Меню

Система измерения высотно скоростных параметров



Лекция 13 Приборы и системы измерения высотно-скоростных параметров

Управление траекторным движением ЛА в воздушной среде определяет необходимость измерения параметров как воздушной среды, так и характеризующих движение относительно нее ЛА. К высотно-скоростным параметрам (ВСП) движения ЛА в воздушной среде относятся;

абсолютная барометрическая высота полета ЛА над средним уровнем моря Набс;

относительная барометрическая высота полета ЛА Нотн равная разности абсолютной барометрической высоты полета ЛА и абсолютной барометрической высоты Нз заданной точки земной поверхности (аэродрома);

истинная воздушная скорость Vист ;

приборная скорость Vпр;

вертикальная скорость Vу;

скоростной напор q;

местный угол атаки αм;

местный угол скольжения βм;

истинный угол атаки α;

истинный угол скольжения β;

статическое давление воздуха на высоте полета ЛА рст;

полное давление воздушного потока рп;

скорость звука на высоте полета ЛА а;

температура полностью заторможенного патока воздуха Тт;

температура наружного воздуха Тн;

предельно допустимые в эксплуатации ЛА значения угла атаки, приборной скорости, числа М и вертикальной перегрузки nу.

В практике авиационного приборостроения в основу принципа действия бортовых средств измерения ВСП положен косвенный метод измерений, при котором в качестве первичной измерительной информации используются текущие значения:

статического давления воздушной среды в специально выбранной на поверхности ЛА точке рст.м;

полного давления воздушного потока рпм;

температуры заторможенного потока воздуха Тт;

местного угла атаки αм ;

местного угла скольжения βм ;

статического давления на уровне поверхности Земли р3 .

Определение текущих значений ВСП производится по известным стандартным функциональным зависимостям с учетом индивидуальной для каждого типа ЛА градуировки преобразователей первичной информации:

, где R — газовая постоянная; R=29,27 м/К;

k — показатель адиабаты, k = 1 ,4;

, где Рст0 и Т — стандартные значения давления и температуры воздуха на уровне моря;

;

, где N(M) — коэффициент качества;

;

;

, где функции и определяются экспериментально индивидуально для каждого типа самолета и места установки датчиков аэродинамических углов,

Развитие и внедрение в бортовое оборудование цифровой вычислительной техники, создание высокоточной экспериментальной базы и методик трубного и летного экспериментов явились основой для разработки методов измерения высотно-скоростных параметров на основе информации о значениях давления воздушного потока в специально выбранных точках поверхности ЛА. Данный подход позволяет существенно расширить рабочий диапазон аэрометрических систем по скорости и аэродинамическим углам.

Формирование границ области допустимых в эксплуатации значений угла атаки, приборной скорости, числа М и вертикальной перегрузки пу производится на основе функциональных зависимостей, индивидуальных для каждого типа самолета.

Типовая архитектура тракта измерения высотно-скоростных параметров (ВСП). Типовой состав бортового оборудования для информационного обеспечения экипажа и бортовых систем параметрами движения ЛА в воздушной среде включает следующие типовые информационно-измерительные средства:

приемники и датчики первичной информации;

системы выработки информации о текущих, заданных и предельно допустимых значениях высотно-скоростных параметров;

средства представления информации экипажу ( визуальное, звуковое и др.);

резервные средства измерения и индикации.

Типовой состав оборудования и функциональные связи показан на рис.2.13:

ПСД — приемник статического давления в воздушном потоке;

ППД — приемник полного давления воздушного потока;

БКПВД — блок контроля исправности обогрева приемников воздушных давлений;

ПТ- приемник температуры торможения воздушного потока;

ДАУ — датчик аэродинамических углов;

ПДЗ — пульт задатчик давления у земли;

ДЛУ — датчик линейных ускорений;

ВБМ — высотомер барометр и чески и механический;

УСМ — указатель скорости и числа М;

ВР — вариометр (указатель скорости спуска/подъема);

СВС — система воздушных сигналов;

СПКР — система предупреждения критических режимов;

СОН — средства визуального представления информации экипажу;

БПК — биполярный последовательный двоичный код, ГОСТ 18977;

РК — разовые команды.

Рис.2.13. Типовой состав бортового оборудования для выработки информации о текущих и предельнодопустимых значениях ВСП
Рис.2.14. Приемники воздушных давлений: а – статического давления рст на плитах; б – полного давления рп; в – воздушных давлений рст и рп; г — воздушных давлений рст и рп с аэродинамической компенсацией; д – многофункциональный приемник рст, ,,,,; е – флюгерный приемник воздушных давлений рп, ,типа «Рафаль»; 1,2 – группа приемных отверстий статического давления

Приемники первичной информации. Приемники воздушных давлений. Приемники воздушных давлений предназначены для восприятия текущих значений параметров воздушного потока, в частности статического и полного давлений, и передачи информационных сигналов бортовым датчикам давлений. Приемники воздушных давлений по выполняемым ими функциям принято классифицировать следующим образом:

статического давления ПСД;

полного давления ППД;

воздушных давлений ПВД;

многофункциональные приемники воздушных давлений для восприятия статического, полного давлений и давлений, зависящих от угла атаки и угла скольжения.

Конструктивное исполнение приемников во многом зависит от следующих факторов:

количества выполняемых функций;

эксплуатационных диапазонов изменения углов атаки и скольжения;

места расположения приемника на поверхности ЛА.

Примеры конструктивного исполнения приемников воздушных давлений представлены на рис.2.14.

Основными характеристиками приемников являются:

число независимых измерительных камер для восприятия давлений воздушного потока;

аэродинамические погрешности восприятия статического и полного давлений; как правило, зависят от геометрии приемника, места его установки на ЛА, параметров полета (числа М, углов атаки и скольжения, статического давления);

динамические характеристики приемника;

устойчивость приемника к воздействию атмосферных условий, вызывающих обледенение.

Величины аэродинамических погрешностей значительно превышают инструментальные погрешности датчиков давления и во многом определяют безопасность полета ЛА. Соответствие характеристик приемников требованиям действующих нормативно-технических документов подтверждается натурными испытаниями в аэродинамических трубах и летными испытаниями в составе ЛА.

Характер зависимости аэродинамической погрешности восприятия статического давления от высоты и числа М для разных приемников, представленных на рис.2.14, показан на рис.2.15.

Рис.2.15 Зависимость аэродинамической погрешности δрст приемников по рис.2.14, г от числа М и высотыдля групп отверстий 1,2δрст=(рст измрст)/рст, где рст изм – статическое давление воздуха, воспринятое ПВД) Рис.2.16. Приемник температуры торможения воздушного потока: 1 — корпус; 2 — дренажное отверстие; 3 — термочувствительный элемент; 4 — камера 5 -электрический соединитель

Приемники температуры. Измерение температуры невозмущенного движением ЛА потока воздуха производится косвенным методом на основе измерений температуры заторможенного потока воздуха и числа М. Практически на всех современных ЛА, осуществляющих полеты в диапазоне высот до 30000 м и чисел M3, для измерения температуры торможения Тт применяются термометры сопротивления с чувствительным элементом из платиноиридиевого сплава. Приемник температуры (рис.2.16) содержит следующие основные элементы: корпус 1, выполненный в виде тела вращения, камеру торможения воздушного потока 4, термометр сопротивления 3.

К основным метрологическим характеристикам приемника следует отнести:

диапазон измерения температуры;

устойчивость к воздействию атмосферных условий, вызывающих обледенение поверхности ЛА.

Современные приемники температуры торможения воздушного потока обеспечивают измерения с инструментальной погрешностью не более 0,5 °С в широком диапазоне изменения углов атаки и скольжения. Динамические характеристики приемника достаточно хорошо описываются дифференциальным уравнением первого порядка с постоянной времени, зависящей от высоты полета (увеличивается с увеличением высоты).

Датчики аэродинамических углов. Датчики аэродинамических углов предназначены для выработки информации о текущих знамениях углов атаки и скольжения. По принципу действия их можно разделить на датчики:

Датчики флюгерного типа реализуют прямое измерение местного (в месте его установки) угла атаки или скольжения. Угол отклонения флюгера определяется направлением линий тока воздушного потока.

Для измерения угла атаки датчик устанавливается таким образом, чтобы ось вращений флюгера была параллельна оси Оz связанной системы координат, а для измерения угла скольжения параллельна оси Оу. Для определения истинного угла атаки проводят трубный и летный эксперимент, по результатам которых определяют эмпирическую зависимость между истинным и местным аэродинамическими углами. Наиболее часто применяется линейная аппроксимация вида:

,

где — угол начальной установки флюгера; К(М) — коэффициент; определяется по результатам эксперимента.

Пневмометрические датчики аэродинамических углов можно разделить на датчики со следящим приводом и с неподвижным пневмометрическим зондом. Датчики первого типа имеют в своем составе пневмометрический зонд (например, цилиндр, сферу), вынесенный в набегающий поток и имеющий одну (две) степени свободы. На поверхности зонда размещены отверстия для восприятия давления воздушного потока. При изменении угла атаки (скольжения) изменяется разность давлений в приемных отверстиях пневмозонда. Под воздействием этой разности сервопривод производит поворот пневмозонда до тех пор, пока не восстановится ее первоначальное значение. Угол поворота зонда будет пропорционален изменению местного угла атаки. Датчики с неподвижным зондом практически совпадают с многофункциональными ПВД, описанными выше.

Основными метрологическими характеристиками датчиков аэродинамических углов являются:

В качестве верхней оценки практически реализуемого диапазона измерения аэродинамических углов датчиками можно принять диапазон ± 90°. Инструментальная погрешность флюгерных датчиков определяется стабильностью аэродинамических характеристик флюгера, сил трения в опорах и характеристик преобразователя угла поворота, а электрический сигнал, в пневмометрических — стабильностью аэродинамических характеристик пневмозонда и датчиков давления.

Динамический характеристики датчиков аэродинамических углов можно охарактеризовать полосой пропускания полезного сигнала в несколько десятков герц.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

Комплексные измерители высотно-скоростных параметров.

Наряду с приборами и датчиками, определяющими высотно-скоростные параметры, на самолетах применяют системы воздушных сигна­лов (СВС), которые называют также централями скорости и высоты. Они предназначены для комплексного измерения этих параметров и централизованного снабжения ими различных потребителей. Ктаким параметрам относят: число М, истинную воздушную скорость V, ин­дикаторную скорость Vи, относительную барометрическую высоту Нотн, абсолютную барометрическую высоту Н, температуру наружно­го воздуха Т, отклонения ∆М, ∆Н,∆V числа M, высоты Н, скорости VИ от заданных значений.

На рис. 2.1 приведена схема использования СВС в канале руля вы­соты в системе автоматического управления САУ-1Т. В режиме стаби­лизации угла тангажа υ в сервопривод руля высоты СПРВодновре­менно с сигналами Uυ и Uωz пропорциональными отклонению угла тангажа и угловой скорости ωz относительно поперечной оси самолета, подается сигнал UV, пропорциональный скорости VИ. Сигнал Uv 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 VИ или высоты полета на вход привода СПРВ поступают соответственно сигналы U∆М,U∆Н, U∆V, пропорциональные отклонениям этих параметров от заданных значений. Сигнал U∆М выдается электрическим блоком кор­рекции числа М БКМЭ, сигналы U∆Н и U∆V — корректорами-задатчиками скорости приборной (КЗСП) и корректора-задатчика высо­ты (КЗВ) соответственно.

Читайте также:  Мера есть основа измерения

Структурные схемы возможных аналоговых систем воздушных сиг­налов приведены на рис. 2.2. Отличительной особенностью систем СВС является то, что автоматическое решение расчетных зависимо­стей производится в отдельном от указателей вычислителе. Послед­ний выдает бортовым потребителям и указателям электрические сиг­налы, пропорциональные определяемым параметрам. В системах СВС, построенных по структурной схеме (рис. 2.2, в), решение расчетных зависимостей производится в вычислителях, совмещенных конст­руктивно с указателями. Сигналы выдаются указателями.

Вводимые в вычислители электрические сигналы, пропорциональ­ные р и рдин, выдаются блоками датчиков давлений БД,выделенными отдельно или совмещенными с вычислителем, а электрический сигнал, пропорциональный темпе­ратуре Твыдается приемником температуры ТТ. При необходимо­сти в вычислители могут вводит­ся вручную значения давления р и температуры То у поверхности Земли, давления рз заданного уровня.

Рис. 2.1. Схема использования СВС в системе САУ-1Т

Потенциометрический блок пре­образования напряжения БПнП (рис. 2.2, б) предназначен для преобразования сигналов напряжений в сигналы в виде относитель­ных сопротивлений. Схеме, приведенной на рис. 2.2, а, соответствует система воздушных сигналов, применяемая под названием централи скорости и высоты типа ЦСВ, Схеме, приведенной на рис. 2.2, б, соответствует система воздушных сигналов типа СВС —ПН, а схеме, показанной на рис. 2.2, в, — система воздушных сигналов типа СВС.

Рис. 2.2. Структурные схемы возможных аналоговых систем воздушных сигналов

Системы СВС, построенные по схемам, изображенным на рис, 2.2, а и в, формируют сигналы давлений р и рдин в линейном масштабе, т. е. УЧЭ имеют линейные характеристики по измеряемым давлениям. Все операции, связанные с решением расчетных зависимостей, произ­водятся на самобалансирующихся мостовых схемах, в состав которых входят линейные и функциональные потенциометры вместе с элемента­ми следящих систем отработки.

Системы СВС, построенные по схеме, показанной на рис. 2,2, б 1 , формируют сигналы давлений в логарифмическом масштабе, т. е. УЧЭ имеют характеристики по измеряемым давлениям, меняющиеся по логарифмическому закону. Это позволяет более просто вести функ­циональные преобразования в системе. В таких системах СВС приме­няется бесконтактный аналоговый вычислитель, основанный на ис­пользовании диодных функциональных преобразователей напряже­ния. Самобалансирующиеся потенциометрические мосты применяют­ся лишь в указателях и блоках БПнП.

Общие условия выбора системы дренажа: Система дренажа выбирается в зависимости от характера защищаемого.

Организация стока поверхностных вод: Наибольшее количество влаги на земном шаре испаряется с поверхности морей и океанов (88‰).

Источник

ИНФОРМАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ (ИКВСП)

ИНФОРМАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ (ИКВСП)

ОПИСАНИЕ И РАБОТА

1. Общая часть

Информационный комплекс высотно-скоростных параметров (ИКВСП) (рис.1,2) предназначен для измерения и вычисления высотно-скоростных параметров полета самолета. ИКВСП обеспечивает экипаж и системы самолета информацией о текущих значениях высотно-скоростных параметров, а также вырабатывает управляющие сигналы и разовые команды, используемые для автоматического управления самолетом и сигнализации в системах автоматического управления (см. 22.00.00), управления механизацией крыла (см. 27.00.00), противообледенения (см. 30.00.00) и для блокировки включения звукового сигнала (сирены).

ИКВСП представляет собой комплекс систем, блоков и приборов (табл.1), электрически связанных между собой блоком коммутации. Приборы и блоки ИКВСП размещены в кабине экипажа, на этажерке в техническом отсеке за кабиной экипажа, а также на нижней палубе самолета. При этом обеспечивается невозможность случайного повреждения приборов и блоков ИКВСП багажом, грузом, обслуживающим персоналом или пассажирами.

Таблица 1

Состав комплекса

Система или блок Тип Кол. шт. Обозначение Назначение
Система воздушных сигналов СВС1-72-1 3 комплекта См. 34.16.00 Вычисляет параметры Набс, Нотн , Vпр, Vист, M, ΔM, Tн: из них индицирует на указателях УВ, УМС и УТ: Нотн , Vист, М и Тн (см. 34.16.00).
Система воздушных сигналов (для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж). CBC1-72-1 СВС1-72-1Ф 2 комплекта 1 комплект См. 34.16.00 Вычисляет параметры Набс, Нотн, Vпр, Vист, M, ΔM, Tн: из них индицирует на указателях УВ ,УВ-Ф, УМС и УТ: Нотн, Vист, М и Тн (см. 34.16.00).
Указатель температуры УТ-1М-1ПБ 2 См. 34.16.00
Приемник температуры П-104 3 См. 34.16.00
Комбинированный указатель скорости и числа М УСИМ-1-1 2 комплекта
(1) Указатель скорости и числа М УСИМ-1 2 Н1/84 Н2/84 Измеряет и индицирует Vпр; индицирует число М, Vзад, Vмд, инструктивные скорости, допустимую скорость экстренного снижения Vmax; индицирует отказы М, Vзад, Vмд.
(2) Вычислитель критических режимов канала индикации ВКРИ-1 2 Н13/84 Н28/84 Работает совместно с УСИМ; вычисляет Vмд , которая индицируется на УСИМ, усиливает сигналы М и Vзад.
Вычислитель критических режимов канала сигнализации BKPC-I 2 Н15/84 Н30/84 Включает предупредительную сигнализацию (табло «УМЕНЬШИ СКОРОСТЬ») при превышении Vмд.
Система сигнализации опасной скорости сближения с землей ССОС 1 комплект См. 34.17.00 Предупреждает экипаж об опасной скорости сближения с землей и не выпуска шасси при снижении на высоте 250 м и ниже.
Блок формирования и контроля БФК 1 Н25/84 Формирует кворумированные сигналы параметров Vпр, Vу, ΔVу, Δ Н, ΔМ, ΔVпр, ΔН* (сигналы Vу и ΔVу на самолете не используется); контролирует исправность датчиков высотно-скоростных параметров и вырабатывает сигналы их отказа.
Блок разовых команд БРК-1-1 1 Н27/84 Вырабатывает команды в виде напряжения 27В при достижении самолетом заданных значений высоты, скорости и числа М

Рис.1. Размещение приборов ИКВСП в кабине экипажа

Рис.2. Размещение приборов и блоков ИКВСП на самолете

Система или блок Тип Кол. шт. Обозначение Назначение
Пульт вертикального маневра ПВМ-1М 1 Н8/84 Служит для выставки высоты заданного эшелона. Включает режим выхода на заданный эшелон при использовании САУ.
Пульт задатчик скорости ПЗС-1М 1
(1) Указатель-задатчик скорости УЗС-1 1 Н7/84 Индицирует текущую приборную скорость, если не включен режим «Стабилизация скорости» в АП или AT. Служит для индикации заданной приборной скорости при включении АП или AT в режим «Стабилизация скорости» и для выставки заданной приборной скорости при включенном AT. Bыpабатывает электрические сигналы, пропорциональные приборной скорости, индуцируемой на счетчике.
(2) Блок-задатчик скорости БЗС-1 1 Н40/84 Обеспечивает электропитание счетчика УЗС. Включает УЗС-1 в режим стабилизации Vпр при получении соответствующей команды от САУ. Усиливает сигналы рассогласования ΔVпр в следящей системе отработки значения Vпр на УЗС-1
Блок коммутационный КБ 1 Н31/84 Является соединительной коробкой систем и блоков ИКВСП
Блок согласования БС-1М 1 Н10/84 Согласовывает выходы датчиков высотно-скоростных параметров с входами их потребителей. Вырабатывает сигналы, пропорциональные отклонению параметров от их заданного значения. Контролирует правильность установки давления на УВ (СВС), (УВ-Ф — для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за границу).
Корректор –задатчик высоты КЗВ-0-15 3 См.34.12 Измеряет отклонение высоты от заданного значения и абсолютную высоту полета. Выдает соответствующие сигналы в БФК, а затем в САУ.
Высотомер ВМ–15 ПБ 1 См. 34.12.00 Измеряет, и индицирует высоту относительно уровня, который определяется давлением, устанавливаемым вручную на шкале давления приборов.
Футомер фирмы «Жежер» 55/81 1 См. 34.12.00 То же, что и ВМ-15, но в футах.
Вариометр ВР-30ПБ ВР-75ПБ 3 1 См. 34.12.00 Измеряет и индицирует вертикальную скорость снижения и набора высоты.
Приемник полного давления ППД-1М сер. 2 3 См. 34.11.00 Воспринимает полное давление встречного потока воздуха в полете.
Переключатель «Контроль ИКВСП» нажимной ЗПН 1 Н34/84 Включает встроенный контроль ИКВСП.
Кнопка «СБРОС ИКВСП» КНР 1 Н38/84 Приводит в исходное положение систему контроля ИКВСП.
Выключатели В200К 3 Н101/84 Н102/84 Н103/84 Включают (выключают ) из кабины экипажа питание подканалов ИКВСП переменным током напряжением 115 В.
Табло: » НЕТ РЕЗ. ИКВСП» ТС-5ж. по 0012 ТС-5М-2 с 0013 1 Н51/84 Сигнализирует об отсутствии резерва в каком-либо одном или нескольких каналах ИКВСП.
«ПРОВЕРЬ ИКВСП» ТС-5 ж. по 0012; ТС-5М-2 с 0013 1 Н49/84 Сигнализирует об отказе одного или нескольких каналов ИКВСП.
«УМЕНЬШИ СКОРОСТЬ» ТС-5кр. по 0012; ТС-5М-1 с 0013; ТС-3М с 0013; ТС-3кр по 0012 2 1 Н45/84 Н46/84 Н52/84 Сигнализирует о необходимости уменьшить скорость, если скорость или число М самолета достигло значения Vмд, Мкр
«ЭШЕЛОН» ТС-5ж по 0012; ТС-5М-2 с 0013 2 Н47/84 Н48/84 Сигнализируют о том, что до высоты заданного эшелона осталось 150 м (сигнализация выключается при условии, что до высоты заданного эшелона осталось 60 м). В случае установки на ПВМ-1М минимальной высоты эшелона (580-600 м) сигнализация выключается, табло не загорается. Сигнализирует о том, что текучая высота полета отличается от заданной на 60 м и более (сигнализация включается при включенном АП, работающем в режиме «Стабилизация высоты»).
«ОПАСНО ЗЕМЛЯ» ТС-5кр по 0012 ТС-5М-1 с 0013 2 Н41/84 Н42/84 Сигнализирует об опасной скорости сближения с землей или о не выпуске шасси при снижении на высоте 250 м и ниже.
«ПРОВЕРЬ Р ЗЕМЛИ» ТС-5ж по 0012; ТС-5М-2 с 0013; ТС-3М-2 с 0013; ТС-3ж по 0012 2 1 Н43/84 Н44/84 Н50/84 Сигнализирует о том, что не на всех УВ, (УВ-Ф для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж) (СВС) установлено давление 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж).
«ССОС ИСПРАВНА» ТС-5з с 0012; ТС-5М-3 с 0013 1 Н56/84 Сигнализирует о том, что ССОС исправна (сигнализация включается при включении ССОС).

Основные технические данные

Время готовности к работе не более 5 мин

Потребляемая мощность в цепях:

постоянного тока 870 ВТ

переменного тока напряжением 36 В 750 В.А

переменного тока напряжением 115 В 1150 В.А

Описание

Принцип действия

ИКВСП (рис.3) объединяет все системы и приборы, которые измеряют, вычисляют и индицируют высотно-скоростные параметры, в единый многоканальный комплекс. В каждом канале комплекса вычисляется какой-либо один параметр. Канал состоит из трех равнозначных и независимых друг от друга подканалов. В подканалах вычисляется один и тот же параметр, но не зависимыми друг от друга датчиками, усилителями, преобразователями и т.д.

Примечание: Каналы, в которых вычисляется параметры Vзад и Vмд, состоят из двух подканалов. Для измерения Нотн используется еще один четвертый подканал (механический высотомер BM-15), который является вспомогательным.

Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж, для измерения Нотн используются механические высотомеры BМ-15 и «Жежер» которые являются вспомогательными.

ИКВСП определяет высотно-скоростные параметры трех видов:

· текущие и заданные высотно-скоростные параметры Vпр, Vист, Набс, Нотн, М, Vу, Vпр.зад, Нэ; Эти параметры индицируется на указателях комплекса, а также поступают в САУ, ЦВМ, ответчики и другие системы;

Читайте также:  Полоски для измерения крови сателлит плюс

· отклонения от заданных значений параметров ΔVпр, ΔН, ΔН*, Δ М, которые попользуется для автоматического управления самолетом и контроля положения самолета относительно заданной высота эшелона;

· разовые команды Н30008000, ΔНэ* >60м, ΔН150*, ΔН60*, ΔН*, V310, V320, V340, V360, V400, V430, Мкр, Vпр>Vмд, Р760 ,содержащие информацию о достижении соответствующих значений высоты и приборной скорости, критического значения числа М, о неправильной установке давления 760 мм. рт.от. на УВ (и 1013,2 мбар на УВ-Ф для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж) и достижении высоты заданного эшелона. При установке на пульте ПВМ-1М минимальной высоты эшелона (580-600м) разовые команды ΔН150*, ΔНэ*, ΔН60*, ΔН* не выдаются.

Для обеспечения достаточной достоверности и надежности информации в каналах, где вычисляются отклонения от заданных значений параметров ΔVпр, ΔН, ΔН*, ΔМ (а также в канале ΔVпр), производится кворумирование сигналов подканалов. Кворумированные сигналы поступают в САУ для автоматического управления самолетом. Кворумирование представляет собой вычисление среднеарифметического значения сигналов трех подканалов. Если один из трех сигналов превысит допустимое значение, то кворум-элемент не учитывает неправильный сигнал и будет продолжать вычислять среднеарифметическое значение двух оставшихся сигналов.

Рис.3. Структурная схема ИКВСП

Текущие (за исключением Vпр) и заданные параметры ИКВСП не кворумируются.

Разовые команды формируются в БРК и ВКРС пороговыми устройствами. В момент, когда параметры Н, Vпр, М будут иметь определенную величину в БРК и ВКРС вырабатывается сигнал постоянного тока «+27 В». Эта сигналы используются в различных системах самолета (САУ, АСУУ, МСРП, РВ, системах противообледенения, управления механизацией, сигнализации шасси).

В ИКВСП имеется система контроля достоверности величин вычисляемых параметров. Система контроля выявляет неисправные подканалы и информирует об этом экипаж и системы, использующие высотно-скоростные параметры, вырабатывая сигнал отказа подканала и канала в целом.

Система контроля определяет отказавший подканал или канал двумя методами.

В каналах, где производится кворумирование сигналов, сравнивается сигнал каждого подканала с кворумированным сигналом. Если разница между сигналом одного из подканала и кворумированным сигналом превысит пороговое значение, то вырабатывается сигнал отказа соответствующего подканала, который индицируется для экипажа и исключает возможность использование сигнала отказавшего подканала в системах самолета.

Отказавший подканал из системы контроля исключается. Если разница между сигналом одного из двух оставшихся исправных подканалов и кворумированным сигналом превысит пороговое значение, то система контроля вырабатывает сигнал отказа обоих оставшихся подканалов, хотя один из них может быть исправным. Оба сигнала отказа поступают в системы самолета, в которых используется отказавший параметр, при этом в этих системах использование отказавшего параметра исключается.

В каналах, где сигналы не кворумируются производятся сравнение сигналов подканалов между собой. Если сигнал одного подканала будет отличаться от равных между собой сигналов двух других подканалов, то система контроля вырабатывает сигнал отказа соответствующего подканала, который индицируется на указателе отказавшего подканала. При этом отказавший подканал не используется и исключается из системы контроля. Сигналы оставшихся двух подканалов продолжают сравниваться между собой. Если разница между ними превысит пороговое значение, то вырабатывается сигнал отказа обоих оставшихся подканалов, хотя один из них может быть исправным. Сигналы отказа обоих подканалов индицируются на соответствующих указателях.

Сигналы отказа подканалов всех каналов, кроме того, поступают на блок логики в БФК. При отказе одного подканала в любом канале блок логики вырабатывает сигнал об отсутствии резерва в канале с отказавшим одним подканалом. При отказе двух (трех) подканалов в любом канале блок логики вырабатывает сигнал отказа этого канала.

ПРИМЕЧАНИЕ : В каналах Vмд, Vзад при отказе одного подканала вырабатывается сигнал отказа для двух подканалов.

Блок логики реагирует только на первые отказы в каком-либо канале и не реагирует на повторные отказы до тех пор, пока не будут сняты сигналы о первых отказах. Чтобы погасить табло. «НЕТ РЕЗ. ИКВСП» и «ПРОВЕРЬ ИКВСП», устраните отказ и нажмите кнопку «СБРОС ИКВСП» на приборной доске бортинженера.

ИКВСП имеет встроенный контроль, который включается при нажатии нажимного пере­ключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» на приборной доске бортинженера. При этом контролируется работоспособность СВС, БФК, БРК и ВКРС. Если СВС, БФК, БРК и ВКРС исправны, то указатели СВС и указатели УТ-1М-1ПБ индицируют эталонные значения Нотн, Vист и Тн (см. 34.16.00). На приборных досках пилотов и бортинженера мигают табло «УМЕНЬШИ СКОРОСТЬ» и «ЭШЕЛОН», на передней панели БРК загорается лампа «БРК ГОТОВ», на передней панели БФК загораются все лампы. При отпускании переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» указатели СВС и указатели УТ индицируют исходные значения Vист и Тн (см. 34.16.00) гаснут табло «УМЕНЬШИ СКОРОСТЬ» и «ЭШЕЛОН», на БФК гаснут все лампы кроме ламп «ИСПРАВЕН», на БРК горит лампа «БРК ГОТОВ». Лампы «ИСПРАВЕН» на БФК гаснут.

Во время взлета самолета при снятии обжатия шасси; лампа «БРК ГОТОВ» на БРК горит до тех пор ,пока не будет выключено питание ИКВСП. При нажатии на рукоятку переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» могут загореться табло «НЕТ РЕЗ. ИКВСП» (табло к блоку логики подключаются только при нажатии рукоятки переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП»)

Для того, чтобы погасить табло, следует при нажатой рукоятке переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» нажать кнопку «СБРОС ИКВСП» на приборной доске бортинженера. При наличии отказа в каком-либо канале ИКВСП табло «НЕТ РЕЗ. ИКВСП» и «ПРОВЕРЬ ИКВСП» не погаснут (рис.4).

Рис.4. Схема интегральной сигнализации об отказах ИКВСП

При проверках комплекса рукоятка переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» может удерживаться отклоненной вправо или влево от нейтрального положения; для исключения возможности непроизвольного нажатия рукоятка фиксируется в нейтральном положении предохранительным колпачком.

Блоки БФК, БРК и БС имеют автономный встроенный контроль, используемый для определения отказавшего блока.

2.2. Высотно-скоростные параметры, измеряемые и вычисляемые ИКВСП (рис. 5 — 15)

Высотно-скоростные параметры, измеряемые и вычисляемые ИКВСП, приведены в табл.2.

Таблица 2

Параметр Обозначение Датчик Кол-во подканалов Индикатор Потребитель
Скорость приборная Vпр БВП(СВС) УСИМ 3 2 Счетчик УЗС УСИМ САУ, АСУУ, ВКРС, БФК и БРК
Скорость воздушная истинная Vист УМС(СВС) 3 УМС ЦВМ, БФК
Высота абсолютная Набс УВ(СВС) БВП(СВС) 3 ВКРС, СО-70, БС, БФК и БРК, ВКРИ
Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж. Высота абсолютная Набс УВ(СВС) БВП(СВС) УВ-Ф(СВС) 2 2 1 ВКРС, СО-70, БС, БФК и БРК, ВКРИ
Высота относительная Нотн УВ(СВС) ВМ 3 УВ, ВМ ЦВМ, МСРП, СОМ-64
Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж. Высота относительная Нотн УВ(СВС), ВМ УВ-Ф(СВС) 2 2 1 УВ, ВМ УВ-Ф ЦВМ, МСРП, СОМ-64
Число М М УМС 3 УМС, УСИМ ЦВМ, МСРП, БФК и БРК, ВКРИ и УСИМ
Отклонение от заданной приборной скорости ΔVпр БС 3 УСИМ (дуга на шкале между стрелкой “ Vпр “ и индексом “Vзад“) САУ, БЗС-1, УЗС
Отклонение от заданной высоты ΔН КЗВ 3 САУ
Отклонение от высоты заданного эшелона ΔН* БС 3 БРК, БФК
Скорость максимально допустимая приборная Vмд ВКРИ 2 УСИМ УСИМ, БФК
Отклонение от заданного значения числа М ΔМ УМС(СВС) 3 БФК, САУ
Скорость вертикальная Vу ВР-30 ВР-75 3 1 ВР-30, ВР-75

Рис.5. Структурная схема канала числа М. Рис.6. Структурная схема канала D Н

Рис.7. Структурная схема канала приборной скорости. Рис.8. Структурная схема канала истинной скорости

Рис.9. Структурная схема канала отклонения от приборной скорости

Рис.10. Структурная схема канала высоты

Рис.11. Структурная схема канала сигнализации Рис.12. Структурная схема канала отклонения

Рис.13. Структурная схема канала индикации Рис.14. Структурная схема канала отклонения

Рис.15. Структурная схема канала отклонения от заданного эшелона

Рис.16. Блок формирования и контроля

А. Принцип действия

БФК получает сигналы, пропорциональные высотно-скоростным параметрам, от датчиков этих сигналов непосредственно, а также через блок согласования (БС). В БФК производится усиление и преобразование этих сигналов.

Для обеспечения достоверности и надежности сигналы DVпр, Vу, Vпр, DМ, DН, DН*, поступают на кворум-элементы, на выходе которых вырабатывается сигнал, пропорциональный среднеарифметическому значению сигналов, поступающих от трех (независимых) датчиков канала. При отказе одного датчика из трех достоверность сигнала на выходе кворум-элемента сохраняется, так как в этом случае вырабатывается сигнал, пропорциональный среднеарифметическому значению сигналов двух исправных датчиков.

БФК осуществляет контроль исправности параметров ИКВСП. Контролируется исправность подканалов внутри каждого канала, при этом в БФК вырабатывается сигнал отказа (снимается сигнал исправности). При отказе двух подканалов внутри одного канала в БФК вырабатывается сигнал отказа всего канала. Кроме того, в БФК вырабатываются интегральные сигналы для табло сигнализации ”НЕТ РЕЗ ИКВСП” при отказе одного подканала в «ПРОВЕРЬ ИКВСП» ври отказе двух (трех) подканалов. Сигнализация включается нажатием на рукоятку переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП”.

При нажатии переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» на передних панелях устройств БФК загораются все лампы. Если какая-либо лампа не горит, это означает, что соответствующий канал (подканал) неисправен (или система контроля выработала ложный отказ). Одновременно при отказе загораются табло ”НЕТ РЕЗ ИКВСП” или “ПРОВЕРЬ ИКВСП” и появляются бленкеры на передних панелях указателей УВ, (УВ-Ф — для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за границу), УМС и УСИМ. Для снятия ложного отказа нажмите кнопку «СБРОС ИКВСП» на приборной доске бортинженера.

Если отказ не ложный, то замените неисправное устройство БФК. При освобождении рукоятки переключателя «КОНТРОЛЬ ИКВСП» на приборных панелях УФК остаются гореть только лампы «ИСПРАВЕН» (гаснут во время снятия обжатия шасси при взлете), табло «ПРОВЕРЬ ИКВСП» и «НЕТ РЕЗ ИКВСП» отключаются от блока логики и не горят даже при наличии отказа в подканалах я каналах.

БФК производит также автономный контроль исправности своих устройств в блоке согласования (БС). При нажатии кнопок «ИСПРАВЕН БС», «ИСПРАВЕН БФК» и «КОНТРОЛЬ» контролируется соответственно БС, БФК и сигнализаторы напряжения (СН). Контроль производится по лампам на передних панелях устройств БФК. В полете БФК непрерывно формирует сигналы высотно-скоростных параметров и контролирует их достоверность.

Б. Устройство

На передних панелях УФК размещены лампы, сигнализирующие об исправности каналов и подканалов, кнопки проверки исправности БФК и БС на УФК-4, а также ручки для демонтажа (монтажа) устройств и винты крепления перемычек металлизации. Каждое УФК имеет приспособление для плавной стыковки врубных разъемов. Для того чтобы выполнить плавную стыковку разъемов, поверните ромбовидную ручку

Читайте также:  Типографской системы единиц измерения

На задней стенке каждого устройства, имеется врубной разъем для электрического соединения с рамой. Рама имеет штепсельные разъемы для подсоединения БФК к бортовой сети.

Блок разовых команд

Блок разовых команд (БРК) (см. рис. 17) предназначен для формировании и выдачи сигналов (команд) при достижении самолетами заданных значений высоты, скорости, числа М, а также заданных значений отклонений от высоты заданного эшелона.

Рис.17. Блок разовых команд.

Блок состоит из трех устройств разовых команд (УРК), установленных на общей раме. Блок размещен в техническом отсеке за кабиной эшелона, между шпангоутами №9, №10 на этажерке левого борта.

А. Принцип действия

Блок разовых команд получает сигналы, пропорциональные текущим значениям высотно-скоростных параметров. Эти сигналы сравнивается с заданными значениями. Когда текущее значение сигнала достигнет заданного значения, блок вырабатывает разовый сигнал. Разовые команды, используемые на самолете, перечислены в табл. 3.

При включении питания блок разовых команд через 5 мин готов к работе. При нажатии переключателя “КОНТРОЛЬ ИКВСП” на передней панели «УРК-3» загорается лампа “БРК ГОТОВ” (если все элементы БРК исправны). Лампа “БРК ГОТОВ” гаснет после выключения электропитания ИКВСП.

В полете (или во время проверок на земле) БРК выдает разовые сигналы, когда текущие значения высотно-скоростных параметров достигнут заданного значения.

Таблица 3

Б. Устройство

На передних панелях устройств размещены элементы регулировки и штепсельный разъем для контроля, закрытые крышками с надписями «Регулировка», «Контроль». Кроме того, на передней панели УРК-3 вмонтирована лампа «БРК ГОТОВ» для сигнализации об исправности БРК. Предусмотрены ручки для удобства демонтажа (монтажа) и приспособление с ручкой ромбовидной формы для плавной стыковки и расстыковки врубных разъемов устройства. На передних панелях УРК имеется клемма для подключения перемычек металлизации.

На задней стенке каждого устройства установлены два разъема врубного типа для электрического соединения с рамой, на крышке рамы – разъемы для подсоединения к бортовой сети.

Блок согласования

Блок согласования (БС) (рис. 18) предназначен для согласования выходных цепей датчиков высотно-скоростных параметров с входными цепями потребителей этих параметров. Кроме того, БС вырабатывает сигналы, пропорциональные отклонениям параметров от заданных значений (управляющее сигналы) Vпр, DH*. БС формирует опорные питающие напряжения, которые используется для питания измерительных потенциометров. В БС вырабатывается сигнал «+27 В», если на ука­зателях высоты УВ (СВС) неправильно установлено давление 760 мм рт. ст. Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за границу. В БС вырабатывается сигнал «+27 В», воли хотя бы в одном из указателей высоты УВ и УВ-Ф (СВС) неправильно установлены давления 760 мм.рт.ст. и 1013.2 мбар соответственно.

Рис.18. Блок согласования и блок питания БЗС-1

Блок установлен совместно с блоком задатчика скорости БЗС-1 на раме с амортизаторами и фиксируется двумя фасонными гайками с неподвижными осями. Размещен блок под кабиной экипажа с правого борта (шпангоут № 6) на этажерке.

А. Принцип действия.

БС согласует выходные сопротивления датчиков и входные сопротивления потребителей в каналах Н и М. Согласование осуществляется с помощью усилителей постоянного тока.

Получая информацию о текущих и заданных значениях Vпр и Н, блок согласования вычисляет управляющие сигналы «DV» и » DH*» и выдает их потребителям (САУ), а также в БФК для обеспечения контроля достоверности этих сигналов.

БС контролируют правильность установки давления на указателях высоты (УВ) системы СВС. Если хотя бы на одном высотомере УВ не установлено давление 760 мм рт. ст., то БС вырабатывает сигнал “+27В”, который поступает на табло “ПРОВЕРЬ Р ЗЕМЛИ” (рис.19). Сигнал “+27В” не вырабатывается, если на всех трех УВ установлено давление 760 мм рт. ст., или, наоборот, на всех трех УВ не установлено давление 760 мм.рт.ст. Контроль исправности блока осуществляется от БФК и включается кнопкой “ИСПРАВЕН БС”, размещенной на передней панели БФК-4.

Рис.19. Электрическая схема сигнализации выставки давления на УВ

Для самолетов, изготовленных в варианте для полетов за рубеж. БС контролирует правильность давления на указателях высоты УВ и УВ-Ф системы СВС. Если хотя бы на одном указателе высоты УВ или УВ-Ф не установлено давление 760 мм рт. ст. и 1013,2 мбар, то БС вырабатывает сигнал “+27 В”, который поступает в табло “ПРОВЕРЬ Р ЗЕМЛИ” и выключает его (рис. 19). Сигнал “+27 В” не вырабатывается, если на двух УВ и УВ-Ф не установлено давление 760 мм.рт.ст. и 1013,2 мбар, или, наоборот, на двух УВ и УВ-Ф не установлено давление 760 мм.рт.ст. 1013,2 мбар. Контроль исправности блока осуществляется от БФК и включается кнопкой “ИСПРАВЕН БС”, размещенной на передней панели УФК-4.

При включении питания не позднее чем через 5 мин блок начинает функционировать. Если блок исправен, то при нажатии кнопки “ИСПРАВЕН БС” загорится лампа на передних панелях устройства БФК.

Б. Устройство

БС представляет собой металлический каркас, внутри которого размещены печатные платы. На передней панели блока расположены трансформаторы питания, закрытые крышкой, клемма для соединения с перемычкой металлизации и ручка для демонтажа (монтажа) блока. На задней панели блока размещены четыре разъема врубного типа, ответные части разъемов крепятся к раме.

Коммутационный блок

Коммутационный блок (КБ) (рис. 20) представляет собой соединительную коробку, он электрически объединяет системы в блоки ИКВСП в единое целое. Блок размещен в техническом отсеке за кабиной экипажа, между шпангоутами №9 и 10, на этажерке левого борта.

Блок заключен в металлическую коробку, закрытую сверху и снизу крышками. Блок имеет 26 разъема типа 2РМДТ и две футорки, из которых выходят жгуты с восемью разъемами. На торцах блока установлены четыре угольника для крепления его к каркасу самолета.

Рис.20. Коммутационный блок

Пульт-задатчик скорости

Пульт-задатчик скорости (ПЗС) (рис. 21) обеспечивает включение автомата тяги и автопилота в режим стабилизации скорости и числа М. При включенном автомате тяги пульт обеспечивает управление скоростью полета.

Рис.21. Указатель задатчика скорости УЗС-1

УЗС-1 и блок питания БЗС-1. Указатель размещен над приборной доской пилотов, блок питания — под кабиной экипажа и правом борту (шпангоут №6) на одной раме с БС (рис. 18).

А. Принцип действия.

ПЗС вырабатывает три независимых сигнала, пропорциональных заданной приборной скорости, которые поступают в БС, где сравниваются с тремя сигналами, пропорциональными текущей приборной скорости самолета, поступившими от трёх БВП (СВС).

Три сигнала DV=Vпр-Vпр.зад. поступают в БФК на кворум-элемент. Кворумированный сигнал DVпр подается в САУ и на вход следящей системы ПЗС (DVпр.сс.). Если в САУ не включен режим стабилизации скорости, то следящая система ПЗС изменяет значение Vпр.зад так, чтобы сигнал DVпр. стал равным нулю, при этом на счетчике УЗС индицируется текущее значение приборной скорости полета.

В режиме стабилизации скорости следящая система выключается, при этом сигнал, пропорциональный DVпр, поступает только в САУ, величина DVпр, устраняется в этом случае путем стабилизации скорости самолета с помощью автопилота или автомата тяги.

Величина DVпр.сс. контролируется в БФК. Если она превысит пороговое значение, то вырабатывается сигнал отказа DVпр.сс., при этом исключается возможность включения автопилота или автомата тяги в режим стабилизации скорости, и на обоих УСИМ появляется бленкер “ Vзад”.

Если включен режим скорости, то контроль за величиной DVпр.сс. не производится.

Пульт-эадатчик скорости обеспечивает включение автопилота и автомата тяги в режим стабилизации числа М. Этот режим включается на пульт» режимов САУ (см. 22.00.00), при этом в ПЗС вырабатывается сигнал «+27 В», который включает устройство для измерения DМ, размещенное в УМС. Используются два УМС (командира корабля и второго пилота) по числу каналов CАУ.

В полете, когда не включен режим стабилизации скорости, счетчик пульта индици­рует кворумированное значение текущей приборной скорости Vпр. При включении режима стабилизация скорости счетчик индицирует заданную привернув скорость Vпр.зад. .Причем, заданной становится скорость, которую имел самолет в момент включения режима. Изменять Vпр.зад. можно, вращая ручку пульта, только при включенном автомате тяги.

Б. Устройство

Указатель задатчика скорости УЗС-1 представляет собой электрический прибор. На его передней панели размещены трехразрядный счетчик, указывающий приборную скорость полета (текущую и заданную), и ручка установки заданной приборной скорости. Указатель установлен над приборной доской пилотов и крепятся четырьмя винтами. На задней панели указателя имеются два штепсельных разъема для подсоединения указателя к бортовой сети.

Блок питания БЗС-1 установлен на амортизационной раме вместе с блоком согласования БС. На передней панели размещен контрольный разъем с заглушкой, ручка для удобства снятия, установки переноса блока и клемма для подсоединения перемычки металлизации. На задней панели размещены два врубных разъема, которые стыкуются при монтаже блока с ответными частями разъемов, закрепленных на раме.

Блок фиксируется на рамке о помощью накидной фигурной гайки с поворотной осью.

Рис.22. Пульт вертикального маневра ПВМ-1М

ПРИМЕЧАНИЕ: На самолете режим стабилизации вертикальной скорости не используется. Пульт размещен в кабине экипажа над центральной частью приборной доски пилотов.

А. Принцип действия

Пульт (см. рис. 11, 15) состоит из двух самостоятельных узлов: задатчика высоты эшелона и узла вертикальной скорости. Задатчик высоту эшелона вырабатывает сигнал, который поступает в БС. где вычисляется сигнал DН*=Н — Нэ. Высота эшелона задается ручкой, которая механически связана со счетчиком и потенциометрами, с которых снимается сигнал Н. (При вращении ручки может быть установлена высота заданного эшелона в диапазоне от 600 до 12100 м (контроль ввода высоты по счётчику).

При установке минимальной высоты(580-600м) на счетчике “НЭШЕЛОНА” выпадает бленкер (перечеркивающая линия). Узел вертикальной скорости на самолете не используется.

ПВМ используется для задания высоты заданного эшелона, контроля выхода на заданный эшелон, контроля выдерживания высоты заданного эшелона и включения режима «Выход на заданный эшелон» (автоматического перевода самолета с включенным автопилотом в горизонтальный полет при достижении высоты заданного эшелона).

При установке на ПВМ высота заданного эшелона Н в БС непрерывно вычисляется величина DН*=Н-НЭ (см. рис. 11), затем в БФК вырабатывается DН*КВОР.

Когда DН*КВОР уменьшится до величины DН*КВОР=

Последнее изменение этой страницы: 2019-04-09; Просмотров: 739; Нарушение авторского права страницы

Источник