БОРТОВЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ СИСТЕМЫ 5 страница

Основной режим автоматического управления самолетом заключается в стабилизации нулевого бокового уклонения самолета от ортодромической ЛЗП — частной ортодромии. Повышение качества регулирования при этом достигается введением в закон управления самолетом первой производной по времени от бокового уклонения Z, вырабатываемой также в НВ и непрерывно передаваемой в САУ.

Основной режим обеспечивает также автоматический переход па очередной участок ЛЗП. Сигналом к осуществлению перехода является величина оставшегося расстояния (упреждения разворота) S = —S_УР до ППМ. С этого момента начинается управление самолетом по боковому уклонению от следующего участка ЛЗП, что обеспечивается продолжением счисления в новой системе ЧО-координат и выдачей результатов на вторую пару счетчиков (на которых ранее индицировались преобразованные координаты Z' и S', полученные согласно формулам).

Режим «Кратчайшее расстояние»(«КР») — вспомогательный, но широко применяется при автоматическом управлении самолетом. При счислении в ГО-системе он заключается в поддержании фактического путевого угла β, равным непрерывно вырабатываемому в этом режиме требуемому путевому углу β_ТР=β_З+Δβ_З. Следовательно, управление самолетом в этом режиме, в отличие от основного, ведется по схеме следящей системы, непрерывно разворачивающей вектор путевой скорости самолета в требуемое, но заранее не известное положение. При счислении в ЧО-системе режим «КР» позволяет отрабатывать параметры новой ЛЗП (β_КР, S_КР) для управления относительно нее по Z.

В режиме «Курсовая стабилизация» («КС») НВ отключается, а управление самолетом осуществляется с помощью САУ непосредственно от курсовой системы. При этом полет продолжается с постоянным курсом γ_Г, запомненным в момент включения «КС». Курсовая стабилизация применяется для сохранения прежнего навигационного режима на время, пока производятся различные операции со счетчиками координат (ручная коррекция, задание точки для режима «КР»), так как любые изменения показаний этих счетчиков немедленно сказываются (через САУ) на управлении самолетом.

Управление по курсовой зоне наземного посадочного радиомаяка выполняется без использования НВ, с помощью отдельного счетно-решающего устройства командного навигационного комплекса, которое выдает управляющие сигналы на прибор визуальной индикации и в автопилот.

В режиме «Вертикальный маневр» (переключатель на щитке управления устанавливается в положение «ВМ») управление самолетом осуществляется от НВ и заключается в стабилизации угла снижения траектории (θ = const), задаваемого на специальном щитке пилота или штурмана.

Управление по сигналам глиссадного посадочного радиомаяка, так же как и управление по курсовой зоне, выполняется без применения навигационного вычислителя.

Решение задачи захода на посадку

При полете в районе аэродрома навигационный вычислитель вырабатывает данные для маневрирования до входа самолета в зону посадочных радиомаяков, т.е. практически до начала четвертого разворота перед посадкой. Выдерживание направления по оси ВПП и снижение на посадочной прямой выполняются с помощью пилотажных комплексов различных типов («Путь», «Привод» и др.), использующих в этом случае информацию непосредственно от радионавигационных посадочных систем (СП-50, ILS). Однако для повышения надежности выполнения захода на посадку АНК не прекращает выработки всех необходимых данных для выполнения четвертого разворота и для дальнейшего полета по посадочной прямой. Это позволяет при необходимости повторного захода снова перейти к управлению от НВ.

Для построения маневра захода на посадку может быть использован режим «Кратчайшее расстояние» при счислении координат в ГО-системе, привязанной к ВПП аэродрома (рис. 18). Если известны ГО-координаты поворотных точек маневра в зоне аэродрома, то последовательное использование режима «КР» позволяет провести самолет по любой ломаной линии пути до ввода его в зону курсового радиомаяка. Переход к счислению в этой системе координат от ЧО-системы, использовавшейся на маршруте, осуществляется при подходе к зоне аэродрома. Он заключается в преобразовании ЧО-координат самолета на последнем маршрутном участке путем ввода в НВ координат Х_КПМ и Y_КПМ, определенных в ГО-системе с началом в центре ВПП и с направлением ОY главной оси, равным посадочному путевому углу β_ЗП, совпадающим с курсом посадки ψ_ВПП.

Для повышения оперативности переходов от одного участка предпосадочного маневра к другому, в АНК входит специальный блок предпосадочного маневра (БПМ), с помощью которого предварительно запоминаются координаты 8—10 точек предпосадочного маневра (ТПМ). Точки вводятся в процессе полета автоматически в вычислитель в установленном при программировании порядке. БПМ (рис. 19) имеет ряд рукояток для ввода координат X и Y ТПМ, тумблер включения режима «Установка программы», переключатель «Прав. — лев.» для выбора направления разворотов при повторном заходе, кнопку принудительной смены ТПМ, а также небольшой планшет для графического изображения предпосадочного маршрута по координатам ТПМ. Ввод координат ТПМ осуществляется с использованием счетчиков задатчика-индикатора координат ППМ 3 (рис. 5). Так как координаты некоторых ТПМ маршрута повторного захода постоянны для всех аэродромов (Х₅₍₉₎ = Х₆ = 0), а также могут повторяться (Х_ТПМ7 = Х_ТПМ8, Y_ТПМ6 = Y_ТПМ7, Y_ТПМ8 = Y_ТПМ5(9)), на БПМ отсутствуют рукоятки для отдельных координат (X ТПМ 5,6, 8 и 9; Y ТПМ 7,8 и 9). Эти координаты вводятся автоматически при установке других, равных им координат; например, при вводе Х_ТПМ7 одновременно вводится Х_ТПМ8, при вводе Y_ТПМ6 — Y_ТПМ7 и т. д.

Рис. 19. Блок посадочного маневра (БПМ)

В полете имеется возможность вручную («принудительно») менять порядок использования ТПМ, пропуская некоторые точки. Сигнал подлета к ТПМ, являющейся вершиной угла «четвертого» разворота (ТПМ5 на рис. 18), играет роль команды на переключение управления самолетом по сигналам курсоглиссадных радиомаяков.

ПРИМЕНЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ С ЦИФРОВЫМИ ВЫЧИСЛИТЕЛЯМИ

Преимуществами применения в составе АНК бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ) по сравнению с использованием аналоговых вычислителей являются:

- возможность резкого повышения степени автоматизации навигации за счет реализации большого количества вычислительных и логических операций (задач), что обеспечивает использование точных формул при допустимых габаритах и весе вычислителя;

- практически неограниченные возможности повышения инструментальной точности решения навигационных задач, а также широкие возможности учета методических погрешностей датчиков исходной навигационной информации;

- удобство сопряжения с современными индикаторами, возможность выдачи на индикацию обобщенных (интегральных) навигационных параметров;

- большие возможности автоматического контроля правильности работы как самого вычислителя, так и всех составных частей (систем) комплекса, снижающие затраты времени и облегчающие работу экипажа при подготовке к полету и в самом полете;

- высокая техническая надежность и (в перспективе) небольшая стоимость, достигаемая за счет отсутствия прецизионных элементов и широкой унификации блоков бортового оборудования для АНК различных типов самолетов.

Эти качества делают БЦВМ основой построения современных и перспективных АНК для средних и крупных самолетов гражданской авиации.

ХАРАКТЕРИСТИКА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА С ЦИФРОВЫМ ВЫЧИСЛИТЕЛЕМ

Широкие вычислительные возможности БЦВМ позволяют разрабатывать АНК в различных вариантах, отличающихся как составом датчиков навигационной информации, так и взаимными связями между ними. При этом стараются достичь наиболее точного, надежного и экономичного решения навигационных задач для конкретного типа самолета.

Например, комплексы самолетов «Боинг-747» и «Конкорд» построены в основном на использовании трех инерциальных навигационных систем (ИНС) с вычислителями и бортовой метеорологической РЛС, а в районах аэродромов — радионавигационной системы ближней навигации и посадки (РСБН) VOR-DME-ILS. При этом в их состав не входят ни ДИСС, ни радионавигационная система дальней навигации (РДНС), ни астрономические средства. На других современных самолетах АНК предусматривает сочетание гироинерциальной системы с ДИСС, имеет центральный навигационный вычислитель, а также ряд радионавигационных датчиков информации (РСБН, РСДН, бортовую РЛС). Поэтому о «типовом» АНК с БЦВМ в настоящее время можно говорить только условно, подразумевая такой комплекс, в котором осуществлены наиболее типичные для современного уровня техники способы решения навигационных задач и конструктивные формы.

Рис. 20. Обобщенная блок-схема АНК с цифровым вычислителем:

1 — текущие и программные данные для индикации; 2 — ввод исходных данных, вызов индикации, управление режимами НВ; 3 — обмен посадочной информацией

Рассмотрим в обобщенном виде один из возможных вариантов АНК с цифровым вычислителем, типичный для современного магистрального самолета гражданской авиации. Структурная схема такого обобщенного АНК (рис. 20) имеет в своем составе:

§ современные автономные и неавтономные датчики навигационной информации (ДНИ);

§ центральный навигационный вычислитель (ЦНВ) на базе БЦВМ (иногда с блоком сменной внешней памяти — СЗУ);

§ устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС).

Аппаратура датчиков навигационной информации (как автономных, так и радиотехнических систем), как правило, дублирована и даже троирована, что необходимо для обеспечения высокой надежности комплекса.

Характерным типом нового датчика навигационной информации являются инерциальные навигационные системы (ИНС) и курсовертикали (KB). Первые из них заменяют одновременно устройства измерения курса (компасы), путевой и вертикальной скоростей (ДИСС и вариометр), углов крена и тангажа (центральную гировертикаль); вторые заменяют все датчики угловых параметров (компасы и вертикали).

Инерциальная навигационная система(гироинерциальная система — ГИС) состоит обычно из двух — трех независимых инерциальных датчиков. Каждый из датчиков представляет собой горизонтально стабилизированную инерциальную платформу, автоматически ориентирующуюся одной из своих осей по истинному меридиану места, а другой — по параллели. Укрепленные на платформе акселерометры измеряют составляющие ускорений самолета по этим осям, что после первого интегрирования позволяет найти составляющие путевой скорости, а после второго — приращения координат самолета в направлениях меридиана и параллели.

Таким образом, ИНС в сочетании с навигационным вычислителем в принципе может обеспечить решение навигационной задачи в полном объеме. Однако недостаточное техническое совершенство инерциальных элементов пока требует комплексирования ИНС с датчиками других принципов действия — автономными и неавтономными радионавигационными средствами.

Система курсовертикалей(СКВ), составляемая также из двух — трех независимых гироблоков, устанавливается на самолете при отсутствии инерциальной системы. Каждый гироблок является датчиком трех углов — курса, крена и тангажа. При этом гироплатформа может либо ориентироваться определенным образом относительно меридиана, либо быть «свободной в азимуте». Последнее означает, что нулевая ось горизонтальной гироплатформы при начальной выставке ориентируется произвольно (обычно по оси самолета на стоянке) и в полете ее направление не корректируется. Такая курсовертикаль непосредственно выдает гироскопический курс, т. е. курс относительно нулевой оси платформы. Снятый с выхода платформы гироскопический курс γ_Г преобразуется в необходимые для счисления и индикации виды курса — истинный γ_И, ортодромический (условный или так называемый гирополукомпасный) относительно опорного меридиана γ_ГПК гиромагнитный γ_ГП — при помощи дополнительных устройств СКВ (например, блока преобразования курса БПК) или даже в центральном вычислителе комплекса.

Преобразование в БПК гироскопического курса в ортодромический достигается непрерывным вводом интегральной поправки компенсирующей вращение Земли, а привязка полученного ортодромического курса к определенному опорному меридиану (получение условного курса) — путем начальной выставки. Начальная выставка курса производится при помощи специальных внешних или бортовых устройств (магнитного, астрономического датчиков, оптического пеленгатора, бортового или переносного гирокомпаса). В состав СКВ в качестве корректирующего датчика курса входит также индукционный магнитный чувствительный элемент. Информация о текущих крене и тангаже используется в различных системах как навигационного, так и пилотажного комплексов.

Работой трех курсовертикалей управляют с общего пульта системы, на котором должны быть органы выбора режима работы (подготовка KB, выставка, ГПК, МК), ручной задатчик начального курса, рукоятки и шкалы для ввода широты и азимутальных поправок (схождение меридианов, магнитное склонение), а также сигнальные лампы исправности каждой КВ. Однако возможны АНК с раздельным управлением курсовертикалями, имеющими свои индивидуальные пульты.

Остальные датчики навигационной информации (ДИСС, СВС, БРЛС, РСБН, РДНС, астроориентатор) играют ту же роль, что и в АНК с аналоговыми вычислителями.

Центральный навигационный вычислитель, построенный на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), является основным вычислительным и логическим устройством комплекса. Он работает по заранее заданным постоянным алгоритмам, т. е. как специализированная ЦВМ.

БЦВМ решает следующие основные задачи:

§ запоминает (хранит) исходные данные для конкретного полета: координаты φ_П и λ_П всех пунктов маршрута и наземных средств коррекции φ_СК и λ_СК, координаты φ_АЭР и λ_АЭР аэродромов и параметры различных схем подхода и захода на посадку, константы, характеризующие условия предстоящего полета. Исходные данные могут вводиться в память с пульта управления либо с помощью сменного запоминающего устройства (комплекта предварительно изготовленных для данного маршрута перфорированных или магнитных карт);

§ программирует полет, т. е. автоматически рассчитывает по исходным данным и запоминает параметры ЛЗП в основной системе координат АНК (вычисленные по φ_Пi и λ_Пi значения длин S_i и путевых углов β_Зi участков ЛЗП), и рассчитывает по φ_СКi и λ_СКi радиомаяков (радиолокационных ориентиров) их ортодромические координаты Z_CKt и S_CKi относительно соответствующих участков ЛЗП;

§ счисляет текущие координаты самолета в основной системе координат АНК (например, в ЧО-системе);

§ пересчитывает (преобразует) счисленные ЧО-координаты Z и S в ЧО-координаты Z' и S' относительно очередного участка ЛЗП, необходимые для автоматического перехода к счислению в системе координат этого участка, начиная с момента начала разворота перед ППМ;

§ оптимизирует (корректирует) счисленные координаты самолета по данным независимых методов определения (по информации от РСБН, РДНС, БРЛС и других ДНИ);

§ пересчитывает текущие ЧО-координаты МС (после оптимизации) в текущие географические координаты φ и λ, используемые для индикации, а также для обеспечения работы систем комплекса (например, при образовании поправки, учитывающей вращение Земли, для БПК СКВ);

§ пересчитывает текущие φ и λ в прямоугольные координаты x и y самолета на картографических кадрах проекционного индикатора навигационной обстановки (ПИНО) или на кадрах планшета с движущейся рулонной картой с определением номера кадра, в котором находится в данный момент место самолета,

§ решает ряд эпизодических задач:

а) определяет координаты наблюдаемого на экране БРЛС радиолокационного ориентира;

б) рассчитывает прибытие в ППМ (КПМ) в заданное время (по расписанию);

в) обеспечивает вертикальный маневр с заданными параметрами — выход на заданную высоту в определенную точку программного маршрута;

г) рассчитывает располагаемое время и дальность полета при фактическом запасе топлива на заданной высоте полета;

д) оперативно изменяет программу полета (например, при полете на запасный аэродром или при обходе грозы);

§ непрерывно вычисляет параметры ветра, используемые при отказах доплеровского измерителя для счисления по данным системы воздушных сигналов (по V_И);

§ вырабатывает сигналы управления самолетом (через пилотажный комплекс) в горизонтальной и вертикальной плоскости (обычно навигационный вычислитель выдает в пилотажный комплекс текущие значения Z и Ż — W_Z и отклонения от заданной высоты полета ΔН);

§ вырабатывает данные для системы сигнализации, привлекающей внимание экипажа к тому или иному элементу навигационной обстановки в процессе полета;

§ автоматически контролирует исправность систем вычислителя, систем ДНИ, входящих в АНК, и комплекса в целом с выдачей сигналов «Исправность ЦНВ» и «Готовность АНК».

Устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС) АНК с БЦВМ состоят из устройства управления комплекса в целом и устройств управления его отдельными системами (датчики информации).

В УУИС комплекса входят: пульт управления и индикации (ПУИ), два многофункциональных плановых навигационных прибора (ПНП), проекционный индикатор навигационной обстановки (ПИНО) и табло навигационной сигнализации (ТНС).

Системы-датчики, входящие в АНК, имеют: пульты управления, индикаторы некоторых навигационных параметров (барометрические высоты H₇₆₀ и H_ОТН, воздушная скорость V, курсовой угол ψ_ОР и дальность D_H до радиолокационного ориентира, гиперболические координаты самолета τ₁ и τ₂), сигнализаторы состояния (работоспособности и действующего режима) данной системы. При этом основные навигационные параметры и сигналы выдаются, как правило, не на индикаторах систем - датчиков, а на обобщенных многофункциональных приборах комплекса (например, на приборе ПНП) и на табло навигационной сигнализации (ТНС).

Коротко остановимся на УУИС комплекса.

Пульт управления и индикации типового АНК(рис. 21) имеет на лицевой панели все органы управления комплексом, с помощью которых организуются подготовка и выполнение навигационной программы полета. Пульт принципиально должен иметь:

§ панель режимов пульта (имеет переключатель и две сигнальные лампы «Индикация» и «Ввод») обеспечивает выбор соответствующего режима. В режиме «Ввод» вводятся необходимые исходные данные; в режиме «Индикация» обеспечивается индикация текущих навигационных данных и результатов решения навигационных задач;

§ панель индикации навигационных данных, которая состоит из двух семиразрядных и одного двухразрядного цифровых и знаковых индикаторов. Два семиразрядных индикатора обеспечивают выдачу по вызову оператора (штурмана, пилота) одиннадцати пар различных навигационных параметров, определяемых положением «селектора индикации и ввода».

Первый из семи разрядов используется для указания различных знаков («+», «—», «С», «Ю», «В», «3»), остальные — для числовых значений индицируемого параметра (углов, расстояний, скоростей, времени, номеров). Двухразрядный индикатор «Пункт» служит для указания, независимо от режима пульта, номера выходного (концевого) ППМ пролетаемого ортодромического участка ЛЗП. Сигнальная лампа «Подлет» загорается за 2—3 мин до подхода к этому ППМ. Каждый разряд всех индикаторов представляет собой миниатюрную матрицу, состоящую из семи (или более) светодиодных сегментов, возбуждая которые в различных комбинациях слабыми постоянными токами, можно получить яркие изображения цифр или букв (знаков);

§ панель наборного поля чисел, включающая 10 числовых (от 0 до 9) и две коммутирующие кнопки «Ввод» и «Сброс», служит для составления различных числовых значений навигационных величин и ввода их в память БЦВМ;

§ селектор индикации и ввода параметром, имеющий 11 положений, в каждом из которых на семиразрядных индикаторах индицируются соответствующие пары числовых параметров, являющихся либо решением навигационной задачи, либо значениями вводимых в БЦВМ данных, необходимых для решения задач;

§ панель селекторов средств коррекции «СК» и решаемых задач «Задачи», содержащая два пятипозиционнык переключателя и исполнительные кнопки с сигнальными лампами «Корр.» и «Реш.», служит для выдачи в БЦВМ команд на выполнение коррекций МС с помощью определенных средств (РСБН, РСДН, БРЛС или вручную) или команд на решение одной из частных задач (расшифровка радиолокационной метки на экране БРЛС φ_СК, λ_СК — «Расш»., оценка точности ΔT выполнения расписания полета — «Расп.», подготовка вертикального маневра с заданными параметрами Н_З, S_З — «ВМ», оценка располагаемого штилевого пути S_Т и времени полета t_T при фактическом запасе топлива — «Топл.»);

§ панель способов задания действующих на текущем участке ЛЗП ППМ «Пункт», средства коррекции «СК» и аэродрома «Аэр.»: из программы, ранее введенной в память БЦВМ, или «оперативно» — вводом данных вручную через пульт;

§ панель включения и подготовки АНК к работе, содержащая шестипозиционный переключатель «Подг. АНК» с рабочими положениями «Контр. НВ», «Ввод прогр.», «Контр. прогр.», «Контр. АНК», «Работа» и сигнальные лампы готовности вычислителя и комплекса в целом.

В положении «Контр. НВ» обеспечивается автоматический самоконтроль вычислителя по внутренним алгоритмам, т. е. определяется его готовность к принятию программы и к дальнейшей работе. При установке селектора в положение «Ввод прогр.» через ПУИ вся программа маршрута вводится в память ЦНВ.

Для проверки правильности введенной программы при установке переключателя в положение «Контр. прогр.» производится автоматический розыгрыш полета с эталонными значениями путевой скорости угла сноса и с учетом курсов, равных ЗПУ каждого участка. Этот розыгрыш может проводиться и в ускоренном темпе (с увеличенной до 10 раз путевой скоростью), что экономит время подготовки к полету. Режим «Контр. АНК» обеспечивает быструю предстартовую проверку работы всех систем, входящих в АНК, и связей между ними.

При установке переключателя в положение «Работа» начинается счисление координат самолета по данным датчиков навигационной информации.

Плановый навигационный прибор ПНП (рис. 22) является типичным обобщенным (многофункциональным) индикатором, применяющимся во многих АНК. На ПНП с помощью указателей различных типов (подвижной азимутальной шкалы, стрелок, цифровых счетчиков, световых и механических сигнализаторов) отображается информация о параметрах, характеризующих движение самолета в горизонтальной плоскости (в плане).

Воображаемая вертикальная линия, проходящая через центр прибора с неподвижным силуэтом самолета, имитирует продольную ось самолета. На этой же линии находится нуль шкалы углов сноса и неподвижный индекс 5 для отсчета текущего курса по вращающейся азимутальной шкале 2.

Центральная часть прибора с разрезной крестообразной стрелкой 7 и смещающейся параллельно ей планкой 12, шкалой боковых отклонений в виде ряда точек и двумя подсвечиваемыми треугольными сигнализаторами 10 может быть развернута относительно азимутальной шкалы на любой угол (автоматически или с помощью рукоятки), чем имитируется положение заданной линии пути на местности. Вид ЛЗП в зависимости от режима управления самолетом задается:

а) из памяти НВ — как ЧО-участок программного маршрута с соответствующим ППМ и программным ЗПУ; в этом случае смещение планки указывает счисленную величину и знак бокового отклонения самолета от ЛЗП;

б) с пульта селектора азимута аппаратуры РСБН (например, КУРС-МП) — как линия равного пеленга самолета относительно радиомаяка РСБН при полете на или от него; планка указывает угловое отклонение АЛ от заданного азимута самолета (А_C или А_CM); положение радиомаяка относительно самолета (впереди, сзади), при этом указывается подсвечиванием соответствующего треугольного сигнализатора.

в) из посадочной части аппаратуры РСБН — как ось зоны курсового радиомаяка системы посадки (СП-50, ILS); планка указывает угловое отклонение ε_К самолета от оси зоны курса.

Во всех этих случаях соответствующее направление ЛЗП (программный ЗПУ, заданный азимут маяка или самолета, направление посадки) индицируется на счетчике 8 ЗПУ, связанном со стрелкой 7.

Для задания только направления полета ЗПУ (в отличие от жестко связанной с землей ЛЗП) используется индекс 9 «ЗК», перемещающийся по окружности азимутальной шкалы от ручки «ЗК» или дистанционно с пульта пилотажного комплекса. Другой счетчик 4 «Д» указывает дальность D_H до наземного ответчика дальномерной системы, обычно совмещенного с азимутальным радиомаяком РСБН. В нерабочем положении цифровой счетчик «перечеркнут» бленкером.

По азимутальной шкале с помощью двух специальных стрелок (3 и 11) также отсчитываются направления на две радиостанции (по данным двух АРК и курсовой информации) или на два радиомаяка системы РСБН. В случае использования АРК пеленг радиостанции А_Р измеряется без методических ошибок и имеет наименование, одинаковое с курсом, подаваемым на ПНП. При работе по радиомаякам РСБН (типа VOR) показаниям стрелок свойственны методические ошибки из-за неучета при расчете КУР схождения меридианов (и изменения магнитного склонения) между местами самолета и радиомаяка (аналогично ошибкам индикации на РМИ).

Угол сноса, измеряемый ДИСС, отсчитывается по специальной шкале против подвижного индекса 6.

Навигационные приборы типа ПНП в современных навигационно-пилотажных комплексах дополняются командными приборами КПП, на которых экипажу выдается командная (директорная) информация о требуемом пилотажном режиме — кренах и тангажах, обеспечивающих оптимальную реализацию решений.

Проекционный индикатор навигационной обстановки ПИНО (рис. 23) предназначен, прежде всего, для наглядного представления текущего МС и вектора путевой скорости на фоне изображения местности в целях непрерывной оценки их положения относительно ЛЗП. Кроме того, на экране ПИНО, имеющем диаметр до 200 мм, могут индицироваться в зависимости от необходимости: данные о других трассах, воздушные коридоры и зоны с особым режимом полетов, действующие радионавигационные и связные средства, сведения о погоде в районе полета, крупномасштабные схемы маневров в районах аэропортов и различные справочные данные (в виде таблиц, схем, текстов инструкций и т. п.). Такая большая информационная способность ПИНО обеспечивается благодаря наличию в его конструкции не менее двух систем проектирования изображений на один экран и гибкой системе управления содержанием и движением этих изображений при помощи команд БЦВМ.

Носителями информации в ПИНО является фотопленка с кадрами картографического и справочного материала и знаковая электроннолучевая трубка, содержащая в памяти набор необходимых цифр, букв, символов и геометрических фигур. Известны ПИНО, построенные только на оптическом принципе получения изображения, только на электроннолучевом принципе и на их сочетании. Информации на экране совмещаются при помощи оптической системы, обеспечивающей также повороты изображения в соответствии с изменениями направления полета.

Рис. 23. Проекционный индикатор навигационной обстановки:

1 — кнопки-лампы включения режима работы; 2 — ручное вращение карты; 3 — совмещенный оптико-электронный экран; 4 — вращающаяся азимутальная шкала (γ. β); 5 — ручка поступательного перемещения карты; 6 — сигнализатор отключения карты; 7 — указатель кадра карты; 8 — переключатель ориентации изображения; 9 — переключатель вида информации «карта-справка»; 10 — указатель кадра справки; 11 — выбор кадров справки; 12— указатель ФПУ; 13 — маркер места самолета; 14 — регулятор яркости изображения; 15 — кнопка смещения маркера; 16 — кнопки выбора масштаба карты

Изображение местности (карты) на экране может быть ориентировано либо по географическому меридиану (север вверху экрана), либо по направлению ЛФП (вид с самолета на землю). Текущее МС изображается неподвижным индексом в центре экрана, но для увеличения обзора вперед этот индекс может смещаться к его нижней части.