БОРТОВЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ СИСТЕМЫ 8 страница
Пилотажный комплекс обеспечивает:
§ автоматическую стабилизацию курса, тангажа и крена;
§ автоматическую стабилизацию заданной барометрической высоты полета;
§ автоматическую стабилизацию заданной приборной скорости при наборе высоты и снижении с помощью руля высоты;
§ автоматический выход на заданный курс и его стабилизацию;
§ автоматический полет по сигналам маяков ближней навигации и комплекса "Ольха-1";
§ выполнение разворотов и изменение углов тангажа с помощью рукоятки пульта управления;
§ автоматическую разгрузку проводки управления рулем высоты по усилиям с помощью управляемого стабилизатора;
§ автоматическое отключение системы САУ-42 при приложении усилий 6‑8 кг летчиком к колонке управления или при "пересиливании" (усилии на колонке 25кг);
§ автоматический и ручной захват глиссады;
§ демпфирование самолета относительно вертикальной оси;
§ автоматический и директорный заход на посадку до высоты ВПР;
§ режим совмещенного управления;
§ наглядную индикацию основных пилотажных параметров и командных сигналов;
§ автоматический непрерывный и дискретный контроль исправности комплекса и его датчиков с выдачей экипажу сигнализации.
Датчик усилий дублированный ДДУ-4 сер. 03
Датчик ДДУ-4 предназначен для выдачи сигнала на отключение включенной системы САУ-42 при приложении летчиком усилий 6-8кг к колонке управления.
Датчик усилий состоит из корпуса, в котором размещены пружина, шток с толкателем, поворотный кронштейн с рамкой индукционного датчика и две пары контактов с регулировочными винтами.
При растяжении или сжатии датчика перемещается шток, который, преодолевая сопротивление пружины, поворачивает вместе с кронштейном рамку индукционного датчика. Перемещение штока преобразуется в электрический сигнал, фаза которого зависит от направления вращения кронштейна.
Регулировка нейтрального положения рамки индукционного датчика (нулевая нагрузка) осуществляется при помощи толкателя, который может ввертываться в шток и вывертываться из него.
Информационный комплекс высотно-скоростных параметров ИК ВСП-1-6
Информационный комплекс высотно-скоростных параметров (рис. 49) предназначен для выдачи экипажу и в бортовые системы информации о заданных, текущих и предельно допустимых значениях высотно-скоростных параметров.
В комплекс ИК ВСП-1-6 входят:
§ система воздушных сигналов СВС-1-72-1А;
§ два комбинированных указателя скорости и числа М УСИМ-1-6-1;
§ система сигнализации опасной скорости сближения с землей ССОС;
§ устройство индикации и сигнализации углов атаки и перегрузки УДУА‑1;
§ система сигнализации высоты эшелонирования ССВЭ-МПБ;
§ два высотомера ВМК-15;
§ два комбинированных прибора ДА-З0П;
§ датчик температуры торможения П-104;
§ указатель температуры УТ-1М-1ПБ;
§ два радиовысотомера РВ-5;
§ блок формирования и контроля БФК-3.
Экипажу и в бортовые системы комплекс ИК ВСП-1-6 выдает значения:
§ истинной воздушной скорости;
§ приборной скорости;
§ отклоненияя от заданной приборной скорости;
§ максмально допустимой скорости нормальной эксплуатации Vмаxэ (Vмд);
§ относительной и абсолютной барометрической высоты;
§ числа М;
§ температуры наружного воздуха;
§ текущего угла атаки αтек ;
§ текущей вертикалыной перегрузки nу ТЕК;
§ предельного угла атаки αпред
§ предельной вертикальной перегрузки nу пред
§ вертикальной скорости;
§ геометрической высоты.
Рис. 49 Функциональная схема ИК ВСП-1-6
Комплекс обеспечивает сигнализацию:
§ отклонения самолета от заданного эшелона;
§ достижения опасной скорости сближения с землей;
§ превышения максимально допустимой скорости и числа М;
§ достижения предельно допустимых значении угла атаки и перегрузки;
§ отказов, выдаваемых на высотомеры ВМК-15 и указатель УВ-75-15ПБ.
Комплекс обеспечивает автоматизированный контроль работоспособности систем по каналам относительной высоты, заданной скорости и максимально допустимой скорости.
Блок формирования и контроля БФК-3
Блок формирования и контроля БФК-3 предназначен для коммутации, контроля исправной работы, а также обнаружения, локализации и выдачи потребителям информации об отказах каналов "Нотн"' "ΔVпр", "Vmaxэ ("Vмд") комплекса ИК ВСП-1-6.
В блоке осуществляется:
§ коммутация режимов работы вычислителей ВКР-6-1 указателя скорости УСИМ-1-6-1 по каналу"ΔVпр" (режим слежения индекса за текущим значением скорости, режим стабилизации индекса);
§ контроль работы канала "Нотн" (источники информации - УВ-75-15ПБ, левый и правый высотомеры ВМК-15) с выдачей информации об отказах подканалов;
§ контроль работы канала "ΔV" (источники информации - левый и правый указатели УСИМ-1-6-1) с выдачей информации об отказе канала на соответствующий бленкер каждого указателя УСИМ-1;
§ контроль работы канала "Vmaxэ " (источники информации - указатели УСИМ-1-6-1) с выдачей информации об отказе канала на бленкер Vмд каждого указателя УСИМ-1;
§ формирование сигнала готовности подканала" ΔV1", формирование и выдача сигнала "ΔV1 " в виде напряжения постоянного тока (источники информации - указатели УСИМ-1-6-1).
Блок БФК-3 снабжен встроенным контролем для проверки в наземных условиях.
Система сигнализации комплексов БПК-1П-42, "Ольха-1" и ИК ВСП-1-6
Система сигнализации обеспечивает световую, бленкерную и звуковую сигнализацию, предназначенную для оповещения членов экипажа об отказах, неисправностях и состоянии комплексов оборудования.
В систему сигнализации входят:
§ центральный сигнальный огонь ПНО;
§ звонок;
§ сирена;
§ сигнальное табло;
§ бленкеры на приборах ПКП-72-8, ПНП-72-14 и УАП5-7.
Сигнализация режимов работы и отказов пилотажного комплекса. Формирование информации
Для осуществления пилотирования самолета и принятия правильного решения при неудовлетворительной работе аппаратуры пилотажный комплекс формирует и выдает следующую информацию:
§ об отказах основных датчиков и блоков системы, индикаторов и сервопривода САУ-42;
§ о режимах работы аппаратуры;
§ о выходе параметров движения самолета за допустимые значения, о состоянии аппаратуры, которая будет использована на последующих режимах и этапах полета;
§ о выходе самолета на заданные высоты.
Информация выдается на сигнальные табло.
Загорание сигнальных табло предельных отклонений указывает на невозможность продолжения захода на посадку из-за непосадочного положения самолета и обязывает пилота уйти на второй круг, не дожидаясь установления контакта с землей. Формирование информации "вверх-вниз", "вправо-влево" происходит в блоке коммутации по сигналам отклонения от равносигнальной зоны курса и глиссады. В блоке логики формируется информация включения сигнальных табло в режиме "Глиссада" на высоте < 200м. На высоте < 60 м отключается сигнализация предельных отклонений по глиссаде.
Загорание сигнального табло 1 КАТEГОP. свидетельствует об исправности аппаратуры, обеспечивает автоматический заход на посадку по метеоминимуму категории 1. Условием формирования сигнализации являются нaличиe режима ГЛИССАДА и исправность всех систем и вычислителей, обеспечивающих заход на посадку.
Сигнальное табло ВПР индицирует прохождение самолетом высоты принятия решения .
Пилот обязан при загорании сигнального табло ВПР принять решение о продолжении посадки, если установлен надежный визуальный контакт с ВПП, или о маневре ухода на второй круг при отсутствии видимости земли, а также в случае непосадочного положения самолета.
Срабатывание сигнального табло ВПР происходит при наличии сигнализации 1 КАТЕГОРИЯ и ВПР, установленной на указателе радиовысотомера.
Если индекс ВПР на указателе УВ-5М-1 установлен на Н > 60м, то табло ВПР загорается при прохождении самолетом этой высоты и повторно на Н=60м. Сигнальное табло ВПР горит в течение 1-2с.
Срабатывание световой. сигнализации сопровождается. звуковой сигнализацией (звенит звонок).
Сигнальное табло КРЕН ВЕЛИК загорается при превышении допустимого угла крена и обязывают пилота вмешаться в управление для парирования соответствующего крена. Информация формируется в блоке БКК-18.
Загорание сигнального табло РЕЖИМ САУ происходит при:
§ самопроизвольном отключении режима, включенного на пульте ПУЛ-162 (ВЫСОТА, СКОРОСТЬ, КУРС. ЗОНА, ГЛИССАДА, НАВИГАЦИЯ, ЗАДАН. КУРС). При этом САУ переходит в режим стабилизации текущего курса и тангажа;
§ управлении РУ на ПУЛ-162.
Табло РЕЖИМ САУ можно погасить нажатием на само табло или на кнопку ОТКЛ.САУ.
Загорание сигнального табло АВТОПИЛОТ свидетельствует об отказе сервопривода канала крена или канала тангажа системы САУ-42, а также о достижении самолетом предельного крена.
Сигнальное табло ДЕМПФЕР САУ загорается при отказе сервопривода канала направления системы САУ-42.
Загорание сигнального табло НЕТ РЕЗЕРВА САУ свидетельствует об отказе одного из вычислителей канала крена или канала тангажа.
Загорание сигнального табло МГВ РЕЗ свидетельствует об отказе резервной гировертикали МГВ-1СУ-8.
Загорание сигнального табло НЕТ КОНТРОЛЯ АГ свидетельствует об отказе блоков БКК-18
Загорание сигнального табло СТАБ. ВЫСОТЫ свидетельствует о рассогласовании корректоров высоты в режиме "Высота".
Загорание сигнальных табло КУРС. ЗОНА, ГЛИССАДА дублирует сигнализацию включенного режима на ПУЛ-162.
Загорание сигнальных ламп БКК КРЕН, БКК ТАНГАЖ на панели КОНТРОЛЬ СИСТЕМ на левом пульте при тест-контроле блоков БКК-18 свидетельствует об исправности блоков БКК-18.
Загорание сигнального табло ПНО свидетельствует об отказах: пилотажного комлекса БПК-1П-42, навигационного комплекса, ИКВСП-1-6, АДР-42, и УДУА-1.
Желтое сигнальное табло ПНО работает в проблесковом режиме и срабатывает при загорании желтых табло, расположенных на верхнем пульте.
Погасить табло можно путем нажатия на него.
Мигание желтого сигнального табло ДАТЧИК УСИЛИЙ свидетельствует об отключении САУ-42 в случае несоблюдения рекомендаций по запрету приложения усилий к колонке управления при включенном продольном канале САУ-42.
Табло ДАТЧИК УСИЛИЙ можно погасить нажатием на кнопку ОТКЛ.САУ. После этого возможно повторное включение САУ.
Отказы сервопривода САУ-42 по каналам крена, тангажа и демпфер , отключение САУ-42 кнопкой ОТКЛ. САУ, загорание табло ВПР, УСИЛИЕ ОТКЛ. АП, ДАТЧИК УСИЛИЙ сопровождаются звуковой сигнализацией (звонком), длительностью 1-2с.
Отказ авиагоризонта, двух вычислителей бокового или продольного каналов системы САУ-42, отказ радиовысотомера РВ-5 индицируются флажками бленкеров АГ, К,Т, РВ на приборах ПКП-72-8.
При отказе датчика авиагоризонта или каналов крена или канала тангажа прибора ПКП на лицевой части прибора появляется флажок бленкера АГ.
При отказе двух вычислителей бокового или продольного канала системы САУ-42 командный индекс на приборах ПКП-72-8 устанавливается в нулевое положение по крену или тангажу соответственно. В режиме захода на посадку на лицевой части прибора ПКП-72-8 появляется флажок бленкера К или Т.
При отказе прибора ПКП-72-8 на лицевой части прибора появляются одновременно два флажка бленкеров К и Т.
Бленкер РВ находится на лицевой части прибора при Н > 750м.
При отказе радиовысотомера РВ-5 левого (правого) при Н < 750м на лицевой части соответствующего прибора ПКП-72-8 появляется флажок бленкера РВ.
Отказы приемников курсового или глиссадного радиомаяков индицируются на приборах ПНП-72-14 появлением флажка бленкера К (отказ курсового радиоприемника) флажка бленкера Г (отказ глиссадного радиоприемника).
Отказ курсовой системы БСФК-1 и курсового канала прибора ПНП-72-14 индицируется флажком КС бленкера КС (отказ датчика и канала текущего курса), который появляется на лицевой части прибора ПНП-72-14.
При отказе каналов индикации αтек и αдоп, цепи обогрева датчика ДАУ-72-3, канала числа М, цепи питания напряжением 115В и 27В выпадает бленкер на шкале углов атаки указателя УАП5-7.
При отказе каналов индикации nу тек, nу доп, цепей питания напряжением 115В и 27В выпадает бленкер на шкале перегрузок указателя УАП5-7.
Вопросы студентам:
1. Опишите состав комплекса « Ольха-1 и решаемые им задачи.
2. В какой ПНК входит «Ольха-1»? Каков состав комплекса?
3. Что такое ИК ВСП? На базе каких изделий он построен?
4. Для чего предназначена система сигнализации комплекса? Что и как сигнализирует?
Лекция 16
КОМБИНИРОВАННЫЙ ПРИБОР ДА-30П
Прибор ДА-30П предназначен:
§ для измерения вертикальной скорости самолета, т.е. скорости подъема или спуска до 30м/с;
§ для осуществлений контроля горизонтального полета;
§ для указания правильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси с поперечным креном до 45° при скорости полета 400км/ч.
Прибор ДА-30П состоит из трех самостоятельных приборов: вариометра, указателя поворота и указателя скольжения, размещенных в одном корпусе.
Два комбинированных прибора ДА-30П установлены на приборной доске в кабине экипажа.
Принцип действия вариометра основан на измерении разности между атмосферным давлением внутри манометрического чувствительного элемента и давлением внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосферой через капиллярные трубки.
Таким образом, чувствительный элемент воспринимает разность между давлением в корпусе и атмосферным давлением.
При изменении высоты полета капилляры с малым диаметром вызывают некоторое запаздывание в уравновешивании давления внутри корпуса прибора по сравнению с атмосферным давлением. Разность давлений, воспринимаемая чувствительным элементом (мембранной коробкой), тем больше, чем больше скорость подъема или спуска самолета. Перемещение чувствительного элемента через передаточно-исполнительный механизм передается на стрелку, которая по шкале вертикальной скорости отмечает скорость подъема или спуска самолета.
При горизонтальном полете самолета разность давлений в корпусе и в чувствительном элементе равна нулю, так как давление внутри корпуса успевает выровняться с атмосферным давлением в чувствительном элементе.
В этом случае стрелка вариометра останавливается против нулевой отметки шкалы. Участки шкалы подъема и спуска от 0 до 10 м/с имеют цену делений 1м/с, от 10 до 400 м/с - 2м/с. Для установки стрелки в нулевое положение на приборе имеется кремальера.
Принцип действия указателя поворота основан на свойстве гироскопа с двумя степенями свободы совмещать ось собственного вращения с осью вынужденного вращения - осью Y самолета.
Чувствительным элементом указателя поворота является гироскоп с двумя степенями свободы (ось собственного вращения Y-Y и ось вращения рамки Х-Х).
Оси вращения Х-Х и Y-Y расположены под прямым углом друг к другу в одной горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести системы гироскоп-рамка, причем ось Y-Y параллельна поперечной оси, а ось Х-Х - продольной оси самолета.
При поворотах самолета вокруг вертикальной оси Z-Z по часовой или против часовой стрелки к оси гироскопа Y-Y будет прилагаться момент внешней силы. Под действием этого момента в гироскопе возникает гироскопический момент, стремящийся по кратчайшему пути совместить ось ротора Y-Y с осью вращения Z-Z так, чтобы вращение ротора и вращение самолета совпадали по направлению.
Под действием гироскопического момента ротор вместе с рамкой повернется относительно оси Х-Х, стрелка указателя поворота отклонится от нулевой отметки шкалы и укажет поворот самолета. Прецессионное движение гироскопа будет продолжаться до тех пор пока гироскопический момент не уравновесится силой натяжения пружин, которые создают момент относительно оси Х-Х, направленный в обратную гироскопическому моменту сторону. Гироскопический момент действует до тех пор, пока продолжается вращение самолета относительно вертикальной оси.
С прекращением вращения самолета относительно вертикальной оси гироскопический момент исчезает, и под действием пружин ось ротора устанавливается параллельно поперечной оси самолета, а стрелка указателя поворота - в нулевое положение.
Гироскоп указателя поворота чувствителен только к поворотам вокруг вертикальной оси, a - поворот относительно поперечной и продольной осей самолета не вызывает отклонения стрелки.
Шкала указателя поворота - равномерная, расположена в центральной части шкалы прибора и имеет три деления вправо и влево от нулевой отметки с оцифровкой 45° на крайних делениях. Деления шкалы рассчитаны на показания разворота самолета вокруг вертикальной оси с поперечными кренами 15, 30 и 45° при скорости полета 400км/ч. Угловая скорость разворота самолета при данных кренах соответственно составляет 1,3; 2,9 и 5 град/с.
Указатель скольжения представляет собой физический маятник. Указатель показывает угол между направлением "кажущейся вертикали" и нормальной осью самолета.
В указателе скольжения используется основное свойство маятника: устанавливаться в направлении действующей на него силы тяжести, в направлении "истинной вертикали", а в случае действия нескольких сил - в направлении равнодействующей этих сил - "кажущейся вертикали".
При горизонтальном полете самолета на шарик указателя действует только сила тяжести, равная его весу и направленная вертикально. При этом шарик находится в середине трубки на линии отвеса, проходящей через центр кривизны трубки. На вираже на шарик указателя действует еще центробежная сила. В случае если равнодействующая этих двух сил ("кажущаяся вертикаль") совпадает с вертикальной осью самолета, шарик также установится в середине трубки. Скольжение в этом случае отсутствует.
При несовпадении "кажущейся вертикали" с осью Y самолета шарик указателя будет находиться справа или слева от среднего положения, сигнализируя о наличии скольжения самолета. Показания прибора ДА-30П дают возможность определить положение самолета в пространстве.
БАЗОВАЯ СИСТЕМА ФОРМИРОВАНИЯ КУРСА БСФК-1 С ГИРОАГРЕГАТАМИ ГА-8 И БЛОКАМИ УСИЛИТЕЛЕЙ БУ‑12 сер. 2
Базовая система формирования курса БСФК-1 (рис. 50) предназначена:
§ для формирования и выдачи потребителям текущего (приведенного) курса Yпр;
§ для измерения гиромагнитного курса YГМК и выдачи его потребителям;
YПР - приведенный курс - гирополукомпасный курс, приводимый на определенных этапах полета к истинному или магнитному меридиану. При работе БСФК-1 с ЦВМ коррекция осуществляется по YВК;
YГМК - гиромагнитный курс - магнитный курс, осредненный при помощи гирополукомпаса.
Рис.50. Структурная схема базовой системы формирования курса БСФК-1.
Законы формирования (рис. 51) определяются формулами:
где 
- широтная поправка;
YГ - гироскопический курс;
YВК - внешний курс (курс, вычисленный ЦВМ);
ΔМ - магнитное склонение;
ΔN - поправка на сходимость меридианов;
Y0 - угол начальной выставки курса.
Рис. 51 Схема определения курса системой БСФК-1.
Система выдает сигналы гироскопического курса ΨГ ЛЕВ и ΨГ ПРАВ в блок БСК-4 для формирования сигналов Ψпр лев и Ψпр прав и в ЦВМ для формирования сигнала Ψвк, Потребителями сигналов ΨПР ЛЕВ и ΨПР ПРАв являются приборы ПНП-72-14. Потребителями сигналов ΨГМК ЛЕВ и ΨГМК ПРАВ являются индикаторы РМИ-2Б, система автоматического управления САУ-42, аппаратура Курс МП-70, система МСРП-64М-2, приборы ПНП-72-14, цифровая вычислительная машина.
По каждому каналу системы БСФК-1 выдается сигнал +27В "Исправность". В базовую систему формирования курса БСФК-1 входят:
§ блок согласования курса БСК-4 (2 шт.);
§ блок гиромагнитного курса БГМК-6 (2 шт.);
§ индукционный датчик ИД-6 (2 шт.);
§ пульт управления ПУ-41 сер. 2 (1 шт.).
В системе БСФК-1 используется принцип совместной работы гироскопа направления с магнитным датчиком курса (корректором).
Этот принцип заключается в том, что магнитный датчик определяет курс самолета относительно магнитного или истинного (при вводе магнитного склонения) меридиана и выдает его для коррекции сигналов курса, выдаваемого потребителям.
В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в одном из следующих режимов:
§ "ГПК" - режим гирополукомпаса;
§ "МК" - режим коррекции по магнитному курсу;
§ "ВК" - режим внешнего курса по сигналам от ЦВМ.
Оба курсовых канала системы работают в одном из указанных режимов, включаемых вручную на пульте ПУ-41. Одновременно с этим производится управление каналами. Система выдает сигналы приведенного курса с двух каналов.
Сигнал гиромагнитного курса с двух каналов выдается независимо от режимов работы базовой системы формирования курса.
Основным режимом работы системы БСФК-1 является режим внешнего курса. Переключатель режимов работы на пульте управления ПУ-41 находится при этом в положении "ВК". В этот момент на вход блоков БСК-4 поступают сигналы гироскопического курса с гироагрегатов ГА-8 и сигнал широтной поправки, а в момент согласования - сигнал внешнего курса из ЦВМ. Согласование по внешнему курсу производится автоматически при выдаче сигнала +27В "Согласование" из ЦВМ в пульт управления ПУ-41 и затем - в блок БСК-4. При отказе ЦВМ прекращается автоматический ввод широтной поправки и автоматическое согласование.
В этом случае система БСФК-1 работает автономно. Ввод широтной поправки производится вручную с пульта ПУ-41.
Ручной ввод широты с ПУ-41 осуществляется по сигналу "Отказ ЦВМ" - на верхнем пульте загорается сигнальное табло ОТКАЗ ЦВМ.
Для согласования курса в режиме "МК" переключатель режимов работы БСФК-1 на ПУ—41 необходимо перевести в положение "МК" и нажать кнопку СОГЛАСОВАНИЕ. В режиме "МК" идет коррекция гирополукомпасного курса по магнитному корректору. В режиме "МК" возможно согласование гирополукомпасного курса по истинному курсу. Для этого на пульте управления ПУ-41 нужно установить магнитное склонение местоположения самолета.
Сигналы курса с блоков БСК-4 на приборы ПНП-72-14 выдаются одновременно с сигналом +27В "Исправность Y" соответствующего канала.
В магнитный корректор системы БСФК-1 входят индукционный датчик ИД‑6 и блоки гиромагнитного курса БГМК-6.
С помощью блоков БГМК-6 устраняется установочная погрешность индукционного датчика, списывается полукруговая и четвертная девиация и осредняется магнитный курс сигналами гирополукомпасного курса. При разворотах самолета со скоростью более 0,1 - 0,З град/с магнитная коррекция из-за большой погрешности измерения магнитного курса индукционным датчиком отключается с помощью выключателя ВК-90М.
Каждый из двух блоков БГМК-6 обеспечивает выдачу сигналов гиромагнитного курса ΨГМК потребителям и через блок коммутации - в пульт управления ПУ-41.
Сигналы гиромагнитного курса для коррекции приведенного курса в режиме "МК" поступают в БСК-4 с пульта управления ПУ-41. При отказе одного блока БГМК-6 происходит автоматическое переключение цепи коррекции блоков БСК-4 на второй блок БГМК-6.
Начальная выставка курса перед полетом осуществляется следующими средствами:
§ системой формирования гиромагнитного курса в режима "МК" с вводами магнитного склонения стоянки;
§ системой формирования начального курса при рулении по РД или разбеге по ВПП;
§ выставки по известному (или запомненному) курсу стоянки.
Схема формирования начального курса в системе БСФК-1 с применением магнитной коррекции включает индукционный датчик ИД-6, гироагрегат ГА-8, преобразователь, фильтр, пульт ПУ-41, ключ быстрого согласования. С пульта ПУ-41 вводится значение поправки 
и магнитное склонение, если система БСФК-1 используется автономно.
Система формирования начального курса, обеспечивающая выставку курса в процессе руления по РД или разбеге по ВПП, включает задатчик курса руления или взлета, функции которого выполняет пульт ПВИ (или ППК), гироагрегат ГА‑8, сигналы с которых поступают в ЦВМ. Вычисленная поправка по команде экипажа суммируется в ЦВМ с текущим значением курса и, таким образом формируется точный курс, используемый для счисления координат и индикации.
Обнуление СКТ - датчиков гироагрегатов ГА-8 (режим настройки) происходит при подаче питания в электрические цепи систем от автоматов защиты КС ЛЕВ. (КС ПРАВ.) и при установке переключателя РАБОТА-НАСТРОЙКА на ПУ-41 в положение "настройка". Рабочий режим включается после окончания режима "Настройка" переводом переключателя РАБОТА-НАСТРОЙКА в положение "работа".
Сигнал +27В "Исправность" каждого гироагрегата выдается в блоки БСК-4 и БГМК-6 для формирования сигналов исправности каналов курса ΨПР и ΨГМК.
Для начальной выставки курса в системе БСФК-1 необходимо:
§ при работе с ЦВМ переключатель режимов на пульте ПУ-41 поставить в положение "ВК". Выключатель ЗК должен быть установлен в положение "откл.". Сигнал ΨВК, по сигналу "Согласование" поступает на блоки БСК-4 от ЦВМ;
§ при отказе ЦВМ переключатель режимов поставить в положение "МК" и нажать кнопку СОГЛАСОВАНИЕ. Сигнал ΨГМК на блоки БСК-4 поступает с блока БГМК-6. Если на счетчике 3МС-3К пульта ПУ-41 установлено значение магнитного склонения места начальной выставки, то на блок БСК-4 поступает значение истинного курса;
§ значение начального курса может выставляться вручную на счетчике ЗМС-ЗК пульта ПУ-41 при включенном выключателе ЗК и при включении переключателя режимов работы в положение "ВК". При нажатой кнопке СОГЛАСОВАНИЕ происходит начальная выставка по заданному курсу.
Режим "ВК" является основным режимом работы системы БСФК-1 при нормальном функционировании ЦВМ.
Выдаваемый потребителям приведенный курс формируется в блоках БСК-4, куда в качестве корректирующего сигнала при разворотах на новый ППМ поступает сигнал ΨВК из ЦВМ одновременно с сигналом "Согласование ЦВМ".
В промежутках между разворотами в блоках БСК-4 осуществляется интегрирование широтной поправки , поступающей из ЦВМ одновременно с сигналом +27В "Исправность ЦВМ".
Режим "ГПК" включается при установке переключателя режимов на пульте управления ПУ-41 в положение "ГПК". Режим используется при отказах ЦВМ. При этом на БСК-4 осуществляется интегрирование широтной поправки, вводимой вручную с пульта ПУ-41.
Коррекция курса по магнитному корректору включается установкой переключателя на пульте управления ПУ-41 в положение "МК" и нажатием кнопки СОГЛАСОВАНИЕ. В этом режиме обеспечивается выдача откорректированного по магнитному датчику курса с погрешностью 2δ = 1,0°.
Вопросы студентам:
1. Для чего на самолете установлен прибор ДА-30? Как он работает?
2. Какие задачи решает БСФК? Какие сигналы выдает и куда?
3. Что понимают под режимами МК, ГПК, ВК? Как они связаны?
4. Что такое полукруговая и четвертная девиация? Чем она устраняется?
5. Зачем, чем и в каких случаях отключается магнитная коррекция?
Лекция 17
ЦИФРОВАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ МАШиНА ЦВМ20-1М
ЦВМ20-1М предназначена для вычисления и выработки управляющих и командных сигналов, необходимых для решения задач в соответствии с заложенной программой.
ЦВМ20-1М состоит из трех основных функциональных частей:
§ цифрового вычислительного устройства ЦВУ и устройства ввода-вывода УВВ, входящих в блок БВЦ20-1М;
§ устройства питания - блока БП20-1;
Дата добавления: 2016-02-09; просмотров: 3074;