гироскопа.
Углы поворота рам карданова подвеса гироскопа в углы поворота
стрелок отсчетных устройств могут преобразовываться также с по-
мощью потенциометрических следящих систем (рис. 15.19, б). Кор-
пус потенциометра 1 следящей системы связан с осью наружной рамы,
а его щетки закреплены на корпусе прибора. При развороте корпуса
прибора вместе с самолетом относительно неподвижной наружной
рамы происходит рассогласование следящей системы. С потенцио-
метра 2 сигнал поступает на двигатель М через усилитель У. Ротор
двигателя разворачивает щетки потенциометра 2 и вместе с ними
стрелку отсчетного устройства 3 до тех пор, пока напряжение, посту-
пающее на усилитель У, не станет равным нулю. Разворот стрелки
отсчетного устройства 3 будет пропорционален углу разворота само-
лета относительно наружной рамы.
Результаты измерений с гироприборов для передачи их в управ-
ляющую систему снимаются с помощью потенциометрических дат-
чиков, сельсинов, синусно-косинусных трансформаторов и индук-
ционных датчиков. Широкое применение потенциомётрических датчи-
ков объясняется их простотой и возможностью применения в схемах
226
постоянного и переменного тока. Значительная мощность снимаемого
сигнала позволяет в ряде случаев не применять усилители. Недостат-
ками потенциометрических датчиков являются значительный момент
трения, ступенчатость снимаемого напряжения, наличие трущихся кон-
тактов и, как следствие, малая надежность. Датчиками, лишенными пе-
речисленных недостатков, являются индукционные датчики, сельсины
и синусно-косинусные трансформаторы. Однако они более сложны по
конструктивному исполнению и имеют нелинейную характеристику
при больших углах разворота.
Арретирующие устройства. Они предназначаются для фиксиро-
вания главной оси гироскопа в заданном положении относительно кор-
пуса прибора в период подготовки прибора к работе. Чаще всего
арретирующие устройства устанавливают в авиагоризонтах. Они из-
готовляются с ручным и дистанционным управлением (рис. 15.20).
При ручном арретировании гироскопа с вращающимся ротором
(рис. 15.20, а) толкатель 12 перемещается вручную в направлении, ука-
Рис. 15.20. Виды арретирующих устройств:
а —с ручным управлением; б— с дистанционным управлением
Л* 227
занном стрелкой, по направляющим 10 и 11, сжимая пружину 9. Вы-
ступ 7 толкателя 12 упирается в кулачок 5. Тангенциальная состав-
ляющая силы давления на кулачок создает момент относительно оси
вращения наружной рамы 1. Под действием этого момента гироскоп
прецессирует относительно оси подвеса гироузла.
При совпадении направления главной оси гироскопа с направле-
нием оси подвеса наружной рамы гироскоп теряет одну степень сво-
боды и начинает вращаться относительно оси наружной рамы до тех
пор, пока выступ 7 не западет в паз кулачка 5. В это же время клин 8
толкателя 12 воздействует на толкатель 6, который в свою очередь да-
вит на кулачок 3, создавая момент относительно оси подвеса гироуз-
ла 2. При перемещении толкателя 6 пружина 4 сжимается. Давление
толкателя 6 на кулачок 3 вызывает движение гироскопа относительно
оси гироузла до тех пор, пока толкатель 6 не попадет в паз кулачка 3.
Авиагоризонт оказывается заарретированным по обеим осям.
При разарретировании толкатель 12 под действием пружины 9
перемещается в противоположном направлении. Одновременно и тол-
катель 6 под действием пружины 4 возвращается в первоначальное
положение. Гироскоп приобретает свободу поворота относительно
осей подвеса наружной рамы и гироузла.
Схема арретирующего устройства дистанционного управления
приведена на рис. 15.20, б. Процесс арретирования происходит сле-
дующим образом. При подаче напряжения на двигатель 1 его ротор
начинает вращаться, что вызывает поступательное движение штока 12
благодаря перемещению пальца 2 по винтовой прорези на штоке. Ро-
лик 11, закрепленный на конце штока 12, давит на торцовый кулачок
3 дополнительной рамы 7. Рама 7 поворачивается устанавливается
в положение, при котором ось наружной рамы 6 Оги параллельна
поперечной оси самолета. В этом положении ролик 11 соскальзывает
с кулачка 3 и начинает давить на толкатель 9. Упор толкателя 9 да-
вит на профильный кулачок 8, закрепленный на ос^ наружной рамы.
Под действием создаваемого при этом момента гиррСкоп прецессирует
относительно оси 0хв подвеса гироузла 5 и доходит до упора. Прецес-
сия прекращается и гироскоп поворачивается вокруг оси наружной
рамы до тех пор, пока выступ толкателя 9 не войдет в вырез кулачка
8. Одновременно с этим толкатель 10 перемещается по наклонной по-
верхности толкателя 9 и входит во взаимодействие с кулачком 4.
Под действием давления толкателя 10 на кулачок 4 гироузел 5 разво-
рачивается относительно оси его подвеса, толкатель 10 входит в паз
кулачка 4, и гироузел устанавливается таким образом, что главная
ось гироскопа становится перпендикулярной осям Охв и Oz«. Весь
цикл арретирования совершается за один оборот шестерни редукто-
ра. После этого палец 2 попадает в продольную канавку штока 12 и
под действием пружин возвращается в исходное положение, давая
возможность толкателям 9 и 10 освободить кулачки 8 и 4. Таким об-
разом, арретирующее устройство, установив гироскоп в требуемое
положение, сразу же освобождает его.
228
Глава 16
ДАТЧИКИ УГЛОВЫХ СКОРОСТЕЙ
16.1. Демпфирующие гироскопы
Датчики угловых скоростей (ДУС) применяют на ЛА для опреде-
ления направлений и значений угловых скоростей вращения относи-
тельно связанных осей. В управляющих системах самолетов и верто-
летов используется информация таких измерителей угловых скоростей,
как демпфирующие гироскопы и выключатели коррекции.
Демпфирующие гироскопы (ДГ) предназначены для измерения
угловых скоростей относительно осей вращения ЛА и выдачи электри-
ческих сигналов, пропорциональных этим скоростям, в управляю-
щую систему.
Введение демпфирующих гироскопов в контур управления полетом
позволяет улучшить качество переходных процессов по регулируе-
мой координате. В случае использования демпфирующих гироскопов
в канале руля направления системы АБСУ-154 в штурвальном режи-
ме (рис. 16.1) электрический сигнал UM с измерителя угловой скорости
вращения самолета относительно связанной оси Оу (с блока демпфи-
рующих гироскопов БДГ) поступает в сервопривод руля направления
СПРН. Сервопривод, представляющий собой электромеханическую
следящую систему, преобразует электрический сигнал (7W в механи-
ческое перемещение штока гидроусилителя (рулевого агрегата) Хсп.
Рулевой агрегат, являющийся исполнительным устройством серво-
привода, включен в проводку управления дифференциально, т. е.
перемещение выходного звена бустера (перемещающего руль направ-
ления) равно сумме двух независимых перемещений: от рычагов уп-
равления (педалей) Хп и штока рулевого агрегата Хсп. Реализация
контура «самолет — БДГ — СПРН — бустер» позволяет повысить
устойчивость самолета в боковом движении демпфированием собст-
венных слабо затухающих колебаний самолета относительно оси Оу.
Для анализа динамических характеристик системы «самолет —
БДГ — СПРН — бустер» рассмотрим упрощенные передаточные
функции самолета Wc (р) и элементов контура демпфирования:
_ СГеР+1) .
f ®н(Р) Т2р2+2СсТср+1 ’
^бг(р)-^бг; 1Гсп(р) = Лсп; ^б(р) = ^б,
(16.1)
где Л®, fe6r, ^сп> — постоянные коэффициенты, характеризующие передаточ-
ные функции самолета, блока БДГ, сервопривода СПРН и бустера соответственно.
229
Рис. 16Л. Использование демпфиру-
ющего гироскопа в канале руля на-
правления системы АБСУ-154 в
штурвальном режиме
С учетом выражений (16.1) передаточная функция системы «са-
молет — БДГ — СПРН — бустер» имеет вид
W (р) =-------—_____ 9 '_____ (16.2)
*п(Р) т2р2+2^Тр4-1
где
2с Т’е с
2 =....1 — 4-------——------; Т=-------------;
У 14-Л 2 V 14-Й Тс у 14-*
* = йбг *сп *а
Сравнивая выражения (16.1) и (16.2), видим, что при введении кон-
тура демпфирования с увеличением коэффициента k увеличивается
степень затухания колебаний (С> Сс).
Принцип действия демпфирующих гироскопов, используемых на
ЛА, идентичен и может быть пояснен с использованием схемы, пред-
ставленной на рис. 16.2. Основным элементом демпфирующего гиро-
скопа является двухстепенной гироскоп. При рассмотрении свойств
двухстепенного гироскопа было показано, что наличие угловой ско-
рости вращения основания, направленной перпендикулярно осям под-
веса рамы и ротора, вызывает появление гироскопического момента
Рис. 16.2. Демпфирующий гироскоп
230
и ускоренное вращение гироскопа относительно оси 0хъ, определяемое
выражением (15.33). Таким образом, двухстепенной гироскоп явля-
ется индикатором угловой скорости, однако измерить величину угло-
вой скорости с его помощью не представляется возможным. Превра-
щение двухстепенного гироскопа 2 в гироприбор, измеряющий вели-
чину угловой скорости, осуществляется путем установки на оси 0хв
пружины 3, создающей момент, уравновешивающий гироскопический
момент. Момент пружины
Мпр = —с рг,
где с — коэффициент жесткости пружины; Рг — угол поворота рамы.
Кроме этого, для демпфирования колебаний рамы в переходных
режимах по оси устанавливается демпфер 4, создающий момент Мя —
— —/Рг, где / — коэффициент демпфирования; рг — угловая скорость
вращения рамы. Для съема сигнала демпфирующего гироскопа на
оси 0хп установлен потенциометр /.
Рассмотрим уравнения движения демпфирующего гироскопа, изо-
браженного на рис. 16.2. Будем полагать, что кроме измеряемой ско-
рости (оу по осям Ох и Ог действуют скорости и wz, т. е. основание
гироскопа совершает пространственное движение.
Обусловленный вращением основания гироскопический момент
МГ~ -\-Н (Оу cos рг—Н (1>г sin рг.
Момент сил инерции по оси 0хв определяется выражением
Ми — — В (рг -|- <ог) •
Сумма моментов по оси 0хв
Ми4_Мг4~Мпр4_Мд 4“Мт=0. (16.3)
Подставив в (16.3) значения моментов, получим
В (р'г 4* (Ох) 4~ Н (Оу cos Рр — /7 (о% sin Рр— с Рр—f Рр — Л4т СРр) О
ИЛИ
В Рг4~ / Рг4~Мт (Рг) 4"£ Рг — + Н (Оу cos Рр—Н (oz sin Рг — В (Ох • (16.4)
Разделив обе части уравнения (16.4) на с, пренебрегая трением в
опорах и полагая угол Рг малым, получим
ЛРг4-2£Г pp4-pr=4-fetoy-fe£ozpr-T2ox, (16.5)
где Т — У В! с постоянная времени; £ = Вс — коэффициент затухания;
k = Н/с — статический коэффициент передачи.
Решение уравнения (16.5) при wx = <о2 = 0 и ыу = (Оу = const
имеет вид
рг—— few® 1—е ^/rlcosa/4-
sin at
(16.6)
где а—^/1—£2/T — частота колебаний.
231
Из решения (16.6) при действии угловой скорости мпу следует, что
установившееся отклонение рамы р? = —k(oy.
Относительно установившегося значения Р? гироскоп совершает
затухающие колебания. В том случае, если демпфер отсутствует (/ =
= О, С = 0), то, как следует из (16.6), гироскоп совершает незатухаю-
щие колебания с амплитудой р®. Использование такого прибора не-
возможно. В этом смысл введения в схему прибора демпфера.
Поступающий в управляющую систему снимаемый с потенцио-
метра электрический сигнал
и С — Рг >
где kfl — коэффициент передачи потенциометра.
Таким образом, при постоянной скорости вращения ЛА относитель-
но оси Оу в управляющую систему поступает сигнал
^ = 6пР® = 6п*<о°. (16.7)
Рассмотрим наиболее характерные погрешности демпфирующих
гироскопов.
К методическим погрешностям относятся:
а) погрешность, обусловленная угловой скоростью сог. Рассмотрим
уравнение (16.5) при (оу = со£ = const; <ох 0; <oz = со® = const,
записав его в следующем виде:
Л 0г + 2СТ0г+(1 + 6о4)Рг==М- (16.8)
В установившемся режиме после окончания переходного процесса
(Рг Рг О) в соответствии с уравнением (16.8) имеем
k
Отсюда видно, что значение угла 0® при со® =/= 0 не совпадает с его
значением при <о5! — 0. В этом проявляется погрешность из-за нали-
чия угловой скорости (о®;
б) погрешность, обусловленная угловым ускорением, сох.
При (Ау = (оу = const, со2 = 0 уравнение (16.5) имеет вид
Л Рг+ 2£ Т 0Г+ рг= + k (4-Т* шх .
Для случая сох = <ох = const в установившемся режиме
Рг = А (Оу—Л
Очевидно, что составляющая — Т2(ох решения определяет по-
грешность измерения.
Задавая различные законы изменения wx и используя соответст-
вующий математический аппарат, можно показать, что в любом слу-
чае погрешность имеет место.
232
К инструментальным погрешностям относятся:
а) нулевой сигнал. Нулевым называется сигнал, снимаемый с уст-
ройства для съема результатов измерений демпфирующего гироскопа
(в рассматриваемом случае с потенциометра) при неподвижном осно-
вании прибора. Это является следствием неточности регулировки
«электрического нуля», дебаланса прибора относительно выходной
оси, гистерезиса пружины.
Обусловленный дебалансом ротора нулевой сигнал
е с
где тр — масса ротора; g — ускорение свободного пацения; I — смещение центра
масс ротора по оси 0?в относительно точки 0;
б) порог чувствительности. Порогом чувствительности прибора яв-
ляется минимальная угловая скорость, которую он может измерить.
Существование порога чувствительности определяется наличием сухо-
го трения в осях подвеса рамы гироскопа.
Минимальная угловая скорость <$у mln, измеряемая демпфирую-
щим гироскопом, определяется значением наименьшего гироскопичес-
кого момента Мг = На>у mIn, который преодолевает момент сухого
трения в оси подвеса рамы, т. е. Н($у mln |МТ|. Следовательно,
min |Л4Т|/77;
в) погрешность от нестабильности статического коэффициента пе-
редачи. Запишем статический коэффициент передачи в виде
Н JQ
k =-----=------.
с с
При отклонении параметров прибора от номинальных (J = Jo 4~
4- AJ, 4- Afi, c -- c0 4- Ac) абсолютное йзменение коэффи-
циента передачи
й J JQ
A k —-----A J 4~---А й4-------А с.
с с с2
Следовательно, абсолютная погрешность от нестабильности статичес-
кого коэффициента передачи
/ й J JQ \
AUC= kn A k со “ = &п I-A J 4----А й 4- —-— Ac I •
у \ с с С2 / у
г) погрешность, обусловленная инерционностью рамы и ротора.
В отличие от предыдущих статических погрешностей данная погреш-
ность является динамической и имеет место при таком вращении осно-
вания, когда му #= const.
Рассмотрим частный, но часто встречающийся на практике слу-
чай, когда (Оу изменяется по гармоническому закону, т. е.
' («у = со® sin qt, (16.10)
где q — круговая частота колебаний основания гироскопа.
233
Полагая в (16.5) wx ~ a>z — 0 и учитывая (16.10) для рассматри-
ваемого случая, имеем Т2рг + 2£7'fir+ 0Г = k(d°y sinqt.
Вынужденные колебания гироскопа будут определяться выраже-
нием
рг = Р® sin 4-<р (<?)],
где Рг = ; Ф (я) =arctg ———- I.
V(1 —T2Z72)24-4^2 T2?2 V 1— T2 q2 J
Таким образом, значение сигнала, снимаемого с демпфирующего
гироскопа, зависит не только от амплитуды угловой скорости <о£, но
и от круговой частоты колебаний основания q. Как и для каждой коле-
бательной системы, для демпфирующего гироскопа при совпадении
частоты q с частотой собственных колебаний п ~ \/Т возможно воз-
никновение резонанса.'Для исключения этого крайне нежелательного
явления демпфирующий гироскоп стремятся сконструировать так,
чтобы частота его собственных колебаний была не менее чем на поря-
док больше частоты возможных колебаний самолета.
Изложенный принцип лежит в основе практически всех демпфи-
рующих гироскопов, применяемых на современных самолетах. Однако
конструкции приборов имеют определенные особенности. Отличаются в
основном устройства съема результатов измерений и способы демпфи-
рования колебаний. В качестве устройств съема, кроме потенциомет-
ров, используются индукционные датчики (ДУС-970Б, ДГ-1094). Для
демпфирования колебаний в приборах применяют пневматические и
гидравлические демпферы.
При технической эксплуатации демпфирующие гироскопы прове-
ряют перед установкой на самолет и при регламентных работах. Основ-
ными проверяемыми параметрами являются: время готовности; потреб-
ляемые гиромотором токи; нулевой сигнал; порог чувствительности;
зависимости выходного сигнала от угловой скорости (статическая
характеристика).
Время готовности определяется как разность времени от момента
включения питания гиромотора до момента, когда установится значе-
ние тока, потребляемого фазами гиромотора. При проверке исполь-
зуются секундомер и амперметр.
Потребляемые фазами гиромотора токи определяют измерением с
помощью амперметра. Нулевой сигнал измеряют милливольтметром.
Для определения порога чувствительности и статической харак-
теристики прибор размещают на платформе поворотной установки
типа УПГ или МПУ. Порог чувствительности измеряют путем задания
платформе угловой скорости по часовой и против часовой стрелки,
постепенно увеличивая угловую скорость от нуля до значения, при
котором начинает изменяться сигнал на выходе устройства съема
прибора. Статическая характеристика определяется за счет измере-
ния выходного сигнала при различных значениях угловой скорости,
задаваемой платформе поворотной установки.
234
16.2. Выключатели коррекции
Выключатели коррекции предназначены для обеспечения размыка
ния электрических цепей систем коррекции различных гироприборов
при достижении самолетом заданной скорости разворота или виража.
Такая необходимость возникает по следующим причинам. При дейст-
вии на коррекционные устройства линейных ускорений от центробеж-
ных сил, возникающих при разворотах и виражах самолета, чувст-
вительные элементы коррекционных устройств отклоняются от задан-
ного направления, что вызывает уход главной оси гироскопа от задан-
ного направления. В связи с этим для устранения ложной коррекции
и уменьшения ошибок гироприборов при разворотах и виражах следу-
ет отключать коррекцию на время эволюции самолета. Однако при ма-
лых угловых скоростях разворотов отключение коррекции на дли-
тельное время может вызывать большие уходы оси гироскопа, чем по-
грешности, обусловленные действием на чувствительные элементы
системы коррекции малых линейных ускорений и центробежных сил.
Это накладывает ограничения на нижний предел угловой скорости,
при которой целесообразно отключать коррекцию.
При прямолинейном полете возможны колебания ЛА по углу рыс-
кания, вызывающие колебания чувствительных элементов системы
коррекции. Эти сравнительно равномерные колебания приводят к зна-
чительно меньшим погрешностям, чем уход гироскопов за длительное
время при отключенной коррекции. С этой целью в выключателе кор-
рекции предусматривают устройство, обеспечивающее временную за-
держку размыкания электрических цепей. Это делает выключатель
коррекции инвариантным к колебательным движениям самолета при
прямолинейном полете.
Выключатель коррекции (рис. 16.3) представляет собой гироскопи-
ческий датчик угловой скорости (гиродатчик), снабженный порого-
вым устройством, устройством задержки времени и исполнительным
устройством. Гиродатчик при появлении угловой скорости разворо-
та или виража выдает сигнал на пороговое устройство, которое пред-
назначено для выдачи сигнала на отключение коррекции при достиже-
нии угловой скорости вращения самолета, равной расчетной. Устрой-
ство задержки времени обеспечивает задержку отключения коррекции
при появлении кратковременных угловых скоростей, превышающих
заданный порог. Роль исполнительного устройства выполняет, как
правило, электромагнитное реле, через контакты которого коммути-
руются электрические цепи систем коррекции. При поступлении на
реле сигнала с устройства задержки времени оно срабатывает, контак-
Рис. 16.3. Типовая схема
выключателя коррекции
235
Рис. 16.4. Схема выключателя коррекции ВК-53РБ
ты размыкаются, и происходит дистанционное отключение коррекции
гироскопических приборов.
Например, J3 схеме выключателя коррекции ВК-53РБ (рис. 16.4)
пороговым устройством является контактная группа /С, центральный
контакт которой связан с осью вращения гироузла ДУС. Зазоры кон-
тактной группы К отрегулированы так, что контакты замыкаются
при пороговой угловой скорости, равной 0,1...0,3 %. При замыка-
нии контактов К по управляющей обмотке W1 двигателя М, включен-
ной в мостовую схему, протекает ток. Двигатель через редуктор по-
ворачивает щетки потенциометра П и центральный контакт выключа-
теля В. Зазоры кентактной группы выключателя В и скорость вра-
щения центрального контакта выбраны такими, что контакты замы-
каются через 5...16 с после начала вращения ротора двигателя.
При замыкании контактов выключателя В срабатывает реле Р,
которое своими контактами выключает коррекцию в соответствующих
гироприборах. Поворот щеток потенциометра П приводит к подаче
напряжения на управляющую обмотку W2 двигателя М. Обмотки
W1 и W2 включены навстречу друг другу. Таким образом, при разво-
роте щеток потенциометра П на заданный угол, соответствующий углу
замыкания контактов выключателя В, магнитные потоки обмоток
W1 и W2 уравновесятся и двигатель остановится.
В данной схеме роль устройства задержки времени играют двига-
тель М и потенциометр П. После окончания разворота самолета ось
вращения гироузла ДУ С под действием пружин возвращается в ис-
ходное положение, и контакты К размыкаются. Обмотка W1 обесто-
чивается, и под действием магнитного потока обмотки W2 электродви-
гатель вращается в обратном направлении до тех пор, пока щетки по-
тенциометра П вновь не окажутся в нейтральном положении. При
этом размыкаются контакты выключателя В, реле Р обесточивается и
включаются системы коррекции гироприборов.
В более совершенных схемах выключателя коррекции пороговое
устройство и устройство задержки времени выполняются на электрон-
ных схемах (ВК-90).
236
При технической эксплуатации выключатели коррекции проверяют
перед установкой на самолет и при регламентных работах в лабора-
тории и на борту самолета. Число контролируемых параметров при
проверке в лаборатории больше, чем на самолете. При этом прове-
ряют: время готовности; неотключение коррекции при угловой ско-
рости, меньшей пороговой; время задержки отключения коррекции
при действии угловой скорости, большей пороговой; время задерж-
ки включения коррекции после прекращения действия пороговой уг-
ловой скорости.
Для проведения проверок используют секундомер и поворотную
установку. Включение и отключение коррекции имитируются в ре-
зультате подсоединения электрических ламп к цепям прибора, пред-
назначенным для соединения с цепями коррекции.
16.3. Новые типы датчиков угловых скоростей
Наряду с гироскопическими ДУС, основным элементом которых
является быстро вращающийся механический ротор, известны уст-
ройства, выполняющие функции измерения угловой скорости, но не
имеющие ротора. К ним относятся вибрационный и лазерный гиро-
скопы.
Основу вибрационного гироскопа (гиротрона) (рис. 16.5) составля-
ет «камертон» 2, две ножки которого приводятся в колебания в проти-
вофазе с помощью электромагнитного вибропривода 3. Последний
питается от усилителя 4, вырабатывающего напряжение переменного
Рис. 16.5. Схема вибрационно-
го гироскопа
Рис. 16.6. Схема лазерного гироскопа
237
тока. Ручка «камертона» представляет собой торсионный стержень 5
свободный конец которого жестко заделан в корпус прибора. Если
вибрирующий «камертон» вращается вокруг оси z, то при удалении
ножек друг от друга возникают силы, стремящиеся замедлить ско-
рость поворота грузов на концах ножек, что приводит к закручиванию
торсионного стержня 5 в направлении, обратном вращению основания
прибора. При сближении ножек закручивающие силы направлены в
противоположную сторону. Так как при вибрации ножки «камертона»
периодически расходятся и сходятся, торсионный стержень с та-
кой же периодичностью испытывает действие закручивающих сил.
Возникающие при этом крутильные колебания вилки «камертона» по
отношению к его основанию измеряются электромагнитным датчиком 1.
Сигналы с датчика усиливаются усилителем 6.
Амплитуда измеряемых гармонических сигналов пропорциональна
угловой скорости вращения основания прибора.
Принцип действия лазерного гироскопа поясняется рис. 16.6.
Луч лазера 5 расщепляется на два луча 4 и 6, каждый из которых при-
ходит к фотодетектору 2. Луч 6 идет непосредственно на фотодетектор,
а луч 4 приходит на фотодетектор, отразившись от зеркала 3. Фотодетек-
тор выдает сигнал, пропорциональный разности длин волн обоих лу-
чей, на измерительное устройство /. Пока основание, на котором рас-
полагается прибор, неподвижно, разность длин волн лучей равна
нулю. При вращении основания с некоторой угловой скоростью отно-
сительно точки О длины волн лучей изменяются и фотодетектор фик-
сирует их разность. Эта разность тем больше, чем быстрее вращается
основание прибора и чем более отличаются длины путей прямого 6 и
огибающего 4 лучей.
Лазерный гироскоп конструируется таким образом, чтобы оги-
бающий луч многократно обегал замкнутый контур устройства. Это
позволяет уменьшить размеры и увеличить чувствительность прибора.
Контрольные вопросы
1. Приведите примеры использования двухстепенных гироскопов на борту
ЛА.
2. Выведите уравнения движения демпфирующего гироскопа.
3. Перечислите виды погрешностей датчиков угловых скоростей, способы
их компенсации.
4. Нарисуйте принципиальную схему выключателя коррекции и поясните
его принцип действия.
5. Поясните виды и принцип действия безроторных датчиков угловых ско-
ростей.
213'8
Глава 17
ПРИБОРЫ И ДАТЧИКИ УГЛОВ КРЕНА И ТАНГАЖА
17.1. Применение измерителей углов крена
и тангажа на самолете
Углы крена и тангажа с целью выдачи информации для обеспече-
ния стабилизации и управления по этим углам измеряются на само-
летах с помощью авиагоризонтов и гировертикалей.
Основное назначение этих приборов — создание на самолете опор-
ной системы координат, относительно которой можно измерить углы
крена и тангажа. Получение такой системы координат возможно лишь
в том случае, если одна из ее осей удерживается по вертикали
места.
На неподвижном основании вертикаль места можно задать с помо-
щью обычного физического маятника. Однако на самолете маятник
подвержен действию возмущений, обусловленных вибрациями кор-
пуса и ускорениями при маневрах. В силу инерционности маятник
стремится отслеживать подобные возмущения, стремясь занять поло-
жение «кажущейся вертикали». Это делает невозможным использо-
вание маятника как указателя вертикали на самолете.
Практически невозмущаемую искусственную вертикаль места
получают с помощью гироскопических авиагоризонтов и гироверти-
калей.
Данные приборы используются в каналах элеронов и руля высо-
ты самолета в штурвальном и автоматическом режимах (рис. 17.1).
В штурвальном режиме пилот получает визуальную информацию от
авиагоризонта об углах крена ув и тангажа самолета. Воздейст-
вием на колонку штурвала через соответствующие бустеры он пере-
мещает элероны и руль высоты таким образом, чтобы обеспечить за-
данные значения углов крена и тангажа. Сигналы, поступающие в
сервоприводы каналов элеронов СПЭ и руля высоты СПРВ с демп-
фирующих гироскопов, обеспечивают требуемое затухание собствен-
ных колебаний самолета. Сигналы с авиагоризонта и пульта управле-
ния ПУ в сервоприводы каналов управления в данном режиме не
поступают.
В автоматическом режиме сигналы, пропорциональные заданным
значениям углов крена у3 и тангажа вводятся пилотом с пульта
управления на суммирующие устройства сервоприводов, где сравни-
ваются с сигналами, пропорциональными истинным углам крена у и
тангажа гЗ, снимаемым с авиагоризонта (гировертикали). Разности
указанных сигналов поступают с суммирующих устройств на серво-
239
Рис. 17.1. Схема использования авиагоризонта (гировертикали) в каналах эле-
ронов и руля высоты самолета в штурвальном и автоматическом режимах
приводы соответствующих каналов, которые обеспечивают перемеще-
ние через соответствующие бустеры элеронов и руля высоты до тех
пор, пока истинные углы крена и тангажа не станут равны заданным.
17.2. Авиагоризонты на основе трехстепенного гироскопа
Принцип действия гироскопических авиагоризонтов основан на
использовании свойства трехстепенного гироскопа сохранять задан-
ное направление кинетического момента неизменным в пространстве.
Углы крена у и тангажа Ф самолета (рис. 17.2, б) измеряют с помо-
щью трехстепенного гироскопа (рис. 17.2, а), установленного на са-
молете. Направление кинетического момента гироскопа совпадает с
вертикалью места (ось ОКД), внешняя ось карданова подвеса совпада-
ет с продольной осью самолета, а внутренняя — направлена по оси
OZa, расположенной в горизонтальной плоскости. При появлении
угла тангажа внешняя ось подвеса поворачивается вместе с самолетом,
а гироузел не изменяет своего положения в пространстве. Вследствие
этого угол поворота наружной рамы относительно внутренней оси
карданова подвеса равен углу тангажа. При накренении самолета
вместе с ним поворачивается основание, на котором закреплен гиро-
240
Рис. 17.2. Измерение углов крена и тангажа с помощью трехстепенного гироскопа
скоп. Наружная рама остается неподвижной. Угол поворота основа'
ния относительно наружной рамы равен углу крена самолета.
Особенностью трехстепенного гироскопа является то, что направ-
ление его кинетического момента сохраняется неизменным в мировом
пространстве, а не относительно Земли. В связи с этим из-за собствен-
ного вращения Земли и перемещения самолета относительно Земли
вертикаль места будет отклоняться от направления кинетического
момента гироскопа. Рассмотрим это явление, пренебрегая при этом
высотой полета по сравнению с радиусом Земли.
Пусть самолет находится в точке Оо (рис. 17.3), определяемой ши-
ротой места <р и долготой X. Заданная система отсчета ОоХ0У(£о рас-
положена таким образом, что ось ОоХо направлена на север, ось O0Z0
на восток, а ось О0^о по вертикали места. Предположим, что самолет
совершает полет с постоянной путевой скоростью Рп в горизонтальной
плоскости (Ф = у = 0) и с заданным углом курса ф. В этом случае
оси ОХдКд/д, связанные с траекторией, занимают в точке Оо следую-
щее положение: ось ОУд совпадает
с осью ОоУо, ось ОХД — направле-
на по вектору путевой скорости
Vn, ось 02д — перпендикулярна
осям ОХЛ и OYд. Оси гироскопа
0XBYBZB в начальный момент поле-
та совпадают с осями ОХДУ^Д.
Разложим путевую скорость Уп
на северную VaN и восточную Упе
составляющие:
cos-ф; Vn£=Vnsini|?. (17.1)
Тогда при полете самолета скоро-
сти изменения угловых географи-
ческих координат
Рис. 17.3. Схема определения поло-
жения самолета относительно Земли
241
т_____VnN Vn_C0S?L. VnE Vnsin<p
R R R cos <p R cos ф
где R — радиус Земли.
Проекции угловой скорости вращения трехгранника 0ХдУд2д в
пространстве на оси этого трехгранника будут равны:
=-—<р sin 4>4-(й3-|- X) cos ф cos ф;
д
(Оу — (Й3 k) sin ф —ф;
д
(1>Z = -ф cos ф— (й3X) cos ф sin ф,
д
где Q3 — угловая скорость вращения Земли.
С учетом выражений (17.1), (17.2) имеем:
= Q3 cos ф cos ф;
lzn sin гр
(оу =й351пф+—-—1§ф—ф;
•д л
о . Vn
(Oz — — ь*3 cos ф sin ф — —— .
(17.3)
(17.4)
)
Угловые скорости сохд , юГд, (0/д характеризуют скорость рассогла-
сования осей трехгранника 0ХдУа2д, перемещающегося вместе с са-
молетом и сохраняющего ось OYл вертикальной, и неподвижного в ми-
ровом пространстве трехгранника 0XBYBZ3.
Угловые скорости а>хд и согд определяют скорость «ухода» кинети-
ческого момента гироскопа от вертикали места вследствие суточного
вращения и движения самолета относительно Земли. За час полета уг-
лы отклонения кинетического момента от вертикали могут достигать
нескольких градусов. Кроме того, гироскоп отклоняется от заданного
положения из-за наличия моментов трения в осях подвеса и моментов
от небаланса. В связи с этим трехстепенной гироскоп может быть ис-
пользован как невозмущаемый указатель вертикали места лишь в те-
чение нескольких минут. Для обеспечения более длительной работы
трехстепенного гироскопа как указателя вертикали с необходимой
точностью его следует снабдить корректирующим устройством.
В качестве чувствительных элементов корректирующих устройств
в авиагоризонтах используют однокоординатные и двухкоординат-
ные электролитические маятники. Схема авиагоризонта на основе
трехстепенного корректируемого гироскопа приведена на рис. 17.4.
На гироузле 2 располагается двухкоординатный электролитический
маятник 5, управляющий двумя коррекционными двигателями /, 6.
На внешней и внутренней осях карданова подвеса располагаются
устройства для съема результатов измерений 3, 4.
242
Для получения уравнений движе-
ния гироскопа воспользуемся методом
суммирования моментов. Суммируя
моменты, действующие по внешней и
внутренней осям карданова подвеса,
получаем:
•^ИХНТ^Г ХНТ<^ТХНТ^КХН — 0; I
Ми ZB+Alr zB тМТ ZB + MK ZB = 0, f
где Мк — моменты инерции; Мг — гиро-
скопические моменты; Л4Т — моменты тре-
ния; Мк — корректирующие моменты.
Рис. 17.4. Схема авиагоризонта
на основе трехстепенного кор-
ректируемого гироскопа
Моменты инерции и моменты трения определяются по выражениям:
Ми х„— —®г", Ми 2 — - В рг;
II и
Мт ХН= — fa а'г— Мт а sgn аг ;
МТ2В= /р Рг Sgn Рг •
(17.6)
Гироскопические моменты определяются следующим образом:
г хн — Мг х_ cos рг — Н а»? cos Рг;
Г 7 -=: Н (О У I
В Лв
(17.7)
где со у , (Оу —проекции абсолютной угловой скорости (оа движения гироскопа
Лв zb
в мировом пространстве на соответствующие оси.
Проектируя угловые скорости на оси ОХ3 и OZB, получаем:
(17.8)
=-’ аг cos Рг + sin аг sin Рг + «>х cospr4-(oy cosarsinpr;
(Оу — рг + Юу cosar—(оу sinar.
Лв д ,д
Полагая углы аг и рг малыми, из (17.7), с учетом (17.8) получаем:
Мг хн — 7/ (Рг мУд ar) j
(17.9)
Mr ZB— —Н (®г + <»хд Рг).
При пропорциональной характеристике системы коррекции выра-
жения для корректирующих моментов имеют вид:
МКхн——CiYmI Мк zb = c2ctm, (17.10)
где с2 — коэффициенты пропорциональности системы коррекции; ум, стм —
углы отклонения осей корректирующих маятников по отношению к осям гиро-
узла.
243
Значения углов отклонения осей корректирующих маятников оп-
ределяются выражениями
Ум— Рг + Тмв! стм— (17.11)
где Умв> бмв — отклонения маятников, обусловленные действием внешних воз-
мущений (ускорения при маневрировании и вибрации).
Знаки корректирующих моментов в выражениях (17.10) выбраны
таким образом, чтобы при отклонении гироскопа от вертикали он
возвращался бы к ней под влиянием корректирующих моментов.
Предположим, что самолет совершает прямолинейное движение с
постоянным продольным ускорением /охд . При наличии ускорения
маятник отклонится от оси ОУВ на дополнительный угол умв в отри-
цательном направлении. В этом случае при аг =/= рг #= 0 имеем:
Ум — Рг~гУмв = Рг ---------—SM= •—аг, (17.12)
g
где g — ускорение свободного падения.
Если самолет совершает правый вираж, то в отрицательном направ-
лении оси 02д на маятник действует ускорение /огд • В этом случае
при ссг Ф рг Ф 0 имеем:
Ум — Рг! —аг~г^мв~ аг +-------------—• (17.13)
g
Уравнения движения авиагоризонта (17.5) с учетом выражений
(17.6), (17.9), (17.10) и (17.11) запишутся в виде:
Д аг—Я (pr + <oz —(Оу аг'| + ^а®г+Мта8бп®г = С1Рг—С1УмВ;
\ Д Д !
Врг-|-Я (аг4~сох -г (оу PrVr/к Рг~г^тр sSn Рг~—^2аг+с2^мв-
\ Д Д /
(17.14)
Погрешности авиагоризонтов делятся на методические и инстру-
ментальные.
Для определения методических погрешностей систему уравнений
(17.14) запишем без учета инерционности рам карданова подвеса и
трения в осях подвеса:
Рг + &1Рг — шуд «г — — Умв;
®г + аг — (Oy^ Рг — д + k2 бмв,
(17.15)
где kx — cv!Н; k2 = с2/Н — удельные скорости коррекции.
Учитывая, что третий член в правой части второго уравнения сис-
темы (17.3) существенно больше первых двух, в дальнейшем будем по-
лагать СОуд ~ —гр.
Методические погрешности складываются из скоростных и баллис-
тических девиаций авиагоризонта.
244
Для определения скоростных девиаций рассмотрим уравнения
(17.15) для случая прямолинейного движения самолета с постоянной
скоростью ((оуд = умв = 6Мв = = 0). Уравнения (17.15) примут вид:
Рг + ^1Рг— - ^Д* агН"^2аГ:= °Хд • (17.16)
Частные решения уравнений (17.16)
являются скоростными девиациями авиагоризонта. У современных
авиагоризонтов значения скоростных девиаций составляют несколь-
ко угловых секунд.
Из изложенного следует, что при введении пропорциональной кор-
рекции трехстепенной гироскоп не «уходит» от вертикали места под
действием угловых скоростей <охд и (°гд, а устанавливается в поло-
жение, практически не отличающееся от вертикального.
Баллистические девиации представляют собой погрешности авиа-
горизонта при маневрировании самолета.
Рассмотрим случай прямолинейного движения самолета чр = 0 с
постоянным ускорением jox^. Пренебрегая малыми угловыми ско-
ростями (охд и систему уравнений (17.15) запишем в виде:
/охд
Рг~г^1Рг = —ki--------; аг + Л2аг = 0.
(17.17)
Решением второго уравнения (17.17) является равенство а? = 0.
Первое уравнение при нулевых начальных условиях имеет следующее
решение:
(17.18)
Таким образом, как следует из уравнения (17.18), ось гироскопа
авиагоризонта при действии продольного ускорения апериодически
приближается к положению кажущейся вертикали, при этом
(17.19)
Рассмотрим поведение авиагоризонта на самолете, совершающем
правый вираж. Система уравнений (17.15) в этом случае может быть
записана в виде:
Рг + ^1Рг “I- Я’Иг — 0;
®Г ~Г~ --Ч*Рг — ^2
(17.20)
245
Частным решением системы (17.20) являются:
^1^2 iozB
ао =--------Д__. рго = _-----
g[M2+Wl g [M2+W2]
(17.21)
Выражения (17.21) определяют баллистические девиации авиагори-
зонта при вираже самолета.
Рассмотрим инструментальные погрешности, обусловленные на-
личием сухого трения в осях подвеса. Пренебрегая инерционностью
рам карданова подвеса, вязким трением в подвесе, малыми угловыми
скоростями сохд и согд и полагая ф = 0; умп = 6МВ = 0, уравнения
(17.15) запишем в виде:
• t о Ч-а . Мта
рг+^ipr— .. sgnar — ± ;
п п
(17.22)
ar+«2ar= — sgnpr= ±—~— •
п п
Решениями уравнений (17.22) являются:
Рг=Рг (1—е *‘*) + Рн
e~V;
аг = а? (1—е йг*) + ане йг< ,
(17.23)
где
а? = ± ,
МП
ан = аг (0);
во = . .
Рг krH ’
Рн = Рг(0).
Из решений (17.23) следует, что при отклонении авиагоризонта на
углы ан и рн ось его гироскопа не может возвратиться в вертикаль-
ное положение, а будет составлять с вертикалью места углы а? и
Р?, определяющие зону застоя от трения.
Авиагоризонт АГБ-ЗК. Он предназначен для обеспечения экипажа
визуальной информацией об углах крена и тангажа, а также для вы-
дачи электрических сигналов (пропорциональных этим углам) управ-
ляющей системе и другим потребителям самолета. Основными узла-
ми авиагоризонта АГБ-ЗК (рис. 17.5) являются: трехстепенной гиро-
скоп; система маятниковой коррекции; указатель углов крена и тан-
гажа; следящая система передачи угла тангажа на указатель; устрой-
ства съема результатов измерений; арретирующее устройство.
Трехстепенный гироскоп состоит из гироузла 9 и наружной рамы
11. Ось подвеса наружной рамы направлена по продольной оси само-
лета. Направление кинетического момента гироскопа в вертикальном
положении удерживается системой маятниковой коррекции.
Чувствительными элементами системы коррекции являются одно-
координатные жидкостные переключатели 10, а исполнительными эле-
ментами — коррекционные двигатели переменного тока 7, 13. Для
устранения погрешностей в показаниях авиагоризонта, обусловлен-
246
крена
KnompefatncMH -*------
йаналоб:
.тангажа
ных действием ускорений при виражах, предусмотрено отключение
продольной и поперечной коррекции с помощью соответствующих вы-
ключателей коррекции (например, ВК-53РШ или ВК-90).
Визуальный съем показаний авиагоризонта производится с указа-
теля углов крена и тангажа. Указатель состоит из шкалы тангажа 2,
шкалы крена 1 и стрелки-силуэта 3 самолета. При накренении само-
лета шкала /, связанная с корпусом прибора, поворачивается отно-
сительно стрелки-силуэта самолета, ось которой связана с осью на-
ружной рамы, и тем самым осуществляется отсчет углов крена. Углы
тангажа определяются по положению конца оси стрелки-силуэта са-
молета относительно шкалы тангажа. Шкала тангажа следует за
углами тангажа самолета благодаря следящей системе, в которую
входят сельсин-датчик 8, расположенный на оси подвеса гироузла,
сельсин-приемник 4, усилитель 6 и двигатель-генератор 5. Электри-
ческие сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, снимаются
с сельсинов-датчиков 12 и 8, расположенных на осях карданова
подвеса.
Для арретирования гироузла в авиагоризонте предусмотрено ме-
ханическое арретирующее устройство (на рис. 17.5 не показано). Оно
состоит из кнопки, выведенной на лицевую панель прибора, системы
рычагов, толкателей и двух кулачков. При нажатии на кнопку арре-
тирования гироузел устанавливается в положение, перпендикуляр-
ное горизонтальному основанию прибора. Рамки автоматически осво-
бождаются от арретира при отпускании кнопки.
Авиагоризонт АГД-l. Он обеспечивает экипаж визуальной инфор-
мацией об углах крена и тангажа при любых фигурах пилотажа. Кро-
247
ме этого, АГД-1 выдает управляющей системе и другим потребителям
электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа.
Авиагоризонт (рис. 17.6) состоит из гиродатчика и указателя углов
крена и тангажа (указателя горизонта). Основными составными эле.-
ментами гиродатчика являются: трехстепенной гироскоп; система ма-
ятниковой коррекции; следящая рама; устройства съема результатов
измерений; арретирующее устройство.
Ось наружной рамы 11 трехстепенного гироскопа гиродатчика
крепится в подшипниках следящей рамы 12. Назначение следящей ра-
мы состоит в том, чтобы сохранить перпендикулярность оси кинети-
ческого момента к плоскости наружной рамы, что обеспечивает рабо-
ту прибора по крену в неограниченном диапазоне углов. Это обеспе-
чивается следующим образом. При появлении крена наружная рама
вместе со следящей рамой поворачивается вслед за самолетом. Статор
индукционного датчика 20, закрепленный на наружной раме, повора-
чивается относительно якоря, расположенного на оси гироузла 13.
С выхода индукционного датчика снимается сигнал, который после
прохождения через коммутатор 9 и усилитель 8 поступает на дви-
гатель-генератор 7. Двигатель через редуктор возвращает следящую
раму, а следовательно, и наружную раму в горизонтальное положе-
ние, при котором сигнал с индукционного датчика равен нулю. Для
демпфирования колебаний следящей рамы в переходных режимах
применяется скоростная обратная связь, которая реализуется введе-
нием сигнала с генератора 7 в усилитель 8. Коммутатор 9 изменяет
направление вращения двигателя-генератора 7 при углах тангажа 90
и 270° путем переключения фазы управляющего сигнала.
Вертикальная коррекция в авиагоризонте осуществляется с по-
мощью системы маятниковой коррекции. Чувствительным элемен-
248
том системы коррекции является двухкоординатный жидкостный пере-
ключатель 19, а исполнительными элементами — коррекционные
двигатели переменного тока 10 и 14. В цепь электродвигателя 10 по-
перечной коррекции включены контакты выключателя коррекции,
обеспечивающего отключение поперечной коррекции при разворотах
самолета, продолжающихся более 7... 10 с с угловой скоростью свыше
0,1...0,37с. При продольных ускорениях самолета, достигающих
значений более 1,67 м/с2, отключается продольная коррекция. От-
ключение производит выключатель 18, включенный последовательно
в цепь продольной коррекции. Он представляет собой герметичный
сосуд с двумя контактами и токопроводящей жидкостью между ни-
ми. Когда возникает положительное или отрицательное продольное
ускорение, жидкость, перемещаясь, оголяет один из контактов и цепь
коррекции разрывается. Электрические сигналы, пропорциональные
углам крена и тангажа, снимаются с сельсинов-датчиков 15, 17.
Для быстрого приведения АГД-1 в нормальное положение при за-
пуске в приборе установлено арретирующее устройство, по принципу
действия аналогичное устройству, изображенному на рис. 15.20, б.
При арретировании плоскость следящей рамы устанавливается па-
раллельно основанию, а ось гироскопа — перпендикулярно.
Авиагоризонт с указателем горизонта связан с помощью дистанци-
онной сельсинной передачи. Сигнал крена выдается сельсином-дат-
чиком 15 на сельсин-приемник 4 указателя, а затем после усиления в
усилителе 6 поступает на двигатель-генератор 5. Двигатель через ре-
дуктор разворачивает шестерню со стрелкой-силуэтом 2 самолета.
Углы крена отсчитываются по шкале 1, расположенной на корпусе -
прибора.
Сигнал тангажа выдается сельсином-датчиком 17 на сельсин-при-
емник 23 через коммутатор 16. С сельсина-приемника сигнал после
усиления усилителем 21 поступает на двигатель-генератор 22, кото-
рый через редуктор перемещает катушку 3 со шкалой тангажа. Углы
тангажа отсчитываются по шкале и стрелке -силуэту 2 самолета.
Наличие дистанционной связи гиродатчика и указателя горизонта
позволяет расположить указатель на приборной доске, а гиродатчик —
вблизи центра масс самолета. Такое расположение гиродатчика дает
возможность повысить точность его работы, так как вблизи центра
масс на гиродатчик в меньшей степени влияют ускорения, возникаю-
щие при колебаниях самолета относительно центра масс. При техни-
ческой эксплуатации авиагоризонтов наиболее полная проверка их
технического состояния проводится перед установкой на самолет и при
регламентных работах. Для проверки авиагоризонтов АГБ-ЗК и
АГД-1 используют электрическую установку 63689/033 с комплектом
жгутов, ламповый вольтметр ВЗ-2А или тестер ТТ-3, установку
УПГ-48 и секундомер. Основными параметрами, подлежащими про-
верке, в обоих типах авиагоризонтов являются: время готовности;
токи, потребляемые в установившемся режиме; скорости поперечной и
249
продольной коррекций; уход гироскопа по крену и тангажу на качаю-
щемся основании с выключенной коррекцией.
Кроме перечисленных параметров, при проверке гиродатчика
АГД-1 проверяется работа арретира гиродатчика и действие отклю-
чателя продольной коррекции, а при проверке авиагоризонта АГБ-ЗК
определяется погрешность показаний авиагоризонта по крену и тан-
гажу и проверяется сигнализация отказа питания.
Указатель горизонта АГД-1 проверяется как отдельно от гиродат-
чика, так и в комплекте с ним. Основной параметр при проверке ука-
зателя горизонта — погрешность отработки сельсинными передачами
углов рассогласования по тангажу и крену.
17.3. Гировертикали с силовой гироскопической стабилизацией
Непрерывно повышающиеся требования к точности управления са-
молетом по углам крена и тангажа сделали невозможным в ряде слу-
чаев использование в качестве датчиков угла крена и тангажа авиа-
горизонтов на основе трехстепенных корректируемых гироскопов из-за
их недостаточной точности. Невысокая точность авиагоризонтов объяс-
няется наличием существенных нагрузочных моментов от датчиков,
сил трения, небаланса по осям наружной и внутренней рам. Для по-
вышения точности гироскопа при нагружении осей его рам большими
моментами применяется принцип силовой гироскопической стаби-
лизации, предложенный в 1924 г. С. А. Ноздровским. Рассмотрим
этот принцип на примере одноосного силового гиростабилизатора
(рис. 17.7). Пусть по оси подвеса наружной рамы (0хн) трехстепенного
гироскопа действует внешний момент Л1ВН. Под действием момента
гироскоп прецессирует вокруг оси подвеса внутренней рамы ув с
угловой скоростью Р = —Мвн!Н. Вследствие этого движения возни-
кает гироскопический момент Мг, направленный в сторону, противо-
положную внешнему моменту Мвн, и равный ему по величине. Этот
гироскопический момент компенсирует внешний момент, и наружная
рама сохраняет свое первоначальное положение. Однако при разво-
роте гироскопа на угол 90° ось
Рис. 17.7. Одноосный силовой гиро-
стабилизатор
кинетического момента совпадает с
осью подвеса наружной рамы и ги-
роскоп потеряет устойчивость, нач-
нет вращаться относительно оси
Охн под действием момента Мвн.
Чтобы этого не произошло, исполь-
зуется система, включающая потен-
циометр П и двигатель Л4. Шетка
потенциометра закреплена на оси
вращения внутренней рамы, а сам
потенциометр — на наружной. Ось
вращения ротора двигателя М
жестко связана с осью вращения на-
250
ружной рамы. При развороте внутренней рамы под действием момен-
та Л4ВН с потенциометра П на двигатель М поступает сигнал. Двига-
тель прикладывает момент стабилизации Мс относительно оси Охн,
направленный в сторону, противоположную внешнему моменту Л4ВН.
Под влиянием момента Мс гироскоп начнет прецессировать относи-
тельно оси внутренней рамы в обратном направлении и остановится
в некотором положении, при котором момент стабилизации Мс урав-
новесит внешний момент Л4ВН.
Уравнения движения гиростабилизатора можно получить исполь-
зуя уравнения трехстепенного гироскопа. В данном случае в правую
часть первого уравнения системы уравнений, описывающих движение
трехстепенного гироскопа, добавляется момент стабилизации Л1С. По-
лагая, что ось наружной рамы гиростабилизатора направлена по про-
дольной оси самолета, уравнения движения гиростабилизатора по
аналогии с уравнениями (15.26) можно записать в виде:
Д ctp И Рг — ha (®г Y) — sgn (аг у) Л4вн-)~ Л4С;
В — Лр (рг — ft) — Sp sgn (рг—ft),
(17.24)
где у и ft — угловые скорости движения самолета по крену и тангажу.
Уравнения (17.24) справедливы для малых значений углов ссг и
Рг- Как правило, ось ротора стабилизирующего двигателя соединя-
ется с осью наружной рамы через редуктор. В связи с этим момент
стабилизации
Мс = /Мдв, (17.25)
где j — передаточное отношение редуктора; Л4ДВ — момент, развиваемый ста-
билизирующим двигателем.
В том случае, когда в качестве стабилизирующего двигателя исполь-
зуется асинхронный двигатель, момент
Л4ДВ — MqU—ММд(од—J р(од,
(17.26)
где — пусковой момент; (од — угловая скорость вращения ротора;
X (Од — момент, обусловленный наведением ЭДС в роторе; 7р<од —
сил инерции вращающегося ротора.
М
шд
момент
Угловые скорость и ускорение ротора двигателя и угловые ско-
рость и ускорение относительного перемещения оси наружной рамы
и опоры ее подвеса связаны соотношениями:
(Од = /(аг—у); о)д=/(аг—у). (17.27)
Таким образом, с учетом (17.27) формула (17.26) имеет вид
Л4дВ = (аг—у) — jjр (аг—у).
(17.28)
251
Напряжение U, приложенное к обмотке управления двигателя
стабилизации, обычно поступает с потенциометра системы стабилиза-
ции через усилитель. Пренебрегая постоянной времени усилителя,
имеем:
U = kyUn = kykn$r, (17.29)
где ky — коэффициент усиления; (7П — напряжение, снимаемое с потенциометра;
йп — крутизна характеристики потенциометра.
Учитывая (17.28) и (17.29), выражение для момента стабилизации
(17.25) запишем в виде
Me = й0 Рг-(ac~y)~pjv (а —у), (17.30)
где k0 = j ky kn MUt My — коэффициент, характеризующий пусковой момент.
Важнейшей характеристикой гиростабилизатора является его ус-
тойчивость. Для определения условий устойчивости гиростабилиза-
тора применим энергетический метод, позволяющий учесть как вяз-
кое, так и сухое трение в осях подвеса наружной и внутренней рам.
Полагая у —ft = Мвн = 0 и учитывая (17.30), из системы урав-
нений (17.24) получаем:
Ао аг — Н Рг-Мо + sgn аг — k0 Рг = 0;
В Рг + Н осг ~г йр Рг -|- Sp sgn рг = 0,
(17.31)
где Д0=(Д + /27р), h0= (Ла + /2 Чйд).
Умножая первое уравнение системы (17.31) на аг, второе на |3Г и
складывая их, получаем:
(Лоаг «г'Ь В РгРг) + (Ао ®г + ЛвРг ) + Sa | I + Sp I Рг I — &0Рг^г~ 0. (17.32)
Кинетическая энергия гиростабилизатора относительно оси Охн
после вычета постоянной составляющей, обусловленной угловой ско-
ростью собственного вращения ротора,
Т = ~ (Ло аг В Рг). (17.33)
Продифференцировав выражение (17.33) по времени, получим:
Лоагаг+В рг Рг- (17.34)
Уравнение (17.34) с учетом (17.32) можно записать в виде
Т = — (й0 <Хг + йр $г) — («$а I ®г I + 5р | рг|) + й0Ргctr. (17.35)
Устойчивость гиростабилизатора определяется правой частью ра-
венства (17.35). Заметим, что всегда
— (йо«г+йр рг)<0; —(sjaj I Рг I) < О,
252
т. е. трение в осях подвеса стремится уменьшить кинетическую энер-
гию гиростабилизатора и, следовательно, способствует успокоению
его колебаний. Третий же член правой части равенства (17.35) способ-
ствует раскачиванию гиростабилизатора.
В первом приближении движение гиростабилизатора на границе
устойчивости определяется выражениями:
аг —а0 sin mt\ рг = ро cos mt, (17.36)
где т — НД/АВ; а0——
Для небольшого промежутка времени, например для одного полу-
периода нутаций л/m, оценку влияния сил, стоящих в правой части
равенства (17.35), можно провести, используя выражения (17.36)
и считая.амплитуды сс0 и Ро неизменными.
При незатухающих колебаниях приращение кинетической энер-
гии за половину периода равно нулю. Следовательно, можно записать:
л/т
7*df = O. (17.37)
О
Подставив в (17.37) уравнение (17.35), с учетом выражений (17.36)
имеем:
л/т л/т
J (Лоа§/и2 sin mt А- Л& р§ т2 cos2 mt) d/— j (Sa | aQm sinm/1 4-
o о
л/т
Ц-Sp | Po m cos mt]) d tA~ k0 Po a0 m sin2/n/d/ = 0.
о
Произведя интегрирование и решив полученное выражение отно-
сительно k0, найдем:
(17.38)
При значении k0, определяемом выражением (17.38), гиростабили-
затор совершает незатухающие колебания. Для того чтобы движение
было сходящимся, равенство (17.38) должно быть заменено неравенст-
вом
(17.39)
Выбор параметров гиростабилизатора, удовлетворяющих нера-
венству (17.39), обеспечивает его устойчивость.
253
Рассмотрим поведение гиростабилизатора на подвижном основании.
Будем полагать, что у — уосй cos со/ и л1) = Мвн = Sp = 0. В данном
случае уравнения движения гиростабилизатора имеют вид:
До аг+Л0 агЦ-Я рг + feo pr = Mi;
В Рг + ЛрРг — Н аг — 0,
/ 4 о \
где Mi = I — %-L /i0 Yo о) i cos о)/ — j2 Jp y0 o> sin o>/-
\ J
Перепишем (17.40) в символической форме
(ДоР2 + ЛоР) «г+ (Hp + k0) |
—Яр аг4 (Bp24-Лрр) рг-=0 j
и определим:
Л41 (Вр24-Арр)
(Д0Р2 + Л0р) (Вр24Арр)4-Яр (Яр4-&0)
(17.40)
(17.41)
(17.42)
Отсюда имеем:
агЦо£р4+(ДоЛр + ЛоВ) Р3+(Мр + #2) p^Hk0p] = MlBP2^-Mih&p. (17.43)
Поделив обе части (17.43) на А0В, получим:
«г (p4 + aiP34-a2P2 + a3P)=-^-P2+ , (17.44)
где
01= (ДоЛр + Л0В)/Д0В; а2 = (Л0Лр 4-Я2)/Д0В;
a3=(Hk0)/(A0B).
После подстановки в правую часть (17.44) значения получим:
Mi „ . ЬЯМ! /27р?0о)2 ,
—.— р2-4 —И------р= —--------------со2 sin со/ —
До Ао
(й0у0<й+(4/л) S ) M2JpYo(o2
---- а (О2 COSO)/4- ————----------0) COS О)/ —
Д0В
До
(й0 у со 4- (4/л) S ) ha . п _
— 0) sin со/ = Q sin со/ + Р COS 0)/ ,
Д0В
где
(Ло yo>4-4Sa/n) Лро)
п pjpyt»*
до А0В
(Ло у(д + 45а/л) О)2 Лр/2/р0)3
- + ЛоВ
Д«
Таким образом,
0Ср "4 Oi оср -j- п2 Яр -}- <?зОЬр — Q sin со/ Рcos и> t.
(17.45)
(17.46)
254
Ввиду того что собственные колебания гиростабилизатора быстро
затухают под влиянием трения, можно считать, что ошибка стабили-
зации определяется только вынужденными колебаниями.
Вынужденные колебания системы определяются частным решени-
ем уравнения (17.46), которое будем искать в виде
= Х sin (о t-\-Y cos со/.
Продифференцируем это выражение:
= X w cos со t—Y to sin to/; —X w2 sin w t— Y w2 cos w t\
a^= —X to3 cos w/-j- Y to3 sin to /; = X и4 sin to /-j- Y to4 cos ю/.
Подставив значения производных в уравнение (17.46), имеем:
X to4 sin to / -j- Y to4 cos to/—агХ to3-[-ail' w3 cos w/ sin w/—a2X to2 sin w/—
—a2Y to2 cos to/4-03 X co cos to/ — a3 Y to sin to/ —Q sin w/4- P cos и/.
Приравняв коэффициенты при sin и cos, получим:
Q — X to4-|-a1y a»3 — a2X w2—а3У w — X (to4—a2 w2) 4-
+ У (aj to3—a3 to);
P — Y to4—arX w3—a2Y to24-a3X —X ( —a3 wJ-ai to3) 4
4- Y (to4 — a2 to2).
Обозначим:
to4—a2to2 = /; co3—а3ш — г.
Тогда будем иметь:
X- fQ~rP Y — fP+'rQ
P+r* ’ p-t-r2 ’
Частное решение уравнения (17.46) имеет вид
a® — Z sin (a> / 4-6),
где 6 — сдвиг фаз вынужденных колебаний относительно возмущающего воз-
действия.
Амплитудное значение ошибки, обусловленное вынужденным дви-
жением:
Z-Ух24;Г2=V (P24-Q2W2+'2); tgб - Y/X = (fP+rQ)/(JQ-rP).
Амплитуда колебаний главной оси гироскопа гиростабилизатора
по координате аг при качке основания относительно оси 0хи будет су-
щественно меньше колебаний главной оси астатического гироскопа по
этой координате. Это обстоятельство позволяет получить большую
точность измерения углов крена и тангажа с помощью датчиков на
основе гиростабилизаторов.
255
Рис. 17.8. Принципиальная схема
центральной гировертикали
В одноосном гиростабилизаторе
стабилизирующий двигатель компен-
сирует лишь моменты, действующие
по оси стабилизации рамы. Моменты
же, приложенные вдоль оси 0ув, бу-
дут вызывать уход наружной рамы
относительно ее первоначального по-
ложения. Кроме того, имеют место
уходы рамы из заданного положения
вследствие вращения Земли и собст-
венного движения самолета. Для
удержания гироскопа в заданном от-
носительно Земли положении исполь-
зуются системы коррекции, анало-
гичные применяемым в авиагоризонтах. Для получения искусствен-
ной плоскости горизонта применяют схему прибора, состоящего из
двух одноосных гиростабилизаторов.
Центральная гировертикаль (ЦГВ). На ЛА она является гиро-
скопическим датчиком, обеспечивающим сигналами углов крена и
тангажа ряд потребителей (управляющую систему, курсовую систему,
радиолокационную станцию и др.). Существует несколько модифика-
ций ЦГВ, например ЦГВ-4, ЦГВ-10, МГВ. Однако принцип их дей-
ствия аналогичен и может быть рассмотрен на примере схемы, изо-
браженной на рис. 17.8. ЦГВ представляет собой двухосную гиро-
стабилизированную платформу. Платформа 4 подвешена в раме 3.
На платформе расположены два двухстепенных гироскопа 2, 7, оси
кинетических моментов которых направлены перпендикулярно плос-
кости платформы и в противоположные стороны. Сигналы, пропорцио-
нальные углам разворота гироузлов гироскопов относительно плат-
формы, снимаются с потенциометров 10, 12. Напряжения с потенцио-
метров поступают на стабилизирующие двигатели 1, 8. Потенциометры
10, 12 и двигатели /, 8 образуют систему силовой разгрузки, обеспе-
чивающую существенное снижение влияния внешних моментов по
осям подвеса на точность выдерживания платформы в плоскости го-
ризонта. При действии внешнего момента по оси 0хн прецессирует ги-
роскоп 7 и сигнал с потенциометра 10 поступает на стабилизирующий
двигатель 8, который создает момент стабилизации, уравновешиваю-
щий внешний момент. В том случае, если внешний момент действует
по оси 0у3, прецессирует гироскоп 2. Вследствие этого появляется
сигнал с потенциометра 12, и двигатель / развивает момент, компенси-
рующий внешний момент.
Коррекция платформы по вертикали производится системой кор-
рекции, включающей двухкоординатный жидкостный маятник 11 и
коррекционные двигатели 5, 6. При отклонении платформы от плос-
кости горизонта относительно оси 0хн сигнал с маятника 11 поступает
на коррекционный двигатель 6. Последний создает момент относитель-
но оси подвеса гироскопа 7, что вызывает прецессию платформы в на-
256
правлении устранения ее рассогласования с плоскостью горизонта.
Отклонение платформы от плоскости горизонта относительно оси 0уп
приводит к поступлению сигнала с маятника на коррекционный дви-
гатель 5, который создает момент относительно оси подвеса гироскопа
2. Это вызывает прецессию платформы в направлении, противополож-
ном направлению отклонения ее от плоскости горизонта. Сигналы, про-
порциональные углам крена и тангажа, снимаются с датчиков 9, 13.
Типовая электрокинематическая схема ЦГВ приведена на рис. 17.9.
Гиростабилизированная платформа 8 выполнена в виде цилиндричес-
кого кожуха. Два гироузла 7, 9 располагаются на платформе друг над
другом, образуя двухгироскопный узел.
Ось платформы закреплена в подшипниках наружной рамы 2. В ра-
бочем положении она горизонтальна и направлена в сторону крыльев.
Ось наружной рамы закреплена в подшипниках корпуса прибора и
направлена параллельно продольной оси самолета. Таким образом,
угол поворота корпуса относительно наружной рамы равен углу кре-
на самолета, а угол поворота наружной рамы относительно оси плат-
формы равен углу тангажа.
Рис. 17.9. Электрокинематическая схема ЦГВ
9 Зак. 1543
257
Элементы схемы ЦГВ образуют три системы:
силовой разгрузки, состоящую из потенциометров разгрузки 6,
10 и стабилизирующих двигателей 3, 12;
коррекции, состоящую из жидкостного маятника 4 и коррекцион-
ных двигателей 5, 11;
ускоренного приведения к вертикали, состоящую из маятников 16,
17 и стабилизирующих двигателей 3, 12.
Сигналы с потенциометров разгрузки, намотанных на корпуса
гироузлов, снимаются с помощью щеток 14, 15. Принципы действия
систем силовой разгрузки и коррекции описаны ранее.
Рассмотрим работу системы ускоренного приведения ЦГВ к верти-
кали. ЦГВ не имеет арретирующего устройства и, следовательно, в
момент подачи питания на прибор рамы карданова подвеса занимают
произвольное положение. При наклонах платформы относительно
плоскости горизонта на углы более 2°, например, по оси подвеса на-
ружной рамы у маятника 17 замыкается средний контакт с одним из
крайних. Напряжение с маятника подается на стабилизирующий дви-
гатель 12. Оно по величине превышает напряжение с потенциометра
10. Под действием момента, создаваемого двигателем 12, гироскоп 9
будет прецессировать до упоров. Когда гироскоп ляжет на упоры,
момент двигателя 12 поворачивает платформу вокруг оси подвеса
наружной рамы как обыкновенное негироскопическое тело до размы-
кания контактов маятника 17. После размыкания контактов маятника
17 платформа к вертикальному положению приводится системой кор-
рекции, чувствительным элементом которой является жидкостный
маятник 4. Аналогично работает система приведения по оси под-
веса платформы, включающая маятник 16 и двигатель 3. Сигналы
крена и тангажа снимаются с потенциометров 1, 13.
Малогабаритная гировертикаль (МГВ). Она представляет собой
двухосную гиростабилизированную платформу 11, подвешенную в
раме 12, которая в свою очередь подвешена в корпусе 13 прибора
(рис. 17.10). На платформе расположены два двухстепенных гироско-
па 8, 17, оси кинетических моментов которых направлены перпенди-
кулярно плоскости платформы и в противоположные стороны. Сигна-
лы, пропорциональные углам разворота гироузлов гироскопов от-
носительно платформы, снимаются с потенциометров 6, 16. Напряже-
ния с потенциометров поступают на стабилизирующие двигатели 1, 4.
Потенциометры 6, 16 и двигатели 1, 4 образуют систему силовой раз-
грузки, обеспечивающую существенное снижение влияния внешних
моментов по осям подвеса на точность выдерживания платформы в
плоскости горизонта. При действии внешнего момента по оси Oxv
прецессирует гироскоп 17 и сигнал с потенциометра 16 поступает на
стабилизирующий двигатель 1, который создает момент стабилизации,
уравновешивающий внешний момент. В случае если внешний момент
258
Рис. 17.10. Кинематическая схема М.ГВ
действует по оси Оуп, гироскоп 8 прецессирует, с потенциометра 6
сигнал поступает на двигатель 4, который развивает момент, компен-
сирующий внешний момент.
Положение платформы в плоскости горизонта корректируется сис-
темой коррекции, включающей два однокоординатных жидкостных
маятниковых датчика 5, 14 и коррекционные двигатели 5, 9. При от-
клонении платформы от плоскости горизонта относительно оси Охр
сигнал с датчика 5 поступает на коррекционный двигатель 3. Послед-
ний создает момент относительно оси подвеса гироскопа 17, что вызы-
вает разворот платформы вместе с рамой 12 в направлении устранения
ее рассогласования с плоскостью горизонта. Отклонение платформы от
плоскости горизонта относительно оси Оуп приводит к поступлению
сигнала с датчика 14 на коррекционный двигатель 9, который созда-
ет момент относительно оси подвеса гироскопа 8. Это вызывает разво-
рот платформы относительно оси Оуп в направлении, противополож-
ном направлению отклонения ее от плоскости горизонта. Механические
маятники 2, 7, имеющие порог чувствительности 2°, совместно со ста-
билизирующими двигателями 1, 4 образуют систему ускоренного
приведения платформы в плоскость горизонта при включении при-
бора. Сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, снимают-
ся с выходных преобразователей 10, 15, представляющих собой потен-
циометрические датчики и синусно-косинусные трансформаторы.
Техническое состояние гировертикалей в лабораторных условиях
проверяется путем контроля: времени готовности; токов, потребляе-
9* 259
мых в установившемся режиме; наличия сигналов с устройств съема
результатов измерений; точности выдерживания вертикали на ка-
чающемся основании; скорости поперечной и продольной коррекции;
сопротивления изоляции между электрическими цепями и корпусом
прибора.
Контрольные вопросы
I. Перечислите причины «ухода» кинетического момента гироскопа от верти-
кали места; получите выражения угловых скоростей (ох и &z , определяющих
этот «уход».
2. Дайте вывод уравнений движения авиагоризонта.
3. Расскажите об устройстве и принципе действия авиагоризонта АГД-1
на базе его электрокинематической схемы.
4. Выведите уравнения движения одноосного гиростабилизатора.
5. Рассмотрите упрощенную кинематическую схему гировертикали типа
ЦГВ, объясните принцип действия.
Глава 18
ИЗМЕРИТЕЛИ КУРСА
18.1. Магнитные компасы и индукционные датчики курса.
Г ирополукомпасы
Направление полета самолета относительно земной системы коор-
динат определяется курсом самолета (рис. 18.1), представляющим
собой угол, отсчитываемый по часовой стрелке между направлением
выбранного меридиана и проекцией продольной оси самолета на плос-
кость горизонта. В зависимости от меридиана, используемого в ка-
честве линии отсчета (географический, магнитный, компасный), раз-
личают истинный Y, магнитный Чгм и компасный Ч^ курсы. Магнит-
ный курс Чгм отличается от истинного Т на величину магнитного скло-
нения Ам, компасный курс Ч^ от магнитного курса Ч^ — на величину
магнитной девиации Ак.
На практике курс измеряют относительно ортодромии (ортодроми-
ческий курс Чг0). При этом под ортодромией понимают дугу большого
круга, плоскость которого проходит через центр Земли.
Измерение курса осуществляется магнитным, индукционным, ги-
роскопическим, гиромагнитным, гироиндукционным, астрономичес-
ким и радиотехническим методами. Магнитный метод основан на оп-
ределении направления магнитного поля Земли с помощью постоян-
ного магнита. В индукционном методе магнитное поле Земли наводит
в дросселе с пермаллоевым сердечником, питаемым переменным током,
электродвижущую силу. В гироскопическом методе используется свой-
ство свободного гироскопа сохранять направление главной оси неиз
менным в пространстве. Гиромагнитный и гироиндукционный методы
осуществляют коррекцию от магнитного или индукционного чувстви-
тельного элемента с целью расположения главной оси свободного ги-
роскопа в направлении магнитного меридиана.
Астрономический метод основан на пеленгации небесных светил, а
радиотехнический метод — наземных радиостанций.
Для измерения курса предназначены курсовые приборы (компасы)
и системы, основанные на различных физических принципах.
Магнитные компасы. Курсовыми приборами, применявшимися
ранее на ЛА, были магнитные компасы. В магнитных компасах чувст-
вительным элементом, определяющим направление магнитного мери-
диана Земли, является магнитная стрелка (свободно подвешенный
постоянный магнит). Направление магнитного меридиана задается го-
ризонтальной составляющей Н вектора напряженности Т магнитного
поля Земли, равной _
Н =f cos 0, (18.1)
где 0 — угол магнитного наклонения между векторами Н и Т.
261
Рис. 18.1. Истинный, магнитный
и компасный курсы ЛА
Рис. 18.2. Конструктивная схема
магнитного компаса
Внутри корпуса 4 магнитного компаса (рис. 18.2) находятся два
постоянных магнита 2 с одинаково направленными полюсами. Магни-
ты крепятся к картушке 3 поплавкового типа, опирающейся острием
1 на амортизированный подпятник 5.
Корпус 4 заполнен жидкостью (лигроином), благодаря чему обес-
печивается демпфирование колебаний картушки и уменьшение тре-
ния в опоре из-за частичного взвешивания картушки. Изменение
объема жидкости при изменениях температуры компенсируется упру-
гим элементом 6.
Магнитная стрелка 2 датчика потенциометрического дистанцион-
ного магнитного компаса (рис. 18.3) жестко связана с щетками 1,
расположенными под углом 120 и
Рис. 18.3. Принципиальная схема
датчика дистанционного магнитного
компаса
скользящими по кольцевому потен-
циометру 3, питаемому напряже-
нием постоянного тока. Перемеще-
ние щеток вследствие поворота
магнитной стрелки под действием
магнитного поля Земли преобра-
зуется в электрический сигнал,
снимаемый с контактных ко-
лец 4.
К методическим погрешностям
магнитных компасов следует отне-
сти погрешности от магнитной де-
виации Дк и магнитного склоне-
ния Дм, погрешность от наклона
ЛА относительно подвижной си-
стемы с магнитами, погрешность
от наклонов подвижной системы
компаса относительно плоскости
горизонта.
252
К инструментальным погрешностям магнитных компасов отно-
сятся погрешности, вызываемые вредными силами при их воздейст-
вии на подвижную систему (от трения в опорах; от увлечения жид-
костью, в которой находится подвижная система; при разворотах и
т. п.); температурная погрешность при изменении свойств жидкости в
корпусе с изменением температуры; погрешности, вносимые элект-
рической схемой прибора.
Следует отметить, что девиация Ак вызывается влиянием возму-
щающих магнитных .полей ЛА, источниками которых являются ферро-
магнитные массы и токонесущие провода. Ферромагнитные массы
условно делят на «твердое» и «мягкое» железо. «Твердое» железо обла-
дает большой коэрцитивной силой и земным магнитным полем при
изменении не перемагничивается. «Мягкое» железо меняет маг-
нитные свойства при изменении Тм из-за малой коэрцитивной силы.
Девиация Ак слагается из постоянной и переменной составляющих. Пе-
ременные составляющие девиации являются периодическими функция-
ми Тм. Девиацию Ак с достаточным приближением можно разложить
в сходящийся тригонометрический ряд:
AK = 4 + Bsin YM + Ccos YM+Dsin2 YM + £cos2 YM, (18.2)
где A — круговая постоянная девиация; В, С — коэффициенты полукруговой
девиации; DE — коэффициенты четвертной девиации.
Полукруговая девиация возникает от «твердого» железа, круговая
и четвертая — от «мягкого» железа. Для устранения полукруговой
девиации используют девиационные приборы с двумя парами регули-
руемых по положению продольных и поперечных постоянных магни-
тов. Круговую девиацию исключают разворотом датчика вокруг своей
оси на некоторый угол и рассматривают ее как установочную погреш-
ность.
Остаточные полукруговая и круговая девиации, инструменталь-
ные погрешности и четвертная девиация датчиков устраняются с по-
мощью лекального корректора, поворачивающего ротор сельсина или
щетки потенциометра дополнительно на угол девиации. Работы по
устранению девиации магнитных компасов в процессе их эксплуата-
ции наиболее трудоемкие.
При проверках магнитных компасов определяют погрешности за-
стоя и увлечения. От погрешностей, связанных с влиянием сил тре-
ния, увлечения и небаланса, свободны индукционные чувствитель-
ные элементы, в которых отсутствует подвижная система.
Индукционные датчики магнитного курса. Принцип действия ин-
дукционного чувствительного элемента описан в гл. 15.
Как уже отмечалось, из выражения (15.42) следует, что индукци-
онный чувствительный элемент не определяет знак разворота стерж-
ней по отношению к магнитному меридиану [cos (±VFM) = cosTmI.
Поэтому в современных измерителях курса используются индукцион-
ные датчики (см. рис. 15.16, б), состоящие из трех индукционных чув-
ствительных элементов, расположенных относительно друг друга под
263
углом 60°. В измерителе курса (рис. 18.4) индукционные чувствитель-
ные элементы располагаются на платформе 1 под углом 60° относительно
друг друга. Платформа с помощью карданова подвеса удерживается в
горизонтальном положении. Подмагничивающие обмотки 2 соединя-
ются последовательно, а сигнальные обмотки 3 — «звездой» (или
«треугольником») и трехпроводной линией электрически связываются
со статорной обмоткой 4 сельсина. Напряжение с обмотки ротора 5
, сельсина через усилитель 6 подается на вход малоинерционного элект-
родвигателя 7, который поворачивает ротор сельсина в положение,
при котором наводимое в нем напряжение будет равно нулю. Направле-
ние линии полюсов ротора 5 при этом будет перпендикулярно направ-
лению потока статора. Направление потока статора определяется по-
ложением чувствительного элемента относительно поля Земли, т. е.
магнитным курсом Тм. Каждому повороту индукционного чувстви-
тельного элемента на какой-либо угол относительно магнитного мери-
диана Земли (при изменении курса полета самолета) будет соответст-
вовать поворот ротора 5 сельсина на такой же угол.
Методические погрешности индукционных датчиков такие же, как
у магнитных компасов. Инструментальные погрешности, появляющие-
ся в магнитных компасах из-за наличия подвижной системы, в индук-
ционных датчиках отсутствуют. К основным инструментальным по-
грешностям индукционных датчиков следует отнести погрешности от
изменения напряжения и частоты питания, температуры окружающей
среды, нелинейности характеристик из-за производственно-технологи-
ческих неточностей, погрешностей, вносимых следящей системой и
дистанционной передачей.
Рис. 18.4. Принципиальная схема индукционного измерителя
курса
264
Индукционные датчики курса, как правило, используются в сис-
темах магнитной коррекции современных курсовых систем ввиду бо-
лее высокой точности по сравнению с датчиками с подвижной магнит-
ной системой.
Гирополу компасы. В них используется свойство азимутально-сво-
бодного гироскопа сохранять в течение некоторого времени неизмен-
ным направление главной оси в азимуте.
Трехстепенной астатический гироскоп, ось ротора которого удер-
живается в плоскости горизонта коррекционным двигателем, а ось
внешней рамки — вертикальна, является гирополукомпасом.
Для самолета, летящего в некоторый момент времени над местом
с широтой ф, ось ротора астатического гироскопа, удерживаемого в
плоскости горизонта, поворачивается относительно меридиана с угло-
вой скоростью (Огр Угловая скорость <оп определяется суточным вра-
щением Земли и движением ЛА относительно поверхности Земли:
о • ♦
= sintp— —tg ф,
(18.3)
где Й3 — угловая скорость вращения Земли; VnE — восточная составляющая
путевой скорости (для полета в северо-восточном направлении); R — радиус
Земли.
Если создать момент вокруг оси внутренней рамы гироскопа, что-
бы обеспечить прецессию в горизонтальной плоскости с угловой ско-
ростью <оп, то ротор гироскопа будет ориентирован по меридиану.
По повороту оси- наружной рамы относительно корпуса ЛА можно
будет определять истинный курс самолета. Составляющую Л— tgф
нельзя скомпенсировать во всем диапазоне широт, так как при ф =
=-- 90° ее значение будет равно бесконечности. Поэтому гирополуком-
пасы применяют для измерения ортодромического курса самолета,
который отсчитывается от направления заданной ортодромии, а при
боковых отклонениях 6—от дуги малого круга, плоскость которой
параллельна плоскости ортодромии.
Для полета ЛА по ортодромии в выражении (18.3) следует вместо
Упе подставить составляющую путевой скорости, направленную по
координатной оси, касательной к ортодромической параллели орто-
дромической системы координат VnEQ, а вместо tgф подставить
tgф0, где ф0 — ортодромическая широта. Тогда угловая скорость от-
клонения оси ротора свободного гироскопа от заданной ортодромии
WT) = Q3sin <р — ——— tg ф0.
(18.4)
Для небольших отклонений 6 ЛА от заданной линии пути — орто-
дромии, при которых мало значение ф0, в выражении (18.4) можно
пренебречь вторым членом. Тогда уравнение (18.4) примет вид
—Й381пф. (18.5)
265
Для внесения поправки на вращение Земли необходимо знать ши-
роту ф местонахождения ЛА. Траектория полета с постоянным курсом
по гирополукомпасу, скорректированному на вертикальную состав-
ляющую й3 зшф угловой скорости Q3 вращения Земли, представляет
собой ортодромию.
Гирополукомпасы используются как самостоятельные курсовые
приборы, а также в качестве датчиков курса в современных курсовых
системах и автопилотах. Гирополукомпас типа ГПК-52 (рис. 18.5)
состоит из гиродатчика /, указателя 2 и пульта управления 3.
Ось ротора в горизонтальном положении удерживается с помощью
системы коррекции, состоящей из жидкостного маятникового пере-
ключателя МП и электродвигателя Дг, создающего момент вокруг
оси наружной рамы. При разворотах ЛА цепь коррекции для ис-
ключения погрешностей отключается с помощью выключателя кор-
рекции ВК.
Компенсация составляющей О3зшф скорости вращения Земли
обеспечивается системой азимутальной коррекции, состоящей из мос-
тиковой схемы в пульте управления 3 и электродвигателя Да. Момент,
пропорциональный £23 зшф, прикладывается к оси внутренней рамы
гироскопа. С помощью широтного потенциометра /7Ф вводится широта
местоположения самолета. Подстроечным реостатом Rn регулирует-
ся скорость азимутальной коррекции. Потенциометр /7,, служит для
компенсации уходов гироскопа из-за разбаланса гироузла. Шкала
ГПК через редуктор двигателя Д$ связана с наружной рамой гироско-
Рис. 18.5. Электрокинематическая схема гирополукомпаса ГПК-52
266
па. Потенциометр П^, щетки которого жестко крепятся к оси шкалы,
обеспечивает съем сигнала, пропорционального ортодромическому
курсу, на указатель 2. При нажатии кнопки на пульте управления
двигатель поворачивает шкалу относительно оси наружной ра-
мы гироскопа, что позволяет осуществить начальную выставку по
стояночному курсу. При контакте ключа с ламелями Л1 скорость
вращения шкалы мала, при контакте с ламелями Л2 скорость вра-
щения шкалы максимальна.
При измерении ортодромического курса методические погрешности
ГПК могут возникать как из-за отсутствия непрерывного ввода теку-
щих значений ф в схему компенсации Оз зшф, так и из-за неучета со-
ставляющей 1§ф0.
Если с помощью ГПК измерять истинный курс, то методическая
погрешность возникает из-за неучета угловой скорости вращения
направления текущего меридиана в горизонтальной плоскости при
перемещении самолета относительно Земли. Методической погрешно-
стью является также карданная погрешность ГПК. возникающая при
тангажах и кренах ЛА. Эта погрешность появляется из-за отклонения
оси наружной рамы от вертикали.
На вираже, при гармонических колебаниях самолета в продольной
и поперечной плоскостях, в случае движения оси наружной рам^1 ги-
роскопа по образующей круглого конуса возникает методическая по-
грешность, называемая виражной. Моменты трения в опорах наруж-
ной рамы гироскопа и моменты от электродвигателя системы горизон-
тальной коррекции вызывают прецессию гироскопа в наклонной
плоскости, проходящей через оси ротора и наружной рамы. Это при-
водит к изменению ориентации оси ротора в горизонтальной плоско-
сти и возникновению ошибки после выравнивания самолета. Для ком-
пенсации карданных и виражных погрешностей необходима стаби-
лизация оси наружной рамы ГПК по вертикали.
Инструментальные погрешности ГПК обусловлены наличием мо-
ментов трения, влиянием токоподводов, разбалансировкой гиро-
узла относительно оси внутренней рамы при изменении температуры.
Инструментальные погрешности случайного характера, неточная кор-
рекция кажущегося ухода гироскопа характеризуют степень прецизи-
онности ГПК, его «дрейф» в азимуте. Реализация гирополукомпа-
сов с малыми уходами требует применения точных и безлюфтовых
опор, токоподводов с минимальными моментами сопротивления, ре-
гулировок и термокомпенсации.
18.2. Астрономические компасы
Астрономические компасы предназначены для измерения истинного
или ортодромического курса ЛА путем пеленгации небесных светил.
Курс определяется с учетом вращения Земли и перемещения ЛА, с
которого производятся измерения, относительно Земли.
267
Астрономические компасы относятся к автономным измерителям
ограниченного применения. Их преимущества, дополняющие другие
измерители курса, заключаются в том, что они работают в любой точ-
ке Земли, обеспечивая высокую точность и независимость измерений.
Однако их недостатки — существенная зависимость наблюдений за
светилами, определяют ограниченность применения.
На ЛА применяют два вида астрономических компасов, отличаю-
щихся друг от друга методами измерений курса: горизонтальные и
экваториальные. К первым относятся — ДАК-ДБ-5 и ДАК-ДБ-5В,
ко вторым — АК-53П и АК-59П.
Прежде чем рассмотреть принципы их построения, необходимо по-
знакомиться с элементами небесной сферы и наиболее применяемыми
системами небесных координат. За модель небесной сферы принимают
сферу произвольного радиуса с центром, который размещают в любое
место пространства. Наиболее распространенная модель небесной сфе-
ры имеет центр, совмещенный с точкой наблюдения.
Рассмотрим модель небесной сферы и определим ее основные эле-
менты (рис. 18.6). Прямая РР', параллельная оси вращения Земли,
называется осью Мира. Точки пересечения этой прямой с небесной
сферой являются полюсами мира. Полюс Р.\ — северный, если небес-
ная сфера вращается относительно точки наблюдения против часовой
стрелки, противоположный полюс — Ps южный. Большой круг не-
бесной сферы, плоскость которого проходит через точку наблюдения
перпендикулярно оси Мира PN Ps,
называется небесным экватором.
Он делит небесную сферу на
северную и южную полу-
сферы.
Прямая, проходящая через
точку наблюдения и направ-
ленная вдоль оси тяжести
Земли, при пересечении с не-
бесной сферой над наблюда-
телем образует зенит Z, а в
противоположном направле-
нии — надир Z'. Большой
круг небесной сферы, плос-
кость которого проходит через
точку наблюдения перпенди-
кулярно ZZ', называют ис-
тинным горизонтом. Точка N
истинного горизонта, ближай-
шая kP.v, называется точкой
Севера, противоположная ей
S — точкой Юга. Точки ис-
тинного горизонта, равноуда-
ленные от точек А и S, назы-
вают точками Востока Е и
Рис. 18.6. Модель небесной сферы и ее
основные элементы:
О — наблюдатель; РР’ — ось мира; Pn и Ps — се-
верный и южный полюсы; Z и Z’ — зенит и иа-
дир; VP и Е — точки Востока и Запада; С — све-
тило
268
Рис. 18.7. Горизонтальная систе-
ма координат
Рис. 18.8. Экваториальная систе-
ма координат
Запада W. Большие круги, проходящие через Рк и Ps, называют
кругами склонений, или часовыми кругами. Круг склонений, прохо-
дящий через Z, называют небесным меридианом. Большие круги
небесной сферы, проходящие через Z и перпендикулярные плоскости
истинного горизонта, называют вертикалами. Вертикал, проходящий
через Е и W, называют первым вертикалом. Прямая, проходящая
через N и S, называется полуденной линией. Рассмотрим две основ-
ные системы координат, применяемые в авиационной астрономии.
Горизонтальная система координат определяет положение светила
С на небесной сфере азимутом А и высотой h (рис. 18.7). Азимутом А
называют двугранный угол между плоскостью меридиана ZSZ' и
плоскостью вертикала ZCZ'. Азимут А определяется углом в плоскости
истинного горизонта, а его отсчет ведется от южного направления по-
лученной линии к направлению на светило С. Высотой светила h на-
зывают угол, отсчитываемый от горизонта до светила по дуге вертика-
ла. Высоты светил, расположенных над горизонтом, положительны,
под горизонтом — отрицательны. В горизонтальной системе коорди-
нат высота и азимут светила С меняются непрерывно вследствие кажу-
щегося вращения небесной сферы и зависят от времени.
Экваториальная система координат определяет положение свети-
ла С на небесной сфере часовым углом t и склонением 6 (рис. 18.8).
Часовым углом t называют двугранный угол между плоскостью небес-
ного меридиана ZSZ' и плоскостью круга склонения светила. Величина
t определяется углом в плоскости небесного экватора, и ее отсчет ведет-
ся от точки S. Склонением светила 6 называют угол, отсчитываемый
от небесного экватора до светила по дуге круга склонений. Склоне-
ние от экватора к Р^ считается положительным, к Р$ — отрица-
тельным.
269
Рис. 18.9. Горизонтальный астрономический компас:
а — принцип действия; б — функциональная схема
А = arctg
Рассмотрим принцип действия горизонтального астрономического
компаса (рис. 18.9). В нем измеряется курсовой угол светила 0, вы-
числяется азимут светила А и определяется истинный курс ЛА:
= р. (18.6)
Курсовой угол светила 0 является углом между продольной осью
ЛА и плоскостью вертикала светила и определяется угломерным уст-
ройством на ЛА. Азимут светила вычисляется счетно-решающим уст-
ройством согласно зависимости
cos 6 sin t >
cos<psin6— sin <p cos 6 cos t /’
где <p — широта и X долгота ЛА определяются навигационными устройствами
ЛА; t = X + /гр — местный часовой угол; Zrp — часовой угол по гринвичскому
меридиану; 6 — склонение светила.
Параметры /гр и 6 определяются по авиационному астрономичес-
кому ежегоднику.
С помощью астрономических средств определяют курс на всех ши-
ротах в диапазоне (0 ± 88)°. Пересчет географических координат в
ортодромические обеспечивается в области (0 ± 20 000) км по оси Y,
а по оси X (0 ± 4000) км. Средняя квадратическая радиальная ошиб-
ка определения места самолета составляет 30...40 км, точность опре-
деления курса ±0,5°.
18.3. Комплексирование информации в курсовых системах
Магнитные (индукционные), гироскопические, астрономические и
радиотехнические датчики курса, имеют различные преимущества и
недостатки.
Магнитные (индукционные) датчики определяют направление маг-
нитного меридиана. Они достаточно просты и автономны, но их ис-
пользование невозможно вблизи магнитных полюсов, магнитных аио-
270
малий, в полярных районах. Гирополукомпасы устойчиво работают
независимо от широт, однако они не способны определять заданное
опорное направление относительно поверхности Земли. Из-за «дрей-
фа» главной оси гироскопа они требуют периодической коррекции.
Астродатчики обладают высокой точностью измерения курса ЛА,
но зависят от условий видимости астросветил. Они не могут быть ис-
пользованы вблизи экватора в условиях близости Солнца к зениту.
Радиодатчики требуют расположения наземных радиостанций по
маршруту полета. Их функционирование зависит от естественных и
искусственных радиопомех. Одновременное использование разнород-
ных датчиков курса в курсовых системах позволяет исключить при-
сущие им недостатки за счет взаимной компенсации их погрешностей,
улучшить динамические характеристики. Такие комплексные систе-
мы обладают помехозащищенностью, надежностью измерения курса,
независимостью от условий применения.
В комплексных курсовых системах учитываются особенности по-
грешностей различных датчиков курса. В магнитных (индукцион-
ных) датчиках курса, несмотря на компенсацию постоянных методи-
ческих погрешностей, остаются случайные погрешности от изменений
магнитного поля Земли и влияния переменного магнитного поля ЛА,
эволюции ЛА. Эти погрешности, как и погрешности астро- и радио-
датчиков курса, носят высокочастотный характер. Погрешности гиро-
полукомпасов носят низкочастотный характер вследствие медленно
нарастающих уходов («дрейфа»).
Сравнение диапазонов частот указанных погрешностей показывает,
что они отличаются друг от друга. При комплексировании различных
датчиков курса это обстоятельство используется для так называе-
мого динамического сглаживания (взаимной коррекции погрешнос-
тей) с помощью фильтров связи. Этот принцип используется во всех
действующих в гражданской авиации курсовых системах. Рассмотрим
его на примере простейшего представителя курсовых систем — гиро-
индукционного компаса ГИК-1 (рис. 18.10). Схема состоит из гиро-
агрегата 2, индукционного датчика ИД, коррекционного механизма
3 и группы указателей 1.
Гироагрегат 2 представляет собой трехстепенной гироскоп, имею-
щий систему горизонтальной коррекции. На оси наружной рамы ги-
роскопа жестко закреплен потенциометр П2, щетки которого установ-
лены на корпусе гироагрегата так, что могут разворачиваться двига-
телем М2 через редуктор Р относительно корпуса гироагрегата и по-
тенциометра П2.
Магнитная система индукционного датчика состоит из трех индук-
ционных чувствительных элементов, помещенных на поплавке, за-
крепленном в кардановом подвесе корпуса датчика, заполненного
жидкостью. Жидкость, поплавок и кардановый подвес обеспечивают
положение магнитной системы, близкое к горизонтальному при эволю-
циях ЛА.
271
Коррекция гироскопа осуществляется с помощью индукционного
датчика. При отклонении продольной оси ЛА от направления маг-
нитного меридиана с индукционного датчика поступает сигнал в сель-
синную следящую систему, состоящую из сельсина-приемника СП,
усилителя Y1 и двигателя Ml. Следящая система через лекальный
корректор ЛК разворачивает щетки потенциометра П1 на угол, про-
порциональный углу отклонения ЛА от магнитного меридиана.
При повороте ЛА щетки потенциометра П2, связанные с корпусом
гироагрегата, также развернутся относительно корпуса потенцио-
метра, закрепленного на оси наружной рамы гироскопа. Потенциомет-
рическая следящая система, состоящая из потенциометров П1, П2,
усилителя У2, двигателя М2 и редуктора Р, будет согласована. По-
тенциалы точек Лх, Ct изменяются из-за нарушения пространст-
венного положения щеток потенциометра П2 относительно точек его
питания. В результате-электрический сигнал на выходе потенциомет-
ров будет пропорционален гиромагнитному курсу я|)гмк.
Если курс ЛА не меняется, но происходит уход оси гироскопа, то
корпус потенциометра П2 разворачивается относительно щеток, по-
тенциалы точек Лх, Бх, Сх потенциометра П2 изменятся. Это приве-
дет к рассогласованию потенциометрической следящей системы. На
выходе потенциометра П1 появится напряжение, и двигатель М2 че-
гмк
272
рез редуктор развернет щетки потенциометра П2 до согласования сле-
дящей системы, пока потенциалы точек А, Б, С и Лх, Бъ Q не станут
прежними. Отмеченное возможно в случае, если скорость отработки
следящей системы будет больше скорости ухода гироскопа. При этом
собственный уход гироскопа компенсируется.
Если имеют место колебания магнитной системы датчика при не-
изменном курсе ЛА, то положение щеток потенциометра П1 относи-
тельно точек А, Б, С изменяется. Напряжение, снимаемое со щеток
потенциометра П1, после усилителя У2 подается на двигатель М2,
который через редуктор Р повернет щетки потенциометра П2 в положе-
ние, при котором следящая система будет согласована. За счет выбора
соответствующего передаточного числа редуктора скорость отработ-
ки следящей системы будет меньше, чем скорость колебаний магнит-
ной системы датчика. В результате происходит отфильтровывание
(сглаживание) высокочастотных колебаний магнитного (индукцион-
ного) датчика и его погрешности не отражаются на выходном сигнале
измерителя курса.
Электрический сигнал гиромагнитного курса ГМК поступает к
указателям 1 с визуальным отображением информации. Указатели
УК-3 и УКГ-2 показывают фгмк. Указатель УГР-1 дополнительно
к фгмк выдает визуальную информацию о курсовом угле радиостан-
ции, получаемую от автоматического радиокомпаса АРК. Указатель
УШ-2 алгебраически суммирует фгмк и магнитное склонение Дм и вы-
дает визуальную и электрическую информацию об истинном курсе
ЛА. Указатель УК-4 отображает информацию об истинном курсе.
Коррекционный механизм связывает индукционный датчик с курсовым
гироскопом. Лекальный корректор ЛК в коррекционном механизме
устраняет четвертную магнитную девиацию и инструментальные по-
грешности индукционного датчика и следящей системы ИД—КМ.
В результате рассмотрения работы приведенной схемы комплекси-
рования магнитного (индукционного) и гироскопического датчиков
можно отметить, что при соответствующем выборе параметров следя-
щей системы можно скомпенсировать погрешности этих датчиков и
добиться высокой точности измерения курса.
Это можно подтвердить аналитически, если рассмотреть структур-
ную схему следящей системы «коррекционный механизм — гироагре-
гат» (рис. 18.11). В соответствии с ней можно считать, что индукцион-
ный датчик соединяется с курсовым гироскопом через эквивалентное
звено с передаточной функцией
U4p)--7~ • (18-7)
т р
Постоянная времени звена
1
где kn, ka, kv — передаточные коэффициенты потенциометра, двигателя и ре-
дуктора соответственно; — коэффициент усилителя.
273
'[Индукционный дат\
V О цик Уи
Выходной сигнал
дуи
Ф ^Курсовый гироскоп\
Ку
ч/р
Кр
, . , л. ! ('Ф+М’и)--Ч’вых
Ч’вых=4- Mr +---------y~p--------’
(18.9)
где Л^и» Aipr — высокочастотные по-
грешности индукционного датчика и
низкочастотные погрешности курсового
гироскопа соответственно.
Выражение (18.9) можно пред-
ставить как
Рис. 18.11. Упрощенная структурная
схема ГИК-1
Дфи Т р
+т7+Гд’|’г-
(18.10)
Погрешность на выходе схемы по рис. 18.11
А1ЬИ , Т р
М'вых — Ч’вых Ч* “ ГТ~ ‘ (18.11)
7>4-1 Т р+1
Отсюда видно, что приведенная схема является фильтром низких час-
тот (инерционное звено с передаточной функцией W (р) — —г-т'1
к i p-f-1)
для высокочастотных погрешностей Дфи.
Из амплитудно-частотной характеристики инерционного звена
Л (о) и --- . ...
У Т2м2+1
видно, что при возрастании частоты погрешностей w амплитуда А (<о)„
уменьшается. Следовательно, погрешность Дф„ также уменьшается.
Выражение (18.11) показывает также, что приведенная схема явля-
ется фильтром высоких частот (форсирующее звено с передаточной
функцией W (р)Г =• ту) для низкочастотных погрешностей Дфг.
Из амплитудно-частотной характеристики форсирующего звена
Т
А (<о)г = у^грд^ видно, что с ростом (о амплитуда А (со)г стре-
мится к единице. При малых <о погрешность Дфг не влияет на погреш-
ность выходного сигнала схемы.
Приведенная схема пропускает постоянные погрешности (например,
девиационные от магнитного датчика), а также периодические быстро
меняющиеся погрешности курсового гироскопа. Для их компенсации
необходимы дополнительные меры.
При подборе оптимальных параметров курсовых систем определя-
ют передаточные функции фильтров связи, обеспечивающие наимень-
шие средние квадратические погрешности на выходе курсовой сис-
274
темы. Далее из уравнения (18.8) определяют параметры соответствую-
щих звеньев. При этом коэффициент ky выбирают из условия обеспе-
чения запуска электродвигателя при минимальном рассогласовании
следящей системы. Коэффициент kn получают исходя из зависимости
угловой скорости вращения двигателя от напряжения на управляю-
щей обмотке.
18.4. Особенности курсовых систем, режимы работы,
погрешности
В современных курсовых системах гироскопические датчики комп-
лексируются не только с магнитными, но и с астрономическими дат-
чиками курса, в них также используются показания радиокомпасов.
Применение каждого типа датчиков требует определенных усло-
вий и соответствующей аппаратуры. Так, для использования астро-
компаса необходимы соответствующие погодные условия, а для радио-
компаса необходимо наличие на пути следования ЛА достаточного
числа наземных радиостанций.
Основным измерителем курса в курсовых системах служит гиро-
полукомпас, выдающий потребителям ортодромический курс. Гиро-
скопический датчик, как правило, работает непрерывно, а остальные
датчики включаются в зависимости от условий работы.
Режим работы курсовой системы, в котором работает только гиро-
агрегат, называется режимом ГПК. Режимы работы курсовой системы,
в котором ГПК работает совместно с индукционным или астрономи-
ческим компасом, называются соответственно режимами магнитной
(МК) или астрономической (АК) коррекции.
Режимы работы определяются задачами и условиями полета ЛА
и выбираются экипажем для получения максимальной точности дан-
ных о курсе ЛА.
Для работы курсовой системы используются входные сигналы по
углу крена ЛА от гировертикали типа ЦГВ или авиагоризонта типа
АГД, по курсовому углу радиостанции от датчика радиокомпаса типа
АРК, по астрономическому курсу от астроориентира или астрокомпаса
типа ДАК-ДБ. По сигналам выключателя коррекции магнитная и
астрономическая коррекции отключаются при развороте ЛА с целью
уменьшения виражной погрешности.
Рассмотрим особенности построения курсовых систем, последова-
тельно анализируя их работу в каждом режиме.
Режим «ГПК». Структурная схема курсовой системы в режиме
«ГПК» представлена на рис. 18.12. Работа курсового гироскопа 5 в
этом режиме происходит совместно с датчиком курса и системой согла-
сования 2, задатчиком курса /, кинематической 3 или моментной 6 ши-
ротной коррекцией, системой горизонтальной коррекции 4, выключа-
телем коррекции 7, системой стабилизации 8 гироагрегата по крену,
275
датчиком широтной коррекции 9. Перед включением режима ГПК
производится согласование гироагрегатов курсовой системы с индук-
ционным или астрономическим датчиком курса. После включения ре-
жима ГПК курсовая система по существу стабилизирует это согласо-
ванное значение курса. Как и в ГПК-52, главная ось курсового гиро-
скопа должна быть расположена горизонтально, ось наружной рамы
(азимутальная ось) устанавливается вертикально, ось внутренней ра-
мы находится в горизонтальной плоскости (роль внутренней рамы
выполняет кожух гироскопа). Вертикальное и горизонтальное поло-
жение осей карданова подвеса гироскопа обеспечивается системами
горизонтальной коррекции и стабилизации по крену.
Рассмотрим принцип действия отдельных элементов схемы, харак-
терных для курсовых систем. В качестве датчика курса может быть
использован потенциометрический датчик, сельсин или синусно-коси-
нусный трансформатор (СКТ). На оси наружной рамы гироскопа жест-
ко крепится каркас потенциометра или ротор сельсина (СКТ), а на
корпусе гироагрегата — щетки потенциометра или статор сельсина
(СКТ). Подвижные и неподвижные элементы потенциометра или сель-
сина (СКТ) имеют нулевые положения относительно друг друга, со-
ответствующие нулевым значениям курса. Согласование датчика кур-
са гироагрегата в режиме ГПК с датчиками магнитной и астрономи-
ческой коррекции при установке начального курса осуществляется с
помощью системы, состоящей из двигателя, редуктора, электромагнит-
ной муфты и усилителя. При этом щетки потенциометра (статор сель-
сина или СКТ) перемещаются относительно корпуса гироагрегата.
Электромагнитная муфта дает возможность получать большую и ма-
лую скорости согласования.
Сигнал для выставки начального курса в систему согласования
поступает с курсозадатчика на пульте управления (курсовая система
типа КС) или отдельно задатчика курса (курсовая система типа ТКС-П).
Схема выставки курса курсозадатчиком приведена на рис. 18.13.
В зависимости от положения переключателя 1 через усилитель У
на электродвигатель М подается напряжение определенной фазы.
X потребителям
Рис. 18.12. Структурная схема курсо-
вой системы в режиме «ГПК»
276
Рис. 18.113. Схема выставки началь-
ного курса
Рис. 18.14. Схема кинематической широтной коррекции
Двигатель Л4, вращаясь в ту или иную сторону, через редуктор Р
поворачивает статор 3 относительно ротора 2, пока угол между ли-
ниями отсчета (нулевые линии) статора и ротора не станет равным на-
чальному ортодромическому курсу. Контроль выставки начального
курса ведется по указателю штурмана.
В случае использования отдельного задатчика курса выставка
курса производится по сигналу сельсина-приемника задатчика курса.
Уход гироскопа от вращения Земли компенсируется с помощью
широтной коррекции. Различают кинематическую и моментную кор-
рекции. В первом случае статор сельсина-датчика следит за «уходя-
щим» в горизонтальной плоскости ротором, во втором — ротор сле-
дит за «уходящим» статором. Кинематическая коррекция предусмат-
ривает ручной и автоматический ввод широтной коррекции. Система
ручного ввода (рис. 18.14) широтной коррекции состоит из стабилиза-
тора напряжения СН, потенциометра широтной коррекции П1 и ба-
лансировочного потенциометра П2, расположенных в пульте управле-
ния, усилителя УШК, интегрирующего двигателя Л4, редуктора Р и
курсового сельсина-датчика СД, расположенных в гироагрегате. По-
тенциометры П1, П2 включены в мостовую схему, питаемую от ста-
билизатора СН. Напряжение Ux, снимаемое с задающего потенцио-
метра П1, находится в синусоидальной зависимостй от широты места
д>, так что Ux — kx&3 si пер. Широте 0° соответствует положение щетки
на середине потенциометра П1. Потенциометр П2 является юстиро-
вочным, с помощью него компенсируется постоянный «уход» гиро-
скопов, напряжение U2 = ^2ДЮ.
На вход усилителя УШК подается разность MJ - — UTr
между напряжением UK с пульта и напряжением UTr с тахогенерато-
ра ТГ. В свою очередь, UK — Ux + t/2, тогда
+ Ujr.
(18.12)
277
После усилителя УШК этот сигнал подается на управляющую об-
мотку электродвигателя М, который поворачивает статор сельсина-дат-
чика через редуктор со скоростью
а = ky k% A U,
(18.13)
где fey — коэффициент усиления усилителя; fe;i — передаточный коэффициент
двигателя.
Напряжение, снимаемое с тахогенератора, зависит от скорости
а вращения ротора двигателя, т. е.
t/Tr — fe’lT ® ’
(18.14)
где feTr — передаточный коэффициент тахогенератора.
С учетом значений Ulf U2 и выражений (18.12)...(18.14) получим:
— fe^ s 1 п ф feg Ajq—fecc
или
Cl I -j- feqr j -— fej Qq SIH ф-f- feg Aj0 .
\ fey feH 1
(18.15)
(18.16)
При условии, что kyk^ > 1, выражение (18.16) упростим до вида
ct fey г — fej ^3 sin ф —feg Ajq .
(18.17)
Отсюда определим угол поворота вала двигателя:
(18.18)
Из выражения (18.18) видно, что рассматриваемая схема широтной
коррекции является интегрирующим приводом, точность работы кото-
рого зависит от линейности и стабильности характеристики тахоге-
нератора.
При автоматическом вводе широтной коррекции происходит пере-
ключение широтного потенциометра на аналогичный потенциометр,
расположенный в навигационном вычислителе, где положение щетки
потенциометра с изменением широты места меняется автоматически.
Рассмотренная схема кинематической широтной коррекции применя-
ется в точной курсовой системе типа ТКС-П.
В курсовой системе типа КС применяется схема моментной широт-
ной коррекции (рис. 18.15). Назначение потенциометров П1 и П2
такое же, как и в предыдущей схеме. Напряжение с диагонали мос-
та подается на управляющую обмотку двигателя М, который создает
момент коррекции А4кор по оси внутренней рамы карданова подвеса.
Медное сопротивление /?м и терморезистор 7?т предназначены для ком-
пенсации температурного изменения сопротивления обмоток двига-
278
Рис. 18.15. Схема моментной широт-
ной коррекции
Рис. 18.16. Электрическая схема си-
стемы коррекции с емкостным дат-
чиком
теля. Переключатель П может менять фазу питания широтного потен
циометра П1 на 180° в зависимости от полета самолета в северных или
южных широтах.
Для поддержания оси гироскопа в горизонтальном положении в
курсовых системах используют моментные системы горизонтальной
коррекции с маятниковым чувствительным элементом и коррекцион-
ным двигателем на оси наружной рамы карданова подвеса. Маятнико-
вый чувствительный элемент с емкостным датчиком применяется в
точной курсовой системе типа ТКС-П, во всех остальных курсовых
системах применяется жидкостный маятник. В первом случае
(рис. 18.16) емкостным датчиком служит дифференциальный конденса-
тор переменной емкости с пластинами в форме полудисков. Внешние
пластины 2 конденсатора подвешены на наружной раме карданова
подвеса в виде маятников, а внутренняя пластина 1 через рычаг соеди-
нена с осью внутренней рамы. Внутренняя пластина конденсатора
располагается симметрично относительно наружных пластин в слу-
чае нахождения оси гироскопа в горизонтальной плоскости. При этом
емкости между пластинами будут равны, так как площади перекрытия
их будут одинаковы. При выходе оси гироскопа из горизонтальной
плоскости площади перекрытия пластин меняются. Изменение емко-
стей с помощью моста преобразуется в электрический сигнал опреде-
ленной фазы, который после усиления в усилителе У поступает на кор-
рекционный электродвигатель М. Последний создаст момент на оси
наружной рамы, который вызовет прецессионное движение гироскопа к
горизонтальной плоскости вокруг оси внутренней рамы карданова
подвеса.
Жидкостная однокоординатная система коррекции (см. рис. 15.13)
представляет сосуд 5 с тремя платиновыми контактами, два 3, 6 из
которых расположены сверху и один 4 снизу. Сосуд заполнен элект-
ролитом с воздушным пузырьком. Каждый из верхних контактов соеди-
няется электрически с одной из двух управляющих обмоток коррекци-
онного электродвигателя 2, способного создавать момент вокруг оси
279
наружной рамы. Каждая из управляющих обмоток создает разный
по знаку момент. Значение момента от каждой управляющей обмотки
зависит от переходного сопротивления верхних контактов.
При выходе оси гироскопа из горизонтальной плоскости контакты
будут перекрываться воздушным пузырьком неравномерно. Резуль-
тирующий момент будет определяться той управляющей обмоткой,
верхний контакт которой больше перекрыт электролитом. Этот момент
возвратит гироскоп за счет прецессионного движения к горизонталь-
ной плоскости.
Отключение горизонтальной коррекции на виражах осуществля-
ется с целью исключения погрешностей с помощью выключателей кор-
рекции типа ВК-53 или В К-90. Для ликвидации карданных погреш-
ностей (геометрических погрешностей отсчета курса в азимуте) ги-
роагрегата при крене самолета ось наружной рамы гироскопа 1
(рис. 18.17) подвешивается на дополнительной раме 2. Рама стабили-
зируется по крену по сигналам гировертикали с помощью сельсинной
или потенциометрической следящей системы. При крене происходит
рассогласование сельсинной следящей системы «гироагрегат—гиро-
вертикаль», состоящей из ротора 3 и статора 4 сельсина-приемника
гироагрегата и из ротора 5 и статора 6 сельсина-датчика гировертика-
ли. С обмотки ротора 3 сельсина-приемника снимается сигнал рассо-
гласования, который после усиления в усилителе 7 поступает на уп-
Рис. 18.17. Схема стабилизации курсового гироскопа по крену
280
равляющую обмотку 10 электро-
двигателя 9. Электродвигатель 9
через редуктор (на схеме не пока-
зан) отрабатывает раму 2 в поло-
жение, при котором ось наружной
рамы будет вертикальна. Диапазон
допустимых поперечных кренов со-
ставляет при этом ±55°.
Для повышения надежности
курсовых систем в них исполь-
зуются два гироагрегата. Один из
них считается основным, второй —
запасным. Основной и запасный
Рис. 18.18. Структурная схема кур-
совой системы в режиме «МК»
гироагрегаты работают одновременно, причем режим работы основно-
го гироагрегата определяется положением переключателя на пульте
управления. Потребителям сигналы курса выдаются основным гиро-
агрегатом, запасный гироагрегат служит для контроля работы основ-
ного гироагрегата. Оба гироагрегата полностью взаимозаменяемы
в части своих функций.
Режим магнитной коррекции (МК). В этом режиме (рис. 18.18)
магнитным датчиком курса служит индукционный датчик 4, сигналы
которого отрабатываются коррекционным механизмом 1. С помощью
коррекционного механизма, в котором применяется механический ле-
кальный корректор, устраняются девиационные погрешности индук-
курсф или ортодромическийфо-
Рис. 18.19. Принципиальная схема
следящей системы КМ-ГА
ционного датчика и инструментальные погрешности дистанционных
передач. Из коррекционного механизма 1 через систему согласования
2 сигнал магнитного курса автоматически подается на датчик курса 3
гироагрегата 6. Угол между нулевыми линиями статора и ротора сель-
сина или щеток и каркаса потенциометра будет равен магнитному кур-
су Фм, который называют гиромагнитным курсом. При учете магнит-
ного склонения ДМ или условного магнитного склонения ДМусл курс
может быть преобразован в истинный
Широтная коррекция в режиме
«МК» не применяется, так как сис-
тема согласования 2 обеспечивает
полную компенсацию ухода гиро-
скопа под влиянием вращения Зем-
ли, разбаланса и других причин
за счет необходимой скорости со-
гласования. Назначение остальных
элементов на рис. 18.18 тоже, что
и в режиме «ГПК». На выключа-
тель коррекции 5 накладывается
дополнительная функция отклю-
чения цепи индукционного дат-
чика на вираже. На схеме пока-
заны также система горизон-
281
тальной коррекции 7 и система стабилизации гироузла по кре-
ну 8.
Схема взаимосвязи основных элементов в режиме «МК» аналогич-
на связи элементов по схеме на рис. 18.10. Отличие заключается в
том, что вместо потенциометрической дистанционной связи здесь ис-
пользуется сельсинная передача. Магнитная коррекция обеспечивает
согласование сельсина гироагрегата с сельсином коррекционного ме-
ханизма, статор которого можно поворачивать на угол условного
магнитного склонения ДЛ4усл (расхождение магнитного и ортодроми-
ческого курсов).
Коррекционный механизм КМ включает в себя элементы следящих
систем ИД—КМ и КМ—ГА. Следящая система ИД—КМ (см. рис. 18.4)
позволяет передавать курсфм с индукционного датчика на коррекцион-
ный механизм, с которого скорректированный по погрешностям курс
передается на гироагрегат (ГА).
Работу следящей системы КМ—ГА рассмотрим на примере систе-
мы ТКС-П. Ее электромеханическая схема представлена на рис. 18.19.
Магнитный курс, формируемый ИД—КМ как поворот ротора сель-
сина-датчика, выдается в схему КМ—ГА в виде сигнала рассогласо-
вания, который усиливается усилителем УШК и подается на двига-
тель-генератор. Происходит разворот статора сельсина-приемника в
согласованное положение и выработка гиромагнитного курса.
Таким образом, система КМ—ГА в режиме «МК» работает как
обычная следящая система. В режиме «ГПК» во время широт-
ной коррекции эта система работает как интегратор. Режим
«МК» периодически применяется для коррекции гироагрегатов, бо-
лее продолжительно он используется при полетах по локсодромии.
Режим «АК». В режиме астрономической коррекции связь астро-
номического датчика курса и гироагрегата осуществляется по схеме,
аналогичной схеме связи в режиме «МК». Отличие заключается в том,
что роль сельсин а-датчика коррекционного механизма будет выпол-
нять сельсин в переходном блоке связи астрономического компаса
типа ДАК-ДБ с курсовой системой либо соответствующий сельсин в
звездно-солнечном ориентаторе.
Астрокомпас типа ДАК-ДБ может использоваться в светлое время
суток, звездно-солнечный ориентатор — днем и ночью. Режим астро-
коррекции от звездно-солнечного ориентатора обеспечивает точную
выставку курса перед началом полета.
Совместная работа курсовых систем и автоматического радиоком-
паса используется при проведении навигационных расчетов и манев-
ров самолета. При этом обеспечивается совмещенная индикация кур-
са, курсового угла и пеленга на радиостанцию.
Погрешности курсовых систем. При работе курсовых систем в ре-
жиме «МК» могут возникать методические погрешности из-за воздей-
ствия ускорений на чувствительный элемент и отклонения его от плос-
кости горизонта. На чувствительный элемент кроме горизонтальной
282
составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли в этом
случае действует и вертикальная составляющая этого вектора. Эти
погрешности имеют синусоидальный характер и зависят кроме уско-
рения от широты места и курса самолета. При взлете самолета с уг-
лами тангажа более 15° будет также накапливаться дополнительная
погрешность магнитного датчика.
В режиме «ГПК» полная погрешность курсовых систем складыва-
ется из погрешностей: начальной выставки курса, азимутального ухо-
да гироскопа, из-за неточной компенсации вращения Земли, измере-
ния ортодромического курса из-за бокового отклонения от ортодро-
мии, дистанционной передачи сигнала от гироагрегата на указатели.
Погрешности из-за вращения Земли и перемещения самолета, кар-
данные погрешности, девиационные погрешности, погрешности от воз-
действия ускорений на систему горизонтальной коррекции можно от-
нести к методическим погрешностям.
Погрешности из-за разбаланса, от люфтов в опорах, температур-
ного расширения ротора, из-за трения в осях карданова подвеса ги-
роскопа, из-за изменения кинетического момента гироскопа, из-за
несовершенства следящих систем и дистанционных передач можно от-
нести к инструментальным погрешностям курсовых систем.
18.5. Курсовые системы гражданской авиации
В гражданской авиации получили распространение курсовые сис-
темы типов КС, ТКС-П и ГМК. Рассмотрим их.
Курсовые системы типа КС. Взаимосвязь агрегатов курсовой сис-
темы типа КС представлена на рис. 18.20. В курсовой системе один
гироагрегат типа ГА-1М является основным, другой — запасным.
При работе курсовой системы по основному каналу указатель
штурмана УШ и потребители получают сигналы курса от основного
гироагрегата. Запасный гироагрегат при этом работает в режиме
«ГПК» или «МК». Знак сигнала широтной коррекции меняется при
переходе из северного полушария в южное. Сигнал астрономического
ортодромического курса фоа через блок Д-62 передается на коррек-
цию гироагрегатов и в указатель У ГА-1 У.
Указатели и другие потребители выходных сигналов курсовой
системы связаны с гироагрегатом с помощью двухканальной дистан-
ционной сельсинной передачи. Точность грубого канала ±45', точ-
ного канала ±(10... 12)'. Основным, наиболее точным указателем кур-
совой системы является указатель УШ, предназначенный для вос-
произведения курсов ф, фм, фо, а также пеленгов и курсовых углов
двух радиостанций. Указатель УШ может выдавать сигналы курса на
постоянном и переменном токе другим потребителям. Указатель УК-1
повторяет показания указателя УШ. Вспомогательный двухстрелоч-
ный прибор типа УГА-1У постоянно показывает курс фгм по стрелке
283
с индексом «Г» и астрономический курс по стрелке с индексом «А».
Он позволяет контролировать работу гироагрегатов в режиме «ГПК».
Работу курсовой системы типа КС обеспечивают датчики, не входя-
щие в ее комплект: астрокомпас типа ДАК-ДБ, автоматический радио-
компас АРК, центральная гировертикаль типа ЦГВ и выключатель
коррекции типа ВК. Магнитный корректор состоит из индукционно-
го датчика ИД-3 и коррекционного механизма КМ-4. Сигналы индук-
ционного датчика подаются на сельсин коррекционного механизма
следящей системы магнитной коррекции «ИД—КМ». Отрабатывающий
Рис. 18.20. Функциональная схема курсовой системы типа КС-6
284
электродвигатель следящей системы «ИД—КМ», согласуй эту систе-
му, через лекальный корректор вводит магнитный курс фм во вторую
следящую систему «КМ—ГА». Далее магнитный курс, скорректи-
рованный по девиации и инструментальным погрешностям, передает-
ся на гироагрегат. По параллельным следящим системам гиромагнит-
ный курс фгм передается на стрелку «Г» указателя УГА-1У и на ука-
затель УШ.
Сельсин-датчик указателя УШ и сельсин-датчик гироагрегата вы-
дают сигналы курса переменного тока потребителям, а с соответствую-
щего потенциометра указателя УШ снимаются сигналы курса посто-
янного тока. Второй гироагрегат при работе курсовой системы в режи-
ме «МК» работает в режиме «ГПК», не выдавая информации потребите-
лям.
В режиме «ГПК» в курсовой системе с помощью соответствующего
реле основной гироагрегат переключается в режим «ГПК», а за-
пасной — в режим «МК». В этом случае автоматическая коррекция
статора сельсина-датчика гироагрегата отключается. Гироагрегат ра-
ботает в режиме гирополукомпаса. Сигналы ортодромического курса
с гироагрегата передаются на указатель УШ и другие потребители.
Следящие системы этих элементов отрабатывают величину угла рас-
согласования статора и ротора сельсина-датчика гироагрегата и сель-
синов-приемников этих элементов.
С запасного гироагрегата снимается сигнал гиромагнитного курса
фгм и передается следящей системой на стрелку «Г» указателя УГА-1У.
Выставка начального курса на основном гироагрегате осуществляется
от курсозадатчика и контролируется по указателю УШ. Сигналы мо-
ментной широтной коррекции на гироагрегаты подаются с двух мосто-
вых датчиков, образованных широтными и поправочными потенцио-
метрами, При пересечении экватора с помощью переключателя меня-
ется фаза на 180° на широтных потенциометрах. На балансировочных
потенциометрах фаза не меняется.
Если ввести в коррекционный механизм условное магнитное скло-
нение АМусл, то можно привести курс фгм к курсу ф0. Ортодромичес-
кий курс астрокомпаса фоа фиксируется стрелкой «А» указателя
УГА-1У, Оценку накопившихся погрешностей от уходов гироскопа
можно произвести сравнением показаний указателя УШ и указателя
УГА-1У. Если разность показаний указателя УШ и стрелки «Г» ука-
зателя УГА-1У больше ±4°, то для исключения этих погрешностей
переключают курсовую систему на режим «МК». Если разность пока-
заний указателя УШ и стрелки «А» больше ±2°, то переключают кур-
совую систему на режим астрокоррекции.
В режиме астрокоррекции ортодромический курс астрокомпаса с
основного гироагрегата передается на указатель УШ и через него по-
требителям. Запасной гироагрегат работает в режиме «МК», гиро-
магнитный курс с него передается на стрелку «Г» указателя УГА-1У.
Стабилизация гироагрегатов по крену во всех режимах осущест-
вляется по сигналам ЦГВ. Для устранения погрешностей на вира-
285
жах и разворотах магнитная и астрономическая коррекции отключа-
ются с помощью выключателя коррекции, система горизонтальной кор-
рекции переключается на малый коррекционный момент.
Точные курсовые системы типа ТКС-П. Точная курсовая система
типа ТКС-П предназначена для определения курса самолета, а также
для определения угла сноса, пеленга радиостанции и путевых углов
самолета при работе соответственно с измерителем угла сноса и путе-
вой скорости, автоматическим радиокомпасом и навигационным вы-
числителем.
Нормальная работа курсовой системы обеспечивается сигналами по
крену самолета (от ЦГВ), по курсовому углу радиостанции (от АРК),
угловой скорости разворота (ограничения от ВК), истинному или
ортодромическому курсу (от дистанционного ДАК-ДБ или ЗСО),
синусу широты места (от бортового вычислителя), заданному путево-
му углу (ЗПУ) и углу сноса самолета (от доплеровского измерителя
путевой скорости и угла сноса ДИСС). При отсутствии датчиков ЗПУ
и sincp эти величины вводятся вручную.
Принцип действия системы типа ТКС-П в основном аналогичен
принципу действия курсовых систем типа КС. Взаимосвязь элемен-
тов и внешние соединения системы типа ТКС-П приведены на
рис. 18.21, а для системы типа ТКС-П2 — на рис. 18.22. Схемы осно-
ваны на использовании двух одинаковых гироагрегатов ГА-3, одно-
временно работающих в режиме «ГПК». В режиме коррекции показания
курса каждого из курсовых гироскопов могут быть скорректированы
независимо друг от друга. Один из гироагрегатов (основной) выдает
сигнал курса потребителям и на указатель штурмана УШ-3. Второй
гироагрегат (контрольный) выдает сигнал курса на контрольный ука-
затель штурмана КУШ-1.
В некоторых модификациях ТКС-П курс потребителям выдается
через блок дистанционной коррекции БДК-1, позволяющий в полете
вручную вводить необходимые поправки в определяемый курс. Влия-
ние вращения Земли компенсируется вращением статоров сельсинов-
датчиков курса в гироагрегатах. Сигналы Оз sirup поступают либо ав-
томатически от навигационной системы НВ, либо с мостовой схемы ши-
ротной коррекции пульта управления ПУ-11 вручную (см. рис. 18.21).
В системах ТКС-П приняты меры к существенному уменьшению
собственных уходов курсовых гироскопов в азимуте за счет уменьше-
ния моментов трения, действующих по внутренней оси карданова
подвеса. Это достигается применением специальных «вращающихся»
подшипников с двумя рядами шариков (см. рис. 15.8).
Использование вращающихся двухрядных опор в осях курсовых
гироскопов обеспечивает уходы менее 0,8 °/ч, что позволяет длительно
использовать режим «ГПК».
Треугольный индекс указателя УШ-3, устанавливаемый по сигна-
лам навигационной системы или вручную, относительно неподвиж-
ной шкалы показывает заданный, а стрелка «ПУ» — фактический
путевой углы (ЗПУ и ПУ) самолета. Путевой угол формируется как
286
сумма угла сноса 0С, выдаваемого доплеровским измерителем ДИСС,
и курса, выдаваемого основным гироагрегатом. В зависимости от по-
ложения переключателя КУШ-1 («АК», «РК» или «МК») его стрелка
«Г» показывает ортодромический ф0 или истинный ф курс, выдавае-
мый астрокорректором АК, радиопеленг РП радиостанции или фгм.
Пеленг равен сумме ф и курсового угла КУР радиомаяка, выдаваемо-
го АРК. В режиме ГПК на клемму МК переключателя указателя
КУШ-1 и в БП-5 поступает фгм с выхода фильтра Ф. Необходимость
коррекции гироагрегатов определяется сравнением показаний стрел-
ки приведенного гиромагнитного курса указателя КУШ-1 и стрелки
ортодромического курса указателя УШ-3.
Стабилизация курсовых гироскопов по крену в плоскости горизон-
та обеспечивается благодаря каналу связи системы в ЦГВ по углу
крена у. Значение магнитного курса фм для коррекции гироскопа и
формирования курса фгм в указателе КУШ-1 (или истинного курса
К потребителям
Рис. 18.21. Функциональная схема точной курсовой системы типа ТКС-П
287
4> при введенном магнитном склонении) снимается с коррекционного
механизма КМ-5.
В точной курсовой системе типа ТКС-П2 задатчик курса ЗК-4,
блок пеленгов БП-5, указатели УШ-3 и КУШ-1 отсутствуют. Гиромаг-
нитный курс вырабатывается в блоке гиромагнитного курса БГМК-2,
который, получая сигналы 4>м от КМ-5 и сигналы 4>о от одного из ги-
роагрегатов, осредняет значения магнитного курса.
Помимо использования двухрядных вращающихся опор, курсовые
системы типа ТКС-П имеют отличительные особенности от КС. В сис-
темах типа ТКС-П переключение потребителей с одного гироагрегата на
другой выполняется отдельно от переключения канала коррекции, в
системах типа КС — одновременно. Независимо от положения пере-
ключателей на пульте управления при работе системы типа ТКС-П в
режиме «ГПК» оба гироскопа работают в режиме «ГПК», а в систе-
мах типа КС гироскопы работают один в режиме «ГПК», другой —в
режиме «МК».
Независимо от коммутации выходного сигнала курса потребителям
в системах типа ТКС-П в режиме «МК» или «АК» корректируется один
из гироскопов, второй работает в режиме «ГПК», а в системах типа
КС корректируется гироскоп подключенный к потребителям курса и
указателю УШ, второй работает в режиме «ГПК» или «МК».
Курсовые системы типа ГМК. Курсовые системы типа ГМК
(ГМК-1А, ГМК-1Г) предназначены для определения и индикации ор-
тодромического, истинного и гиромагнитного курсов ЛА, выдачи по-
требителям сигналов курса и углов отклонения от курса. По аналогии
с курсовыми системами другого типа они могут работать в режимах
Рис. 18.22. Функциональная схема точной курсовой системы типа ТКС-П2
288
К потребителям
Рис. 18.23. Функциональная схема курсовой системы типа ГМК
«ГПК» (основной режим), «МК» и «АК». Системы ГМК могут быть
с одним гироагрегатом (система ГМК-1А имеет собственный указатель
курса) и двумя (система (ГМК-1Г, индикация курса осуществляется
навигационно-пилотажными приборами НПП). В существующих комп-
лектациях ГМК-ГЭ, ГМК-1АЭ, ГМК-1 АС режим астрокоррекции от-
сутствует.
В гражданской авиации получила применение курсовая система
типа ГМК-1Г (рис. 18.23). При работе основного канала системы глав-
ным потребителям сигналы курса выдает основной гироагрегат. За-
пасный гироагрегат выдает сигналы курса вспомогательным потреби-
телям. В режимах «ГПК» и «МК» курсовая система постоянно выдает
потребителям сигналы тргм.
В отличие от других курсовых систем в системе типа ГМК-1Г ис-
пользуется автоматическое согласование гироагрегатов с большой
скоростью при рассогласованиях более 2° и малой скоростью при рас-
согласованиях менее 2°. Двигатель узла согласования включается для
ускоренного согласования, а для малых скоростей согласования
используется двигатель широтной коррекции. Для основного гиро-
агрегата с помощью автомата согласования АС-Z обеспечивается пуско-
вое согласование по магнитному курсу с большой скоростью, что поз-
воляет обходиться без предварительного выставления курса на этом
Ю Зак. 1543 289
гироагрегате. С целью осуществления встроенного контроля работо-
способности основных следящих систем с помощью переключателя ВЗ
могут подаваться на КМ-8 стимулирующие сигналы фиктивных курсов
(0,300°).
В режиме «ГПК» для выставления курса гироагрегата, выдающего
сигналы основным потребителям, используется переключатель В4,
который в режимах «МК» и «АК» выполняет роль кнопки быстрого со-
гласования.
Режим пуска, включение и отключение большой скорости согласо-
вания при переключениях каналов и режимов, отключение коррекции
по сигналу от ВК, усиление сигналов в следящей системе согласова-
ния гироагрегатов с компасом-корректором обеспечиваются автоматом
согласования АС-1. Конструктивно автомат согласования выполнен
в виде двух плат, на одной из которых собран полупроводниковый уси-
литель, на другой — блок реле времени на транзисторах. Для обеспе-
чения необходимой коммутации электрических цепей курсовой сис-
темы в различных режимах и выдачи сигнала на отключение потреби-
телей курса на время включения быстрой скорости согласования в
курсовой системе используется блок связи БС-1 (на схеме по рис. 18.23
не показан). Остальные элементы курсовой системы типа ГМК-1Г
аналогичны элементам других курсовых систем, описанных ранее.
18.6. Базовая система курса и вертикали
• *
Базовая система курса и вертикали (БСКВ) является логическим
развитием курсовой системы в связи с использованием на борту ЛА
бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ), применяемых
для решения навигационных задач, и точных гироскопических дат-
чиков — инерциальных курсовертикалей (ИКВ), являющихся объеди-
нением курсового гироагрегата и гировертикали.
На основе указанных систем БСКВ формирует приведенный курс
фпр, гирополукомпасный курс фгпк, гиромагнитный курс фгмк и
выдает их потребителям, обеспечивая взаимодействие ИКВ с другими
бортовыми системами.
В БСКВ входят:
пульт управления ПУ-41, обеспечивающий выбор режимов работы,
ввод магнитного склонения или заданного курса, ввод сигнала широт-
ной коррекции, включение быстрой скорости согласования в различ-
ных режимах коррекции и сигнализацию работоспособности БСКВ;
блок согласования курса БСК-4, формирующий сигналы приве-
денного курса фГ1р и сигналы гиромагнитного курса фгпк;
блок гиромагнитного курса БГМК-6, который вырабатывает и
обеспечивает потребителей сигналами гиромагнитного курса фгмк;
блок коммутации БК-45, который выдает сигнала исправности
цепей формирования курса и переключает внешние датчики курса, ис-
пользуемые для коррекции;
290
индукционный датчик ИД-6, предназначенный для измерения на-
правления горизонтальной составляющей вектора напряженности маг-
нитного поля Земли.
Структурная схема БСКВ (рис. 18.24) состоит из трех каналов
(1...ПГ) приведенного курса, сформированных на основе БСК-4, и
двух каналов гиромагнитного курса, сформированных на основе
Б ГМК-6. Каждый из трех курсовых каналов вырабатывает фпр на
основе сигналов фг, поступающих с гироскопических датчиков —
курсовертикалей, и сигналов, поступающих или из БЦВМ, или из
ПУ-41. Значения фпр, вычисляемые в первом и третьем курсовых ка-
налах, индицируются на курсовых шкалах левого и правого пилотаж-
но-навигационных приборов (ПНП). Значения фпр, вычисляемые во
втором курсовом канале, индицируются на индикаторе навигационной
обстановки (ИНО). Значения фгмк, вычисляемые в каналах гиромаг-
Рис, 18.24. Структурная схема БСКВ
Исправность
У пр 1
^7
Исправность
пр г
Гг^'г
Упр},2,3
}'1,г,з
v/,2,3
Исправность
пр з
7з."з
10*
291
нитного курса, индицируются на курсовых шкалах ПНП и на кур-
совых шкалах радиомагнитных индикаторов (РМИ). Сигнал широт-
ной коррекции Q3 simp вычисляется в БЦВМ или вводится вручную
с пульта ПУ-41. Сигналы курса внешней коррекции фвк вычисляются
в БЦВМ и вводятся в БСК-4 по сигналу «Согласование». Ввод фвк
может осуществляться и с пульта ПУ-41 вручную путем установки
ручкой «ЗМС—<ЗК» заданного курса, который контролируется по
счетчику.
В канале приведенного курса (рис. 18.25) гироскопический курс
фг, получаемый в БСК-4 от ИКВ-72, корректируется сигналом j Q3 х
о
X sincpck, т. е. сигналом широтной коррекции,- вырабатываемым
БЦВМ или задатчиком широты ПУ-41. В результате формируется
гирополукомпасный курс
t
'фгпк = 4^ + J sin ф d/. (18.19)
о
В определенных точках маршрута (в точках смены линии заданно-
го пути (ЛПЗ) при работающей БЦВМ фгпк автоматически корректи-
руется относительно географического или магнитного меридианов этих
точек. В эти моменты ключ k замыкается и из БЦВМ подается фвк со-
гласно заданной программе маршрута и вырабатывается приведенный
курс
4пр = 4,гпк+ (^ик — Фгпк) • (18.20)
В результате этого корректируются ошибки, накопленные на преды-
дущем участке маршрута. В интервалах полета между коррекциями
на основе заданного фПр полет ЛА происходит по гирополукомпасному
курсу относительно меридиана прежнего поворотного пункта марш-
рута (ППМ). Таким образом, в этом режиме полета ЛА будет происхо-
дить по участкам ортодромий, привязанных к полетной карте истин-
ными или магнитными путевыми углами фи1, фи2, ..., заданными при
вводе программы маршрута в память БЦВМ.
Формирование фГПк в структурной схеме гиромагнитного канала
(рис. 18.26) реализуется в курсовом канале. Сигнал магнитного курса
Угпк_______
БЦВМ
($£к)
ПУ-ы
Рис. 18.25. Структурная схема кана- '
ла приведенного курса
292
из 6ЦВМ
из ПУ-41
_ _ [S2,sirra>
&роЛтш1 ~ Т
С)-22—
gj Bitt? из б ЦВМ
из ПУ-4!
Угпк
Рис. 18.26. Структурная схема кана-
ла гиромагнитного курса
Ч* ГПК
Рис. 18.27. Функциональная схема блока БСК-4
фмк подается от ИД-6, сигнал фгпк — от БСК-4. Канал гиромагнит-
ного курса формирует сигнал
ФгмК ~ ФгпК — (ФмК Фгпк) (S) » (18.21)
где И7ф (S) — передаточная функция фильтра, фильтрующего высокочастот-
ную составляющую фмк.
Система БСКВ включается и управляется вручную с ПУ-41. Она
имеет три режима работ: внешней коррекции (ВК), магнитной кор-
рекции (МК) и гирополукомпаса (ГПК), которые задаются переключа-
телем режимов. Основной режим работы БСКВ — режим В К, реали-
зующийся в блоке БСК-4 (рис. 18.27). Входной сигнал фг поступает
с гиродатчика И КВ-72 на вход БСК-4. В цепь дистанционной переда-
чи СКТ ф— ИКВ-72 — СКТ1 БСК-4 включен дифференциальный
СКТ4, который вводит широтную поправку j Йз sindf, компенсируя
о
«кажущийся» уход свободной в азимуте гироплатформы ИКВ-72,
вызванный суточным вращением Земли. Сигнал йз sing) формируется
в БЦВМ или в пульте управления ПУ-41, а его интегрирование про-
изводится на интегрирующем приводе постоянного тока, состоящем из
сумматора, усилителя У2, двигателя М3 и тахометрической обратной
связи ТГ. В итоге на выходе дифференциального СКТ4 формируется
фгпк, который выдается потребителям. Изменение курса отрабаты-
вается следящей системой, состоящей из усилителя У/, двигателя Ml
293
'4>тк огл 6СХ- Ц
и редуктора. Ее выход через механический дифференциал Д связан с
роторами СКТ5 и СКТ6, сигналы с которых пропорциональны фпр
в любой момент времени. Сигналы внешнего курса фвк или магнитного
курса фмк поступают на СКТЗ и по сигналу «Согласование» произво-
дится согласование фгпк сфвк или сфмк через усилитель У7, двигатель
М2 и редуктор Р на дифференциале Д. Сигнал «Согласование» выраба-
тывается в БЦВМ и выдается в БСКВ в полете по маршруту при пе-
реходе на новую ЛЗП. Режим «ВК» используется для начальной вы-
ставки курса без управления от БЦВМ с помощью счетчика на ПУ-41
при включенном тумблере задатчика курса (ЗК). Но, как правило,
начальная выставка курса в БСКВ производится автоматически по
сигналу из БЦВМ.
Режим «МК» реализуется в БГМК-6 с помощью входных сигна-
лов Фмк, поступающих с индукционного датчика ЙД-6, и фгпк, выра-
батываемых БСК-4 (рис. 18.28). Сигнал магнитного курса фмк через
девиационные компенсаторы поступает на статор СКТЗ и определяет
направление вектора магнитной напряженности на шкале СКТ, со-
гласованный с вектором горизонтальной составляющей напряженности
магнитного поля Земли. На роторе СКТЗ формируется сигнал рассо-
гласования, который подается на усилитель У/, управляющую об-
мотку двигателя Ml и с двигателя Ml через редуктор с большим пере-
даточным отношением поступает на ротор СКТ1. На нем происходит
формирование фгмк путем суммирования электрического сигнала
Фгпк и механического фми. Со статорных обмоток СКТ1 сигнал фгмк
поступает на статорные обмотки СКТ2 и СКТ4. По сигналу рассогла-
сования, снимаемому с ротора СКТ2, через усилитель У4 и двигатель
М2 происходит отработка ротора СКТЗ до согласованного положения с
построенным вектором магнитной напряженности. Ротор СКТ2 ме-
ханически связан со шкалой БГМК-6, роторами СКТ5 и СКТ6, являю-
щимися датчиками гиромагнитного курса. С них сигнал фгмк поступает
потребителям.
294
Режим «ГПК» используется при отказах БЦВМ или при автоном-
ном использовании БСКВ на борту ЛА. Поправка широтной коррек-
ции в этом режиме вводится вручную с ПУ-41. Индукционный датчик
ИД-6 состоит из двух чувствительных элементов индукционного типа
(феррозондов), измеряющих направление горизонтальной составляю-
щей вектора напряженности магнитного поля Земли. Оси чувстви-
тельности этих элементов взаимно перпендикулярны и.совпадают с
направлениями продольной и поперечной осей ЛА. Феррозонды разме-
щены на платформе, которая с помощью двухосного карданова подве-
са крепится к герметичному корпусу. Феррозонд имеет обмотку воз-
буждения и сигнальную обмотку. Как элемент электрической схемы
феррозонд является модулятором, преобразующим измеряемое по-
стоянное магнитное поле в переменное напряжение. С сигнальной об-
мотки феррозонда снимается напряжение, пропорциональное величи-
не напряженности измеряемого поля. На ЛА установлены два ИД-6: в
левом и правом концевых обтекателях крыла.
Для оперативного контроля и обслуживания в системе предусмот-
рены устройства встроенного контроля. Для проверки работоспособ-
ности БСК-4 служит кнопка «Тест». При ее нажатии в канал приве-
Рис. 18.29. Структурная схема контроля курса БСКВ
295
денного курса подается сигнал и в БСК-4 происходит рассогласование
следящей системы на угол 18...25°. При этом выдается сигнал отказа,
на панели БСК-4 гаснет лампа «Исправность», а на ПУ-41 выпадает
красный флажок бленкера; Для проверки работоспособности БГМК-6
служит кнопка «МК-315». При ее нажатии сигнальные обмотки ферро-
зондов ИД-6 запитываются от источника постоянного тока и на шкале
БГМК-6 отрабатывается «фиктивный» курс (315 ± 10)°. Кроме пе-
риодического контроля БСК-4 и БГМК-6, в БСКВ имеется постоян-
ный встроенный контроль. На вход схемы контроля курса БСКВ
(рис. 18.29), реализованной в блоке БК-45, подаются сигналы исправ-
ности от БСК-4, сигналы исправности, вырабатываемые ИКВ-72, и
сигналы сравнения курса трех БСК-4.
При рассогласовании каких-либо двух курсов фпр, вырабатывае-
мых соответствующими БСК-4, на 3...7° с сигнализаторов С-22 обоих
БСК-4 выдается сигнал рассогласования. Реле Р24, Р25 или Р24, Р26
или Р25, Р26 одновременно срабатывают. Вследствие этого сигнал
исправности какого-либо фПр не выдается. При отказе гиродатчика
сигнал исправности ИКВ снимается и по данному каналу сигнал ис-
правность фпр не выдается. При отказе БСК-4 сигнал исправности
фпр также не выдается. Таким образом, БСКВ представляет собой
трехканальную резервируемую схему с автоматическим контролем
выдаваемых параметров, что значительно повышает безопасность по-
летов при ее применении.
Контрольные вопросы
1. Нарисуйте принципиальную схему гирополукомпаса, объясните прин-
цип действия, проанализируйте погрешности.
2. Приведите схему комплексирования индукционного и гироскопического
датчиков курса и поясните ее работу.
3. Нарисуйте структурную схему курсовой системы в режиме гирополу-
компаса и поясните ее работу.
4. На основе принципиальной схемы объясните устройство и работу систе-
мы типа ТКСП, ее отличие от системы типа КС.
5. Нарисуйте структурную схему БСКВ, объясните назначение основных
блоков.
Глава 19
НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ СЧИСЛЕНИЯ ПУТИ
19.1. Методы навигации
Основным техническим средством эрратической системы автомати-
зированного вождения ЛА является пилотажно-навигационный комп-
лекс, включающий навигационный и пилотажный комплексы.
Навигационный комплекс определяет положение и движение само-
лета как твердого тела (координаты центра масс, угловые координаты
и их производные по времени), вычисляет отклонение от заданной
траектории полета ЛА и выдает сигналы для устранения этого откло-
нения пилотажному комплексу.
Пилотажный комплекс — это комплекс средств, решающий зада-
чу стабилизации положения ЛА относительно центра масс и исполне-
ния команд экипажа и навигационного комплекса для управления
полетом по заданной пространственно-временной траектории с обес-
печением требуемых пилотажных характеристик и безопасности поле-
та при автоматическом, полуавтоматическом и ручном пилотировании.
Пилотажный и навигационный комплексы имеют множество функ-
циональных связей и рассматриваются как единая информационно-
управляющая система. Этой системой управляет экипаж через уст-
ройства управления с использованием физиологической информации
(звуковые сигналы радиосвязи, зрительное восприятие внешней об-
становки и др.) и приборной информации от комплекса средств ото-
бражения (КСОИ) пилотажно-навигационной информации.
В навигационный комплекс входят датчики навигационной ин-
формации и навигационный вычислитель. Вычислителями пилотаж-
ного и навигационного комплексов могут служить бортовые аналого-
вые или цифровые вычислительные машины (БЦВМ). Навигационные
параметры в полете изменяются из-за движения ЛА, изменения ус-
ловий окружающей среды, влияния возмущающих факторов.
Для фиксации этого изменения и выработки сигналов для управле-
ния ЛА измеряют различные физические величины (первичные пара-
метры) и решают функциональные зависимости первичных парамет-
ров с навигационными параметрами для определения последних.
Функциональные зависимости первичных и навигационных пара-
метров носят случайный характер и находятся в результате статисти-
ческой обработки большого числа измерений. Осредненные данные
представляются в виде зависимости
Xi = Fi(yi, t, а, Ь, с,, k), (19.1)
где х{ — измеряемые первичные параметры; yt — определяемые навигацион-
ные параметры; а, Ь, с, ..., k — физические величины, не измеряемые датчиками
первичной информации.
297
Уравнение (19.1) составляет математическую основу выбранного
метода навигации, определяющего совокупность измерений первич-
ных параметров и вычислений навигационных параметров.
Методы навигации классифицируются по способу определения ко-
ординат местоположения ЛА. По данному признаку классификации
выделяют следующие методы навигации: счисления пути, позицион-
ные и обзорно-сравнительные.
Методы счисления пути дают возможность определить навигаци-
онные параметры (координаты местоположения) интегрированием во
времени измеряемых скоростей и ускорений. Определение навигаци-
онных параметров производится с помощью воздушных (аэрометри-
ческих), доплеровских, астрономических и инерциальных методов
навигационных измерений.
Для реализации программной траектории движения ЛА в воздуш-
ном методе используются сигналы по скорости и высоте полета. Опре-
деление этих сигналов основано на измерении первичных аэромехани-
ческих величин (статического и динамического давлений набегаю-
щего воздушного потока, температуры заторможенного потока) и
решении уравнений метода навигации.
Вычисление параметров движения ЛА с помощью методов, исполь-
зующих электромагнитные излучения, обладает высокой точностью
определения координат местоположения ЛА. Эти методы основаны на
измерении первичных параметров, связанных с распространением и
отражением электромагнитных волн, и решении функциональных за-
висимостей этих параметров с определяемыми навигационными пара-
метрами. В частности, доплеровский метод основан на измерении ра-
диолокационным способом путевой скорости ЛА и получении коор-
динат местоположения ЛА интегрированием этой скорости по вре-
мени.
Аэромеханический и доплеровский методы навигационных изме-
рений позволяют получить информацию о векторе путевой скорости
ЛА. Эта информация используется для нахождения навигационных па-
раметров с помощью определенных соотношений в навигационных
системах счисления пути.
Для определения навигационных параметров с достаточно высо-
кой точностью могут быть использованы астрономические методы,
использующие пеленгацию светил. Эти методы не зависят от даль-
ности и продолжительности полета, однако их использование огра-
ничено видимостью небесных светил.
Полностью автономным и помехоустойчивым является инерциаль-
ный метод, использующий для вычисления координат места ЛА
двойное интегрирование по времени составляющих абсолютных уско-
рений ЛА.
Этот метод не зависит от магнитного поля Земли, атмосферных
условий и других факторов. Методы счисления пути являются основ-
ными для ЛА.
298
Позиционные методы навигации используют измерение первичных
параметров, дающих линию или поверхность положения. Например,
измерив барометрическое давление атмосферы в полете, можно по-
лучить поверхность положения с постоянным давлением, соответст-
вующую постоянной высоте. Для определения двух или трех навига-
ционных параметров необходимо иметь две или три взаимно пересе-
кающиеся поверхности положения. Позиционные методы навигации
подразделяются на астрономические, радиотехнические, изобари-
ческие, изодинамические и др.
Обзорно-сравнительные методы навигации основаны на сравне-
нии наблюдаемого экипажем или обзорными навигационными уст-
ройствами поверхности Земли с ее изображением на карте или ориен-
тирами в системе «памяти». Реализация этих методов возможна лишь
при видимости ориентиров.
В зависимости от особенностей взаимодействия с окружающей
средой различают автономные, неавтономные и смешанные методы на-
вигации. Автономные методы навигации позволяют получать навига-
ционную информацию независимо от наземного оборудования. К ним
относятся геотехнические, инерциальные, астрономические, допле-
ровские методы навигационных измерений. Неавтономные методы на-
вигации используют бортовое радиотехническое и светотехническое
оборудование совместно с наземным оборудованием. Смешанные ме-
тоды навигации используют совместно автономные и неавтономные
методы навигации. На ЛА используются различные методы навигации
для обеспечения избыточности навигационной информации. Это поз-
воляет повысить точность, помехоустойчивость и надежность навига-
ционных измерений.
Различают также методы навигации в зависимости от природы
измеряемых величин.
19.2. Алгоритмы работы систем счисления пути
Как уже отмечалось, системы счисления пути в зависимости от
физических принципов измерения первичных параметров подразделя-
ют на аэрометрические, доплеровские, астрономические, инерци-
альные и комплексные.
В аэрометрических системах счисление координат ведется по ис-
тинной воздушной скорости; в доплеровских системах — по путевой
скорости; в астрономических — по небесным светилам; в инерци-
альных — по ускорению; в комбинированных системах счисления пути
объединяются различные виды систем в единую систему (например,
воздушно-доплеровская).
Рассмотрим принцип действия и алгоритмы работы этих систем
счисления пути (астрономические, инерциальные системы здесь не
рассматриваются) в основных системах координат, наиболее приме-
няемых в гражданской авиации.
299
Вследствие того что физическая поверхность Земли имеет слож
ную форму, за истинную ее поверхность принимается поверхность гео
ида — тела, ограниченного поверхностью океана. Такая поверхность
называется уровенной поверхностью силы тяжести и характеризуется
равновесием сил тяготения масс Земли и центробежной силы из-за
вращения Земли. Нормаль к поверхности геоида совпадает с направле-
нием силы тяжести, т. е. направлением результирующей указанных сил
тяготения и центробежной силы. Это направление называют истинной
вертикалью, его можно определить с помощью маятника (отвеса) с не-
подвижной относительно поверхности Земли точкой подвеса. Оно не
совпадает с направлением геоцентрической вертикали, проходящей
через центр Земли.
При проектировании поверхности Земли на поверхность геоида
используется астрономическая система координат. В этой системе ко-
ординатами места ЛА являются астрономические широта сра и дол-
гота ла. Астрономическая широта <ра измеряется углом между плос-
костью экватора и направлением отверстия на поверхности геоида в
данной точке. Астрономическая долгота Ха представляет собой дву-
гранный угол между плоскостью Гринвичского меридиана и плоско-
стью астрономического меридиана.
В связи с тем что поверхность геоида не поддается математическо-
му описанию, астрономические и геодезические измерения производят
относительно поверхности эллипсоида вращения, наиболее полно со-
ответствующей поверхности геоида.
Поверхность эллипсоида вращения получается вращением эллипса
вокруг его малой полуоси, совпадающей с осью вращения Земли.
Такой эллипсоид называют в литературе эллипсоидом Клеро, земным
эллипсоидом, а также земньш сфероидом. Верхний конец малой полу-
оси эллипсоида именуют северным полюсом PN, а нижний — южным
Ps- Сечения поверхности эллипсоида, перпендикулярные малой оси,
образуют параллели, а сечения плоскостями, проходящими через ма-
лую полуось, — меридианы.
В отечественной картографии и навигации в качестве эллипсои-
да вращения используется эллипсоид Ф. Н. Красовского с большой
полуосью а — 6 378 245 м, малой полуосью b ~ 6 356 863 м и сжа-
тием е, = — = 0,00335233.
а
Расхождение нормали к такому эллипсоиду с истинной верти-
калью составляет несколько угловых минут, а несовпадение его по-
верхности с поверхностью геоида порядка 100 м.
Для решения навигационных задач необходимо знать особенности
движения Земли. Земля совершает суточное вращение относительно
инерциального пространства с угловой скоростью, равной Оз =
=- 7,292116 • 10~б рад/с. Вместе с тем Земля совершает оборот во-
круг Солнца по эллиптической орбите за звездный год, равный
365,25036 сут. Ось суточного вращения Земли имеет наклон к плос-
300
кости орбиты годового вращения под углом
66°33'. Плоскости экватора Земли и орбиты
годового вращения имеют между собой угол
23°27'.
Путь Солнца относительно звезд назы-
вают эклиптикой. Плоскость земного эквато-
ра, продолженная в пространстве, образует
небесный экватор. Эклиптика и ’ небесный
экватор пересекаются в двух точках: в точ-
ке весеннего равноденствия, в которой Солнце
бывает 21 марта, и в точке осеннего равноден-
ствия, в которой Солнце бывает 23 сентября.
Вращение Земли вокруг оси и вокруг
Солнца превращает ее в гироскоп. Последний
Рис. 19.1. Геодезическая
система координат
прецессирует под влиянием моментов сил, появляющихся вслед-
ствие несимметрии распределения масс Земли относительно ли-
ний, соединяющих центр масс Земли с центрами масс Солнца и
Луны. Эта несимметрия объясняется сжатием Земли. Вектор Пз при
этом прецессирует по конусу с углом между его образующей и перпен-
дикуляром к плоскости орбиты, равным 23°27', и периодом, равным
25 800 годам. Одновременно вектор Пз совершает нутационные коле-
бания с амплитудой около 10' и периодом 18,6 года. Плоскость орби-
ты Земли из-за действия планет медленно поворачивается относитель-
но звезд.
Для целей навигации и построения навигационных систем счита-
ют, что центр масс Земли совпадает с центром земного эллипсоида, а
вращение Земли вокруг центра масс является равномерным вокруг
оси симметрии земного эллипсоида. При этом ось вращения неизменна
по направлению на неподвижные звезды, а вектор Оз совпадает с
осью Земли. В этом случае может быть использована геодезическая
система координат. Координатами такой системы (рис. 19.1) являются
геодезические широта В и долгота L. Под широтой В понимают угол
между плоскостью экватора 1 и нормалью 3 к эллипсоиду в рассматри-
ваемой точке А. Геодезическая долгота L равна двугранному углу
между плоскостями начального меридиана 2 и геодезического 4 мери-
диана точки А. Геодезическая система координат представляется на
навигационных картах в виде меридианов и параллелей. Геодезичес-
кие координаты точек на поверхности эллипсоида вращения отли-
чаются от астрономических. Это объясняется несовпадением норма-
лей с отвесными линиями, а плоскостей геодезических меридианов —
с плоскостями астрономических меридианов.
Учитывая, что это отличие невелико (например, разность В и сра
не превышает 40"), в навигации широко используют обобщенные
географические координаты. Географическая система координат пред-
ставляется ортогональной сеткой меридианов и параллелей на поверх-
ности эллипсоида. Координатами этой системы являются географичес-
301
Рис. 19.2. Нормальная сфериче-
ская система координат
Рис. 19.'3. Ортодромическая си-
стема координат
кие широта (рг — угол между плоскостью экватора и нормалью к по-
верхности эллипсоида в рассматриваемой точке, долгота Аг — дву-
гранный угол между начальным меридианом и меридианом рассмат-
риваемой точки.
Сложность геометрии эллипсоида вращения, математического опи-
сания его поверхности привели к использованию нормальной сфери-
ческой и ортодромической систем координат. Нормальная сферичес-
кая система координат представляется ортогональной сеткой меридиа-
нов и параллелей на поверхности земного шара. Координатами рас-
сматриваемой точки в этой системе координат (рис. 19.2) являются
нормальные сферические широта ф и долгота X. Широта ф — угол
между плоскостью экватора и направлением из центра земного шара в
рассматриваемую точку, измеряется углом в плоскости меридиана 4
(или дугой меридиана) рассматриваемой точки от плоскости экватора
1 до параллели 3 точки. Долгота X —двугранный угол между плос-
костью начального (Гринвичского) меридиана 2 и плоскостью мери-
диана 4 точки. Измеряется углом в плоскости экватора 1 от началь-
ного меридиана 2 до меридиана точки.
Ортодромическая система координат является скошенной сфери-
ческой системой, экватор которой называют главной ортодромией
(рис. 19.3). Наиболее удаленная точка на поверхности сферы по пер-
пендикуляру от плоскости главной ортодромии является полюсом
Ро системы. Координатами точки А являются ортодромическая широ-
та и долгота в угловых (х, z) или линейных (X, Z) мерах.
Ортодромическая широта z — угол между плоскостью главной
ортодромии / и направлением из центра земного шара в точку А на
поверхности. Ортодромическая долгота х — двугранный угол между
плоскостью начального ортодромического меридиана 2 и плоскостью
ортодромического меридиана 3 точки. Начало отсчета х может быть
выбрано произвольно.
При определении координат в линейных мерах за ось 0оХ прини-
мают дугу главной ортодромии, за ось 0oZ — дугу меридиана, про-
302
ходящего через начало отсчета координаты X. На рис. 19.3 показа-
на точка вертекса VB главной ортодромии, имеющая наибольшую ши-
роту.
Принцип действия существующих аэрометрических и доплеровс-
ких систем счисления пути основан на автоматическом интегрирова-
нии приращений линейных или угловых координат ЛА, пропорцио-
нальных составляющим путевой скорости в горизонтальной системе
координат.
Составляющие вектора путевой скорости в аэрометрических сис-
темах счисления пути находятся в результате суммирования гори-
зонтальных составляющих векторов истинной воздушной скорости V и
скорости ветра U. Составляющие вектора V находятся с учетом изме-
ренных на борту скорости U и курса if, составляющие вектора U —
с учетом скорости U и направления 6 ветра. Параметры ветра вводят-
ся вручную по данным метеостанций или соответствующих измерений
на борту.
В доплеровских системах счисления пути составляющие вектора
путевой скорости Vn определяются по величинам модуля вектора
Уп и угла 0 сноса, измеренным доплеровским измерителем скорости
и сноса (ДИСС).
В географической системе координат координаты местонахождения
ЛА — широта (р и долгота X определяются в соответствии с уравнения-
ми:
<р=Фо + ~— d/;
т К
(• V F
А — Xq । ~ d t,
у R cos ф
(19.2)
где Фо и А-о — начальные значения широты и долготы; VnA, и Vn£ — северная и
восточная составляющие путевой скорости; R — радиус Земли; — вр^мя
полета ЛА между двумя пунктами маршрута.
Для аэрометрических систем счисления пути с учетом рис. 19.4
и уравнений (19.2) алгоритм счисления1 * * * принимает вид:
Ф = Фо +
(V sin (/ sin 6)
R cos ф
1 В данном параграфе приведены алгоритмы работы систем счисления пути
с использованием материала гл. 20 книги «Авиационные приборы и измеритель-
ные системы» под ред. В. Г. Воробьева, изданной в издательстве «Транспорт» в
1981 г.
303
Рис. 19.4. Счисление координат ЛА
в аэрометрических системах в гео-
графической системе координат
Рис. Л9.5. Счисление координат ЛА
в доплеровских системах в географи-
ческой системе координат
Для доплеровских систем счисления пути в соответствии с рис. 19.5
и уравнениями (19.2) алгоритм счисления запишется как
t,
<Р = Фо + j
ti
X = Xq 4~ J
Vn cos (ф-гРс)
(19.4)
Vnsin (ф + рс)
R cos ф
Обратная пропорциональность приращения долготы косинусу ши-
роты не позволяет производить счисление координат в широтах, близ-
ких к 90°.
В ортодромической системе координат в соответствии с рис. 19.6,
где 0с — место ЛА; Аоп — направление опорного меридиана, счис-
Рис. 19.6. Счисление координат
в ортодромической системе ко-
ординат
Рис. 19.7. Счисление координат ЛА в
аэрометрических системах в ортодромиче-
ской системе координат
304
ление координат широты ф0 и долготы Хо производится по уравне-
ниям:
, Г Vn х . ,
фо = фо0 + I п °*’
h *
** V
Х0=Хоо4_ f ~ ~ d
J R cos <р0
*1
(19.5)
гДе Vn х — составляющая путевой скорости по оси ортодромической широты
(ортодромический меридиан); Гп у — составляющая путевой скорости по оси
ортодромической долготы, совпадающей с главной ортодромией (ГО) — орто-
дромическим экватором; фоо, Хоо — начальные значения ортодромической широ-
ты и долготы.
Уравнения (19.5) в линейных координатах имеют вид:
Х = Х0+[ Vnxd/;
h
Уц у
cos ф0
(19.6)
где X и Y — линейные координаты местонахождения ЛА в длинах соответствую-
щих отрезков ортодромического меридиана и экватора.
Для аэрометрических систем счисления пути с учетом рис. 19,7
и уравнений (19.5) алгоритм счисления в угловых координатах запи-
шем в виде
f V sin (фо—фк) + ^ sin (60— фк) , ,
Фо =z Фоо + ----------------------------d /;
г V cos (фо—фк) 4-£/cos (60—фк)
Aj = Л о о + I “ d t,
J R cos ф0
(19.7)
где фо — ортодромический курс; 6О — ортодромическое направление ветра;
фк — угол карты, равный углу поворота главной ортодромии относительно
опорного меридиана.
Аналогично с учетом рис. 19.7 и уравнений (19.6) для аэрометри-
ческих систем счисления алгоритмом счисления в линейных коорди-
натах являются уравнения:
X = xo + J [V sin (фо—фк) + ^81п(6о— фк)] d/;
*1
? [V cos (фо—фк) +U cos (б0—фк)1 dz.
J cos ф0
(19.8)
305
Рис. 19.8. Счисление коорди-
нат ЛА в доплеровских систе-
в ортодромической системе
координат
Для доплеровских систем счисления
пути в соответствии с рис. 19.8 и урав-
нениями (19.5) алгоритм счисления в
угловых координатах представляется
уравнениями
12
<Ро ““ Фоо + j
Уп sin (гро + Рс—^к)
1 , Г Vn cos (^о+Рс —^к)
О — ЛОО ~г I г.
J R cos <р0
(19.9)
а в линейных координатах
в виде
с учетом рис.
19.8 и уравнений (19.6)
X = X0-4~( Vn sin (фо4-0с—Ч’к) d ^’>
', f Vncos(i|)o4-₽c— Я’к)
I i --------------------(j
(19.10)
COS фо
В условной прямоугольной системе координат в отличие от орто-
дромической системы в виду малых значений <р0 принимают cos<p0 =
= 1. Она является упрощенной ортодромической системой коорди-
нат. Ось Оу этой системы координат проходит, как правило, через ис-
ходный (ИПМ) или конечный (КПМ) пункт маршрута. Если начало
координат совмещается с КПМ, то координату у считают отрицатель-
ной.
Уравнения счисления координат в этой системе имеют вид:
x --- x0-f I Vn x d /;
tt
У -- У о + 1 V п d /.
Для аэрометрических систем счисления пути с учетом последних
уравнений алгоритм счисления имеет вид
x = Xo-|- j [V sin (ipo—Я’к) +U sin (60 — 4>k)) d t',
У = Уо + ( IV cos (a|?o — фк)-j-(/cos (60 — i|)K)] d /.
(19.12)
Для доплеровских систем счисления пути с учетом уравнений
(19.11) алгоритмом счисления являются зависимости
x = x°+j Vnsin (Я’о + Рс—№) d
it
G
= Vn cos (фо+Рс—tyjOd».
ft
(19.13)
Относительная погрешность счисления координат в условной пря-
моугольной системе в случае cos<p0 =£ 1
а — 1 — costp0.
(9.14)
) В частноортодромической системе координат достигается наимень-
шая погрешность счисления координат. Эта система координат пред-
ставляет собой совокупность связанных между собой условных прямо-
угольных систем координат (рис. 19.9). Основой для построения та-
кой системы служат главная (ГО) и частная (ЧО) ортодромии. ГО сое-
диняет ИПМ и КПМ по дуге большого круга Земли. ЧО является
частью дуги большого круга Земли, соединяя промежуточные пункты
маршрута (ППМ). Из рис. 19.9 видно, что начала координат ГО и ЧО
расположены в конце участков пути (ГО и ЧО). Координата S ориен-
тирована вдоль линии заданного пути (ЛЗП).
Уравнения счисления координат ЛА в частноортодромической сис-
теме при совмещении начала системы координат с конечным пунктом
ЧО имеют вид
<2
i — 5со i — j Гц s d t",
Ь
t.
Zc i = Zco i — Vnzd/,
ь
(19.15)
где i — номер частной ортодромии; Sco t — длина i-й ортодромии; Уп s — со-
ставляющая путевой скорости вдоль ортодромии; Уп z — составляющая путевой
скорости, перпендикулярная ортодромии.
Рис. 19.9. Счисление координат в
частноортодромической системе
координат:
OX, 0Y — оси главноортодромической
системы координат; Or — продольная
ось, располагаемая по ГО; X — боковое
уклонение по ГО; OiZi, OtSt — оси част-
ноортодромической системы координат;
oSi — продольная ось, располагаемая
по ЧО; Z — боковое уклонение от ЧО
307
Для аэрометрических систем алгоритмом счисления пути с учетом
рис. 19.10 и уравнений (19.15) будут уравнения
it
5с i — Sqq i — [ V cos (фо —фопз) ~Ь c0s (®о Фопз)] d 0
fi
tt
2с i = 2C0 f—J [И sin (ф0 — %n3) + ^sin (<50—фоп3)] <1
h
(19.16)
где фопз — заданный ортодромический путевой угол, который для данной сис-
темы коортинат является углом карты.
Для доплеровских систем алгоритмом счисления пути с учетом
рис. 19.11 и уравнений (19.15) являются зависимости
_f»
5с i = 5Со i — J cos (Фо + Ре—Фопз) <1
fi
f*
2ci = 2coi—j sin (ф0 +Pc-'Фопз) d
fi
(19.17)
Измеряемый в доплеровских радиолокационных системах сдвиг
частот /д излучаемого и отражаемого от поверхности Земли радио-
сигналов зависит от путевой скорости. Если выразить сдвиг частот
/д в функции длины волны X излучаемого радиосигнала, то можно
записать:
f 2cOs9 у
Гд— гпи,
(19.18)
где 0- — угол наклона луча антенны ДИСС; /пи — составляющая путевой ско-
рости в плоскости наклона луча ДИСС.
Рис. 19.10. Счисление пути в
аэрометрических системах в ча-
стноортодромической системе ко-
ординат
308
Рис. 19.И. Счисление координат
в доплеровских системах в част-
ноортодромической системе коор-
динат
Рис. 119.1'2. Определение путевой
скорости двухлучевой ДИСС в
частноортодромической системе
координат
Рис. 19.13. Определение составля-
ющих путевой скорости двухлу-
чевой ДИСС в частноортодроми-
ческой системе координат
В случае двухлучевого излучения выражение (19.18) выглядит
так:
• 2cos 0
(19.19)
Vn2,
л
гДе Ут и ^п2 — составляющие путевой скорости по направлениям излучений.
Если в соответствии с рис. 19.12 выразить Vni и Уп2 через продоль-
ную (по продольной оси ВС) VnПр и поперечную Упп составляющие
путевой скорости, то можно получить:
Vni = 1^п пр cos р—ИПп sin Р;
^П2= Уп пр COS Р4* ^ПП sin р,
где Р — угол между плоскостью излучения радиосигнала и продольной осью
ЛА (эти углы для обоих лучей одинаковы).
Уравнения (19.19) с учетом последних выражений запишутся как
2cos0 . )
fд1 = : п пр cos Р — Vnn sin Р);
А
(19.20)
2cos 0
/д2~ (Уп пр cos Р+ vnn sin Р).
(19.21)
С учетом уравнений (19.21) можно выразить составляющие путе-
вой скорости Уп пр и Vпп, связанные с ЛА, через сдвиги доплеровс-
ких частот f Д1 и /Д2:
X
4cos0cos₽
Л
^ПП— . „ (fas~ fall-
4cos 0 Sin Р
(19.22)
309
В соответствии с рис. 19.13 составляющие путевой скорости для
заданной частной ортодромии имеют вид
Vn Zi = пр sin (фо— фопз)4~ l^nn COS (Фо—Фопз)! 1 (19 23)
si == пр cos (фо —Фопз) — ^пп sin (фо —фопз)« I
С учетом уравнений (19.22) имеем:
Vnzi== 4cos0cos0 (/д1+/да) sin^o-^n3) +
. X
+ 4COS0 SM C°S
X
^nsi= (fou + hw) cos (Фо— фопз)~
4cos 0 cos р
X
4cos0sin0 <i»-Wsln (*’-*»»)•
Для угла 0 =„±45° справедливо равенство
X = X
4cos 0 cos р 4cos 0 sin р
(19.24)
(19.25)
где k — постоянная величина.
Принимая во внимание выражение (19.25), уравнения (19.24) мож-
но записать как
Vn z = £faisin (фо— Фопз)+^/д2 sin (фо~Фопз) —
— ^Д1 COS (ф0— фопз) 4“ ^/д2 COS (фо— фопз) ’>
Vn S = kfa.i cos (Фо —фопз) 4- ^Д2 COS (фо—фопз) 4-
-f-fefmsin (фо—фопз)—fcfazSin (ф0—фопз) •
(19.26)
Уравнения (19.26) составляют алгоритм импульсного метода счис-
ления современных навигационных систем типа НВУ.
При комплексаровании аэрометрических систем счисления пути с
доплеровскими в воздушно-доплеровских системах в случае отсут-
ствия параметров Уп и 0С (при отключении или отказе ДИСС) исполь-
зуется особый режим работы, называемый режимом «Память». В этом
случае информация о составляющих путевой скорости формируется по
последним «запомненным» параметрам ветра и значению скорости V,
измеряемой на борту (например, системой СВС).
Счисление в режиме «Память » производится с использованием «за-
помненных» значений составляющих скорости ветра (/* и U'y, вычис-
ленных при работе ДИСС как разности составляющих путевой и истин-
ной воздушной скоростей. Выражения (19.12) в условной прямоуголь-
310
ной системе координат, составляю-
щие алгоритм счисления аэромет-
рических систем, £ этом случае
выглядят как
Gt
х' = *о + j [К sin (гро—+ d Л
t»
У' =Уо + J [V cos (г|)0 —'фк) + ^] d t,
G
(19.27)
где надстрочный индекс ' обозна-
чает запомненные, а также вы-
численные по ним значения пара-
метров .
В случае использования пара-
метров Vn и Рс, вычисляемых по
непрерывно измеряемым значе-
ниям скорости V и запомненным
Рис. 19.14. Вычисление параметров
ветра и путевой скорости в режиме
«Память»
значениям параметров ветра, уравнения (19.13), составляющие алго-
ритм счисления доплеровских систем, запишутся в виде
G
+ J v; sin^o + Pc— ^K)d/;
G
G
I/' = I/o4-J V^eos^o + Pc— ^K)dt
G
(19.28)
Вычисляемыми и запоминаемыми параметрами ветра могут быть
как составляющие Ux и U'y, так и модуль U' и направление ветра 6'
в выбранной системе координат.
В соответствии с рис. 19.14, где фк = 0, составляющие Ux и Uy
находятся как
U'x = Vn sin (% —рс)~ Vsini|?0;
Uy=Vn cos Ol’o+Pel — V cos^0,
а модуль V и направление ветра 6o — по формулам
/ у2_2уп cos рс V2 ;
fi, , Vn sin (ipo+Pc) — Vsin^0
о _» arct g ............. .
vn COS (%+ pc) — V cos
(19.29)
(19.30)
Параметры Vi и Рё с использованием запомненных составляющих
скорости ветра вычисляются по формулам
311
^=К(у;+ч*+(‘/;+',»)!
t/;cos ф0 —U' sin %
Pc = arC*g
(19.31)
а с использованием запомненных значений модуля U' и направления
ветра 6о — как
ИП=У V2—2(7'V cos (60_1|,0) + ((/')2
ur sin (6;— 4>0)
Рс__ arctg cos^_^
(19.32)
Если выразить рассмотренные составляющие скоростей через сис-
тему координат, связанную с продольной и поперечной осями ЛА,
^пр— Vn пр-Vnpl
^П— Упп>
(19.33)
где индекс «пр» обозначает направление вектора параметра по про-
дольной оси ЛА, а индекс «п» — по поперечной оси ЛА, можно полу-
чить алгоритм для формирования сигналов памяти ветра, используе-
мых при вычислении параметров и Рс. Раскрытие приведенных в
(19.33) составляющих скоростей Уп и V позволяет записать:
(7Пр — Vn cos рс — V — Ux sin фот* Uy cos ipo;
Un = Vn sin ₽c = Ux cos ty0—Uy sin %.
(19.34)
С учетом составляющих скорости ветра имеем:
t7np=Vncos₽c-V-t7cos(6o-1po);j
(7П= Vnsin flc=(7 sin (60—%). J
Составляющие скорости ветра Ux и U'y формируются в режиме
«Работа» по измеряемым параметрам V, Vn и рс. Значения парамет-
ров Vn и Рс формируются в режиме «Память» с использованием запом-
ненных значений Ux и Uy.
В режиме «Работа» формируются также модуль U' и направление
ветра 6о (сигналы памяти ветра), применяемые в режиме «Память»
для вычисления параметров У„ и рс.
Преобразование главноортодромических координат S01 и Z01
(рис. 19.15) в частноортодромические 5П и Zu возможно в соответст-
вии с уравнениями:
^11— (Sol---SonnMl) COS (фпз! — 'Фпэо) ~г
+ (^01---20ППМ1 sin) (Ч’ПЗ!-'фпзо);
2ц= (501 — 50пим1) sin (фпз1 Я’пзо)
(19.36)
4 (^01 — 2ОППМ1) C0S (Я’пз!-^пзо),
гдр Зоипмъ 20ппм1 — координаты конечной точки участка первой частной орто-
дромии (ППМ1) в главноортодромической системе; фпз0— начальный путевой
заданный угол.
312
При переходе ЛА из текущей частной ортодромии в очередную ЧО
для преобразования координат ЛА относительно очередной ЧО ис-
пользуются координаты Zc , Sci, Zcn, ScII, показанные на рис. 19.16,
и взаимное расположение текущей и очередной ЛЗП. В соответствии
с рис. 19.16 текущие и преобразованные координаты связаны следую-
щими уравнениями:
Zc п~ ^np+ Z//,
Sc 11 — ^np + Sf/,
Z// = 0.
Составляющие уравнений системы (19.37) имеют вид:
Znp — Sc I sin Aijpn3 4- 7.c j cos Афпз','
Snp = Sc j cos А1|?пз — Zc j sin Aipn3;
Aipn3= ^n3// —%3/,
(19.37)
(19.38)
где Аг|)1]Я — разность заданных путевых углов текущей и очередной ортодромии.
Методические погрешности рассматриваемых систем счисления пу-
ти определяются типом выбранной системы координат и методом оп-
ределения составляющих путевой скорости. Они складываются из
погрешностей определения параметров: 4>к или 4ПЗ; 4 или 4 oi Рс; 6 или
6О; К и, v„, <р.
Наименьшая погрешность счисления координат ЛА в соответствии
с зависимостью (19.14) достигается при использовании доплеровского
метода счисления в частноортодромической системе координат.
ипм
Рис. 19.16. Схема связи текущих и
преобразованных координат ЛА
Рис. 19.15. Схема связи главноор-
тодромических и частноортодроми-
ческих координат места ЛА
313
Рис. 19.17. Преобразование частноор-
тодромических координат ЛА в по-
лярные
В доплеровских системах точ-
ность счисления координат ЛА по-
вышается как за счет отсутствия
погрешностей определения пара-
метров ветра, так и за счет точно-
сти самого метода. В этих систе-
мах погрешность определения пу-
тевой скорости составляет 1%,
истинной воздушной скорости —
2,2%, скорости ветра — 2%.
В связи с тем что при счисле-
нии координат ЛА интегрируются
погрешности путевой скорости, в
системах счисления пути преду-
сматривается позиционная коррек-
ция координат ЛА по данным си-
стемы РСБН. Система РСБН изме-
ряет полярные координаты ЛА,
азимут А и дальность D относи-
тельно наземного радиомаяка с за-
ранее известными координатами. Точность измерения А и D системой
РСБН выше точности счисления координат системами счисления пути.
Для коррекции счисленных координат в системе текущей частной
ортодромии по сигналам РСБН они преобразуются в полярные коор-
динаты в соответствии с уравнениями, полученными из рис. 19.17:
Sc—SM — D cos (А фк); 1
ZQ—ZM==£ sin (А —фк), J
(19.39)
где SM, ZM — координаты радиомаяка в текущей частноортодромической системе;
D, А — дальность относительно радиомаяка и азимут относительно меридиана
радиомаяка (полярные координаты); 4>K—угол карты относительно меридиана
радиомаяка.
Введение угла карты фк необходимо для согласования систем ко-
ординат, принятых в системе счисления пути и РСБН.
Разности между истинными координатами ЛА, полученными по
формулам (19.39), и координатами, определенными в результате счис-
ления пути, являются управляющими сигналами для пилотажного
комплекса. При коррекции координат места ЛА стремятся к тому,
чтобы указанные разности были устранены.
19.3. Структура и функциональные схемы навигационных
систем счисления пути
Как уже отмечалось, в зависимости от физических принципов изме-
рения первичных параметров и реализации способов определения на-
вигационных параметров системы счисления пути подразделяются на
314
аэрометрические, доплеровские и комплексные воздушно-допле-
ровские.
В основу построения аэрометрической системы счисления пути
(рис. 19.18) могут быть положены алгоритмы счисления в зависимости
от выбранной системы координат, например, в виде уравнений (19.12)
в условной прямоугольной системе координат или в виде уравнений
(19.16) в частноортодромической системе координат. Для последнего
случая угол фк совпадает с углом фопз.
Датчик воздушной скорости ДВС выдает напряжение, пропорцио-
нальное истинной воздушной скорости V. В вычислительном устрой-
стве ВУ, куда вводится сигнал по ортодромическому курсу гр о от
курсовой системы КС и вручную угол фк, определяются составляю-
щие истинной воздушной скорости и Vz. Задатчик ветра ЗВ вы-
дает напряжения, пропорциональные составляющим скорости ветра
Us и Uz. Параметры U, 6 и угол карты в задатчик ветра вводятся
вручную.
Суммирование указанных сигналов, их интегрирование происхо-
дит в интегрирующем устройстве ИУ. Интегрирующее устройство с
учетом начальных координат $0 и Zo выдает текущие координаты ЛА
S и Z на устройство отображения УО.
Функциональная схема аэрометрической системы счисления пути
(см. рис. 19.18) положена в основу построения навигационного инди-
катора НИ-50БМ. Эти системы счисления пути имеют большие по-
грешности из-за того, что сложно учесть переменные скорость и на-
правление ветра, которые вводятся вручную.
Доплеровская система счисления пути (рис. 19.19) использует при-
веденные выше алгоритмы счисления в зависимости от выбранной сис-
темы координат. Например, в условной прямоугольной системе коор-
динат используется алгоритм в виде уравнений (19.13), а в частноор-
тодромической системе координат — в виде уравнений (19.17).
Сигналы путевой скорости Vn и угла сноса Рс поступают с допле-
ровского измерителя путевой скорости и угла сноса ДИСС, а сигнал
ф0 или ф — с курсовой системы КС. Угол карты фк вводится вруч-
ную.
Рис. 19.19. Функциональная схема
доплеровской системы счисления
пути
Рис. 19.18. Функциональная схема
аэрометрической системы счисления
пути
315
Данная система счисления может функционировать в горизон-
тальном полете ЛА, в полете с креном и тангажом не более 10°. При
полете в горах и над штилевым морем, когда волнение менее 1 балла,
доплеровский локатор дает неустойчивую информацию, и поэтому
система отключается. На работу этой системы существенное влияние
оказывают радиопомехи. Отмеченные недостатки аэрометрических и
доплеровских систем счисления пути ограничивают их применение
качестве самостоятельных систем. Объединение аэрометрических и
доплеровских систем счисления пути позволяет использовать их по-
ложительные стороны и избавиться от недостатков.
Основным режимом работы воздушно-доплеровской системы
(рис. 19.20) является режим работы доплеровской системы счисления
пути «ДИСС».
Помимо непрерывной выдачи координат S и Z места ЛА, система в
этом режиме непрерывно определяет параметры ветра в соответствии с
алгоритмом, зависящим от выбранной системы координат. Так, для
условной прямоугольной системы координат действует алгоритм в ви-
де уравнений (19.29). Разности составляющих путевой скорости и ис-
тинной воздушной скорости, которые являются функциями скорости
ветра Us и Uz, получаются в устройствах памяти УП (например, с
помощью потенциометрических следящих систем).
В случае целесообразности кратковременного отключения ДИСС
при отмеченных выше обстоятельствах в рассматриваемой системе
включается режим «Память». Для определения координат места ЛА
в этом режиме используются составляющие истинной воздушной ско-
рости Vs и Vz и составляющие скорости ветра 1Д и U'z, которые были
Рис. 19.20. Функциональная схема воздушно-доплеровской системы счисле-
ния пути
316
-определены в системе в момент переключения с режима «ДИСС» на
режим «Память». Счисление ведется в соответствии с алгоритмом, вы-
бираемым в зависимости от системы координат. Например, для услов-
ной прямоугольной системы координат используется алгоритм в ви-
де уравнений (19.27). Рещение уравнений производится в интегрирую-
щем устройстве ИУ.
В режиме «Память» в схеме в соответствии с рис. 19.20 контакты
2, 4, 5 размыкаются, а контакты 1 и 3 замыкаются. При этом сигналы
U's и Uz, поступающие с устройства памяти УП, суммируются с сиг-
налами Vs и Vz. Суммарные сигналы, пропорциональные составляю-
щим Vnz и Уде, поступают на интегрирующее устройство ИУ, где опре-
деляются координаты Zи S. В течение короткого времени отключения
ДИСС данный режим обеспечивает большую точность, чем режим, ха-
рактерный для аэрометрических систем счисления.
При длительном отсутствии информации от системы ДИСС в воз-
душно-доплеровских системах используется резервный режим работы,
характерный для аэрометрических систем счисления. В этом случае
контакты 3, 5 замыкаются, а контакты 1, 2, 4 размыкаются. Счисле-
ние ведется так же, как и в схеме на рис. 19.18.
Функциональная схема воздушно-доплеровской системы счисле-
ния пути положена в основу автоматического навигационного уст-
ройства АНУ-1, которое помимо счисления координат места ЛА выда-
ет в автопилот сигналы, пропорциональные S и Z, для автоматичес-
кого пилотирования ЛА по заданной пространственно-временной тра-
ектории.
Положение ЛА на траектории отображается специальным счетчи-
ком координат индикацией текущих координат S и Z двумя стрелка-
ми на шкале. При пересечении исходного пункта маршрута (ИПМ)
штурман устанавливает на счетчике с помощью этих стрелок началь-
ные координаты So и Zo и включает счетчик. В полете одна из стрелок
показывает пройденное расстояние от ИПМ, а другая — боковое от-
клонение от линии заданного пути. После выхода ЛА на ЛЗП стрелка
Z на счетчике координат должна находиться на нуле. Показания
АНУ-1 корректируются штурманом установкой на счетчике факти-
ческих координат места ЛА, определяемых другими навигационными
устройствами.
В более современных навигационных вычислительных устройствах
типов НВУ и НВ возможно решение таких дополнительных задач как
автоматическое преобразование текущих координат ЛА в координаты,
вычисленные в системе отсчета следующей частной ортодромии; авто-
матическая корректировка счисленных координат ЛА по данным
РСБН; индицирование местоположения ЛА на картографическом
планшете.
В основу работы навигационных вычислительных устройств типа
НВУ (рис. 19.21) положен алгоритм счисления в виде уравнений (19.26).
В соответствии с этим алгоритмом для определения составляющих Vns
и ^пз путевой скорости необходимо вычислять тригонометрические
317
Ч'пз! Ч'пзп
ZCT <$cl zcl
Рис. 19.21. Функциональная схема навигационной системы счисления пути
типа НВУ
функции соответствующих аргументов. Это осуществляется вычисли-
тельным блоком ВЫ, куда подается входная информация: параметры
Уп; 0С; ф (ф0); угловые параметры фпз/, фпз// системы координат, в
которой происходит счисление; параметры ветра U, 6; угол А схожде-
ния меридианов для перехода от истинных углов к ортодромическим^
Выходными сигналами блока ВБ1 являются тригонометрические
функции разности (ф0—фпз), используемые для вычисления со-
ставляющих УП8 и Vnz путевой скорости в импульсном режиме работы
доплеровской системы счисления (режим «Работа»).
Одновременно с выхода блока ВБ1 подаются параметр Vn и триго-
нометрические функции аргумента (ф0 —фпз + Рс), вычисленные по
текущим значениям скорости V и запомненных параметров ветра
(режим «Память»).
Указанные сигналы с выхода блока ВБ1 вместе с импульсными
сигналами доплеровских сдвигов частот /д1, /Д2 поступают в блок ВБ2,
который формирует импульсные сигналы Fy и Fy составляющих
путевой скорости в частноортодромической системе координат. По-
следние поступают в блок ВБЗ счисления координат места ЛА, их
коррекции и преобразования.
Блок ВБЗ состоит из двух каналов интегрирования составляю-
щих УП8 и Ипг, с выхода которых сигналы поступают на счетчик ко-
ординат Zc/ и Sci и автоматический планшет, а также в системы АБСУ
и РСБН. В блоке ВБЗ имется также два канала преобразования счис-
ленных координат Zcn, Scn с элементами ввода координат Zu и Бц
поворотного пункта маршрута, два канала коррекции счисленных ко-
ординат с элементами ввода координат ZM и SM радиомаяка и угла
карты фк, а также элементами приема корректирующих сигналов
31’8
dZcf и dSc/, сформированных РСБН. Блок ВБЗ также усиливает
сигналы Zc/, Упг и Vns, подаваемые в РСБН и А Б СУ.
Счисленные и преобразованные координаты места ЛА индицируют-
ся с помощью двух индикаторов-задатчиков координат. На одном из
них отрабатываются счисленные координаты, на другом устанавли-
ваются координаты поворотного пункта следующей частной ортрдро-
мии, а также отрабатываются преобразованные текущие координаты
ЛА относительно следующей частной ортодромии. При переходе на
новую частную ортодромию функции индикаторов-задатчиков меня-
ются.
В процессе индикации местоположения ЛА на картографическом
планшете место ЛА на движущейся в окне планшета карте указывает-
ся с помощью визира, перемещающегося перпендикулярно к направле-
нию движения карты пропорционально боковому отклонению ЛА.
На карте, выполненной в виде ленты, наносятся в порядке полета
участки маршрута. ЛЗП каждого участка ориентируется вдоль ленты.
Направление движения карты совпадает с направлением перемеще-
ния местности под самолетом.
В импульсном режиме «Работа» в НВУ помимо вычисления со-
ставляющих Уп8 и Vnz формируются составляющие скорости ветра
или направление &' и скорость ветра U', необходимые для работы НВУ
в режиме «Память».
Вычисление и индикация координат ЛА в системе последующей
ортодромии в НВУ осуществляется с соответствии с алгоритмами
(19.37) и (19.38).
Счисляемые координаты места ЛА корректируются в соответствии
с алгоритмом (19.39) от РСБН. С этой целью в блок ВБЗ вводятся ко-
ординаты радиомаяка SM, ZM. РСБН определяет дальность D относи-
тельно радиомаяка и азимут А относительно меридиана радиомаяка.
Эти параметры вместе с углом карты ф]{ относительно меридиана ра-
диомаяка используются для вычисления текущих координат Zc и S(.
места ЛА. С помощью сигналов об этих величинах формируются сигна-
лы поправок dSc и dZc к счисляемым координатам.
В рассмотренных системах счисления пути вычислительные уст-
ройства ВУ (см. рис. 19.18—19.21) представляют собой устройства
аналогового типа, выполненные на электромеханических элементах
(функциональные потенциометры, вращающиеся трансформаторы и
т. п.) В качестве интегрирующих устройств используются двигатели
постоянного тока, интегрирующие приводы.
В современных и перспективных системах счисления функции вы-
числительных и интегрирующих устройств выполняет либо БЦВМ,
обслуживающая систему счисления и другие системы ЛА, либо спе-
циализированная ЦВМ, предназначенная лишь для навигационной
системы счисления пути.
При использовании цифрового вычислителя логическая схема реа-
лизации алгоритма не меняется. Математическое обеспечение БЦВМ
3J9
в этом случае должно содержать программы вычисления тригономет-
рических функций, формирования и умножения матриц, вычисления
интегралов и т. п. БЦВМ позволяет применять более сложные и точ-
ные алгоритмы методов измерений, повышать надежность измерений,
а также унифицировать состав оборудования (на модульной основе),
средства преобразования и передачи информации, системы индика-
ции и органы управления.
Датчики первичных параметров в этом случае, помимо чувстви-
тельных элементов, преобразователей аналоговых сигналов, компенса-
торов инструментальных погрешностей, содержат преобразователи
выходных сигналов в единый код для передачи в БЦВМ. Между дат-
чиками первичных параметров и БЦВМ, помимо прямой связи (от
датчиков к БЦВМ) с информацией о первичных параметрах и о рабо-
тоспособности, имеется обратная связь. Она включает априорную
информацию (константы методов измерений, характеристики програм-
мируемых ориентиров и др.), управляющие сигналы для выбора ме-
тода измерений, перехода на другие режимы работы и т. п.
Современные навигационные вычислители на основе БЦВМ обес-
печивают программирование маршрута полета, определение в частно-
ортодромической системе координат ЛА, индикацию значений теку-
щих навигационных параметров, позволяют получить на экране ин-
дикатора навигационной обстановки изображения аэронавигацион-
ной карты местности и индикации на ней места ЛА, а также углов рс,
ПУ, ф, истинного пеленга ориентира. Одновременно они осуществля-
ют автоматизированный контроль исправности навигационного вы-
числителя и выдают сигналы, для автоматического управления поле-
том в горизонтальной плоскости.
19.4. Цифровой навигационный вычислитель
Цифровой навигационный вычислитель (ЦНВ) предназначен для
решения задач навигации. ЦНВ обеспечивает: программирование
маршрута полета и предпосадочного маневра; полет по запрограмми-
рованному маршруту; определение в частноортодромической системе
координат места ЛА; коррекцию счисленных координат и курса ЛА;
включение схемы захода на посадку и автоматическое управление
предпосадочным маневром; индикацию значений текущих навигаци-
онных параметров, выдачу необходимой информации на индикаторы
для визуальной ее оценки экипажем; автоматизированную проверку
работоспособности ЦНВ и реализацию имитации полета; выдачу сиг-
налов для автоматического управления ЛА в горизонтальной плос-
кости и выполнения предпосадочного маневра.
В комплект ЦНВ входят:
бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), которая
обеспечивает хранение программ вычислений, массивов констант, вво-
320
димой исходной и текущей информации, решение навигационных за-
дач в соответствии с заложенной программой;
пульт ввода и индикации (ПВИ), который осуществляет управле-
ние режимами работы, вводом и индикацией навигационных пара-
метров ЦНВ;
пульт подготовки и контроля (ППК), предназначенный для выбо-
ра режимов предполетной подготовки ЦНВ, сигнализации прохожде-
ния режимов контроля, определения режимов ввода программы в
БЦВМ и контроля всех пультов ЦНВ;
пульт управления (ПУ), коммутирующий пилотажно-навигацион-
ные сигналы на пилотажно-навигационный прибор (ПНП);
пульт взлета и посадки (ПВП), обеспечивающий автоматическое
управление полетом при заходе на посадку;
блок коммутации (БК), определяющий взаимосвязь всех систем
навигационного комплекса, коммутацию каналов информации, фор-
мирование предупреждающих, сигнализирующих и управляющих ра-
зовых команд;
блок питания (БП), снабжающий стабилизированным питанием
все пульты и блок БК;
индикатор навигационной обстановки (ИНО), индицирующий мес-
то ЛА и навигационные параметры относительно перемещающейся
географической карты.
Рассмотрим основные принципы действия и особенности устройст-
ва перечисленных блоков, а затем работу ЦНВ.
БЦВМ является специализированной цифровой вычислительной
машиной ЦВМ20-86К последовательно-параллельной структуры, ко-
торая имеет следующие основные технические характеристики: форма
представления чисел и команд — шестнадцатиразрядный двоичный
код (для чисел используется дополнительный код: 15 значащих раз-
рядов, первый — старший разряд указывает знак плюс — «О», ми-
нус — «1»); быстродействие операции в 1 с: сложения — 200 000,
умножения — 100 000, деления — 10 000; емкость оперативного за-
поминающего устройства (ОЗУ) — 1024 шестнадцатиразрядных чисел;
емкость постоянного запоминающего устройства (ПЗУ) — 16 384
Шестнадцатиразрядных чисел; рабочий цикл — 5 мкс; основная час-
тота— 3,2 мГц; время готовности — не более 3 мин; время непре-
рывной работы — 15 ч.
БЦВМ (рис. 19.22) делится на три функциональные части: циф-
ровое вычислительное устройство ЦВУ, устройство ввода-вывода У Be
и блок питания БП. В свою очередь, ЦВУ включает в себя устройство
арифметики и управления УАУ — процессор, состоящий из устрой-
ства управления УУ и арифметико-логического устройства АЛУ, к
запоминающие устройства ЗУ — оперативное ОЗУ, постоянное ПЗУ и
внешнее ВЗУ.
Процессор является программируемым логическим устройством,
обеспечивающим обработку и управление данными по определенной
программе. Одна составляющая часть процессора АЛУ производит
1 1 Зак. 1543 321
выполнение арифметических операций (сложения, вычитания, умно-
жения и т. д.), логических операций (конъюнкций, дизъюнкций,
сравнений и т. д.), операций ввода-вывода и операций управления.
Вторая составляющая часть процессора УУ обеспечивает управление
обработкой данных в соответствии с заданной программой. УУ после-
довательно получает команды из ЗУ, расшифровывает каждую из них
и формирует необходимые для ее выполнения сигналы. ЗУ предназна-
чено для хранения команд и чисел.
В ОЗУ хранятся промежуточные результаты счета и текущие дан-
ные, поступающие от бортовых датчиков. В ПЗУ хранится програм-
ма, на основе которой БЦВМ решает навигационные задачи, и кон-
станты. В ВЗУ хранятся данные, изменяемые от полета к полету, т. е.
в процессе одного полета ВЗУ работает как ПЗУ.
Рассмотрим внутренний обмен информации, происходящий между
устройствами ЦВУ при ее обработке. Если АЛУ вырабатывает очеред-
ной адрес команды (адрес ПЗУ) и направляет ее в ПЗУ, то последняя,
поступив из ПЗУ в УАУ, разбивается на две части. Первая часть —
адрес — направляется в ОЗУ (адрес ОЗУ), где происходит выбор
числа согласно адресу. Если необходимо выбрать константу, адрес
направляется в ПЗУ или ВЗУ. Вторая часть —- код операции — де-
cz/77 датчиков
На приемники
Dm 5/сети
Рис. 19.22. Упрощенная структурная схема БЦВМ
322
шифруется в АЛУ и в виде сигналов управления используется при вы-
полнении операции. К внешнему обмену информации относится обмен
между БЦВМ и бортовым оборудованием, которое осуществляется с
помощью УВв. Оно включает в себя устройство ввода УВв, устройство
вывода УВыв и местные устройства управления МУУ. Информация
от датчиков навигационного комплекса поступает в УВв, где после
преобразования в виде кодов (кодовой информации) при наличии соот-
ветствующих адресов и сигналов управления (команд ввода-вывода,
управление УВв) направляется в УАУ.
Результаты вычислений из УАУ выдаются в УВыв при наличии
адреса и сигнала управления, где осуществляется их преобразование
в форму, удобную для приемников комплекса. Возможен режим опе-
ративного ввода информации из внешних устройств БЦВМ по сигна-
лу непрограммируемого прерывания вычислений (НПВ).
Связь БЦВМ с подсистемами навигационного комплекса приведена
на рис. 19.23, где на линиях связи обозначены команды и сигналы,
которыми они обмениваются во время предполетной подготовки и по-
лета.
Определение местоположения ЛА производится в частноортодро-
мической системе координат по данным или путевой скорости, полу-
чаемой от ДИСС, или истинной воздушной скорости, получаемой от
ИДВСП, а также по информации об углах курса, крена и тангажа,
получаемой от ИКВ-72. Вектор путевой скорости Уп формируется на
основе доплеровских частот Ft, F2, F3, поступающих в БЦВМ, где
производится расчет проекций Гп на оси, связанные с частной орто-
дромией. Величина поправки «Коррекция Vu», определяемая антен-
ной системой ДИСС, вводится в БЦВМ в виде постоянного напряже-
ния. При нормальной работе ДИСС выдает сигнал «работа». При от-
казе ДИСС цифровой навигационный вычислитель (ЦИВ) переходит
в режим «Память», в котором счисление координат производится по
значениям истинной воздушной скорости V и запомненным параметрам
ветра U и б в момент отказа ДИСС. Текущие значения проекций ско-
рости ветра на оси частных ортодромий в БЦВМ вычисляются как
разности между соответствующими проекциями скоростей, получае-
мыми от ДИСС и от ИДВСП. ВЦНВ имеется возможность ввода и ин-
дикации значений U и 6 на пульте ПВИ. Значения истинной воздуш-
ной скорости поступают по двум дублированным каналам в виде на-
пряжений и V2c С КТ. На основе текущего гироскопического кур-
са фг, получаемого от ИКВ, заданного путевого угла частной ортодро-
мии, вычисляемого БЦВМ, и поправки на курс, формируемой БЦВМ
с учетом курса начальной выставки, формируется текущий частноор-
тодромический курс, который необходим для решения задач навига-
ции. Начальная выставка курса производится поданным индукцион-
ного датчика ИД-6 блока гиромагнитного курса БГМК-6 системы
БСКВ. Гиромагнитный курс фгмк вводится в БЦВМ постоянно и за-
поминается. Результаты интегрирования проекций V„ на частно-
ортодромические оси в виде координат S и Z индицируются на пульте
И* 323
Индикатор навигационной обстановки
Радикал
БСКВ и ИКВ
ИКВСП
ДИСС
л
£
£
£
<
3
5
S
t
«м
$
$
в
$
5г
ti
€
fc>
<Ъ
5г
«г»
£
ti
15
5
7
ВСАС
8 САУ
На ДИСС
л
$
О:
Л>
Ч
5г
<£>
На ПУР1
и ПУ.РЕ
ti
5:
3
'Ла
ta
§
ti
гз
5:
S
=5
5t
IS
I
£
4
A>
tl
5l
I
t
Ла
Л
«J
ST
£
5?
§
&
J
I
I
I
I
1
51
f, I_I
ПНП ОтБСКВиИКВ От От КУРС-МП На пульты
ПУРСиПУРВ
Блок коммутации БК-ДП
Рис. 19.23. Схема связи БЦВМ с подсистемами навигационного комплекса
<3
a
i
БЦВМ
t
I
$
В
s»
a
I
I
§
1
A
ввода информации при нажатии на нем кнопки-табло ввода-вывода
«Z/S». В БЦВМ решается задача определения координат местополо-
жения ЛА в географических координатах, но они не выводятся на
ПВИ, а используются для решения определенных задач и выводятся
на ИНО.
В ЦНВ предусмотрена позиционная коррекция местоположения
ЛА от радиомаяка с использованием радиосистем или «Курс-МП-70»
или СД-75. Для решения задач указанной коррекции в памяти БЦВМ
заложены координаты девяти радиомаяков. При полете по сигналу кор-
рекции БЦВМ автоматически выбирает маяк, в зоне которого нахо-
дится ЛА, определяет его тип. Настроенные на требуемый маяк радио-
технические системы ЛА вырабатывают азимут А и дальность L, ко-
торые поступают в БЦВМ. На основании информации о А и L, ко-
ординат маяка, текущих координат и высот полета ЛА при нажатой
кнопке-табло РСБН на ПВИ БЦВМ определяет поправки AZ, AS к
счисленным координатам. Их значение высвечивается на индикаторах
параметров ПВИ и по желанию экипажа нажатием кнопки-табло
«ИСПОЛ» может вводиться в счисленные координаты. Высота полета
ЛА поступает в БЦБМ от ИКВСП по двум дублированным каналам
Нх и Н2 в виде напряжений от СКТ и БЦВМ имеет алгоритм выбора
исправного канала. БСКВ (см. гл. 18) обеспечивает ЦНВ информа-
цией о значениях приведенного курса фпр, который корректируется
при разворотах на каждый новый ППМ сигналами БЦВМ, вычислен-
ными относительно меридиана начала частноортодромического участ-
ка маршрута. Из БЦВМ в БСКВ поступает сигнал широтной поправ-
ки Оз sinq> одновременно с сигналом «Исправность широтного кана-
ла». При отказе БЦВМ потребители получают гирополукомпасный
курс фгпк, а широтная поправка в ИКВ вводится с пульта управле-
ния ПУ-41 БСКВ при переводе последней в режим «ГПК». Сигналы у
и О’, выдаваемые БСКВ, используются в БЦВМ в алгоритме обра-
ботки доплеровских частот.
ЦНВ автоматически реализует навигационную программу, которая
определяет последовательность прохождения ЛА всех пунктов марш-
рута от исходного пункта (ИПМ) до конечного (КПМ), которые опре-
деляются номерами Ан и NK.
В БЦВМ могут быть запрограммированы географические коорди-
наты, т. е. ф и 1, 50 пунктов маршрута (ПМ), 9 радиомаяков, 8 аэрод-
ромов и 9 зон радиодиспетчерской службы (РДС). Исходные данные
могут поступать в ЗУ БЦВМ или автоматически с перфокарт, инфор-
мация с которых считывается с помощью пульта ППК или вручную с
помощью пульта ПВИ и таблицы исходных данных для программиро-
вания полета. Выбор конкретного программного маршрута осущест-
вляется ручным вводом в БЦВМ с ПВИ номеров N п и NK и номеров
соответствующих аэродромов Ана и Ака. В полете можно оперативно
менять программу маршрута, вводя вручную новые номера Ан и NK.
Для каждого аэродрома взлета или посадки, кроме географических
координат, в память БЦВМ вводятся исходные данные, необходимые
325
для реализации автоматического предпосадочного маневра. Конт-
роль правильности ввода данных с перфокарты осуществляется авто-
матически и индицируется на ППК сигналами «Сбой» или «Готов».
Контроль правильности ввода исходных данных вручную осуществля-
ется визуально по цифровым индикаторам ПВЧ.
В ЦНВ решаются следующие навигационные задачи:
смена линии заданного пути (ЛЗП), для чего производится в БЦВМ
расчет параметров новой частной ортодромии по заданным географи-
ческим координатам текущего и предстоящего ППМ, которые вводят-
ся с ПВИ;
полет по маршруту параллельно заданному при заданном удале-
нии, когда задача полета решается как частный случай управления
движением ЛА в боковой плоскости при определенном значении Z
и является одним из вариантов оперативного изменения маршрута;
полет по кратчайшему расстоянию в текущий пункт маршрута;
выход в заданную точку с заданным путевым углом и упреждением
с целью оптимизации предпосадочного маневра;
решение временнйх задач, т. е. определение времени прибытия в
любой ППМ и КПМ, определение отклонений от временного графика,
определение необходимого значения скорости полета;
предпосадочный маневр, обеспечивающий подход к заданной схе-
ме захода на посадку, заход на посадку и повторный заход, где авто-
матически решается ряд специализированных задач, не предусмат-
ривающих никаких действий экипажа. К их числу относятся следую-
щие: вписывание в одну из частных ортодромий схемы захода; индика-
ция на ПВИ координат и ег относительно центра ВПП; выполнение
прямоугольного маршрута; изменение параметров прямоуголь-
ного маршрута; которое может осуществляться или введением в
БЦВМ его величин, заранее с помощью дисковых переключа-
телей пульта ПВП, или немедленным изменением его параметров с
ПВП с помощью подачи команд «Разворот», «Запрет разворота», а так-
же с ПВИ командой «Кратчайшее расстояние»; оперативное изменение
маршрута подхода; отказ от программного захода или возвращение к
программному продолжению захода на посадку; использование схемы
захода в качестве зоны ожидания.
Основные пульты ЦНВ обеспечивают автоматический или ручной
ввод исходных данных в БЦВМ как перед полетом, так и в процессе
полета, включение различных режимов работы ЦНВ, управление ин-
дикацией навигационных приборов, включение заданной схемы за-
хода на посадку и автоматическое управление предпосадочным манев-
ром и автоматический контроль исправности всех пультов. Все пульты
ЦНВ являются цифровыми приборами, которые обмениваются инфор-
мацией с БЦВМ. Обмен информацией происходит с помощью последо-
вательного 20-разрядного двоичного кода, где первые четыре разряда
используются для кодирования адреса, последующие 16 разрядов —
для кодирования информации обмена.
326
Пульт подготовки и конт-
роля (ППК) (рис. 19.24) обес-
печивает включение различ-
ных режимов предполетной
подготовки навигационного
вычислителя, автоматический
или ручной ввод программ
полета, сигнализацию про-
хождения режимов контроля
и автоматический контроль
всех пультов. Основным ор-
ганом управления этого пуль-
та является переключатель 1.
Выставив его в положение
«Ввод прогр. авт.» или
«Ручн.», возможны два режи-
ма ввода программ: автома-
тический с перфокарт или
ручной с пульта ввода и инди-
кации. При реализации пер-
вого режима нажимается руч-
ка «Вкл.» в направлении
стрелки и выдвигается рамка
«Карта», куда закладывается
перфокарта с исходными дан-
ными. Затем нажимается
Рис. 19.24. Пульт подготовки и контроля
(ППК):
/ — переключатель режимов работы НВ; 2 — таб-
ло сигнализации готовности работы БЦВМ; 3 —
табло сигнализации об отсутствии сбоев при вво-
де программ; 4 — табло сигнализации неправиль-
ного считывания исходных данных с перфокарты;
5—табло сигнализации неправильного считывания
исходных данных с перфокарты; 6 — выдвижная
рамка для размещения перфокарты; 7 — ручка
для фиксирования рамки «Карта»; 8 — кнопка-
табло для установки рамки в рабочее положение
и считывания информации; 9— табло сигнализа-
ции о готовности навигационного комплекса; 10 —
кнопка-табло для контроля исправиосги всех
пультов
кнопка-табло «Счит.», рамка
с перфокартой устанавливаются в исходное положение, и происходит
считывание ин^юрмации. Табло «Сбои» и «Готов» указывают на пра-
вильность этого считывания. Окончание автоматического ввода про-
граммы определяется по сигнализации табло «Прогр. готов» в поло-
жении переключателя «Контр. НК». При положении переключателя
«Имитация норм.» или «Ускор.» происходит проверка введенной
программы полета и функционирование некоторых навигационных
алгоритмов с нормальной и повышенной скоростью.
Пульт ввода и индикации (ПВИ) служит для индикации текущих
навигационных параметров, для ввода исходных данных в память
БЦВМ при ручном программировании или при оперативном изме-
нении маршрута полета и для реализации решений перечисленных
выше навигационных задач. На лицевой панели пульта (рис. 19.25)
расположены: цифровые индикаторы И1...И4; селектор навигацион-
ных параметров, включающий тринадцать кнопок-табло с наименова-
нием параметров; наборное поле чисел и знаков чисел; переключатель
«Работа—откл.» и кнопки-табло для включения режимов работы. Что-
бы вызвать какие-либо данные, необходимо набрать на индикаторе
И4 (9) код адреса параметра и нажать одну из кнопок-табло навига-
ционных параметров. Например, для вызова географических коорди-
327
4 5 6
1 ’ 16 15 74 13
нат ф и X какого-либо пункта маршрута, аэродрома или радиомаяка
необходимо на индикаторе И4 набрать номер пункта, а затем нажать
кнопку табло Тогда из памяти БЦВМ вызывается и высвечивается
л3
на индикаторах И2 и ИЗ текущая или запрограммированная информа-
ция о значениях этих параметров. Причем на И2 высвечивается зна-
чение параметра, стоящего над чертой, на ИЗ — значение параметра,
стоящего под чертой. Переключатель «Работа—откл.» служит для
включения различных полетных алгоритмов: счисление (кнопка-табло
«Счисл.»), параллельный маршрут (кнопка-табло «Парал. марш.»),
кратчайший маршрут (кнопка-табло «Кратч. раст.») и т. д.
Пульт взлета и посадки
(ПВП) обеспечивает автома-
тическое управление полетом
по заданной схеме захода на
посадку. На передней панели
ПВП расположены кнопки-
табло, имитирующие схему
захода ЛА на посадку. Кноп-
ки-табло «2», «3», «4» имитиру-
ют начало второго, третьего и
четвертого разворотов на схе-.
ме предпосадочного маневра,
«Тр» — траверз ДПРМ, .
«ДПРМ» — дальний привод- ,
ной радиомаяк, (рис. 19.26).
При входе в зону аэро-
дрома экипаж получает от
диспетчера параметры схемы
предпосадочного маневра и
точку входа в него, после чего
устанавливается на пульте
заданный путевой угол пере-
ключателем «Направ. ВПП»,
направление разворота пере-
ключателем «Круг» и парамет-
ры прямоугольного маршрута
предпосадочного маневра. На-
чало этого маневра происхо-
дит включением одной из ука-
занных кнопок по распоряже-
нию диспетчера. Тогда БЦВМ
вырабатывает в точке боко-
вого упреждения разворота
(БУР) сигнал «Подготовка па-
садки», по которому загора-
ются стрелки, соответствую-
Рис. 19.25. Пульт ввода и индикации
(ПВИ):
1—переключатель включения алгоритмов полета
и ввода исходных данных маршрута в полете; 2 —
кнопка-табло ввода и вызова на индикацию на-
вигационных параметров; 3—двухразрядный ин-
дикатор (И1) номера текущего ПМ; 4 — ручка
регулировки яркости индикаторов И1...И4; 5. 6 —
индикаторы параметров (И2 и ИЗ): 1, 8—кнопки-
табло стирания записанной информации на И2 и
ИЗ соответственно; 9 — двухразрядный индикатор
кодов (И4}\ 10 — кнопки набора чисел (0—9), зна-
ков чисел и признаков стран света (С, Ю, В, 3);
11 — киопка-табло ввода в БЦВМ набранных
значений параметров; 12 — кнопка-табло включе-
ния автоматической коррекции курса; 13 — кноп-
ка-табло включения режима определения попра-
вок к частиоортодромнческим координатам ЛА;
14 — кнопка-табло включения маршрута, парал-
лельного ЛЗП; /5 — кнопка-табло включения ре-
жима разворота ЛА на заданную точку маршру-
та от текущего МС; 16 — кнопка-табло для вклю-
чения н выключения режима «Счисление»
32в
1
Рис. 19.26. Пульт взлета и посадки (ПВП):
1 — кнопка-табло сигнализации подхода ЛА к точкам схемы пред-
посадочного маневра; 2 — киопка-табло сигнализации подхода ЛА
к ДПРМ; 3—табло сигнализации нахождения ЛА в районе тра-
верза ДПРМ; 4— табло сигнализации выработки признака «Под-
готовка посадки»; 5 — переключатель для задания направления
ВПП; 6 — переключатель задания правого или левого круга при
заходе на посадку; 7 — кнопка включения немедленного' разворота
ЛА на 90°; 8 — кнопка-табло сигнализации и осуществления запре-
та разворота и обеспечения продолжения полета в заданном на-
правлении; 9— переключатели для установки параметров схемы
предпосадочного маневра; 10 табло параметров предпосадочного
маневра
ЦВМ VDR ЗПН ЗАХОД
Рис. 19.27. Пульт управления
329
щие номеру разворота к ВПП. Полет происходит автоматически до чет-
вертого разворота. В точке БУР четвертого разворота БЦВМ выра-
батывает признак «Заход» и при наличии сигнала готовности радио-
технической системы посадки управление ЛА переходит к сигналам
курсового и глиссадного маяков.
Нажатием кнопок «Запр. разв.» (запрет разворота) и «Разв.» (раз-
ворот) можно оперативно изменить заданную программу захода на по-
садку по прямоугольному маршруту в зоне аэродрома. По первой
команде ЛА продолжит полет в направлении текущего участка марш-
рута. По второй команде ЛА начнет разворот на 90° по или против ча-
совой стрелки, в зависимости от положения переключателя «Круг».
Пульт управления (ПУ) предназначен для коммутации пилотаж-
но-навигационных сигналов на ПНП (прибор навигационный плано-
7J 1Z 11 10 4 8
вый). На лицевой панели ПУ
1 расположены кнопки-табло
> «ЦВМ», «VOR», «Заход» и
одно световое табло «ЗПУ»
J (рис. 19.27).
Индикатор навигационной
обстановки (ИНО) входит в
состав ЦНВ и предназначен
для индикации ЛА на карте
и определения навигацион-
5 ных углов (курса, путевого
угла, угла сноса, истинного
пеленга ориентира). Кроме
того, он позволяет оператив-
но вводить в БЦВМ коорди-
наты пунктов маршрута не-
7 посредственно с экрана инди-
катора, а также визуально
контролировать программу
Рис. 19.28. Индикатор навигационной об-
становки:
I — переключатель для замены отказавшей лам-
пы подсвета; 2 — рукоятка регулировки яркости
экрана; 3 — указатель путевого угла ПУ; 4 — ука-
затель истинного пеленга ориентира ИПО; 5 —
центральный маркер; 6 — рукоятка ручного уп-
равления перемещением и разворотом изображе-
ния карты и указателя ИПО; 7 — лампа сигнали-
зации отказа навигационного вычислителя; 8 —
переключатель для включения индикации марке-
ра; 9 — кнопка-табло для. изменения режима уп-
равления указателя ИПО; 10 — табло сигнализа-
ции режима автоматического управления; (АУ);
// — защитная крышка кнопки «Ввод»; 12— кноп-
ка-табло изменения . масштаба изображения кар-
ты; /3—табло сигнализации нахождения ЛА в зоне
аэродрома; 14 — переключатель режимов управле-
ния; 15 — рукоятка регулировки резкости; 16 —
рукоятка регулировки яркости подсвета табло н
кнопок; 17 — отсчетный индекс; 18 — шкала кур-
сов; 19 — счетчик кадров микрофильма; 20 — кноп-
ка-табло включения ориентации карты
выполнения полетного зада-
ния в режиме имитации поле-
та. В состав ИНО входят: ка-
ссета с микрофильмами, опти-
ческая система, механизм для
управления перемещением
микрофильма в продольном
и поперечном направлениях,
механизмы управления пово-
ротом изображения карты,
индекса, шкалы углов, ука-
зателей путевого угла и ис-
тинного пеленга ориентира.
ИНО является оптико-элек-
тромеханическим прибором,
330
Ряс. 19.29. Примеры ориентации изображения карты на экране ИНО:
а — по линии пути: б — на Север
на экране которого изображается проекция перемещающейся аэронави-
гационной карты местности, предварительно сфотографированной на
цветную кинопленку. Кроме того, на экране имеется изображение мар-
кера, имитирующего положения ЛА, и индикация значений навига-
ционных углов. Изображение карты на экране индикатора формирует-
ся проекционной оптической системой. Движение проекции карты, ими-
тирующее полет ЛА относительно земной поверхности, осуществляется
перемещением микрофильма в продольном направлении. Перемещение
проекции карты в поперечном направлении и поворот проекции на
какой-либо угол происходит при помощи призмы поворота оптичес-
кого изображения. На вращающемся экране индикатора нанесены
указатель путевого угла и центральный маркер. За экраном вращает-
ся стеклянный диск, на котором нанесен указатель истинного пеленга
ориентира. Относительно экрана вращаются шкала углов и индекс
(рис. 19.28).
Автоматическое управление перемещением изображения и поворо-
тами перечисленных элементов ИНО осуществляется следящими сис-
темами по сигналам от БЦВМ. В зависимости от установки ручки пере-
ключателя режимов управления ИНО может работать в следующих
режимах: «Начальная установка», «Контроль», «Маршрут», «Ручное
управление», «Справка», «Оперативный ввод» и «Аэродром».
В режиме «Начальная установка» центр индицируемого кадра сов-
мещается с центром маркера. В режиме «Контроль» происходит про-
верка точности установки центра кадра внутри центра маркера, так
как в этом режиме центр кадра индицируется в виде перекрестья. Если
перекрестье не совпадает с центром маркера, то переходят опять в ре-
жим «Начальная установка» и изображение карты перемещают до их
совпадения.
331
В режиме «Маршрут» происходит автоматическое перемещение
изображения карты, выдача навигационных параметров и индикация
места положения ЛА при наличии сигнала «Исправность НВ». При
отсутствии этого сигнала высвечивается «Отказ НВ» и движение изо-
бражения карты прекращается. Изображение карты в этом режиме
можно ориентировать двумя способами: по путевому углу и относи-
тельно Севера. Для ориентации карты первым способом необходимо
нажать кнопку-табло ориентации до загорания на ней «ПУ». Изобра-
жение карты автоматически ориентируется полиции пути (рис. 19.29).
Указатель путевого угла устанавливается вдоль вертикального диа-
метра экрана ИНО. Изображение карты и шкала курсов разворачи-
ваются так, чтобы значениеФ + УС совпадали с указателем путевого
угла. Курсовой угол Ф определяется углом между нулевой отметкой
шкалы и индексом, угол сноса УС — углом между индексом и ука-
зателем путевого угла. Для ориентации карты на север необходимо на-
жимать клавишу-табло ориентации до загорания на ней «С». Изобра-
жение карты ориентируется на север, т. е. вдоль вертикального диа-
метра экрана ИНО. Нулевое деление шкалы также совмещается с ним.
Указатель путевого угла устанавливается на угол ф 4 УС. Поло-
жение индекса на шкале определяется значением ф.
Режим «Ручное управление» используется при отказе БЦВМ или
при ручном просмотре участка карты.
Режим «Оперативный ввод» позволяет непосредственно с экрана
ИНО вводить координаты ППМ или навигационных ориентиров. Ре-
жим «Справка» позволяет экипажу индицировать специальные ин-
формационные материалы, необходимые для работы с бортовым обо-
рудованием как при подготовке в полету, так и в полете. Кроме ука-
занных режимов в ИНО имеется еще ряд вспомогательных, которые
позволяют при входе ЛА в зону аэродрома менять масштаб карты,
вручную длительно или кратковременно управлять картой и т. д.
Контрольные вопросы
1. Перечислите системы координат, используемые в навигационных систе-
мах счисления.
2. Нарисуйте функциональную схему аэрометрической системы счисления
пути. Поясните принцип действия, используя алгоритм в частноортодромичес-
кой системе координат.
3. Нарисуйте функциональную схему доплеровской системы счисления
пути. Поясните принцип действия, используя алгоритм в частноортодромичес-
кой системе координат.
4. Поясните принцип действия комбинированной воздушно-доплеровской
системы счисления пути с использованием алгоритма в частноортодромической
системе координат на примере функциональной схемы НВУ-БЗ.
5. Перечислите режимы работы индикатора навигационной обстановки в
составе цифрового навигационного вычислителя.
Глава 20
ДАТЧИКИ ЛИНЕЙНЫХ ускорении
20.1. Назначение и принцип работы
Датчики линейных ускорений предназначены для измерения ли-
нейных ускорений, возникающих при неустановившихся движениях
ЛА. Измерение линейных ускорений необходимо для решения таких
задач, как определение предельно допустимых перегрузок при манев-
рировании, улучшение характеристик управляемости в горизонталь-
ной плоскости, осуществление инерциальной навигации ЛА.
Предупреждающие сигналы при достижении ЛА предельно допус-
тимой перегрузки используются пилотом или системой автоматичес-
кого ограничения опасных режимов. Характеристики управляемости
самолетов в горизонтальной плоскости улучшаются путем введения
сигнала, пропорционального поперечному ускорению самолета, в кон-
тур управления рулем направления. Инерциальная навигация ЛА
осуществляется путем измерения составляющих ускорения в горизон-
тальной плоскости и их последующего интегрирования для определе-
ния путевой скорости и местоположения.
Для измерения линейных ускорений используют датчики, постро-
енные на инерциальном методе, который основан на измерении силы,
развиваемой инерционной массой при ее движении с ускорением.
Датчики, использующие этот принцип, называются акселерометрами.
В зависимости от способа измерения силы различают акселеро-
метры с механической и «электрической» пружинами. «Электрическая»
пружина представляет собой электромеханическое устройство, ко-
торое создает момент, компенсирующий инерционный момент, возни-
кающий под влиянием измеряемого ускорения. По характеру зависи-
мости между силой реакции подвеса и выходным сигналом различают
простые и интегрирующие акселерометры. Сигнал с простого акселе-
рометра пропорционален ускорению, а с интегрирующего — скорости
движения ЛА.
По характеру перемещения инерционной массы различают осе-
вые и маятниковые акселерометры. У осевых акселерометров инерци-
онная масса движется поступательно, у маятниковых — вращатель-
но. По способу подвеса инерционной массы различают акселерометры
с жестким, гидравлическим, аэродинамическим, магнитным и другими
подвесами.
Принцип работы акселерометров рассмотрим на примере простых
осевых и маятниковых акселерометров с механической пружиной и
жестким подвесом.
333
Рис. '20.1. Схемы акселерометров:
а — осевого; б — маятникового.
Чувствительным элементом осевого акселерометра (рис. 20.1, а)
служит инерционная масса 1, закрепленная двумя пружинами 3 в
корпусе прибора. Ось Oz является осью чувствительности. Если уско-
рение отсутствует, то масса располагается в среднем положении. При
наличии ускорения-ЛА, направленного по оси Oz, масса перемеща-
ется на некоторую величину lz до тех пор, пока сила инерции от дейст-
вия ускорения не уравновесится силой противодействия пружины.
Перемещение мдссы. пропорциональное действующему ускорению,
фиксируется в виде электрического сигнала с потенциометра 4. Для
успокоения колебаний инерционной массы в переходном режиме в
схему прибора введен демпфер 2. На ускорения по осям Ох и Оу при-
бор не реагирует,’ так как перемещение массы по этим осям ограничено
корпусом.
Чувствительным элементом маятникового акселерометра
(рис. 20.1, б) является инерционная масса 1 в маятниковом подвесе.
При отсутствии, ускорений маятник располагается в нейтральном по-
ложении, соответствующем ненапряженному положению пружин 3.
Если ЛА движется с линейным ускорением, направленным по оси
Oz, то маятник отклоняется на некоторый угол <р, при котором насту-
пает равенство сцлы инерции от действия ускорения и силы упругости
пружины. Сигнал, пропорциональный углу отклонения маятника, а
следовательно, и ускорению, снимается с потенциометра 4.
Рассмотрим уравнения движения массы, полагая при этом, что
ЛА совершает сложное пространственное движение с линейным уско-
рением j и угловой скоростью о». Проекции векторов / и со на оси
Oxyz обозначим соответственно jx, jy, jz и сох, соу, сог.
В соответствии с основным уравнением динамики для осевого аксе-
лерометра имеем:
(20.1)
i= 1
334
Учитывая малость угла ср, можно считать, что масса маятникового
акселерометра движется не по дуге окружности, а по прямой линии.
Тогда для маятникового акселрометра (так же, как и для осевого)
справедливо уравнение (10.1).
При произвольном пространственном движении ЛА правая часть
уравнения (20.1) имеет вид
7
2 + . . .+F7, (20.2)
i=l
где Fj = —klz — сила упругости пружины; F2 — ±FT — сила трения; F3 —
— —flz — демпфирующая сила; F4, Fs, Fe, Г7 — силы, обусловленные дейст-
вием линейных, угловых, поворотных и центростремительных ускорений соот-
ветственно.
Для осевого акселерометра1
F4= —/пос/2; F5 = F6 = 0; F7=-moc ((o^ + w^) lz. (20.3)
Для маятникового акселерометра
iz+iy—j— j;
' . (20.4)
F5 — I ®х; F6 — mM I ыу u>z;
Учитывая выражения (20.2) и (20.3), уравнения движения осевого
акселерометра получим в виде
у ос
L Z
f ОС
тос
т ос
тос
fepc
тос
(20.5)
Учитывая выражения (20.2) и (20.4), уравнения движения маятни-
кового акселерометра получим в виде
4-/M(ity(Oz— —/г- (20.6)
В том случае, когда у = (лх=(ду = wz — 0, акселерометры изме-
ряют только полезную составляющую линейного ускорения Z. При
этом в установившемся режиме (после окончания переходного про-
цесса) для осевого акселерометра
В маятниковом акселерометре /Zm « /<р. С учетом этого выражение
(20.7) запишется в виде ф = —
1 В последующих формулах индексы «ос» и «м» относятся соответственно к
осевому и маятниковому акселерометрам.
335
Электрический сигнал U3blx, поступающий в управляющую сис-
тему с потенциометра 4, определяется следующими выражениями:
£/вых ос — ^noc^z — для осевого акселерометра;
^выхм ’ ^пмФ — для мзятникового зкселерометрз. .
Методические погрешности акселерометров. К ним относятся:
погрешность, обусловленнзя линейными ускорениями по пере-
крестным осям.
Рзссмотрим урзвнения (20.5) и (20.6) при сох = му = со2 = 0;
Ft. = 0. В устзновившемся режиме
fftoc
(20.8)
Из уравнения видно, что ускорение fy искажает коэффициент передачи
маятникового акселерометра;
погрешность, обусловленная действием угловых ускорений. Рас-
смотрим уравнения (20.5) и (20.6) при (ож = (оу = со2 ~ jy = О, FT =
- 0.
В установившемся режиме
Таким образом, угловое ускорение wXo вызывает погрешность при
измерении ускорения Z с помощью маятникового акселерометра;
погрешности, обусловленные действием угловых скоростей. Рас-
смотрим уравнения (20.5) и (20.6) при jy = 0, Fr = 0. В установив-
шемся режиме
тос
&ос
/г0:
(/Хо + I (Оу0 (02о)
Следовательно, центростремительное ускорение со| + искажает
коэффициент передачи осевого и маятникового акселерометров. По-
воротное ускорение со^ со2 оказывает влияние только на маятниковый
акселерометр.
Инструментальные погрешности. К ним относятся следующие: ну-
левой сигнал, порог чувствительности, погрешность от нестабиль-
ности статического коэффициента передачи акселерометра, погреш-
ность, обусловленная инерционностью элементов конструкции.
336
Наличие нулевого сигнала на выходе акселерометра при / = 0 и
(о = 0 обуславливается в основном неточностью регулировки «электри-
ческого нуля» и гистерезисом пружин.
Порогом чувствительности акселерометра является минимальное
значение полезной составляющей линейного ускорения /г, которое он
может измерить. Минимальное значение ускорения jz определя-
ется силой трения. Будем полагать, что силы трения подчиняются за-
кону Кулона, т. е. пропорциональны силам давления на опоры.
В этом случае FT ос = р/Пос/i/ (для осевого акселерометра) и FTM =
= (для маятникового акселерометра). Здесь р — коэффици-
ент трения; d — диаметр оси подвеса маятника.
В соответствии с уравнениями (20.5) и (20.6) минимальное значе-
ние измеряемого ускорения /2 > Frim.
Рассмотрим соотношение выражения для определения сил тре-
ния осевого и маятникового акселерометров:
F т м d
Из этого выражения следует, что у маятникового акселерометра порог
чувствительности существенно меньше, чем у осевого.
Погрешность от нестабильности статического коэффициента пере-
дачи акселерометра определяют следующим образом. Статическое
уравнение прибора имеет вид
^вых-—/z0 ——kajzo.
(20.12)
При отклонении параметров прибора от номинальных (/гп = ka<)
+ Д£п; т = т0 + Дгп; k = /г0 + Д/г) абсолютное изменение коэффи-
циента передачи Д/га = Д/гп + р Д/п + Д/г. Следовательно,
абсолютная погрешность от нестабильности статического коэффи-
циента передачи
knm
( т kn ......
Д^вых = — д*п+~г" Ат +...........А/г Ьо -
\ к к к* ]
Погрешность, обусловленная инерционностью элементов конструк-
ции, определяется следующим образом. Рассмотрим уравнение аксе-
лерометра при
FT = 0; (Ох —— (oz = jy — 0; jz = /2о sin nt-,
.. f . k (^0. 13)
/zH--/zH---/z= —/zosinnL
mm u
337
Разделив все члены уравнения (20.13) на k/m, перепишем его следую-
щим образом:
т
Т2 lz + 2t,T lz= — — jZQ sin nt,
k v
где
Вынужденные колебания подвижной части акселерометра опреде-
ляются из выражения
/2 = /2о sin [n/4-Л («)],
(20.14)
где
________k iz°_______
ZQ~ У(1—72л2)2+4^72л2 ’
/ 2Сп
A, (n) =arctg —----------
' 1— Т2п2
Выражение (20.14) дает возможность определить динамические
погрешности акселерометра. В целях уменьшения этих погрешностей
коэффициент относительного демпфирования выбирают близким к
t, = 0,707, а собственную частоту акселерометра w0 = 1/Т не менее
чем на порядок выше максимальной частоты изменения измеряемых
ускорений.
20.2. Особенности построения
Рассмотрим примеры технической реализации датчиков линейных
ускорений, используемых на современных ЛА.
В автомате углов атаки и перегрузок типа АУАСП для определения
предельно допустимых вертикальных перегрузок при маневрировании
самолета используется датчик перегрузок (ДП). Чувствительным эле-
ментом датчика является груз, перемещающийся по направляющим
вдоль оси, перпендикулярной продольной и поперечной осям самоле-
та. Груз закреплен между двумя цилиндрическими пружинами, огра-
ниченными по длине корпусом датчика. Жесткость пружин подбира-
ется в зависимости от диапазона . измеряемых перегрузок. С грузом
соединены щетки, перемещающиеся при движении по потенциометрам,
закрепленным на корпусе датчика.
Датчик перегрузок представляет собой простой осевой акселеро-
метр с механической пружиной и жестким подвесом инерционной
массы. Момент сил инерции груза, пропорциональный величине изме-
ряемой перегрузки, перемещает груз по направляющим. При движении
груза щетки скользят по потенциометрам и с них с помощью гибких
338
токопроводов снимается сигнал,
пропорциональный действующей
перегрузке. Щетки от механиче-
ских повреждений предохраняются
регулирующими упорами, которые
определяют также диапазон пере-
мещения грузов. Упоры регули-
руются таким образом, чтобы груз
упирался в них при перегрузках,
превышающих на 10% максималь-
ные. Внутренняя полость корпуса
датчика перегрузок заполняется
маслом, что обеспечивает демпфи-
рование и уменьшение трения.
Подвод электрического питания к
потенциометру и съем сигнала со
Рис. 20J2. Датчик горизонтальных
ускорений системы САУ-1Т
щеток осуществляется через гермо-
вводы .
Датчик горизонтальных ускоре-
ний (рис. 20.2) используется в сис-
теме САУ-1Т для улучшения характеристик управляемости самолета
в горизонтальной плоскости. По принципу действия датчик является
маятниковым акселерометром с механической пружиной и жестким
подвесом инерционной массы. Он представляет собой систему двух
маятников (1 и 3), подвешенных на шарикоподшипниках и удерживае-
мых в вертикальном положении двумя парами пружин 4. Оба маятни-
ка связаны между собой зубчатым зацеплением. Такая кинематичес-
кая схема обеспечивает отклонение маятников только под действием
ускорения jz и исключает вредное влияние ускорения jy, так как дей-
ствие вертикальных ускорений взаимно уравновешивается благода-
ря зубчатому зацеплению. Сигнал, пропорциональный ускорению,
снимается с индукционного датчика 2, ротор которого закреплен на
оси верхнего маятника, а статор — в корпусе прибора. Для демпфи-
рования собственных колебаний системы к верхнему маятнику кре-
пится специальная пластина, выполненная из красной меди и поме-
щенная в зазор магнитопровода специального электромагнитна 5,
питаемого постоянным током. Датчик имеет арретирующее устройство
(на рисунке не показано).
Прецизионный маятниковый акселерометр с электрической пру-
жиной и гидравлическим подвесом инерционной массы (рис. 20.3)
нашел широкое применение в инерциальных системах. Подвижная часть
акселерометра представляет собой герметичную цилиндрическую по-
плавковую камеру 7 с закрепленными на ней роторами датчиков уг-
ла 2 и момента 6. Поплавковая камера 7 подвешена на каменных опо-
рах 1 и 5 в герметичном корпусе 4, заполненном тяжелой жидкостью.
Средняя плотность поплавка подбирается примерно равной плотности
жидкости. Поплавок находится в состоянии нейтральной плавучести,
339
так как сила тяжести поплавка уравновешивается силами гидроста-
тического давления жидкости. При этом каменные опоры 5 оказыва-
ются практически разгруженными как от сил тяжести, так и от инер-
ционных сил, возникающих при движении акселерометра (вместе с
самолетом) с ускорением. Центр масс (МЦ) поплавковой камеры аксе-
лерометра смещен относительно оси z ее вращения на величину уа,
а метацентр (на рисунке — ЦМ) поплавковой камеры (центр массы
вытесненного объема жидкости) смещен на величину уж.
Если акселерометр перемещается в горизонтальной плоскости с
ускорением Vх в направлении, перпендикулярном оси z (см. рис. 20.3),
то вокруг оси z поплавковой камеры действует инерционный момент
бп • Ож
где Gn —сила тяжести поплавка; g — ускорение свободного падения; бж —
сила тяжести жидкости, вытесненной поплавковой камерой.
В данном случае Gn = G,K = С и, следовательно,
GI .
^2ин = д ^х’ 1 = Уп— Уж,
СТ
где GI —.маятниковость поплавковой камеры акселерометра.
Под действием инерционного момента ЛТ2ин поплавковая камера
поворачивается вокруг оси z и с датчика 2 угла е поворота поплавка
на усилитель 3 поступает сигнал, пропорциональный углу е. Сигнал
Рис. 20.3. Конструктивная схема прецизионного маятникового акселеро-
метра с электрической пружиной и гидравлическим подвесом инерцион-
ной массы
340
3
20.4. Интегрирующий маят-
Рис.
никовый акселерометр с электри-
ческой пружиной и жестким под-
весом
с усилителя поступает на моментный
датчик 6, развивающий момент, про-
порциональный углу е («электриче-
ская» пружина). Таким образом, мо-
мент, развиваемый датчиком 6, урав-
новешивает инерционный момент, а с
выхода усилителя 3 снимается сиг-
нал, пропорциональный действующе-
му ускорению V х.
Схема интегрирующего маятнико-
вого акселерометра с электрической
пружиной и жестким подвесом приве-
дена на рис. 20.4. Акселерометр имеет
инерционную массу 7, потенциометр
2, токопроводящий колпачок 3, маг-
нит 4, электродвигатель 5, усилитель
6, индукционный датчик угла 7. При отклонении маятника / под
действием ускорения Vx сигнал с датчика 7 через усилитель 6 посту
пает на двигатель 5,' на оси которого жестко укреплен магнит 4. При
вращении оси двигателя под действием сигнала с индукционного дат-
чика в колпачке 3 наводятся вихревые токи, взаимодействие которых
с полем магнита вызывает вращающий момент М , приложенный к
маятнику. Вращающий момент пропорционален скорости вращения
сом магнита, т. е. Л42вр = &®м. Этот момент уравновешивает инер-
ционный момент маятника Mz = mMlVх. Следовательно, в устано-
вившемся режиме, когда VXo — const, двигатель вращается с постоян-
ной скоростью и момент Л42вр уравновешивает момент Л42ин = =
= mmlVXo. Таким образом,
t 1 f
фм — J WMq d / —
о
щм I
k
k J
о
Измерение угла поворота маятника позволяет определить скорость
перемещения ЛА, на котором установлен акселерометр.
Основными контролируемыми параметрами датчиков линейных
ускорений (при эксплуатационных проверках) являются порог чувст-
вительности и статическая характеристика. Порог чувствительности
простого акселерометра определяется по величине минимального угла
наклона платформы поворота стола КПА-5 с закрепленным на ней
датчиком, при котором имеет место изменение выходного сигнала.
Порог чувствительности рассчитывается по формуле
/min == § amin,
где g — ускорение свободного падения; ccmin— угол поворота платформы
КПА-5.
341
Статическая характеристика простого акселерометра может быть
определена путем установки датчика на центрифугу. Так как в этом
случае £/вых = —I (где соц — скорость вращения центрифуги;
/ — плечо установки датчика), то, задавая различные скорости вра-
щения (Оц и измеряя выходной сигнал £/вых, можно построить ста-
тическую характеристику.
Контрольные вопросы
1. Приведите примеры использования акселерометров в гражданской авиа-
ции.
2. Нарисуйте схему осевого акселерометра. Получите уравнения его движе-
ния.
3. Нарисуйте схему маятникового акселерометра. Получите уравнения
его движения.
4. Приведите схему интегрирующего акселерометра, поясните его принцип
действия.
5. Перечислите погрешности осевых и маятниковых акселерометров и рас-
скажите о способах их уменьшения.
Глава 21
ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
21.1. Физические принципы инерциальной навигации
Физические принципы инерциальной навигации ЛА связаны с
решением основной задачи динамики: зная действующие на ЛА
силы, а также его начальное положение и скорость, определить закон
движения ЛА, т. е. его координаты и пространственное положение
относительно выбранной системы отсчета. В инерциальной системе
координат ЛА, как и любое твердое тело, обладает шестью степенями
свободы, поэтому подобную задачу решают в два этапа: определяют
закон движения центра масс ЛА, а затем закон движения ЛА относи-
тельно центра масс.
Решение первого этапа базируется на втором законе Ньютона, ко-
торый записывается в виде уравнения
d2#1_
d/2 ~ М
(21.1)
d2/? _
где — абсолютное ускорение ЛА; R — радиус-вектор центра масс ЛА от-
носительно абсолютной системы координат неподвижного трехгранника
_ п
ОоХв Yв ZB (рис. 21.1); М —масса ЛА; ^Fi — равнодействующая всех
' i = 1
сил. приложенная к центру масс.
В общем случае равнодействующая всех сил зависит от времени,
положения ЛА и скорости его движения, т. е.
F^F(t, R, V).
Поэтому (21.1) будет иметь вид
d2 R 1 - -
------------F(t, R, V).
d /2 M ’
(21.2)
Если считать правую часть уравнения (21.2) однозначной и конеч-
ной функцией указанных аргументов, то определение закона движения
центра масс ЛА сводится к интегрированию уравнения (21.2). В ре-
зультате интегрирования получим:
* = *('. С,); | (213)
Сь С,). ।
где С], С2 — произвольные постоянные интегрирования, зависящие от началь-
ных условий Ro, Rn.
343
Рис. 21.1. Определение местоположе-
ния ЛА в геодезической системе ко-
ординат
Подставив начальные условия
в (21.3), найдем значения Сг и С2:
с, = Л„, Д,);
, - 7-Х (2к4>
^2—fz VOX’ *0’ Ro)
После замены С\ и С2 в исход-
ных уравнениях получим частное
решение (21.2), удовлетворяющее
заданным начальным условиям:
R = R(t, Ro. £0). (21.5)
Это уравнение и является зако-
ном движения ЛА под действием
заданных сил при данных началь-
ных условиях.
Решение второго этапа задачи динамики! находится на основе
кинематических уравнений Эйлера, которые определяют мгновенные
угловые скорости ЛА относительно заданной системы координат.
Согласно определениям гл. 1 эти уравнения запишутся как
= sin fl-г у;
ыу = ij- cos у cos fl -j-fl sin у;
(o2 = —ф sin у cos fl fl cos у.
(21.6)
Отсюда могут быть найдены углы поворота ЛА: ф —рыскания, fl —
тангажа и у — крена. Для определения закона движения центра масс
ЛА R (t) необходимо измерить величину и направление равнодейст-
вующих сил F (t), а для измерения ф, fl и у — величину и направле-
ние мгновенных скоростей <ох, ыу и®г.
Рассмотрим основной принцип измерения действующей силы F
на твердое тело М. с помощью так называемых опорных тел, широко
применяемых в авиации, космонавтике и т. д. Опорным телом т бу-
дем называть тело массой т, кинематически связанное с телом мас-
сой М (рис. 21.2). Если в исходном состоянии оба тела, связанные
пружиной 1, находятся в состоянии покоя или равномерного прямо-
линейного движения, то они будут представлять собой единое целое
относительно инерциальной системы координат и пружина не дефор-
Рис. 121.2. Измерение силы /• с
помощью опорного тела т
344
мируется. Как только сила F подействует на тело массой М, то соглас-
но второму закону Ньютона оно начнет двигаться с ускорением
aM = FfM.
В начальный момент времени тело т, сохраняя состояние покоя или
равномерного и прямолинейного движения, будет отставать от тела
массой М и растянет пружину 1. В результате ее растяжения возник-
нет сила упругости
Тир — CF
где I — длина растяжения пружины; с — коэффициент упругости.
Сила Fдр будет приложена с одной стороны к телу массой т, с
другой стороны — массой М, вследствие чего тело т будет двигаться
с ускорением
Fnp (/)
ат — 1
т
а тело М — с ускорением
F-Fnp(0
При максимальном растяжении пружины, когда сила инерции
Fnp тела массой tn скомпенсируется, т. е. при I = const, тела М и
т будут двигаться с одинаковым ускорением, т. е. ам — ат. Тогда
можно записать равенство
F—Fnp Fnp
М т
Откуда
г, М-~т _ М-\-т
г ~ г пр = cl.
т т
(21.7)
На основании (21.7) сформулируем принцип динамического подо-
бия: динамика движения опорного тела под действием сил реакции
связей с объектом подобна динамике самого объекта под действием
внешних активных сил.
Если под телом М понимать ЛА, а под т — подвижную часть
акселерометра, находящегося на ЛА, то этот принцип дает возмож-
ность по деформации пружины I определять активную силу F, дейст-
вующую на ЛА, и решать уравнение (21.2). Но движение ЛА происхо-
дит в гравитационном поле Земли. Поэтому кроме результирующей
активных сил F на ЛА и акселерометр постоянно действует сила тя-
готения Земли б3. Тогда уравнение (21.2) будет иметь вид
(M + m)/? = F-J-G3, (21.8)
где R — кажущееся ускорение ЛА.
345
После деления левой и правой частей уравнения (21.8) на М +
+ пг его можно переписать:
= _(21.9)
Следовательно, акселерометр измеряет кажущееся ускорение R, рав-
ное алгебраической сумме абсолютного ускорения R и ускорения силы
тяготения Земли g. Последнее слагаемое создает погрешности в опре-
делении закона движения ЛА R (/). Для устранения влйяния Сз на
результат решения уравнения (21.8) и соответственно для исключения
составляющей g из результатов измерения акселерометра применяют
два метода. Первый метод базируется на использовании специальных
конструкций, второй — на аналитических расчетах.
Реализация первого метода следует из принципа действия акселе-
рометра — измерять ускорения только тех сил или их составляющих,
величина проекций которых на ось чувствительности акселерометра
не равна нулю.
Поэтому устранение действия G3 осуществляется установкой аксе-
лерометра на борту ЛА так, чтобы его ось чувствительности была по-
стоянно перпендикулярна направлению G3. Это условие обеспечи-
вается размещением акселерометра на гиростабилизированной плат-
форме, которая во время полета находится постоянно в плоскости го-
ризонта. При реализации второго метода акселерометр устанавлива-
ется непосредственно на корпус ЛА и определяет кажущееся ускоре-
ние /?!. На основе дополнительной информации, получаемой от дру-
гих акселерометров и гироскопических приборов, составляющая ус-
корения от G3 вычисляется аналитически и компенсируется в алго-
ритме решения уравнения (21.8) с помощью вычислительных устройств.
21.2. Принципы действия и основные структурные
схемы ИНС
Инерциальные навигационные системы (ИНС) — системы, пред-
назначенные для определения параметров движения ЛА в заданной
системе отсчета с помощью реализации принципов инерциальной нави-
гации. Основные преимущества ИНС — автономность, универсаль-
ность, помехоустойчивость, высокая информативность, точность. Эти
качества позволяют говорить об ИНС как наиболее перспективной на-
вигационной системе.
Рассмотрим принципы действия ИНС, работающих на основе сфор-
мулированных ранее методов. Первый метод устранения действия силы
тяготения Земли G3 реализуется в платформенных ИНС, второй —
в бесплатформенных ИНС. При построении одного из вариантов плат-
форменной ИНС ее основные чувствительные элементы — акселеро-
метры устанавливают с высокой точностью в плоскости горизонта и
346
стабилизируют их во время полета. Ранее рассмотренные гироверти-
кали, например типа ЦГВ с маятниковой коррекцией, для решения
этой задачи не годятся, так как они не обладают необходимой точ-
ностью построения и выдерживания вертикали места хотя бы потому,
что их коррекция зависит от наличия ускорений.
Принцип действия платформенной ИЦС проиллюстрируем на про-
стейшей модели плоского движения ЛА относительно невращающейся
Земли (рис. 21.3). Пусть ЛА движется по дуге большого круга в плос-
кости меридиана на север и имеет одну степень вращения по углу
тангажа ft. Высоту полета не учитываем, так как она значительно
меньше радиуса Земли На ЛА устанавливается одноосная гиро-
платформа, стабилизируемая с помощью гироскопа Г, датчика угла
Ду. двигателя М и датчика моментов Дм, С платформой связана сис-
тема координат OXYZ так, что ось ОХ направлена на север, ось 0Z,
являющаяся осью стабилизации и перпендикулярная плоскости ри-
сунка, — на восток, ось 0Y >— по вертикали места. Исходное состоя-
ние ротора гироскопа с вектором кинетического момента Н и платфор-
мы строго горизонтально и при отсутствии сигнала на датчике мо-
ментов оно не меняется. Размещенный на гироплатформе акселеро-
метр А. измерительная ось которого совмещена с осью платформы
ОХ, в начальный момент выставлен также в плоскости горизонта.
Поэтому ускорение, измеренное им в этот момент, равно абсолютному
ускорению ах, определяемому силами F. В общем случае, как это бы-
ло показано выше, акселерометр измеряет проекцию кажущегося уско-
рения на ось ОХ:
внх — ах ~\~gx(21.10)
где ах — проекция абсолютного ускорения на OX: gx — проекция ускорения
g на ОХ.
347
Если сигнал акселерометра проинтегрируем, то получим скорость
ЛА в направлении оси 0Х\
t
Vx = j* акх d Vo- (21.11)
о
где Уо — начальная скорость при t = 0.
При движении ЛА по дуге большого круга со скоростью Vx верти-
каль места будет перемещаться с угловой скоростью ср = Vx/R. Если
сигнал после первого интегратора умножить на 1/7? и подать на
датчик моментов, то ротор гироскопа будет прецессировать со ско-
м vx
ростью wz = -ту и с помощью цепочки «датчик» угла — усили-
Л г\
тель—-двигатель» заставляет разворачиваться гироплатформу со ско-
ростью перемещения вертикали места. Следовательно, при рассмот-
ренной коррекции гироплатформа будет сохранять свое выставленное
ранее горизонтальное положение и реализовывать первый метод ком-
пенсации G3. Этот принцип коррекции горизонтального положения
гироплатформы, впервые предложенный Л. М. Кофманом и Е. Б. Ле-
венталем в 1932 г., называется принципом интегральной коррекции.
На выходе вторых интеграторов формируются значение о пройден-
ном пути с учетом начального расстояния 50
t
sx = J Vx(/)d/ + S0 (21.12)
b
* V(t)
и приращение широты Аср fdt С датчика угла платформы Ду
о А‘
снимается сигнал, пропорциональный углу тангажа 'О'.
В результате неточности начальной выставки платформы и вслед-
ствие действия моментов сил трения положения платформы и акселе-
рометра будут отличаться от плоскости горизонта на малый угол АО.
На выходе акселерометра будет сигнал, пропорциональный проекции
кажущегося ускорения на ось чувствительности акселерометра:
акх~ах cos ДО—g sin ДО. (21.13)
С учетом малости АО перепишем выражение (21.13):
акх = ах-§Д0. (21.14)
На выходе первого интегратора формируется сигнал
t
VKX=^aKxdt, (21.15)
о
348
который после умножения на 1/7? поступает на датчик моментов. По-
следний развивает момент
k Г
Мд=— (ax-gM)dr (21.16)
о
и вызывает прецессию гироскопа со скоростью
t
k\(ax-G ДФ)(И t
' Мд о If
=----------------- = — (ax—g&ft)dt, (21.17)
п п R J
О
где k — коэффициент пропорциональности.
t
У d
Поскольку (02 = <►' =_®__a ft' = j (Oz dt, то дважды продиф-
R о
ференцировав последнюю зависимость, найдем:
откуда
(21.18)
В свою очередь,
дф = #_(21.19)
а
aKX=$R. (21.20)
После подстановки (21.18)—(21.20) в (21.14) получим дифферен-
циальное уравнение
ДЙ4- — Д$ = 0. (21.21)
R
Это уравнение гармонического колебания ЛФ с периодом Т = 2л X
X Vng = 84,4 мин, называемым периодом Шулера.
Рассмотренные выше зависимости показывают, что платформа,
имеющая при t — 0 ДФ = 0 и Aft — 0, будет сохранять во время по-
лета свое горизонтальное положение без ошибок независимо от зна-
чений действующих ускорений. Если при t = 0 в выставке платформы
имеются ошибки Д'О'о и Д'&о, то согласно выражению (21.21) платформа
будет совершать гармонические колебания с указанным периодом не-
зависимо от ускорения ЛА. Для построения пространственной верти-
кали необходимо установить на платформу еще один акселерометр,
ось чувствительности которого направлена вдоль оси OZ, и реализо-
вать аналогичную схему стабилизации вокруг оси ОХ.
349
Рассмотрим структурную схему бесплатформенной ИНС, в кото-
рой компенсация действия G3 на измерения акселерометров осуществ-
ляется аналитически на той же модели полета ЛА (рис. 21.4). Чувстви-
тельные элементы ИНС — акселерометры А1 и А2, а также трехсте-
пенной гироскоп Г установлены непосредственно на корпусе ЛА.
Датчик угла Ду гироскопа измеряет углы поворота ротора <р относи-
тельно корпуса ЛА. Акселерометры своими осями чувствительности
расположены вдоль взаимно перпендикулярных осей ЛА: А1— вдоль
строительной оси ЛА, А2 — в плоскости симметрии перпендикулярно
ей. При перемещении ЛА из точки ф0, в которой все координаты поло-
жения ЛА были известны, в точку ф/ сигналы с акселерометров, про-
порциональные кажущимся ускорениям акх и ану, подаются в пре-
образователь координат ПК, где на основе поступающего текущего
угла ф< вычисляется горизонтальная составляющая axt. Вычислитель-
ная цепочка приращения Аф организуется, как и в предыдущей схе-
ме, с помощью двух интеграторов. Угол широты ф< получается на вы-
ходе сумматора как разность значений угла ф0 4- Аф, полученного с
датчика угла гироскопа и приращения Аф, определенного после дву-
кратного интегрирования сигнала преобразователя координат.
Рассмотренные ИНС существенно различаются по условиям ра-
боты чувствительных элементов — гироскопов и акселерометров, по
степени сложности конструкций, по объему и быстродействию вы-
числителей. Если в первой ИНС чувствительные элементы работают
в благоприятных условиях стабилизированной платформы, то во
втором — в условиях постоянных высокочастотных вибраций и воз-
мущений, действующих на корпус ЛА. Естественно, что к чувствитель-
ным элементам, применяемым в бесплатформенной ИНС, требования
должны быть выше. Для первой ИНС характерна сложная механичес-
кая конструкция стабилизированной платформы, которая во второй
ИНС отсутствует, за счет чего резко снижаются ее габаритные размеры,
масса и энергопотребление. Но за счет необходимости преобразования
350
координат и решения системы нелинейных дифференциальных урав-
нений в бесплатформенной ИНС сложность и объем вычислений значи-
тельно выше, чем в первой ИНС, где основные вычисления заключают-
ся в интегрировании полученных значений с датчиков. Таким обра-
зом, каждая из рассмотренных ИНС имеет свои преимущества и недо-
статки, определившие создание промежуточных вариантов ИНС.
21.3. Классификация ИНС
Из рассмотрения принципов действия платформенной и бесплатфор-
менной ИНС следует, что решение задач навигации происходит на ос-
нове определения взаимного углового расположения трехгранника
OqXbYbZb, направление осей которого совпадает с направлениями
осей выбранной инерциальной системы координат, и трехгранника
OXYZ, связанного с гироплатформой, а также на основе информации,
получаемой от акселерометров, оси чувствительности которых парал-
лельны осям трехгранника OXYZ. В зависимости от способов получе-
ния этой информации ИНС делят на три типа: геометрические, полу-
аналитические и аналитические. В ИНС геометрического типа (ГТ)
трехгранники OXbYbZb и OXYZ, стабилизированные относительно
вертикали места, полностью моделируются на борту ЛА (рис. 21.5).
Платформа П1, на которой установлен гироскоп Г с датчиком
угла Ду1, может вращаться относительно оси 0Z, перпендикулярной
плоскости рисунка, с помощью двигателя Ml, управляемого сигнала-
ми от вычислительного устройства ВУ. Платформа П1 и акселерометр А
установлены на платформе П2, контур стабилизации которой относи-
351
тельно вертикали места состоит из Ду1, усилителя У, двигателя М2.
На выходе ВУ вырабатывается значение А<р, которое определяется
платформой П1 с помощью двигателя Ml и Ду1. В ИНС полуаналити-
ческого типа (ПА) (см. рис. 21.5) физически моделируется только трех-
гранник OXYZ, a OXbYbZb строится аналитически с помощью ВУ.
Основные зависимости для построения этого трехгранника будут рас-
смотрены в следующем разделе.
В ИНС аналитического типа (АТ) оба трехгранника строятся ана-
литически с помощью ВУ. Эти ИНС могут иметь платформу, на кото-
рой устанавливаются гироскоп и акселерометры, а могут ее и не иметь,
как ИНС, рассмотренная в предыдущем разделе (см. рис. 21.4). Если
ИНС АТ имеет платформу, то ее выставляют в месте старта в плоско-
сти горизонта и во время полета постоянно стабилизируют в этом
положении, чем облегчают работу ВУ этой ИНС, упрощая алгоритм
работы и получение некоторых параметров за счет физического моде-
•лирования вертикали старта и ее запоминания.
21.4. Алгоритмы работы ИНС
Построение алгоритмов работы ИНС начинается с выбора системы
координат, в которых решаются навигационные задачи. Этот выбор
зависит от метода навигации, класса задач и кинематики движения
ЛА.
К системе координат при решении навигационных задач предъявля-
ют ряд требований:
возможность определения положения ЛА относительно Земли,
опорных пунктов маршрута, мест расположений радиомаяков и т. д.;
решение задач управления на всех этапах полета;
решение задач навигации с заданной точностью наиболее просты-
ми и однообразными методами;
максимальная точность работы всех навигационных датчиков;
удобство и наглядность индикации вычисленных координат и па-
раметров полета.
Анализ требований показывает их противоречивость. Следователь-
но, применение единой системы координат для решения задач нави-
гации для всех ЛА невозможно. Поэтому для конкретного типа ИНС
выбирают такую систему координат, которая бы в полной мере отве-
чала перечисленным выше требованиям применительно к решению
задач навигации для каждого определенного вида ЛА. Так как нави-
гационные задачи решаются вблизи поверхности Земли, то большое
значение для их решения имеет знание конфигурации Земли.
Для решения навигационных задач, как правило. Землю принима-
ют за эллипсоид вращения с полуосями а и Ь, соответствующими пара-
метрам эллипсоида Красовского: а — 6 378 243 м; b = 6 356 863 м.
Рассмотрим решение задачи навигации с помощью ИНС ПА в гео-
графической системе координат при полете ЛА в горизонтальной плос-
352
кости с постоянной путевой скоростью Vn и с заданным углом курса
ф (см. рис. 17.3). Центр масс ЛА расположен в точке О0, определяемой
широтой места <р и долготой X. Заданная система отсчета OoXoVoZo,
т. е. ортогональный трехгранник с вершиной, совмещенной с центром
масс ЛА точкой О, в инерциальной навигации называют географи-
ческим. С ЛА связан трехгранник ОХЯУ^Л. Для построения алго-
ритмов ИНС необходимо найти проекции абсолютной угловой ско-
рости вращения трехгранника O0XoYoZ0 на его оси и проекции абсо-
лютного линейного ускорения его вершины.
Так как ЛА перемещается с путевой скоростью Vn, то ее проекции
на оси географического трехгранника определяются как
^n^^nCOSip; Vn£=Vnsin^; VnH = 0. (21.22)
Абсолютная угловая скорость трехгранника складывается из пере-
носной скорости вращения Земли вокруг своей оси и относительной
скорости перемещения ЛА с Vn. Проекции абсолютной угловой ско-
рости трехгранника на его оси:
<йх0=(Й3+X) costp;
“г/о==(йз+ ty sin<H
“z0 = — Ф •
(21'23)
Скорость изменения широты ЛА, отсчитываемая по меридиональ-
ному эллипсу с радиусом кривизны /?2,
где для эллипса Красовского
R2 — a (1 —e2)/"l/(l —e2sin2q>)3;
e2=(a2—b*)/a?. (21.25)
Скорость изменения долготы, определяемая по параллели,
Ь=Упе/(Я1С05Ф).
(21.26)
где
/?! —«/"[/I —е2 sin2 ф. (21.27)
Подставив (21.24) и (21.26) в (21.23), получим:
0Jx0— Ц3 cos ф+
“Уи =' fi3 sin Ф + VnE Ф//?ь
(21.28)
WZ0 — ^2-
12 Зак. 1543
353
Проекции абсолютного линейного ускорения точки О0 на оси
трехгранника O0X0YqZ0 определяются в виде зависимостей
а*о~ Vx0 + ^zo(o!/o““l/ycwzo;
аУ0 ~ + Vx0®z0 — vz0 •
az0 = V’zo + Vy0 ®x0 — Vx0 *)y0,
(21.29)
где VX()—УПд,; VyQ—0; VZq—КП£+й3/?г cos ф.
В географическом трехграннике акселерометры ИНС расположим
так, чтобы их оси чувствительности были направлены вдоль осей ука-
занного трехгранника. Учитывая, что акселерометры измеряют раз-
ность абсолютного ускорения и ускорения свободного падения, пос-
ле подстановки зависимостей (21.24) и (21.26) в (21.29) получаем вы-
ражения для составляющих кажущегося ускорения:
ах0 = ^ + 2КпЕ ^3 sin<p+ VnE Ф/Я1+ Й3 Rl Sin ф cos<p—
аУ<Г=~ VnN/R2 — VnElRl —2VnE fi3 cos ф + Q3^1 cos2 Ф — Sy0\
(21.30)
az0 = ^0— Vr.E Q3 sin Ф (1 —^1/^2) - V1£ fg Ф/^1 — ^0
где gx^ g gZn—составляющие ускорения силы свободного падения; й3/?хХ
Xsin (jp cos ф, Q3 cos2 ф — составляющие центростремительного ускорения из-за
вращения Земли; 2Кп£ fi3 sin ф+ V2£ tg ф//?ь -- V*N/R2 — V*e/Ri — 2 Кп£ Й3 X
X cos ф; УП£Й381пф(1 — Ri/R2) — VnN VnE tgq//?i—составляющие ускорения
силы Кориолиса.
Вследствие того, что географический трехгранник расположен от-
носительно направления силы тяжести строго определенно, будем
считать, что
~^хо + ^з#! sin ФС05Ф = °; — ^о+Ч^с^ф —g; gzo = 0. (21.31)
Составляющая в (21.30)
V пЕ sin Ф (1 Ь Ri/R2) —- 2 ^п£-йз sin Ф (21 -32)
с погрешностью не более 10~7g.
С учетом выражений (21.31) и (21.32) система (21.30) может быть
’ упрощена:
их0 = Кпд/ -I- 2 VnF Й3 si пф V2£ tg ф/
“у0 - - ^/^2- ^£/^1-2 t'nf ф h g; (21 • 33)
azo= ^0—2 ^п£ Q3 Sin Ф- VnN ИПЕ tg Ф/Я1-
Зависимости (21.33) определяют ускоренна, измеряемые акселеромет-
рами ИНС, если она моделирует географический трехгранник
O0X0Y0Z0. Принцип работы ИНС, которая следит за вертикалью мес-
та или моделирует географический трехгранник, был описан ранее.
354
Трехгранник OXYZ платформенной ИНС (см. рис. 21.3) моделирует
трехгранник O0X0YoZ0. Сигналы с выхода акселерометров пропорцио-
нальны проекциям кажущихся ускорений ЛА на оси OX, OY и OZ,
т. е. ах = аХо; ау = аУо; az = aZo, где аХе, ауо, и а20 определяются за-
висимостями (21.33). Для получения скорости полета ЛА относитель-
но Земли необходимо, чтобы на первые интеграторы поступали только
относительные ускорения. Следовательно, ускорения силы Кориолиса
должны быть скомпенсированы. Составляющие компенсации согласно
(21.30):
Як х0=—2 VnE Q3 sin ф — V*E tgф//?1;
^п£й3 cos Ф’»
акг0 = 2Уп£ VnE tgcp//?!.
(21.34)
С учетом начальных скоростей Vniv (0), Vn£ (0) и Ун (0), проинте-
грировав относительные ускорения, на выходе интеграторов получают:
t
VnN — VnN (°) + § flx0 d t\
о
t
^H = (0) + § аУо d
о
t
VnE~ VnE (°) +J % d t.
0
(21.35)
На основе вторичного интегрирования вычисляют координаты ЛА
с учетом их начальных значений ф0 и А,о:
t V
/. *пЛ'
Ф = Фо4-\—Г- d/;
о
t
X = Ji0 + ^
о
^п£
-------- d г,
Ricos ф
(21.36)
где Ri и R2 определяются зависимостями (21.25) и (21.27), которые
упрощают, разложив их в ряд:
Ri = a (1 +0,5 е2 sin2 ф); R2 = a(\—е2 + 1,5 е2 sin2 ф). (21.37)
Чтобы гироплатформа ИНС следила за вращениями географичес-
кого трехгранника, на ее датчики моментов необходимо подавать уп-
равляющие воздействия, пропорциональные угловым скоростям вра-
щения географического трехгранника (21.23) или (21.28):
«х — Ых0 = йз cos ф + VnE/Ri = (Q3 + Ji) cos ф;
<°y = <Pir0 = Q3 sin Ф + Vn£ tg tp/Ri = (Й3 + X) sin ф;
G>3 = VniyS = —Ф’
(21.38)
12*
355
Рис. 21.6. Структурная схема платформенной ИНС ПА с географической
ориентацией осей
Угол курса вычисляется так:
Ф = arcsin
(21.39)
Угол наклона траектории
0 = arcs in
(21.40)
Выражения (21.34)—(21.40) составляют алгоритм работы плат-
форменной ИНС с географической ориентацией ее осей, который оп-
ределяет работу вычислительного устройства. Реализация этого ал-
горитма показана в виде структурной схемы (рис. 21.6).
Гироплатформа ИНС изображена в виде трехгранника OXYZ,
вдоль осей которого расположены чувствительные оси акселеромет-
ров. Для слежения этого трехгранника за географическим трехгран-
ником O0X0YoZ0 сигналы, пропорциональные угловым скоростям <оХв,
<Dj,e и <огв, подаются на соответствующие датчики моментов Дм. Углы
ф, 0 и у снимаются непосредственно с датчиков углов ИНС. Координа-
ты ЛА ф и Z, а также составляющие путевой скорости Vn.v и Упе оп-
ределяются в вычислительном устройстве.
356
21.5. Инерциальная система И-11
Инерциальная система И-11, применяемая на самолете Ил-62,
является полуаналитической ИНС со свободной в азимуте ориента-
цией осей. Эта система автономная и позволяет решать задачи самоле-
товождения.
Инерциальная система И-ll обеспечивает:
автономное или совместно с системой автоматического управления
выполнение полета по маршруту в соответствии с программой, вве-
денной в нее перед полетом или в полете (программируется до девяти
участков маршрута);
непрерывное автоматическое вычисление и индикацию текущего
места ЛА в географической (ср, X) и ортодромической (<р0, Ао) систе-
мах координат;
формирование и индикацию заданного путевого угла (ЗПУ) и бо-
кового уклонения AZ от заданного направления маршрута;
формирование и индикацию путевой скорости Уп и угла сноса
(УС);
определение и индикацию времени полета Т и оставшегося рас-
стояния Soc до очерёдного промежуточного пункта маршрута (ППМ);
определение и индикацию путевого угла (ПУ) и истинного кур-
са ф;
вычисление и индикацию направления 6В и скорости (I/) ветра;
ручную коррекцию частноортодромических координат места ЛА;
индикацию географических координат и номеров ППМ, введенных
в систему, индикацию показателя готовности системы к работе, сигна-
лов компенсации уходов гироскопов и составляющих путевой ско-
рости и VnE в цифровой форме.
Входными сигналам^ И-11 являются истинная воздушная скорость
V и абсолютная высота //абс, выдаваемые СВС.
В И-11 входят (рис. 21.7) гироскопическая платформа ПГ-1В-11,
блок электроники БЭ-3, блок автоматики БА-20, блок специализиро-
ванного питания БСП-5, Ьульт управления ПУ-36, цифровой вычис-
лительный комплекс ЦБК и аккумуляторная рама Р-3.
В свою очередь, ЦВК состоит из устройства ввода индикации
У ВИ, аналого-цифрового блока связи АЦБС и специализированного
вычислительного устройства СВУ.
В кабине экипажа размещены: ПУ-36, УВИ, переключатель «Уп-
равление от И-11», кнопка «Сброс отказа И-11», светосигнальное
табло «Управя, от И-11».
Погрешность определения текущих географических координат <р
и X за 7 ч работы системы И-11 составляют: по боковому отклонению
37 км, по дальности 46 км. Время готовности системы при температу-
ре окружающей среды +20 °C не более 35 мин.
Основные блоки системы. Гироскопическая платформа ПГ-1В-11
обеспечивает положение осей чувствительности акселерометра в за-
данных направлениях относительно Земли и формирует с помощью
357
акселерометров для ЦВК сигналы ах, ау и az, пропорциональные уско-
рениям, действующим на платформу, выдает данные об угловых по-
ложениях ЛА в виде сигналов с датчиков углов Дух, Дуу, Дуг на блок
БЭ-3 и в режиме «Курсовертикаль» вырабатывает сигналы тангажа
О и крена у ЛА.
Блок электроники БЭ-3 осуществляет усиление сигналов с датчи-
ков углов Дух, Дуу и Ду2 в каналах стабилизации по курсу, тангажу
и крену и выдачу управляющих сигналов на двигатели стабилизации
ф, Твн и Тиар, а также арретирование и термостабилизацию гиро-
скопов, платформы и собственно блока электроники.
Блок автоматики БА-20 интегрирует сигналы акселерометров
ах, ау и и преобразует их в импульсы Qx, Qy и Qz, воспринимаемые
ЦБК, преобразует управляющие сигналы ЦБК и выдает на датчики
моментов гироскопов сигналы, пропорциональные угловым скорос-
тям (ох, (ду и <oz, а также обеспечивает прохождение режимов «Вы-
Рис. 21.7. Структурная схема инерциальной системы И-11
358
ставка», «Навигация», «Курсовертикаль» и встроенный контроль ис-
правности гироплатформы.
Цифровой вычислительный комплекс ЦВК на основе информации,
получаемой в различных датчиков, на основе жесткой программы вы-
числений обеспечивает предполетную подготовку и работу системы
И-11, решение задач самолетовождения с высокой точностью и конт-
роль работы системы.
Аналого-цифровой блок связи АЦБС обеспечивает преобразова-
ние исходных данных, поступающих с блока У ВИ и аналоговых дат-
чиков системы, в код и выдает их для последующих вычислений в
блок СВУ, преобразование кодовой информации с выхода СВУ в ана-
логовые сигналы и для ее индицирования на УВИ.
Специализированное вычислительное устройство СВУ на основа-
нии исходных данных и жесткой программы непосредственно решает
задачи самолетовождения и обеспечивает работы системы И-11.
Устройство ввода и индикации УВИ позволяет набирать и вводить
исходные данные и индицирует навигационные параметры.
Пульт управления ПУ-36 обеспечивает включение системы, управ-
ление режимами работы и методами выставки платформы и также да-
ет возможность определить состояние системы.
Блок специализированного питания БСП-3 вырабатывает специа-
лизированное питание, необходимое для обеспечения работоспособ-
ности системы.
Аккумуляторная рама Р-3 является аккумуляторной батареей,
которая обеспечивает непрерывность питания И-11 постоянным то-
ком напряжением 27 В и исключает снижение питающего напряже-
ния ниже 4 27 В. Время работы системы аккумулятора не более 1 мин.
Основой И-11 является пространственная гиростабилизированная
четырехрамочная платформа ПГ-1В-11. Основным достоинством та-
кой схемы являются: большие углы прокачки платформы и рам, ком-
пактность и жесткость самой платформы. Платформа установлена на
ЛА так, как показано на рис. 21.8. Наружная рама /, ось 0Y которой
ориентирована вдоль строительной оси ЛА, называется рамой наруж-
ного крена. Рама 2, ось вращения ОХ которой перпендикулярна оси
0Y, называется тангажной. Следующая рама 3 — внутреннего кре-
на. Рама 4, ось OZ вращения которой перпендикулярна осям ОХ и
OY, — рама курса. На платформе /7, связанной с рамой курса, разме-
щены два трехстепенных астатических гироскопа Г1 и Г2 типа ГПА-20
и три акселерометра Ах, Av, Az типа ДА-1. В качестве датчиков уг-
ловых отклонений ЛА относительно положения платформы исполь-
зуются синусно-косинусные трансформаторы СКТ ф, СКТ 6- и СКТ у
с двухступенчатым отсчетом углов (грубый и точный)1.
Акселерометры установлены так, чтобы их оси чувствительности
были взаимно перпендикулярны и образовали трехгранник OXYZ.
Акселерометры Ах и Ау выдают информацию для решения навигаци-
1 На рис. 21.8 СКТ с точным отсчетом углов обозначен звездочкой.
359
онных задач, Az служит для выдачи сигналов, пропорциональных вер-
тикальному ускорению. Ось кинетического момента Н2 гироскопа Г2
(восточного) ориентирована на оси ОХ, ось кинетического момента
Нх гироскопа Г1 (северного) ориентирована по оси OY. Гироскоп Г1
прецессирует относительно осей ОХ и 0Z, а Г2 — относительно осей
OY и 0Z.
Стабилизация рам карданова подвеса осуществляется с помощью
следящих систем. На осях рамок гироскопов установлены датчики
моментов Дм. При подаче на них сигналов, формируемых ЦБК, об-
разуются управляющие моменты Л4упр, приложенные к гироскопам
по определенным осям. Под их действием гироскопы прецессируют и
выдают сигнал с индукционных датчиков угла Ду через усилители
стабилизации платформы УСП на двигатели отработки.
Под их действием платформа отслеживает направление векторов
кинетических моментов Нх и Ну гироскопов. Стабилизация платформы
в пространстве осуществляется раздельно по каждой оси ее карданова
подвеса.
При эволюциях ЛА оси О и увн меняют свое положение в простран-
стве и поэтому между датчиками угла Дух, Дуу и следящими система-
ми увн и Ф имеется преобразователь координат ПК ф, связанный с
осьюф и распределяющий сигналы в зависимости от значения углаф.
Таким образом, гиростабилизированная платформа ориентирует
оси чувствительности акселерометров в горизонтальной системе коор-
динат OXYZ со свободной в азимуте ориентацией осей. Особенность
такой системы состоит в том, что проекции угловой скорости трехгран-
ника OXYZ на ось 0Z, совпадающей с осью 0Zr, географической сис-
360
Рис. 21.9. Канал арре-
тирования инерциаль-
ной системы И-11
темой координат, равны нулю, т. е. оси ОХ и 0Y платформы не вра-
щаются вокруг оси 0Z относительно инерциального пространства.
Применение этой системы координат позволяет избавиться от основ-
ного недостатка ИНС с географической системой координат — резкого
увеличения ошибок при полетах ЛА в высоких широтах, когда состав-
ляющие ускорений, пропорциональные tgcp, быстро нарастают. Рас-
сматриваемая платформа имеет еще одну особенность. Физическое мо-
делирование осей трехгранника OXYZ осуществляется гироскопами
Г1 и Г2, поэтому оси их кинетических моментов должны быть строго
перпендикулярны. Для этого применяют канал арретирования, пред-
ставленный на рис. 21.9. На вход усилителя арретирования Уар с
датчика ДуХ2 подается сигнал рассогласования между азимутальной
осью гироскопа Г2 и азимутальной осью платформы. С выхода усили-
теля сигнал поступает на ДмыХ2 и заставляет гироскоп Г2 прецессиро-
вать в азимуте до тех пор, пока не будет обеспечена перпендикуляр-
ность кинетических моментов. Гироскоп ГПА-20 является поплавко-
вым астатическим гироскопом с трехфазным синхронным гистерезис-
ным гиромотором ГСМ-1Б. Акселерометр ДА-1 относится к чувстви-
тельным элементам маятникового поплавкового компенсационного
типа, принцип действия которого основан на измерении инерционного
момента с помощью электрической пружины (см; рис. 20.3).
Функциональная связь блоков, входящих в состав ЦВК, представ-
лена на рис. 21.10. После подачи питания и команды с ПУ-36, опре-
деляющей подрежим подготовки системы к полету в режиме «Выставка»,
нажатием соответствующих кнопок наборного поля У ВИ вводятся
исходные параметры и координаты. Вместе с этим в ЦВК поступают
сигналы, пропорциональные приращению скорости и гироскопичес-
кому курсу. На основании полученной информации ЦВК. вычисляет
и выдает управляющие сигналы и команды, которые обеспечивают
функционирование И-11. По мере готовности системы на У ВИ инди-
цируется показатель готовности и выдается команда «Готовность».
В режиме «Навигация» ЦВК вычисляет и выдает навигационные па-
раметры, индицируемые на УВИ, и сигналы, обеспечивающие функ-
ционирование системы. В наземном режиме «Контроль системы» ЦВК
вычисляет расчетные координаты и сравнивает их с фактическими,
выдавая в случае необходимости команду «Неисправность». СВУ яв-
ляется цифровым вычислителем с жесткой программой с двоичной сис-
темой кодирования чисел и команд.
361
фо, Ао, Vo
Д5*лг
наборное поле
rFTF
Индикаторы
Авт.'
ППМ" \
'Ж
/
ЧЯУ
Щ
7
'8Вод~
+7f7
б
У
Устрой-
ство
ввода
-> Vo Vi Vo A5
"г6
V Vi ИК 45 5 S <J
Выст.
НаВие
Изи.
маршр.
Ост. ь
инд. *л
t Внимание
Преоб- —г————
розова- ~^AsXj nrtygAZ
тель
Л Xi
Vc till УС ПУТ d*
JS
А5/Л1 5/1
lv£Y»-*Myc
пм^в/г
<р/Л v/&
Устройство
обмена
N ППМ
УВИ
блок
пита-
ния
\l20B
MJS
Ъ+5В
$-В.ЗВ
Режим работы
'Ъежим ВыстаВ,
^Продление
^брос отказа
Контр. ВВоВауп
^Задержка,ршо. ~
^Готовность
^Неисправность
УтказПЙКДВК
ОтПГ
ОтДИсА\НйГ~
Уб . .
ОтСВС [Н
Преобразо-
ватель
сигналов
и команд
Преобразователь
отношения ->
напряжений
Коммутатор
аз
с-
5
а
^5
<У
±
Преобразо-
ватель
кодов
Преобразо-
„ватель
сигналов
и команд
Шх л
Шу
На 63
иПГ
Сдвиговый
регистр
Выход
числа
АЦ6С
Преобразова-
тель код-
напряжение
yC(sln)
. Ли
ОтПГ Ау
и S3 \ *
Реверсивный
счетчик
Вход
числа
Адрес
—> ПреобразоВа-
—> тель код-
-напряжение
ПреоВразоВа-
—j} тел ь код-
< —> -напряжение
УС(соз)
И К (sin)
Реверсивный
счетчик
Управление
9» Преобразова-
> тель код-
-напряжение
ИК(соз)
Устройство связи
5
X:
е
=3
=3
3
Устройство обмена
I
£
il
<3
в
•23
в
•23
Ud
-5 В блок
jnn I пита-
-10В Ф ния
+11,6 В
+ 5В
-12.БВ
блок
пита-
ния
Гене-
ратор
Стабилиу^В
затор k+5g
Рис. 21.10. Функциональная схема цифрового вычислительного комплекса И-11
362
Режимы работы системы И-11. В системе И-11 предусмотрены сле-
дующие режимы работы: обогрев, выставка, навигация, контроль,
курсовертикаль. Переключение режимов производится подачей
соответствующих команд с ПУ-36.
Режим «Обогрев». Этот режим предназначен для создания опреде-
ленных температурных условий работы блоков и элементов системы.
В гироплатформе применяется обогрев и термостатирование гироско-
пов в диапазоне 70...75°C, а также акселерометров и элементов бло-
ков БА-20 и БЭ-3. Режим «Обогрев» производится перед режимом
«Выставка» или одновременно с ним. При одновременном проведении
этих режимов вначале включается режим «Обогрев», а затем при до-
стижении температуры гироскопов (20 ± 5)°C происходит автомати-
ческий переход на режим «Выставка». Система термостатирования
работает во всех последующих режимах.
Режим «Выставка». Назначение режима «Выставка»: горизонти-
рование платформы ПГ-1В-11, т. е. приведение осей чувствительности
акселерометров и гироскопов в плоскость горизонта; определение
ориентации осей чувствительности акселерометров и гироскопов отно-
сительно меридиана, т. е. определение начального азимутального угла
платформы ф0 (аналитическое гирокомпасирование); компенсация на-
чального дрейфа платформы, причем полностью или частично. Режим
«Выставка» определяется командой «Выставка» с ПУ-36 и командой
«Вкл. система», формируемой в ПГ-1В-11 при достижении темпера-
туры гироскопов (20 ± 5) °C. При этом на систему поступают напря-
жения: 27 В; 200 В, 400 Гц; 36 В, 400 Гц и специализированные на-
пряжения, вырабатываемые блоком БСП-5.
В И-11 предусмотрено три режима выставки: одинарное гирокомпа-
сирование, двойное гирокомпасирование и выставка по заданному
курсу. Процесс выставки производится автоматически и по мере про-
хождения ее этапов на УВИ высвечивается цифровое значение сиг-
нала «Признак готовности» (ПГ), соответствующее каждому этапу.
Одинарное гирокомпасирование является основным видом вы-
ставки и состоит из трех подрежимов: грубая выставка, горизонти-
рование и выставка в азимуте или гирокомпасирование.
В подрежиме «Грубая выставка» происходит разгон гироскопов и
осуществляется предварительное ориентирование платформы по сиг-
налам СКТ-датчиков угловф, Ф, у (см. рис. 21.8). Сигналы с СКТ через
усилители стабилизации платформы (УСП) блока БЭ-3 поступают на
двигатели отработки Л4ф, Л4Ф, А4у, которые ликвидируют углы рас-
согласования между осями ЛА 0XgYgZg и осями платформы OXYZ.
Во время прохождения подрежима «Грубая выставка» на УВИ высве-
чивается значение ПГ «90». По окончании этого режима выдается
команда «Горизонтирование» и на индикаторе УВИ появляется циф-
ра «80».
Подрежим «Горизонтирование» осуществляет установку платфор-
мы в плоскость горизонта по сигналам акселерометров. При этом за-
действованы три измерительные цепи (рис. 21.11).
363
Ау
Oil
УДмх — Дмх
Wf
CKTy — BV4
Uv
Рис. 21.11. Измерительные цепи, реализующие подрежим «Горизонтирование»
Согласно рис. 21.11 и зависимости (21.14) акселерометры, распо-
ложенные на платформе, при неподвижном ЛА выдают сигналы,
пропорциональные углу отклонения платформы от плоскости гори-
зонта. Эти сигналы ах и ау через усилители датчиков моментов УДму
УДмх поступают на датчики моментов Дму и Дмх, под действием ко-
торых гироскопы прецессируют и выдают сигналы с датчиков углов
Ду у и Дух. Эти сигналы через УСП подаются на двигатели следящих
систем платформы, которые разворачивают ее до тех пор, пока не про-
изойдет выставка платформы в плоскость горизонта. При этом сиг-
налы с СКТ отключены. При несовпадении оси 0Y платформы со строи-
тельной осью ЛА 0Xg сигнал с СКТ ф поступает на фазочастотный
выпрямитель (ВФЧ) и датчик моментов Дмг гироскопа Г1, который
начинает прецессировать. Его сигнал с Дугх через УСП подается на
двигатель А4ф, который отрабатывает платформу в азимуте до совме-
щения оси 0Y платформы с осью 0Xg ЛА.
Подрежим «Гирокомпасирование» начинается после окончания под-
режима «Горизонтирование» и осуществляется с помощью ЦВК.
В И-11 управление азимутальной осью гироплатформы аналогично
управлению азимутальной осью любого гироагрегата курсовой сис-
темы, т. е. угловая скорость ее движения в азимуте устанавливается
равной угловой скорости вращения Земли для текущей широты место-
нахождения ЛА. Но реализовано оно с помощью более точных датчи-
ков и аналитических расчетов на цифровом вычислительном устрой-
стве. Задача гирокомпасирования — вычисление начального азиму-
тального угла платформы ф0 (рис. 21.12).
Процесс подрежима «Гирокомпасирование» разбит на два этапа:
грубое и точное гирокомпасирование. Прежде чем перейти к рассмот-
Рис. 21.12. Определение началь-
ного азимутального угла плат-
формы фо
Рис. 21.13. Определение составля-
ющих угловой скорости вращения
Земли Й3
364
Рис. 21.14. Схема цифровой выставки платформы в азимуте
рению этих этапов, необходимо выяснить физические процессы, про-
исходящие при гирокомпасировании платформы. Считаем, что плат-
форма установлена на неподвижном ЛА, находящемся в точке О на
широте ф (рис. 21,13). Платформа выставлена в плоскость горизонта и
повернута в азимуте вокруг оси 0Z на угол ф. Вектор угловой скорос-
ти &з суточного вращения Земли направлен по оси мира, наклоненной
к плоскости горизонта на угол ф. Тогда составляющая (ох угловой
скорости вращения платформы вместе с Землей будет
(0ж = Й3со8(р sin « Й3фсо5ф. (21.41)
Поворот платформы вокруг оси ОХ с угловой скоростью соа. вы-
зывает соответствующий наклон платформы на угол р. Так как на
платформе установлен акселерометр, ось чувствительности которого
направлена вдоль оси 0Y, то он будет фиксировать составляющую
кажущегося ускорения аку — которая пропорциональна Р, а
значит, и величине (ох или азимутальному отклонению платформы ф0.
На этом и построено определение неизвестного ф0 на месте стоянки
ЛА при запуске И-11.
В блок-схеме цифровой выставки платформы в азимуте (рис. 21.14)
сигналы с датчиков поступают на компенсационный интегрирующий
преобразователь (ПИК) и затем в виде импульсов подаются на ЦВКУ
где проходят звено динамической коррекции (ЗДК), умножаются на
коэффициент передачи k2/a и сравниваются с расчетными составляю-
щими угловой скорости вращения Земли й3. С ЦВК сигналы посту-
пают на соответствующие датчики моментов платформы. Так как
азимутальный угол выставки платформы ф0 вначале не известен, то
принимают ф0 = 0 и вводят значения составляющих угловой скорости
Земли, рассчитанные на основе этой величины. Вычисленные по фор-
мулам согласно блок-схеме сигналы угловых скоростей
365
й)х = Й3 cos <р0 sin ф0 — k^/a Vy\
о)у = Й3 cos <p0 costj?0—k^a Vx,
(i)2 = Q3 sin ф0— k2z/a Vz
(21.42)
и поданные на датчики моментов вызовут видимый уход платформы,
так как истинный ф0 = ф0. Этот уход вырабатывает сигналы с акселе-
рометров, которые после интегрирования на ПИК определяют вели-
чины скоростей Vx и Vy, зависящие от ф0. С целью повышения точ-
ности определения Vx и после переходных процессов их осредняют:
Уо + Т'оср т<> + тоср
= f Vxdf,Vy^~— f Vydt.
1 ocp J 1 ocp J
7*0 To
(21.43)
Время осреднения T ocv = 200 с. При этом на У ВИ высвечивается
значение ПГ «60». На основе вычислений (21.43) производят расчет
азимутального угла в первом приближении
— ^2^ У
Фо = arctg
fl Q3 cos фj -j- Ztj Vx
(21.44)
Погрешность такого определения Дф0 = 3 °. По найденному ф0 уточ-
няют составляющие угловой скорости вращения Земли и вводят в
систему. На У ВИ высвечивается значение ПГ «50», которое с учетом
переходных процессов длится 75 с.
Этап точного гирокомпасирования характеризуется уменьшением
коэффициентов передачи и, как следствие, увеличением переходных
процессов. Азимутальный угол ф0 непрерывно уточняется по формуле
t
Фо (О=Фо+J фйт, (21.45)
Го
* ^з
где ф =-------( v х sin ф-f- Vv cos ф).
a cos фо
При уточнении значения ф> решаются уравнения (21.42). В момент
начала точного гирокомпасирования высвечивается значение ПГ «40»,
которое индицируется в течение 4 мин. При окончании этого этапа
значения ПГ уменьшаются и достигают «0»...«10».
Завершающий этап этого подрежима — балансировка горизонталь-
ных осей платформы. Описанный процесс одинарного гирокомпаси-
рования происходит при балансировочных сигналах по горизонталь-
ным осям ОХ и OY, оставшихся в памяти у вычислителя от последнего
двойного гирокомпасирования. Изменение дрейфа гироскопов с тече-
нием времени по отношению к дрейфу, определенному при последнем
двойном гирокомпасировании, вызывает нескомпенсированный уход
гироплатформы.
366
Балансировка азимутальной оси 0Z осуществляется в течение все-
го времени предыдущего этапа. Балансировка горизонтальных осей
ОХ и 0Y производится с учетом предыдущего определения баланси-
ровочных сигналов после завершения этапа гирокомпасирования.
Вычисление балансировочных сигналов проводится с помощью СВУ
на основе определенных зависимостей. Но при одинарном гирокомпа-
сировании при наличии ошибки Дф0 удается скомпенсировать только
северную составляющую дрейфа гироплатформы, восточная со-
ставляющая дрейфа остается ненаблюдаемой. Для полной компенса-
ции дрейфа гироплатформы применяют режим двойного гирокомпа-
сирования.
Виды выставки и двойное гирокомпасирование. Они включают в себя
следующие подрежимы: грубая выставка, горизонтирование, допол-
нительное гирокомпасирование, развороты, основное гирокомпаси-
рование. Содержание и проведение этих подрежимов не отличаются
от описанных выше. На этапе «Дополнительное гирокомпасирование»
производится гирокомпасирование платформы, повернутой в азимуте
на 90° по часовой стрелке относительно основного ее положения. Эта
дополнительная операция позволяет скомпенсировать ненаблюдае-
мую восточную составляющую дрейфа платформы. В результате ази-
мутальный угол ф0 уточняется и балансировочные сигналы запомина-
ются до следующего двойного гирокомпасирования.
Вид выставки платформы «Выставка по заданному курсу» использу-
ется при наличии информации о стояночном курсе ЛА. Он состоит из
следующих подрежимов: грубая выставка, горизонтирование, балан-
сировка.
Азимутальный угол
ф0 = 2л—фст, (21.46)
где фСг — стояночный курс ЛА.
Режим «Навигация», В этом режиме на основе исходных данных,
полученных в результате выставки, введенных начальных условий и
измерений чувствительных элементов платформы ЦВК определяет
текущие координаты гр и %, истинный курс НК, угол сноса УС, путевой
угол ПУ и скорость ЛА Уп- ЦВК формирует сигналы на Дм плат-
формы так, чтобы трехгранник OXYZ был бы со свободной в азимуте
ориентацией осей ОХ и 0Y. Алгоритм решения задач навигации разра-
ботан с учетом использования модели Земли в виде эллипсоида Кра-
совского.
В системе предусмотрена коррекция параметров гр, X, 30ст, Z при
ручном вводе AS и AZ. Эта коррекция проводится по следующему ал-
горитму:
A (jpi — Д Zt cos x-f- A Si cos Z sin x;
A Xi = (—AZi sin х-I- A Sj cos Z cos x)-;
cos ф
367
п п
фкор = ф — 2S ^Ф*’ ^кор~ X 2] ^Xj;
i = 1 i — 1
,5кор = ‘$ост— 2S А ^кор = 2— У AZi,
i=l i=l
(21.47).
где х — угол между географическим и частноортодромическим меридианами;
AZj, AS, — поправки при i-й ручной коррекции, получаемые как разность
между показаниями системы И-11 и системы, по которой производится коррек-
ция.
Угол х вычисляется после смены очередного ППМ. От этого зави-
сят также значения сумм поправок:
п п п
2 AZj = 2 А Ф* cos х— У A Xj cos sin х;
i=1 i=1 . 1=1
n / n. n
У AS, —I У Aq)iSinx4- У Л X; cos qp sinx
i = 1 \ i — 1 i = 1
_1_
cos Z
(21.48)
После проведения коррекции всех вышеперечисленных значений
определяются SOCT и Z до нового ППМ.
Режим «Контроль». Он обеспечивает автономную проверку сис-
темы без подключения контрольно-проверочной аппаратуры. Этот ре-
жим состоит из следующих последовательных этапов: начальной вы-
ставки системы; подачи на вход ЦВУ сигнала, соответствующего на-
чальному эталонному значению относительной скорости Упэ; сравне-
ния основных навигационных параметров, вычисленных ЦВУ на основе
Упэ с эталонными значениями, заложенными в долговременной памяти
СВУ; анализа ошибок параметров и вывода о работоспособности сис-
темы.
Во всех режимах, кроме режимов «Обогрев» и «Грубая выставка»,
система И-11 обеспечивается встроенным контролем работы системы
стабилизации платформы, акселерометров, вторичных источников
питания и ЦВК. При неисправности перечисленных элементов системы
выдается команда «Отказ системы» и сигнал, указывающий место от-
каза. При отказе ЦВК происходит автоматический переход на режим
«Курсовертикаль».
21.6. Инерциальная курсовертикаль ИКВ-72
Инерциальная курсовертикаль ИКВ-72 представляет собой конст-
руктивное объединение курсового гироагрегата и гировертикали, кор-
рекция которой обеспечивается не жидкостными маятниками, а более
точными инерциальными методами по сигналам интегральной кор-
рекции.
368
ИКВ-72 предназначена для использования в пилотажно-навига-
ционных комплексах в качестве датчика курса, крена и тангажа.
ИКВ-72 обеспечивает: определение гироскопического курса фг тан-
гажа 0’ и крена у; абсолютного вертикального ускорения Н; азимуталь-
ной угловой скорости ф; формирование составляющих путевой ско-
рости Уп по двум горизонтальным осям платформы, свободной в ази-
муте; выработку сигналов «Исправность» курсовертикали, «Готовность»
курсовертикали, «Исправность курса» и «Исправность вертикали».
В комплект ИКВ-72 входят: гиростабилизированная платформа,
усилители БУ-25, БУ-26, БУ-27, У-П2 и генератор напряжений, рас-
положенные в герметичной части; блоки встроенного контроля БВК-3
и БВК-4, блок питания БП-33-1, согласующее устройство УС-21, ста-
билизатор напряжения и блок запоминающего устройства, располо-
женные в негерметичной части.
Основные эксплуатационные данные ИКВ-72:
погрешность измерения фг в диапазоне O...36O0 (режим «Свободной
в азимуте» платформы) — 0,3 °/ч;
погрешность выдерживания вертикали за 1 ч работы — 0,5°;
погрешность определения абсолютного вертикального ускоре-
ния — 1 %;
погрешность измерения составляющих абсолютной скорости по
двум горизонтальным осям гироплатформы за 1 ч работы — 80 м/с.
Время готовности с момента подачи питания не более 10 мин в
любых эксплуатационных условиях. Курсовертикаль выполнена в
виде самостоятельной функциональной системы.
Гироскопическая платформа обеспечивает положение осей чувст-
вительности акселерометров в заданных направлениях относительно
Земли и выдает данные об угловых положениях ЛА в виде сигналов
датчиков, в качестве которых используются синусно-косинусные
вращающиеся трансформаторы (СКТ).
Блок усилителей БУ-25 усиливает сигналы гироскопической ста-
билизации платформы по трем основным осям, обеспечивает работу
следящей системы внешней рамы крена, участвует в начальной вы-
ставке платформы в плоскости горизонта и в азимуте, контролирует
работоспобность канала стабилизации и внешней рамы и выдает сиг-
нал отказа.
Блок усилителей БУ-26 усиливает сигналы с акселерометров по на-
пряжению, интегрирует их и перед подачей на датчики моментов усили-
вает по мощности.
Блок усилителей БУ-27 служит для предварительного усиления
сигналов с датчиков углов гироскопов и акселерометров. Усилитель
электрической пружины У-178 предназначен для работы в системе
межрамочной коррекции курсового гироскопа Г2.
Блоки встроенного контроля БВК-3 и БВК-4 обеспечивают конт-
роль кработы курсовертикали, переключение режимов работы и вы-
дачу сигналов ее состояния.
13 Зак. 1543 369
Генератор ГН-14 вырабатывает питание для гиромоторов, обмоток
возбуждения датчиков углов гироскопов и акселерометров.
Блок питания БП-33-1 выдает вторичное питание усилителям кур-
совертикали при использовании в качестве основного источника
115 В, 400 Гц с резервированием от +27 В на случай кратковремен-
ного пропадания напряжения.
Согласующее устройство УС-21 развязывает выходы крена, танга-
жа и курса.
Стабилизатор напряжения выдает опорное напряжение +10 В.
Блок запоминающего устройства компенсирует постоянную со-
ставляющую скорости дрейфа курсового гироскопа.
Основным устройством ИКВ-72 является пространственная четы-
рехрамочная гиростабилизированная платформа (рис. 21.15). Она
представляет собой трехосный гиростабилизатор с дополнительной
следящей рамой, которая обеспечивает невыбиваемость платформы
при любых эволюциях ЛА. Кардановый узел платформы состоит из
рамы внутреннего крена, рамы тангажа, следящей рамы и собственно
платформы, на основании которой расположены два гироскопа типа
ГВК-3 и три акселерометра типа ДА-10. Гироскоп Г1 с вертикально
расположенным вектором кинетического момента Н1 обеспечивает
стабилизацию по осям крена и тангажа, т. е. выполняет роль датчика
гировертикали. Гироскоп Г2 с горизонтально расположенным векто-
ром кинетического момента Нг обеспечивает стабилизацию в азимуте,
т. е. является датчиком курсового гироагрегата. Платформа подвешена
к раме внутреннего крена на радиальных шариковых подшипниках.
Гироскоп типа ГВ К — динамически настраиваемый с внутренним
карданом и двухфазным гистерезисным двигателем. Он имеет две
пары полюсов. Синусно-косинусные трансформаторы СКТ ф, СКТ О
и СКТ у являются датчиками угловых отклонений ЛА относительно
гиростабилизированной платформы и крепятся на осях вращения рам
с одной стороны. С другой стороны осей крепятся безредукторные
датчики моментов типа ДМ-5, обозначаемые на рис. 21.14 ДС.
Рассмотрим процесс стабилизации в азимуте относительно оси
Ое. При возникновении внешнего возмущающего момента Me гиро-
скоп Г2 начнет прецессировать и с датчика угла Ду1 через усилитель
выдается сигнал на датчик моментов Дм3. Последний разовьет момент,
равный моменту А4£, но противоположный по знаку, и гироплатформа
будет стабилизирована по углу ф. Для невыбиваемости платформы,
которая обеспечивается перпендикулярностью рам крена и тангажа,
предусмотрена следящая система внешней рамы крена, состоящая из
СКТ уин усилителя внешней рамы УВР и датчика моментов Дс4.
Для стабилизации платформы в плоскости горизонта при любых
углах поворота ЛА в азимуте предусмотрен преобразователь коорди-
натный ПК, установленный на вертикальной оси карданова подвеса.
Он является распределителем сигналов с датчиков углов гироскопа
Г1 через соответствующие усилители У1 и У2 на двигатели стабили-
370
зации Ml и М2 в зависимости от углов поворота платформы в ази-
муте.
Акселерометр ДА-10 маятникового типа в «сухом» исполнении с
индукционным датчиком углов и катушкой обратной связи, на кото-
рую подается напряжение постоянного тока, вырабатывает сигналы,
пропорциональные измеряемому ускорению. Акселерометры установ-
лены на платформе так, что их оси чувствительности образуют трех
Рис. 21.15. Кинематическая схема гироплатформы инерциальной системы
ИКВ-72
13* 371
гранник OXYZ. Акселерометры Ах и Ау выдают сигналы, на основе
которых определяются составляющие абсолютной скорости ЛА; ак-
селерометр Az служит для выдачи сигнала, пропорционального вер-
тикальному ускорению ЛА. В акселерометре (рис. 21.16) маятник 2,
укрепленный на цапфах в опорах /, под действием инерционных сил
перемещается вдоль оси чувствительности вместе с роторной катушкой
индукционного датчика угла 3 относительно статорных катушек 4.
Вследствие этого в роторной катушке будет наводиться ЭДС, значе-
ние которой пропорционально перемещению маятника, а ее фаза за-
висит от направления перемещения. Эта ЭДС поступает в усилитель
БУ-27, где предварительно усиливается, и далее на усилитель БУ-26,
с выхода которого подается в виде напряжения постоянного тока на
обмотку катушки обратной связи 6. Магнитное поле, возникающее
вокруг катушки обратной связи, взаимодействует с полем постоянного
магнита 5, укрепленного на корпусе. В результате этого взаимодей-
ствия создается сила, противодействующая инерционной силе маят-
ника. При равновесии этих сил значение тока в катушке обратной
связи будет пропорционально ускорению платформы, а направление
тока определяется знаком ускорения. Для выработки составляющих
интегральной коррекции гироплатформы и абсолютной скорости по-
лета ЛА (см. рис. 21.15) сигналы акселерометров Ах и Ау подаются на
аналоговые интеграторы АИ1 и АИ2.
Интеграторами являются усилители постоянного тока с большим
коэффициентом усиления, охваченные емкостной обратной связью
(рис. 21.17). Они работают в двух режимах при подаче сигналов:
«Готовность» — в режиме интегратора; «—15 В ТВ», определяющего
начало точной выставки платформы, — в режиме апериодического
усилителя с большим коэффициентом усиления ky = R3/R1. Пере-
ключение режимов происходит с помощью МОП-ключа, находящегося
в элементе схемы Э1. В режиме интегратора сигнал акселерометра сни-
мается с резистора RH и поступает на вход 1 интегратора АИ, в ре-
жиме усилителя емкость С шунтируется резистором R3 и на вход уси-
лителя идет сигнал после первого каскада усиления блока БУ-26.
Рис. 21.16. Функциональная схема акселерометра ИКВ-72
372
АИ
Рис. 21.17. Схема интегратора акселерометра
Рассмотрим режимы работы системы ИКВ-72. При включении пи-
тания на курсовертикаль подаются: переменное однофазное напряже-
ние 115 В, 400 Гц, постоянное напряжение 27 В, переменное трех-
фазное напряжение 36 В, 400 Гц. При этом блоками встроенного конт-
роля БВК-3 и БВК-4 вырабатываются сигналы «Исправность». «Ис-
правность курса» и «Исправность вертикали», поступающие в нави-
гационный комплекс, и происходит автоматическая подготовка курсо-
вертикали к работе, которая состоит из двух этапов: ускоренный
выход (УВ) платформы в горизонт и в азимуте и точная выставка (ТВ)
платформы.
- Этап УВ обеспечивает быстрое согласование платформы относи-
тельно корпуса курсовертикали. Для этого в каналах крена, тангажа
и курса на рис. 21.18 показана схема канала крена, остальные схемы
аналогичны. С помощью реле Р2 и Р1 на роторные обмотки СКТ увн,
СКТ О и СКТ ф подается питание 20 В, 12 КГц вместо 36 В, 400 Гц
рабочего режима. Сигналы с синусных обмоток статоров СКТ увн и
СКТ ф (см. рис. 2.15), где связи обозначены пунктирными линиями,
идут на усилители стабилизации У 2 и УЗ и далее на двигатели ста-
Рис. 21.18. Схема канала крена в режиме УВ
373
билизации М2 и М3, которые разворачивают платформу так, чтобы
обнулить сигналы с синусных обмоток ротора. Сигнал с синусной об-
мотки СКТ суммируется в усилителе стабилизации У/ с сигналом ак-
селерометра А х. В результате М/ отрабатывает раму тангажа так,
чтобы сигнал с акселерометра Ах был минимальным. Усилитель УВР
на этапе У В получает сигнал от СКТ уВн и акселерометра А у, застав-
ляя внешнюю раму с помощью двигателя стабилизации М4 принять
согласованное положение. Этап ускоренного выхода платформы длит-
ся около 1 мин, после чего по сигналу с БВК-4 начинается радиальная
коррекция платформы или режим точной выставки. Одновременно с
началом радиальной коррекции начинает работать гироскопическая
стабилизация, описанная выше.
В режиме радиальной коррекции (рис. 21.19) с БВК-4 выдается
сигнал «—15В ТВ» и сигналы с датчиков акселерометров Ах и Ау
поступают на аналоговые усилители интеграторов, в которых отклю-
чена обратная связь, т. е. оси работают в качестве апериодических
усилителей. После усиления сигналы поступают на датчики моментов
Дм1 и Дм2 гироблока Г1. Последний заставляет прецессировать плат-
форму с акселерометрами к положению, перпендикулярному вектору
кажущейся скорости, который равен сумме векторов ускорения от си-
лы тяжести и ускорения, определяемого изменением величины и на-
правления скорости движения ЛА. При этом в канале курса (см.
рис. 21.15) сигналы с синусной обмотки СКТ ф последовательно пода-
ются на усилитель УК и усилитель датчика моментов Дм1 гироскопа
Г2. В итоге платформа стабилизируется по азимуту согласно произ-
вольно направленному вектору кинетического момента Н2 гироблока
Г2. Радиальная коррекция заканчивается тогда, когда сигналы с ак-
селерометров близки к нулю. В результате реализации этого режима
измерительные оси акселерометров будут находиться в горизонтальной
плоскости с точностью до 3'. Для выработки сигнала «Готовность»
сигналы с акселерометров поступают в БВК-3 (рис. 21.20, а), где обес-
печивается контроль цепей коррекции. Этот контроль производится
по условию, что сумма квадратов выходных сигналов коррекции долж-
Рис. 21.19. Схема канала тангажа (крена) в режиме радиальной коррекции
374
vr
1'г
»3
£ \Сигнал„Готов- 5) *ЗВ
1кпктки
f I на Бвк-ц
хг(?'ый)
^(г-ой)
3г(3-ий)
(сверху)
(снизу)
Тест-
сигнал
наДО
6) 1ф
2ф
до
В) Вншпрен-
Отказ БОН
наБвк-ч
ний крен
sin и —
cos и
до
до
СКТ а
Отказ <?
'бвк-Г
Зср
kip
Отказ ГН
(10 ГН
дог
ГМ
Отказ ГМ
ДО В12 кГц
sin У
cos /
ДО
СНТ у
Отказ 8
БВН-и
sin<p
ту\№ lg«"^
~~ — курса
6 БВК-У
— д
Рис. 21.20. Функциональные схемы контроля в БВК-3:
а — контроль цепей коррекции и выдача сигнала «Готовность»; б — контроль блока питания
по напряжению +5 В; в — контроль напряжения генератора ГН-14; г — контроль работы
СКТ
на быть равна квадрату напряжения U0, соответствующего угловой
скорости вращения Земли, т. е.
Ul + Ul + Ul=Ul±b, (21.49)
где А — допуск на дрейф гироскопов и погрешности измерения.
При выполнении условия (21.49) БВК-3 выдает сигнал «Готовность»
и с помощью БВК-4 производится переключение работы курсовер-
тикали в рабочий режим. В рабочем режиме курсовертикаль свободна
в азимуте, так как ССКТ ф отключен от усилителя УС. В горизон-
тальной плоскости платформа удерживается с помощью сигналов ин-
тегральной коррекции, т. е. с помощью гироскопа Г/(см. рис. 21.15),
на который накладываются моменты коррекции, пропорциональные
интегралам от горизонтальных составляющих абсолютных ускорений
акселерометров Ах и Av. Причем параметры контура коррекции «аксе-
лерометр—интегратор—гироскоп» выбраны так, что он имеет период
Шулера, равный 84,4 мин.
Компенсация постоянной составляющей скорости дрейфа курсово-
го гироскопа обеспечивается блоком запоминающего устройства.
Принцип действия этого устройства заключается в том, что в режиме
«Настройка» при скорости ЛА, равной нулю, на его вход поступают
напряжение, пропорциональное угловой скорости вращения Земли
Uo, и напряжение Uo + А, где А — величина дрейфа курсового гиро-
скопа, определяемая из выражения (21.49). На компараторе запоми-
нающего устройства происходит сравнение этих напряжений и опре-
деление А, которое преобразуется в двоичный параллельный код и
запоминается в рассматриваемом блоке. При переходе курсовертикали
к рабочему режиму сигнал компенсации постоянной составляющей
скорости дрейфа курсового гироскопа в виде постоянного напряжения
подается на соответствующий датчик моментов Дм2 до следующего ре-
жима «Настройка».
375
Курсовертикаль имеет специфичный встроенный контроль, ко-
торый не только контролирует параметры курсовертикали, обнаружи-
вает ее основные неисправности во время предстартовой подготовки и
в полете, но и обеспечивает управление режимами ее работы. Основны-
ми блоками курсовертикали, обеспечивающими встроенный конт-
роль и выработку сигналов для переключения режимов работы, яв-
ляются блоки БВК-3 и БВК-4. К особенностям встроенного контроля,
обеспечивающего работу курсовертикали, относятся следующие: фик-
сируются и запоминаются все наиболее вероятные неисправности сис-
темы; характеристики элементов встроенного контроля не снижают
общей надежности курсовертикали; контроль полностью независим
от внешней информации; какая-либо неисправность приводит к сня-
тию сигнала «Исправность», индицируемому в навигационный комп-
лекс (в частности, в БСКВ) по каналу работы конкретной курсоверти-
кали.
БВК-3 предназначен для формирования сигналов отказов блока
питания, блока генераторов, СКТф, СКТ о и СКТ у. Для контроля
работы СКТ должно обеспечиваться следующее условие:
|t/sinl + |Ccos|>(8±0,8) В. (21.50)
Сигнал с синусной обмотки СКТ у более 0,8 В приводит к выдаче
сигнала отказа.
Сигналы отказов, формируемые БВК-3, подаются на БВК-4. Ту-
да же поступают сигналы с датчиков отказов БУ-26, блока питания
при кратковременном отключении напряжения -|- 27 В и + 15 В и т. д.
С помощью логических элементов временной задержки и управ-
ляющих реле в БВК-4 формируются сигналы состояний ИКВ: «Ис-
правность вертикали», «Исправность курса», «Исправность», «Готов-
ность» и сигналы, обеспечивающие реализацию режимов. При назем-
ной подготовке курсовертикали системы встроенного контроля выда-
ют информацию о ее состоянии и прохождении всех подготовительных
режимов. По сигналу «Готовность» курсовертикаль переводится в
рабочий режим. Общий отказ системы и отказы блока питания, гене-
ратора ГН-14, системы стабилизации, системы коррекции выдаются на
соответствующие сигнализаторы отказов, которе хранят информацию
об отказе даже после выключения питания курсовертикали. Сигналы
отказов блоков и неисправных цепей можно проконтролировать через
контрольный штепсельный разъем.
Контрольные вопросы
1. Поясните физический принцип работы инерциальной навигации ЛА.
2. Какие параметры измеряет акселерометр, установленный на гироплат-
форме при движении ЛА?
3. Поясните принцип действия одной из структурных Схем платформен-
ных ИНС и определите ее особенности.
4. Перечислите задачи, решаемые И-11.
-5. Определите назначение блоков и основные связи в структурной схеме
И-11.
376
Глава 22
СРЕДСТВА ОТОБРАЖЕНИЯ ИНФОРМАЦИИ
22.1. Электромеханические средства отображения информации
Средства отображения информации являются тем звеном, которое
связывает экипаж с самолетом в процессе выполнения полета. Состав
этих средств должен обеспечивать отображение информации о состоя-
нии самолета как технической системы и реальной пилотажно-нави-
гационной обстановке полета в виде информационной картины, позво-
ляющей экипажу оценить соответствие параметров текущего режима
полета заданным.
Информация о состоянии самолета включает в себя характеристики
работы двигателей, электроэнергетических, гидравлических и других
систем, сведения о положении органов управления (рычагов, ручек,
кнопок, переключателей и т. д.) и совокупность сигналов, которые
экипаж воспринимает непосредственно от самолета (вибрации, шумы
и т. д.). Перечисленный комплекс информации образует информацион-
ную модель состояния самолета. Общая информационная картина,
построенная на основе показаний отдельных датчиков пилотажно-на-
вигационной информации и дающая представление о режимах полета
в целом, называется информационной моделью режима полета. Ис-
пользуя информационные модели, экипаж воссоздает образ состояния
и движения самолета по траектории, вырабатывает решения и прикла-
дывает управляющие воздействия. В процессе полета экипаж должен
получать всю необходимую и достоверную информацию для принятия
правильных управленческих решений. В то же время возможности че-
ловека ограничены по скорости восприятия и переработки информации.
Таким образом, оптимальный комплекс средств отображения инфор-
мации должен выбираться из условия совместимости характеристик
экипажа, самолета и технических средств самолетовождения.
Основными требованиями к представлению информации экипажу,
по мнению академика А. А. Туполева, являются: компактность (ин-
формация должна быть сосредоточена на небольшом, легко воспри-
нимаемом информационном поле); интегральность (выдача показаний
не отдельных, частных, а обобщенных параметров как результат функ-
ционального преобразования частных параметров); удобство восприя-
тия (например, индикация бокового отклонения не в угловых, а в ли-
нейных единицах); оперативность и надежность.
Особые требования предъявляются к размещению средств отобра-
жения информации на приборной доске самолета. Приборы, измеряю-
щие наиболее значимые параметры, размещают, как правило, в центре
приборной доски перед глазами пилота. Группы приборов, дающих
377
информацию о совокупности близких по назначению параметров, уста-
навливают таким образом, чтобы показания их могли быть считаны
одним взглядом. При размещении средств отображения информации
учитывают также наиболее вероятную последовательность переключе-
ния внимания пилота от одного прибора к другому. Отображаемую
информацию по степени обработки подразделяют на первичную и вто-
ричную.
К первичной относится информация, поступающая непосредственно
с выхода датчика информации. При этом устройство отображения ин-
формации может быть как непосредственно связано с чувствительным
элементом (АГБ-ЗК), так и через электромеханический преобразова-
тель (ГИК-1).
Вторичная информация поступает в средство отображения с вы-
хода устройства предварительной обработки первичной информации
(система воздушных сигналов, навигационный вычислитель, система
траекторного управления и др.). Средства, отображающие информа-
цию, могут быть разделенными и комбинированными. Последние пред-
назначаются для отображения двух и более различных параметров с
помощью указателей, объединяемых в едином приборе.
Примером комбинированного прибора является указатель скорос-
ти КУС-730/1100 (рис. 22.1). Прибор имеет широкую 1 и узкую 2 стрел-
ки. Широкая стрелка показывает на внешней шкале индикаторную
скорость в пределах 50...730 км/ч, т. е. скорость без учета сжимаемос-
ти и изменения плотности воздуха с высотой полета. Показания широ-
кой стрелки используются для пилотирования. Узкая стрелка пока-
зывает по внутренней шкале в пределах от 400... 1100 км/ч воздушную
скорость с учетом сжимаемости воздуха и изменения его плотности с
высотой полета. Показания узкой стрелки используются при навига-
ционных расчетах. Для определения истинной воздушной скорости в
показания узкой стрелки должны вводиться инструментальная по-
правка и поправка на несоответствие фактической температуры воз-
духа на высоте полета ее стандартному значению. Инструментальная
поправка определяется по графику. Поправка на температуру учиты-
вается при расчете истинной скорости на навигационной линейке.
Более сложную конструкцию имеют комбинированные пилотаж-
но-навигационные индикаторы типов ПКП и ПНП. Пилотажно-
командный прибор (ПКП) (рис. 22.2) отображает основную пило-
тажную информацию. Прибор дает показания углов крена и тангажа,
отклонение индикаторной скорости полета от заданной, угловых от-
клонений от равносигнальных зон курсового и глиссадного радиомая-
ков, индицирует скольжение и визуальную информацию о командах
управления самолетом в вертикальной и горизонтальной плоскос-
тях. Прибор также дает информацию об отказах датчика углов кре-
на и тангажа и неисправностях вычислителей команд управления.
Показания угла крена отсчитываются по шкале 1 против треуголь-
ного подвижного индекса 2. Направление отклонения указателя кре-
на совпадает с направлением крена: при правом крене индекс 2 от-
378
Рис. 122.1. Указатель скорости
КУС-730Х1100
Рис. 22.2. Пилотажно-командный
прибор ПКП
клоняется вправо, при левом — влево. Тангаж самолета отсчитыва-
ется по шкале 8 относительно центра неподвижного силуэта самолета
10. Качественно наличие крена и тангажа самолета можно оценить
по перемещению линии искусственного горизонта 5 вместе со шкалой
8 относительно силуэта самолета 10. Отклонение скорости полета само-
лета от заданной индицируется стрелкой указателя 4 по шкале 3,
на которой нанесены пять отметок, делящих шкалу на четыре равные
части. Отклонение стрелки от центральной отметки вниз указывает
на превышение самолетом заданной скорости полета. Отклонение са-
молета от равносигнальной зоны курсового радиомаяка индицирует-
ся стрелкой указателя 16 по шкале 15.
Перемещение стрелки влево от центра соответствует положению са-
молета правее заданной траектории (луча глиссады). Отклонение
самолета от равносигнальной зоны глиссадного радиомаяка индици-
руется стрелкой указателя 11 по шкале 12. Перемещение стрелки вверх
от центра соответствует положению самолета ниже заданной траекто-
рии. Скольжение индицируется шариком указателя 17, имеющим воз-
можность перемещаться по изогнутой трубке. Смещение шарика влево
от центра трубки, обозначенного двумя вертикальными рисками,
свидетельствует о наличии левого скольжения.
Информация о командах управления самолетом в горизонтальной и
вертикальной плоскостях представляется пилоту в виде поступатель-
ного перемещения стрелок 7 и 13 соответственно относительно центра
прибора. Для полета самолета по лучу глиссады без отклонений при
«директорном» управлении пилот воздействием на рычаги управления
должен обеспечивать выдерживание стрелок 7 и 13 в таком положении,
чтобы точка их пересечения совпадала с центром прибора.
Информация об отказах датчика углов крена и тангажа обознача-
ется появлением на лицевой части прибора флажка АГ (14). Отказ вы-
37»
числителей команд управления в
горизонтальной и вертикальной
плоскостях обозначается появле-
нием флажков К (6) и Г (9) соот-
ветственно.
Информация о крене и тангаже
в ПКП отображается с использо-
ванием следящих систем, которые
перемещают индекс 2 и шкалу 8
пропорционально электрическим
сигналам, снимаемым с гировер-
тикали. Остальные указатели пе-
ремещаются магнитоэлектрически-
ми системами по электрическим
сигналам от соответствующих ис-
точников информации. Сигнал об
отклонении индикаторной скорости
полета от заданной поступает с
электрического выхода указателя
индикаторной скорости. Сигналы,
пропорциональные отклонениям от равносигнальных зон КРМ и ГРМ,
снимаются с курсового и глиссадного радиоприемников соответствен-
но. Сигналы команд управления поступают с вычислителя системы
траекторного управления.
Сигнализаторы отказов датчика углов крена и тангажа, а также вы-
числителей команд управления представляют собой электромагнит-
ные бленкеры. Они выполнены в виде электромагнитов. При отказе
контролируемого устройства ток в катушку бленкера не поступает и
его сердечник вместе с флажком перемещается под действием пружины
в положение, индицирующее на приборе отказ.
Прибор навигационно-плановый (ПНП) позволяет получить ин-
формацию о положении самолета относительно заданной траектории
и параметрах движения самолета в горизонтальной плоскости. При-
бор ПНП (рис. 22.3) дает показания курса самолета, угла сноса, даль-
ности до наземного радиомаяка, угловых отклонений от .равносигналь-
ных зон курсового и глиссадного радиомаяков. Специальными руко-
ятками в прибор вводятся и индицируются соответствующими указа-
телями значения заданного курса (ЗК) и заданного путевого угла
(ЗПУ). Кроме того, на приборе имеются табло режимов полета и блен-
керы, сигнализирующие об отказах радиосредств посадки и курсовой
системы. Электрокинематическая схема прибора предусматривает
формирование электрических сигналов (ЗК + К) и (ЗПУ + К), ко-
торые используются для формирования команд управления.
Показания курса самолета отсчитываются по шкале 17 против не-
подвижного индекса 7. При развороте самолета по часовой стрелке
шкала 17 идет против часовой стрелки. Угол сноса индицируется по
шкале 5 указателем сноса 6.
380
Дальность до наземного радиомаяка отсчитывается по ск-рнпц '
При отсутствии сигналов на счетчике он «перечеркиваем и» ....
затором отказа 1 (как показано на рис. 22.3). Сигнализация •> ii.nip.in
лении полета самолета относительно радиомаяка осуществляем и двумя
треугольными светящимися индексами 8 и 16. Когда самоло ле гит на
радиомаяк, загорается индекс 8, а при полете от маяка - индекс 16.
Отклонение самолета от равносигнальной зоны курсового радиомая-
ка индицируется указателем. Перемещение указателя вправо отно-
сительно центральной отметки соответствует положению самолета ле-
вее траектории. Отклонение самолета от равносигнальной зоны глис-
садного радиомаяка индицируется указателем 3 по шкале 10, которая
делится на четыре равных отрезка верхним и нижним концами силуэ-
та самолета 15 и двумя отметками. Отклонение указателя вверх от
центра кружка соответствует положению самолета ниже траектории.
Заданный курс самолета устанавливается рукояткой 24, переме-
щающей индекс заданного курса 9. Вместе с индексом 9 перемещаются
также треугольные индексы 18, расположенные через 90°. Заданный
путевой угол устанавливается рукояткой 20 на счетчике 11. Одновре-
менно поворачивается стрелка 4, наглядно индицирующая этот угол
на шкале курса 17. Когда ЛА находится на заданной траектории,
планка 14 совмещается со стрелкой 4 и по шкале 21 определяются от-
клонения ЛА в вертикальной плоскости от заданной траектории.
При отсутствии сигнала на счетчике 11 он «перечеркивается» сигнали-
затором отказа 12.
Информация о режимах полета и связи прибора с датчиками, обес-
печивающими эти режимы, индицируется на световом табло 23, на
котором имеются следующие обозначения:
СП — режим захода на посадку по курсо-глиссадным радио-
маякам;
VOR — полет по сигналам маяков системы VOR;
НВ -- полет по сигналам навигационного вычислителя;
РСБН — полет по сигналам радиотехнической системы ближней
навигации.
Отказ курсового или глиссадного радиоприемников или отсутст-
вие сигналов с соответствующих радиомаяков обозначается появле-
нием на лицевой части прибора флажков К (22) и Г (13). Отказ курсо-
вой системы сигнализируется появлением бленкера КС (19).
Принцип работы ПНП аналогичен принципу работы ПКП. Ука-
затели курса, угла сноса и дальности перемещаются с использованием
следящих систем, на вход которых поступают электрические сигналы
от курсовой системы, доплеровского измерителя скорости и угла сно-
са, радиодальномера. Указатели угловых отклонений самолета от рав-
носигнальных зон курсо-глиссадных радиомаяков перемещаются маг-
нитоэлектрическими системами по сигналам с курсо-глиссадных ра-
диоприемников. Указатели полета НА и ОТ радиомаяка, световое таб-
ло с указанием режимов полета выполнены с использованием ламп
накаливания. Сигнализаторы отказов радиосредств посадки, курсовой
381
Рис. 122.4. Левая приборная доска
самолета Ту-Г54
е
системы, счетчиков дальности и
заданного путевого угла представ-
ляют собой электромагнитные
бленкеры.
Процесс интеграции пилотаж-
ных и навигационных приборов
продолжается и в настоящее вре-
мя. Недостатками электромехани-
ческих комбинированных индика-
торов являются трудности разме-
щения внутри прибора большого
числа указателей, трудность изме-
рения их состава при смене режи-
мов полета, низкая надежность,
большие габаритные размеры и
масса. В связи с этим в настоящее
время создаются ПКП и ПНП на
электронно-лучевых трубках и
жидких кристаллах.
Пилотажно-командный и навигационно-плановый приборы яв-
ляются важнейшими комбинированными средствами отображения
пилотажно-навигационной информации. Однако они не дают возмож-
ность получить информацию о высотно-скоростных параметрах поло-
жения и движения самолета. Для решения этой задачи на приборные
доски пилотов выносятся высотомеры, вариометры, указатели индика-
торной и истинной воздушной скоростей, числа Л4. Для повышения
безопасности полетов на приборной доске устанавливается, как пра-
вило, резервный авиагоризонт.
На левой приборной доске самолета Ту-154 (рис. 22.4) установле-
ны: КУС-13Р)! 1100 — комбинированный указатель скорости; ПКП1—
прибор командный пилотажный; ПНП-1 — прибор навигационный
плановый; ВАР-30 М — вариометр; АУАСП-12ДР — указатель уг-
лов атаки и перегрузок; УВ-5 — указатель высоты (индикатор радио-
высотомера); УВИД-15Ф — указатель высоты, градуированный в
футах; ВМ-15— высотомер барометрический (диапазон от 0 до
15 000 м); УВ0-15К — указатель высоты (индикатор СВС); ИДУ-1 А —
индикатор курсовых углов радиостанций; ИДР-1 — индикатор даль-
ности радиодальномера; ЭУП-53 — указатель поворота; ВАР-75М. —
вариометр; ТНВ-1 — указатель температуры; АГР-144 — авиагори-
зонт резервный; УС-И — указатель скорости индикаторный;
УМ-1Д — указатель числа М.
Информация, получаемая экипажем от различного рода средств
отображения пилотажных и навигационных параметров, не дает пред-
ставления о том, где находится ЛА относительно поверхности Земли
и заданных пунктов полета. Для отображения информации такого
рода служат или картографические автоматические планшеты с ру-
лонными картами или индикаторы навигационной обстановки (ИНО),
382
которые являются оптико-электромеханическими приборами. В ИНО
местоположение ЛА указывается на экране в виде маркера на фоне
проекции перемещающейся аэронавигационной карты, местности,
предварительно сфотографированной на цветную кинопленку. Более
подробно описание ИНО и его работа даны в гл. 19.
22.2. Системы электронной индикации
Увеличение сложности задач, решаемых в гражданской авиации,
нашло свое отражение в создании принципиально новых видов средств
отображения информации. К ним относятся системы электронной ин-
дикации (СЭИ), использующие электронно-лучевые трубки (ЭЛТ) и
каллиматорные индикаторы, использующие индикацию на стекле, на
полупрозрачном экране, устанавливаемом перед передним стеклом
кабины пилота на уровне его головы. Такие системы содержат блоки
обработки данных и индикации, а также пульты управления и конт-
роля. Данные, получаемые от различных датчиков пилотажно-нави-
гационной информации, поступают в блок обработки данных, в кото-
ром они преобразуются в цифровую форму для хранения или отобра-
жения на индикаторах.
Блоки индикации позволяют осуществлять отображение инфор-
мации на экране ЭЛТ курсивом, растровое сканирование, а также
комбинацию обоих способов для того, чтобы представить данные [в
виде таблиц, символов или картин. Это позволяет обеспечить про-
граммную выдачу информации экипажу в зависимости от режима
полета самолета.
Система электронной индикации обладает следующими преимущест-
вами по сравнению с электромеханическими индикаторами, применяе-
мыми на современных пассажирских самолетах; существенно сокра-
щается число навигационно-пилотажных приборов на приборных дос-
ках экипажа; обеспечивается высокая точность воспроизведения и
качество отображения информации; повышается наглядность и раз-
личимость информаций; имеется возможность изменения программы
электронного изображения без каких-либо конструктивных дорабо-
ток системы; достигается высокая надежность за счет дублирования
цветных телевизионных систем блоков индикации и триплирования
цифровых электронных систем блоков обработки.
В состав системы электронной индикации самолета Ил-96 входят
два комплексных пилотажных индикатора КПИ, два комплексных
индикатора навигационной обстановки КИНО, три блока вычисли-
телей БВФ и два пульта управления ПУ СЭИ (рис. 22.5).
Система СЭИ не обрабатывает информацию, а только ее отобража-
ет. Структурная схема системы предусматривает двухканальность
по индикации информации и управлению и трехканальность при под-
готовке информации к изображению. При отказе блока БВФ1 или
вручную с пульта управления включается БВФЗ, и индикация вос-
383
Рис. 22.5. Структурная схема систе-
мы электронной индикации СЭИ
станавливается. При отказе одного
из пультов можно управлять инди-
кацией со второго пульта. При от-
казе индикатора можно перебро-
сить его индикацию на другой ин-
дикатор .
Прием информации осущест-
вляется по стандартизованному
каналу.
Индикатор КП И имеет четыре
режима: «Земля», «Взлет», «Марш-
рут» и «Посадка». При обжатых
шасси КПП работает в режиме
«Земля». При этом индицируются: приборная скорость ленточной
шкалой и цифровым 'счетчиком; барометрическая высота (неподвиж-
ная ленточная шкала и цифровой счетчик); курс (подвижная ленточ-
ная шкала на линии горизонта); директорный индекс по рысканию;
индекс расстояния до точки принятия решения; давление на аэродро-
ме; скорость поднятия стойки шасси; приращение скорости; индекс
минимально допустимой скорости на разбеге; радиовысота; режимы
вычислителей систем управления полетом и тягой.
При прерванном взлете выдается сигнал на прекращение взлета,
мигает надпись «Разбег прекрати», выдается расстояние до конца
ВПП. Вместо индекса минимальной скорости появляется индекс мак-
симальной скорости.
При поднятии передней опоры шасси включается режим «Взлет».
Индикация КПП в режиме «Маршрут» аналогична индикации в ре-
жиме «Взлет».
При нажатии на кнопку «Посадка» на ПУ СЭИ или при переходе
системы управления полетом в посадочный режим индикаторы КПП
тоже переходят в режим «Посадка».
Индикатор КИНО работает в режимах: «Карта», «ПНП», «Метео».
В режиме «Карта» имеется два поля. На верхнем поле индицируется
курсовая информация, на нижнем поле — маршрут.
Индикаторы выполнены на электронно-лучевых трубках. Трубка
выполнена с антибликовым покрытием на редкоземельных люмино-
форах с повышенной яркостью изображения. Для устранения влия-
ния внешних магнитных полей трубка заключена в магнитный экран.
Для борьбы с постоянными магнитными полями 1 раз в 0,5 с выдается
размагничивающий импульс. Для обеспечения посадки по III катего-
рии ИКАО предполагается использование каллиматорного индикато-
ра на лобовом стекле.
Рассмотрим более подробно комплексную информационную сис-
тему сигнализации (КИСС), которая входит в систему кабинной инди-
кации и обеспечивает отображение информации о состоянии самолет-
ных систем и сигнальной информации об отказах на экранных инди-
каторах. КИСС предназначена: для обеспечения безопасности полета
384
за счет выдачи экипажу информации для надежного выполнения всем
эксплуатационных задач; для повышения комфортности и разгру ।
ки экипажа от выполнения логических операций; для своевременно) о
привлечения экипажа в особых ситуациях путем цветового кодиро
вания сигналов, центральных сигнальных огней (ЦСО) и звуковой
сигнализации.
КИСС выполняет прием, преобразование и логическую обработку
сигналов, поступающих от датчиков и бортовых систем; отображлт
информацию о состоянии бортовых систем и изменении их параметрон
осуществляет индикацию сигналов неисправности самолетных ст чем,
производит запоминание сигналов неисправностей бортовых пк н м
и выдачу их при послеполетном контроле; управляет работой пет
ральных сигнальных огней; формирует звуковые сигналы.
Структурно КИСС является двухканальной системой с перекрг» ।
ными связями, содержащей три подсистемы: преобразования аналою
вых и дискретных сигналов, сигнализации и отображения. КИСС со ।
дана на базе двух цветных электронно-лучевых трубок, установлен
ных на приборной доске: левый и правый индикаторы. Цвет изобрл
жения: красный, желтый, голубой, синий, зеленый, белый, пурпур
ный. В процессе функционирования КИСС при полете на левом эк-
ране автоматически индицируются только те сигналы об отказах и
неисправностях, которые требуют от экипажа каких-либо действий
в данный момент.
В зависимости от срочности действий экипажа в той или иной ситуа
ции КИСС выдает следующую сигнальную информацию: экстренную
(аварийную), когда располагаемое время на парирование отказа Т -
< 15 с; предупреждающую, когда располагаемое время на париро
вание отказа Т >> 15 с; сигнальную, не имеющую ограничений ш>
времени.
Сигналы об отказах индицируются на экранах КИСС в cootbci
ствии с присвоенными категориями. При составлении текстов ст
нальной информации на экране КИСС вначале указывается сокращен
ное обозначение системы, в которой произошел отказ, а затем ука
зывается, что именно произошло. Сообщение об отказе индицируо
ся красным или желтым цветом (в зависимости от категории), подска <
ка-напоминание экипажу о предписанных действиях — голубым
На маршруте левый экран полностью представлен для сигнальной
информации.
В кабине экипажа устанавливаются два пульта КИСС. Левый пулы)
служит для управления левым экраном, правый пульт — правым
экраном. При нажатии кнопки «ИМ» на ПУИ управление экранами
меняется.
На лицевой панели пульта (рис. 22.6) размещаются кнопочные пе-
реключатели, на которых указано сокращенное название систем и вид
вызываемой информации. При нажатии на переключатель он све-
тится голубым цветом.
эаа
Если кадровая информация какой-либо из систем состоит из не-
скольких кадров, то в качестве справки на первом кадре данной сис-
темы в нижней его части указывается число и краткое содержание каж-
дого кадра. Перемещение кадров осуществляется повторным нажатием
на кнопку данной системы.
В соответствии с перечнем предполетных проверок, указанным в
РЛЭ, экипаж с помощью панели предполетного контроля, располо-
женной на боковой панели, и пультов КИСС может вызвать информа-
цию по результатам контроля и состоянию бортовых систем. Для это-
го на панели контроля нажимают кнопку соответствующей системы, а
на пульте КИСС — кнопку «Контр». При этом на экране появляется
надпись «Контроль» и результаты контроля (рис. 22.7).
Если во время проведения контроля необходимо вызвать какую-
либо другую информацию на этом экране, то на пульте КИСС нажима-
ют кнопку соответствующей системы, информация контроля исчезнет
и появится кадр вызванной системы.
После проведения предполетных проверок при подготовке к за-
пуску двигателей нажимают кнопку «ККП» (карта контрольных про-
верок») на пульте КИСС. На экране появится надпись «Карта прове-
рок», название этапа проверки и первый пункт этого этапа. При вы-
полнении очередного пункта карты проверок повторное нажатие
контроль
Кис пород экипажа < 10 0 Н / с мг
Дозаряди систему
Заряд аккумулятора I ниже 50%
Замени
Адтоматика топлидомера исправна
Рис. 22.7. Пример результатов контроля на КИСС
3'86
3
Рис. 22.8. Пример кадра на КИСС:
/—индикация температуры газа; 2 — индикация угла отклонения РУД; 3 — индика-
ция значения л на взлетном режиме; 4—программное значение частоты вращения п2,
задаваемое ВСУТ; 5 — программное значение частоты вращения п2, задаваемое РЭД;
6 — индикация частоты вращения
кнопки «ККП» сбрасывает предыдущий пункт и появляется следую-
щий, заложенный в программу проверок. Когда выполнены все пунк-
ты, после очередного нажатия кнопки «ККП» появится сигнал «Карта
проверок перед запуском двигателей окончена». После проведения
карты контрольных проверок на этапе «Перед запуском двигателей» с
пульта КИСС вызывается на правый экран кадр «Основные парамет-
ры двигателей» нажатием кнопки «ДВ», а на левый экран — кадр
«Вспомогательные параметры двигателей» двойным нажатием кноп-
ки «ДВ» левого пульта КИСС.
После запуска двигателей на правом экране автоматически индици-
руется кадр «Основные параметры двигателей», а на левом с помо-
щью кнопки «Сброс» можно вызвать информацию по любой системе.
При нажатии кнопки «Сброс» правого пульта панели на нем автомати-
чески индицируется кадр «Основные параметры двигателей».
387
Перед рулением при страгивании ручки управления закрылками
с нулевого положения автоматически на левом экране КИСС индици-
руется кадр «Управление», занимающий половину экрана. Кадр ис-
чезает, когда ручка устанавливается в положение «О».
На исполнительном старте при разрешении взлета и установке
РУДов во взлетное положение, если поступил хотя бы один сигнал,
формирующий интегральную информацию «К взлету не готов», на
левом экране под кадром «Управление» появится надпись «К взлету
не готов» с указанием экипажу невыполненной операции или имею-
щейся неисправности. Надпись «К взлету не готов» высвечивается
красным цветом, а информация, указывающая причину отсутствия
готовности, — желтым.
При отказе во время полета левого экрана информация об отказах
автоматически передается на правый экран. При этом кадр «Основные
параметры двигателей» сбрасывается.
В качестве примера на рис. 22.8 представлен один кадр «Основные
параметры двигателей» из пяти, индицирующих параметры двигателя
на взлетном режиме.
Контрольные вопросы
1. Перечислите требования, предъявляемые к размещению электромехани-
ческих приборов.
2. Назовите параметры движения ЛА, которые отображаются на ПНП.
3. Назовите преимущества СЭИ по сравнению с электромеханическими при-
борами.
4. Объясните назначение кнопок иа пульте управления КИСС.
СПИСОК РЕКОМЕНДУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Авиационное оборудование/Под ред. Ю. П. Доброленского. М.: Воениздат,
1989. 248 с.
Авиационные приборы и измерительные системы/Под ред. В. Г. Воробьева.
М.: Транспорт, 1981. 389 с.
Андреев В. Д. Теория инерциальной навигации, М.: Наука, 1967.
648 с.
Асе Б. А., Ж у к о в а Н.М., Антипов Е. Ф. Детали и узлы авиа-
ционных приборов и их расчет. М.: Машинострение, 1979. 232 с.
Ацюковский В. А. Построение систем связей комплексов оборудо-
вания летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1976. 239 с.
Боднер В. А. Приборы первичной информации. М.: Машиностроение,
1981. 344 с.
Браславский Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов,
М.: Машиностроение, 1970. 392 с.
Браславский Д. А. Логунов С. С., Пель пор Д. С. Авиа-
ционные приборы и автоматы. М.: Машиностроение, 1978. 428 с. '
Броксмейер Ч. Инерциальные системы. М.: Наука, 1967. 200 с.
Воробьеве. Г., Кадышев И. К. Авиационные приборы управ-
ляющих систем. М.: Транспорт, 1978. 157 с.
Глухов В. В., Синдеев И. М., Ш е м а х а н о в М. М. Авиаци-
онное и радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов. М.: Транспорт,
1983. 144 с.
Гришанов Н. Г. Высотное оборудование самолетов гражданской авиа-
ции. М.: Транспорт, 1971. 264 с.
Инерциальные навигационные системы морских объектов/Под ред.
Д. П. Лукьянова. Л.: Судостроение, 1989. 184 с.
Ишлинский А. Ю. Ориентация. Гироскопы и инерциальная навига-
ция. М.: Наука, 1976. 669 с.
К о з а р у к В. В. Комплекс бортового оборудования самолета Ту-154
и его эксплуатация. М.: Машиностроение, 1975. 336 с.
Магнус К. Гироскоп. Теория и применение. М.: Мир, 1974. 520 с.
Михайлов О. И., Козлов И. М., Гергель Ф. С. Авиацион-
ные приборы. М.: Машиностроение, 1977. 416 с.
Осадший В. И. Воздушная навигация. М.: Транспорт, 1972. 288 с.
О с а д ш и й В. И., Чернышев Г. А. Воздушная навигация. М.:
Транспорт, 1969. 430 с.
Пельпор Д. Ф. Гироскопические системы. М.: Высшая школа, 1972.
1526 с.
389
Пешков Е. М., Ч е р т о к В. Б., Чугунов В. Л. Кислородное
оборудование пассажирских самолетов. М.: Транспорт, 1985. 141 с.
Пятин Ю. М. Проектирование элементов измерительных приборов. М.:
Высшая школа, 1977. 304 с.
Рабинович С. Г. Погрешности измерений. Л.: Энергия, 1978. 262-с.
Риеки н С. С. Теория гироскопических устройств. Ч. I., Л.: Судострое-
ние, 1962. 506 с. Ч. II, 1964. 547 с.
Сайдов П. И. Теория гироскопов. М.: Высшая школа, 1965. 469 с.
Самолет Ил-69-300/Под ред. В. Г. Воробьева и Д. В. Лешимера. М.: РИО
МИИГА, 1989. 182 с.
Селезнев В. П. Навигационные устройства. М.: Машиностроение,
1974. 600 с.
Тищенко Н. М. Проектирование магнитных и полупроводниковых
элементов автоматики. М.: Энергия, 1970. 640 с.
Фролов В. С. Самолетовождение с помощью приборов инерциальной
навигации. М.: Транспорт. 1975. 184 с.
Цапенко М. П. Измерительные информационные системы. М.: Энергия,
1974. 320 с.
Эксплуатационная надежность высотного оборудования пассажирских са-
молетов/Под ред. Г. И. Воронина. М.: Транспорт, 1978. 224 с.
Эксплуатационная надежность и режимы технического обслуживания са-
молетов/Н. Н. Смирнов, А. М. Андронов, Н. И. Владимиров, Ю. И. Лемин.
М.: Транспорт, 1974. 304 с.
Элементы приборных устройств. Курсовое проектирование. Ч. I. Расчеты;
ч. II. Конструирование/Н. П. Нестерова, А. П. Коваленко, О. Ф. Тищенко и
др.; Под ред. О. Ф. Тищенко. М.: Высшая школа, 1978. 328 и 232 с.
Яковлев Л. Г. Приборы контроля силовых установок. М.: Машино-
строение, 1968. 300 с.
390
предметный указатель
Указатель построен по алфавитному принципу расположения рубрик (от
буквы к букве). Он отсылает читателя к тем страницам книги, где дана инфор-
мация по существу термина. Если рубрика представляет собой сочетание прила-
гательного и существительного, то, как правило, применена инверсия — суще-
ствительное поставлено на первое место. Пример: понятие «механические высо-
томеры» следует искать со слова «высотомеры». Рубрики составлены по
принципу от общего к частному. Пример: понятие «общая конструкция гироско-
пов» следует искать с рубрики «гироскопы»; «общая конструкция» в этом слу-
чае будет являться подрубрикой. Подрубрику «общая конструкция» следует
искать со слова «конструкция».
В скобках приводятся номера рисунков и таблиц, относящихся к данным
рубрикам (подрубрикам).
А
Авиагоризонт
АГБ-ЗК 246
— основные узлы 246—247
АГД-1 247
— основные узлы 248—249
— проверка 249
Авиаприборы, информационно-изме-
рительные системы и комплексы
(АПСК) 13
передаточные функции 17
погрешности 25—31
— динамические 29—31
— инструментальные 26
— методические 26
— определение 25
— причины 26—27
— систематические 26
— случайные 27—29
— статические 25
преобразователь первичной инфор-
мации (датчик) 13
Автомат углов атаки и перегрузок
(см. АУАСП) 189
Акселерометр (см. датчики линейных
ускорений ДЛУ) 333—342
интегрирующий 341
маятниковый 340
— прецизионный с электрической
пружиной и гидравлическим под-
весом 339
назначение 333
осевой 338
погрешности
— динамические 338
— инструментальные 336
методические 336
порог чувствительности 337
принцип работы 333
с механической пружиной 338
. статическая характеристика 334
с «электрической» пружиной 340
техническая реализация (рис. 20.3)
Аппаратура контроля вибрации
АУСАП — автомат углов атаки и пе-
регрузок (см. сигнализаторы крити-
ческих режимов полета) 189
В
ВАР-ЗОМ 162
ВАР-75М 162
Вариометр (см. скорость воздушная
вертикальная указатели) 160
ВАР-150М 162
ВАР-300М 162
принцип работы
с кулисным механизмом 161
Вибрация
параметры 105
причины возникновения 104
устранение влияния вибрации 108
391
Виброметры типа ИВ
скорости 105
ускорение 105
Высота полета 128
абсолютная 128
геометрическая 128
геопотенциальная 128
истинная 128
относительная 128
способы измерения 128
Высотомеры — корректоры высоты 140
назначение 140
погрешности 145
типа КВ 141
типа КЗВ 142
------кинематическая схема 145
------режим коррекции 143
------ «обнуления» 143
------работы от программного
устройства 142
------функциональная схема 143
Высотомеры механические 131
погрешности 134
— инструментальные 135
— методические 134
типа ВД 132
типа ВМ 133
Высотомеры электромеханические
измерители высоты 136
погрешности 139
преобразователи высоты 133
указатели высоты 132
Г
Герметическая кабина 112
параметры 111
самолета Ту-154 113 (рис. 10.1)
------ схема обогрева и вентиляции
117
с выпуском части воздуха в атмо-
сферу 121
способы проверки 127
Гировертикаль 250
— малогабаритная МГВ 256
— принцип работы 256
— центральная ЦГВ 257
Гирополукомпас 266
погрешности 267
— инструментальные 267
— методические 267
принцип действия 266
392
Гироскопы 198, 211
арретирующие устройства 227
----с дистанционным управлени-
ем 228
----с ручным управлением 227
вибрационные 237
двухстепенные 210 (рис. 15.4)
демпфирующие 229
— назначение 229
— погрешности инструментальные
233
---методические 232
— уравнение движения 231
конструкция общая 211—213
— гиромотора 217 (рис. 15.5)
— опор 214 (рис. 15.7)
— рам 213 (рис. 15.6)
корректирующие устройства 219
---двухкоординатный ЖМД 221
(рис. 15.15)
--- назначение 219
----однокоординатный ЖМД 220
(рис. 15.12) .
криогенные (см. гироскопы на гид-
ростатическом подвесе) 216
лазерные 217 (рис. 16.6)
на шарикоподшипниковых
опорах 215 (рис. 15.8)
на гидростатическом подвесе 216
(рис. 15.9в)
на жидкостном подвесе 215, 216
(рис. 15.9в)
на электростатическом подвесе 215,
216 (рис. 15.9г)
общие понятия 198—210
трехстепенный 198—209
— гидроскопический момент 200
— иутация 204
— основные свойства
— система углов
(рис, 15.3)
— схема коррекции
15.17)
— прецессия 202
----определение
прецессии 202
устройства для передачи энергии
217 (рис. 15.10)
— съема результатов измерений
225, 226 (рис. 15.19)
Гиростабилизаторы (см. гировертика-
ли с силовой стабилизацией) 250—
255
Гиротроны (см. гироскопы вибраци-
онные) 237
198-204
Эйлера 201
223 (рис/
направления
д
Давление в инНнннм (см. скоро» и
изменении дни инин) ПО III
Давление кислорода (плрцпалыпн)
во вдыхаемом но щуке 210
нормальное 210
Датчик горизонтальных ускорений
339 (рис. 20.2)
Датчик линейных ускорений ДЛУ
(см. акселерометр) 333
Датчик магнитного курса индукцион-
ный 222 (рис. 1’5.16)
ИД-3 284 (рис. 18.20)
погрешности 222
— методические 222
— инструментальные 223
преимущества 223
Датчик перегрузок (см. ДП) 338
ДЛУ (датчик линейных ускорений
(см. акселерометр) 333
ДП (см. датчик перегрузок) 338
И
Измерители высоты полета (см. вы-
сотомеры) 128—147
контрольно-проверочная аппарату-
ра 147
подготовка к полету 146
Измерители частоты вращения (см.
тахометры) 68—77
Информационно-измерительные си-
стемы, погрешности 14, 25
классификация (причины возникно-
вения) 25, 26
ИКВ (см. курсовертикали инерци-
альные)
кинематическая схема
назначение
основные режимы
устройство
Индикация информации (см. средст-
ва отображение информации.) 377—
388
Инерциальная навигация 343
Инерциальные системы 343
алгоритм 352—356
классификация 351—352
принцип действия 346—351
— система И-11 357
—------режим работы 363—368
— особенности ЦВК 359
фуUKUIIOHIUlt.llllll счема ЦНК ЛЫ
системы координат 344 (рис 21 I)
Инерциальная курсовертикнль
ИКВ-72 368—376 .
погрешности 369
кинематическая схема платформы
371 (рис. 21.15)
основные режимы 373—376
состав 369—372
Информационные каналы 32
аналоговые сигналы 32
дискретно-аналоговые сигналы
дискретные сигналы 32
классификация сигналов 33—34
назначение 32
природа сигналов 32
состав 33—34
структурная схема 33 (рис. 4.2)
ИКСВСП (см. измерительные
комплексы высотно-скоростных пара-
метров) 192
— кворум-элементы 195
— одноканальные 193 (рис. 14.19)
— назначение 192
трехканальные 194 (рис. 14.20)
К
Кворум-элементы 195
Кислородный баллон 125
— прибор 125
----КП-24М 124 (рис. 11.4)
Кислородное голодание 119
— оборудование, проверка 127
Командный прибор регулятора дав-
ления 115 (рис. 10.4)
Комбинированные приборы
определение 108
способы комбинирования 109
Комбинированный указатель скоро-
сти 155
КУС-73/1100 156 (рис. 13.6)
Компас астрономический 267
преимущества и недостатки 268
системы небесных координат
--- горизонтальные 269
(рис. 18.7)
--- экваториальные
269 (рис. 18.8)
Компас магнитный 261
конструкция 262
погрешности 263
393
Корректоры высоты (см. высотоме-
ры — корректоры высоты) 140
Корректоры лекальные 140
Курсовертикаль инерциальная
ИКВ-72 368
Курсовые системы
комплексирование 270
особенности построения 275
отличие ТКС-П от КС 288
погрешности 282
режим
— ГПК 275—281
— МК 281—282
типа ГМК 288—290
— КС 283
точные типа ТКС-П 286—288
КУС-370/1100 комбинированный ука-
затель скорости 156
М
Манометры авиационные 47—67
механические 47
— назначение 54
— обслуживание 56
— погрешности 55
------неуравновешенности 55
------ опор и шарниров 55
------ температурные 55
------ трения 55
------шкаловые 55
— принципиальные схемы 55
мембранные коробки и блоки мем-
браны 48—50
— характеристика 49 (рис. 5,2)
сигнализаторы давления 63
сильфоны 5 (рис. 53)
трубчатые пружины 51—52
------миоговитковые 52
------термобиметаллические 53
------тонкостенные 52
УЧЭ — упругие чувствительные
элементы 48
— виды 48
----для жидкости 53
электрические 47
электромеханические 47
— погрешности 48
— сигнализаторы давления
— типа ДИМ 60
----ЭДМУ 57
----ЭМ 59
----МИ 62
394
О
Отображение информации 377—388
информационные модели 377
индикатор навигационной обста-
новки 330
навигационно-плановый
прибор ПНП 378
пилотажно-командный прибор ПКП
378
системы электронной индикации
383
требования 383
П
Параметры
— окружающей среды 7—12
— пилотажно-навигациоиные 4—6
— режимов работы силовых уста-
новок 6
— стандартной атмосферы 7
Паскаль 7
Передаточно-множительный меха-
низм 152
Приборное оборудование сигнализа-
ции критических режимов полета см.
сигнализаторы критических режимов
полета 189—192
Р
Расходомер 88—93
единицы расхода 79
мгновенный расход 78
суммарный расход 78
Регуляторы давления воздуха
универсальные
— избыточного давления 116
— температуры автоматические
117
С
Системы счисления 314, 315
воздушно-доплеровская 317
навигационная 318
— режим «Память» 318
------«Работа» 318
ЦНВ 320
СВС — система воздушных сигналов
170—188
СВС с вычислительными устройст-
вами, совмещенными с указателя-
ми 181
— блок датчиков давлений ВД
181—184
— комбинированный указатель чис-
ла М и скорости V УМС 183
— указатель НОтн 182
---температуры наружного воз-
духа 183
— погрешности 184
— техобслуживание 185
СВС-ПН с бесконтактным вычисли-
телем 172—188
— блок БКМЭ 179
---БПиП 178
---БПУ 180
--- питания 180
— вычислитель ВСМВ 174
— датчики ДДСИ и ДДДИ 175
— преобразователь ПНФ 176
— принцип действия и состав 172
— указатели УСВПк и УМ 180
---УВО 179
— фильтр Ф 189
схема использования 173
Сигнализаторы критических режимов
полета (см. приборное оборудование
сигнализации критических режимов
полета) 189
автомат АУАСП 189
— — назначение 189
--- принцип работы 190
---функциональная схема 190
ограничиваемые параметры 189
ССОС— система сигнализации
опасной скорости сближения 190
— встроенный контроль 192
— назначение 190
— ограничиваемые параметры 190
— функциональная схема 191
Система воздушных сигналов 170
Система координат 5
связанная 5
скоростная 5
Скорость воздушная 148
вертикальная 160
— погрешности 162
— расчетные формулы 160
— указатели 156
индикаторная 148
— погрешности 153
— расчетные формулы 150
— указатели 152
истинная 154
— погрешности 157
— расчетные формулы 154
— указатели 156
путевая 154
число М 154
---расчетные формулы 155
--- указатели 159
Скорость полета — методы измере-
ния 148
ССОС — система сигнализации опас-
ной скорости сближения (см. сиг-
нализаторы критических режимов
полета) 190
Стандартная атмосфера 7
барометрические формулы 131
гипсометрические формулы 130
параметры 7
Счетчики количества топлива (см.
измерение расхода топлива )88—93
Т
Тахометры авиационные 68
классификация 68
магнитоиндукционные 69
— типа ИТЭ 73
------ТЭ 69
— с диском 69
------погрешность приведенная
температурная 76
— статическая характеристика 68
— с полым цилиндром 69
Температура атмосферы, зависимость
от высоты 8 (табл. 1.1)
Термобиметаллические пружины 94
Термокомпенсаторы биметаллические
95
первого рода 135
второго рода 136
Термометры авиационные
биметаллические 95
классификация 94
погрешности 102
термоэлектрические 99
— группы ТЦТ 100
------ТВГ, ТСТ 101
------ИТ 96
электрические 99
— назначение 99
— с полупроводниковым 100
термопреобразователем 100
— термокомпенсация 100
— типа ТНВ-15 98
------ТУЭ-48 97
Топливо-измерительные системы 78—
93
Топливомеры 78
классификация 78
поплавковые электромеханические
79—81
------ недостатки 81
электроемкостные 81—88
— погрешность 87—88
------методические, их причины 87
— статическая характеристика 83
Турбохолодильник 112
395
у
Углы положения самолета 5
крена 5
рыскания 5
тангажа 5
Угол курса 261
истинный 261
компасный 261
магнитный 261
ортодромический 261
Угол атаки 5
Угол скольжения 5
Указатели положения (см. указатель
заданного положения) 105
УЧЭ — упругие чувствительные 110
элементы
Ф
Форма Земли 113
Ч
Частотные преобразователи давления
64—65
струнные 64
с цилиндрической тонкостенной
трубкой 65
Число М 154
Ш
Шум 9
ОГЛАВЛ ЕНИЕ
Предисловие..................................................... 3
Глава 1. Общие сведения об авиационных приборах, информационно-
измерительных системах и комплексах ................ 4
1.1. Назначение и классификация............................ 4
1.2. Условия эксплуатации.................................. 7
Г л а в а 2. Принципы построения авиационных приборов, информаци-
онно-измерительных систем и комплексов...............13
2.1. Структурные особенности............................. 13
2.2. Принципы построения измерительных цепей аналоговых
приборов...................................................15
2,3. Принципы построения измерительных цепей цифровых при-
боров .....................................................21
Г л а в а 3. Основы теории' погрешностей авиационных приборов, ин-
формационно-измерительных комплексов 25
3.1. Классификация погрешностей 25
3.2. Методические и инструментальные погрешности ..........26
3.3. Случайные погрешности ................................27
3.4. Динамические погрешности..............................29
Г л а в а 4. Виды сигналов и их преобразование ..................32
4.1. Типы функциональных связей..........................32
4.2. Виды и уровни электрических сигналов..................33
4.3. Модуляция сигналов..................................35
4.4. Квантование, дискретизация и кодирование сигналов ... 37
4.5. Преобразование сигнала динамическими звеньями.......42
Г л а в а 5. Авиационные манометры.............................47
5.1. Общие сведения......................................47
5.2. Элементы авиационных приборов мембранно-анероидной
группы..................................................48
5.3. Механические манометры с УЧЭ, погрешности и способы их
компенсации.........................................54
5.4. Электромеханические манометры.......................57
5.5. Частотные преобразователи давления................ . 64
5.6. Измерители крутящего момента и тяги ..................66
Г л а в а 6. Авиационные тахометры.............................68
6.1. Назначение тахометров. Методы измерения частоты враще-
ния вала.................................................... 68
6.2. Магнитоиндукционные тахометры.......................69
6.3. Погрешности, особенности эксплуатации магнитоиндукци-
онных тахометров........................................76
397
Г л а в a 7. Топливоизмерительные системы..............................78
7.1. Методы измерения запаса и расхода топлива .................78
7.2. Поплавковые и электроемкостные топливомеры ................79
7.3. Расходомеры................................................88
Г л а в а 8. Авиационные термометры...................... » . . . 94
8.1. Общие сведения.............................................94
8.2. Термометры сопротивления...................................95
8.3. Термоэлектрические термометры..............................99
Г л а в а 9. Указатели положения, приборы контроля вибрации, ком-
бинированные приборы 103
9.1. Указатели положения......................................103
9.2. Приборы контроля вибрации................................104
9.3. Комбинированные приборы..................................108
Г л а в а 10. Высотное оборудование...................................НО
10.1. Особенности высотных полетов на ЛА .......................НО
10.2. Средства жизнеобеспечения ЛА...........................„,111
Г л а в а 11. Кислородное оборудование...............................119
11.1. Общие сведения...................................119
11.2. Основные элементы кислородных систем ЛА......123
11.3. Особенности эксплуатации кислородного оборудования 127
Г л а в а 12. Измерители высоты полета........................128
12.1. Общие сведения....................................128
12.2. Теория барометрических измерителей высоты.........129
12.3. Барометрические высотомеры механического типа ... 131
12.4. Электромеханические высотомеры....................136
12.5. Корректоры высоты.................................140
12.6. Особенности технического обслуживания измерителей высоты 146
Г л а в а 13. Измерители скорости полета, углов атаки и скольжения 148
13.1. Общие сведения.......................................148
13.2. Измерители индикаторной скорости полета .........150
13.3. Измерители истинной воздушной скорости и числа М . . 154
13.4. Измерители вертикальной скорости.....................160
13.5. Измерители углов атаки и скольжения .....................163
13.6. Приемники воздушных давлений и системы питания мем-
бранно-анероидных приборов................................164
13.7. Особенности технического обслуживания измерителей
скорости полета, углов атаки и скольжения ...... 167
Г л а в а 14 . Комплексные измерители высотно-скоростных параметров 170
14.1. Общие сведения о системах воздушных сигналов.............170
14.2. Системы СВС-ПН с бесконтактным вычислителем ..... 172
14.3. Системы СВС с вычислительными устройствами, совме-
щенными с указателями.....................................181
14.4. Погрешности и особенности технического обслуживания
аналоговых СВС............................................184
14.5. Системы СВС с цифровым вычислителем......................186
14.6. Приборное оборудование сигнализации критических ре-
жимов полета . . . .......................................189
14.7. Информационные комплексы высотно-скоростных парамет-
398
Гл а в а 15. Основы прикладной теории гироскопа и элементы ги-
роскопических приборов и систем .................................। 1
15.1. Основы прикладной теории гироскопа..................»•»*
15.2. Элементы гироскопических приборов и систем..........
Г л а в а 16. Датчики угловых скоростей..........................»
16.1. Демпфирующие гироскопы........................ У"»
16.2. Выключатели коррекции . . .........................
16.3. Новые типы датчиков угловых скоростей..............23/
Гл ав а 17. Приборы и датчики углов крена и тангажа..............239
17.1. Применение измерителей углов крена и тангажа на само-
лете .....................................................23’ I
17.2. Авиагоризонты на основе трехстепенного гироскопа . . 24(1
17.3. Гировертикали с силовой гироскопической стабилизацией 2Г»О
Г л а в а 18. Измерители курса...................................261
18.1. Магнитные компасы и индукционные датчики курса. Ги-
рополукомпасы ............................................261
18.2. Астрономические компасы.............................267
18.3. Комплексирование информации в курсовых системах . . 270
18.4. Особенности курсовых систем, режимы работы, погрет
ности..................................................... 275
18.5. Курсовые системы гражданской авиации................ 2НЗ
18.6. Базовая система курса и вертикали 290
Г л а в а 19. Навигационные системы счислений пути 797
19.1. Методы навигации . . ... . '97
19.2. Алгоритмы работы систем счислении nyiii ‘99
19.3. Структура и функциональные схемы iiittiui hhibhhiMX tn>
тем счисления пути . 14
19.4. Цифровой навигационный пычн» ыпои. '711
Г л а в а 20. Датчики линейных усиореиий 1 И
20.1. Назначение и принцип работы , .
20.2. Особенности построения ... . .
Г л а в а 21. Инерциальные системы................. . •
21.1. Физические принципы инерциальной навигации <
21.2. Принципы действия и основные структурные схемы ИН< и/.
21.3. Классификация ИНС.............................. ... 361
21.4. Алгоритмы работы ИНС........................... ... 352
21.5. Инерциальная система И-11..................... .... 357
21.6. Инерциальная курсовертикаль ИКВ-72 ..... 368
Г л а в а 22. Средства отображения информации....................377
22.1. Электромеханические средства отображения информации 377
22.2. Системы электронной индикации......................383
Список рекомендуемой литературы..................................389
Предметный указатель.................................... ........391
399