Назначение, состав и режимы работы системы электронной индикации СЭИ-85 ?

Билет №1

1. Точная курсовая система ТКС-П2 назначение, состав, принцип действия, технические данные?

Назначение точной курсовой системы ткс-п2.

Точная курсовая система ТКС-П2 предназначена для определения магнитного и ортодромического курсов самолёта и обеспечения сигналами курса как индикаторов курса лётчика и штурмана, так и всех самолётных устройств, решающих задачи навигации, пилотирования и другие, для работы которых требуются сигналы курса.

Система ТКС-П2 является централизованным самолётным устройством, объединяющим гироскопические, магнитные и астрономические средства определения курса.

При работе с измерителем угла сноса и путевой скорости, автоматическим радиокомпасом с навигационным вычислителем курсовая система обеспечивает индикацию соответственно: угла сноса, пеленга радиостанции и значений заданного и фактического путевых углов самолёта.

Значение курса индуцируется на коррекционных механизмах КМ-5 и указателе штурмана УШ-3 из комплекта ТКС-П2, на приборах ПНП-1 из комплекта системы АБСУ-154-2 и индикаторах курсовых углов ИКУ-1А из комплекта аппаратуры «Курс МП-2».

Сигналы курса от ТКС-П2 выдаются в навигационное вычислительное устройство НВУ-Б3 для счисления координат самолёта, в систему траекторного управления СТУ-154-2 для формирования команд на управления самолётом по крену, в систему автоматического управления САУ-154-2 для стабилизации курса самолёта и в аппаратуру «Курс МП-2» для формирования сигналов азимута радиомаяков VOR.

Комплектность ткс-п2.

Комплект и размещение:

• ИД-3 – индукционный датчик (2 шт.), установлены в левом и правом полукрыльях;
• КМ-5 – коррекционный механизм (2 шт.), установлены над правой панелью АЗС;
• ГА-3 (ГА-3М) – гироагрегат (2 шт.);
• РБ-2 – распределительный блок (2 шт.);
• БГМК-2 – блок гиромагнитного курса (2 шт.);
• ПУ-11 – пульт управления (1 шт.), установлен на верхнемэлектрощитке пилотов;
• УШ-3 – указатель штурмана (1 шт.);
• БДК-1 – блок дистанционной коррекции (1 шт.).

Блоки ГА-3, РБ-2 и БГМК-2 установлены в 1 техотсеке; указатели УШ-3 и БДК-1 установлены на приборной доске пилотов.

С комплектом системы используется девять выключателей на верхнемэлектрощитке пилотов: ТКС «ПИТАНИЕ №1 и №2», «ОБОГРЕВ ГА», «КОРРЕКЦИЯ БГМК-2 №1 и №2», «КУРС ПНП ЛЕВ. И ПРАВ.» с положениями «ГПК – ГМК» и «СТАБИЛИЗАЦИЯ ГА ПО КРЕНУ ОСНОВ. И КОНТР. – АРРЕТИРОВАНИЕ ГА»

Принцип действия.

Основным режимом работы ТКС-П2 является режим гирополукомпаса (ГПК). При этом оба гироагрегата ГА-3 (основной и контрольный) работают в режиме ГПК. Режим магнитной коррекции (МК) является вспомогательным и используется кратковременно (3-4 мин.) для первоначальной выставки гироагрегатов по магнитному курсу и компенсации ухода главной оси гироскопа в азимуте.

В режиме МК принцип действия основан на использовании свойств двух чувствительных элементов: индукционного датчика ИД-3 и курсового гироскопа ГА-3. индукционный датчик с достаточной точностью определяет направление горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли. Недостатком ИД-3 является высокая чувствительность к ускорениям, которая приводит к появлению ошибок в виде колебаний сигнала курса.

С сельсин-датчика сигнал курса подаётся на потребители. В режиме ГПК с течением времени накапливается ошибка из-за ухода главной оси гироскопа в азимуте.

Для компенсации ухода применена азимутальная коррекция, состоящая из электрического моста, образованного широтным и поправочным потенциометрами пульта управления ПУ-11, усилителя УШК и двигателя, который со скоростью ухода главной оси гироскопа в азимуте вслед за ротором поворачивает статор сельсин-датчика. Взаимное положение ротора и статора сельсин-датчика не изменяется, и ошибки гироскопа на потребители не выдаются.

Режим гирополукомпаса

Как уже указывалось выше, основным режимом работы си­стемы является режим гирополукомпаса. В этом режиме система выдает ортодромический курс с точностью, определяемой «дрейфом» гироскопа в азимуте и погрешностью его начальной выставки. Величина дрейфа в основном зависит от качества гиро­скопа гироагрегата и от точности ввода в гироскоп широтной поправки, вводимой для компенсации «кажущегося» ухода, вызы­ваемого наличием вращения Земли.

В ТКС имеется система ручного или автоматического ввода широтной коррекции. Широта места индицируется на шкале пульта и может устанав­ливаться в пределах 0°—90° как северной, так и южной широты. Скорость вращения ИЭ-1М будет строго пропорциональна сигналу, поступающему с пульта управления.

ИЭ-1М - двигатель-генератор; ТГ - тахогенератор; УШК - усилитель широтной коррекции; СН - стабилизатор напряжения; φ - широта места; R1—потенцио­метр широтной коррекции; 2U₉₀⁰ - сигнал питания потенциометра широтной коррекции; U_тг— напряжение с тахогенератора; U_вк - входное напряжение уси­лителя; U_к— сигнал напряжения на выходе моста; - балансировочный сиг­нал; ω_b - обмотка возбуждения двигателя; ω_у - управляющая обмотка двига­теля; U₉₀ sin φ - широтный сигнал; R2 -потенциометр балансировочный.

Это схема так называемого интегрирующего привода постоянного тока. Выход этой системы — угол поворота вала интегрирующего двигателя ИЭ-1М — пропорционален инте­гралу от входной величины (опорного напряжения U_к).

Точность работы такой системы целиком зависит, при доста­точном коэффициенте усиления усилителя, от линейности и стабильности характеристики тахогенератора, которые для ИЭ-1М не зависят от колебаний напряжения питания, так как магнит­ное поле тахогенератора ИЭ-1М создается постоянным магнитом. А так как питающее напряжение моста потенциометров стаби­лизировано, работа интегрирующего привода почти не зависит от колебаний напряжений, питающих усилитель, обмотку воз­буждения двигателя интегратора и стабилизатора.

Вал ИЭ-1М через редуктор вращает статор курсового сельси­на в сторону, противоположную вращению Земли, с угловой ско­ростью

где величина дрейф от действия постоянного разбаланса. Величина в общем случае различна для каждого из гироагрегатов и лежит в пределах±3 град/час. Эта величина ком­пенсируется разворотом балансировочных потенциометров и определяет необходимость регулировки гироагрегатов при их за­мене и при проведении регламентных работ.

Автоматическая система ввода широтной коррекции отли­чается лишь тем, что широтный потенциометр пульта управления переключателем В1 этого пульта заменяется на точно такой же, но расположенный в навигационном вычислителе. Положение движка этого потенциометра автоматически меняется с измене­нием широты места.

1. Принципы определения текущих координат, скорости ЛА и построения вертикали в ИНС?

На летательном аппарате установлены маятниковый акселерометр, связанный с корпусом прибора посредством упругого ограничителя и два интегрирующих вычислительных устройства. Акселерометр выдает электрический сигнал, пропорциональный ускорению ЛА. Напряжение с выхода каждого интегратора пропорционально интегралу входного напряжения. Устройство, показанное на рис. 5.1, позволяет измерять ускорения лишь в одном направлении. Используя акселерометры, ориентированные по трем осям пространственной системы координат, можно измерять ускорение относительно какой-либо системы координат, связанной с инерциальным пространством (например, относительно «неподвижных» звёзд), вектор путевой скорости и координаты летательного аппарата при его поступательном перемещении на плоскости в любом направлении. Переход к неинерциальной системе координат, связанной, например, с Землей, осуществляется с помощью вычислительных устройств.

ИНС обладает всеми преимуществами автономного средства самолётовождения (не демаскирует летящий самолёт, не зависит от видимости земной поверхности и небесной сферы и т. п.). Система пригодна как для дальней, так и для ближней навигации, т. е. в принципе – для всех летательных аппаратов.

Создание достаточно точной и невозмущаемой вертикали, равно как и технических средств для измерения вектора путевой скорости и координат места, возможно лишь при условии совмещения процессов измерения ускорений и построения точной вертикали.

Рассмотрим движение летательного аппарата в одной плоскости вокруг «неподвижной» Земли, имеющей форму шара (рис. 5.3, а). На горизонтальной платформе поместим акселерометр (рис. 5.2, б) – сейсмическую массу 2, удерживаемую в горизонтальном направлении пружинами 3. При воздействии ускорения «а» масса 2 передвигается в направлении, обратном действию ускорения. Масса 2 перемещается по направляющей 4. Выходной сигнал, пропорциональный ускорению (U = k·a), снимается с потенциометра 5, щётка которого связана с массой 2.

Рисунок 5.2. К определению координат места самолёта

Пусть летательный аппарат, сохраняя горизонтальное движение, перемещается из точки A в точку B (рис. 5.2, а), тогда первый интегратор (рис. 5.1), на вход которого подается сигнал ускорения, будет выдавать сигнал, пропорциональный путевой скорости W:

W = . (5.1)

На выходе второго интегратора появится сигнал, пропорциональный пройденному пути S:

S = ͜ AB = = . (5.2)

Истинная вертикаль за это время повернется на угол β_пер:

β_пер = S/R, (5.3)

здесь R – расстояние от центра Земли до летательного аппарата.

На этот же угол должна повернуться и платформа с акселерометрами, чтобы она осталась в горизонтальном положении. Выполнение равенства

γ = β_пер (5.4)

является условием построения невозмущаемой вертикали на борту летательного аппарата.

Зная координаты точки старта A (φ₀, λ₀), можно получить координаты любой точки B (φ, λ) и вектор путевой скорости .

Таким образом, для определения текущих значений скорости и координат объекта достаточно измерять ускорение объекта и дважды его проинтегрировать с учётом начальных условий. В этом и заключается принцип инерциальной навигации.

Билет №2

Билет №3

Билет №4

Билет №5

Датчики

Измерение вектора перегрузки (линейного ускорения) осуществляется датчиками перегрузки – низкочастотными линейными акселерометрами (диапазон частот 0...400 Гц). В дальнейшем будем их называть датчиками перегрузки или линейными акселерометрами.

Линейные акселерометры по назначению и обусловленному этим назначением диапазону и собственной частоте условно разделены на следующие три группы:

· датчики перегрузки самолета с собственной частотой чувствительного элемента 5...50 Гц и диапазоном измерения до ±10g;

· низкочастотные датчики виброперегрузки с собственной частотой чувствительного элемента 100...400 Гц и диапазоном измерения до ±10g;

· широкополосные датчики виброперегрузки с собственной частотой чувствительного элемента 20 000...30 000 Гц и диапазоном измерения до ±150 g.

Для измерений перегрузок самолета широко применяются потенциометрические датчики. С их помощью наиболее просто реализуется измерительная схема с непосредственной регистрацией на аппаратуру точной магнитной записи или светолучевые осциллографы.

Наиболее широкое применение получили три принципиальные схемы построения акселерометров

а) – осевой акселерометр с плоскими пружинами: 1 – пружины; 2 – стойки; 3 – поршень воздушного демпфера; 4 – корпус; 5 – инерционная масса; 6 – ползунок; 7 – потенциометр;

б) – маятниковый акселерометр; 1 – маятники; 2 – шарнир; 3 – пружина;

в) – акселерометр с вращающимися направляющими опорами и сухим трением: 1 – корпус; 2 – демпфер; 3 – инерционная масса; 4 – ось демпфера; 5 – вращающаяся опора; 6 – пружина; 7 – ползунок; 8 – потенциометр.

Билет №1

1. Точная курсовая система ТКС-П2 назначение, состав, принцип действия, технические данные?

Назначение точной курсовой системы ткс-п2.

Точная курсовая система ТКС-П2 предназначена для определения магнитного и ортодромического курсов самолёта и обеспечения сигналами курса как индикаторов курса лётчика и штурмана, так и всех самолётных устройств, решающих задачи навигации, пилотирования и другие, для работы которых требуются сигналы курса.

Система ТКС-П2 является централизованным самолётным устройством, объединяющим гироскопические, магнитные и астрономические средства определения курса.

При работе с измерителем угла сноса и путевой скорости, автоматическим радиокомпасом с навигационным вычислителем курсовая система обеспечивает индикацию соответственно: угла сноса, пеленга радиостанции и значений заданного и фактического путевых углов самолёта.

Значение курса индуцируется на коррекционных механизмах КМ-5 и указателе штурмана УШ-3 из комплекта ТКС-П2, на приборах ПНП-1 из комплекта системы АБСУ-154-2 и индикаторах курсовых углов ИКУ-1А из комплекта аппаратуры «Курс МП-2».

Сигналы курса от ТКС-П2 выдаются в навигационное вычислительное устройство НВУ-Б3 для счисления координат самолёта, в систему траекторного управления СТУ-154-2 для формирования команд на управления самолётом по крену, в систему автоматического управления САУ-154-2 для стабилизации курса самолёта и в аппаратуру «Курс МП-2» для формирования сигналов азимута радиомаяков VOR.

Комплектность ткс-п2.

Комплект и размещение:

• ИД-3 – индукционный датчик (2 шт.), установлены в левом и правом полукрыльях;
• КМ-5 – коррекционный механизм (2 шт.), установлены над правой панелью АЗС;
• ГА-3 (ГА-3М) – гироагрегат (2 шт.);
• РБ-2 – распределительный блок (2 шт.);
• БГМК-2 – блок гиромагнитного курса (2 шт.);
• ПУ-11 – пульт управления (1 шт.), установлен на верхнемэлектрощитке пилотов;
• УШ-3 – указатель штурмана (1 шт.);
• БДК-1 – блок дистанционной коррекции (1 шт.).

Блоки ГА-3, РБ-2 и БГМК-2 установлены в 1 техотсеке; указатели УШ-3 и БДК-1 установлены на приборной доске пилотов.

С комплектом системы используется девять выключателей на верхнемэлектрощитке пилотов: ТКС «ПИТАНИЕ №1 и №2», «ОБОГРЕВ ГА», «КОРРЕКЦИЯ БГМК-2 №1 и №2», «КУРС ПНП ЛЕВ. И ПРАВ.» с положениями «ГПК – ГМК» и «СТАБИЛИЗАЦИЯ ГА ПО КРЕНУ ОСНОВ. И КОНТР. – АРРЕТИРОВАНИЕ ГА»

Принцип действия.

Основным режимом работы ТКС-П2 является режим гирополукомпаса (ГПК). При этом оба гироагрегата ГА-3 (основной и контрольный) работают в режиме ГПК. Режим магнитной коррекции (МК) является вспомогательным и используется кратковременно (3-4 мин.) для первоначальной выставки гироагрегатов по магнитному курсу и компенсации ухода главной оси гироскопа в азимуте.

В режиме МК принцип действия основан на использовании свойств двух чувствительных элементов: индукционного датчика ИД-3 и курсового гироскопа ГА-3. индукционный датчик с достаточной точностью определяет направление горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли. Недостатком ИД-3 является высокая чувствительность к ускорениям, которая приводит к появлению ошибок в виде колебаний сигнала курса.

С сельсин-датчика сигнал курса подаётся на потребители. В режиме ГПК с течением времени накапливается ошибка из-за ухода главной оси гироскопа в азимуте.

Для компенсации ухода применена азимутальная коррекция, состоящая из электрического моста, образованного широтным и поправочным потенциометрами пульта управления ПУ-11, усилителя УШК и двигателя, который со скоростью ухода главной оси гироскопа в азимуте вслед за ротором поворачивает статор сельсин-датчика. Взаимное положение ротора и статора сельсин-датчика не изменяется, и ошибки гироскопа на потребители не выдаются.

Режим гирополукомпаса

Как уже указывалось выше, основным режимом работы си­стемы является режим гирополукомпаса. В этом режиме система выдает ортодромический курс с точностью, определяемой «дрейфом» гироскопа в азимуте и погрешностью его начальной выставки. Величина дрейфа в основном зависит от качества гиро­скопа гироагрегата и от точности ввода в гироскоп широтной поправки, вводимой для компенсации «кажущегося» ухода, вызы­ваемого наличием вращения Земли.

В ТКС имеется система ручного или автоматического ввода широтной коррекции. Широта места индицируется на шкале пульта и может устанав­ливаться в пределах 0°—90° как северной, так и южной широты. Скорость вращения ИЭ-1М будет строго пропорциональна сигналу, поступающему с пульта управления.

ИЭ-1М - двигатель-генератор; ТГ - тахогенератор; УШК - усилитель широтной коррекции; СН - стабилизатор напряжения; φ - широта места; R1—потенцио­метр широтной коррекции; 2U₉₀⁰ - сигнал питания потенциометра широтной коррекции; U_тг— напряжение с тахогенератора; U_вк - входное напряжение уси­лителя; U_к— сигнал напряжения на выходе моста; - балансировочный сиг­нал; ω_b - обмотка возбуждения двигателя; ω_у - управляющая обмотка двига­теля; U₉₀ sin φ - широтный сигнал; R2 -потенциометр балансировочный.

Это схема так называемого интегрирующего привода постоянного тока. Выход этой системы — угол поворота вала интегрирующего двигателя ИЭ-1М — пропорционален инте­гралу от входной величины (опорного напряжения U_к).

Точность работы такой системы целиком зависит, при доста­точном коэффициенте усиления усилителя, от линейности и стабильности характеристики тахогенератора, которые для ИЭ-1М не зависят от колебаний напряжения питания, так как магнит­ное поле тахогенератора ИЭ-1М создается постоянным магнитом. А так как питающее напряжение моста потенциометров стаби­лизировано, работа интегрирующего привода почти не зависит от колебаний напряжений, питающих усилитель, обмотку воз­буждения двигателя интегратора и стабилизатора.

Вал ИЭ-1М через редуктор вращает статор курсового сельси­на в сторону, противоположную вращению Земли, с угловой ско­ростью

где величина дрейф от действия постоянного разбаланса. Величина в общем случае различна для каждого из гироагрегатов и лежит в пределах±3 град/час. Эта величина ком­пенсируется разворотом балансировочных потенциометров и определяет необходимость регулировки гироагрегатов при их за­мене и при проведении регламентных работ.

Автоматическая система ввода широтной коррекции отли­чается лишь тем, что широтный потенциометр пульта управления переключателем В1 этого пульта заменяется на точно такой же, но расположенный в навигационном вычислителе. Положение движка этого потенциометра автоматически меняется с измене­нием широты места.

1. Принципы определения текущих координат, скорости ЛА и построения вертикали в ИНС?

На летательном аппарате установлены маятниковый акселерометр, связанный с корпусом прибора посредством упругого ограничителя и два интегрирующих вычислительных устройства. Акселерометр выдает электрический сигнал, пропорциональный ускорению ЛА. Напряжение с выхода каждого интегратора пропорционально интегралу входного напряжения. Устройство, показанное на рис. 5.1, позволяет измерять ускорения лишь в одном направлении. Используя акселерометры, ориентированные по трем осям пространственной системы координат, можно измерять ускорение относительно какой-либо системы координат, связанной с инерциальным пространством (например, относительно «неподвижных» звёзд), вектор путевой скорости и координаты летательного аппарата при его поступательном перемещении на плоскости в любом направлении. Переход к неинерциальной системе координат, связанной, например, с Землей, осуществляется с помощью вычислительных устройств.

ИНС обладает всеми преимуществами автономного средства самолётовождения (не демаскирует летящий самолёт, не зависит от видимости земной поверхности и небесной сферы и т. п.). Система пригодна как для дальней, так и для ближней навигации, т. е. в принципе – для всех летательных аппаратов.

Создание достаточно точной и невозмущаемой вертикали, равно как и технических средств для измерения вектора путевой скорости и координат места, возможно лишь при условии совмещения процессов измерения ускорений и построения точной вертикали.

Рассмотрим движение летательного аппарата в одной плоскости вокруг «неподвижной» Земли, имеющей форму шара (рис. 5.3, а). На горизонтальной платформе поместим акселерометр (рис. 5.2, б) – сейсмическую массу 2, удерживаемую в горизонтальном направлении пружинами 3. При воздействии ускорения «а» масса 2 передвигается в направлении, обратном действию ускорения. Масса 2 перемещается по направляющей 4. Выходной сигнал, пропорциональный ускорению (U = k·a), снимается с потенциометра 5, щётка которого связана с массой 2.

Рисунок 5.2. К определению координат места самолёта

Пусть летательный аппарат, сохраняя горизонтальное движение, перемещается из точки A в точку B (рис. 5.2, а), тогда первый интегратор (рис. 5.1), на вход которого подается сигнал ускорения, будет выдавать сигнал, пропорциональный путевой скорости W:

W = . (5.1)

На выходе второго интегратора появится сигнал, пропорциональный пройденному пути S:

S = ͜ AB = = . (5.2)

Истинная вертикаль за это время повернется на угол β_пер:

β_пер = S/R, (5.3)

здесь R – расстояние от центра Земли до летательного аппарата.

На этот же угол должна повернуться и платформа с акселерометрами, чтобы она осталась в горизонтальном положении. Выполнение равенства

γ = β_пер (5.4)

является условием построения невозмущаемой вертикали на борту летательного аппарата.

Зная координаты точки старта A (φ₀, λ₀), можно получить координаты любой точки B (φ, λ) и вектор путевой скорости .

Таким образом, для определения текущих значений скорости и координат объекта достаточно измерять ускорение объекта и дважды его проинтегрировать с учётом начальных условий. В этом и заключается принцип инерциальной навигации.

Назначение, состав и режимы работы системы электронной индикации СЭИ-85 ?

Средства отображения индикации, сигнализации и системы контроля предназначены для отображения и индикации пилотажно-навигационной информации, контроля работы систем ПНО и включают в себя: 1) систему электронной индикации СЭИ-85-2; 2) резервные приборы; 3) систему сбора и локализации отказов ССЛО-95. 7.1. Система электронной индикации СЭИ-85-2 Система электронной индикации СЭИ-85-2 (далее по тексту СЭИ) предназначена для приема, обработки и отображения на экранах электронных индикаторов пилотажно- навигационной информации.

Система электронной индикации СЭИ-85 предназначена для приема, преобразования и отображения на экранах многофункциональных индикаторов пилотажно-навигационной информации:

· параметров углового положения самолета относительно его центра тяжести и траектории полета;

· директорных команд и режимов автоматического управления полета;

· высотно-скоростных параметров и аэродинамических ограничений полета;

· навигационных параметров, включая представление синтезированной карты и параметров траектории полета, по данным вычислительной системы самолетовождения;

· метеоинформации по данным метеорадиолокатора;

· параметров состояния воздушной обстановки вблизи самолета по данным бортовой системы предупреждения столкновений и УВД;

· сигналов предупреждения об отказах датчиков и режимах работы пилотажно-навигационного оборудования.

В состав СЭИ-85 входят:

· блок вычисления и формирования БВФ-1 - 3 шт.;

· многофункциональный индикатор ИМ-3 - 4 шт.;

· пульт управления системой электронной индикации ПУ СЭИ-2 - 2 шт.

·

Билет №2