close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

;docx

код для вставкиСкачать
Министерство образования и науки Российской Федерации
ФГБОУ ВПО
«ИРКУТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ»
Институт авиамашиностроения и транспорта
____________________________________________________________
Кафедра Самолѐтостроения и эксплуатации авиационной техники
__________________________________________________________________
УТВЕРЖДАЮ
Проректор по учебной работе
___________________Н.П. Коновалов
"____"____________20 ___ г.
ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ
(рабочая учебная программа дисциплины)
Системы приборного оборудования
Направление подготовки
Специализация
160100 «Самолето и вертолетостроение
«Самолетостроение»
Квалификация (степень)
специалист
Форма обучения
__дневная_____________________
Составитель программы Зотов И.Н. к.т.н., доцент,
каф. Самолетостроения и эксплуатации авиационной техники (СМ и ЭАТ)
Иркутск 2013 г.
1
1. Информация из ФГОС, относящаяся к дисциплине
1.1. Вид деятельности выпускника
Дисциплина охватывает круг вопросов относящихся к
виду деятельности
выпускника: Специалист по направлению подготовки (специальности) 160100 Самолетои вертолетостроение готовится к следующим видам профессиональной деятельности:
- производственно-технологическая.
1.2 Задачи профессиональной деятельности выпускника
Специалист по направлению подготовки (специальности) 160100 Самолето- и
вертолетостроение должен решать следующие профессиональные задачи в соответствии с
видами профессиональной деятельности:
производственно-технологическая деятельность:
- разработка, с применением средств автоматизации проектирования и внедрением
прогрессивных технологических процессов, видов оборудования и технологической
оснастки, средств автоматизации и механизации, оптимальных режимов производства на
выпускаемую предприятием продукцию и все виды работ, с обеспечением производства
конкурентноспособной продукции и сокращения материальных и трудовых затрат на ее
изготовление;
- установление порядка выполнения работ и пооперационный маршрут изготовления
деталей и сборки изделий;
- участие в стендовых и промышленных испытаниях опытных образцов
проектируемых изделий;
1.3 Перечень компетенций, установленных ФГОС
Освоение программы настоящей дисциплины позволит сформировать у
обучающегося
следующие
компетенции
в
производственно-технологичесрой
деятельности:
способностью и готовностью участвовать в разработке проектов самолетов
различного целевого назначения (ПСК-1.1);
1.4 Перечень умений и знаний, установленных ФГОС
После освоения программы настоящей дисциплины студент должен:
знать:
- основные требования, предъявляемые к системам приборного оборудования
- задачи выполняемые системами приборного оборудования ;
- принципы построения и расчет систем для испытания систем и их элементов на
воздействие помех;
- принципы построения и методы расчета устройств для измерения, оценки и
анализа информации;
уметь:
- проводить самостоятельный конструктивно-технологический анализ БС и их
элементов, самостоятельно изучать и осваивать новые технологические процессы и
оборудование, используемое при проектировании и изготовлении систем приборного
оборудования ;
- проводить анализ факторов, действующих на элементы систем приборного
оборудования , выбирать и рассчитывать устройства, используемыев БС:
- составлять принципиальные схемы и проводить расчеты элементов,
предназначенных для систем приборного оборудования ЛА;
2
- применять стандартизованные и нормализованные элементы в конструкциях
систем.
владеть
представлением о новых, технологических и конструктивных решениях в
конструкциях существующих систем радиооборудования ЛА. О современных методах
обеспечения качества при производстве БС летательных аппаратов, основы технической
эксплуатация радиооборудования Развивать навыки практического использования
получаемых знаний для решения инженерных задач.
2. Цели и задачи освоения программы дисциплины
Современные летательные аппараты (ЛА) имеют сложные и разнообразные
комплексы авиационного оборудования, которые позволяют выполнять поставленные
задачи, возникающие при пилотировании ЛА практически в любых условиях и
обеспечивают безопасность и регулярность полетов.
Из всего комплекса оборудования наиболее важное место занимают
электрооборудование, приборное оборудование с системами управления и
радиооборудование.
Цель курса дать будущим специалистам в области самолетостроения основные
сведения о принципе действия, схемам, конструкции, правилах эксплуатации и
тенденциях развития систем приборного оборудования современных летательных
аппаратов.
Для достижения этой цели необходимо в процессе преподавания добиваться
интереса у студентов к дисциплине и отрасли знания в целом, инициировать желание
глубоко осваивать дисциплины аэрокосмического направления на основе многочисленных
примеров в развитии систем радиооборудования и практического знакомства с ним.
Основными задачами изучения дисциплины является:
- дать представление об основных ТТТ и специальных требованиях к системам
приборного оборудования и рациональных методах их обеспечения;
- изучение состава, принципа действия и тенденциях развития систем приборного
оборудования воздушных судов.
3. Место дисциплины в структуре ООП
Для изучения дисциплины необходимо освоение содержания дисциплин:
- физика (ОК-2, ОК-4, ОК-10);
- основы электротехники (ПК-1, ПК-2).
Знания и умения, приобретаемые студентами после освоения содержания
дисциплины, будут использоваться в дипломном проектировании.
4. Основная структура дисциплины
Вид учебной работы
Общая трудоемкость дисциплины
Аудиторные занятия, в том числе:
лекции
лабораторные работы
практические/семинарские занятия
Самостоятельная работа (в том числе курсовое
проектирование)
Вид промежуточной аттестации (итогового контроля
по дисциплине), в том числе курсовое проектирование
3
Трудоемкость в часах
Всего
Семестр
№7
144 (4 ЗЕТ)
144
68
68
34
34
34
34
49
49
Экзамен
Экзамен
5. Содержание дисциплины
5.1. Перечень основных разделов и тем дисциплины
1. Введение в курс " Системы приборного оборудования "(СПО)
2 Измерительные преобразователи и схемы
3 Топливо –измерительные комплексы. Расходомеры
4 Электронная система управления двигателем
5 Пилотажно-навигационные комплексы. Барометрический канал измерения высоты
6 Средства отражения информации
7 Компоновка авиационных систем
8. Основные технические характеристики систем и средств отображения
информации
9 Средства отражения информации на электронно- лучевых трубках
10 Электронные средства отражения индикации
11 Вопросы проектирования СОИ
5.2 Краткое описание содержания теоретической части разделов и тем
дисциплины
1. Введение в курс " Системы приборного оборудования "(СПО)
В настоящее время происходит непрерывный процесс совершенствования
авиационного оборудования летательных аппаратов в соответствии с постоянно
усложняющимися задачами, решаемыми современными авиационными комплексами.
Приборное оборудование является важной составной частью бортового авиационного
оборудования летательного аппарата. Оно выполняет задачу получения информации о
параметрах, характеризующих пространственное положение и движение летательного
аппарата в воздушной среде, работу авиационных двигателей и других систем. Эта
информация используется для ручного или автоматического управления полетом, для
контроля режимов работы силовых установок (СУ), для выполнения задач полета и
обеспечения его безопасности.
В понятие «авиационные приборы» включают различные группы приборов,
важнейшими из которых являются пилотажно-навигационные, а также приборы контроля
работы силовой установки и других систем самолета. Пилотажно-навигационные
приборы, в свою очередь, включают в себя аэрометрические приборы, пилотажные
гироскопические приборы, навигационные устройства и системы. В процессе своего
развития и совершенствования курсовые и навигационные системы выделились в
отдельный класс авиационных приборов и измерительных систем. Показания
аэрометрических, пилотажных гироскопических приборов, приборов контроля работы
силовых установок непосредственно влияют на безопасность полетов. К ним
предъявляются особые требования по надежности выдачи информации в аварийных
условиях. Поэтому при создании и совершенствовании этой группы приборов стремятся
сделать так, чтобы они сохранили свою самостоятельность и автономность, т. е. чтобы
работа каждого из этих приборов не зависела от работы других приборов и систем или
чтобы эта зависимость, по крайней мере, была минимальной.
Некоторые авиационные приборы входят в измерительные системы и комплексы, и
эта тенденция комплексирования усиливается.
Успешное решение задач, связанных с управлением сложными техническими
системами и разработкой новых технологий, во многом определяется уровнем развития
информационно-измерительной техники. Сроки внедрения научно-технических
достижений в различных отраслях деятельности человека также непосредственно связаны
4
с качеством получаемой и анализируемой информации на этапах разработки и доводки
изделий. Качество этой информации приобретает особое значение в авиационной технике,
где каждый эксперимент в ходе разработки изделий связан с большими временными и
экономическими затратами, а получение полной и достоверной информации об объекте
исследований позволяет сократить число испытаний и тем самым сроки внедрения
образцов новой техники.
С развитием авиации, ростом числа и сложности задач, выполняемых ЛА,
существенно повысились требования к информационному обеспечению полета.
Эксплуатационные характеристики современного ЛА определяются не только
техническим уровнем его планера и двигательной установки, но и в большой степени
совершенством бортового оборудования самолета, его приборного комплекса. Это
оборудование должно обеспечивать высокоточную четырехмерную навигацию, посадку
ЛА в сложных метеоусловиях, всесторонний контроль, диагностику и локализацию
отказов бортовой аппаратуры, информационную разгрузку экипажа.
В середине 70-х годов завершился процесс формирования предпосылок перехода
бортового оборудования ЛА на цифровые средства передачи и обработки информации,
что потребовало нового принципа организации его структуры. Широкое применение в
бортовом оборудовании ЛА цифровой вычислительной техники породило и новые
проблемы проектирования этого оборудования на базе различных способов объединения
вычислительных средств в единую систему. В этих условиях особенно актуальными стали
выбор функционально-структурного облика бортового оборудования, а также разработка
эффективного математического и программного обеспечения, необходимого для его
функционирования.
Возросшая сложность бортовых приборных комплексов привела к необходимости
автоматизации их проектирования, без которой принципиально невозможно разработать
сложную техническую систему на уровне современных требований. Создаваемые в
настоящее время образцы новой техники настолько сложны и требуют таких затрат труда
и времени, что если представить себе проект сложной системы или комплекса,
разрабатываемый без применения средств вычислительной техники, то можно с
уверенностью сказать, что на момент окончания работ такой проект морально устареет.
Единственный выход состоит в кардинальном сокращении сроков проектирования,
которое может быть достигнуто при создании и использовании систем
автоматизированного проектирования (САПР), позволяющих осуществить сквозную
автоматизацию всех этапов проектирования сложных систем и комплексов при условии
эффективного сочетания на каждом из этапов творческого потенциала, опыта
разработчиков авиационной техники и возможностей ЭВМ.
1.1 Назначение и классификация АП
Авиационные приборы и бортовые измерительно-вычислительные комплексы
служат для контроля параметров полета, работы силовых установок, различных бортовых
систем и агрегатов, а также состояния окружающей атмосферы. В соответствии с этим
назначением выделяют следующие группы авиационных приборов:
пилотажно-навигационные приборы и системы;
приборы контроля работы силовой установки;
приборы контроля работы отдельных бортовых систем и агрегатов;
приборы контроля параметров окружающей атмосферы.
5
Пилотажно-навигационные приборы и системы измеряют параметры движения
центра масс летательного аппарата (координаты местонахождения, высоту, скорость,
линейные ускорения), углы пространственной ориентации летательного аппарата
относительно земли (углы курса, крена, тангажа) и относительно набегающего
воздушного потока (углы атаки, скольжения). К пилотажно-навигационным приборам и
системам относятся аэрометрические приборы (высотомеры, указатели скорости и числа
маха, вариометры), системы воздушных сигналов, информационные комплексы высотноскоростных параметров полета, измерители углов атаки и скольжения, пилотажные
гироскопические приборы (авиагоризонты, гировертикали, гирополукомпасы), курсовые
системы, курсовертикали и различные навигационные системы, изучение которых
выходит за рамки данного учебника. На современных летательных аппаратах пилотажнонавигационные приборы, навигационные системы, бортовые вычислительные устройства
и системы автоматического управления, как правило, объединяются в пилотажнонавигационный комплекс, представляющий собой большую информационноуправляющую систему.
Приборы контроля работы силовой установки измеряют частоту вращения вала
авиадвигателя, температуру газа и масла, давление топлива, масла и газов, запас и расход
топлива, вибрацию и другие параметры. К этой группе приборов относятся тахометры,
манометры, термометры, топливомеры, расходомеры, измерители вибрации и другие
приборы.
Параметрами, характеризующими работу различных бортовых систем и агрегатов,
являются : температура, давление и расход жидкостей и газов, положение различных
органов управления летательного аппарата и
др. Эти параметры измеряются
манометрами, термометрами, указателями расхода воздуха, высоты и перепада давления в
гермокабинах, положения закрылков, стабилизаторов, стреловидности крыла и другими
приборами.
К параметрам окружающей атмосферы относятся температура, давление,
влажность и скорость ветра. Измеряются эти параметры барометрами, термометрами,
гигрометрами, плотномерами и измерителями скорости ветра. Кроме перечисленных
приборов в последние годы на летательных аппаратах все большее распространение
получают различные датчики, служащие для выработки измерительной информации в
форме, удобной для ее преобразования и передачи, но не для непосредственного
наблюдения.
1.2 Современное состояние СПО
В современных бортовых приборах все больше информации выносится на общий
индикатор. Комбинированный (многофункциональный) индикатор дает возможность
пилоту одним взглядом охватывать все объединенные в нем индикаторы. Успехи
электроники и компьютерной техники позволили достичь большой интеграции в
конструкции приборной доски кабины экипажа и в авиационной электронике. Полностью
интегрированные цифровые системы управления полетом и многофункциональные
индикаторы дают пилоту лучшее представление о пространственном положении и
местоположении самолета, чем это было возможно ранее. Новый тип комбинированной
индикации – проекционный – дает возможность проецировать показания приборов на
лобовое стекло самолета, тем самым совмещая их с панорамой внешнего вида. Такая
6
система индикации применяется не только на военных, но и на некоторых гражданских
самолетах.
Указатель пространственного положения представляет собой гироскопический
прибор, который дает пилоту картину внешнего мира в качестве опорной системы
координат. На указателе пространственного положения имеется линия искусственного
горизонта. Символ самолета меняет положение относительно этой линии в зависимости от
того, как сам самолет меняет положение относительно реального горизонта. В командном
авиагоризонте обычный указатель пространственного положения объединен с команднопилотажным прибором. Командный авиагоризонт показывает пространственное
положение самолета, углы тангажа и крена, путевую скорость, отклонение скорости
(истинной от «опорной» воздушной, которая задается вручную или вычисляется
компьютером управления полетом) и представляет некоторую навигационную
информацию. В современных самолетах командный авиагоризонт является частью
системы пилотажно-навигационных приборов, которая состоит из двух пар цветных ЖКИ
индикаторов – по два ЖКИ для каждого пилота. Один ЖКИ представляет собой
командный авиагоризонт, а другой – плановый навигационный прибор. На экраны
выводится информация о пространственном положении и местоположении самолета во
всех фазах полета.
Плановый навигационный прибор (ПНП) показывает курс, отклонение от
заданного курса, пеленг радионавигационной станции и расстояние до этой станции. ПНП
представляет собой комбинированный индикатор, в котором объединены функции
четырех индикаторов – курсоуказателя, радиомагнитного индикатора, индикаторов
пеленга и дальности. Электронный ПНП с встроенным индикатором карты дает цветное
изображение карты с индикацией истинного местоположения самолета относительно
аэропортов и наземных радионавигационных средств. Индикация направления полета,
вычисления поворота и желательного пути полета предоставляют возможность судить о
соотношении между истинным местоположением самолета и желаемым. Это позволяет
пилоту быстро и точно корректировать путь полета. Пилот может также выводить на
карту данные о преобладающих погодных условиях.
Существует ряд различных электронных систем воздушной навигации.
Всенаправленные радиомаяки - это наземные радиопередатчики с радиусом действия до
150 км. Они обычно определяют воздушные трассы, обеспечивают наведение при заходе
на посадку и служат ориентирами при заходе на посадку по приборам. Направление на
всенаправленный радиомаяк определяет автоматический бортовой радиопеленгатор,
выходная информация которого отображается стрелкой указателя пеленга.
Основным международным средством радионавигации являются всенаправленные
азимутальные радиомаяки УКВ-диапазона VOR; их радиус действия достигает 250 км.
Такие радиомаяки используются для определения воздушной трассы и для
предпосадочного маневрирования. Информация VOR отображается на ПНП и на
индикаторах с вращающейся стрелкой.
Дальномерное оборудование (DME) определяет дальность прямой видимости в
пределах около 370 км от наземного радиомаяка. Информация представляется в цифровой
форме. Для совместной работы с маяками VOR вместо ответчика DME обычно
устанавливают наземное оборудование системы TACAN. Составная система VORTAC
7
обеспечивает возможность определения азимута с помощью всенаправленного маяка VOR
и дальности с помощью дальномерного канала TACAN.
Глобальная система местоопределения (GPS и ГЛОНАСС) - военная спутниковая
система навигации, рабочая зона которой охватывает весь земной шар, - теперь доступна
и гражданским пользователям. К концу тысячелетия системы «Лоран», «Омега»,
VOR/DME и VORTAC практически полностью вытеснены спутниковыми системами.
Система посадки по приборам - это система радиомаяков, обеспечивающая точное
наведение самолета при окончательном заходе на посадочную полосу. Посадочный курс
и угол глиссады представляются на командном авиагоризонте и ПНП. Индексы,
расположенные сбоку и внизу на командном авиагоризонте, показывают отклонения от
угла глиссады и средней линии посадочной полосы. Система управления полетом
представляет информацию системы посадки по приборам посредством перекрестья на
командном авиагоризонте.
Система обработки и индикации пилотажных данных (FMS) обеспечивает
непрерывное представление траектории полета. Она вычисляет воздушные скорости,
высоту, точки подъема и снижения, соответствующие наиболее экономному потреблению
топлива. При этом система использует планы полета, хранящиеся в ее памяти, но
позволяет также пилоту изменять их и вводить новые посредством компьютерного
дисплея (FMC/CDU). Система FMS вырабатывает и выводит на дисплей летные,
навигационные и режимные данные; она выдает также команды для автопилота и
командного пилотажного прибора. В дополнение ко всему она обеспечивает непрерывную
автоматическую навигацию с момента взлета до момента приземления. Данные системы
FMS представляются на ПНП, командном авиагоризонте и компьютерном дисплее
FMC/CDU.
Индикаторы работы авиадвигателей сгруппированы в центре приборной доски. С
их помощью пилот контролирует работу двигателей, а также (в режиме ручного
управления полетом) изменяет их рабочие параметры.
Для контроля и управления гидравлической, электрической, топливной системами
и системой поддержания нормальных рабочих условий необходимы многочисленные
индикаторы и органы управления. Индикаторы и органы управления, размещаемые либо
на панели бортинженера, либо на навесной панели, часто располагают на мнемосхеме,
соответствующей расположению исполнительных органов. Индикаторы мнемосхем
показывают положение шасси, закрылков и предкрылков. Может указываться также
положение элеронов, стабилизаторов и интерцепторов. В случае нарушений в работе
двигателей или систем, неправильного задания конфигурации или рабочего режима
самолета вырабатываются предупредительные, уведомительные или рекомендательные
сообщения для экипажа. Для этого предусмотрены визуальные, звуковые и тактильные
средства сигнализации. Современные бортовые системы позволяют уменьшить число
раздражающих тревожных сигналов. Приоритетность последних определяется по степени
неотложности. На электронных дисплеях высвечиваются текстовые сообщения в порядке
и с выделением, соответствующими степени их важности. Предупредительные сообщения
требуют немедленных корректирующих действий. Уведомительные - требуют
немедленного ознакомления, а корректирующих действий - в последующем.
Рекомендательные сообщения содержат информацию, важную для экипажа.
Предупредительные и уведомительные сообщения делаются обычно и в визуальной, и в
8
звуковой форме. Системы предупредительной сигнализации предупреждают экипаж о
нарушении нормальных условий эксплуатации самолета. Например, система
предупреждения об угрозе срыва предупреждает экипаж о такой угрозе вибрацией обеих
штурвальных колонок. Система предупреждения опасного сближения с землей дает
речевые предупредительные сообщения. Система предупреждения о сдвиге ветра дает
световой сигнал и речевое сообщение, когда на маршруте самолета встречается изменение
скорости или направления ветра, способное вызвать резкое уменьшение воздушной
скорости. Кроме того, на командном авиагоризонте высвечивается шкала тангажа, что
позволяет пилоту быстрее определить оптимальный угол подъема для восстановления
траектории.
1.3 Условия эксплуатации СПО
Авиационные приборы эксплуатируются в условиях воздействия климатических,
механических и других факторов. Интенсивность воздействия таких факторов на приборы
зависит от типа летательного аппарата, его летно-технических характеристик и места
установки авиационных приборов на летательном аппарате.
К климатическим факторам относятся прежде всего температура, давление и
влажность воздуха. Температура окружающего воздуха может изменяться в пределах от
+60 до —60° С, температура воздуха в не герметизируемых зонах летательного аппарата
может достигать +100° С, а в зоне двигателя до +300° С. Изменение температуры влияет
на линейные размеры деталей, упругость чувствительных элементов и пружин,
электрическое сопротивление проводников и магнитное сопротивление магнитопроводов,
состояние смазки трущихся деталей, состояние пластмасс изоляционных материалов. Для
снижения вредного влияния температуры на авиационные приборы выбирают материалы
с малыми температурными коэффициентами, применяют термостатирование и устройства
температурной компенсации, используют специальные смазки и т. д.
Давление окружающего воздуха зависит от высоты полета и при высотных полетах
может снижаться до 0,67 кПа (5 мм рт. ст.). Снижение давления ухудшает отвод тепла от
приборов, усиливает испарение смазки, уменьшает напряжение пробоя изоляции,
ухудшает коммутацию, снижает работоспособность негерметичных приборов. Для
предотвращения вредных последствий влияния пониженного атмосферного давления
применяют изоляционные материалы повышенного качества, уменьшают количество
контактных групп, улучшают герметичность приборов, трубопроводов и отсеков с
оборудованием.
Относительная влажность воздуха может изменяться от 0 до 100% при высотных
полетах и при полетах в нижних слоях атмосферы. Для авиационных приборов наиболее
опасна повышенная влажность воздуха, которая ухудшает электрическую изоляцию
деталей, изменяет диэлектрическую проницаемость материалов, ускоряет коррозию
металлов, создает угрозу заклинивания подвижных частей приборов или закупорки
трубопроводов при возможном замерзании влаги. Для уменьшения влияния повышенной
влажности на авиационные приборы производят осушку воздуха в кабинах и отсеках,
применяют нержавеющие материалы, лакокрасочные и гальванические покрытия,
используют пластмассы с пониженным водопоглощением, применяют герметизацию и
обогрев приборов.
9
К механическим факторам относятся ускорения, удары, вибрации и шумы.
Воздействие механических факторов вызывает смещение положения равновесия
подвижных частей приборов при наличии небаланса, увеличение зоны застоя в опорах,
нарушение прочности узлов крепления, обрывы проводов в местах пайки, ускоренный
износ осей, опор и подшипников, снижение точности работы приборов. Для уменьшения
влияния механических факторов на приборы используются индивидуальная амортизация
приборных досок, тщательная балансировка подвижных частей приборов, прочные и
твердые конструкционные материалы, специальная обработка деталей, обязательная
проверка изготовленных приборов на воздействие механических факторов.
К другим эксплуатационным факторам относятся солнечная радиация, пыль,
дождь, снег, электрические и магнитные поля и др. Против этих факторов в авиационных
приборах также используются определенные защитные меры. Разработка авиационных
приборов осуществляется с учетом перечисленных эксплуатационных факторов.
Изготовленные приборы в соответствии с требованиями действующих стандартов
подвергаются испытаниям на воздействие указанных эксплуатационных факторов.
1.4 Основные понятия и структуры приборного комплекса
Под приборным комплексом понимается совокупность бортовых измерительных и
вычислительных средств, служащих для восприятия, обработки, хранения и
преобразования информации, необходимой для успешного выполнения полетного
задания.
Обобщенная структурная схема современного бортового приборного комплекса
представлена на рис. 1. Здесь приняты следующие обозначения: УВИm, т = 1, М устройства, воспринимающие информацию о линейных и угловых координатах
положения ЛА в пространстве или информацию о параметрах, характеризующих работу
его силовых установок, отдельных систем и агрегатов; УОИn, n = 1, N - устройства
первичной обработки информации, поступившей от устройств, ее воспринимающих; БВС
- бортовая вычислительная система; УИl , l = 1, L - устройства индикации; УCk , k = 1, K устройства сопряжения бортового приборного комплекса c другими системами и
комплексами.
Отличительными особенностями задач, решаемых современными ЛА, являются все
увеличивающиеся скорости, дальности и высоты полета в условиях действия
разнообразных и многочисленных внешних факторов. При этом требования к точности и
надежности решения полетных задач возрастают. Выполнить эти задачи возможно путем
комплексирования приборного оборудования - его объединения на базе бортовых средств
вычислительной техники.
10
Рис. 1. Обобщенная структурная схема приборного комплекса
Каждое устройство, воспринимающее информацию об определенном параметре,
может быть связано с одним или несколькими микропроцессорами. Порядок подключения
микропроцессоров и выполняемые ими операции определяются алгоритмами вычислений,
задаваемыми решаемыми измерительными задачами.
Устройства, воспринимающие информацию о параметрах, подключаются к микроЭВМ, которая производит их первичную обработку по различным алгоритмам в
соответствии с решаемыми задачами.
Выходные сигналы устройств обработки информации могут поступать как
потребителям (экипажу через устройства индикации и другим системам и комплексам
через устройства сопряжения), так и в бортовую вычислительную систему для
дальнейшей обработки.
Условия, в которых используется бортовое оборудование, накладывают жесткие
ограничения на физические, технические и эксплуатационные характеристики
компонентов бортовой вычислительной системы. Средства вычислительной техники
выполняют на борту следующие функции:
преобразования сигналов - как аналого-цифрового, так и цифроаналогового;
кодирования информации - входной для обработки, выходной для передачи и
представления потребителям;
интерфейса, осуществляющего в соответствии с правилами, задаваемыми
управляющей программой, связь между устройствами комплекса;
комплексной обработки поступающей в вычислительную систему информации с
целью получения всех выходных данных, необходимых потребителям;
контроля состояния аппаратуры комплекса, диагностики ее отказов и управления
функционированием всей аппаратуры как в соответствии с ее состоянием, так и в
соответствии с изменяющимися внешними условиями.
11
Информационные связи между устройствами комплекса описываются его
топологией. Обобщенная топология бортового комплекса представлена на рис. 2.
Топологическими элементами Rj , Rji , Rnl…k в этой структуре могут быть процессоры,
ЦВМ, устройства сбора информации, устройства ее хранения, устройства индикации,
измерительные преобразователи и системы, устройства управления и т. п. Линии передачи
информации реализуются в такой структуре в виде обычных каналов связи между
отдельными устройствами и мультиплексных магистралей, осуществляющих с помощью
ЦВМ одновременную передачу информации для различных устройств.
Приборные комплексы могут иметь централизованную, федеративную или
распределенную топологию.
Одна ЭВМ в этой структуре связана со многими устройствами, которые
воспринимают информацию и осуществляют ее первичную обработку (ИУn , n = 1, N), а
также индикаторами (УИl , l = 1, L), и устройствами сопряжения с другими системами
(УCk , k = 1, K).
Появление топологии с одной мощной ЦВМ на борту было вызвано
экономическими причинами. Но она обладает существенным недостатком: модификация
ее стоит очень дорого. Дорого обходится как введение дополнительной аппаратуры и
избыточности, так и расширение функций комплекса, связанное с радикальным
пересмотром математического обеспечения ЦВМ. Эта структура сохраняет свое значение
лишь на уникальных ЛА.
Федеративная структура предполагает, что для связи ЦВМ и процессоров между
собой и для связи процессоров с устройствами, воспринимающими информацию,
используются различные магистрали.
В этих структурах допускается некоторая функциональная избыточность и
расширение состава оборудования.
Наибольший интерес в настоящее время представляет собой топология
распределенных систем. Отличие структур этого класса состоит в том, что здесь каждый
вычислитель имеет свой собственный набор внешних устройств, воспринимающих
информацию и отображающих ее. Связь отдельных фрагментов такой структуры между
собой может осуществляться только через вычислитель. Вычислительные функции
распределены здесь между различными и независимыми с точки зрения управления их
вычислительным процессом ЭВМ.
Независимость ЦВМ придает комплексу, построенному в соответствии с
распределенной топологией, очень важное свойство - отдельные системы и подсистемы
комплекса, связанные с определенной ЦВМ, можно проектировать и отлаживать
одновременно независимо друг от друга, после того как к ним предъявлены требования со
стороны комплекса в целом. Кроме того, ЦВМ может быть ориентирована на решение
определенного круга задач, например задач статистической обработки сигналов, задач
генерирования сигнальной информации. Разработка математического обеспечения для
такой ЦВМ упрощается, так как оно предназначено для решения однотипных задач. И,
наконец, в распределенных топологиях можно использовать любые методы повышения
надежности, в том числе и резервирование самой ЦВМ различной кратности.
Основной недостаток распределенных структур связан с разнотипностью
вычислителей, которые используются в отдельных системах, входящих в приборный
комплекс. Объединение таких ЦВМ в единую структуру связано с большими
12
техническими трудностями и экономическими затратами, требует разработки
специальных сопрягающих преобразователей. Перспективные приборные комплексы
будут использовать унифицированные вычислительные элементы на базе
микропроцессоров. Задача проектирования такого комплекса будет состоять в выборе
оптимального набора унифицированных вычислительных модулей и дополняющих их
элементов с целью построения развивающейся структуры с гибкой системой связей.
1.5 Современное состояние и перспективы развития приборных комплексов
Основой построения любого комплексного устройства или системы является
использование избыточной информации об одной и той же величине. В рассматриваемых
задачах это избыточная информация о параметрах, характеризующих положение и
движение ЛА в пространстве или состояние систем, которая получена от различных
источников, измерительных преобразователей, устройств, систем.
По мере увеличения объема и сложности задач, решаемых ЛА и его экипажем,
усложнялось и бортовое оборудование. В этом процессе выделяется пять этапов:
I - самостоятельные, независимые приборы и устройства;
II - автономные бортовые подсистемы;
III - бортовые системы с собственными, независимыми вычислительными устройствами;
IV - комплексы бортовых систем с единой вычислительной машиной для всех систем;
V - комплексы бортового оборудования интегрального типа с использованием
вычислительных систем.
В 1940 - 1945 гг. были начаты работы по созданию автопилота. Они были успешно
завершены в 1945 - 1950 гг. Измерительная бортовая аппаратура второго поколения
характеризовалась
непосредственной
связью
измерительного
преобразователя,
воспринимающего измеряемый сигнал, с индикатором, отражающим информацию об
этом измерении экипажу. Связи и соподчинения между отдельными приборами
отсутствовали.
С ростом тактико-технических данных ЛА расширяются диапазоны, повышаются
требования к точности и надежности измерений. Создание счетно-решающих устройств
для аппаратуры третьего поколения стало затруднительно осуществить в пределах
стандартных габаритных размеров приборов. Точность ряда пилотажно-навигационных
приборов оказалась недостаточной, а число таких устройств на борту непрерывно
увеличивалось, что, в свою очередь, привело к неоправданному дублированию
информации о пилотажно-навигационных параметрах, и громоздкости этой бортовой
аппаратуры. Эти обстоятельства обусловили разработку единых систем для определения и
выдачи всем потребителям основных воздушных сигналов. Последние получили название
централей скорости и высоты, а затем стали именоваться системами воздушных сигналов.
Большинство централей предназначено для определения числа маха, истинной
воздушной и индикаторной скорости, барометрической относительной и абсолютной
высоты, температуры наружного воздуха и отклонений этих параметров от заданных
значений. В них измеряемыми сигналами являются статическое и динамическое давление
атмосферы, а также температура торможения воздушного потока. . Аппаратура третьего
поколения характеризовалась наличием разнородных вычислительных устройств у
различных систем. Первые вычислительные устройства этих систем были аналоговыми,
затем появились цифровые вычислители
13
Бортовая аппаратура четвертого поколения выполнена на микросхемах и
интегральных схемах. Ее масса уменьшилась в несколько раз. Для повышения надежности
измерений
начинают
использоваться
резервирование,
диагностика
отказов,
автоматический контроль. Это поколение характеризуется развитием сложных систем,
появлением глубоких, функциональных связей между отдельными системами,
использованием многоцелевой ЦВМ для централизованного сбора и обработки
результатов измерений и управления различными режимами полета.
Бортовая аппаратура пятого поколения характеризуется объединением в единое
целое различных бортовых систем на базе сети вычислительных средств. Структура
такого комплекса может быть как строго иерархичной, так и гибкой. Этот переход
сопровождается повышением степени резервирования отдельных устройств и систем и
степени автоматизации контроля их работоспособности.
Создание единых цифровых комплексов бортового оборудования определяет
переход к полуавтоматическим ЛА, в которых экипаж максимально разгружен и защищен
от информационных и стрессовых перегрузок.
1.6 Измерительные сигналы и их преобразование
Измерительные сигналы это сигналы , являющиеся физическими носителями
измерительной информацию. К ним относим: полезные сигналы, получаемые от
исследуемых, контролируемых или управляемых объектов; вредные сигналы или помехи,
поступающие в измерительную систему вместе с полезными сигналами или независимо от
них; помехи, возникающие внутри измерительной системы, специально генерируемые в
системе или вне ее сигналы, улучшающие работу системы (модуляция, дискретизация и
др.).
Носителями физических сигналов используются импульсы механической, тепловой,
электрической, магнитной, акустической и световой энергии и другие ее виды.
Измерительные сигналы можно разделить на постоянные и переменные; неслучайные и
случайные; периодические, почти периодические, импульсные, стационарные и
нестационарные. На рис.4. дана одна из возможных систем классификации сигналов.
Физические величины, как носители сигналов, подразделяются на непрерывные,
имеющие бесконечно большое число размеров (рис. 5, а), и квантованные по уровню
(рис.5, б).
Сигналы в зависимости от характера изменения во времени или пространстве делятся
на непрерывные и дискретизированные (дискретные). Дискретизированные сигналы
принимают отличные от нуля значения только в определенные моменты времени или в
определенных точках пространства. На том же рис.5. даны примеры
дискретизированных (рис. 5, в) и дискретизированных и квантованных (рис. 5, г)
сигналов.
Во временной области измерительный сигнал рассматривается как функция
времени, характеристики которой содержат информацию, заключенную в сигнале.
Существует понятие типичные сигналы.
Импульсным называется сигнал, величина которого ничтожно мала в любой точке
временной оси, за исключением некоторой конечной области. Среди импульсных
сигналов характерными являются (рис. 6.):
14
В измерительной технике модуляция применяется не только для более
совершенной обработки измерительных сигналов, но также для фильтрации помех,
которые модулируются несущими частотами, отличными от несущей полезного сигнала.
Параметры окружающей среды, режима полѐта, параметры работы двигателя,
агрегатов и систем летательного аппарата имеют разную природу образования.
Посредством датчиков необходимые параметры преобразуются в электрический сигнал.
В то же время выходной сигнал авиационных приборов на современных летательных
аппаратах как правило имеет цифровой характер. Требуемая точность, надѐжность и
информативность измеренного сигнала может быть обеспечена применением
высокоточных датчиков, а также посредством соответствующих видов преобразований.
Вышеперечисленные преобразования сигналов являются неотъемлемым элементом в
функционировании авиационных приборов и измерительно-вычислительных комплексов
летательных аппаратов.
Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы обеспечивают
надежный контроль за текущими значениями параметров, характеризующих режимы
полета самолета, работу двигателя и отдельных систем. Полет в сложных
метеорологических условиях и ночью немыслим без приборов, показывающих положение
самолета в воздухе и направление его полета. Устанавливая наиболее рациональные
режимы работы двигателя и режимы полета, можно, сделать полет более экономичным,
увеличить дальность и продолжительность полета, увеличить срок службы двигателя.
Точные показания авиационных приборов, их надежная работа и правильная
эксплуатация, обеспечивает требуемую безопасность полета
Контрольные вопросы
1. По каким признакам классифицируют авиационные приборы?
2. В каких условиях эксплуатируются современные СПО?
3. Каковы принципы построения приборных комплексов?
4. Каковы тенденции развития ИВК и чем они продиктованы?
5. В чем заключается необходимость преобразования сигналов?
2 Измерительные преобразователи и схемы
Понятие измерительных преобразователей (ИП), виды, классификация.
Эксплуатация летательных аппаратов в авиации связаны с получением данных о
значении различных физических величин, характеризующих состояние объекта
управления - механических, тепловых, химических, оптических и других величин,
которые принято называть неэлектрическими.
Существует ряд способов измерения неэлектрических величин, различающихся по виду
энергии сигнала измерительной информации.
Наиболее широко распространенный способ измерения- электрический . Он имеет ряд
достоинств, а именно: точность, удобство в эксплуатации измерительных приборов,
легкость в исполнении (проектировании, производстве), хорошо изученный
математический материал, компактность измерительных приборов, возможность
сопряжения с вычислительной машиной.
Измерительный преобразователь (ИП), иногда его называют датчиком, предназначен для
преобразования неэлектрической величины в электрическую. Как правило, в своем
составе он имеет первичный преобразователь (ПП) или чувствительный элемент и
измерительную цепью.
15
ПП
ОУα
ИЦ
код
Рис.1. Структура устройства для измерения неэлектрических величин
Упрощенная структурная схема измерительного устройства (прибора) приведена
на рис.1, где:
ПП - первичный измерительный преобразователь
ИЦ - измерительная цепь
ОУ - отчетное устройство
Размещенный непосредственно на объекте ПП преобразует неэлектрическую
величину Х в электрическую величину У
К
первичным
преобразователям
(ПП)
предъявляют
требования
воспроизводимости и однозначности характеристики преобразования У=F(Х),
стабильности во времени характеристики преобразователя, минимального обратного
действия преобразователя на исследуемый объект, точности, быстродействия и т.д.
Первичные измерительные преобразователи очень разнообразны по принципу
действия, устройству, виду энергии входного сигнала, метрологическим и
эксплуатационным характеристикам.
Существуют параметрические ПП для которых характерно то, что
сигналы, получаемые от измеряемого объекта, служат только для управления
энергией постороннего источника, включенного в электрическую цепь. В данном случае
основным выходным сигналом является изменение параметров электрических цепейсопротивления, емкости, индуктивности под действием сигнала от измеряемого объекта,
поэтому эти ПП называются параметрическими.
Генераторные ПП характеризуются тем, что сигналы, получаемые от измеряемого
объекта, непосредственно преобразуются в электрические сигналы. При этом желаемый
эффект преобразования может быть получен без использования посторонних
источниковэнересь основой работы является непосредственное преобразование
измеряемых сигналов различных видов в электрические сигналы (генерирование
электрической энергии).
По физической природе явлений, лежащих в основе их работы, первичные
преобразователи можно подразделить на:
- механические резистивные (контактные, реостатные, тензометрические)
-электростатические (емкостные, пьезоэлектрические)
-электромагнитные (индуктивные, индукционные, магнитоупругие)
-теплоэлектрические (термоэлектрические, терморезистивные)
-оптико-электрические
-атомные (ионизационного излучения, квантовые) и множество других.
Только одно перечисление групп первичных преобразователей неэлектрических
величин свидетельствует о том, насколько широк круг вопросов, относящихся к
16
измерению неэлектрических величин, и как важно унифицировать методы и средства их
измерений.
На вход первичного преобразователя кроме входной величины Х действуют и
другие параметры объекта и окружающей среды. В этих условиях первичный
преобразователь должен избирательно реагировать только на значение входной величины
и не реагировать на влияние всех остальных факторов. Задача подавления
чувствительности первичного преобразователя к влияющим величинам относится к
важным задачам, решаемым конструктивными и схемными методами.
3 Топливо –измерительные комплексы. Расходомеры
3.1 Назначение топливо- измерительных комплексов
На большинстве самолетов устанавливаются две системы. Одна включает
устройства для измерения количества топлива в баках, управления порядком заправки его
на земле и выработки в полете, другая – для измерения суммарного и мгновенного
расходов топлива.
Совместное применение систем обосновано необходимостью измерять не только
запас, но и расход топлива двигателями. В то же время известно, что наличие на борту
летательного аппарата военного назначения только расходомера не гарантирует точного
определения расхода и остатка топлива в случае утечки топлива из топливной системы в
результате пробоя баков и других причин. Но наличие на борту расходомера и
топливомера увеличивает общую массу оборудования, количество визуальных приборов и
затрудняет работу летчика. В связи с этим в настоящее время наметилась тенденция к
созданию комбинированных систем – топливомерно-расходомерные (топливо
измерительных комплексов), работающих на один показывающий прибор. Это позволило,
особенно для самолетов-истребителей, получить выигрыш в массе, обеспечить точное
измерение запаса топлива в аварийных ситуациях и при различных эволюциях самолета, а
также упростило индикацию текущих значений запаса и расхода топлива.
Топливо измерительные комплексы помимо выполняемых ими задач измерения
расхода топлива и управления расходом предусматривают широкие связи с бортовыми
устройствами регистрации (БУР), автоматизированными системами контроля (АСК) и
наземными пунктами управления полетами, выдают информацию о располагаемой
дальности и продолжительности полета в пилотажно-навигационные комплексы.
В настоящее время на самолетах находят применение топливомеры-расходомеры
типа ТР54, ТРВ, ТР1–3 и топливомерно-расходомерные системы СТР2–2А, СТР6–2А,
СТР6–5, СТР7–2А и другие.
Топливомерно-расходомерная система СТР6–5А предназначена для выполнения
следующих задач:
− измерения и индикации запаса топлива в единицах массы (килограммах) во
всех баках самолета;
− вычисления и индикации располагаемой дальности полета на текущем и
оптимальном режимах работы двигателей и полета самолета;
− контроля централизованной заправки топлива и управления ею (на земле);
− сигнализации окончании выработки топлива из баков, неисправного состояния
системы СТР6–5А и топливной системы, нормального и предельно допустимого уровней
масла левого и правого двигателей, допустимых уровней гидросмеси в баках бустерной и
общей гидросистем (на земле);
17
− выдачи информации о запасе, резервном запасе и расходе топлива, о
располагаемой дальности полета, о неисправном состоянии СТР6–5А и топливной
системы, о возврате по запасу топлива в бортовое устройство регистрации (БУР) и
контрольно-записывающую аппаратуру (КЗЛ), в бортовую систему контроля и
предупреждения экипажа, в системы световой сигнализации и речевой информации, в
наземные автоматизированные контрольно-ремонтные средства (ЛКРС).
3.2 Состав и структурная схема топливо измерительных комплексов
Рассмотрим состав и структурную схему топливомерно-расходомерной системы
(топливо измерительных комплексов) на примере системы СТР6–5А. Первичными
преобразователями данной системы являются датчики расхода (типа ДРТС 30),
топливомеры (типа ДТ36А), датчики-сигнализаторы (типа ДСМК10) и термоприѐмники
(типа П77), сигналы от которых подаются на блок преобразования БПВ1–5, пульты
контроля и управления ПКУ6–4 и ПКУ301–2, а с них – на индикатор ИСТР4–5 и в другие
системы.
Рис. 1. Структ урная схема СТР6 –5
Система представляет собой комплекс, состоящий из четырех взаимодействующих
частей (рис.1): расходомерной, топливомерной, автоматической и вычисления
располагаемой дальности.
Расходомерная часть системы (рис.2) состоит из датчиков расхода,
термоприемников в расходной магистрали, блока преобразования, пульта ПКУ6–4,
индикатора и предназначена для измерения суммарного и мгновенного расходов топлива
с учетом топлива, возвращаемого по магистралям перепуска.
18
Рис. 2. Структурная схема расходомерной части СТР6–5
Измерение суммарного расхода топлива происходит путем суммирования
импульсов, поступающих от датчиков расхода с частотой, пропорциональной
мгновенному объемному расходу, с расчетной плотностью 0,7 г/см3, и импульсов
поправки на плотность топлива, формируемых аналого-цифровым преобразователем
(АЦП) по сигналам от термоприемника П77 и задатчика марки топлива (ЗМТ).
Суммирование импульсов от датчиков расхода, имитаторов расхода (ИР), каналов
перепуска производится электромеханическим сумматором, состоящим из усилителейформирователей (УФ1, УФ2), устройства суммирования импульсов массового расхода
(УСМР), устройства управления шаговым двигателем (УУДШ) и шагового двигателя
(ДШ), расположенного в пульте ПКУ6–4.
С валом шагового двигателя кинематически связаны движки потенциометров для
выдачи информации о запасе топлива от расходомерной части системы (QР) на индикатор
и в другие связанные с СТР6–5 устройства. Передача информации на индикатор
осуществляется с помощью следящей системы, состоящей из усилителя (У) и
исполнительного двигателя (ДГМ), расположенного в индикаторе. С валом двигателя
(ДГМ) кинематически связаны профиль шкалы запаса индикатора и движки
потенциометров для выдачи информации о запасе топлива в смежные системы.
Расходомерная часть системы позволяет отрабатывать показания от топливомерной
части системы на шкалу запаса по сигналу слежения от автоматической части системы
посредством перевода шагового двигателя из режима суммирования в режим слежения.
Такой перевод происходит при автоматизированной выставке и коррекции показаний
расходомерной части системы. Измерение мгновенного расхода производится
измерителем мгновенного расхода (ИМР). Принцип измерения состоит в подсчете
количества импульсов от датчика расхода за калиброванные интервалы времени и
преобразовании его с учетом информации о плотности топлива в аналоговую величину,
пропорциональную мгновенному массовому расходу, Информация о мгновенном расходе
топлива выдается в вычислитель располагаемой дальности полета.
Топливомерная часть системы (рис.3) состоит из датчиков топливомера,
термоприемника в баке, пульта ПКУ6–4 и осуществляет:
19
измерение запаса топлива в фюзеляжных баках самолета;
автоматизированную выставку индекса индикатора на
заправленное количество топлива;
формирование сигнала о резервном запасе топлива;
коррекцию показаний расходомерной части при неполной выработке топлива
(например, при сбросе невыработанных подвесных баков).
3.3 Канал измерения расхода
Приборы и датчики, измеряющие расход топлива в единицу времени
(расходомеры), применяются для выдерживания наиболее экономичного режима полета,
отвечающего минимуму расхода горючего на километр пройденного пути (с учетом
скорости полета). Эта же задача может решаться автоматически с помощью
экстремального регулятора, воспринимающими устройствами которого служат датчик
расхода топлива и датчик скорости полета. Зная запас топлива и его расход, можно
вычислить возможную длительность и дальность полета, а также с учетом скорости
полета и дальность.
Тахометрические расходомеры. Тахометрические расходомеры с температурной
коррекцией плотности. Турбосиловые расходомеры. Турбосиловые расходомеры с
внешним приводом. Турбосиловые расходомеры с приводом от потока.
3.4 Способы получения интегрального расхода
Измерение суммарного расхода топлива сводится к интегрированию по времени
сигналов мгновенного расхода. Сигналы мгновенного расхода дискретизируются,
поэтому интегрирование сводится к суммированию импульсов за определенное время.
В датчике суммарного расхода топлива (рис.15) вращение крыльчатки 1 через
червячную передачу 3 с помощью индуктивно-импульсного устройства (ИИУ)
преобразуется в электрические импульсы.
В процессе эксплуатации обращают особое внимание на целость экранировки и
изоляции соединительных проводов. Сопротивление изоляции проверяется при
отключенных разъемах агрегатов комплекта и должно быть не менее 20 мОм.
Наиболее частые неисправности расходомеров возникают из-за засорения
подшипников крыльчатки в направляющем аппарате, отказов элементов электроники,
обрывов соединительных проводов. В случае засорения подшипников датчики
промываются бензином.
3.5 Анализ погрешностей канала измерения расхода
Представленные расходомеры являются приборами косвенного метода измерения,
поэтому им свойственны методические погрешности. При градуировке в объемных
единицах методические погрешности отсутствуют, так как в градуировочной формуле
(2) площадь сечения трубопровода постоянна. Однако при градуировке в массовых
единицах методические погрешности возникают, как следует из формулы (3),
вследствие изменения плотности ρ при изменении температуры или сорта топлива.
Погрешности при замене сорта топлива могут достигать 5 – 6 %. Они
учитываются поправочными графиками.
Методические температурные погрешности в диапазоне температур топлива ±60
°С достигают 5 – 10 %. Для автоматической компенсации этих погрешностей применяют
20
чувствительные элементы, реагирующие на температуру топлива и подающие
компенсационные сигналы в схему прибора. В качестве чувствительных элементов
применяются конденсаторы, в которых диэлектрическая постоянная является функцией
температуры топлива, и терморезисторы.
Методическая погрешность
из-за изменения плотности при замене сорта топлива в расходомерах либо учитывается
путем тарировки расходомера под определенный сорт топлива с нанесением на шкале
показывающего прибора плотности данного сорта топлива, либо компенсируется
автоматически введением в электрическую схему дополнительных поправочных
резисторов, подключаемых с помощью специальных переключателей сорта топлива,
расположенных на пульте управления.
Погрешность измерения может также возникать из-за неравномерного
распределения скорости течения топлива по поперечному сечению датчика расхода.
На летательных аппаратах устанавливаются расходомеры типа PTC – I6, РТМСА,
РТМСВ. Основные приведенные погрешности этих расходомеров не превышают ±2 – 3
% при нормальных условиях и достигают 4 – 5 % при изменении температуры от – 60 до
+60 ºС. Для расходомеров типа РТС–1 и топливомерно-расходомерные систем типа СТР
суммарная погрешность комплекта при температуре ±60 ºС, как правило, не превышает
±3,5 % общего количества топлива, прошедшего через датчики расходомера.
3.6 Современные разработки
Турбинные преобразователи расхода (рис.19) предназначены для выдачи
информации об объемном расходе измеряемой жидкости в виде частотного
электрического сигнала синусоидальной формы с максимальной частотой для ТПР1 6
250 Гц, а для ТПР7 20 500 Гц и амплитудой сигнала на минимальной частоте не менее 25
мВ при наземных (стендовых) испытаниях изделий.
Измеряемая среда:
I группа – неагрессивные смазывающие жидкости (углеводородистые топлива,
жидкости гидросистем, промышленные масла);
II группа – неагрессивные несмазывающие жидкости (вода, спирт, аммиак);
III группа – однофазные криогенные жидкости (оксид, энерген);
IV группа – агрессивные жидкости (амил меланж I).
Рис. 19. Турбинный преобразователь расхода ТПР1-20
Кинематическая вязкость измеряемой среды до 100 сСт.
Температура измеряемой среды:
от  200 до +200 С – для неагрессивных и однофазных криогенных жидкостей;
от  60 до +50 С – для агрессивных жидкостей.
21
Рис. 20. Массовые расходомеры Danfoss MASSFLO
Расходомеры Danfoss MASSFLO (рис.20) измеряют расход непосредственно в кг/ч.
Кроме того, расходомеры MASSFLO измеряют:
−
Плотность;
−
Температуру.
Расходомеры MASSFLO выполняются из нержавеющей стали, сплава Хастеллой и с
встроенной системой подогрева. Расходомеры MASSFLO могут быть получены во
взрывобезопасном исполнении.
Топливо измерительные комплексы представляют собой совокупность
расходомерной, топливомерной, автоматической и вычисления располагаемой дальности
систем, которые позволяют летному экипажу измерять количество топлива в баках на
земле и в полете с помощью индикатора ИСТР4–5, осуществлять контроль
централизованной заправки на земле, определять суммарное и мгновенное значение
расхода топлива, а следовательно, производить вычисление и индикацию дальности и
времени полета на текущем и оптимальном режимах работы двигателей.
Но, несмотря на общие задачи, расположение топливомерно-расходомерных
систем, объем топливных баков и порядок выработки топлива в целях сохранения
центровки, которая обеспечивается специальными автоматами, осуществляющие
выработку топлива из отдельных групп баков по определенной программе,
индивидуальны для каждого типа самолета и его модификаций. Поэтому каждый тип
самолета имеет свой топливо измерительный комплекс, отличающийся по устройству,
комплектности и маркировке от топливо измерительного комплекса другого типа
самолета. Помимо вышеперечисленных возможностей применение комплексных систем
программного управления и измерения топлива позволяет, наличием специального
компенсационного моста, компенсировать методические погрешности, связанные с
изменением температуры или сорта топлива.
В настоящее время широкое применение находят топливомерно-расходомерные
системы СТР2–2А, СТР6–2А, СТР7–2А, СТР6–5, СПУТ 1–5, СПУТ 4–1.
Контрольные вопросы
1. Какие задачи выполняет автоматическая часть топливо измерительных комплексов?
2. В чем заключается принцип действия топливомерной части топливо измерительных
комплексов?
22
3. Из каких функциональных каскадов состоит усилитель датчика суммарного расхода
топлива?
4. В чем отличие принципов действия тахометрических расходомеров от турбосиловых?
5. Для каких целей необходима кремальера указателя расходомера?
6. Назовите основные способы температурной коррекции плотности жидкости?
7. Объясните назначение кнопок на передней панели пульта ПКУ6-4?
8. Каковы достоинства и недостатки применения турбосиловых расходомеров с приводом
от потока?
9. Приведите формулу для вычисления массового расхода с помощью турбосиловых
расходомеров с электроприводом приводом?
10. Какими погрешностями обладает канал измерения расхода?
4 Электронная система управления двигателем
Центром построения цифровой интегральной системы управления, в котором
производится переработка информации о состоянии объекта и принятие решений,
является бортовой цифровой вычислительный комплекс (БЦВК) (рис. 1). В связи с тем,
что датчики первичной информации обычно не унифицированы по виду выходного
сигнала и в большинстве своем выходная величина представлена не в цифровом виде,
поэтому существенную долю аппаратных затрат составляет подсистема сбора и
преобразования
информации.
Достаточно
разнообразны
способы
связи
с
исполнительными устройствами, приводящими в действие различные регулирующие
органы цифровой интегральной САУ. В состав цифровой системы входят различные
устройства вывода информации. В связи с высокими требованиями к надежности
функционирования всей силовой установки в цифровой интегральной САУ приходится
предусматривать резервирующие системы, которые имеют, как правило, свои
собственные датчики и исполнительные механизмы. Регулирующий орган может быть
при этом один.
Подсистема сбора информации осуществляет опрос датчиков всей силовой
установки в необходимом темпе, преобразует информацию к стандартному для данной
системы виду и непрерывным потоком направляет эту информацию в канал связи с
вычислительной частью БЦВК.
Большой объем преобразуемой информации, высокий темп преобразования,
высокая требуемая точность приводят к тому, что эта часть системы содержит до 40%
всего оборудования и должна быть обеспечена совершенной техникой преобразования.
Вычислительная часть системы включает запоминающие устройства (ЗУ), где
хранятся программы вычислений, необходимые константы и арифметические устройства,
в которых производятся вычисления. Ёмкость ЗУ определяется числом решаемых задач, к
которым относятся задачи управления в условиях нормального функционирования
системы, задачи выявления неисправностей системы (контроля и диагностики) и задачи,
определяющие поведение системы в аварийных условиях. Общие ресурсы
вычислительной части цифровой интегральной САУ характеризуются в первую очередь,
емкостью запоминающих устройств, потребным быстродействием и потоком входной и
выходной информации. Поток входной информации поступает в вычислительную часть и
далее распределяется операционной частью системы по различным алгоритмам.
Операционная часть
определяет набор соответствующих алгоритмов управления.
23
Операционная система также осуществляет выдачу кодов из вычислительной части по
каналу вывода данных на соответствующие выходные преобразователи.
В состав интегральной системы входят также средства отображения информации и
средства регистрации информации на внешних ЗУ.
Ввиду недостаточной надежности электронных схем цифровой тракт управления
резервируется дополнительными системами. Возможны следующие способы
резервирования:
-цифровыми каналами
-аналоговыми устройствами
-пневмоустройствами
-гидромеханическими устройствами
-смешанное резервирование.
Тип резерва выбирается для конкретной системы по комплексной оценке, включающей
характеристики надежности, суммарной массы, объема, стоимости и. т. п.
Перечисленные критерии влияют также на способы сочетания резервной и цифровой
части:
-цифровая часть работает в узком диапазоне, обеспечивая повышение точности и
динамических характеристик только в данном диапазоне;
-цифровая часть выполняет сложные функции, которые повышают эффективность
системы (супервизорный режим работы);
-цифровая часть может работать в режиме прямого управления.
Соответственно могут меняться функции резервных систем. Они могут:
-полностью дублировать функции цифровой части;
-работать в ограниченной области и обеспечивать продолжение полета с пониженными
характеристиками;
-обеспечивать работу силовой установки в минимальной области режимов, позволяя
выполнять посадку самолета.
Аппаратными элементами интегральной системы управления с прямым
воздействием на исполнительные органы являются процессоры, запоминающие
устройства, средства сбора информации, средства отображения информации,
исполнительные устройства. Объединение этих элементов в ту или иную структуру
осуществляется системой передачи информации (через каналы связи).
На развитие системы влияет стремление:
-упростить техническое решение и ремонт, использование простых аппаратных
средств;
-обеспечить наилучшее совместное пользование ресурсами;
-создать максимально гибкие системы в отношении аппаратных и программных
средств, что позволит простыми средствами с малыми затратами решить проблему
улучшения, развития, перестройки системы.
В основу построения структуры интегрированной системы как единого
аппаратного
комплекса,
объединяющего
управление
различным
бортовым
оборудованием, может быть положен один из двух принципов – централизации или
децентрализации.
До конца 70-х годов в авиации преобладающим являлся тип структур бортового
оборудования с независимыми субсистемами. Функции объединения сибсистем в единый
24
комплекс выполнял экипаж, который воспринимал показания приборов подсистем,
принимал решения и воздействовал на подсистемы через органы управления. Очевидные
выгоды интеграции бортового оборудования в более крупные комплексы (снижение
стоимости, снижение массы аппаратуры, унификация, снижение нагрузки на экипаж и. т.
д.) обуславливают тенденцию к объединению субсистем в более крупные бортовые
системы, которые формируются как единый бортовой комплекс средств переработки,
отображения и использования информации.
В интегральных системах с централизованной структурой используется одна общая
мощная цифровая машина, связанная с датчиками первичной информации, устройствами
индикации и исполнительными механизмами. Централизованную структуру можно также
построить на базе комплекса микропроцессоров, связанных в единую систему. Каждый из
вычислителей может сохранять собственное управление, возможно также управление от
ведущего процессора. Связь вычислительного устройства с бортовыми устройствами
осуществляется системой шин или через устройства сопряжения.
Система
характеризуется
высокой
эффективностью
использования
вычислительных средств. Информационный тракт здесь полностью интегрирован,
разделение его осуществляется в математическом обеспечении. Но в централизованной
системе затруднена модификация, расширение еѐ. Кроме того, рост количественных
характеристик оборудования приводит к падению надежности системы. Большие затраты
требуются на создание и отработку математического обеспечения ввиду того, что все
программы сосредоточены в едином поле памяти и обрабатываются общим процессором.
В системе с федеративной структурой используются несколько процессоров,
которые связанны между собой и датчиками. Часть вычислительных функций может быть
вынесена на периферию системы – в устройства предварительной обработки информации
(в процессорах обработки входной информации). Использование специальных
вычислителей в устройствах предварительной обработки данных снижает требования к
центральным процессорам. На интегральную БЦВМ возлагаются функции по интеграции
и общему управлению комплексом. Федеративное структурное построение позволяет
применить принцип модульности к подсистемам комплекса: в частности исключать
устаревшие модули и включать в состав комплекса новые модули, почти не затрагивая
самого комплекса; видоизменять алгоритмы управления отдельными устройствами,
проводя изменение в программном обеспечении отдельного модуля и. т. п.
В системе с распределенной структурой каждая функциональная система имеет
свой процессор, который связан с датчиками, устройствами отображения информации и
исполнительными органами. Процессоры связаны между собой и с другими элементами
через общий канал связи.
Эффективность использования вычислительных средств централизованной и
распределенной структурах различна. В первой эффективность выше, и больше
возможности маневрировать ресурсами системы. Во второй структуре выше живучесть –
отказ процессора не означает отказа все системы. Аналогично аппаратуре следует
рассматривать централизацию программных средств. В централизованной системе
вычисления производятся под управлением единой диспетчерской системы. Связь с
элементами осуществляется только через соответствующие процессоры.
Возможны
иерархические
структуры
цифровой
системы
управления.
Распределение ресурсов системы осуществляется по нескольким уровням. Связь
25
запоминающих устройств с процессором осуществляется через систему шин.
Иерархическая структура позволяет легко изменять характеристики системы, расширять
и видоизменять еѐ, производить замену еѐ элементов.
Другим фактором, стимулирующим использование распределенных систем,
является эффективность и загрузка каналов связи. Важным свойством систем с
распределенной и иерархической структурой является возможность наращивания и
развития системы. Однако это свойство ограничивается пропускной способностью
каналов. Необходимость передавать по каналам связи служебные слова приводит к
снижению эффективности каналов до 70 % от максимальной. На эффективную загрузку
каналов связи влияют также сложность системы, состав элементов и объем передаваемой
информации. Принципы введения уровней могут быть разными. С точки зрения
эффективного использования вычислительных средств и каналов передачи данных
целесообразно введение следующих уровней обработки информации.
I Уровень датчиков информации дает возможность проводить преобразование
входной информации в цифровые коды, контроль информации, масштабирование,
предварительное преобразование, сжатие информации.
II Уровень функциональной обработки. Здесь непосредственно реализуются
алгоритмы управления функционирования подсистем
IIIУровень диспетчеризации. Это высший уровень, с которого осуществляется
управление всем вычислительным процессом исполнения функциональных программ,
перестройкой системы.
Выбор конкретного типа структуры осуществляется при проектировании
интегральной цифровой системы и зависит, в первую очередь, от объема решаемых в
системе задач, а значит от суммарных характеристик вычислительный средств.
Суммарные затраты оборудования для распределенных систем больше, чем для
централизованных, но суммарные затраты на программирование могут оказаться
меньшими.
Таким образом, основными элементами цифровой интегральной
системы
управления силовой установки являются:
подсистема сбора и преобразования
информации, каналы передачи информации, вычислительная часть системы, подсистемыприемники переработанной информации (исполнительные устройства, устройства
отображения информации и. т. д.).
Интеграция оборудования повышает гибкость и надежность системы, приводит к
снижению массы оборудования. Интеграция предопределяет простое согласование
оборудования и уменьшение его типажа. Особое внимание уделяется унификации
оборудования и способов объединения субсистем между собой (унификация канала
передачи информации).
5 .Пилотажно-навигационные комплексы. Барометрический канал измерения
высоты
5.1 Назначение пилотажно-навигационных комплексов, их разновидности
Авиационной навигацией называется тот раздел навигации, в котором
рассматривается раздел вождения самолетов и вертолетов из одной точки земной
поверхности в другую по определенным пространственно-временным траекториям.
26
-
Под пилотажно-навигационным комплексом (ПНК) понимается совокупность датчиков
информации, систем обработки и отображения информации, систем управления,
предназначенных для пилотирования и навигации летательного аппарата.
Пилотажно-навигационные комплексы по сложности и многофункциональности
относятся к категории больших информационно-управляющих систем. В зависимости от
точности решаемых задач, надежности, количества автоматизированных функций и
загруженности экипажа пилотажно-навигационные комплексы делят на ряд групп: ПНК-1
— условно ПНК первого выпуска (например, на Ил-62), ПНК-2 — условно ПНК второго
выпуска (например, на Ту-144) и т. д.
С помощью ПНК осуществляются: стабилизация и индикация углового положения
ЛА; стабилизация скорости, числа М, вертикальной скорости (для ПНК-2); контроль и
индикация отклонений от глиссады, управляющих (командных) сигналов, резерва
топлива; контроль и сигнализация предельно допустимых параметров движения и
положения ЛА; подсказка действий экипажу, при возникновении определенных ситуаций
в полете (для ПНК-2); программное траекторное управление ЛА в районе аэродрома и по
маршруту; определение и индикация текущих значений координат места ЛА, скорости
полета, моментов изменения режимов полета; коррекция счисленных координат места Л
А по РСБН, РСДН, по астрокорректору, по РЛС; регистрация пилотажно-навигационных
параметров; передача пилотажно-навигационной информации по запросу наземных КП
УВД (для ПНК-2), а также обмен пилотажно-навигационной информацией с другими ЛА
и наземными КП (для ПНК-2).
В состав ПНК входят: инерциальные системы навигации (для ПНК-2);
доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС), системы воздушных
сигналов (типа СВС, ЦВС); курсовые и инерциальные системы (типа КС, ТКС, МИС,
ИКВ, СКВ); радиотехнические системы ближней навигации (РСБН); радиотехнические
системы дальней навигации (для ПНК-2); автопилоты или автоматические системы
управления; бортовые аналоговые (для ПНК-1) или цифровые вычислительные машины
(для ПНК-2); аппаратура встроенного контроля работоспособности ПНК и его систем в
полете.
На самолетах устанавливаются различные навигационные автоматы и системы,
помогающие пилоту вести самолет по заданному маршруту и выполнять предпосадочное
маневрирование. Некоторые такие системы полностью автономны; другие требуют
радиосвязи с наземными средствами навигации.
Существует ряд различных электронных систем воздушной навигации.
Всенаправленные радиомаяки – это наземные радиопередатчики с радиусом действия до
150 км. Они обычно определяют воздушные трассы, обеспечивают наведение при заходе
на посадку и служат ориентирами при заходе на посадку по приборам. Направление на
всенаправленный радиомаяк определяет автоматический бортовой радиопеленгатор,
выходная информация которого отображается стрелкой указателя пеленга.
С помощью ПНК осуществляются:
стабилизация и индикация углового положения ЛА;
стабилизация скорости, числа М, вертикальной скорости;
контроль и индикация отклонений от глиссады, управляющих (командных) сигналов,
резерва топлива;
определение и индикация текущих значений координат места ЛА, скорости полета,
моментов изменения режимов полета;
27
-
-
обмен пилотажно-навигационной информацией с другими ЛА и наземными КП.
В состав ПНК входят:
курсовые и инерциальные системы (типа КС, ТКС, МИС, ИКВ, СКВ);
радиотехнические системы ближней и дальней навигации (РСБН, РСДН);
автопилоты или автоматические системы управления;
бортовые аналоговые или цифровые вычислительные машины;
аппаратура встроенного контроля работоспособности ПНК и его систем в полете.
5.2 Барометрический канал измерения высоты полѐта ЛА, математическая модель
атмосферы
Приборы, предназначенные для измерения высоты полета ЛА над поверхностью,
называются высотомерами.
При полетах различают абсолютную высоту – высоту относительно уровня моря,
относительную высоту – высоту полета относительно места взлета или посадки, истинную
высоту, т.е. высоту над пролетаемой местностью.
Значение абсолютной высоты необходимо для установления коридоров на
маршрутах полета, а также при испытании самолетов и двигателей; относительная высота
должна быть известна при взлете и посадке; а истинная высота – во всех случаях полета.
Известно несколько методов измерения высоты полета:
барометрический;
радиотехнический;
инерционный.
Барометрический метод измерения высоты полета базируется на зависимости
абсолютного давления в атмосфере р от высоты Н. При выводе градуировочных формул
высотомера понадобятся также зависимости плотности  и абсолютной температуры Т от
высоты. На рис.5 представлены зависимости р=f1(H), =f2(H) и Т=f3(H). Эти зависимости
являются статическими , т.к. давление, плотность и температура на одной и той же высоте
не остаются постоянными, а испытывают значительные случайные вариации (показанные
пунктиром) зависящие от времени суток и года, облачности.
5.3 Аэрометрический канал измерения скорости,числа Маха.Математическая
модель измерителей приборной скорости и числа Маха
Скорость полета ЛА измеряют относительно воздуха и относительно Земли. При
этом различаю истинную воздушную скорость V – скорость полета относительно воздуха,
путевую скорость W – скорость относительно Земли, и приборную (индикаторную)
скорость Vi – скорость полета в предположении, что скоростной напор постоянный на
всех высотах. Безразмерной характеристикой скорости полета является число М полета,
равное отношению истиной воздушной V к скорости звука а, т.е. М=V/а.
Чувствительным элементом комбинированного указателя скорости является
манометрическая коробка, помещенная внутри герметического корпуса. Полость коробки
соединена с приемником полного давления, а корпус прибора — с приемником
статического давления. В полете на упругий элемент действует разность полного и
статического давлений, т. е. динамическое давление рд=рп—рст.
Указатель числа М по своему устройству аналогичен указателю воздушной
скорости (рис. 8),но в нем
отсутствуют элементы учитывающие температуру
окружающей среды.
Так как число М является функцией отношения динамического р д к статическому
давлению рст на высоте полета, то кинематический механизм прибора выполняет деление
28
величины рд, измеренной с помощью манометрической коробки, на величину рст, которую
измеряет анероидная коробка.
5.4 Вариометры
Принцип действия измерителей вертикальной скорости полета — вариометров
(рис. 9) основан на измерении разности атмосферного давления и давления в корпусе
прибора, соединенного с атмосферой через гидравлическое сопротивление (капиллярную
трубку).
Серийные вариометры типа ВАР (ВАР-30, ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300) имеют
унифицированный механизм и различаются только шкалами, количеством и длиной
капилляров.
5.5 Системы приема воздушных давлений (ПВД)
Система ПВД воспринимает полное и статическое давление и передает их по
магистралям (трубопроводам) к чувствительным элементам пилотажно-навигационных
приборов и систем, систем управления летательным аппаратом,
сигнализаторам,
бортовым устройствам регистрации параметров полета. К системе приема воздушных
давлений относятся приемники воздушных давлений, коллекторы, влаго-отстойники,
краны переключения систем ПВД.
В эксплуатации применяются приемники трех типов. Приемники типа ПВД
воспринимают полное и статическое давление, приемники типа ТП-156(М) и ППД-1,
ППД-3, ППД-5 воспринимают только полное давление, приемника ПСД—воспринимают
только статическое давление. К дозвуковым относятся ПВД-6М, к сверхзвуковым —
ПВД-3, ПВД-4, ПВД-5, ПВД-7 (рис. 10), ПВД-9.
Рис. 10. Приемник воздушных давлений ПВД-7:
4 — трубка полного давления рп; 2 — дренажные отверстия; 3—. электрообогревательный
элемент; 1 — цилиндрический корпус; 5—отверстия, служащие для приема статического
давления рст; 6— камера статического давления рст; 7 — штуцер полного давления рп; 8 —
штуцер статического давления рст
Приемники типа ПВД (кроме ПВД-9), ТП-156 (М), ППД-1 (рис. 11), ППД-3, ППД-5
и некоторые типы приемников статического давления (рис. 12) имеют электрический
обогреватель, питаемый от бортовой сети постоянного тока напряжением 27 В.
29
Рис. 11. Приемник полного давления ППД-1:
1 — наконечник; 2 — обогревательный элемент; 3 — кожух; 4 — фланец; 5—
штепсельный разъем; 6 — штуцер; 7 — трубопровод; 8 — крепежное отверстие; 9 —
дренажное отверстие
Рис. 12. Приемник статического давления:
1 — приемное отверстие; 2 — корпус; 3 — пружина; 4 — обогревательный элемент; 5 —
вилка; 6 — розетка
Приемники воздушного давления всех типов монтируются на самолете таким
образом, чтобы дренажные отверстия были обращены вниз. Когда самолет находится на
стоянке, приемник должен быть зачехлен. Перед полетом чехол снимается. Для
уменьшения аэродинамических погрешностей приемники статического давления
устанавливаются на плиты.
Применение последних достижений кибернетики и бионики дает основание
полагать, что в ближайшее время появятся навигационные системы адаптивного типа, т.е.
системы, изменяющие структуру и методы обработки в зависимости от изменения
входных и внутренних условий работы. Основной тенденцией развития средств навигации
является усложнение комплексов с тем, чтобы, используя последние достижения в
навигации, создать такие системы, которые хотя бы отчасти обеспечивали возможность
30
работать с более широким классом сигналов в широком диапазоне, а также возможность
реагировать на воздействие помех переменного уровня.
Контрольные вопросы
1.
Дайте определение ПНК.
2.
Чем определяется назначение пилотажно-навигационных комплексов?
3.
Что осуществляется с помощью ПНК?
4.
Что входит в состав ПНК?
5.
Какие высоты различают при полете, их назначения?
6.
На чем основан барометрический метод измерения высоты?
7.
Назовите основные источники методических погрешностей при измерении
барометрической высоты, методы их компенсации.
8.
На чем основан аэрометрический метод измерения скорости полета ЛА?
6 Средства отражения информации
6.1 Виды представления пилотажной и навигационной аппаратуры
Одним из свойств систем измерения (CИ) ЛА является необходимость
автоматического отображения информации. Отображение информации — это свойство
технической системы воспроизводить следы информационных воздействий и результаты
переработки информации. В настоящее время в основном используют три способа
информации: сигнализацию, индикацию и регистрацию.
Информация в ЭВМ на ЛА представляется символами и образами. Регистрация —
это такое воспроизведение символов, которое переносится на материальный носитель и
для поддержания изображения символа на носителе не требуется расходовать энергию.
При индикации, и сигнализации требуются непрерывные затраты энергии в течение
времени воспроизведения символов. В состав любой СИ ЛА входит широкий ассортимент
средств отображения. В качестве средств переработки информации используются
универсальные и специализированные ЭВМ, которые играют решающую роль в
техническом обеспечении СИ ЛА. Ими определяется степень автоматизации и сложность
решаемых задач.
Основное назначение систем отражения информации (СОИ) состоит в
представлении воспроизводимой информации в форме изображения, параметры которого
обеспечивают необходимую точность, информационную емкость и удовлетворяют
требованиям инженерной психологии, т. е. воспроизводимая информация представляется
в закодированном виде — в форме, приемлемой для непосредственного восприятия
человеком. Центральное место в СОИ занимают индикаторы, основное назначение
которых заключается в своевременном отображении информации, поступающей с
датчиков и САУ. В САУ средствами отображения создаются динамические
информационные модели управляемых объектов (внешние средства деятельности).
Оператор взаимодействует не с самим объектом, а через СОИ с информационными
моделями реальных объектов, которые позволяют представить образ реальной
действительности, производить анализ и оценку обстановки, наблюдать и оценивать
результаты управляющих воздействий, принимать решения. Форма представления
информации должна способствовать принятию решения, быть активно действующей.
Кроме того, используются внутренние средства деятельности: знание, опыт,
навыки, на основе которых формируются концептуальные (внутренние) и оперативные
модели решения задач управления.
31
Успешная деятельность человека на борту
ЛА обеспечивается лишь при
согласовании внешних и внутренних средств, при обеспечении полноты, точности и
своевременности отображения информации.
Динамическая информационная модель, образованная СОИ, должна быть
адекватна концептуальной модели деятельности человека. Средства отображения
облегчают человеку выработку и воспроизведение в памяти концептуальной модели
деятельности. Модель должна быть наглядной для быстрого анализа восприятия
ситуации, компактной, обеспечивая в тоже время необходимую полноту
воспроизводимых данных, согласованных с психофизиологическими возможностями
оператора.
В связи с большим количеством и разнообразием решаемых задач и требованиями
к преобразованию выходной информации средства отображения разнообразны по
техническим, конструкционным и эксплуатационным характеристикам и должны
формировать изображение, отличающееся по форме, размерам, цветовому решению.
Создание универсального устройства СОИ, согласованного с широким классом решаемых
задач, представляет большую трудность. Ближе всего к этому подошли устройства на ЖКдисплеях. Практика показала, что во всем комплексе технических средств САУ, СОИ
являются наиболее нестандартными, требующими специальной разработки.
В СОИ, как правило, входят пульты или приборные доски, блоки сопряжения СО и
ОУ с бортовыми системами, блоки управления режимами СОИ, блоки управления
аварийно-предупредительной световой и звуковой сигнализацией, система регулировки
яркости сигнализаторов, система распределения питания и защиты сети от коротких
замыканий в СОИ, преобразователи информации и др.
Рис. 1 Развертка лицевых панелей пультов и приборной доски рабочих мест командира и
пилота:
ЩВ - щиток верхний; ПД - приборная доска; ПДП - панель приборной доски; БПНИ блок пилотажно-навигационной информации; ВКУ - видеоконтрольное устройство
телевизионного типа; ППЛ - панель пульта левого; ППП - панель пульта правого; ПЦ пульт центральный; МФПУ - многофункциональный пульт управления (пульт бортового
вычислительного комплекса - БЦВК); ПА - пульт абонента
На рисунке 1, 2 показаны примерные компоновки панелей управления и
индикации одного из типов управляемого космического аппарата.Панель пульта
32
управления сближением и стыковкой, ручки управления движением расположены в
вырезах пульта.
Основными средствами взаимодействия человека и машины на всех этапах полета
являются видеоконтрольное устройство (ВКУ) КЛ-111 телевизионного типа, МФПУ,
дисплейная система УС-3 ДИСК, жидкокристаллические индикаторы. На этапах спуска и
посадки основное значение имеют ВКУ, дисплейная система "Адонис",
электромеханические приборы.
Дисплейные системы "Адонис" и УС-3 функционально эквивалентны, но
конструктивно различны. Разделение средств под орбитальные задачи и задачи спуска и
посадки -пример ведомственного подхода к созданию сложных систем. На пультах РМ1-5
размещены унифицированные многофункциональные пульты управления (МФПУ). На
РМ6 их два: один для бортового центрального вычислительного комплекса (БЦВК)
корабля, второй (такой же) - для БЦВК полезного груза
Рис. 2 МФПУ - многофункциональный пульт управления; ВКУ - видеоконтрольное
устройство; ПА - пульт абонента
Для ведения внутренних переговоров и внешней связи на всех РМ установлены
унифицированные ПА - пульты абонентов. На всех панелях и пультах используются
кнопочные органы управления, созданные специализированным предприятием по
заданию СОКБ для обеспечения СОИ космических кораблей и станций.
Основным конструктивным элементом пультов является несущий каркас. Каркасы
приборных досок и пультов всех предшествующих кораблей - клепаные из уголков.
Приборные панели, как правило, фрезерованные.
Каркасы пультов СОИ ОК впервые выполнены в виде ажурных сварных трубчатых
конструкций из нержавеющей стали. Каркас приборной доски РМ1-2 состоит их четырех
сварных модулей, соединяемых болтами. Пульт ПБИ имеет три разъемных сварных
модуля. Все пульты выполнены в габаритах, позволяющих протаскивание пультов через
люки командного отсека.
Все приборы, кроме электромеханических приборов (ЭМП) пилотажнонавигационной группы, основой конструкции которых были авиационные индикаторы,
устанавливаются с лицевой стороны, обеспечивая тем самым ремонтопригодность СОИ
без снятия пультов с объекта. ЭМП установлены в БПНИ, который может выдвигаться из
доски, обеспечивая тем самым их съем. За приборами в каркасе размещаются блоки
33
управления и сопряжения. Доступ к ним обеспечивается после снятия соответствующих
приборов.
Все пульты имеют оригинальную схему виброзащиты, основой которой являются
тросовые амортизаторы.
Система отображения информации должна обеспечивать эффективную работу
экипажа на всех участках полета ОК. Поэтому для оптимизации массово-энергетических
характеристик СОИ средства, обеспечивающие работу экипажа на участках спуска и
посадки, выполнены с учетом требований авиационной техники, то есть с учетом
требования к работоспособности при повышенной внешней освещенности кабины. На
верхнем участке полета требования по яркости те же, что и для космических станций и
кораблей.
Поиск оптимальных решений по критерию массы и потребляемой электроэнергии с
учетом требований по эргономике привел к тому, что одни и те же приборы, размещаемые
на РМ1-2 и остальных пультах, имеют прямой и обратный контрасты, разные цвета
панелей, отличные от цветов, принятых в авиации. Приборы РМ1-2 имеют встроенную
регулируемую систему подсвета шкал, систему сигнализации на лампах накаливания с
регулируемой
яркостью.
Для
орбитального
участка
полета
созданы
электролюминесцентные сигнализаторы.
Предпринимались попытки снижения массы за счет применения новых материалов,
микроминиатюризации отдельных подсистем. Анализ показал, что снижение массы могло
быть только при условии пересмотра концепции построения СОИ, при условии
дальнейшего повышения уровня интеграции СОИ и устранения большой избыточности.
Первое условие было реализовано при модернизации СОИ РМ1-2.
Существенное снижение массы возможно с помощью методов оптимизации СОИ
путем устранения избыточности дисплейных средств СОИ и передачи функций РМ3
рабочим местам 1 и 2, а при необходимости и на РМ4-5. СОИ других РМ оптимизированы
по составу. Как правило, это двухэкранные СОИ. Здесь возможно снижение массы только
при переходе на другие средства отображения (на основе ЖКИ) и тактильные органы
управления.
6.2 Психофизиологическая деятельность человека
Информация на борту ЛА выдается на СОИ в форме, пригодной для восприятия
человеком, поэтому их создание требует учета психологических и физиологических
возможностей человека.
Для человека в АСУ органом, воспринимающим основное количество информации,
является зрительная система.
Глаз имеет почти шарообразную форм диаметром 2,5 см, помещается в глазнице —
углублении черепа. Глазное яблоко окутано белковой оболочкой - склерой, сохраняющей
форму глаза и защищающей его от внешних воздействий. В передней части главного
яблока склера переходят в прозрачную роговую оболочку, за которой на небольшом
расстоянии находится радужная оболочка, в середине которой имеется отверстие зрачок.
Радужная оболочка и мышцы изменяют размеры зрачка (при сильном освещении зрачок
сужается, при слабом расширяется) Этим достигается регулирование световой энергии,
поступаю на сетчатку. По дну глаза разветвлены окончания зрительного нерва —три ряда
нейронов фоторецепторы — 150 000 000 (колбочки и палочки, биполярные и гаиглиозные
клетки); Количество палочек более чем на порядок превосходит количество колбочек.
Зрительные ощущения вызывает только свет, действующий на палочки и колбочки.
в центральной части сетчатки — зоне наиболее ясного видения (область желтого пятна и
центральной ямки) имеются только колбочки. В сетчатой оболочке имеется участок, с
угловым размером в 5°; без фоторецепторов — слепое пятно. При наблюдении только
34
одним глазом в отдельные моменты фиксации взгляда участок зрительного поля
соответствующего размера не воспринимается. При взгляде на пред мет глаз
непроизвольно устанавливается так, чтобы изображение предмета попадало на желтые
пятна обоих глаз. Форма и цвет предмета воспринимаются только при яркости
зрительного стимула не менее или равного 10 кд/м. При яркостях менее 0,003 кд/м
функционируют только палочки (сумеречное зрение). Следовательно, различение цветов
возможно лишь при достаточно высоких значениях яркости зрительного стимула.
надежное и более тонкое различие цветовых оттенков возможно при яркости 175 кд/м
Колбочки чувствительны к длине световых волн. При равенстве энергии воздействующих
волн различия их длин ощущаются, как различия в цвете зри тельных стимулов. Глаз
различает семь основных цветов и более сотни их оттенков. С изменением длины волны
изменяется и качество ощущений. Длинам волн от 380 до 445 мкм соответствует
ощущение фиолетового цвета, от 455 до 470 — синего, от 470 до 500 голубого, от 500 до
540— зеленого, от 540 до 590 — желтого, от 590 до 610— оранжевого, от 610 до 780 —
красного.
Строением сетчатки объясняется факт лучшего обнаружения слабого светового
стимула, если проекция его осуществляется на периферические отделы сетчатки, а не на
центральные. В других условиях центральная зона сетчатки имеет преимущество в
процессе зрения. Механизм преобразования зрительной информации следующий.
Воздействие светового потока вызывает возбуждение фоторецепторов. В каждый момент
времени совокупность возбужденных и невозбужденных фоторецепторов образует
мозаичную картину изображения, проецируемого на сетчатку. Возбуждение
фоторецепторов передается вторым нейронам сетчатки. Далее сигналы генерируются
ганглиозными клетками. Кроме того, в сетчатке в это время осуществляется ряд операций
преобразования первоначального нервного сигнала. Нервное возбуждение не является
копией возбуждения фоторецепторов. Дальнейшее преобразование сигнала как процесс
описания изображения осуществляется системами рецептивных полей более высокого
ранга. Формирование же сложных признаков и принятие решения о визуально
воспринимаемом объекте происходит как процесс преобразования информации в высших
корковых отделах зрительного анализатора в их взаимодействии с корковыми отделами
других анализаторов. Чувствительность фоторецепторов неодинакова к разным участкам
спектра: наиболее высока к желтым и зеленым и значительно ниже к красным.
Ограничения поступления светового сигнала к фоторецепторам характеризуются
величиной пространства, в пределах которого возможна проекция изображения на
сетчатку глаз. Границы такого пространства, называемого полем зрения, определяются
возможностями оптической системы глаз, площадью, характером распределения
фоторецепторов и выступающими частями лица. Поле бинокулярного зрения является
производным полей зрения обоих глаз. Оно состоит из участка, видимого двумя глазами
одновременно (в центре) и участков в периферической области, входящих в поле зрения
только одного из глаз. Область перекрытия полей зрения левого и правого глаз является
областью наиболее ясного видения . Возможности обнаружения сигнала существенно
возрастают за счет поворотов головы и глазных яблок. Но рабочая зрительная зона близка
по размерам к участку бинокулярного поля зрения, который может рассматриваться двумя
глазами. Надежное обнаружение сигналов осуществляется в более узких ( в 2 раза)
границах.
35
6.3 Особенности деятельности человека-оператора с учетом СОИ
Для оптимизации СОИ большое значение имеет проблема моделирования
поведения человека-оператора. В настоящее время разработано достаточное количество
математических моделей поведения человека. В основном модели предназначаются для
исследования систем человек — машина» в режиме регулирования (динамического звена)
Инерционность человека-оператора объясняется необходимостью обобщения
информации, воспринимаемой человеком в СОИ. τ – величина чистого латентного
запаздывания, определяется тренированностью операторов. Для обученных операторов
τ=(0,1-0,З)сек. Нижний предел τ характерен для случаев, когда оператор имеет
возможность использовать некоторое предсказание при непрерывно изменяющемся
входном сигнале х0(t). Верхний предел τ характерен для случаев скачкообразного
изменения х0(t). Если анализируется многократно изменяющаяся величина по
повторяющемуся закону, τ уменьшается до значения 0,008 с.
6.4 Основные этапы переработки информации оператором
Этапы переработки информации человеком-оператором на ЛА, могут быть сведены
к выполнению следующих операций:
–анализу и отбору поступающей информации;
–опознанию и обобщению информации:
–оценке степени приоритета;
–отфильтровыванию избыточной или устаревшей информации;
–уточнению и получению недостающих данных;
–вводу информации в систему и выдаче ее в линии связи:
–принятию решения;
-управлению и контролю за работой аппаратуры.
Без направляющего участия человека процессы неизбежно отклоняются от норм,
соответствующих интересам людей, только эволюция этих интересов человеком приводит
к желательным изменениям. Человек поправляет машину, исходя из своих знаний, опыта,
интуиции. Кроме того, человек и машина во многих случаях выступают как равноправные
партнеры обмениваются данными и выполняют различные преобразования информации.
Сравнительно новой формой взаимодействия человека и ЛА, как с машиной,
является диалоговая, основной идеей которой является распределение функций между
человеком и машиной на основе взаимного дополнения и использования имуществ
каждой стороны, осуществляемая с помощью средств общения (в первую очередь
дисплеев). Диалог осуществляется в виде обмена текстовыми директивами в сообщениями
Поэтому ясно — человек является неустранимым звеном АСУ, и это порождает
проблему согласования конструкций характеристик машин с возможностями человека.
При решении этой проблемы должна быть достигнута оптимальность синтеза
компонентов «человек — средства отображения — рабочая среда».
6.5 Информационная и концептуальная модель полета
Инструментальная и неинструментальная информация. То, что в авиации называют
образом полета, сопоставимо с понятием концептуальная модель. Это — базовый
компонент психического отражения, сформированный в процессе обучения и
профессиональной практики. Образ полета включает задачи и цели, стоящие перед
36
летчиком, систему знаний об объекте управления, систему двигательных программ,
реализуемых в полете. При выполнении конкретных действий в образе полета на первый
план выступает (в зависимости от условий полета и цели, которую ставит летчик) один из
трех компонентов: образ пространственного положения, чувство самолета, восприятие
приборного отображения (или приборной модели). В летной практике для обозначения
последнего компонента употребляют термин "образ вилки", т.е. расхождение между
наличным и требуемым показателями. Для краткости иногда этим термином пользуемся и
мы.
Первый базовый компонент образа полета — образ пространственного положения
— должен постоянно поддерживаться, видоизменяться соответственно эволюциям
самолета, противостоять разрушительному влиянию неинструментальных сигналов, если
они выдают информацию, противоречащую инструментальной. Обеспечивая общую
ориентировку летчика, в том числе осознание глобальной цели полета, данный компонент
образа играет все же вспомогательную роль в непосредственной регуляции управляющих
движений. Функцию регуляции выполняет второй компонент образа — образ приборной
модели.
Образ приборной модели — "приборный образ", "образ вилки" — это отражение
рассогласований между заданным и текущим режимами полета, формируемое на основе
восприятия информации о расхождении между заданным значением параметра полета и
фактическим положением индекса. Этот образ регулирует моторный компонент действий,
обеспечивая реализацию двигательной программы. Подчеркнем прагматичную
направленность данного компонента образа полета. Его преобладание на каком–либо
этапе пилотирования приводит к автоматичности выполнения управляющих воздействий,
которая может наблюдаться, например, в длительном неспокойно текущем
горизонтальном полете тяжелого самолета. В других случаях "приборный образ"
выступает на первый план при необходимости срочно вывести самолет из сложного
(непонятного) положения в горизонтальный полет (приведение к горизонту). В последнем
случае автоматичность исполнения может стать причиной катастрофы — отсутствие
осознаваемого образа пространственного положения, например знания о высоте полета,
опасно, если механическое исполнение производится на недостаточной высоте.
Приборный образ лаконичен, в нем нет избыточности, и это часто приводит к его
функциональной деформации — на первый план выступает значение одного из массы
сигналов, что обеспечивает быстроту и точность исполнения одного из компонентов
действия, но снижает потенциальную надежность действия в целом.
Специфическим содержанием обладает третий компонент образа полета — чувство
самолета. Его формирование связано с поступлением неинструментальных сигналов:
ускорений, вибраций, сопротивления органов управления, шумов и пр. Эти сигналы
играют сложную и противоречивую роль. Во–первых, они относятся к так называемым
отрицательным факторам полета, выступая как неприятные, иногда — вредные для
организма
физические
воздействия.
Во–вторых,
они
могут
неправильно
интерпретироваться летчиком и служить причиной ошибочных решений. Однако они
очень важны для ощущения летчиком своей слитности с самолетом, которая помогает
упреждать изменения его положения, обеспечивает экономный способ выполнения
движения и, кроме того, создает общий положительный эмоциональный фон деятельности
летчика.
37
Чувство самолета прежде всего связывается с мышечным чувством, которое в
наибольшей степени определяет способность к управлению динамическими объектами.
Известно, что мышечное чувство было названо И.М. Сеченовым "темным", так как
функционирование двигательного анализатора большей частью не осознается. Вместе с
тем Сеченов считал, что мышечное чувство играет ведущую роль в оценке и регуляции
движений, в восприятии пространства и времени.
Итак, образ полета — подвижная, динамическая, изменчивая структура.
Компоненты образа вступают между собой в сложные, подчас противоречивые
взаимоотношения. Сенсорно–перцептивное наполнение свойственно преимущественно
образу пространственного положения и чувству самолета; моторная регуляция
осуществляется на основе чувства самолета и приборного образа (образа вилки).
Эффективность регуляции действий на основе чувства самолета связана с осознанием
сигнальной значимости ощущений, включенных в данный компонент образа.
Преобладание образа приборов как регулятора моторных действий способствует
автоматизации действий и, следовательно, фиксации функциональной деформации образа,
что может привести к снижению надежности системы "летчик—самолет". Осознание
летчиком актуальной значимости образа пространственного положения — одно из
необходимых условий сохранения надежности действий в любых ситуациях
пилотирования.
7 Компоновка авиационных систем
7.1 Особенности компоновки авиационных эргатических систем
Авиационные эргатические системы относятся к классу больших эргатических
систем, для которых характерно наличие совокупности взаимосвязанных управляемых
подсистем, объединенных общей целью функционирования. Согласно определению
система является большой с точки зрения оператора, если она превосходит его
возможности в каком-либо аспекте, важном для достижения поставленной перед ним
цели.
Компоновка эргатической системы является важным этапом ее проектирования, во
многом определяющим ее рациональную организацию.
Рациональная компоновка больших эргатических систем является достаточно
сложной задачей, при решении которой должны учитываться многочисленные
независимые, иногда противоречивые факторы и требования, вследствие чего она
относится к классу задач многофакторной оптимизации.
Основной задачей компоновки является создание оператору условий, необходимых
для эффективного выполнения эксплуатационных задач, при сохранении достаточно
высокого уровня безопасности работы.
Рациональная организация авиационной эргатической системы затруднена из-за:
–весьма ограниченных размеров кабин экипажа;
–большого количества средств отображения информации и средств управления,
устанавливаемых на рабочих местах членов экипажа;
–недостатка места, особенно в наилучших по досягаемости и обзору зонах,
приводящего к невозможности разместить все необходимое оборудование в этих зонах;
–быстротечности процессов управления и как следствие этого — дефицита
времени у экипажа на выполнение операций управления и контроля;
–невозможности "остановить" рабочий процесс в случае отказа техники;
–работы члена экипажа одновременно обеими руками с разными объектами
управления;
–необходимости быстрого включения члена экипажа в контур управления при
38
отказах или отключениях автоматики.
В связи с этими особенностями авиационных эргатических систем их
рациональная организация является сложной задачей, для решения которой необходим
комплексный, системный подход с позиций эргономики, обеспечивающий учет и
взаимную увязку всех факторов и нахождение правильных решений при
проектировании кабины и рабочего места, выборе кресла, определении состава и
разработки компоновки средств отображения информации и средств управления на
рабочем месте.
Хотя при проектировании эргатических систем в первую очередь должны
учитываться антропометрические характеристики человека, так как недостаточные
размеры кабины, неудобное размещение членов экипажа, неудобные кресла и тому
подобные причины могут привести к преждевременному утомлению и повлиять на
качество выполнения полетного задания, следует также иметь в виду, что
неудовлетворительная компоновка рабочего места может привести к невыполнению
полетного задания, быть причиной летных происшествий.
Связь компоновки с безопасностью полета достаточно ясна: она особенно
проявляется при дефиците времени, в аварийных ситуациях.
Не говоря уже о роли унификации компоновки в выработке и сохранении
стереотипов действий — определенных навыков управления и контроля при переходе
экипажа от управления самолетом одного типа к другому, можно указать следующие
правила компоновки, выполнение которых непосредственно влияет на безопасность
полета:
–рациональная компоновка группы основных пилотажно-навигационных
индикаторов должна обеспечивать минимальные углы (маршрут) переноса взгляда пилота
на наиболее напряженных этапах полета и единообразное их размещение в группе;
–резервный авиагоризонт на самолетах с двумя пилотами следует размещать в
непосредственной близости от основного индикатора или так, чтобы обеспечить
возможность контроля его показаний обоим пилотам;
–органы управления следует группировать и размещать с учетом требований
мнемоники;
–органы управления, случайное включение или выключение которых может
привести к аварийной ситуации, должны иметь фиксаторы, предохранительные
устройства, блокировку и т.п.;
–запрещается размещать рядом органы управления, используемые в каждом полете
и при аварийной ситуации.
Компоновка эргатической системы хотя и имеет специфические особенности, но
так же, как и проектирование ЛА в целом и его систем, обычно состоит из двух стадий.
В частности, применительно к структуре системы отображения информации такими
иерархическими уровнями являются:
–система отображения информации экипажу ЛА;
–система отображения информации данному члену экипажа;
–подсистема или группа средств отображения информации (индикаторов,
сигнализаторов), относящихся к одной функциональной системе, мнемосхема;
–отдельный индикатор (комплексный или комбинированный);
–указатель параметра.
Таким образом, в зависимости от состава экипажа и вида средств структура
системы отображения информации ЛА может быть трех-, четырех- или пятиуровневой.
7.2 Виды и факторы компоновки
Применительно к компоновке рабочих мест экипажа изложенный выше общий
39
подход позволяет выделить три вида компоновки, отличающихся между собой
масштабами объектов компоновки (площадями и объемами организуемого пространства),
а также принципами компоновки:
–компоновка рабочих мест членов экипажа в кабине, в результате которой
устанавливают взаимное размещение рабочих мест, а также расположение их
относительно направления полета;
–компоновка рабочего места члена экипажа — его приборной доски и пультов
кабины (бортовых, потолочных, центрального), представляющая собой процесс
размещения средств отображения информации и средств управления на рабочем месте;
–компоновка в пределах одного многофункционального экранного (или
комбинированного) индикатора, мнемоиндикатора или пульта (щитка) управления, одной
мнемосхемы, сводящаяся к взаимному размещению шкал и указателей отдельных
параметров на лицевой части индикатора, расположению сигнальных устройств
(светосигнализаторов, бленкеров), органов управления (тумблеров, кнопок, клавиш и т. п.)
на пульте управления или на мнемосхеме или, наконец, органов управления на
комбинированных рычагах (штурвале).
Таким образом, первый вид компоновки представляет собой размещение членов экипажа
в кабине — размещение активной части эргатической системы, а второй и третий виды
компоновки связаны с проектированием технических средств.
Если компоновка первого вида является в основном объемной задачей, то при компоновке
второго вида в первую очередь приходится решать задачу на плоскости (хотя при
компоновке также учитывают длину средств СОИ-ОУ), а компоновка третьего вида,
например лицевой части экранного индикатора, представляет собой исключительно
плоскую задачу.
Компоновку второго вида (технических устройств) обычно называют "внешней", а
компоновку третьего вида (в пределах одного устройства) — "внутренней".
При проектировании эргатических систем экипаж - ЛА - среда приходится иметь
дело со всеми указанными видами компоновки, причем учет их тесной взаимосвязи и
взаимообусловленности является условием реализации системного подхода,
обеспечивающего рациональную компоновку. Все виды компоновки должны быть
увязаны друг с другом, хотя они выполняются разными бригадами в ОКБ или разными
ОКБ (например, разработка пультов управления систем).
С другой стороны, рациональная компоновка эргатической системы может быть
достигнута лишь при реализации рациональной компоновки каждого вида для всех
относящихся к нему элементов.
Разделение компоновки на три вида отражает объективно существующую
иерархическую структуру, которая проявляется и в последовательности выполнения
компоновки, и в связях, существующих между отдельными ее видами.
Характерной особенностью всех видов компоновки является не только единый
системный подход, но и единый исходный, принцип компоновки: общий эргономический
принцип максимального снижения трудоемкости процессов контроля и управления.
Общими факторами, влияющими на все виды компоновки, являются:
–геометрические параметры (соответственно кабины экипажа, рабочего места,
индикатора или пульта);
–состав (соответственно экипажа, КСОИ-ОУ, индицируемых параметров или
органов управления);
40
–принципы компоновки.
8. Основные технические характеристики систем и средств отображения
информации
В зависимости от условий работы, области применения и конкретного назначения
СОИ и УОИ бывают универсальными или специализированными; работают в ускоренном,
реальном или замедленном масштабе времени; выдают информацию отдельным лицам,
группам или коллективу пользователей; обладают возможностью ведения диалога или
нет; имеют с ЭВМ непосредственную связь или дистанционную; обеспечивают
непосредственное отображение информации или через промежуточный носитель;
осуществляют вычислительные операции или нет; имеют внутреннюю память или нет;
обладают определенными, операционными возможностями—выделение (отметка) части
изображения, снятие отметок, стирание всего изображения или выборочное, указание на
экране точки для записи изображения, вычерчивание линий, ввод и редактирование текста
наложение одного вида информации на другой и так далее. В зависимости от требований,
предъявляемых к параметрам, которые определяются сложностью задач, выполняемых
УОИ, работающих с ЭВМ, разделяют на три категории. Для каждой из категорий
задаются соответственно высшие и низшие значения параметров. К основным
характеристикам УОИ кроме рассмотренных выше относят быстродействие, точность,
информационную емкость, разрешающую способность и надежность.
Быстродействие УОИ. Характеризует максимально возможный темп приема,
отображениями смены информации. Одна из характеристик быстродействия УОИ —
время воспроизведения знака, измеряемое от момента поступления кодовой посылки до
момента полного образования знака в заданном месте экрана. Время воспроизведения
знака составляет единицы и десятки микросекунд для устройств первой категории и
десятки миллисекунд для устройств третьей категории и зависит от типа УОИ, схемных
решений, элементов, применяемых в схеме, и вида индикаторных элементов. Оно связано
со временем, отводимым на формирование и смену кадра. В устройствах отображения
информации, позволяющих наблюдать за событиями в реальном масштабе времени, время
воспроизведения кадра не превышает 20—30 мс. Такое время воспроизведения кадра
свойственно в основном устройствам индивидуального пользования на ЭЛТ и
обеспечивает отображение информации без мелькания кадров.
Быстродействие систем отображения характеризуется временем вызова и временем
обновления данных. Под временем вызова понимают время, измеряемое с момента подачи
команды на отображение нужной информации до момента воспроизведения ее УОИ. Это
время определяется в основном временем выборки требуемой информации из памяти
ЭВМ и временем воспроизведения ее на УОИ. Желательно, чтобы время вызова не
превосходило 2—3 с. В противном случае ухудшаются условия оперативного принятия
решения оператором. Кроме того, при увеличении времени вызова значительно
повышается вероятность того, что оператор может забыть, какие данные он запросил.
Под временем обновления данных понимают время, измеряемое с момента
поступления данных на выход источника информации, сопряженного с УОИ, до момента
формирования изображения. Это время зависит от обстановки, вида УОИ и конкретных
задач, решаемых системой, и других факторов. Очевидно, отображение весьма важной
или срочной информации должно производиться с минимальной задержкой после
41
поступления в систему. Информация, которая должна отображаться УОИ, разделяется в
ЭВМ на группы в зависимости от ее срочности и важности. Если не учитывать
очередности, то техническое время задержки в отображении информации определяется
временем приема данных от источника информации, временем их логической и
вычислительной обработки, временем формирования управляющих сигналов и временем
воспроизведения информации устройством.
Точность. Воспроизводимая устройством отображения информация должна
соответствовать входным данным. Точность воспроизведения информации должна быть
не ниже точности обработки ее техническими средствами, обеспечивающими ввод
входных данных. Особо высокие требования предъявляются, как правило, к точности
устройств индивидуального пользования, используемых для количественной оценки
информации, точных расчетов, точных графических построений и т. п.
Так как точность считывания информации в значительной степени зависит от
оператора, то требования, предъявляемые к точности УОИ, должны согласовываться с
конкретными задачами, решаемыми системами, и возможностями оператора. Исходя из
этого, в устройствах, где информация в основном оценивается качественно, например, у
многих УОИ коллективного пользования, требования к точности отображения менее
жесткие.
Для УОИ свойственны систематические и случайные погрешности при
отображении информации. Систематические погрешности в большинстве случаев могут
либо устраняться, либо учитываться с помощью поправочных таблиц и графиков.
Случайные погрешности вызваны воздействием различных случайных факторов и
исключить их невозможно.
Информационная емкость УОИ. Под информационной емкостью УОИ понимают
максимальное количество информации, которое может быть на нем отображено. Значение
информационной емкости УОИ зависит от количества позиций в нем и числа символов в
алфавите, закрепленном за позицией.
Разрешающая способность УОИ. Это один из важнейших показателей его
эффективности и характеризует способность устройства воспроизводить мелкие детали. В
качестве количественной меры разрешающей способности используют число
телевизионных линий либо число пар оптических линий (линия-промежуток),
приходящихся на 1 мм или 1 см. Разрешающая способность связана с остротой зрения.
Если разрешающая способность устройства отображения чрезмерно высока, то оператор
не сможет воспринимать многие детали изображения, в то время как сложность УОИ
будет большой. С другой стороны, низкая разрешающая способность ограничивает
возможности воспроизведения большого количества информации и повышения точности
устройства.
Правильность решений оператора в значительной степени зависит от полноты и
достоверности полученной информации.
Надежность УОИ. Эффективность использования сложной системы существенно
зависит от надежности УОИ. В качестве количественных характеристик надежности УОИ
используют вероятность безотказной работы, интенсивность отказов, среднее время
безотказной работы, частоту отказов, наработку на отказ и т. д. Очевидно, эти
характеристики могут использоваться в предположении, что УОИ должны находиться
либо в работоспособном состоянии, либо в состоянии полного отказа, т. е. они
42
рассматриваются как простые системы.
Однако в большинстве случаев УОИ при отказе одного или нескольких элементов
продолжают функционировать, отображая информацию в полном объеме или частично
(это связано с их структурной избыточностью) непосредственно для человека,
считывающего и использующего ее для решения конкретных задач.
8.1 Системы кабиной индикации
Все, кто впервые видит приборную доску в кабине самолета, задают себе один и
тот же вопрос: как можно во всем этом разобраться? На приборной доске или около нее
обычно не менее 20 приборов и раза в два больше органов управления. Каждый прибор,
индикатор, орган управления несет какую-либо информацию о состоянии системы, к
которой он относится. Возле каждой группы кнопок или табло вы найдете также кнопку
или переключатель «ТЕСТ». Даже не принимая во внимание всевозможные надписи и
сопроводительные подписи, можно без труда насчитать около 200 точек привлечения
внимания в кабине самолета или вертолета. Состав информации, которой пользуется
летчик, очень сильно зависит от этапа полета или ситуации. Мало того, иногда смысл
информации от одного носителя может меняться опять же в зависимости от этапа полета
или ситуации в воздухе. Безошибочно интерпретировать всю информацию в кабине
позволяют две вещи: компоновка органов управления и соответствующих индикаторов
вместе по признаку отношения к той или иной системе или назначению и опыт летной
работы в восемь-десять лет. Как достичь первого, описано в Авиационных Правилах
(АП); как достичь второго, знают все.
Понятно, что количество приборов, индикаторов, органов управления зависит от
количества бортовых систем. Количественный скачок в оснащении летательных
аппаратов различными системами пришелся на шестидесятые годы в связи с появлением и
распространением новых видов навигационного оборудования, РЛС и всевозможных
вычислителей. Количество сопутствующих им органов управления и индикации росло
пропорционально. Основными способами отображения информации были электрические
(светящиеся табло), электромеханические и механические индикаторы. Когда-нибудь
должен был произойти качественный скачок в области индикации. Логично, что он
должен был совершиться одновременно с увеличением количества бортовых систем. Но
этого не произошло из-за отсутствия необходимых технологий и достаточной практики,
статистики и собственно проработки использования новых видов индикации.
Большинство
необходимой
летчику
информации
представляется
в
знакографическом виде. Даже если прибор показывает стрелкой точное значение
параметра на шкале, зачастую летчик воспринимает это как графический образ, так как
для него важны направление и скорость движения стрелки, иллюстрирующие тенденцию.
Имеют значение также цвет, форма и размер индикаторов и их элементов. Из
вышесказанного можно сделать вывод, что для создания комфортной, не ухудшающей
восприятие информации системы индикации необходимо устройство со следующими
возможностями:
–представление меняющейся цифровой информации с цветами и размерами,
аналогичными или лучшими по сравнению с электромеханическими и механическими
индикаторами;
–представление меняющейся графической информации с цветами, размерами и
43
формами, аналогичными или лучшими по сравнению с электромеханическими и
механическими индикаторами.
Сегодня существует лишь одна альтернатива более ранним типам индикаторов —
экраны и проекционные устройства. В шестидесятые годы это были только электроннолучевые трубки; сейчас это еще и всевозможные плоские устройства
(жидкокристаллические, полупроводниковые и пр.), выполняющие аналогичные функции.
Не секрет, что первые подобные устройства появились на борту не для
модернизации или улучшения систем кабинной индикации, а как элемент системы,
которая должна была предоставлять исключительно графическую информацию —
метеоРЛС. Мысль о том, что на этих экранах можно представлять и другую информацию,
родилась, скорее всего, когда на экране РЛС нарисовали метки азимута и дальности и
несколько цифр. Возможно, эти разработки подстегнула необходимость представления
телевизионной информации, а впоследствии — и наложения на телевизионную картинку
служебной информации. Создателям первых бортовых экранных систем пришлось
пожертвовать цветом, так как в основном электронно-лучевые трубки были
монохромными. Первые решения о представлении жизненно важной информации на
экранах вместо электромеханических приборов принимались с трудом. Но время все
исправило.
Так проходила первая волна внедрения систем кабинной индикации, основанной на
принципах
использования
систем,
синтезирующих
изображение.
Широкого
распространения эти системы не получили. Причин было несколько: недостаточная
надежность, излишние вес и потребление электроэнергии, ограничения по разрешающей
способности и цвету, относительно высокая стоимость. Прошло десять лет, прежде чем
эти устройства стали отвечать большинству предъявляемых к ним требований.
Современные электронно-лучевые трубки — достойный образец технического искусства.
Но сегодня у них есть серьезные конкуренты. Это экранные системы,
использующие плоские устройства генерации изображения. Для простоты будем называть
их плоскими экранами. Вследствие высокой надежности, небольшого веса, малого
потребления электроэнергии они получают все большее распространение. Так же, как и
электронно-лучевые трубки, первые плоские экраны доставили своим разработчикам
огромное количество проблем. Основными сложностями были достижение возможности
работы и хранения при низких температурах и преодоление недостаточной яркости. К
настоящему времени обе эти проблемы успешно решены, а перечисленные выше свойства
существенно расширяют список потенциальных потребителей подобных индикаторов: это
ЛА самых разных типов, от маленького самолета авиации общего назначения до
коммерческого воздушного судна. Собственно, это обстоятельство и повлекло вторую
волну внедрения систем кабинной индикации.
8.1 СОИ истребителя будущего
Сегодня мы переживаем период стремительного прогресса в области авионики: в
течение короткого промежутка времени на порядки возросли мощности и возможности
бортовых компьютеров, началось широкое внедрение экранной индикации, которая за
какие-нибудь 10-15 лет прошла путь от монохромных экранов на электронно-лучевой
трубке до современных цветных многофункциональных жидкокристаллических дисплеев.
Однако складывается парадоксальная ситуация: техника может дать гораздо больше, чем
44
мы способны от нее реально получить. Например, жидкокристаллический дисплей может
передать сотни оттенков цвета, однако эта цветовая гамма используется просто убого:
символика на кабинных экранных индикаторах выполнена, преимущественно, в зеленом
цвете. Быстрый рост "интеллекта" самолета вступил в противоречие с возможностями
каналов информационного обмена между человеком и машиной, которые продолжают
строиться на прежних принципах, зародившихся еще на заре авиации. По мере
совершенствования "борта" эта диспропорция только углубляется. Уже в 1980-х годах все
очевидней становилась задача формирования новой идеологии взаимодействия летчика и
самолета. При этом на первых ролях при решении данной задачи должен был находиться
именно летчик, а не конструктор или специалист в области авиационно-космической
медицины. Первыми поняли возросшую роль летчиков-испытателей при создании кабин
новых истребителей французы. Следствием этого стало создание таких машин, как
"Мираж 2000-5" и "Рафаль", имеющих на сегодняшний день, пожалуй, наиболее
совершенное "реально летающее" информационно-управляющее поле. Весьма
показательной в этом плане является работа по созданию и унификации кабин
"аэробусов", начиная с А-300. Так, кабины А-300 и А-340 практически полностью
идентичны и отличаются только разным количеством рычагов управления двигателями и
соответственно форматом многофункциональных дисплеев. Значительных успехов
добились и американцы, также активно вовлекающие летчиков-испытателей в процесс
создания новых боевых и гражданских самолетов, особенно в части их систем управления
и кабин. Мысль о новой, максимально адаптированной к потребностям летчика кабине
зародилась еще лет пятнадцать назад, когда в Советском Союзе развернулась работа над
многофункциональным истребителем пятого поколения. Отечественная авиационная
промышленность, безусловно, была способна создать такой самолет. Однако возникали
серьезные сомнения в том, что наравне с повышением эффективности собственно
летательного аппарата и его вооружения удастся в такой же степени повысить и
эффективность работы летчика и реализации всех возможностей самолета. Решение
проблемы взаимодействия "летчик-самолет" требовало принципиально нового подхода.
В 1987 году было направлено письмо генеральному конструктору ОКБ имени
А.И.Микояна Р.А.Белякову, в котором обосновывалась необходимость формирования
комплексной бригады по разработке информационно-управляющего поля (ИУП) кабины
новой машины. В состав такой бригады должны были входить специалисты самого
различного профиля - инженеры, компьютерщики, эргономисты, медики, дизайнеры и т.п.
Однако ключевую роль должны были играть ведущий летчик-испытатель, а также другие
летчики, то есть те люди, для которых, собственно, и создавалась новая машина. При этом
к работе предполагалось привлечь, помимо летчиков-испытателей, и наиболее опытных
строевых летчиков, и пилотов-ветеранов, уже ушедших с летной работы, но имеющих
огромный опыт (в том числе и опыт реальных воздушных боев), а также молодых
летчиков, хотя и не обладающих сколько-нибудь весомым личным опытом, но хорошо
знакомых с современными компьютерными технологиями воспринимать все новое.
К сожалению, в рамках программы "МФИ" подобная бригада так и не была создана.
Но сама жизнь требовала реализации этой идеи. Так, к работе по формированию СОИ
многофункционального истребителя Су-ЗОМКИ широко привлекались пилоты ВВС
Индии, которые, в конечном счете, и заказали кабину "под себя". Однако, следует
заметить, что это были строевые летчики, а не летчики-испытатели. В то же время лишь
45
летчик-испытатель, имеющий не только высокую летную и тактическую, но и
инженерную подготовку, знающий историю авиации и знакомый с прогнозируемыми
перспективами ее развития, освоивший многие типы летательных аппаратов, способен
наиболее полно и комплексно оценить правильность тех или иных решений, заложенных в
конструкцию. Пилотажно-исследовательский центр (дочернее предприятие ЛИИ) в конце
1990-х годов совместно с Иркутским авиационным производственным объединением и
корпорацией "Аэрокосмическое оборудование" в инициативном порядке приступил к
работам по формированию облика принципиально новой кабины самолета. Была
поставлена цель: максимально приблизить кабину истребителя к потребностям летчика,
решающего целевую задачу. Причем сделать это следовало наиболее естественным путем,
с широким привлечением самых современных, а также перспективных технологий энергоинформационного обмена в системе "летчик - среда - летательный аппарат".Следует
заметить, что сегодня для развертывания такой работы сложились благоприятные
условия. Во-первых, упростился доступ к передовым зарубежным технологиям, что
позволяет шире перенимать мировой опыт, а не идти "национальным путем". Во-вторых,
начала складываться достаточно хорошая творческая кооперация с прогрессивно
мыслящими лидерами отраслевой науки и производства - А.И.Федоровым (ИАПО),
академиком Е.А.Федосовым (ГосНИИАС) и другими. В настоящее время к работам по
этой программе проявили интерес Раменское приборостроительное конструкторское
бюро, ОКБ П.О.Сухого и другие организации. В результате формируется оптимальный
рабочий коллектив, способный справиться с задачами самой высокой степени сложности.
Повышается интерес к работе и со стороны ВВС. При создании новой кабины поставлена
цель выдавать летчику информацию в наиболее естественном виде - в форме зрительных
образов. Пилот не должен читать текст на экране, в противном случае - это все равно, что
на экране цветную картинку заменить ее черно-белым текстовым описанием. Для
прочтения текста требуется относительно большее время, даже для лаконичных фраз. Где
это только возможно, текстовая информация заменяется на образную. Например, если на
борту возникает пожар правого двигателя, то на дисплее воспроизводится изображение
самолета с горящим правым двигателем.
Там, где обойтись без текста просто нельзя (например, при выдаче рекомендаций в
аварийной ситуации), текстовая информация должна выдаваться пошагово: выполнил
одно действие - появляется команда на следующее. Летчик ничего не должен запоминать:
перегружение его памяти избыточной информацией - верная предпосылка к совершению
ошибки. Необходимо разгрузить его от решения второстепенных рутинных задач с одной
стороны, дополняя возможности человека в плане сложных математических вычислений,
беспристрастной оценки полетной и тактических ситуаций. В нынешнем виде
информационно-управляющий комплекс, установленный на летающей лаборатории Су30, решает четыре группы задач: пилотажные, навигационные, тактические, контроль за
состоянием бортовых систем. Однако в дальнейшем на борту появится боевой комплекс (в
частности, радиолокационная станция с фазированной антенной решеткой), что потребует
подключения к работам и специалистов в области РЛС. При этом следует учитывать тот
факт, что чем больше возможности бортового радара, тем выше требования,
предъявляемые и к ИУП. Одна из ключевых задач программы - определить оптимальное
сочетание функций, возлагаемых на человека и на машину, установить разумный предел,
до которого целесообразно внедрять элементы "виртуальной реальности".
46
Программа может повлиять на формирование требований к новым технологиям в
области авионики. В последнее время наблюдается своеобразная "мода" на двухместные
самолеты класса истребитель. Возможно, это в какой-то мере оправдано применительно к
авиационным комплексам поколений "4" и "4+". Однако не нужно забывать, что введение
второго члена экипажа никак не способствует улучшению летных характеристик
самолета: возрастает масса, уменьшается относительный запас топлив, усложняется
конструкция, в конечном итоге ухудшаются летные характеристики... Кроме того,
вызывает большие сомнения возможность эффективного взаимодействия двух членов
экипажа при ведении маневренного воздушного боя, характеризуемого высокими
перегрузками и динамикой. Летчики хорошо это знают. Поэтому, перспективный
многофункциональный истребитель должен быть только одноместным. Обязанности
второго члена экипажа возьмет на себя электронный "помощник" летчика, который будет
строго и адекватно работать на командира, не высказывая при этом собственного мнения.
Однако летающая лаборатория, все же создана на базе двухместного самолета Су-30.
Такое решение вполне оправдано. Второй член экипажа, сидящий сзади в штатной кабине,
может подстраховывать летчика в передней кабине. В результате повышается надежность,
достоверность и безопасность испытаний. Кроме того, существует возможность
демонстрации нового информационно-управляющего поля в полете большему кругу
летчиков. Информационное управляющее поле летающей лаборатории сформировано в
настоящее время тремя многофункциональными цветными жидкокристаллическими
индикаторами с кнопочным обрамлением МФИ-68 (формат 6х8 дюймов),
расположенными на одном уровне в ряд, а также стандартным индикатором на лобовом
стекле ИЛС-31. Осуществлен полный отказ от резервных групп электромеханических
приборов. Внесены изменения и в органы управления - РУС и РУД.
Новая кабина создается с некоторой избыточностью функциональных возможностей,
что позволяет при реализации опробованных на ЛЛ решений на серийных летательных
аппаратах гибко выбирать те или иные варианты (с тремя, двумя или одним
многофункциональным дисплеем, с одним или двумя пультами и т.п.). Большие
перспективы открывает сочетание нового информационно-управляющего поля кабины с
возможностями спутниковой навигации, обеспечивающей сверхвысокую (порядка метра)
точность определения координат. В частности, на индикаторе может воспроизводиться
виртуальная взлетно-посадочная полоса, рулежные дорожки и стоянки (конфигурация
которых введена в память бортового компьютера), точно соответствующие тому, что
летчик должен видеть из кабины самолета. Это позволяет рулить и (в перспективе) даже
выполнять взлет и посадку при полном отсутствии видимости.
Применение компьютерных технологий для обработки видеоинформации,
поступающей, например, от телевизионной или тепловизионной обзорно-прицельной
систем, после цифровой "очистки" картинки позволит значительно повысить
информативность, и, в сочетании с новыми крупноформатными дисплеями, придать им
принципиально новые возможности.
Информационно-управляющее поле кабины, отрабатываемое в настоящее время на
летающей лаборатории Су-30, является лишь первым этапом программы. В дальнейшем
вместо трех индикаторов 6х8 (их суммарная площадь - порядка 900 кв.см) на самолете
может быть установлено два индикатора большего формата с суммарной площадью около
1300 кв.см, и даже один большой экран, один жидкокристаллический индикатор размером
47
около 21 дюйма по диагонали, что увеличит площадь информационного поля более чем в
1,5 раза. Одновременно с этим на ЛЛ будет демонтирован ИЛС (который просто не
умещается на приборной доске, полностью занятой гигантским дисплеем). Его функции
возьмет на себя нашлемный индикатор, на который будет выводиться наиболее важная
пилотажная и вся прицельная информация. Следует заметить, что по схожему пути идут и
американские конструкторы, создающие многофункциональный боевой самолет пятого
поколения JSF. На прототипе этой машины, разработанной фирмой Боинг (Х-32) в кабине
два крупноформатных индикатора, а на самолете фирмы Локхид Мартин Х-35 - один
индикатор большого формата. При этом на обоих самолетах отсутствует ИЛС.
Как и на новых американских и французских боевых машинах, в дальнейшем на ЛЛ
Су-30 предполагается боковая малоходовая ручка управления. Предусматривается
возможность последовательного наращивания потенциала комплекса. В частности, в его
состав планируется интегрировать систему управления вектором тяги двигателей.
Элементы создаваемой унифицированной кабины нового поколения будут
реализованы в ходе второго этапа модернизации самолетов ВВС Су-27, Су-30, Су-33,
МиГ-29, МиГ-31 и других ЛА. Они могут использоваться и на перспективном
авиационном комплексе фронтовой авиации, а также, в различных вариантах, на других
летательных аппаратах. При этом самолеты могут быть как пилотируемыми, так и
беспилотными: внедрение искусственного интеллекта позволит в обозримом будущем
создать эффективную беспилотную боевую машину, способную решать относительно
широкий круг задач.
9 Средства отражения информации на электронно- лучевых трубках
9.1 Общее устройство ЭЛТ в СОИ
В современных летательных аппаратах важную роль играет связь между
оператором и бортовой системой. Функции такой связи выполняет система отображения
информации (СОИ).
В информационно-измерительных системах (ИИС) для документирования
(фиксации на носителе) результатов измерений и обработки измерительной информации
широкое применение находят разнообразные регистрирующие устройства, отличающиеся
друг от друга принципом действия, методом формирования изображения на носителе
информации, конструкцией и т.д. Регистрирующие устройства представляют возможность
человеку, работающему в составе ИИС, неоднократно, в течение практически
неограниченного времени пользоваться измерительной информацией.
По форме отображения измерительной информации регистрирующие устройства
можно разделить на:
1) цифровые (алфавитно-цифровые);
2) графические;
3) совмещенные.
По системе управления СОИ делятся на:
1) устройства программного типа;
2) устройства с управлением по запросу оператора.
Одними из наиболее часто встречающихся СОИ являются СОИ выполненные на
электронно-лучевых трубках (ЭЛТ). Они отличаются хорошей наглядностью и достаточно
качественным отображением информации. Из СОИ на ЭЛТ можно выделить алфавитно48
цифровые регистрирующие устройства (АЦРУ), регистрирующие устройства с
совмещенной формой записи, знаковые (цифровые) индикаторные устройства.
Устройства отображения на электронно-лучевых трубках. Кинескопы на
люминофорах или электронно-лучевые трубки (ЭЛТ) являются наиболее известными и
широко применяемыми индикаторными устройствами. Известно множество различных
типов ЭЛТ, отличающихся как по конструкции, так и по характеристикам излучения.
Общим для них является наличие генерируемого с катода и управляемого электронного
пучка, воздействующего на люминесцентный экран, и представление выходной
информации в виде светового поля. ЭЛТ подразделяют на приборы с черно-белым и
цветным изображением, с магнитным и электростатическими отклоняющими системами,
однолучевые и многолучевые, специальные и т.д.
В устройствах отображения на ЭЛТ информация, представленная в виде
последовательности цифровых кодов, которые вводятся вручную оператором или
поступают из системы, преобразуется и отображается на экране ЭЛТ в виде текста,
таблицы, графиков, схем или рисунков. Изображение создается благодаря подсветам
нужных участков траектории движения электронного пучка по поверхности экрана ЭЛТ.
Коды из БЗУ поступают на распределитель информации РИ. Каждый код
сопровождается признаком вида информации, согласно которому РИ направляет код
координат на регистр координат Рг. К, код знака — на генератор знаков ГЗ, код элементов
графики — на генератор векторов ГВ или генератор окружностей ГО. Коды координат x и
y с помощью преобразователей «код — напряжение» ПКН1 преобразуются в напряжение,
которое через координатные усилители КУ воздействуют на отклоняющую систему КОС,
управляя электронным пучком и устанавливая его в заданную точку. Аналогично,
цифровые коды, поступающие с выходов ГВ и ГО, преобразуются в ПКН1 в аналоговые
сигналы и через КУ поступают на КОС, а сигналы с ГЗ через ПКН2 и знаковый усилитель
ЗУ управляет знаковой отклоняющей системой ЗОС. Если на выходах ГЗ, ГВ и ГО
формируются аналоговые сигналы, то генераторы непосредственно подключаются к
усилителям. Сигналы с ГЗ или с ГВ и ГО поступают на устройство управления подсветом
УУП, которое через усилитель подсвета УП воздействует на модулятор ЭЛТ,
изменяющий яркость электронного пучка согласно входным сигналам.
ЭЛТ-мониторы с трѐхточечной теневой маской. Наиболее старая и широко
используемая технология с так называемой теневой маской использует перфорированную
металлическую пластину, помещаемую перед люминофором. Она маскирует три
отдельных луча, каждый из которых управляется собственной электронной пушкой.
Маскирование обеспечивает необходимую концентрацию каждого луча и обеспечивает
его попадание только на нужный цветовой участок люминофора. Однако практика
показывает, что ни один из мониторов не обеспечивает идеального выполнения этой
задачи по всей поверхности экрана (Рис.6 и 7).
Ранние ЭЛТ- дисплеи с теневой маской имели выраженную криволинейную
(сферическую) поверхность. Это позволяло добиваться лучшей фокусировки и уменьшало
нежелательные эффекты и отклонения, вызываемые нагревом. В настоящее время
большинство профессиональных и специализированных мониторов имеет практически
плоский прямоугольный экран (типа FST).
Мониторы с теневой маской имеют свои преимущества:
- текст выглядит лучше (особенно при малом размере точек);
49
- цвета «натуральнее» и точнее (что особенно важно для компьютер- ной графики и в
полиграфии);
- отлаженная технология обеспечивает лучшее соотношение стоимости и
эксплуатационных качеств.
ЭЛТ-мониторы с щелевой апертурной решѐткой. Новую технологию изготовления
CRT-дисплеев - с апертурной решеткой вместо традиционной точечной маски - впервые
предложила фирма Sony, выпустив мониторы с трубкой Trinitron (рис.8 и 9). В
электронных пушках этих трубок используются динамические квадрупольные магнитные
линзы, позволяющие формировать очень тонкий и точно направленный пучок электронов.
Благодаря такому решению значительно снижается астигматизм - рассеивание
электронного пучка, приводящее к недостаточной резкости и контрастности изображения
(особенно по горизонтали). Но главное отличие от технологии с теневой маской здесь
состоит в том, что вместо металлической пластины с круглыми отверстиями,
выполняющей функции маски, здесь используется вертикальная проволочная сетка
(апертурная решетка) и люминофор наносится не в виде точек, а в виде вертикальных
полос. Мониторы с апертурной решеткой имеют следующие преимущества:
Из недостатков можно отметить только «неприятные» горизонтальные нитиограничители, используемые в таких мониторах для придания проволочной сетке
дополнительной жесткости. Хотя проволочки в апертурной решетке туго натянуты, в
процессе работы они могут вибрировать под воздействием пучков электронов.
Демпферная нить (а в экранах больших размеров - две нити) служит для ослабления
колебаний и гашения вибрации. По этим нитям мониторы с трубкой Trinitron можно
отличить от других моделей. Кроме того, если в процессе работы такого монитора его
слегка качнуть, колебания изображения будут видны даже невооруженным глазом.
Именно поэтому мониторы с этими трубками не рекомендуется ставить на системные
блоки типа desktop. Остается добавить, что в электроннолучевых трубках Sony Trinitron
используется система трех пучков электронов, излучаемых одной пушкой, а в трубках с
подобной апертурной решеткой компании Mitsubishi - Diamondtron -система из трех лучей
с тремя пушками.
ЭЛТ-мониторы с гнездовой маской. Следующий- комбинированный тип
электронно-лучевой
трубки, так
называемый
CromaClear/OptiClear (впервые
предложенный фирмой NEC) -это вариант теневой маски, в которой используются не
круглые отверстия, а щели, как в апертурной решетке, только короткие - «пунктиром».
Люминофор наносится в виде таких же эллиптических полосок, а полученные таким
образом гнезда для большей равномерности расположены в «шахматном» порядке. Такая
гибридная технология позволяет сочетать все преимущества вышеописанных типов при
отсутствии их недостатков. Четкий и ясный текст, натуральные, но достаточно яркие
цвета и высокая контрастность изображения неизменно привлекают к этим мониторам все
группы пользователей.
Алфавитно-цифровые регистрирующие устройства (АЦРУ) используются для
фиксирования на носителе информации результатов измерений и обработки в цифровой
форме с необходимыми буквенными символами. Широкому использованию АЦРУ,
способствуют распространение цифровых методов измерения, при которых на выходе
измерительных устройств имеются дискретные значения измеряемых величин в виде
50
кодового эквивалента, а также преимущества цифровой формы записи, которые позволяет
исключить погрешность регистрации и отсчета результатов измерений.
Из всех многочисленных технических требований, предъявляемых к АЦРУ,
включенным в состав ИИС, основным является быстродействие.
Требуемое от АЦРУ быстродействие, по существу определяет и способ
регистрации, и вид пишущего устройства, и носитель информации, и многие другие
технические характеристики. Быстродействие АЦРУ, осуществляющих посимвольную
регистрацию, выражается числом символов, регистрируемым устройством в секунду, а
АЦРУ, осуществляющих печать всех символов одновременно – числом строк в секунду.
Различные по назначению, принципам действия и техническим характеристикам
АЦРУ по быстродействию могут быть разделены на: устройства малого быстродействия
(до 300 стр/мин), устройства среднего быстродействия (до 1500 стр/мин) и устройства
высокого быстродействия (свыше 5000 стр/мин).
По способу нанесения изображения регистрируемых символов на носитель
различают: электромеханические и немеханические регистрирующие устройства. В
первых, изображение символов на носителе формируется в результате механического
воздействия
(удара)
печатающего
молоточка
на
шрифтодержатель
или
знакоформирующий элемент с одновременным нанесением на поверхность носителя слоя
красящего вещества, а, в немеханических регистрирующих устройствах, изображения
символов на носителе формируются в результате электро-физико-химических
воздействий на чувствительные к этим воздействиям носители.
Стремление
создать
АЦРУ,
свободные
от
недостатков,
присущих
электромеханическим устройствам, привело к созданию АЦРУ, в которых формирование
символов на носителе происходит под воздействием электро-физико-химических
воздействий, к созданию немеханических АЦРУ. На практике, наибольшее
распространение получили немеханические АЦРУ. В них формирование символов на
носителе происходит под воздействием электрического тока (электростатические,
электрохимические, термографические и струйные АЦРУ), электромагнитного поля
(электромагнитные АЦРУ) и светового потока (фотографические АЦРУ).
В существующих фотографических АЦРУ достигнуто быстродействие 10000
симв/с. Это было достигнуто благодаря использованию высокочувствительных носителей.
Причем быстродействие ограничивается только быстродействием механизма
перемещения носителя. Так, для указанного быстродействия, при высоте регистрируемого
символа 3 мм и 16 символах в строке скорость перемещения носителя составляет 2,5 м/с.
Фотографические АЦРУ обладают еще одним существенным недостатком,
препятствующему их широкому распространению – необходимостью дополнительной
химической обработки носителя для проявления и фиксирования скрытого изображения.
Однако разрабатываемые методы высокоскоростной обработки фотоматериалов и
использование специальных носителей, дающих видимое изображение, позволяют
устранить указанный недостаток.
В качестве промежуточных носителей в фотографических АЦРУ используются
экраны ЭЛТ и электролюминесцентных табло (ЭТ).
В АЦРУ, использующих ЭЛТ с электростатической фокусировкой и отклонением
электронного луча, формирование символов происходит при перемещении луча по
контуру символа. Наряду с такими ЭЛТ используются специальные, знаковые ЭЛТ.
51
Формирование символов на экране в них происходит путем придания лучу
профиля регистрируемого символа матрицей, отверстия которой имеют форму символов.
Такие ЭЛТ, получившие название "характрон", имеют комбинированную систему
отклонения и корректировки электронного луча.
Экранам ЭЛТ как промежуточным носителям фотографических АЦРУ присущ и
ряд недостатков. Наиболее существенными из них являются: большие габариты ЭЛТ
(особенно ЭЛТ типа характрона), высокие напряжения питания и сложность согласования
с полупроводниками и интегральными схемами управления. Перечисленных недостатков
лишены промежуточные экраны, выполненные на основе электролюминесцентных
знаковых табло.
Схема управления работой фотографического АЦРУ определяется принципом
формирования символов на промежуточном носителе. По принципу формирования
символов на экране ЭЛТ АЦРУ можно разделить на мозаичные и отрезковые.
Мозаичный способ формирования символов. Рассмотрим структурную схему
фотографического АЦРУ с мозаичным способом формирования символов (рис.10). Такой
способ формирования символов на экране ЭЛТ заключается в следующем: любой символ
может быть представлен вписанным в прямоугольную матрицу, разбитую на n строк и m
столбцов, например состоящую из 48=32 элементов. Управляемый схемой электронный
луч последовательно обегает все элементы прямоугольника снизу вверх и слева направо.
Подачей управляющего сигнала на модулирующий электрод ЭЛТ увеличивают яркость
изображения в определенных точках матрицы, из которых и формируется изображение
требуемого символа.
Работа схемы управления фотографического АЦРУ с мозаичным способом
формирования символов заключается в следующем. Генератор тактовых импульсов (ГТИ)
постоянно вырабатывает импульсы, которые с приходом от источника информации
сигналов сопровождения информации (СИ) через блок синхронизации (БС) запускают
счетчик Счу, который отсчитывает шаги перемещения электронного луча по координате
у. С выхода счетчика двоичный код поступает на преобразователь "код - напряжение"
(ПКНу). ПКНу вырабатывает ступенчатое, пилообразное напряжение (Uу), под
воздействием которого луч скачкообразно перемещается по вертикали на заданное число
шагов. Каждый восьмой импульс со Счу поступает на счетчик СЧх, который отсчитывает
перемещение электронного луча по координате х. Управляемый сигналами СЧх, ПКНх
вырабатывает ступенчатое пилообразное напряжение Uх, под воздействием которого
электронный луч перемещается на один шаг по координате х после обегания восьми точек
по координате у.
При переходе к выписыванию нового символа под воздействием
синхронизирующего импульса "СИ" код счетчика Счх увеличивается на 3. При этом
электронный луч перемещается на три шага по горизонтали, обеспечивая заданное
расстояние между символами. Таким образом электронный луч обегает знакоместа
символов по всей строке. "Подсвечивание" луча в определенных точках в соответствии с
конфигурацией символа осуществляется следующим образом. Информация поступает
через регистр числа (Рг) на дешифратор (Дш), который управляет схемами совпадения
(И). Дешифратор преобразует поступающий код в позиционный код матрицы. При
поступлении информации (символа) выбирается один из выходов дешифратора,
управляющий одним из выходов n схем совпадения (в соответствии с необходимым для
52
"подсвечивания" луча для данного символа числом точек матрицы). Вторые входы схем
совпадения последовательно опрашиваются с помощью импульсов, поступающих с ГТИ,
через БС и счетчик элементов матрицы (Счм). Таким образом, синхронно с перемещением
луча по экрану происходит обегание схем совпадения и поступление с ее выходов
импульсов на ключ (Кл), управляющий работой модулятора ЭЛТ.
Регистрирующие устройства с совмещенной формой записи. Совмещенная форма
записи позволяет производить оперативный, качественный и количественный анализ
изучаемых процессов, облегчает процесс восприятия информации, повышает
информационную надежность записи.
При совмещенной форме записи точность воспроизведения непрерывного сигнала
в точках оцифровки определяется точностью цифрового измерительного преобразователя.
В неоцифрованных точках аналоговой кривой можно найти промежуточные значения с
меньшей точностью, чем точность в оцифрованных точках, но значительно большей, чем
точность при аналоговой записи. При этом точность записи аналоговой кривой
существенного значения не имеет.
Удобно, когда оцифрованными являются характерные точки входного сигнала,
например точки экстремальных значений. Для их выявления в состав устройства с
совмещенной регистрацией включаются специальные логические схемы. Они выполнены
по принципу аналоговой памяти (АП) на конденсаторе или трансфлюксоре с
использованием в цепи отрицательной обратной связи ОС порогового устройства,
например диода. Если напряжение на входе АП растет, то цепь обратной связи замкнута, и
Uвых повторяет Uвх. Таким образом, уровень заряда конденсатора (насыщения
трансфлюксора) АП пропорционален Uвх. При уменьшенииUвх (конденсатор не
разряжается, либо трансфлюксор не перемагничивается) Uвых начинает с некоторого
момента времени превышать Uвх, и цепь обратной связи АП разрывается. На выходе АП
сохраняется то значение Uвых, которое соответствует тому моменту времени, когда
начался переход Uвх от возрастания к убыванию. Момент максимума величины Uвх
оказывается зафиксированным.
Совмещение аналогового и цифрового изображения на носителе информации НИ
производится объективами О1 и О2.
9.2 Связь СОИ с ЭВМ
Информация, подлежащая отображению, может поступать параллельным,
последовательным или последовательно-параллельным кодами. При применении СОИ в
системах измерения и контроля, работающих в реальном масштабе времени,
продолжительность цикла связи между ЭВМ и СОИ должна быть минимальной. Исходя
из этого, целесообразна передача информации с выходных регистров ЭВМ в устройства
отображения информации (УОИ) параллельными кодами. Но при значительном удалении
УОИ от ЭВМ использование большого числа параллельных проводов, для передачи
информации, является экономически нецелесообразным. В этом случае чаще используют
параллельно-последовательный или последовательный способ передачи информации. При
последовательном способе передачи информация поступает на УОИ последовательно — в
единичном коде или в виде кодовых посылок, разряд за разрядом. Количество проводов в
этом случае минимально, но возрастает объем дополнительного оборудования для
преобразований информации. Последовательный способ передачи применяют тогда, когда
53
стоимость канала связи превышает стоимость дополнительного оборудования.
Применение параллельно-последовательного способа — компромиссное решение,
позволяющее получить оптимальное соотношение между числом проводов и количеством
дополнительного оборудования.
Связь между УОИ и процессором осуществляется в асинхронном режиме,
характеризующемся переменными временными интервалами, по принципу «запросответ». В системе обмена определяющей является ЭВМ. Связь должна обеспечивать:
- запрос на выдачу информации в УОИ (требование на обслуживание);
- передачу информации от УОИ к ЭВМ;
- начало обмена информацией;
- подготовку УОИ к приему информации и последующему ее отображению;
- передачу информации на отображение;
- сигнализацию сбоев при передаче;
- окончание процесса связи УОИ с ЭВМ.
Связь УОИ с ЭВМ осуществляется в два этапа. На первом, подготовительном,
производится передача и прием команд, подготовка устройства к приему информации.
После подготовки УОИ сигнализирует ЭВМ о готовности. Далее начинается основной
этап передачи информации. Одновременно с передачей осуществляется контроль
передаваемой информации.
Наибольшее распространение получил параллельно-последова-тельный способ
обмена информацией между ЭВМ и УОИ. Используется унифицированный порядок
обмена, который позволяет присоединять дополнительные УОИ без изменения в
работающей части системы только с заменой кабельных соединений и изменением
программы. При этом стандартизированы, т. е. определены, структура и набор команд,
управляющих сигналов и информационных слоев для управления любым УОИ.
При нескольких УОИ и каналов ввода-вывода появляется необходимость
выделения из состава процессора управляющих устройств ввода-вывода (УВВ),
наделенных к тому же свойствами автономности. Поэтому в состав СОИ включаются
унифицированные устройства управления вводом-выводом, обеспечивающие обмен
информацией между оперативной памятью и УОИ. Эти устройства получили название
каналов ввода-вывода.
При использовании таких каналов ввода-вывода обеспечиваются:
а) достаточно простое программирование при вводе-выводе;
б) возможность использования различных процессоров;
в) стандартность в выполнении операций обмена информацией;
г) возможность подсоединения большого числа (до 256) УОИ и ввода-вывода;
д) возможность подсоединения (наращивания) большого числа УОИ с данной системой
обмена.
Существуют устройства, выполняющие функции только мультиплексорного или
селекторного каналов. Унифицированная система связей между каналами ввода-вывода
процессора и УУ для УОИ и ввода-вывода называется интерфейсом ввода-вывода.
9.3 Связь СОИ с бортовым вычислительным комплексом
Взаимосвязь всех систем авионики обеспечивается с помощью шины циркулярной
передачи данных по пересекающимся каналам, в том числе по волоконно-оптическим
54
линиям связи. Такая конфигурация информационного интерфейса дает возможность
распределять данные между различными вычислителями, что обеспечивает высокую
вычислительную эффективность и живучесть бортового оборудования. Открытость
архитектуры вычислительного комплекса позволяет наращивать его возможности, в
частности за счет использования информационных технологий для управления в
экстремальных ситуациях.
Наиболее распространенным средством агрегирования бортовых систем контроля
реального масштаба времени перспективных самолетов и вертолетов являются
мультиплексные каналы межмодульного обмена информации (МК) по ГОСТ 26765.5287(MIL-STD-1553B). Наряду с ними в авиационных комплексах предыдущего поколения
широко распространены радиальные шины (РК) по ГОСТ 18977-79(ARING-429).
Существуют интерфейсы MIL-STD-1553B, ARING-429 ,CAN-BAS и платы ввода/вывода
цифровой и аналоговой информации.
9.4 Структуры микропроцессорных систем управления СОИ с устройствами
программного управления и по запросу оператора
Устройства программного отображения информации имеют простую структуру и
характеризуются однонаправленной передачей информации от центрального процессора к
УОИ по заранее составленной программе. Это в основном устройства справочного типа с
ограниченными информационными возможностями.
Обновление отображаемой на экране такого устройства информации может
осуществляться в следующих случаях:
-через определенные промежутки времени;
-по окончании этапа переработки информации;
-по достижении наперед заданных временных интервалов;
-при выходе контролируемых и отображаемых параметров за установленные границы;
-при накоплении в ЭВМ определенной порции информации.
В состав УОИ (устройства обработки информации) включают буферное ЗУ
(запоминающие устройства). В отдельных случаях может быть использовано одно
буферное ЗУ на несколько УОИ. Структура системы управления с устройствами
программного отображения информации приведена на рис.14. Такая система для
дистанционной связи группы УОИ с ЭВМ через блок связи БС характеризуется
значительными аппаратурными затратами канального оборудования между ЭВМ и
каждым УОИ, для сокращения которого можно использовать унифицированный канал с
информационными шинами (ШИ) и шинами селекции (ШС).
Рассмотренные средства отображения информации на электронно-лучевых
трубках занимали ведущее место среди бортовых СОИ и индикаторов еще десять лет
назад. Однако в современных летательных аппаратах их место надежно заняли СОИ
нового поколения на жидких кристаллах. Они лучше подходят для совмещения с
микропроцессорной
техникой,
отвечают
требованиям
эргономичности,
компактности, а также потребляют гораздо меньше энергии.
Последнее время, предпринимаются попытки переноса индикации с
приборной панели непосредственно на нашлемную систему целеуказания, что
позволит оператору управлять летательным аппаратом в интерактивном режиме, а
также уменьшит психофизическую загрузку экипажа.
Контрольные вопросы
1.
Перечислите основные требования к современным бортовым системам
отображения информации.
55
По каким причинам
затруднена рациональная организация авиационной
эргатической системы?
3.
Сколько уровней может иметь структура системы отображения информации ЛА в
зависимости от состава экипажа и вида средств?
4.
Какие виды компоновки можно выделить применительно к компоновке рабочих
мест экипажа ?
5.
Перечислите основные параметры СОИ.
6.
Назовите два основных класса индикаторных элементов. Какие из них нашли
широкое применение в настоящее время?
7.
Приведите примеры современных бортовых систем отображения информации
выпускаемых отечественными и зарубежными фирмами.
2.
10 Электронные средства отражения индикации
1.Электролюминесцентные УОИ ..................................................................................................
2.Светодиодные УОИ ......................................................................................................................
3.Газоразрядные и плазменные УОИ ............................................................................................
4.Лазерные и голографические УОИ ...........................................................................................1
5.Жидкокристаллические УОИ ......................................................................................................
6.Новые технологии, разработки, перспективы развития СОИ ..................................................
7.Вопросы проектирования СОИ ..................................................................................................
8.Математическое обеспечение СОИ ............................................................................................
9.Вопросы проектирования программного обеспечения.............................................................
Развитие авиационно-космической науки привело к созданию сложнейших
авиационных и космических комплексов, составной элемент которых является человекоператор. Существенно изменился характер труда авиационного специалиста (летчика,
инженера, техника и т. д.). Основными его задачами все более становятся: контроль
процессов управления, принятия решения в нестандартных ситуациях, дублирование
работы технических систем.
На ранней стадии освоения летательного аппарата изменения в составе приборного
оборудования были минимальными, но вскоре анализ авиационных происшествий показал
очевидную необходимость приборного переоснащения из-за несовершенства и
неприспособленности применяемых приборов отслеживать и своевременно выдавать
возросшую информацию экипажу.
Анализ развития отечественных и зарубежных бортовых устройств отображения
информации (УОИ) показал перспективность использования электронных индикаторов.
Переход к электронным УОИ позволил по сравнению с первоначальной компоновкой
кабины экипажа уменьшить число приборов, светосигнализаторов и переключателей
В настоящее время для воспроизведения информации выпускается большое
количество разнообразных по принципу действия индикаторных устройств. Это
электролюминесцентные, светодиодные, газоразрядные и плазменные, лазерные и
голографические, жидкокристаллические УОИ.
Электролюминесцентные УОИ. В основу электролюминесценции положено
свойство некоторых кристаллических веществ—люминофоров—излучать свет под
56
действием электрического поля. Электролюминесцентное свечение свойственно
некоторым кристаллическим веществам, у которых под действием поля атомы переходят
в возбужденное состояние. Широко применяют порошковые люминофоры на основе
сульфидов цинка—кристаллофосфоры. Они являются полупроводниками с примесной
проводимостью. Атомы примесей могут входить в кристаллическую решетку путем
внедрения или замещения.
Места расположения примесных атомов называют центрами люминесценции
(активации). В этих центрах электроны могут получать достаточную энергию для
перехода в зону проводимости. При возвращении электронов в центры активации часть
поглощенной энергии освобождается и появляется люминесцентное свечение. Чтобы
привести атомы кристаллов в возбужденное состояние, необходима напряженность поля
порядка 109 В/м, в результате чего происходит разгон электронов и ионизация центров
активации. Электроны, сталкиваясь с центрами активации, отдают им свою кинетическую
энергию. Ионизированные уровни активации, рекомбинируясь с электронами зоны
проводимости, излучают свет. Излучение происходит с того же энергетического уровня,
который был достигнут при возбуждении. В результате возникает излучение в большом
числе локализованных областей. Испускание квантов света — это последний этап любых
областей и последний этап люминесценции.
В основу электролюминесцентных
индикаторов (ЭЛИ) положен плоский
конденсатор, диэлектриком которого служит связующее вещество — композиция
органической смолы и люминофора, как на рис. 1. Один из электродов 2 конденсатора
прозрачный, другой— металлический 4. В качестве прозрачного электрода, используют
окись кадмия или двуокись олова. Металлический электрод имеет форму знака, который
должен, отображаться УОИ. Под воздействием поля, создаваемого источником
переменного напряжения возникает свечение участков люминофора 3, контактирующих с
металлическим электродом. Стекло 1 выполняет защитную роль ЭЛИ.
Светодиодные УОИ. В последние годы широкое применение находят
инжекционные электролюминесцентные диоды—светодиоды. Индикаторы, построенные
на светодиодах, компактны, имеют большой угол обзора и совместимы с интегральными
схемами. Для дешифрации четырехразрядного двоичного кода и управления таким
индикатором достаточно двенадцать корпусов интегральных схем серии 155 и семь
германиевых диодов.
Для управления семисегментными светодиодными индикаторами созданы и
выпускаются интегральные микросхемы средней степени интеграции, полностью
реализующие дешифратор.
Для управления индикаторами на светодиодах, порошковыми ЭЛИ и другими
используют оптроны—приборы, состоящие из источника и приемника излучения,
оптически связанных между собой и находящихся в одном корпусе. В оптроне
происходит преобразование «электрический — световой — электрический» сигналы.
Светодиоды — низковольтные устройства, излучающие свет при прохождении
тока в пропускном направлении через р-п-переход. Световое излучение возникает при
инжекции неосновных носителей (электронов) через р-п-переход. Инжекция носителей
зарядов эквивалентна переходу электронов из валентной зоны в зону проводимости, т. е.
изменению их энергии, часть которой превращается в световое излучение.
57
Газоразрядные и плазменные УОИ. Принцип действия классического газового
разряда заключается в следующем: при приложении к электродам напряжения в области
катодного слоя образуется значительный объемный разряд, приводящий к существенному
перераспределению потенциала вдоль разряда. В поле этого заряда ускоряются
электроны, которые ионизируют газ. Потеряв энергию, эти, а также вторичные электроны
дрейфуют к аноду. В пределах фарадеева темного пространства они вновь набирают
энергию, достаточную для ионизации атомов, вследствие чего образуется положительный
столб.
Знаковый (цифровой) ГРП с холодным катодом и общим анодом, выполненным в
виде сетчатой пластины, представлен на рис. 7.
Рис. 7. Газоразрядный индикаторный прибор
Стеклянный баллон индикатора заполнен неоном. При подаче между анодом и
одним из катодов напряжения, превышающего по величине напряжения зажигания
разрядного промежутка, возникает тлеющий разряд, охватывающий всю поверхность
катода, в результате чего отображается соответствующая цифра.
Существуют различные типы газоразрядных УОИ:
1) Знаковые (цифровые) ГРП с холодными катодами (рис.7) и общим анодом,
выполненным в виде сетчатой пластины. Метод формирования знаков моделирование и в
ряде случаев синтезирование.
Широко распространены газоразрядные цифровые индикаторы, у которых катоды
выполнены в виде цифр, расположенных одна под другой. В некоторых индикаторах
кроме десяти цифр предусмотрена запятая. Существуют приборы с торцевой и боковой
индикациями.
К преимуществам таких индикаторов следует отнести:
небольшие габариты, стоимость и потребляемую мощность;
высокие яркость свечения и долговечность;
достаточно высокое быстродействие.
К основным их недостаткам относятся высокие напряжения питания (200—300 В)
и запаздывание зажигания разряда.
2) Многоразрядные газоразрядные индикаторные панели плоской конструкции.
Конструктивно такие панели состоят из двух изоляционных пластин с нанесенными на
58
них системами электродов и прокладки, толщина которой определяет межэлектродное
расстояние. Катоды каждой из матриц знаков, отображающих цифры, образуют
семисегментную структуру, против которой располагается анод. Одноименные сегменты
всех матриц знаков соединены между собой и имеют общий вывод. Для управления
такими многоразрядными панелями используется мультиплексный режим, при котором
любая, из цифр синтезируется путем одновременной подачи отрицательных импульсов на
необходимые сегменты—катоды и сканирующего положительного импульса— на
соответствующий анод.
3) Тиратроны с холодным катодом (ТХК). ТХК имеют довольно большой срок
службы, достигающий десятков тысяч часов, высокую яркость свечения и большое
входное сопротивление; они выдерживают значительные перегрузки по напряжению и
току, потребляют малую мощность, имеют небольшой вес, малые габариты и работают в
диапазоне температур от —60 до +85°С.
4) Газоразрядная панель постоянного тока. Конструктивно ГИП постоянного тока
представлена на рис. 8. Корпус—герметизирован. Ячейки расположены в местах
перекрещивания электродов. Ячейки заполнены инертным газом (неон, смесь неона с
азотом и т. д.) и образуют миниатюрные газоразрядные приборы, у которых одна система
электродов выполняет функцию катодов, а вторая система электродов — функцию
анодов.
Эффективность газового разряда повышается со снижением катодного падения.
Другим способом повышения эффективности разряда является работа в режиме
нестационарного (неразвитого или коротко-импульсного) разряда. Дело в том, что
газовый разряд характеризуется определенной инерционностью и в процессе своего
становления (пока не сформировался катодный слой) имеет повышенную эффективность.
Таким образом, прекращая разряд сразу после его формирования (т.е. отсекая
стационарную часть газового разряда), можно добиться повышения эффективности
работы плазменных УО в 3-5 раз.
Лазерные и голографические УОИ. Применительно к индикаторным устройствам
представляют интерес следующие свойства излучения лазеров: пространственная
когерентность, временная когерентность, цвет и яркость.
Когерентность — высокая степень согласованности фаз колебаний, образующих
волновой фронт. Пространственная когерентность означает жесткую взаимосвязь фаз
колебаний в двух точках пространства, лежащих в плоскости, перпендикулярной фронту
волны. Временная когерентность означает жесткую взаимосвязь фаз колебаний,
разделенных временным интервалом, и равнозначна узкополосности по частоте.
Лазер представляет собой когерентный источник света. Путем подбора трех
источников света с соответствующими основными цветами и введения их в схему
аддитивного образования цветов можно воспроизвести широкую гамму цветов.
Отказы индикаторов на ЖК возникают из-за уменьшения контрастности,
изменения цвета, ухода рабочей температуры за пределы допуска.
Недостатки ЖК индикаторов отражательного типа—наличие бликов, которые
затрудняют работу оператора. У индикаторов просветного типа необходимо устранять
влияние ослепляющего воздействия источника света на оператор.
59
Новые технологии, разработки, перспективы развития УОИ. Изучение состояния
техники отображения информации показывает, что к числу перспективных относят УОИ
на матричных газоразрядных, жидкокристаллических и светодиодных панелях.
Многофункциональный индикатор TDS-56 предназначен для установки на
гражданские воздушные суда в качестве устройства индикации и отображения
информации, в том числе на борт ЛА АН-124-100.
Основные свойства:
возможность приема информации по различным интерфейсам;
цветной жидкокристаллический индикатор;
гибкая программная архитектура;
мощная аппаратная платформа TDS-56 позволяют удовлетворять
современные и перспективные требованиям к бортовым системам отображения
информации и предупреждения летного экипажа.
Легкий самолет Ил-103 с новым приборным и радиоэлектронным оборудованием
был продемонстрирован на авиакосмическом салоне МАКС-2003. На летающей
лаборатории Ил-103ЛЛ будут проводиться испытания перспективных систем
отображения информации для самолетов различных типов. Вся необходимая информация
выводится на жидкокристаллический индикатор.
Автоматизированные системы отображения радиолокационной информации АС
УВД "МК-2000" представляют комбинации подсистемы отображения радиолокационных
данных от множества источников информации, подсистемы обработки данных плана
полета, блока отображения и набора функций прогноза будущих ситуаций.
На Международном Авиационно-Космическом Салоне (МАКС-2003) компании
Polymedia и Mitsubishi Electric продемонстрировали комплексные решения систем
отображения информации для центров мониторинга и прогнозирования, центров
управления кризисными ситуациями, диспетчерских залов и специализированных
переговорных помещений.
В университете St. Andrew (Великобритания) разработали технологию
изготовления полимерных лазеров с распределенной обратной связью (distributed feedback
— DFB) на основе простой литографии. Эта технология, названная SAMIM, может быть
использована для производства не только лазеров, но и различных фотонных структур.
Японские разработчики создали прозрачные транзисторы, в десять раз
превосходящие по быстродействию современные. Это может дать начало
оптоэлектронике нового поколения.
Ученые из Массачусетского технологического института и Национальной
лаборатории Sandia в США создали удобный источник терагерцового излучения —
квантовокаскадный лазер (QCL) с частотой 3.4 ТГц (длина волны 88 мкм), работающий
при максимальной температуре 87 К.
Американская компания Frost & Sullivan провела исследование рынка лазерной
техники. По ее прогнозу, в течение ближайших 7 лет объем этого рынка будет расти на
6.2% в год. В этот объем не входят медицинские и военные лазеры. При этом наибольший
рост — 7.2% в год — будет наблюдаться на рынке лазерных диодов, и к 2009 г. доля этого
сектора составит 53%.
Некоторые типы отечественных ЖКИ приведены на рис.21
60
а)
б)
в)
а - размещение ЖКИ дисплеев на приборной доске;
б - размещение панели МФИ в кабине вертолета;
в - МФИ ОАО «Авиаприбор-Холдинг».
Рис. 21. Типы отечественных ЖКИ:
11 Вопросы проектирования СОИ
Глубокое понимание задач, решаемых системой индикации, и правильный выбор
критериев для ее оценки играют весьма важную роль при создании такой системы.
61
Критерий оценки систем индикации, сформулированный на основе критерия оценки
основной системы, редко приносит пользу конструкторам подсистем индикации.
Отсутствие единой универсальной меры эффективности вынуждает при создании
системы индикации использовать несколько независимых критериев оценки ее
эффективности и формулировать ряд целей, которые предполагается достичь с помощью
системы индикации. Цели эти в известной мере субъективны, и их совокупность страдает
определенной избыточностью; кроме того, не каждая из них приложима ко всем
возможным системам.
Этими целями являются:
усовершенствование процесса принятия решения. Наиболее общая цель,
преследуемая созданием систем индикации, связана с улучшением способности человека
принимать решения как в части ускорения этого процесса, так и в части обеспечения
более надежного выбора правильного решения;
улучшение понимания решаемой проблемы. Система индикации должна дать
возможность пользователю усвоить и охватить всю доступную ему информацию, а также
брать на себя инициативу по уведомлению пользователей о возникающих чрезвычайных
ситуациях и исключительных случаях, и о поступлении информации срочного характера;
обеспечение активного обмена информацией между человеком и машиной.
Системы индикации являются в первую очередь основным звеном связи между
техническими средствами и человеком. Кроме того, системы индикации должны
усиливать возможности средств ввода данных путем отображения вспомогательной
информации, а также указателей, форматов и сведений о поступившей в систему
информации;
внесение ясности в сложную обстановку. Системы индикации должны дать
потребителям возможность понимания деталей на основе всей обстановки, а также
детального анализа всей обстановки в целом;
уменьшение времени реакции персонала. Для лиц руководящего состава,
принимающих решение на высшем уровне, важное значение имеет скорость, с которой
они могут истолковывать и оценивать рекомендации, поступающие от их подчиненных;
улучшение координации. Каждый член одной и той же рабочей группы должен
быть обеспечен идентичными данными, которые должны направляться пользователем
согласованно;
обеспечение большей доступности информации. Пользователи должны располагать
возможностью запрашивать данные различных категорий, а также требуемые
характеристики и их различные комбинации. Соответствующее оборудование должно
быть удобным и быстродействующим;
обеспечение общей надежности. Под понятием «общая надежность» имеется в
виду надежность данных, оборудования, легкость обслуживания системы, доступность
информации, поступившей в систему и хранимой в ней, а также достоверность и точность
отображаемых данных;
упрощение работы с системой. Оборудование нужно разрабатывать так, чтобы
можно было свести к минимуму подготовку обслуживающего персонала, выделенного для
работы с этой системой. Разработка должна также обеспечивать максимально возможную
взаимозаменяемость отдельных устройств в функциональном и операционном
отношениях;
обеспечение гибкости. Если систему нельзя легко приспособить к изменившимся
требованиям, то она теряет свою оперативную ценность и требует внесения в нее
дорогостоящих изменений или даже преждевременной замены. Однако гибкостью ни в
какой мере нельзя подменять конструктивное решение, выбранное на основе детального
математического анализа;
удовлетворение требований психофизиологического характера. К их числу
62
относятся такие характеристики, как легкость восприятия отображаемой информации и
легкость ее понимания, а также показатели, характеризующие внешний вид индикатора и
рабочего помещения, психовизуальные факторы и удобство работы для оператора;
Важность вопроса, какую информацию необходимо отображать, не подлежит
сомнению. С целью определения требований к отображаемой информации необходимо
проанализировать работу всего комплекса в функциональном плане.
Первым шагом в типовом анализе является изучение задач, решаемых всем
комплексом в целом, вводимой в него информации, а также его работы и выводимой из
него информации (или результирующих исполнительных воздействий). Анализ
требований, определяемых характером решаемой задачи, позволяет выделить набор
оперативных функций, которые должна выполнять проектируемая система индикации.
Составляется схема информационных потоков, показывающая источники информации,
прохождение информации через комплекс, а также весь информационный обмен между
человеком и машиной. Производится ориентировочное распределение работ между
человеком и машиной, причем оно основывается на учете специфики отдельных работ.
Затем осуществляется анализ отвечающих этому распределению оперативных процедур,
за которым выполняется анализ психофизиологических факторов с учетом нагрузки,
приходящейся на человека-оператора.
По завершении этого анализа можно решить такие вопросы, как: информацию
какого содержания нужно отображать, какие форматы использовать, какое
быстродействие отдельных устройств системы является приемлемым. Это позволит
выбрать необходимое оборудование и управляющие устройства, которые должны быть
сконструированы так, чтобы выполнять заданные работы и обеспечивать принятие
решений.
Сконструированные
системы
индикации
подвергаются
обширнейшим
испытаниям, результаты которых анализируются и оцениваются и служат стимулом для
внесения в систему усовершенствований.
Важнейшим шагом в процессе проектирования является определение технических
условий на следующие параметры и характеристики системы индикации:
быстродействие устройств обновления отображаемой информации;
периодичность и скорость смены отображаемых данных;
время выборки отображаемых данных;
максимальная частота поступления запросов на отображение информации;
общий объем одновременно отображаемой информации;
число отдельных устройств индикации;
размер поля отображения;
размер помещения, в котором установлен индикатор;
метод кодирования отображаемой информации;
применяемая символика;
формы представления информации (форматы);
яркость;
уровень освещенности помещения;
контраст;
разрешающая способность;
точность вопроизведения;
наличие и степень искажений;
мелькания.
63
Представляется целесообразным подвергать проектируемую систему индикации
испытаниям или производить ее оценку на некоторых ключевых этапах разработки.
Этими этапами являются:
- принятие основных решений в процессе проектирования;
- завершение процесса проектирования;
- завершение изготовления системы.
Принципиальная трудность количественного определения целей, преследуемых
созданием системы индикации, вызывает трудности в оценке ее рабочих характеристик.
Возможны эксперименты, проводимые в контролируемых условиях и позволяющие
выявить, как тот или иной способ представления отображаемой информации влияет на
способность пользователя охватывать суть этой информации, на скорость, с которой он в
состоянии обнаружить отдельные предметы или связи между ними, а также на его
способность запомнить эту информацию и точно ее истолковывать. При выполнении
таких экспериментов целесообразно воспользоваться методами экспериментальной
психологии и статистическими методами планирования эксперимента.
Методы и процедуры, связанные с оперативным использованием системы
индикации, могут быть проверены с помощью макетов, проведения специальных «игр» с
участием оперативного персонала, а также моделирования. При проектировании систем,
рассчитанных на эволюционный рост, необходимо предусматривать возможности их
испытаний и оценки качества их работы (рабочих характеристик).
После того как определены виды, объемы и скорости передачи информации,
необходимой пользователям для выполнения их функций, нужно приступить к
организации и классификации этой информации. Должны быть определены категории, на
которые подразделяется информация, и методы ее описания. Затем необходимо выбрать
методы ее кодирования и форматы.
Обычными средствами кодирования информации для ее отображения в системах
индикации являются цвет, система знаков (кодирование формой), размеры знаков, их
ориентация, число однотипных элементов, расположение (позиционное кодирование),
глубина, тип линии, частота вспышек и яркость. Выбор подходящего набора способов
кодирования отображаемой информации требует учета ряда факторов, таких, например,
как легкость различения соседних значений (градаций) кода, легкость интерпретации
кода, и т.д.
Выбор цвета связан с цветоощущением. Операторы различают следующие 10
цветов: фиолетовый, синий, зеленовато-синий, синевато-зеленый, зеленый, желтозеленый, желтый, оранжевый, оранжево-красный и красный. Добавив к ним еще белый, в
общей сложности получается 11 дискретных значений цветового кода.
Отображение на индикаторе буквенно-цифровых знаков в виде таблиц или текста
является наиболее общей формой представления результатов, выводимых из ЭВМ. В
системах индикации часто прибегают к специальной символике, особенно в тех случаях,
когда воспроизводимая мысль наглядно отражена изобразительными средствами в такой
форме, которую легко усвоить и запомнить. Для представления самолета знаком в виде
контура самолета требуется меньшая площадь экрана индикатора, чем для комбинации
букв «самолет», причем контурное изображение легче различить.
Размер является способом кодирования, который часто используется в сочетании
с определенной системой знаков. Такое сочетание обеспечивает удобное получение 2—3
64
значений кода. Используется также изменение длины линий или размера знаков (для
величины, степени важности, силы, размера или ранга).
Ориентацию изображения можно с успехом использовать для указания 8 или
даже 16 направлений, однако он позволяет получить всего несколько кодовых значений
при отображении с его помощью характеристик, отличных от направления и времени.
Для получения нескольких значений кода можно использовать определенное
число точек, линий или элементов знака или же определенное число знаков, образующих
группу (формуляр).
Несколько кодовых значений можно получить, использовав определенное
расположение точек, линий или элементов знака относительно некоторого знака или
группы знаков (вдоль прямой линии или по площади).
В трехмерных устройствах индикации третье измерение — глубину — обычно
используют для одномерного позиционного кодирования, что позволяет получить до трехчетырех дополнительных значений кода.
Некоторые виды информации не могут быть эффективно отображены с помощью
знаков. Способы кодирования криволинейных конфигураций определяются типом и
толщиной используемых в них линий. Целесообразно применять 3—4 типа линий. По
толщине линии для криволинейных конфигураций (а также для выделения отдельных
знаков) могут быть нормальными, полужирными и жирными.
Иногда бывает необходимо отображать область. Области можно выделить и
закодировать путем нанесения их контуров, использования определенных наборов знаков,
штриховкой, специальными примечаниями, цветом и полутонами.
Для кодирования можно использовать частоту, с которой вспыхивает и гаснет
отображаемая информация. Однако отличать одну частоту вспышки от другой на фоне
мелькающих сигналов довольно трудно. Обычно применяются два уровня — постоянное
свечение и собственно вспышки. Вспышки используются чаще всего для привлечения
внимания оператора к определенным предметам.
Для кодирования можно использовать два или три уровня яркости. Однако
кодирование путем изменения яркости не очень хорошо совмещается с такими способами
кодирования, как изменение цвета, толщины линий или частоты вспышек.
Типичными форматами отображаемой информации являются:
текст, схема военной обстановки, таблица, столбцовая диаграмма, контурный
рисунок, гистограмма, план-график, блок-схема, функциональный график, круговая
диаграмма, пейзаж, чертеж-график, стрелочный указатель, часы, индикатор, масштабная
шкала.
Математическое обеспечение средств отображения информации
Учитывая специфичность задач, решаемых в реальном масштабе времени, к
математическому обеспечению средств отображения информации (МО) СОИ
предъявляются следующие требования:
- алгоритмы решения функциональных задач отображения должны занимать как
можно меньшую емкость памяти;
- при минимальных объемах программ время решения функциональных задач в
системе должно позволять осуществлять работу в реальном масштабе времени;
- МО должно быть относительно независимым от аппаратуры и предусматривать
возможность дальнейшего расширения и изменения в соответствии с новыми
требованиями;
65
- необходимо организовать оптимальным образом циркуляцию транзитных потоков
информации, проходящих через процессор СОИ;
Необходима обработка следующей информации:
- текущей об обстановке в зоне наблюдения, включающей в себя координаты
отображаемых объектов в данный момент времени;
- справочной, выводимой на таблично-знаковых индикаторах (ТЗИ) в
централизованном порядке;
- поступающей по запросам операторов;
- вводимой оператором с пульта.
Все операции по вычислению на уровне СОИ сведены до минимума. Процессор,
обслуживающий группу СОИ, лишь формирует массивы регенерации и обеспечивает
связь оператора с комплексной системой отображения (КСО) и другими модулями.
Таким образом, основную часть МО КСО составляют программы переформирования
входных массивов информации в массивы отображения и программы ввода-вывода
информации.
В общем случае можно выделить следующие задачи по обработке информации, решаемые
СОИ:
- прием и первичная обработка текущей информации, которая заключается в
распознавании поступивших данных и их сортировке;
- модификация массивов отображения в соответствии с ответами на запросы
операторов;
- организация регенерации изображения на экранах индикаторов при модульной
структуре СОИ с ЭВМ;
- формирование массивов справочной информации, размещение их на внешних
носителях и организация обмена между процессором и магнитными накопителями при
структуре КСО с информационно-поисковой системой;
- обеспечение приоритетного обслуживания СОИ и решения различных задач;
- обеспечение редактирования как массивов отображения, так и. массивов
служебной и справочной информации;
- анализ и обслуживание запросов операторов.
Формирование и компоновка файлов для всех индикаторов осуществляются в
центральном вычислительном комплексе (ЦВК). Каждому кадру присваивается признак
принадлежности определенному индикатору или печатающему устройству КСО.
Вопросы проектирования программного обеспечения УОИ
В системе индикации, опирающейся на ЭВМ, базовые концепции, лежащие в основе
системы, особенно наглядно выступают при рассмотрении ее программного обеспечения.
Должны быть известны со всеми подробностями такие сведения, как
- содержание данных;
- форматы отображаемой информации;
- методы управления этой информацией;
- специальные функции, выполняемые обработкой;
- форматы данных, с которыми оперируют устройства сопряжения;
- принятые ручные методы и процедуры.
По причине того, что программист, который в общем может и не иметь
достаточно полного представления о концепциях, лежащих в основе системы,
программист-аналитик должен быть непременным членом коллектива проектировщиков
системы индикации.
Существует, конечно, много подходов к созданию программного обеспечения
(операционной системе) систем индикации. Охватить все альтернативы здесь не
66
представляется возможным, и по этой причине уделим основное внимание тем функциям,
которые являются общими для многих систем индикации.
Рассмотрены различные виды УОИ. Описаны их конструктивные особенности,
принципы действия. Достаточно широко показаны достоинства и недостатки, а также
даны новые технологии и перспективы развития УОИ. Развитие УОИ идет по пути
применения все более экономичных, надежных воспроизводящих устройств.
Современные УОИ должны работать в условиях слабой и сильной освещенности,
обладать высокой яркостью и контрастностью, долговечностью и дешевизной, иметь
высокую чувствительность к управляющему сигналу, малое потребление мощности,
работать в широком диапазоне температур, выдерживать широкий диапазон
механических нагрузок и т. д.
Контрольные вопросы:
1. Что положено в основу электролюминесценции?
1. Что представляет из себя светодиод?
2. Какая рабочая среда у плазменных УОИ?
3. Какие виды голограмм вы знаете?
4. Какие недостатки присущи голографическим индикаторам?
5. Каким образом достигается свечение в ЖКИ?
7. Перечислите достоинства и недостатки ЖКИ.
8. С какими новыми технологиями в УО вы знакомы?
9. Какие цели преследуются при создании систем индикации?
10. Какие модули программ включает в себя математическое обеспечение УОИ?
5.3 Краткое описание лабораторных работ
5.3.1 Перечень рекомендуемых лабораторных работ
1) Система сигнализации о пожаре
2) Исследование авиационных манометров
3) Исследование авиационного термометра сопротивления
4) Авиационные тахометры
5) Магнитный компас
6) Астрокомпас
7) Изучение основных свойств 3-х степенного гироскопа
8) Исследования авиагоризонта
9) Гироиндукционный компас
5.3.2 Методические указания по выполнению лабораторных работ
Лабораторная работа 1
Система сигнализации о пожаре
Цель работы: изучение принципа действия, конструкции и основных тактикотехнических данных систем сигнализации о пожаре, проверка работоспособности системы
сигнализации о пожаре.
1 Общие сведения
Системы пожарной сигнализации (СПС) предназначена для подачи светового и
звукового сигналов о возникновении пожара в каком-либо из отсеков воздушного судна, а
также для автоматического включения средств пожаротушения.
В соответствии с требованиями лѐтной годности НЛГС-2, СПС и средства
индикации должны удовлетворять следующим требованиям:
67
-
-
-
-
-
-
-
-
в пожароопасных отсеках силовых и других установок должно быть
установлено такое число датчиков, чтобы они обеспечивали выдачу сигнала о
пожаре не более чем за 3 сек. с момента возникновения пожара в любой точке
отсека с расходом топлива 20–25 см3/сек. при давлении 294–980 МПа (при
больших расходах топлива интенсивность пожара возрастает, и это время
значительно снижается);
при установке в багажно-грузовых и технических отсеках систем с датчиками,
реагирующими на температуру, инерционность таких систем не должна
превышать 30 сек. с момента появления в отсеке очага с открытым пламенем;
СПС должны за минимальное время сигнализировать экипажу о прекращении
пожара;
электропроводка пожарной сигнализации, располагаемая в пожарных отсеках,
должна выполняться из огнестойких проводов или иметь огнестойкую
изоляцию;
датчики пожарной сигнализации должны быть работоспособными при
эксплуатационных вибрациях и не должны быть чувствительными к
воздействию масла, топлива, воды и рабочих жидкостей гидросистем;
датчики пожарной сигнализации, устанавливаемые в пожарных отсеках,
должны выдерживать воздействие на них пламени с температурой (110050)°С
в течение не менее 5 мин.;
в СПС должны быть предусмотрены способы контроля, обеспечивающие
проверку их исправности перед полѐтом и при необходимости в полѐте
самолѐта;
сигнальные устройства СПС должны располагаться в кабине экипажа в виде
специального табло, выдающего сигнал «ПОЖАР», и должны быть хорошо
видны с мест экипажа, световую сигнализацию о пожаре необходимо
дублировать звуковой (сирена) сигнализацией или речевой информацией;
СПС можно классифицировать по принципу действия или характеру
восприятия изменения окружающей среды, по виду используемой датчиками
энергии, величине охватываемой пожарной зоны и непрерывности
функционирования.
1.1 Классификация СПС
1) По характеру восприятия изменения окружающей среды:
- тепловые;
- радиационные;
- ионизационные;
- реагирующие на продукты горения (дым).
2) По принципу действия:
- максимального действия (выдают сигнал при достижении определѐнного
значения регистрируемого параметра);
- дифференциальные (реагируют на скорость изменения регистрируемого
параметра);
- комбинированные.
3) По виду используемой энергии:
- тепловые;
- световые;
- химические.
4) По непрерывности функционирования:
- одноразовые;
- многократного действия;
- непрерывные.
68
5) По принципу действия датчика:
- биметаллические;
- плавкие;
- термоэлектрические;
- с изменяющимся электрическим сопротивлением;
- объѐмного расширения газа;
- ионизационные;
- фотоэлектрические.
Комплексные СПС – с раздельными датчиками реагируют на один и тот же
параметр контролируемой среды, но на различные его значения.
Комбинированные СПС – с двухканальными датчиками, каждый из каналов
реагирует на различные факторы изменения контролируемой среды.
2 Система сигнализации о пожаре ССП-6
2.1 Устройство системы сигнализации о пожаре ССП-6
СОП-6 предназначена для подачи светового (звукового) сигнала о возникновении
пожара в защищаемых отсеках, допускает возможность автоматического управления
исполнительными механизмами.
Технические данные:
1) Температура срабатывания системы при скорости нарастания температуры
среды, окружающей датчики 2°С/сек. и одновременном нагреве трех датчиков
– не ниже 180°С.
2) Скорость воздушного потока, обдувающего датчики - 3...4 м/с.
3) Инерционность системы должна быть:
- не более 0,5 сек. при охвате датчиков пламенем;
- не более 1 сек. при переносе датчиков из воздушной среды с
температурой +600С в воздушную среду с температурой +350°С и при
обдуве из со скоростью 3...4 м/с.
4) Система приходит в состояние готовности к действию после тушения пожара
при резком снижении температуры среды от +300...350°С до температуры
+1300С за время не более 2 сек.
5) Работоспособность системы нарушается при ударах с частотой 40…100 ударов
в минуту (общее количество ударов 10 000) и четырѐхкратной перегрузке.
6) Исполняемый блок системы должен срабатывать при напряжении в пределах от
42 до 98 мВ при сопротивлении внешней цепи 2 Ом.
7) Переходное сопротивление в местах металлизации исполнительного блока
должно быть не более 600 мкОм.
8) Система работает от бортовой электросети напряжением 27 В  10%. Система
ССП состоит из 3-х групп датчиков-термобатарей типа ДТБГ (рисунок 1) и
исполнительного блока.
Чувствительным элементом 1 датчика ДТВГ является дифференциальная
термобатарея, собранная из 7-ми последовательно соединенных хромель-копелевых
термопар. Диаметр электродов термопары 0,2 мм. Рабочими, малоинерционными
спаями 5 термобатареи являются шарики диаметром 0,3...0,5 мм, получающиеся в
результате сварки 2-х электродов.
Стойки 7 служат для обеспечения механической прочности термобатареи и для
получения большой массы нерабочих спаев 6 по сравнению с рабочими 5.
При быстром нагревании чувствительного элемента малоинерционные спаи
нагреваются значительно скорее инерционных, в результате чего возникает разность
температур нагрева рабочих и нерабочих спаев термобатарей и на выходе датчика
является термо-ЭДС,
69
1 - чувствительный элемент; 2 - основание; 3 – контактные штыри; 4 - колпачок;
5 - малоинерционные спаи;6 - инерционные спаи; 7 - стойка; 8 - накидная гайка
Рисунок 1 – Датчик ДТБГ
На датчик одевается и развальцовывается гайка 8, которая служит для крепления
датчика на розетке. Датчик с гайкой на местах установки крепится с помощью
специальных розеток ССП-2И-РМ, закрепленных на кронштейнах или планках, в
зависимости от места установки.
Исполнительный блок скопирован на специальном шасси и выполняет следующие
функции:
- принимает сигналы от датчиков, размещенных в отсеке;
- подает напряжение на лампы сигнализации;
- обеспечивает проведение проверки исправности и готовности к действию
системы сигнализации.
2.2 Принцип действия системы сигнализации о пожаре ССП-6
Работа системы ССП-6 основана на использовании термоэлектродвижущей силы,
возникающей в датчиках при изменении температуры окружающейих среды с
определенной скоростью для срабатывания поляризованного реле исполнительного блока.
3
3
2
К1.1
К1 Р
3
5
2
4
3
R1
С1
R6
1
SB2
6
R7
К3 Р
R4
1
2
К3.1
К2 Р
R2
SB1
3
2
К2.1
5
2
4
1
SB3
6
3
R3
5
2
4
6
К4
R5
К4.1
13
12
17
1 группа
16
19
2 группа
18
1
3 группа
Рисунок 2 – Схема электрическая принципиальная системы ССП-6
70
2
27 В
3
7
Л1
Л2
К4.2
8
4
Рассмотрим принцип работу одной группы (1-ой), таккак остальные работают
аналогично. Когда система находится а состоянии готовности к действию, цепь датчиков
всегда замкнута контактами 1-3 кнопки B1.
При охвате датчиков средой, температура которой изменяется со скоростью не
ниже 2°С/сек. в термобатареях этих датчиков возникает термоэлектродвижущая сила,
вызывающая ток в обмотке поляризованного реле K1 достаточный для срабатывания
этого реле. Сработав, это реле через свои контакты 1-2 подает напряжение 27В на обмотку
реле К4. Реле К4 срабатывает и подает напряжение 27В на сигнальные лампы или на
звуковую сигнализацию.
2.3 Схема контроля ССП-6
F1
27 В
SB1
Л1
Л2
Л3
CCП-6
1 группа датчиков
ДТБГ
Рисунок 3 – Схема контроля ССП-6.
Провести проверку системы сигнализации пожара ССП-6 в следующем порядке:
1) включить аппарат защиты сети F1, при этом загорается сигнальная лампочка
ЕL1 (наличие напряжения 27В);
2) нажать кнопку контроля SB1 и удерживать еѐ, при этом загораются сигнальные
лампочки ЕL2 и EL3 "ПОЖАР-ГРУППА1‖
3) отпустить кнопку контроля SB1, при этом сигнальные лампочки EL2 и EL3
гаснут.
Если сигнальные лампочки EL2 и ЕL3 не загораются при нажатии кнопки SВ1, то
необходимо убедиться в отсутствии обрывов в термобатареях датчиков и целостности
проходов, соединяющих исполнительным блоком.
Лабораторная работа 2
Исследование авиационных манометров
Цель работы: изучение конструкции принципа действия электромеханических
дистанционных манометров типа ЭДМУ и ДИМ; экспериментальное исследование
образцов и манометров.
Приборы: гидравлическая установка проверки манометров ГУПМ-300.
1 Основные понятия
1.1 Общие сведения
Для определения режимов работы и состояния силовых установок, систем
наддува герметичных кабин, тормозных систем, систем запуска авиадвигателей и других
необходимо измерять давления воздуха, газов, топлив и масел.
Основным прибором, измеряющим давление или разности давлений, является
манометр. Манометры бывают механическими и электромеханическими.
71
1.2 Принцип действия и конструкция
В электромеханических манометрах силы измеряемого давления преобразуются в
перемещение упругого чувствительного элемента (УЧЭ), которые воздействуют на
параметры измерительных электрических схем (L или С). Преобразователь давления
устанавливается непосредственно на объекте контроля, что позволяет отказаться от
соединительных трубопроводов большой длины, избавиться от ряда погрешностей,
упростить монтаж и эксплуатацию манометров.
Манометры типа ЭДМУ. Принципиальная электрическая схема манометра
показана на рисунке 1.
Рисунок 1 – Электрическая схема манометра типа ЭДМУ
Измеряемое давление Рп подается в УЧЭ, который связан с щеткой Е3
потенциометра В1 через передаточный механизм. Значения сопротивления R7 и R8
потенциометра преобразователя давления меняющиеся в зависимости от давления Р п.
Рамки логометра L1 и L2 и резистор RD составляют измерительную диагональ моста.
Общая точка соединения рамок подключена к полудиагонали, состоящий из
резисторов R3 и R4. Они предназначены для компенсации температурных погрешностей,
вызванных изменением сопротивления рамок логометра при колебаниях окружающей
среды.
Манометры типа ДИМ. Принципиальная электрическая схемаманометра типа
ДИМ показана на рисунке 2.
Рисунок 2 – Принципиальная электрическая схема манометра типа ДИМ
Недостатки потенциометрических преобразователей связанных с износом
потенциометра, нарушением контактов при вибрациях и колебаниях измеряемого
72
давления, повышенных температурах, устранены в дистанционных индуктивных
манометрах типа ДИМ. Это обеспечивает применение дифференциального индуктивного
преобразователя. Манометры этого типа применяются для измерения давления при
повышенных температурах их значительных высокочастотных попомехах (до 700Гц.)
В качестве УЧЭ применяется либо гофрированные мембраны, либо мембранные
коробки. Жесткий подвижный центр УЧЭ соединен с якорем индуктивного
преобразователя. Катушки индуктивного преобразователя L1 и L2 совместно с
резисторами R1 и R2 образуют мостовую схему, которая работает на переменном токе 36В
400 Гц.
В диагональмостовой схемы включены рамки логометрического указателя. При
измерении давления деформация УЧЭ передается на якорь, который изменяет воздушный
зазор в магнитных цепях катушек L1 и L2.Это вызывает изменения индуктивности
катушек и ведѐт к перераспределению токов в рамках логометрах. Так как логометр
работает на постоянном токе, то в качестве выпрямителей в измерительную схему
введены диоды Д1 и Д2. Максимальные погрешности манометров типа ДИМ составляет
±4%, размах шкалы указателя 120.
2 Описание лабораторной установки
Проверка манометров производится на специальной гидравлической установке
проверки манометров ГУПМ-300.
Установка ГУПМ-300 представляет собой переносной гидравлический агрегат с
резервуаром для рабочей жидкости, служащий для создания разного гидростатического
давления в измерительных полостях проверяемого и контрольного манометров.
Сравнивая показания проверяемого манометров с контрольным, определяют
погрешности проверяемого манометра.
Принципиальная схема установки ГУПМ-300 изображена на рисунке 3.
Рисунок 3 – Принципиальная схема установки ГУПМ – 300
Насосом 6 производится заполнение рабочей жидкости гидравлической системы
установки и измерительных полостей контрольного манометра 2 и проверяемого датчика
73
манометра 3. Создание и точное регулирование давления производится плунжером 4,
краны 5 служат для переключения системы на заполнение, давление или слив.
Принципиальная электрическая схема установки для исследования манометров
изображена на рисунке 4.
36В 400 Гц
Рисунок 4 – Принципиальная электрическая схема установки ГУПМ-300
3 Порядок проведения работы
3.1 Подготовка установки к работе
- отвернуть пробку заливной горловины и заполнить резервуар рабочей
жидкостью в количестве от 0,5 до 0,6 литров через фильтр 1; завернуть пробку;
- поставить левый кран 5 в положение «наполнение», а правый кран – в
положение «слив»;
- маховичок плунжера 4 ввернуть до упора;
- поставить левый кран 5 в положение «наполнение»;
- насосом 6 подкачать рабочую жидкость до появления еѐ в отверстиях
держателей 2 и 3;
- к держателю 2 привернуть контрольный манометр;
- к держателю 3 привернуть датчик проверяемого манометра;
- включить питание 27В или 36В 400 Гц (в зависимости от проверяемого
манометра);
- маховичок плунжера 4 медленно поворачивать против часовой стрелки до упора.
3.2 Определение основных видов погрешностей
Определяются следующие виды погрешностей: абсолютная, относительная и
относительно приведенная.
Абсолютная погрешность определяется как разность между показаниями
проверяемого прибора и действительным значением измеряемого давления,
определяемого по контрольному прибору.
P  P  PД .
Относительная погрешность определяется по формуле:
P

 100% .
PД
Относительная приведенная погрешность определяется по формуле:
P
 
 100% ,
PH
где
Рн-нормирующее значение (диапазон измерений по шкале прибора).
Наибольшее значение относительной приведенной погрешности называется
классом точности
- снять показания прибора и при прямом и обратном ходе не менеее чем на пяти
отметках (в том числе на начальной и конечной точках);
- определить основные виды погрешностей;
- результаты измерений ирасчетов занести в таблицу;
74
- определить класс точности проверяемого прибора
Таблица 1 – Результаты измерений и расчетов
Рн,
,%
 ,%
Р, кгс/см2
РД, кгс/см2
 Р, кгс/см2
кгс/см2
Ход
Ход
Ход
Ход
Ход
обратн
обратны
обратны
обратны прямо обратны
прямой
прямой
прямой
прямой
ый
й
й
й
й
й
Лабораторная работа 3
Исследование авиационного термометра сопротивления
Цель работы: изучение конструкции, принципа действия и работы
унифицированного термометра ТЭУ-48; экспериментальное исследование образца
термометра ТЭУ-48 согласно заданию.
1 Теоретическая часть
Общие сведения
Принцип действия термометра основан на изменении электрического
сопротивления металлического чувствительного элемента в зависимости от температуры.
Термометр сопротивления ТЭУ-48 (см. схему на рисунке 1) предназначен для
дистанционного измерения температур масла, охлаждающей жидкости и воздуха.
Максимальный диапазон измерения прибора –70…+150°С, рабочий диапазон –
40…+130°С.
Указатель
Датчик
Рисунок 1 – Принципиальная электрическая схема термометра ТЭУ-48
Термометр ТЭУ-48 собран по несимметричной схеме неуравновешенного моста с
двумя диагоналями bdи bc, датчик включается в одно из плеч моста.
Сопротивления схемы подобраны так, что при сопротивлении датчика,
соответствующем температуре –50°С и равном 73,7 Ом, потенциал точки b равен
потенциалу точки c и ток в катушке R9равен нулю, а через катушку R10 в направлении от
точки d к точке b протекает максимальный ток. При этом подвижный магнит занимает
крайнее левое положение и прибор показывает –50°С.
При возрастании температуры и соответствующем изменении сопротивления
датчика потенциал точки b возрастает. Ток в катушке R10 уменьшается, а в катушке R9
увеличивается, протекая от точки b к точке c. Вектор результирующего магнитного поля и
75
подвижный магнит отклоняются в направлении конца шкалы. При температуре +50°С,
когда сопротивление датчика равно 108,65 Ом, разности потенциалов Ud-b – Ub-c и токи в
катушках R9 и R10 равны между собой по величине. Этот момент соответствует среднему
положению подвижного магнита. Дальнейшее повышение температуры сопровождается
ещѐ большим увеличением сопротивления датчика, повышением потенциала точки b и
увеличением тока в катушке R9. При температуре +150°С потенциал точки b становится
равным потенциалу точки d, ток в катушке R10 становится равным нулю, а в катушке
R9возрастает до максимума. Этот момент соответствует крайнему правому положению
магнита, когда стрелка прибора указывает температуру +150°С, а сопротивление датчика
равно 153,1 Ом.
По сравнению с применявшимися ранее для термометров симметричными
схемами с логометром схема ТЭУ-48 имеет преимущество, что обеспечивает более
высокую чувствительность и виброустойчивость прибора. Достоинством схемы является
то, что при обрыве цепи датчика стрелка прибора не останавливается на середине шкалы,
а отклоняется к концу шкалы, а при обрыве цепи питания возвращается к началу шкалы.
Таким образом, можно сразу заметить ненормальность в работе прибора. Эта схема
обеспечивает лучшую температурную компенсацию.
Сопротивления R12, R2 + R3, R4 + R5 составляют три постоянных плеча моста.
Обычно в мостовых схемах все постоянные сопротивления изготавливают из медной
проволоки. Ею намотано и сопротивление R3. Медные сопротивления применяют с целью
компенсации температурной погрешности, которая может возникнуть в связи с
изменением сопротивлений катушек R9 и R10 с температурой.
Сопротивление R1, включенное в цепь питания приборов, предназначено для
понижения напряжения питания с 27 В до 13,5 В, на которое рассчитана схема.
Промежуточное плечо, состоящее из сопротивлений R4 и R5, служит для
регулирования размаха шкалы прибора. Уменьшая сопротивление R4 + R5, можно
увеличить чувствительность прибора на крайних точках шкалы и тем самым расширить
диапазон измеряемых температур.
Провода линии связи, соединяющие датчик с указателем, являются частью плеч
моста. Поэтому величина сопротивления этих проводов не будет влиять на показания в
известных пределах.
Прибор градуируется при сопротивлении соединительных проводов 0,16 Ом, т. е.
при сечении провода 0,75 мм2 и длине 3 м. В этом случае минус выводится около
указателя, если же длина провода больше 3 м, то минус выводится около датчика. В этом
случае сопротивление плюсового провода, идущего от указателя к датчику,
компенсируется сопротивлением минусового провода, идущего от датчика к указателю.
Применяя более совершенную конструкцию логометра в приборе ТЭУ-48, удаѐтся
максимальную погрешность снизить примерно в 2 раза по сравнению с другими
термометрами сопротивлений.
Для рабочей части шкалы –40…+130°С максимальная погрешность составляет
при температурах окружающей среды +20+5°С – менее 3 %, +50+5°С – около 4 %, 60+5°С – около 4,5 %.
Конструкция термометра ТЭУ-48
Прибор состоит из указателя и датчика, соединяемых линией связи из обычного
провода типа БПВЛ.
Указатель представляет собой магнитоэлектрический логометр с подвижным
магнитом и двумя неподвижными катушками, расположенными под углом 120° друг к
другу. Конструктивно каждая из катушек выполнена в виде двух отдельных частей.
соединѐнных между собой последовательно. В корпусе указателя, кроме логометра,
помещены катушки сопротивлений электрической схемы прибора.
Неизолированная никелевая проволока теплочувствительного элемента датчика
наматывается на пластины из слюды. Для обеспечения лучшего теплообмена между
76
корпусом датчика, изготовленного из нержавеющей стали, и теплочувствительным
элементом с обеих сторон последнего помещают серебряные пружинные пластины. От
непосредственного соприкосновения с обмоткой теплочувствительного элемента
пластины изолированы слюдяными прокладками. Подгоночные манганиновые
сопротивления изготавливаются в виде спирали и размещаются в верхней части
теплочувствительного элемента, который крепится в корпусе датчика гайкой.
1 - магнитоэлектрический логометр; 2 – корпус указателя;
3 – соединение контактное разъемное; 4 – катушка логометра.
Рисунок 2 – Указатель термометра
1 – никелевая проволока; 2 – пластина; 3 – подгоночное сопротивление;
4 - прокладка; 5 – пружинящая; 6 – гнездо; 7 – штырь; 8 – корпус; 9 – гайка;
10 – соединение контактное разъемное
Рисунок 3 – Датчик термометра
Экспериментальная часть
Изучить принцип действия, конструкцию и работу термометра сопротивления,
устройство и работу лабораторной установки.
77
В целях экономии времени одновременно с проверкой прибора определить
зависимость его показаний от величины токов в катушка (рамках) логометра и их
отношения. С этой целью в цепи катушек (рамок) логометра указателя термометра
включают миллиамперметры и регистрируют их показания.
Проверку прибора производят в следующем порядке. Убедиться, что датчик П-1
отключен, затеи подключают магазин сопротивлений и устанавливают на нем
сопротивление, равное сопротивлению датчика при температуре -70°С (табл. 1). После
этого включают и устанавливают номинальное напряжение питания схемы (27В). Если
стрелка не установилась на отметку -70°С, то уменьшая или увеличивая сопротивление
магазина, добиваются того, чтобы стрелка стала на эту отметку.
После этого, изменяя сопротивление магазина, устанавливают стрелку указателя
термометра поочередно на каждое деление шкалы указателя, регистрируя показания
миллиамперметра и величину сопротивления магазина. При максимальных показаниях
прибора делают выдержку времени примерно 5 мин. а производят проверку прибора при
обратном ходе стрелки указателя. При этом показания миллиамперметра можно не
регистрировать, но нельзя выключать из цепей катушек логометра. По окончании
проверки прибора по данным табл. 1 строят график зависимости сопротивления
приемника от его температуры. По этому графику определяют, какой температуре
соответствует сопротивление приемника, установленного на магазине сопротивлений, для
каждого деления шкала указателя термометра. Разность между показаниями прибора и
полученным значением температуры является абсолютная погрешность термометра. Все
полученные результаты заносятся в табл. 1, строят графики требуемых зависимостей.
Таблица 1
Сопротивление
ПоказаСопротивмагазина, Ом
ния
ление
прибора,
датчика, Ом
°С
прямой обратный
ход
ход
-70
68,2
68,7
68,8
-60
70,9
71,4
71,3
-50
73,7
74,3
74,5
-40
76,7
77,9
77,6
-30
79,8
81,2
81
-20
83,3
85
84,7
-10
86,4
89
88,5
0
90,1
92,8
92,4
10
93,6
97
97,4
20
97,2
100,6
100,5
30
100,9
104,5
104,4
40
104,7
109,6
109,4
50
108,65
114,2
113,5
60
112,62
118,3
117,7
70
116,8
123,5
122,7
80
121,06
128,9
128
90
125,4
133,8
133,5
100
129,8
140
139,7
110
134,25
145,2
145,2
120
138,8
150,7
150
130
143,4
158,2
157,5
Погрешность
прибора, °С
↑ΔΘ
↓ΔΘ
0,513
0,423
0,407
0,626
0,526
0,408
0,301
0
0,363
0,7
1,07
1,872
2,554
3,026
4,015
5,181
6,029
7,858
8,972
10,288
13,417
0,616
0,339
0,543
0,469
0,451
0,336
0,243
0
0,406
0,679
1,041
1,796
2,232
2,706
3,536
4,586
5,813
7,627
8,972
9,683
12,782
78
Токи в
катушках
ОтношеВариация
логометра, ние
прибора,
mA
токов
°С
I1/I2
I1
I2
0,2
0,4
0,5
0,6
0,75
0,9
1
1,1
1,3
1,4
1,5
1,7
1,9
2
2,2
2,45
2,5
2,7
2,8
3
3,1
2,8
2,75
2,6
2,4
2,2
2,05
1,9
1,8
1,55
1,4
1,3
1,1
0,95
0,8
0,6
0,4
0,3
0,1
0,01
0,05
0
0,071
0,145
0,192
0,25
0,341
0,439
0,526
0,611
0,839
1
1,154
1,545
2
2,5
3,667
6,125
8,333
27
280
60
Сопротивление
ПоказаСопротивмагазина, Ом
ния
ление
прибора,
датчика, Ом
°С
прямой обратный
ход
ход
140
148,2
164,5
165
150
153,04
171,4
171,3
Токи в
катушках
ОтношеВариация
логометра, ние
прибора,
mA
токов
°С
I1/I2
I1
I2
Погрешность
прибора, °С
↑ΔΘ
↓ΔΘ
15,398
17,995
15,87
17,897
3,4
3,5
0
0
180
160
140
Сопротивление, Ом
120
100
80
60
Сопротивление датчика
Прямой ход
40
Обратный ход
20
0
-70
-60
-50
-40
-30
-20
-10
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
100
110
120
130
140
150
Температура, °С
Рисунок 4 – Сопротивления термометра при прямом и обратном ходе
В табл. 2 регистрируют величину сопротивления при неизмененных показаниях
прибора в различных величинах напряжения питания. Такие же опыты проводят на всех
оцифрованных оплетках шкалы указателя температуры. Полученные результаты заносят в
табл. 4 и определяют погрешности прибора при различных величинах напряжения
питания термометра. Строят графики погрешности прибора от его показаний (рисунок
5)при постоянной величине напряжения питания, делают выводы о влиянии напряжения
на показания прибора.
Таблица 2
Показания Сопротивление магазина,
Сопротивление
приборов, Ом
датчика
°С
Uном 0,7Uном 1,3Uном
-50
74,9
75
74,7
73,7
0
93,4
94,2
91,9
90,1
50
114
115,4
113,2
108,65
100
140,3 141,4
137,5
129,8
150
173
175,2
167
153,04
79
200
180
160
Сопротивление, Ом
140
120
100
80
0,7Uном
1,3Uном
60
Uном
Сопротивление датчика
40
20
0
-50
0
50
Температура, °С
100
150
Рисунок 5 – Сопротивления термометра при разных величинах напряжения питания
Лабораторная работа 4
Авиационные тахометры
Содержание
стр.
1 Теоретическая часть .................................................................................................................80
1.1 ..................................................................................................... ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ........ 80
1.2 ..... КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ МАГНИТОИНДУКЦИОННЫХ
ТАХОМЕТРОВ ............................................................................................................................81
2 Экспериментальная часть ........................................................................................................82
Список литературы ............................................................ Ошибка! Закладка не определена.
Цель работы: изучение конструкции, принципа действия современных
магнитоиндукционных авиационных тахометров; экспериментальное определение
погрешностей на контрольной тахометрической установке.
Приборы и принадлежности, материалы, оборудование: лабораторная контрольнотахометрическая установка КТУ – 1М, пульт измерения ПИ -1М, исследуемый тахометр.
1 Теоретическая часть
1.1 Общие сведения
Тахометры применяют для измерения частоты вращения вала двигателя и его
агрегатов. По величине частоты вращения можно судить о тяге двигателя.
Методы измерения частоты вращения по принципу действия чувствительного
элемента:
- центробежные, в которых чувствительный элемент реагирует на центробежную
силу, развиваемую неуравновешенными массами при вращении вала;
- магнитоиндукционные, основанные на зависимости наводимых в
металлическом теле вихревых токов от частоты вращения;
- электрические постоянного, переменного или импульсного тока, основанные на
зависимости генерируемого напряжения от частоты вращения;
80
- фотоэлектрические, основанные на модуляции светового потока.
Наиболее распространены дистанционные магнитоиндукционные тахометры, как
наиболее надѐжные и конструктивно унифицированные.
1.2 Конструкция и принцип действия магнитоиндукционных тахометров
Комплект электрического дистанционного магнитоиндукционного тахометра (см.
рисунок 1) состоит из датчика Д и указателя У, устанавливаемого на приборной доске.
Датчик представляет собой трѐхфазный синхронный генератор с возбуждением от
постоянного магнита 1, приводимого во вращение от распределительной коробки
(редуктора) авиадвигателя. Обмотка 2 датчика соединяется проводами со статорной
трѐхфазной обмоткой 3 синхронного двигателя, расположенного в указателе. Вал 6 ротора
синхронного двигателя жѐстко связан с магнитной системой измерительного узла
тахометра. Таким образом, трѐхфазный генератор и синхронный двигатель образуют
синхронную электрическую систему дистанционной передачи угловой скорости вращения
от вала авиадвигателя к измерительному узлу тахометра. Ротор синхронного двигателя
состоит из постоянного магнита 4, имеющего связь с валом 6 посредством спиральной
пружины 7, и гистерезисного диска 5, жѐстко связанного с валом. Такой
комбинированный электродвигатель может работать в синхронном режиме и запускаться
в асинхронном.
Измерительный узел магнитоиндукционного тахометра включает в себя:
- магнитную систему 8, состоящую из двух плат с впрессованными в них
постоянными магнитами;
- чувствительный элемент в виде металлического немагнитного диска 9,
расположенный в воздушном зазоре между полюсами магнитов. С осью чувствительного
элемента связаны спиральная противодействующая пружина 10, диск 11 успокоителя и
стрелка 12 прибора;
- термомагнитный шунт 13, надетый на постоянные магниты, обеспечивающий
компенсацию инструментальной температурной погрешности тахометра.
При вращении ротором синхронного двигателя магнитной системы
измерительного узла тахометра относительно диска 9 в последнем индуцируются
вихревые токи, создающие своѐ магнитное поле. В результате взаимодействия магнитного
поля вихревых токов диска с полем постоянных магнитов создаѐтся вращающий момент,
приложенный к диску, величина которого пропорциональна скорости вращения вала
авиадвигателя. В установившемся режиме этот вращающий момент уравновешивается
моментом противодействия пружины 10, и диск 9 вместе со стрелкой 12 оказывается
повѐрнутым на угол, пропорциональный угловой скорости вращения вала авиадвигателя.
Д – датчик; У – указатель; 1, 4 – постоянные магниты; 2, 3 – обмотки; 5 – гистерезисный
диск; 6 – вал; 7 – пружина; 8, 14 – магнитные системы; 9, 11 – диски; 10 –
противодействующая пружина;12 – стрелка; 13 – шунт.
Рисунок 1 – Принципиальная электрическая схема дистанционного
магнитоиндукционного тахометра
81
Для демпфирования колебаний стрелки используется успокоитель. Возникающие в
диске 11 вихревые токи при его колебаниях относительно неподвижной магнитной
системы 14 успокоителя создают необходимый демпфирующий момент. В
комбинированных тахометрах, имеющих сдвоенный указатель, успокоители отсутствуют.
Демпфирование обеспечивается силами трения в зубчатых передачах к осям стрелок.
С целью удобства эксплуатации в последнее время в практике находят широкое
применение унифицированные магнитоиндукционные тахометры с процентной шкалой.
Эти тахометры измеряют угловую скорость вращения вала силовой установки не в
абсолютных числах, а в процентах от максимальной. Шкала тахометра имеет деления от 0
до 105%. Унификация тахометров с процентной шкалой обеспечивается за счѐт единой
скорости вращения вала датчика-генератора. Так показаниям в 100% соответствует
угловая скорость вращения вала датчика-генератора в 2500 об/мин.
Тахометры с процентной шкалой имеют наименования датчиков ДТЭ-1, ДТЭ-2,
указателей – ИТЭ-1, ИТЭ-2. Рабочий диапазон шкалы обычно составляет 60-100%. Цена
деления 1%. Погрешности прибора в рабочей части шкалы при нормальных условиях не
превышают ±0,5%, в остальной части шкалы – не более ±1 %. Тахометры со шкалой,
отградуированной в об/мин, имеют наименование указателей – ТЭ. Указатель ИТЭ-2
является сдвоенным и работает совместно с двумя датчиками ДТЭ-1. Датчик ДТЭ-2
может обеспечивать работу двух параллельно включенных указателей ИТЭ-1.
2 Экспериментальная часть
Таблица 1 – Результаты определения погрешности измерений тахометра
Погрешность измерения
Частота вращения
Частота вращения
абсолютная Δn,
вала n, %max
вала n, об/мин
относительная ε, %
об/мин
20
500
–60
–12
40
1000
+60
+6
60
1500
–60
–4

n
 100% – относительная погрешность
n
Лабораторная работа 5
Магнитный компас
Цель работы: изучение конструкции, принципа действия магнитного жидкостного
компаса КИ-13, экспериментальное исследование образца компаса КИ-13.
1 Теоретическая часть
1.1 Общие сведения
Курс – угол, составленный проекцией продольной оси самолѐта на плоскость
горизонта с плоскостью меридиана. Измерение или определение курса – одна из основных
задач навигации, которую приходится решать в полѐте экипажам летательных аппаратов.
В зависимости от выбранного меридиана отсчѐта различают истинный, магнитный,
компасный и ортодромический курсы.
Истинный курс (ИК) – угол, отсчитанный от географического меридиана.
Магнитный курс (МК) – угол, отсчитанный от магнитного меридиана, т. е. от
направления, которое показывает магнитная стрелка, свободная от влияния стальных
масс.
Компасный курс (КК) – угол, отсчитанный от компасного меридиана, т. е. от
направления, которое показывает магнитная стрелка при наличии на самолѐте стальных
масс.
82
Несовпадение компасного и магнитного меридиана объясняется тем, что
магнитная стрелка компаса отклоняется от плоскости магнитно меридиана под действием
собственного магнитного поля самолѐта. Угол Δm между направлениями магнитного Nm
и компасного Nk меридианов называется магнитной девиацией компаса (см. рисунок 1).
Из-за неравномерного распределения ферромагнитных масс в толще Земли
происходит несовпадение магнитного и истинного меридианов. Угол ΔК между
географическими (истинными) NИ и магнитными Nm меридианами называется углом
склонения (склонением). Склонение считается положительным, если магнитный меридиан
находится восточнее (правее) истинного, и отрицательным, если находится западнее.
К
ИК
МК
КК
Рисунок 1 – Определение истинного, магнитного и компасного курсов самолѐта
1.2 Принцип действия и конструкция магнитного компаса КИ-13
Принцип работы компаса КИ-13 основан на взаимодействии постоянных
магнитов с постоянным магнитным полем Земли. Конструкция компаса показана на
рисунке 2. В продольном пазе корпуса 12 винтами 15 укреплѐн кронштейн 16, в котором
завальцована втулка 13, служащая подшипником для колонки 10. В колонку завальцован
подпятник 6, на который опираются керн 5 со втулкой 4 катушки 18. Колонка сбоку
закреплена винтом, ограничивающим вертикальное перемещение колонки вверх.
Шкала катушки равномерная, с ценно деления 5°, оцифровкой через 30°. Два
основных курса «Север» и «Юг» отмечены буквами, соответственно «С» и «Ю».
Втулка 4 имеет держатель 7 для магнитов 8. Оси магнитов параллельны линии С –
Ю шкалы; одноимѐнные полюсы направлены в одну сторону.
На передней части корпуса 12 параллельно вертикальной оси с внутренней
стороны нанесена курсовая нить 9, покрытая световой массой или белой краской.
83
1-зажимное кольцо; 2-компенсационная камера; 3-универсально-крепежное
кольцо; 4-втулка; 5-керн; 6-подпятник; 7-держатель; 8-магниты; 9-курсовая нить; 10колонка; 11-пружина;12-корпус; 13-втулка; 14-девиацинное устройство;15-винты; 16кронштейн; 17-крышка;18-картушка; 19-пробка;20, 21-резиновая прокладка.
Рисунок 2 – Конструкция магнитного компаса
Втулка 13, кроме прямого назначения (подшипник колонки), является опорой
торца пружины 11, упирающейся также в колонку. Пружина 11 служит для амортизации и
вынужденных вертикальных колебаний катушки, вызываемых вибрацией самолѐта.
В корпус компаса заливается лигроин марки ЛВ-2 для демпфирования колебаний
катушки и уменьшения влияния еѐ веса на трение керна о подпятник. Для компенсации
изменения объѐма жидкости при изменении температуры компас имеет компенсационную
камеру 2.
С задней стороны корпус закрывается крышкой 17. Герметичность достигается
применением резиново прокладки 21 и зажимного кольца 1. Заливочное отверстие
закрывается пробкой 19 с резиново прокладкой 20.
Для устранения полукруговой девиации снизу к корпусу компаса четырьмя
винтами крепится девиационное устройство 14. Принцип его работы основан на
взаимодействии магнитов катушки с двумя парами постоянных магнитов девиационного
устройства, вращающихся попарно в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.
Компас устанавливается на самолѐте или вертолѐте на приборной доске или в
другом свободном месте с помощью универсально-крепѐжного кольца 3. Компас
необходимо устанавливать так, чтобы плоскость, проходящая через курсовую нить в
продольную ось компаса, совпадала или была параллельна плоскости симметрии
самолѐта.
Проверяемые параметры:
внешний вид;
погрешность компаса без девиационного устройства;
угол застоя катушки;
собственная девиация компаса;
угол увлечения катушки жидкостью;
время полного успокоения.
1.3 Краткие технические данные
Инструментально-шкаловаяпогрешностькомпаса без девиационного устройства1°
Угол застоя катушки (без постукивания)
не
более 1°
Собственная девиация компаса на курсах: С, 90°, Ю, 270°
не более 2,5°
Угол увеличения катушки в диапазоне температур
+50…–60°С и угловойскорости 18°/с
не
более 35°
Время полного успокоения катушки при отклонении на 90°
в диапазоне температур +50…–60°С
не
более 17°
Допустимые крены самолѐта
до 17°
Максимальный эффект девиационного устройства
на курсах С, 90°, Ю, 270°
25…50°
Температурные условия применения компаса
+60…–60°С
Масса компаса
не
более 150 г
Габаритные размеры компаса
48х50
мм
84
2 Экспериментальная часть
2.1 Определение погрешности компаса без девиационного устройства
Инструментально-шкаловая погрешность проверяется на любых курсах через 90
на специальной установке, снабженной лимбой с ценой деления 1 и ориентированной по
магнитному меридиану при помощи эталонного компаса. На установке продольная ось
компаса должна быть горизонтальна, а курсовая нить – вертикальна. Ось вращения
картушки должна совпадать с осью вращения установки.
Для работы с прибором без девиационного устройства необходимо отвернуть
четыре винта и снять его.
Для определения погрешности компас укрепить на кронштейне, снабженном
лимбом. Вращая кронштейн, при легком простукивании установить нить в окне компаса
на делении С, дать картушки успокоиться и производить отсчет по лимбу установки.
Затем кронштейн повернуть до тех пор, пока курсовая нить не установиться на
соответствующем (через 90) курсе. После легкого постукивания совместить курсовую
нить с риской картушки и отсчитать показания по лимбу. Разность между показаниями
компаса и показаниями, отсчитанными по лимбу установки, есть погрешность компаса на
данном курсе.
Проверку погрешности производить при внешнем магнитном поле, остающемся
постоянным с момента установки лимба по магнитному меридиану места.
Погрешность компаса без девиационного устройства:
север – °;
запад – °;
юг – °;
восток – °.
2.2 Определение угла застоя картушки
Угол застоя картушки определяют на любом курсе при горизонтальном
положении продольной оси компаса и вертикальном положении курсовой нити. После
легкого постукивания по корпусу заметить показания компаса, затем постоянным
магнитом отклонить картушку на 5 вправо от установившегося положения, быстро
убрать магнит, перемещая его вдоль оси магнитов картушки, и, когда картушка
остановится, определить недоход (угол застоя) картушки до первоначального положения.
Таким образом определить застой слева.
Угол застоя катушки;
справа – °;
слева – °.
2.3 Определение собственной девиации компаса
Собственную девиацию компаса с установленным на нем девиационным
устройством найти по методам определения погрешности компаса без девиационного
устройства после приведения в нейтральное положение девиационного устройства.
Собственная девиация компаса:
север – °;
запад – °;
юг – °;
восток – °.
2.4 Определение угла увеличения картушки жидкостью
Угол увеличения картушки жидкостью определяется на специальной установке
КПА-5 при плавном вращении компаса со скоростью около 18град/с. В момент
прохождения курсовой нити через плоскость визирования отмечают угол отклонения
85
картушки от еѐ положения в той же плоскости визирования перед началом вращения
компаса. Разность между показаниями является углом увеличения.
Угол увлечения катушки – °.
2.5 Определение времени полного успокоения
Время полного успокоения картушки проверить по секундомеру. Для этого
постоянным магнитом отклонить картушку на 90 от первоначального положения, затем
магнии быстро убрать и одновременно включить секундомер и отсчитать время.
Время полного успокоения – с.
Список литературы
1. Автономные приборы для измерения курса. Методические указания по
выполнению лабораторных работ по курсу «Системы оборудования самолетов».
Составитель И.Н. Гусев. – Иркутск, 1990.-16 с.
Лабораторная работа 6
Астрокомпас
Содержание
стр.
1 Теоретическая часть .................................................................................................................86
1.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНЬЯ .................................................................................................86
1.2 КОНСТРУКЦИЯ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ АСТРОКОМПАСА АК-59П .......87
1.3 СХЕМЫ ВИЗИРНЫХ УСТРОЙСТВ ДЛЯ ПЕЛЕНГАЦИИ ЗВЕЗД, ЛУНЫ,
ПЛАНЕТ И РАССЕЯННОГО СОЛНЕЧНОГО СВЕТА ..........................................................88
Список литературы ......................................................................................................................89
Цель работы: изучение конструкции, принципа действия и работы ручного
астрокомпаса АК-59П, экспериментальное исследование образца ручного астрокомпаса.
Приборы и принадлежности: поворотный стол КПА-5, ручной астрокомпас АК59П.
1 Теоретическая часть
1.1 Общие сведения
Астрономические компасы измеряют истинный курс объекта путем пеленгации
небесных светил с учетом вращения Земли и координат места. По характеру автономности
астрокомпасы относятся к ограниченно автономным измерительным устройствам. С
помощью астрокомпасов можно измерять курсы в любых районах Земли, на любых
скоростях и высотах полета.
На практике применяют различные виды астрономических компасов, которые
классифицируют по методам измерения, по видам воспринимаемых излучений, по уровню
автоматизации процессов измерений и другим признакам.
На летательных аппаратах применяются визуальный астрокомпас типа АК-59П и
другие, позволяющие измерять истинный курс путем пеленгации Солнца в обычном и
поляризованном свете, Луны, планет и звезд.
При решении астронавигационных задач измеряются направления на известные
небесные светила. Направление на светило можно задать двумя углами. С этой целью
можно считать, что светила находятся на одинаковом расстоянии от наблюдателя и
расположены на сфере. Такая сфера называется небесной (рисунок 1).
86
а)
б)
а)основные элементы небесной сферы; б) астрономический метод измерения курса
Рисунок 1 – Небесная сфера
Совместим центр небесной сферы с местом наблюдателя. Проведем через точку О
вертикальную линию ZZ1, совпадающую с линией отвеса. Точка Z над головой
наблюдателя называется зенитом, а противоположная точка Z1 – надиром.
Горизонтальная плоскость, проведенная через центр сферы О, образует большой
круг, называемый истинным горизонтом. Прямая линия, параллельная оси вращения
Земли и проходящая через точку О, называется осью мира, а точки пересечения ее с
небесной сферой Pn и Ps – полюсами мира.
Большие круги, проходящие через полюсы мира, называются кругами склонения
или часовыми кругами. Большой круг на небесной сфере AWA1E , плоскость которого
перпендикулярна оси мира, называется небесным экватором. Большие круги небесной
сферы, проходящие через зенит и перпендикулярные плоскости истинного горизонта,
называется вертикалами. Вертикал, проходящий через точки востока Е и запада W,
называют первым вертикалом. Линия ZMZ1 – вертикал светила М (рисунок 1а).
Для определения положения светил на небесной сфере используются различные
системы координат, среди которых нашли большое распространение горизонтальная и
экваториальная системы.
Астрономический метод измерения курса основан на пеленгации небесных светил
с учетом вращения земли и перемещения летательного аппарата относительно Земли. С
помощью пеленгации определяется направление на светило и может быть построена
плоскость пеленгации. Угол между проекцией плоскости пеленгации и продольной осью
летательного аппарата называется курсовым углом светила и обозначается β. Курсовой
угол светила определяется путем пеленгации светила с помощью автоматической
следящей системы. Для того чтобы получить курс летательного аппарата необходимо
знать азимут светила А.
Истинный курс летательного аппарата (рисунок 1б) определяется по формуле:
Ψ=A–β
1.2 Конструкция и принцип действия астрокомпаса АК-59П
87
Рисунок 2 – Конструкция астрокомпаса АК-59П
Астрокомпас (рисунок 2) содержит три вида визирных устройств: визирное
устройство 15 для пеленгации Солнца, визирные системы 1, 3, 4 для пеленгации звезд,
луны и планет, поляризованное визирное устройства 5 для пеленгации Солнца в
поляризованном свете. Ось вращения плоскости пеленгации наклоняется относительно
азимутального круга 11 на географическую широту. Солнечное визирное устройство
поворачивается относительно шкалы 14 на гринвичский часовой угол с помощью
часового механизма со скоростью 360° за солнечные сутки. Начальное значение этого
угла устанавливается также по шкале 14. Солнечное визирное устройство вместе с
часовым механизмом поворачивается в карданном кольце 8 на угол долготы,
отсчитываемой по шкале 13, в результате чего полный угол поворота в экваториальной
плоскости равен часовому углу. Звездная визирная система не имеет связи с часовым
механизмом, поэтому гринвичское звездное время устанавливается вручную по шкале 16.
Склонение светила устанавливается наклоном визирного устройства относительно шкалы
16, а угол склонения отсчитывается по шкале 2. Вся система визирования может
вращаться вокруг вертикальной оси, перпендикулярной азимутальному кругу 11.
Горизонтальность этого круга регулируется по уровню 10. Поисковые движения при
пеленгации светил осуществляются вокруг вертикальной оси. Отсчѐт курса летательного
аппарата производится против индекса 9 по шкале 12. Основание компаса 11
прикрепляется винтовым зажимом 8 к корпусу летательного аппарата таким образом,
чтобы продольная ось летательного аппарата совпадала с курсовой чертой.
1.3 Схемы визирных устройств для пеленгации звезд, Луны, планет и рассеянного
солнечного света
Верхняя визирная система, основание которой 16 имеет шкалу часовых углов
светила, состоит из устройства для пеленгации: стержня 4 и линзы 1; устройства для
пеленгации точечных небесных светил, состоящего из мушки 2 и целика (рисунок 3).
88
1 – линза; 2 – прорезь мушки; 3 – риски; 4 – стержень
Рисунок 3 – Схема визирного устройства для пеленгации небесных светил
Для пеленгации небесных светил необходимо линию зрения совместить с верхней
границей мушки. Затем светило располагается в центре прорези мушки на пересечении
рисок.
Для пеленгации рассеянного солнечного света имеется поляроидная приставка.
Поляроидная приставка состоит из трех частей.
Момент пеленгации определяется положением, при котором две части анализатора
светлые, а третья часть – темная.
После установки прибора по уровням и введения на соответствующие шкалы
широт, долготы, часового угла Солнца (ночью – склонение светила по шкале 2)
производится пеленгация, то есть поворот АК-59П до момента, когда световой «зайчик»
Солнца расположится между параллельными линиями экрана нижней визирной системы
или свечения поляроида будет таким, как описано ранее.
Список литературы
1. Автономные приборы для измерения курса. Методические указания по
выполнению лабораторных работ по курсу «Системы оборудования самолетов».
Составитель И.Н. Гусев. – Иркутск, 1990.-16 с.
Лабораторная работа 7
Изучение основных свойств 3-х степенного гироскопа
Цель работы:
1) Изучить основные свойства гироскопа.
2) Изучить действие закона прецессии и продемонстрировать
на лабораторной установке.
1 Теоретическая часть
1.1 Гироскоп в карданном подвесе
Гироскоп в карданном подвесе входит в качестве важнейшей основной части в
большинство существующих гироскопических систем и приборов.
Ротор, как маховик, подвешен в двух рамках (рисунок 1), составляющих
карданный подвес. Наружная рамкаможет свободно вращаться относительно оси Y.
Внутренняя рамкасвободно вращается относительно оси X. Ось Z называется осью
собственного вращения гироскопа.
Таким образом, мы имеем систему с тремя степенями свободы, причем, все три
оси вращения (X, Y, Z) пересекаются в одной точке 0.
Если центр тяжести системы совпадает с точкой 0, то такой гироскоп называется
астатическим, поскольку на положение его ротора не будет влиять сила тяжести. Если
предположить отсутствие трения в цапфах карданного подвеса и отсутствие систем,
накладывающих момент на гироскоп при изменении его положения (коррекционных
устройств), то получим гироскоп, называемый свободным.
1.2 Видимые гироскопические явления
Пока ротор гироскопа не вращается, мы незаметим в его поведении каких-либо
явлений, отличающих его от обычного твердого тела.
Сообщим ротору астатического гироскопа быстрое вращение относительно его
оси Z. Это вращение, называемое собственным вращением ротора гироскопа,
обуславливает превращение рассматриваемого устройства в гироскоп.
Гироскоп – это вращающееся с большой угловой скоростью вокруг оси
симметрии тело вращения (ротор, одна из точек которого неподвижна).
89
Если попытаться повернуть основание системы при вращающемся гироскопе, то
мы не заметим видимого ухода оси гироскопа, хотя влияние трения в подвесе не
исключено. Таким образом, гироскоп как бы приобрел "инертность".
Аналогично, при приложении момента внешних сил к наружной рамке, мы
зафиксируем не ожидаемое вращение ее относительно своей оси, а вращение оси
гироскопа вместе с внутренней рамкой. Причем направление этого вращения внутренней
рамки зависит от направления прилагаемого момента.
Если прикладывать момент к внутренней рамке, то, наоборот, заметим поворот
наружной рамки.
Таким образом, мы наблюдаем как бы поворот вектора прилагаемого момента в
пространстве на 90°. Описанное движение гироскопа относительно осей его подвеса
называется прецессией гироскопа.
Определив направление вектора угловой скорости собственного вращения
гироскопа ивектора внешнего момента, и проследив за прецессией гироскопа под
действием этого момента, приходим к следующему выводу о направлении прецессии:
Прецессия гироскопа стремится совместить вектор угловой скорости
собственного вращения ротора с вектором внешнего момента, вызвавшего эту прецессию.
Рисунок 1 – Принципиальная схема гироскопа с тремя степенями свободы
на карданном подвесе
Таким образом, прецессия – это движение гироскопа под действием момента
внешних сил.
Введем понятие кинетического момента:
Н = Ω,
где
 – полярный момент инерции гироскопа (относительно оси собственного вращения
или полярной оси);
Ω – угловая скорость собственного вращения гироскопа.
О направлении прецессии теперь можно сказать, что вектор кинетического
момента Н стремится совместиться с вектором внешнего момента М.
90
Используя обычные приближенные уравнения, составленные на основании
принципа Даламбера и характеризующие движение оси гироскопа в малых углах αиβ
(относительно осей рамок) без учета нутационных колебаний системы, запишем:
da
d
H
 MX, H 
 MЦ
dt
dt
Эти уравнениявыражают закон прецессии гироскопа.
Введем принятое обозначение угловой скорости:
d
 С
dt
Получим:
H∙wc = My .
ВыражениеH∙wcопределяет величину, так называемого гироскопического
момента,определяющего то инертное сопротивление, которое оказывает гироскоп
действию прилагаемого внешнего момента. Возникновение гироскопического момента
объясняется наличием переносного вращения гироскопа с угловой скоростью. При этом
силы инерции создают реактивную пару, которая и образует гироскопический момент.
Величина гироскопического момента равна произведению кинетического момента Н
роторана угловую скорость прецессии wc и на синус угла между векторами Н и wc:
My = H∙wc∙Sin α ;
Направление гироскопического момента таково, что он как бы стремится
совместить по кратчайшему пути вектор кинетического момента гироскопа с вектором
угловой скорости переносного вращения (прецессии).
Таким образом, можно сделать следующее обобщение:
При прецессии имеет место одновременное вращение гироскопа вокруг полярной
и одной из экваториальных осей, поскольку существование самой прецессии должно быть
обеспечено приложением внешнего момента, способного уравновесить момент сил
инерции, возникающих при прецессии.
Одним из основных следствий из свойств гироскопа является способность
гироскопа с тремя степенями свободы сохранить направление своей оси неизменным в
пространстве. Это объясняется тем, что при достаточно большом кинетическом моменте
Ни малом моменте внешних сил М, исходя из выражения wc=M/H получим малую
скорость прецессии. Для увеличения устойчивости гироскопа стремятся создать
максимальный кинетический момент и минимальный момент, действующий в осях
подвеса гироскопа.
При прекращении действия внешнего момента, вызвавшего данную прецессию,
прецессия мгновенно прекращается, но при этом продолжается движение оси ротора
гироскопа в направлении, совпадающем с направлением вращения ротора гироскопа. Это
движение, совершаемое осью гироскопа с большой частотой и малой амплитудой,
называется нутацией гироскопа. Это движение происходит при больших оборотах
вращения ротора гироскопа.
2 Экспериментальная часть
2.1 Демонстрация основных свойств гироскопа на лабораторной установке
В качестве испытуемого гироскопа взят гироузел автопилота АП-5
(гировертикаль).
Ротор гироскопа приводится во вращение двигателем постоянного тока,
питающимся от бортовой сети с напряжением в 27 В.
Включив питание гиромотора тумблером "гиромотор", выжидают 3-5 мин.
91
а) Создавая момент относительно осей подвеса (нажимая пальцем на рамки),
следим за направлением отклонения оси гироскопа. Обратить внимание на то, что при
приложениимомента к оси внутренней рамки вращается наружная рамка и наоборот.
Обратить внимание на поведение элементов системы после прекращения действия
внешнего момента (прилагаемого нами).
б) Прикладывая моменты к системе, добиваемся, следя за уровнем, вертикального
положения оси гироскопа. Вращая корпус гироскопа относительно вертикальной оси
обратить внимание на поведение гироскопа.
в) Лишив систему одной свободы (застопорив наружную рамку), проследить за
поведением двухстепенного гироскопа, прикладывая к рамкам моменты и разворачивая
корпус гироскопа.
Список литературы
1 Изучение основных свойств гироскопа с тремя степенями свободы. Методические
указания по выполнению лабораторной работы. Составил: И.Н.Гусев
Лабораторная работа 8
Исследования авиагоризонта
Цель работы:изучить назначение, принцип действия и конструкцию приборов для
определения положения самолета относительно плоскости горизонта, выполнить
экспериментальное исследование авиагоризонта.
Приборы и принадлежности, материалы и оборудование: авиагоризонты АГК47Б, АГИ-1С, АГД-1, АГБ-2, контрольно-поворотный стол КПА-5, лабораторный стенд.
1 Теоретическая часть
1.1 Общие сведения
Положение самолета относительно плоскости горизонта углом тангажа и углом
крена. Угол тангажа – угол между продольной осью самолета и плоскостью горизонта,
отсчитываемый в вертикальной плоскости. Угол крена – угол поворота самолета вокруг
его продольной оси, отсчитываемый от вертикальной плоскости, проходящей через
продольную ось самолета.
Положение самолета относительно плоскости горизонта можно определить, если
на самолете знать направление истинной вертикали (направление линии, проходящей
через центр Земли и самолет) и замерять отклонение самолета от этого направления. На
земле отклонение от вертикали определяется отвесом (физическим маятником). На
движущемся самолете маятник отклоняется от истинной вертикали под действием
ускорения и показывает кажущуюся вертикаль.
Для определения вертикального направления на самолете используется
свободный гироскоп (идеальный трехстепенной гироскоп, у которого центр масс
совпадает с точкой пересечения осей, и на который не действуют никакие силы, в том
числе силы трения), стремящийся сохранить положение своей главной оси (оси
собственного вращения) неизменным в пространстве.
Ось собственного вращения располагается вертикально, внешняя ось карданного
подвеса совпадает с поперечной осью самолета, а внутренняя направлена вдоль
продольной оси самолета. При эволюциях самолета угол крена определяется как угол
поворота наружной рамки карданного подвеса относительно оси вращения внутренней
рамки, а угол тангажа как угол поворота корпуса прибора относительно оси вращения
наружной рамки.
По ряду причин (небаланс, наличие сил трения, вращение Земли, движение
самолета по круговой траектории и др.) ось собственного вращения гироскопа,
установленная в начальный момент вертикально, «уходит» от этого положения. Поэтому
92
трехстепенной гироскоп может быть использован для запоминания пространственного
положения вертикали места только на короткое время. Маятник может быть использован
только при полете без ускорения, а свободный трехстепенной гироскоп может выдержать
заданное пространственное положение вне зависимости от действующих ускорений
только непродолжительное время. Эти два устройства соединяют вместе, используя
положительные действия каждого. Устройство, с помощью которого маятник действует
на гироскоп, называется системой маятниковой коррекции. Гироскоп с такой коррекцией
называют гипервертикалью. Гипервертикаль, визуально показывающая положение
самолета относительно земного горизонта, называется авиагоризонтом.
В зависимости от назначения конструкции авиагоризонтов могут быть
различными.
Примеры авиационных горизонтов: АГБ-2, АГИ-1С, АГД-1, АГБ-3, АГК-47Б,
АГТ-144.
1.2 Конструкция и принцип действия некоторых авиагоризонтов.
1.2.1 Авиагоризонт АГИ-1С
Авиагоризонт АГИ-1С предназначен для определения положения самолета в
пространстве относительно линии истинного горизонта, имеет встроенный прибор –
указатель скольжения. Устанавливают авиагоризонт на транспортных самолетах
гражданской авиации.
Собственная ось вращения гироскопа по сигналам от электролитического
маятника с помощью коррекционных двигателей устанавливается и удерживается в
вертикальном положении.
Особенностью АГИ-1С является способность работать в неограниченном
диапазоне углов по крену и тангажу. Это возможно благодаря применению в приборе
дополнительной следящей рамы, ось которой совпадает с продольной осью самолета, а
сама рама может поворачиваться относительно самолета двигателем.
При совершении самолетом эволюции по тангажу самолет обкатывается вокруг
внешней рамы карданного подвеса и имеет поэтому диапазон работы 360°.
Индикация положения самолета относительно плоскости горизонта в АГИ-1С
осуществляется по силуэту самолета, укрепленного на корпусе прибора, и сферической
шкале, связанной с осью внутренней рамы карданного подвеса гироскопа.
1.2.2 Авиагоризонт АГБ-3/АГБ-3К
Основное назначение авиагоризонта АГБ-3 – обеспечить экипаж легко
воспринимаемой крупномасштабной индикацией положения самолета и ли вертолета по
углам крена и тангажа относительно плоскости истинного горизонта. Кроме того,
авиагоризонт позволяет выдавать электрические сигналы, пропорциональные углам крена
и тангажа, внешним потребителям, имеющимся на самолете и вертолете (автопилот,
курсовая система и т. д.).
Авиагоризонт АГБ-3К – модификация авиагоризонта АГБ-3, отличается лишь
наличием встроенной арматуры красного подсвета для освещения лицевой части прибора
и окраской элементов индикации.
Время готовности прибора к работе в авиагоризонте сокращают механическим
арретиром. Если самолет находится в горизонтальном положении, то арретир
устанавливает рамки гироскопа в исходное положение, при котором главная ось
гироскопа совпадает с вертикалью. Арретир в АГБ-3 нажимного типа, то есть для его
срабатывания необходимо нажать кнопку.
Для обеспечения потребителей сигналами отклонения самолета по крену и
тангажу на оси внешней и внутренней рам карданного подвеса установлены сельсиндатчики.
1.2.3 Авиагоризонт АГК-47Б
Авиагоризонт комбинированный, так как в одном корпусе три прибора:
авиагоризонт, указатель поворота и указатель скольжения. Назначение авиагоризонта –
93
обеспечение экипажа информацией о положении самолета относительно плоскости
горизонта. Указатель поворота служит для определения направления разворота самолета,
а указатель скольжения измеряет скольжение.
Электрическая схема авиагоризонта АГК-47Б изображена на рисунке 1.
36 В 400 Гц
ЭМ
L
ГА
L
1 – гиромотор авиагоризонта (ГА); 2 – гиромотор указателя поворота (ГУП);
3, 4 – соленоиды; 5 – электролитический маятник.
Рисунок 1 – Электрическая схема авиагоризонта АГК-47Б
Собственная ось вращения гироскопа 1 приводится в вертикальное положение с
помощью маятниковой системы коррекции, куда входят электрический маятник 5 и два
соленоида 3 и 4. Соленоид 3 располагается перпендикулярно внешней оси у карданного
подвеса на внутренней раме. Каждый из соленоидов имеет по две обмотки, создающих
при прохождении по ним токов магнитные поля противоположного направления. В
соленоидах имеются металлические сердечники, которые имеют возможность
перемещаться внутри соленоидов. Если собственная ось вращения гироскопа совпадает с
направлением местной вертикали, то с электрического маятника на обмотки соленоидов
поступают одинаковые сигналы и сердечники, находясь в среднем положении, не создают
моментов вокруг осей карданного подвеса. При отклонении от главной оси гироскопа от
вертикального направления токи, протекающие по обмоткам соленоидов, будут не равны
вследствие неодинаковых сопротивлений между контактами электролитического
маятника. Это приведет к перемещению сердечников в соленоидах, и за счет их веса
вокруг осей карданного подвеса возникнут моменты, которые возвратят ось собственного
вращения гироскопа к вертикальному положению.
Конструкция электролитического маятника показана на рисунке 2.
1 – электролит; 2 – воздушный пузырек; 3 – медная чаша; 4 – контакты (4 шт.).
Рисунок 2 – Электролитический маятник
94
Если маятник расположен горизонтально, то все четыре контакта равномерно
перекрываются жидкостью и электрическое сопротивление участков между ними и
чашей одинаково.
Если же чаша наклонится, то пузырек воздуха занимая верхнее положение в чаше,
оголит один из контактов и тем самым изменит электрическое сопротивление участка,
которое при малых углах (до 30°) пропорционально углу наклона чаши.
Внешняя ось карданного подвеса авиагоризонта строго параллельна поперечной
оси самолета, поэтому индикация осуществляется по круговой шкале, связанной с
внешней рамой карданного подвеса, и линии горизонта, связанной с корпусом прибора
(рисунок 3). При пикировании или кабрировании линия горизонта перемещается
относительно неподвижной шкалы – пилоту картина представляется обратной: силуэт
самолета 1 вместе со шкалой опускается или поднимается относительно линии горизонта
2.
Чтобы индикация крена была естественной, то есть силуэт самолета имитировал
крен относительно плоскости горизонта применена пара шестерен с передаточным
отношением 1:1.
Шкала тангажа 4 имеет оцифровку через 20°, а шкала крена 3 имеет разметку
через 15°.
В авиагоризонте имеется механический арретир фиксированного типа, то есть
если АГБ-3 и АГД-1 арретир работает только тогда, когда нажата кнопка, то в АКГ-47Б
имеется возможность, выдвинув шток арретира 7 к себе, зафиксировать его в этом
положении. При арретированном приборе на лицевой панели прибора появляется красный
флажок 6 с надписью «Арретир». Когда прибор заарретирован, ось собственного
вращения гироскопа совпадает с вертикальной осью самолета, оси вращения рамок
совпадают: наружная с поперечной, а внутренняя – с продольной осями самолета. С
помощью кремальеры 9 можно в некоторых пределах изменять положение линии
искусственного горизонта относительно корпуса прибора, что иногда целесообразно
делать для удобства выдерживания траектории полета по тангажу при длительном
негоризонтальном полете.
На лицевую панель вынесена также информация об угле скольжения 8 и угловой
скорости поворота 5.
АРРЕТИР
2
2
1 – силуэт самолета; 2 – линия горизонта; 3 – шкала кренов; 4 – шкала тангажа; 5 – индекс
указателя самолета;
6 – флажок; 7 – шток арретира; 8 – указатель скольжения; 9 – кремальера.
Рисунок 3 – Лицевая панель авиагоризонта
1.2 Описание лабораторной установки
Контрольно-измерительные приборы и органы управления смонтированы на
специальном стенде, а гироскоп устанавливается на контрольно-поворотном столе типа
КПА-5. Принципиальная электрическая схема установки для исследования авиагоризонта
изображена на рисунке 4. Питание стенда осуществляется от сети постоянного тока с
напряжением 27 В. Контроль напряжения осуществляется по вольтметру PV1. Для
95
питания гироскопа переменным током с напряжением 36 В и частотой 400 Гц служит
электромашинный преобразователь ПАГ-1, включаемый выключателем SA1.
Потребляемые гироскопом токи определяются с помощью амперметров PA1 и PA2. Время
выхода на режим контролируется секундомером P1.
2 Экспериментальная часть
Таблица 1 – Результаты измерений и расчетов точности индикации углов крена и тангажа
Угол крена
Угол тангажа
Задаваем Показани
Задаваем Показани
Абс.
Отн.
Абс.
Отн.
ые
я
ые
я
погрешпогрешпогрешпогрешзначения, прибора,
значения, прибора,
ность, °
ность
ность, °
ность
°
°
°
°
Лабораторная работа 9
Гироиндукционный компас
Содержание
стр.
1 Теоретическая часть .................................................................................................................96
1.1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ................................................................................................96
1.2 ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ...........................................................................................97
2 Экспериментальная часть ......................................................................................................102
Список литературы ............................................................ Ошибка! Закладка не определена.
Цель работы: изучение принципа действия, конструкции и основных технических
данных компаса; проверка работоспособности компаса, определение и устранение
погрешностей согласно заданию.
Приборы и принадлежности, материалы и оборудование: лабораторная установка
для исследования гироиндукционного компаса ГИК-1, которая состоит из стенда и
поворотного КПА-5.
1 Теоретическая часть
1.1 Общие сведения
Гироиндукционный компас ГИК-1 предназначен для использования в качестве
курсового прибора на самолетах различного типа и назначения.
В зависимости от того, какой указатель применяется в комплекте компаса,
последний служит для указания:
истинного курса и угла разворота;
магнитного курса и угла разворота;
магнитного курса, угла разворота при совместной работе ГИК-1 с
автоматическим радиокомпасом типа АРК-5;
магнитного пеленга и курсовых углов радиостанции, необходимых для
выполнения расчѐта и захода на посадку по системе ОСП.
ГИК-1 включает в себя следующие элементы:
индукционный датчик ИД;
гироагрегат Г-3м;
коррекционный механизм КМ;
усилитель У-6м 2-й серии;
указатель штурмана УШ-2;
указатель УК-4;
соединительная коробка СК-19;
96
-
кнопка согласования 5-КС.
1.2 Принцип действия
В основу работы ГИК-1 положено свойство инерции свободного гироскопа и
свойство чувствительного элемента индукционного датчика изменять по определѐнному
закону выдаваемые им электрические сигналы в зависимости от изменения положения
датчика в магнитном поле земли.
Гироскопический агрегат в схеме компаса является гироскопическим датчиком
курса. При развороте самолета относительно вертикальной оси, ось ротора гироскопа,
расположенная горизонтально, стремится сохранить своѐ направление в азимуте. Корпус
гироскопического агрегата, жестко связанного с самолетом, повернѐтся относительно оси
гироскопа на угол разворота самолета. Поворот корпуса гироагрегата преобразуется с
помощью дистанционной потенциометрической передачи в поворот стрелки указателя и
по шкале указателя определяется величина угла разворота самолета.
Для устранения погрешностей в определении курса, вызываемой уходом
гироскопа, в системе компаса предусмотрено введение поправки по магнитному курсу.
Эта поправка (азимутальная коррекция) поступает от индукционного датчика через
коррекционный механизм в гироагрегат и автоматически вводится в курсовой сигнал.
Таким образом, в результате коррекции гироскопический курс, выдаваемый
гироагрегатом, одновременно является и магнитным.
Такой гироскопический курс, корректируемый по магнитному, называют
гиромагнитным.
На разворотах самолета азимутальная коррекция отключается с помощью
сигналов, поступающих от выключателя коррекции в гироагрегат, поэтому исключается
возможность внесения в показания указателей погрешности, вызываемой
негоризонтальным положением чувствительного элемента индукционного датчика при
разворотах самолета.
Выключатель коррекции отключает на разворотах также и коррекцию
горизонтального положения оси ротора гироскопа. Что необходимо для уменьшения
виражных и послевиражных погрешностей.
ГИК-1 имеет три основных следящие системы, связанные между собой:
индукционный датчик и корректирующий механизм;
коррекционный механизм и гироагрегат;
гироагрегат и указатель (УГР-1 или УШ-2).
Каждая из указанных систем имеет свой канал усиления и привод, состоящий из
двигателя и редуктора. Все три канала усиления объединены в одном усилителе.
Указатели УК-3, УГР-1, УК-4 – логометрического типа.
В указателе УГР-1, кроме системы, показывающей гиромагнитный курс, имеется
показывающая система радиокомпаса, связанная дистанционно сельсиновой передачей с
рамкой радиокомпаса типа АРК-5.
Рассмотрим принцип работы индукционного датчика. Магнитное поле Земли
создает в пермаллоевых стержнях чувствительного элемента индукционного датчика
магнитный поток. Величина этого потока зависит от положения стержней по отношению
к вектору магнитного поля Земли. Постоянный магнитный поток в стержнях путем
изменения магнитной проницаемости пермаллоя преобразуется в переменный
пульсирующий, в результате чего по закону электромагнитной индукции в обмотке,
намотанной поверх стержней, возникает ЭДС. Величина ЭДС определяется положением
стержней относительно магнитного поля Земли.
Магнитный зонд (рисунок 1), являющийся основой чувствительного элемента
индукционного датчика, состоит из двух стержней 1 из молибденового пермаллоя,
расположенных параллельно друг другу. На стержни навиты две обмотки:
намагничивающая 2 и сигнальная 3.
97
1 – пермаллоевые волокна; 2 – намагниченная обмотка; 3 – сигнальная обмотка.
Рисунок 1 – Магнитный зонд
Намагничивающая обмотка навита на стержень в отдельности и соединена
последовательно. Сигнальная обмотка охватывает оба стержня. Если зонд с горизонтально
расположенными стержнями поместить в магнитное поле земли с напряженностью НЗ, то
в стержнях произойдет концентрация поля и возникнет постоянный магнитный поток ФЗ,
пропорциональный магнитной проницаемости материала стержней. Переменный ток
частотой f, пропускаемый по намагничивающей обмотке 2, периодически намагничивает
стержни и изменяет их магнитную проницаемость. При максимальных значениях
намагничивающего тока происходит насыщение стержней, резко уменьшается их
магнитная проницаемость и в соответствии с этим уменьшается в стержнях магнитный
поток ФЗ.
При уменьшении намагничивающего тока и прохождении его через нулевые
значения магнитная проницаемость стержней увеличивается и достигает максимального
значения. При этом магнитный поток ФЗ становится максимальным. Таким образом, если
намагничивающий ток изменяется с частотой f, магнитный поток ФЗ в стержнях будет
изменятся с двойной частотой 2f и будет наводить в сигнальной обмотке ЭДС, равную Е, с
частотой 2f.
Величина ЭДС зависит от угла Ψ между направлением продольных осей стержней
зонда и направлением горизонтальной составляющей магнитного поля Земли Н3.
В общем случае ЭДС определяется по формуле:
e = E·cosΨ,
Е – амплитудное значение ЭДС.
Намагничивающая обмотка 2 соединена так чтобы при питании ее переменным
током в стержнях создавались магнитные потоки Ф, направленные встречно. Эти обмотки
взаимно компенсируются и не наводят ЭДС в сигнальной обмотке. Намагничивающая
обмотка в зонде необходима только для преобразования постоянного поля Земли в
стержнях в пульсирующее поле, таким образом в сигнальной обмотке магнитного зонда
наводится ЭДС только пульсирующего магнитного поля Земли.
При одном и том же положении стержней относительно направления поля Земли
величина ЭДС зависит также от степени модуляции магнитной проницаемости. Поэтому
для повышения величины ЭДС применяется в качестве материала для стержней
молибденовый пермаллой, который имеет очень высокую магнитную проницаемость при
ненасыщенном состоянии, насыщается в слабых полях и имеет при насыщении
относительно малую проницаемость.
В чувствительном элементе 3 (рисунок 2) индукционного датчика имеются три
зонда, закрепленные на платформе в одной плоскости по сторонам равностороннего
треугольника. Намагничивающие обмотки всех зондов соединены последовательно и
питаются от источника переменного тока напряжением 1,7 В.
где
98
1 – статор сельсина; 2 – ротор сельсина; 3 – чувствительный элемент; 4 – усилитель; 5 –
электродвигатель
Рисунок 2 – Индукционный датчик
Сигнальные обмотки соединены треугольником и связаны тремя проводами со
статорными обмотками плоского сельсина 1, расположенного в коррекционном
механизме. Обмотка статора сельсина – трехфазная, соединена звездой. Обмотка ротора 2
сельсина – однофазная.
ЭДС е, возникающая в сигнальных обмотках магнитных зондов чувствительного
элемента, вызывает в цепи соответствующие токи, которые, проходя по обмоткам статора
сельсина, возбуждают в нем магнитный поток Фс.
Направление результирующего вектора магнитного потока в сельсине
определяется соотношением величин потоков в статорных обмотках (относительно
магнитного меридиана). Поток Фс статора индуктирует в обмотке 2 ротора ЭДС.
Напряжение с ротора подается на вход первого канала усилителя 4 и далее в
управляющую обмотку двигателя 5, который через редуктор вращает ротор сельсина до
тех пор, пока ось полюсов ротора не станет перпендикулярна направлению потока статора
и напряжение в обмотке ротора не будет равно 0.
При повороте датчика в горизонтальной плоскости относительно магнитного
меридиана изменяется распределение токов в обмотках статора сельсина и двигатель 5
поворачивает ротор сельсина на тот же угол, следуя поворотам датчика.
Для ознакомления с принципом действия всей системы компаса рассмотрим
сначала работу дистанционных потенциометрических передач: «гироагрегат – указатель»
и «гироагрегат – коррекционный механизм».
Курсовой сигнал в виде напряжения постоянного тока с потенциометра
гироагрегата передается по трехпроводной электрической цепи на потенциометры
указателя (УШ-2 или УГР-1) и коррекционного механизма.
Согласованное положение дистанционных потенциометрических систем (рисунок
3) определяется отсутствием напряжения на токоотводах потенциометров указателя и
коррекционного механизма.
Напряжение на токоотводах потенциометров, равное нулю, может быть только при
определенном положении щеток относительно токоотводов (рисунок 3). При изменении
этого положения на токоотводах потенциометров появляется разность потенциалов.
Напряжение постоянного тока, усиленное и преобразованное усилителем, подается на
управляемую обмотку двигателя. Двигатель, вращая щетки или потенциометр, устраняет
рассогласования в системе.
Гироскоп гироагрегата не имеет азимутальной коррекции. Горизонтальная ось
гироскопа может занимать произвольное положение по отношению к магнитному
меридиану. Потенциометр, связанный с вертикальной осью гироскопа, также не имеет
определенной ориентации. Выдача сигналов гиромагнитного курса с потенциометра
гироагрегата осуществляется благодаря тому, что относительное положение
99
потенциометра и щеток в гироагрегате автоматически согласуется с положением щеток и
потенциометра коррекционного механизма. Коррекция курса с помощью индукционного
датчика осуществляется следующим образом.
Угловое положение ротора сельсина и оси в коррекционном механизме
определяется положением индукционного датчика относительно магнитного меридиана.
Следовательно, положение щеток и ток на потенциометре КМ, механически связанных с
осью, также будет определяться положением ИД в азимуте. При рассогласовании системы
потенциометр гироагрегата – потенциометр КМ, механически связанных с осью, также
будет определяться положением ИД в азимуте. При рассогласовании системы
потенциометр гироагрегата – потенциометр КМ на токоотводах потенциометра КМ
возникает разность потенциалов. Напряжение с токоотводов подается на вход 2 канала
усилителя. Усиленное и преобразованное напряжение с выхода 2 канала поступает на
двигатель гироагрегата, который через редуктор вращает щетки потенциометра, приводя
их в согласованное положение со щетками потенциометра коррекционного механизма.
Если вывести дистанционные следящие системы из согласованного положения путем
разворота гироагрегата относительно его вертикальной оси на угол α, при развороте
корпус агрегата будет перемещаться относительно оси гироскопа, которая сохраняет свое
положение в пространстве неизменным. Щетки потенциометра, перемещаясь вместе с
корпусом гироагрегата, повернутся на угол α относительно потенциометра. И потенциал
на щетках изменится.
Изменение потенциала на щетках потенциометра гироагрегата вызовет изменение
потенциала по окружности потенциометра указателя, и на токоотводах потенциометра
появится напряжение.
С токоотводов потенциометра указателя напряжение, усиленное и преобразованное
усилителем, поступит на управляющую обмотку двигателя. Двигатель через редуктор
будет вращать потенциометр указателя, приводя его в согласованное положение с
потенциометром гироагрегата. Вместе с потенциометром повернется и шкала указателя.
Показания указателя изменятся на величину угла разворота гироагрегата. Отработка
системы в согласованное положение в указателе производится со скоростью 15-20 град/с.
При такой скорости согласования указатель во время разворота самолета с достаточной
точностью показывает угол разворота. Разворот гироагрегата вызывает также изменение
потенциала на потенциометре коррекционного механизма.
При развороте индукционного датчика на угол α относительно магнитного
меридиана произойдет изменение ЭДС в сигнальных обмотках чувствительного элемента.
Изменение ЭДС вызовет изменение токов в обмотках статора сельсина.
Результирующий вектор магнитного потока в статоре повернется на угол α и в
обмотке ротора сельсина возникнет напряжение. Напряжение ротора подается на вход
усилителя. Усиленное и преобразованное напряжение с усилителя поступает на
управляющую обмотку двигателя коррекционного механизма. Двигатель через редуктор
будет вращать ось КМ, отрабатывая ротор сельсина в согласованное положение. Угол
поворота оси и ротора будет равен углу поворота индукционного датчика в азимуте.
Щетки потенциометра коррекционного механизма, связанные механически с осью, также
повернуться на угол α.
Следовательно, после разворота гироагрегата и индукционного датчика на
одинаковый угол система потенциометр гироагрегата – потенциометр КМ останется в
согласованном положении.
В прямолинейном горизонтальном полете дистанционные следящие системы
компаса могут рассогласовываться из-за прецессии гироскопа и нарушения
горизонтального положения чувствительного элемента датчика под воздействием какихлибо ускорений.
При уходе гироскопа в азимуте потенциометр гироагрегата, вращаясь вместе с
вертикальной осью гироскопа, будет изменять свое положение относительно щеток. На
100
токоотводах потенциометра коррекционного механизма появится сигнал рассогласования
и двигатель гироагрегата будет вращать щетки, устраняя рассогласование в системе.
Так как скорость поворота щеток потенциометра гироагрегата отрабатывающим
двигателем значительно больше, чем скорость вращения потенциометра от прецессии
гироскопа, то погрешность, вызванная прецессией, будет иметь небольшую величину,
определяемую в основном чувствительностью усилителя 0,25–0,5°. Ускорения,
возникающие в полете, воздействуя на подвижную маятниковую систему индукционного
датчика, вносят погрешность в показания указателей, которые при прекращении действия
ускорений автоматически будут устраняться.
Во время разворота выключатель коррекции ВК-53 РБ отключает с помощью реле,
установленного в гироагрегате, питание управляющей обмотки двигателя. Тем самым
устраняется возможность отработки щеток потенциометра гироагрегата в согласованное
положение с потенциометром коррекционного механизма, который выдает неправильные
показания из-за негоризонтального положения чувствительного элемента индукционного
датчика при разворотах.
При продольном и поперечном крене самолета в показаниях компаса может
возникнуть погрешность, называемая карданной. Эта погрешность вызывается
особенностями кинематики карданного подвеса гироскопа.
Перед включением питания компаса ГИК-1 может иметь место рассогласование
между:
положением индукционного датчика и положением щеток коррекционного
механизма;
положением щеток потенциометра коррекционного механизма и
положением щеток потенциометра указателя;
положением щеток потенциометра гироагрегата и положением щеток
указателя.
После включения питания и разогрева ламп усилителя через 15–20 с. происходит
согласование следящих систем, связывающих индукционный датчик с коррекционным
механизмом и гироагрегат с указателем. Однако показания указателя могут длительное
время не соответствовать положению индукционного датчика относительно магнитного
меридиана, так как нормальная скорость согласования следящей системы, связывающей
коррекционный механизм с агрегатом, находится в пределах 1,5–4,5 °/мин.
Для быстрого согласования после запуска, а также после выполнения самолетом
фигур в системе компаса имеется кнопка быстрого согласования. При нажатии кнопки
происходит срабатывание электромагнита в гироагрегате. Якорь электромагнита связан с
фрикционом, при помощи которого изменяется передаточное число редуктора и скорость
согласования увеличивается до 8,5–15 °/с. Такая скорость обеспечивает согласование
показаний указателя с положением индукционного датчика в течение не более 20 с.
Для обеспечения горизонтального положения оси ротора гироскопа применена
силовая коррекция с помощью мотора-корректора.
Чувствительным элементом системы коррекции горизонтальности оси ротора
является жидкостный переключатель (рисунок 4) , расположенный на внутренней рамке
гироскопа.
Исполнительным механизмом системы служит мотор-корректор, представляющий
собой двухфазный многополосный асинхронный реверсивный мотор, работающий в
автономном режиме. Ротор мотора закреплен на внешней раме гироскопа. На роторе
уложены три обмотки, одна возбуждения 3 и две управляющие 2. Управляющие обмотки
уложены в одних и тех же пазах, но имеют противоположное направление намотки.
Статор мотора-корректора укреплен на крышке гироагрегата. Он представляет собой
пакет пластин из стали, залитых алюминиевым сплавом, образующим коротко-замкнутую
обмотку. Жидкостный переключатель имеет три контакта, впаянные в герметичную
стеклянную трубку, заполненную токопроводящей жидкостью.
101
Находящийся в трубке пузырек воздуха перемещается относительно крайних
контактов 4 и 5 в зависимости от наклона жидкостного переключателя и соответственно
меняет проводимости между контактами. К среднему контакту 6 подведена фаза
переменного тока. Крайние контакты подключены к концам управляющих обмоток
мотора-корректора.
Когда ось ротора гироскопа расположена горизонтально, жидкостный
переключатель, укрепленный на корпусе гирометра, также горизонтален и пузырек
воздуха занимает в трубке среднее положение, изолируя от жидкости оба крайних
контакта. Ток по управляющим обмоткам мотор-корректора проходить не будет. Если ось
ротора гироскопа вместе с внутренней рамой отклонится от горизонтального положения,
жидкостный переключатель также выйдет из горизонтального положения, и пузырек
воздуха в нем сместится. Один из крайних контактов переключателя покроется
жидкостью, а другой останется в пространстве пузырька воздуха. По управляющей
обмотке мотора-корректора, соединенной с контактом, изолированным от жидкости
пузырьком воздуха, тока не будет.
В результате взаимодействия магнитных полей, создаваемых в обмотках моторкорректора, появится момент на оси внешней карданной рамы гироскопа и жидкостный
переключатель будет находиться в горизонтальной плоскости, действие коррекционного
момента прекратиться.
2 Экспериментальная часть
Таблица 1 – Результаты измерений угла курса, °
Угол поворота
Угол поворота по
Угол поворота по
по шкале оси
Погрешность
шкале указателя Погрешность
шкале лимба
указателя
(повторный)
0
0
0
358
2
30
24
-6
24
-6
60
50
-10
49
-11
90
78
-12
78
-12
120
104
-16
104
-16
150
131
-19
130
-20
180
159
-21
159
-21
210
184
-26
183
-27
240
211
-29
211
-29
270
241
-29
239
-31
300
266
-34
266
-34
330
294
-36
292
-38
5.4 Краткое описание практических занятий
Практические занятия не предусмотрены учебным планом по данной дисциплине
5.5 Краткое описание видов самостоятельной работы
5.5.1 Общий перечень видов самостоятельной работы
1. подготовка к лабораторным занятиям ;
2. проработка отдельных разделов теоретического курса;
3. оформление отчетов по лабораторным работам;
4. подготовка к сдаче и защите отчетов;
5. подготовка к зачету.
5.5.2 Методические рекомендации по выполнению каждого вида
самостоятельной работы
Для подготовки к лабораторной работе студент должен проработать конспект
102
лекций по соответствующей теме и соответствующий раздел специальной литературы (см
раздел 8).
Проработка отдельных разделов теоретического курса ведется с использованием
основной и дополнительной литературы в соответствии с заданием выданным
преподавателем.
Оформление отчетов по лабораторным работам.
По каждой работе каждым студентом оформляется отдельный отчет.
Отчеты по лабораторным работам оформляются в соответствии с требованиями
методических указаний по выполнению каждой лабораторной работы и требованиями
стандарта СТ0 ИрГТУ 005-2009.
Отчет защищается преподавателю, ведущему лабораторные работы.
Подготовка к защите отчета проводится по контрольным вопросам. приведенным в
методических указаниях к каждой лабораторной работе.
Подготовка к экзамену включает в себя проработку конспекта лекций и специальной
литературы в соответствии со списком экзаменационных вопросов (см. раздел 7.3).
5.5.3 Описание курсового проекта (курсовой работы)
Курсовой проект не предусмотрен учебным планом по данной дисциплине
6 Применяемые образовательные технологии
При реализации данной программы применяются инновационные технологии
обучения, активные и интерактивные формы проведения занятий, указанные в таблице 2.
Таблица 2 - Применяемые образовательные технологии
Технологии
Групповая дискуссия
Разбор конкретных ситуаций
Виды занятий
Лекции Лаб.
раб.
4
4
3
Практ./
Сем. зан.
СРС
Курсовой
проект
7 Методы и технологии контроля уровня подготовки по дисциплине
7.1 Виды контрольных мероприятий, применяемых контрольноизмерительных технологий и средств.
- входное тестирование;
- промежуточное тестирование;
- зачѐт в виде устного опроса;
7.2 Критерии оценки уровня освоения учебной программы (рейтинг).
Каждая лабораторная работа -10 баллов
Промежуточное тестирование - 30 баллов
Зачет -20 баллов
7.3
Контрольно-измерительные материалы и другие оценочные средства для
итоговой аттестации по дисциплине.
Вопросы.
1.Приборы и измерительные системы ЛА назначение и основные функции.
103
2.Сигналы, подлежащие измерению на борту ЛА.
3.Классификация измерительных устройств.
4.Процесс измерения как последовательное преобразование информации измерительными
преобразователями.
5.Информационно-измерительные комплексы ЛА, современное состояние, тенденции
развития, основные технические требования.
6.Функция связи измерительного преобразователя (ИП), математическая модель,
чувствительность.
7.Составление структурной схемы измерительного канала (ИК).
8.Получение статической характеристики ИК аналитически, графически, с помощью
расчетов.
9.Синтез параметров ИП с целью получения требуемой статической характеристики.
10.Способы подбора параметров: аналитический, графический, с помощью ЭВМ.11.
Предельно достижимая точность ИП.
11.Принципы построения и элементная база структур с радиальным каналом (стандарт
ARING - 429).
12.Принципы построения и элементная база структур с мультиплексным каналом
(стандарт MIL-STD - 1553B).
13.Обзор технических достижений в области локальных вычислительных сетей и прогноз
их распространения в авиационных комплексах.
14.Назначение и функции топливо-измерительных комплексов.
15.Состав и структурная схема топливо- измерительного комплекса.
16.Канал измерения расхода.
17.Тахометрические расходомеры. Математическая модель. Особенности конструкции.
Анализ погрешностей.
18.Тахометрические расходомеры с температурной коррекцией плотности. Примеры
схемной реализации.
19.Турбосиловые расходомеры с приводом от потока и с внешним приводом,
математические модели.
20.Способы получения интегрального расхода, анализ погрешностей канала измерения
расхода.
21.Канал измерения запаса топлива. Назначение средств измерения количества топлива.
21.Канал измерения запаса топлива. Назначение средств измерения количества топлива.
23.Канал центровки. Назначение, принцип действия и структура систем управлением
положением центра масс ЛА. Особенности реализации.
24.Назначение и функции комплексов контроля силовой установки, состав и структурная
схема измерения параметров, точностные требования к ним.
24.Канал измерения давления. Датчики давления, их разновидности. Упругие
чувствительные элементы (УЧЭ). Разновидности УЧЭ применяемые в авиации.
25. Полупроводниковые датчики. Математические модели типовых чувствительных
элементов в статике, динамике, источники погрешностей.
26.Метрологические характеристики, вторичные преобразователи, сопряжение с каналом
связи.
27.Канал измерения температуры. Общие сведения о шкале температур. Классификация
термометров по принципу действия, нашедших применение в авиаприборостроении.
28.Термобиметаллические преобразователи. Особенности
конструкции. Анализ
источников статических погрешностей. Математическая модель преобразователя.
Иллюстрация примерами.
29.Термоэлектрические
термометры.
Принцип
действия
термопары. Область
применения. Основные
разновидности
термометров, применяемых в
авиации.
Электрические схемы. Особенности конструкции датчика, указателя, сопряжение с
каналом связи. Иллюстрация аддитивной и мультипликативной погрешностей и методы
104
их компенсации.
30.Терморезистивные преобразователи. Принцип действия. Основные разновидности
терморезисторов, применяемые в авиации. Математические модели в статике и
динамике. Особенности конструкции датчика.
31.Канал измерения угловой скорости. Приборы и датчики угловой скорости. Назначение
принцип действия измерителей угловой скорости.
32.Индукционные тахометры. Получение математической модели. Анализ погрешностей.
Особенности конструкции.
33.Цифровой тахометр, его достоинства и недостатки, сопоставление статических и
динамических погрешностей с индукционным. Методы повышения точности и
быстродействия.
34. Примеры современной реализации тахометров, сопряжение с каналом связи.
35.Структурная схема электронной системы управления двигателем (ЭСУД).
Особенности реализации.
36.Канал измерения вибрации авиадвигателя. Индукционные и пьезодатчики вибрации,
их математические модели. Структурная схема аппаратуры контроля вибрации.
37.Назначение и функции пилотажно-навигационных комплексов, их разновидности.
Типовая структурная схема.
38.Барометрический канал измерения высоты полета ЛА. Математическая модель
атмосферы. Основные источники методических погрешностей
при измерении
барометрической высоты.
39.Аэрометрический канал измерения скорости ЛА. Математическая модель измерителей
приборной, воздушной скорости и числа Маха.
40.Система воздушных сигналов (СВС). Задачи решаемых СВС. Функциональная схема.
Принципы построения датчиков первичных сигналов и основных решающих блоков.
41.Особенности конструкции современных СВС их технические характеристики.
Перспективные схемы реализации с применением контроллеров.
42.Радиотехнический
метод
измерения высоты полета. Функциональные схемы
радиовысотомеров больших и малых высот. Особенности эксплуатации, погрешности.
Технические характеристики и область применения современных радиовысотомеров и
перспективы развития.
43.Комплексы высотно-скоростных параметров. Общие сведения, состав, назначение,
структурная схема. Особенности реализации.
44.Приборы и датчики магнитного курса. Магнитное поле Земли.
Понятие магнитного склонения. Простейший магнитный компас. Погрешности,
девиационный прибор. Математическая модель.
45.Индукционный датчик магнитного курса. Особенности конструкции. Анализ
источников погрешностей. Датчики магнитного курса с использованием эффекта Холла.
46.Гироскопические датчики, их погрешности и математическая модель.
47Радиокомпас, принцип действия и его погрешности.
48.Принципы построения курсовых систем. Комплексная обработка информации от
разных датчиков в курсовых системах и причины ее низкой эффективности.
49.Роль и назначение СОИ на борту современных ЛА. Виды представления пилотажной,
навигационной и иной информации на борту ЛА. Условия эксплуатации.
50.Психофизиологическая деятельность человека на борту ЛА.
Особенности
деятельности человека-оператора на борту ЛА.
51.Проблема человеческого фактора в системе оператор-система управления - ЛА с
учетом СОИ. Основные этапы переработки информации оператором.
52.Информационная и концептуальная модели полета, неинструментальная информация.
Ошибки оператора вследствие недостатков средств отображения информации. Оценка
пропускной способности оператора.
53.Пути совершенствования средств отображения информации.
105
54.Общие требования к отображению навигационно-пилотажной, контрольной,
диагностической и другой информации. Пути совершенствования средств отображения
информации в нормальных и особых случаях полета.
55.Компоновка авиационных эргатических комплексов. Особенности, факторы и виды
компоновки.
56.Основные
параметры
СОИ:
информационная
емкость,
быстродействие,
изобразительная возможность, достоверность отображения, точность воспроизведения,
надежность, мощностные, стоимостные и другие показатели.
57.Электронные СОИ и комплексы отображения информации
Устройства и системы отображения на электронно-лучевых трубках (ЭЛТ)
58.Связь СОИ с ЭВМ, микропроцессорной системой, бортовым вычислительным
комплексом. Структуры микропроцессорных систем управления СОИ с устройствами
программного типа и по запросу оператора.
59.Электролюминесцентные, светодиодные, газоразрядные и плазменные, на нитях
накаливания, электрохимические, лазерные и голографические индикаторы, устройства
отображения на жидких кристаллах, новые технологии и разработки.
60.Вопросы проектирования СОИ. Общее и специальное математическое обеспечение
СОИ. Вопросы проектирования программного обеспечения. Графические языки
программирования изображений.
8
Рекомендуемое информационное обеспечение дисциплины
8.1 Основная учебная литература
1. Радиотехнические системы. Часть 1: Учебное пособие / Масалов Е. В. – 2012. 109 с.
2. Радиотехнические системы. Часть 2: Учебное пособие / Масалов Е. В. – 2012. 109 с.
3. П.П.Парамонов, Ю.Л.Колесников, Б.В.Видин, Ю.Ф. Есин, Ю.И.Сабо «Организация
межсистемного информационного обмена в комплексах бортового оборудования». СПб.
государственный университет информационных технологий, механики и оптики,
Фгуп СПбОКБ «Элетроавтоматика»:-2005г. (УМО).
4. Г.И.Клюев, Н.Н. Макаров, В.М Солдаткин, И.П.Ефимов «Измерители
аэродинамических параметров летательных аппаратов» Ульяновский государственный
технический университет:2005г. (УМО,УМС ).
8.2 Дополнительная учебная и справочная литература.
1. Глухов В.В., Синдеев И.М., Шемаханов М.М. Авиационное и радиоэлектронное
оборудование летательных аппаратов. М.: Высшая шеола, 1987.- 144 с.
2. Тузов В.П. Электротехнические устройства летательных аппаратов. М.: Высшая школа,
1987- 156 с.
3. Воробъев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационноизмерительные системы и комплексы: Учебник для вузов.- М.: Транспорт, 1992- 399 с.
4. Браславский Д.А., Логунов С.С., Пельпор Д.С. Авиационные приборы и автоматы. М.:
Машиностроение, 1978.- 428 с.
5. Боднер В.А. Приборы первичной информации. М.: Машиностроение, 1981.- 344 с.
Михайлов О.И., Козлов И.М., Гергель Ф.С. Авиационные приборы. М.: Машиностроение,
1977.- 416 с.
6. Сосновский А.А., Хаймович И.А. Радиоэлектронное оборудование летательных
аппаратов. М.: Транспорт, 1987.- 256 с.
7. Системы оборудования летательных аппаратов : учеб. для вузов по направлению "авиаи ракетостроение" и спец. "Самолето-и вертолетостроение" / Под ред. А. М. Матвеенко, В.
И. Бекасова. - 2-е изд., перераб. и доп. . - М.: Машиностроение, 1995. - 495 с.
8. Андреев, Г. Н. Радиооборудование летательных аппаратов. Радиолокационное
оборудование : учебное пособие для вузов гражд. авиации / Г. Н. Андреев; Моск. ин-т
инж. гражд. авиации . - М.: Б.и., 1988. - 100 с.
106
9. Андреев, Г. Н. Радиооборудование летательных аппаратов: Радиосвяз. оборуд. : учеб.
пособие для вузов гражд. авиации / Г. Н. Андреев; Моск. ин-т инженеров гражд. авиации.
Каф. техн. эксплуатации радиоэлектрон. оборуд. воздуш. судов . - М.: МИИГА, 1986. - 56
с.
8.3
Электронные образовательные ресурсы:
8.3.1 Ресурсы ИрГТУ, доступные в библиотеке университета или в локальной
сети университета.
1 Тихонов, Анатолий Павлович Радиолокационное оборудование самолетов : учеб.
пособие для курсантов учеб. заведений гражд. авиации / Анатолий Павлович Тихонов. – 2е изд., перераб. и доп. . – М.: Транспорт, 1991. – 262 с. : a-ил. – (Среднее специальное
образование)
8.3.2 Ресурсы сети Интернет
- www.mka.ru
- www.cta.ru
- www.maks.ru/expo/169/prod_465_r.htm
- www.maks.ru/expo/169/prod_454_r.htm
- Www.aanet.ru/dep01/caf11proekts/stend/complex.htm
- http://www.krugosvet.ru/
- http://www.airwar.ru./bleo
- www.mka.ru «Мир компьютерной автоматизации».
- www.cta.ru «Современные технологии автоматизации».
- www.ant.ru «Локальные вычислительные сети».
- http://kursy.rsuh.ru/aero/html/kurs_1305_0.html
- http://www.airwar.ru/breo/pnk/pnk4.html
- www.krugosvet.ru
- www.mirr.rul
- www.airwar.ru/breo/pnk
- http://www.vibron.ru
- http:www.airwar.ru
9 Рекомендуемые специализированные программные средства
.
Специализированные программные средства не предусмотрены учебным планом по
данной дисциплине
10
Материально-техническое обеспечение дисциплины
Чтение лекций с использованием мультимедийного оборудования с демонстрацией
презентаций, слайдов и видеороликов.
Специализированная лаборатория систем оборудования ЛА, плакаты, планшеты.
Реальные образцы элементов систем, испытательные стенды.
Препарированные элементы конструкции элементов бортовых систем.
107
Программа составлена в соответствии с ФГОС 160100 «Самолето- и вертолетостроение»
Программу составил:
ФИО, должность, ученая степень и ученое звание разработчика
Зотов И.Н. доцент, к.т.н., каф. Самолѐтостроения и эксплуатации авиационной техники
_________________________ ―____‖_________ 20__ г.
(подпись)
Программа одобрена на заседании кафедры Самолѐтостроения и эксплуатации
авиационной техники___________________________________________________________
Протокол № ___ от ―___‖ _________________ 20__ г.
Зав. кафедрой ____________________ / Гусев И.Н./ ―____‖_________ 20__ г.
(подпись)
Руководитель ООП __________________ / Гусев И.Н./ ―____‖_________ 20__ г.
Программа одобрена на заседании Методической комиссии
института___ИАМИТ_____________________________________________
Протокол № _____ от ―___‖ _________________ 20__г.
Директор ____________________ /Ахатов Р.Х./ ―____‖_________ 20__ г.
108
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа