Лекция 5.

Способы оптимизации навигационной информации

Оптимизация исходных навигационных данных (текущих координат и навигационных элементов движения) состоит в том, что из нескольких значений одной и той же величины, полученных с помощью различных датчиков, но относящихся к одному моменту времени, формируется новое, более точное значение этой величины. При этом решение вопроса о том, какое значение измеряемой величины является наиболее точным, т. е. наивероятнейшим, возможно только на основе учета вероятностных характеристик исходных сигналов.

В принципе схема наиболее полной оптимизации состоит в том, что сначала оценивается степень доверия к сигналу каждого отдельного датчика, а затем с учетом этой оценки из всех сигналов составляется такое новое значение измеряемой величины, чтобы оно удовлетворяло некоторому выбранному критерию оптимальности. Критерием оптимальности может служить, например, минимум средней квадратической ошибки искомой навигационной величины.

Сложность оценки каждого из составляющих сигналов заключается в том, что в процессе полета их вероятностные характеристики непрерывно меняются: ошибки АВК растут с увеличением времени полета, ошибки радионавигационных линий положения и МС изменяются в зависимости от удалений от наземных станций систем и других геометрических и физических факторов и т. д.

В настоящее время на основе накопленного опыта автоматизации навигации летательных аппаратов и морских судов разрабатывается общая теория оптимальной обработки навигационных сигналов, имеющая целью обеспечить рациональные алгоритмы получения наивероятнейших значений, как отдельных навигационных величин, так и текущих МС, используемых для навигационного управления самолетом.

При правильной обработке данных точность оптимизированного значения навигационной величины выше наиболее высокой точности исходных величин. Однако осуществление наилучшего способа оптимизации требует сложной бортовой аппаратуры и обеспечивается только при использовании цифровых вычислительных машин. Поэтому в наиболее распространенных в гражданской авиации АНК, имеющих вычислители аналогового типа, задачи оптимизации определения МС решаются упрощенным полуавтоматическим путем, при котором оценка достоверности информации от различных датчиков выполняется штурманом (пилотом), после чего к вычислителю АНК подключается тот датчик координат (параметров), который считается в данных условиях полета наиболее точным. Оптимизация, осуществляемая простой заменой данных менее точного датчика данными более точного, получила название коррекции навигационных данных. Примерами полуавтоматической оптимизации являются периодические коррекции показаний курсовых систем для устранения накапливающейся погрешности курса от собственного ухода гирополукомпасов (режимы «МК» и «АК») или коррекция счисленных координат МС по данным УДНС, БРЛС и других датчиков.

При коррекциях средняя точность оптимизированного результата не может превысить точность данных используемого корректирующего датчика, приближаясь к ней лишь при идеальном выполнении вычислительных операций. Это объясняется тем, что при таком способе оптимизации информация от менее точного (менее достоверного) датчика, будучи просто отброшенной, не учитывается в конечном результате и, следовательно, не используется для повышения его точности.

Устройства управления, индикации и сигнализации

Устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС), несмотря на различия их индивидуальных функций, имеют в структуре АНК общее назначение — обеспечивать экипажу возможность активного управления процессом подготовки и выполнения полета на всех его этапах, как при использовании автоматического канала комплекса, так и при частичном или даже полном нарушении его работоспособности. В последнем случае навигация должна осуществляться неавтоматизированными способами на основе информации от отдельных датчиков комплекса или дополнительных («аварийных») навигационных приборов.

Устройства УУИС занимают в современной воздушной навигации особое место, являясь связующим звеном между человеком и автоматом, так как без специальных устройств человек не смог бы воспользоваться всей навигационной информацией, собираемой на борту самолета в результате работы многочисленных приборов.

К группе УУИС относятся:

§ пульты управления всеми входящими в АНК датчиками навигационной информации, центральным вычислителем и индикаторами;

§ индикаторные приборы, входящие как в состав отдельных ДНИ, так и общие для всего комплекса;

§ навигационные сигнализаторы, расположенные на пультах отдельных датчиков, пультах управления АНК и на специальном табло навигационной сигнализации (ТНС).

Пульты управления (ПУ) обеспечивают включение в работу всех составных частей АНК, их предварительную и предполетную проверку, ручной ввод исходных (или текущих) данных при программировании полета на земле и в воздухе, переключение режимов работы отдельных систем комплекса и всего комплекса в целом. В современных навигационных пультах преобладают органы управления дискретного типа — селекторные переключатели и кнопки ввода цифровых параметров (вместо рукояток и плавных шкал), упрощающие работу оператора.

Индикаторные приборы (навигационные индикаторы) являются источниками всей информации, поступающей в распоряжение экипажа в полете. Особенностью требований к индикатору в составе АНК является сосредоточение всей необходимой информации на возможно меньшем количестве объектов наблюдения (шкал, счетчиков, экранов) в кабине экипажа и обеспечение оперативного (немедленного) доступа к любому потребовавшемуся элементу информации. При этом должна достигаться предельная ясность индицируемого содержания, исключающая какое-либо перекодирование данных для их осмысливания и дальнейшего использования. Для сокращения общего числа наблюдаемых приборов индикаторы в АНК выполняются совмещенными и даже многофункциональными, т. е. на одни и те же указатели (шкалы, стрелки, цифровые и знаковые указатели) вызываются в зависимости от необходимости разные параметры. На одном указателе может последовательно индицироваться до 20 различных величин. Таким образом, в течение основного времени полета на индикаторах можно иметь только те параметры, по которым непосредственно контролируется полет (например, боковое отклонение от ЛЗП, оставшееся расстояние до ППМ), а параметры, используемые периодически, вызываются на короткое время, не отвлекая внимание экипажа на протяжении всего остального полета.

Известны несколько типов многофункциональных («интегральных») навигационных индикаторов:

§ стрелочно-шкальные совмещенные указатели нескольких параметров (например, плановые навигационные приборы ПНП), на которых одновременно индицируются курс, угол сноса, заданный путевой угол, курсовые углы двух радиомаяков (радиостанций), величина отклонения от ЛЗП и некоторые сигналы;

§ цифровые индикаторы, указывающие одновременно один или два параметра, но позволяющие последовательно вызывать до 10 и более параметров (пар параметров), например цифровые указатели φ и λ, z и S и т. д.;

§ картографические индикаторы с движущейся рулонной картой;

§ проекционные индикаторы навигационной обстановки (ПИНО), позволяющие непрерывно наблюдать положение текущего МС на фоне движущегося картографического изображения местности, некоторые элементы движения самолета (β, W) и внешней обстановки, а также, по вызову, — таблицы с различными справочными данными (схемами захода на посадку, радиоданными, инструкциями по проверке аппаратуры). Этот тип индикаторов, использующих оптический или электронный проекционный экран, в настоящее время все чаще рассматривается как основное средство контроля со стороны экипажа за автоматическим полетом самолета, особенно при отсутствии на борту штурмана.

Для успешного автоматизированного управления самолетом экипаж, кроме основной навигационной информации, нуждается также в индикации ряда признаков работы самого АНК: работоспособности его датчиков и вычислителя, фактически осуществляемого этапа программы, режима работы комплекса и другой вспомогательной информации. Это связано, прежде всего, с тем, что внимание экипажа, освобожденное от непрерывного наблюдения за множеством отдельных приборов, должно своевременно привлекаться к тому из них, в работе которого возникли какие-либо ненормальности или показания которого приближаются к некоторым контрольным (или нежелательным) значениям. Кроме того, автоматика АНК в ряде случаев может решать не только чисто вычислительные задачи, связанные с измерением, оптимизацией и индикацией различных навигационных величин и команд, но и логические задачи, связанные с переходом к очередному этапу программы или с оптимальной самоорганизацией комплекса. В результате этого АНК «самостоятельно» разворачивает самолет или изменяет режим своей работы, заменяет датчики исходной информации, выдает экстренные команды на автопилот. Чтобы своевременно обратить внимание экипажа на все изменения в состоянии датчиков и вычислителя АНК и на автоматические изменения режима управления самолетом, применяются визуальные сигнализаторы, выполненные, как правило, в виде светящихся ламп с определенным текстом: «Память», «Отказ НВ», «Отказ азимута», «Проверь коорд РСБН», «Смена ЛЗП» и т. д. Основная часть сигнализаторов объединена в табло навигационных сигналов (ТНС), расположенное на видном месте в кабине. Для целей сигнализации может использоваться также экран знаковой электроннолучевой трубки, на котором появляется соответствующий информационный текст.

ХАРАКТЕРИСТИКА ТИПОВОГО АВТОМАТИЗИРОВАННОГО НАВИГАЦИОННОГО КОМПЛЕКСА С АНАЛОГОВЫМ ВЫЧИСЛИТЕЛЕМ

Автоматизированные навигационные комплексы с аналоговыми вычислителями созданы на базе автоматических вычислителей координат с доплеровскими датчиками скорости и имеют более широкие возможности программирования полета.

Состав комплекса

В АНК с помощью вычислителя объединяются несколько датчиков навигационной информации (рис. 3): точная курсовая система (ТКС), доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС), система воздушных сигналов (СВС), бортовая радиолокационная станция типа МНРЛС, бортовая аппаратура угломерно-дальномерной системы ближней навигации и посадки (РСБН).

В состав центрального устройства комплекса — навигационного вычислителя (НВ) — входят следующие основные блоки:

1) электронные и электромеханические блоки, предназначенные для счисления, преобразований и коррекции координат, вычисления параметров ветра и решения других частных задач;

2) пульты управления вычислителем: пульт режимов работы НВ (рис. 4); задатчики-индикаторы ортодромических координат (рис. 5) самолета 1 и 2, ППМ 3 и наземных средств коррекции 4; задатчики-индикаторы заданных ортодромических путевых углов участков маршрута 5; задатчик путевых углов ЛЗП («ИЗПУ») относительно меридиана радиомаяка 6, используемого для коррекции координат; задатчик-индикатор параметров ветра (рис. 6); механизм управления перекрестием (МУП) на экране БРЛС (рис. 7, г);

3) индикаторы номеров ППМ и ТПМ (точек посадочного маневра) и индикаторы корректирующих поправок Δ Z и Δ S (рис. 7, б, а).

Рис. 3. Обобщенная блок-схема АНК с аналоговым вычислителем:

1—управление режимами НВ и АНК; 2 —обмен программными и текущими данными; 3 — данные наблюдения за экраном БРЛС (МНРЛС)

Кроме того, для индикации режимов и признаков работы всего АНК имеется блок световых табло, управляемых также от НВ (рис. 7, в).

На общей блок-схеме АНК (см. рис. 3) показаны главные информационные связи датчиков, вычислителя, индикаторов и САУ, осуществляемые в различных вариантах в зависимости от конкретной, выполняемой в данный момент (период времени), функции НВ и конкретного режима управления самолетом.

Рис. 5. Задатчики-индикаторы типового навигационного вычислителя:

1 и 2 — задатчики-индикаторы (счетчики) текущих (счисленных или преобразованных) координат самолета; 3 — задатчики координат ППМ; 4 — задатчики координат наземных средств коррекции; 5 — задатчики-индикаторы ОЗПУ; 6 — задатчик НЭПУ ЛЗП относительно меридиана радиомаяка

Рис. 6. Задатчик-индикатор параметров ветра

Рис. 7. Индикатор корректирующих поправок (а), табло номеров ППМ и ТМП (б), табло навигационной сигнализации (в), МУП (г)

Точная курсовая система (ТКС) постоянно выдает в НВ текущий условный курс γ _у самолета, отсчитанный от выбранного условного меридиана, и при необходимости магнитный или астрономический курс. В то же время в ТКС из НВ поступают заданный путевой угол, индицируемый на подвижном треугольном индексе указателя УШ-3, и широта МС, которая автоматически вводится в механизм азимутальной коррекции гироагрегатов.

Система воздушных сигналов (СВС) непрерывно выдает в НВ истинную воздушную скорость V для вычисления параметров δ и U ветра, счисления координат при отсутствии доплеровской информации, выработки расчетных угла сноса и путевой скорости, а также барометрическую высоту полета для выработки необходимых параметров в режимах коррекции и вертикального маневра.

Доплеровский измеритель скорости и угла сноса (ДИСС) выдает в НВ: в режиме «Импульсное счисление» — две доплеровские частоты f_д1 и f_д2, в режиме «Аналоговое счисление» — угол сноса а и путевую скорость W. В режиме «Память» («Счисление по СВС») в ДИСС из НВ поступают значения α и W, используемые для индикации при отсутствии доплеровской информации.

Угломерно - дальномерная система ближней навигации и посадки (РСБН) выдает в НВ азимут А_С и наклонную дальность D_H самолета относительно наземного радиомаяка, которые используются для определения точных (радиотехнических) координат в основной системе АНК, необходимых для коррекции счисленных координат.

Самолетная бортовая радиолокационная станция (например, МНРЛС типа «Гроза») обеспечивает измерение курсового угла и наклонной дальности до опознанного радиолокационного ориентира, по которым рассчитываются мгновенные координаты самолета в ЧО-системе, используемые далее для коррекции счисленных координат. Кроме того, БРЛС в сочетании с НВ позволяет определять ЧО-координаты наблюдаемого на экране неизвестного радиолокационного объекта, т. е. обеспечивает его «расшифровку».

Центральная гировертикаль (ЦГВ) связана непосредственно с некоторыми датчиками навигационной информации (ТКС, ДИСС, антенная система МНРЛС), обеспечивая их сигналами отклонения «самолетной вертикали» от вертикали истинной.

Система автоматического управления самолетом (САУ) служит для преобразования выходной навигационной информации, вырабатываемой НВ, в сигналы управления самолетом по крену и тангажу. В САУ из НВ поступают сигналы перехода на определенные режимы управления, информационные сигналы работоспособности схем НВ, боковое уклонение Z самолета от ЛЗП (по счислению) и его производная Ž по времени, заданный путевой угол для выхода в очередную запрограммированную точку, угол θ наклона траектории при выполнении вертикального маневра. Примерами систем автоматического управления первого поколения являются АБСУ-134А, КА-142, Путь-4, СТУ-154

Вопросы студентам:

1. Какие способы оптимизации навигационной информации Вы знате?

2. Какие устройства входят в УУИС?

3. Что такое интегральный навигационный индикатор?

4. Что входит в АНК с аналоговым вычислителем? Где применяются такие АНК?

5. Для чего в АНК применяется задатчик – индикатор НВ?

6. Для чего в АНК используются ТКС, СВС, ДИСС, РСБН, МНРЛС, ЦГВ, САУ? В каких системах счисления они работтают7 Что и как корректируют или коректируются?

Лекции 6, 7, 8

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-134А

Система предназначена для установки на пассажирские самолеты Ту-134А для автоматизации управления самолетом на всех этапах полета: начиная с высоты 200 м на взлете и завершая заходом на посадку в автоматическом или директорном режимах до высоты 30 м и уходом на второй круг в автоматическом или директорном режиме.

АБСУ-134А обеспечивает автоматическое выполнение следующих функций:

§ стабилизация углов крена, тангажа, курса и заданной барометрической высоты;

§ управление по крену и тангажу от рукояток управления;

§ управление заданным курсом при ручной выставке;

§ автоматическое и директорное управление самолетом при заходе на посадку и уходе на второй круг в соответствии с нормами метеоминимума II категории;

§ управление самолетом и боковой плоскости при полете по радиомаякам VOR;

§ выполнение предпосадочного маневра (выполнение четвертого разворота по команде летчика и захват глиссады);

§ стабилизация и управление приборной скоростью полета с помощью автомата тяги:

§ стабилизация линии заданного пути по сигналам доплеровской навигационной системы;

§ триммирование и индикация усилий в системе управления рулем высоты при полете с включенным каналом тангажа автопилота;

§ индикация основных пилотажно-навигационных параметров и предупредительно-командная сигнализация;

§ предполетный и полетный контроль с указанием отказавшего режима, подканала, а также переключение на резервный режим работы.

АБСУ-134А сертифицирована в соответствии с нормами ЕНЛГС в составе самолета Ту-134А.

Комплекс автоматов КА-142

Комплекс КА-142 предназначен для обеспечения необходимых характеристик устойчивости и управляемости полета самолетов типа Ту-95 и Ту-142 в диапазоне высот до 15000 м и диапазоне скоростей до 960 км/час.

Комплекс повышает собственное демпфирование колебаний объекта, улучшает управляемость при ручном управлении, а также компенсирует момент при отказе одного из крайних двигателей на излете при положении указателя положения рычагов тяги (УПРТ) от 85 до 108 градусов.

Демпфирование короткопериодических колебаний самолета с помощью КА-142 основано на измерении угловых скоростей самолета относительно осей ОХ, ОУ, OZ и преобразовании измеренных величин в пропорциональное отклонение элеронов, руля направления и руля высоты.

Улучшение управляемости при ручном управлении осуществляется за счет введения в КА-142 сигналов отклонения штурвала и колонки.

Компенсация момента при отказе одного из крайних двигателей на взлете осуществляется электромеханизмом МП-АФ по сигналу соответствующего автофлюгера.

Комплекс КА-142 имеет шесть автономных каналов: каналы направления I и II; каналы крена I и II; каналы тангажа I и II.

Для повышения надежности каналы крена-тангажа дублированы и обеспечивают по каждому каналу половину передаточного числа.

Состав комплекса (рис. 8):

§ датчик угловой скорости (ДУС) канала направления - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ датчики угловой скорости (ДУС) каналов тангажа (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ датчики угловой скорости (ДУС) канала крена (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных угловой скорости самолета относительно вертикальной оси.

§ блоки добавочного сопротивления БДС-2, 5М (5 шт.) - для включения в цепь якоря электродвигателя рулевого агрегата РАУ-107А с целью ограничения тока при повышенных нагрузках на штоке РАУ-107А.

§ датчик положения строенный ДПС-1 - измеряет перемещения штока механизма триммирования и преобразует эти перемещения в электрические сигналы.

§ датчик положения строенный ДПС-2 - измеряет перемещения штоков пружинного загружателя рычагов управления и преобразует их и электрические сигналы.

§ усилители сервопривода канала тангажа УС-20-4 (2 шт.) - суммируют управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ усилители сервопривода канала крена УС-20-5 (2 шт.) - суммируют управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ усилитель сервопривода канала направления УС-20-6 - суммирует управляющие сигналы по угловой скорости, отклонения колонки и штурвала и жесткой обратной связи на входе магнитного усилителя, а также усиления по мощности.

§ блок выпрямителей фазочувствительных БВФ-19 - для получения сигналов напряжения постоянного тока, полярность которого зависит от фазы входных сигналов.

§ блок управления МП БУМП-12 - управляет электромеханизмом МП-АФ по сигналу автофлюгера левого или правого крайнего двигателя самолета и возвращает шток МП-АФ в исходное положение по сигналу от кнопки.

§ пульт передаточных чисел ППЧ-41 - изменяет передаточные числа по сигналам угловых скоростей, сигналам отклонения колонки и штурвала самолета.

§ датчики обратной связи ДОС (2 шт.) - для получения электрических сигналов, пропорциональных углу поворота штурвала.

§ фильтры помех ФП (6 шт.) - снижают по цепи питания уровень помех радиоприему.

§ электромеханизм МП-АФ - для быстрого автоматического отклонения через необратимый гидроусилитель руля направления.

§ рулевые агрегаты управления РАУ-107А (5 шт.) - силовые исполнительные механизмы для управления золотником гидравлического усилителя самолета.

§ индикаторы нулевые ИН-3 (2 шт.) - индицируют положения штоков исполнительных механизмов относительно нейтрального положения.

§ кронштейн установочный КУ - для установки и закрепления усилителей сервоприводов каналов тангажа, крена и направления.

Рис. 8. Функциональная схема комплекса автоматов КА-142

Командная пилотажно-навигационная система Путь-4 с помощью вычислительного устройства В-4С обеспечивают логическую и математическую обработку сигналов навигационных датчиков и формирование результирующего командного сигнала, выдаваемого на показывающий прибор ПП-1ПМ.

Пилотажно-навигационная система Путь-4 выполняет следующие функции:

§ полет по маршруту;

§ привод к аэродрому;

§ полет на заданной высоте и по заданному курсу;

§ пробивание облачности;

§ заход на посадку;

§ построение коробочки;

§ выдачу информации о неисправности системы и датчиков сигналов;

§ индикацию следующих параметров положения и движения ЛА:

- крена γ;

- команды по крену δ _Э;

- тангажа ν;

- команды по тангажу δ _B;

- отклонения от глиссады ξ;

- курса ψ;

- заданного курса ψ _З;

- курсового угла радиостанции φ _КУР;

- отклонения от заданной линии пути ε;

- отклонения от заданного курса Δ ψ _З;

- пеленга радиостанции φ _МП;

- скольжения β и др.

В систему входят (рис. 9):

§ вычислитель - В-4С;

§ навигационно-курсовой прибор - НКП-4;

§ радиосистема ближней навигации и посадки - РСБН-2;

§ автоматический радиокомпас - АРК-11;

§ центральная гировертикаль - ЦГВ-4;

§ пилотажный прибор - ПП-1ПМ;

§ курсовая система - КС-6;

§ система посадки - СП-50;

§ бортовое оборудование системы посадки - Курс-МП;

§ усилитель - У-20Н;

§ блок коммутации - БК-5;

§ блок реле - БР-37;

§ тумблер развода стрелок – ТРС.

Рис. 9. Структурная схема пилотажно-навигационной системы Путь-4

При подготовках к полету у пилотажно-навигационной системы проверяется правильность индикации гироскопического, магнитного (истинного) и ортодромического курсов, работоспособность дистанционной передачи крена и тангажа, работоспособность командных стрелок продольного и бокового отклонений во всех режимах работы, работоспособность корректора высоты.

При периодических видах обслуживания с помощью проверочных пультов у пилотажно-навигационной системы проверяется скорость отработки и погрешность дистанционных передач курса, курсового угла радиостанции, угла сноса, крена, тангажа, заданного путевого угла, а также параметры, характеризующие работоспособность бокового и продольного каналов во всех режимах работы.

Система траекторного управления СТУ-154

Система служит для индикации основных пилотажно-навигационных параметров во всех режимах полета, а также для формирования и индикации команд директорного и автоматического управления и режиме захода на посадку по II категории IСАО.

Индикация пилотажно-навигационных параметров и команд управления осуществляется на показывающих навигационно-плановом приборе ПНП-1 и командно-пилотажном приборе ПКП-1. Показывающие приборы продублированы и располагаются в центральной части приборных досок левого и правого летчиков.

Формирование сигналов управления самолетом осуществляется вычислительным устройством, вырабатывающим командные сигналы для управления в боковой и продольной плоскостях.

Характерной особенностью каждого из каналов является наличие:

§ трехкратного резервирования вычислительной части,

§ непрерывного встроенного контроля работоспособности и сигнализации об исправности резервного канала,

§ тест-контроля контролирующей части канала и схемы формирования сигналов управления,

§ транзитной обработки навигационных сигналов с последующим выводом их на показывающие приборы и в систему автоматического управления (для командных сигналов).

Текущие навигационные параметры, а также сигналы управления и разовые команды для индикации и формирования законов управления поступают от точной курсовой системы ТКС-П2, малогабаритной гировертикали МГВ-1СК, доплеровского измерителя скорости и угла сноса ДИСС-ЗП, навигационно-вычислительного устройства НВУ-БЗ, автоматической бортовой системы управления АБСУ-154-2, радиотехнической системы посадки КУРС-МП-2 и автомата тяги АТ-6-2.

Параметры, индицируемые показывающими приборами системы СТУ-154:

§ крен текущий, тангаж текущий, курс текущий, заданный путевой угол, угол сноса, курс заданный (с использованием следящих систем);

§ отклонение от курсовой зоны посадочного маяка, отклонение от глиссадной зоны посадочного маяка (стрелочные указатели);

§ отклонение от заданной скорости, команда управления по тангажу, команда управления по крену (стрелочные указатели);

§ угол скольжения (указатель скольжения типа физического уровня);

§ сигнализация о связи СТУ-154 с системой посадки, радиомаяком VOR, навигационным вычислителем, системой ближней навигации (световая индикация включения режима);

§ дальность до маяка радиотехнической системы ближней навигации (цифровой указатель);

§ сигнализация о работе датчика текущего курса, глиссадного радиоприемника, курсового радиоприемника, исправность датчиков крена и тангажа, исправность бокового канала, исправность продольного канала (бленкеры отказа систем: отсутствие индикаторов в поле зрения летчика свидетельствует об исправности подсистем);

§ встроенный тест-контроль работоспособности указателя крена (контроль по показанию текущего крена после нажатия кнопки " Тест").

Структурная схема системы приведена на рис. 10.

Для оценки технического состояния системы выпускается штатная контрольно-проверочная аппаратура СТУ КПАП-1, позволяющая проводить проверки и регламенты, как в полевых, так и стационарных условиях авиационно-технической базы.

Для проверки входящих в систему блоков в условиях ремонтных предприятий и авиационно-технических баз выпускаются пульты-вставки ПВ-1 - ПВ-5, работающие в составе унифицированных стендов СИ-5.

В настоящее время проводится модернизация самолетов ТУ-154, на которые вместо устаревшей системы СТУ-154 устанавливается современный навигационный комплекс " Жасмин", приведенный ниже.

Счисление и преобразование координат

В качестве основной системы координат АНК применяется упрощенная ортодромическая (плоская прямоугольная) система. При этом ось Оу этой системы (рис. 2) может совпадать или с ортодромией каждого прямолинейного участка (этапа) ЛЗП — частно-ортодромическая система, — или с ортодромией, соединяющей начало и конец всей ломаной ЛЗП — главно-ортодромическая система. Для выбора одной из систем на щитке управления НВ имеется переключатель «ГО-ЧО» (рис. 4).

Непрерывное счисление координат выполняется или непосредственным суммированием (интегрированием) линейных перемещений Δ S_i самолета, получаемых подсчетом количества принятых периодов N_Д доплеровской частоты за время движения («Импульсное счисление»), или интегрированием путевой скорости по времени («Аналоговое счисление»).

Первый способ обеспечивает более высокую точность, так как применение импульсных счетчиков сокращает аппаратурные преобразования информации и связанные с ними погрешности (например, исключается вычисление путевой скорости). Поясним сущность импульсного счисления на очень упрощенном примере.

Предположим, что при работе ДИСС используется один луч, имеющий постоянный угол μ наклона к горизонту и расположенный в вертикальной плоскости, проходящей через вектор (т. е. если антенная система развернута на угол сноса). При этом частотомер измеряет величину доплеровского сдвига частоты

где μ и λ — постоянные для данной установки ДИСС величины. Соответствующий период доплеровской частоты

Путь, проходимый самолетом за время Т_Д,

т. е. не зависит от величины путевой скорости.

При движении самолета в течение времени Δ t будет принято N_д = Δ t/T_Д полных периодов и, следовательно, путь, пройденный за это время самолетом

Число N_д подсчитывается после преобразования непрерывных колебаний с частотой f_д в последовательность коротких импульсов с периодом повторения Т_д. Изменения W в полете вызывают изменение промежутков времени Т_д между соседними импульсами, т. е. за то же время Δ t будет принято новое количество периодов (импульсов) N_д'.

В реальных ДИСС с четырехлучевой неподвижной антенной системой лучи расположены симметрично относительно продольной оси самолета и наклонены к плоскости горизонта под одинаковым углом μ (рис. 11). Разностные сигналы лучей 1 и 3, 2 и 4 дают доплеровские частоты f_Д1 и f_Д2, соответствующие лучам 1 и 2. Значения этих частот зависят только от радиальных скоростей сближения самолета с отражающими элементами s1 и s2 земной поверхности, т. е. от проекций путевой скорости самолета W на эти лучи — W_p1 и W_p2,

F_д1=2W_p1/l и F_д2=2W_p2/l,

где λ — длина волны передатчика ДИСС. Но так как

W_p1=Wcos(ψ _л+a)cosm;

W_p2=Wcos(ψ _л-a)cosm,

то

где — постоянная для данной установки ДИСС величина.

Иначе

откуда

где W_np = Wcosα и W₆ = Wsinα — продольная (по оси самолета и боковая составляющие путевой скорости. Тогда

Найдем зависимость проекций W_s и W_z путевой скорости на оси ЧО-системы координат от принимаемых доплеровских частот f_Дl и f_Д2 (рис. 12):

Подставив сюда выражения для W_np и W₆ через f_Д1 и f_Д2, получим:

За конечный малый промежуток времени τ (например, 0, 1 сек) приращения координат по осям S и Z составят:

Произведения типа f_д1τ и f_д2τ представляют собой числа N₁ и N₂ периодов доплеровской частоты, принимаемые по лучам 1 и 2 (рис. 8) за промежуток времени τ, т. е. с учетом умножения на соответствующие тригонометрические множители и на общий постоянный коэффициент за скобками дают некоторые части приращений координат Δ S_i и Δ Z_i за этот промежуток времени.

Решение формул в навигационном вычислителе ведется циклами продолжительностью t_Ц ≈ 0, 4 сек. В течение одного цикла параллельно определяются приращения Δ S и Δ Z координат.

Цикл состоит из четырех тактов (I, II, III и IV) по 0, 1 сек. В течение каждого такта формируется по одному из четырех членов каждой формулы, т. е. какая-то часть приращений координат Δ S_I и Δ Z_I Δ S_II и Δ Z_II и т. д. Таким образом, за один цикл (четыре такта) подсчитывается примерно 1/4 расстояния, пройденного самолетом по осям S и Z. Это учитывается при дальнейшем прохождении информации в вычислителе.

Упрощенная схема решения задачи счисления импульсным методом представлена на рис. 13.

Рис. 13. Блок-схема (упрощенная) счисления координат импульсным методом

По сигналам синхронизирующего устройства вычислителя с ДИСС на вход измерительной схемы через переключатель П₁ поочередно подаются частоты f_Д1 (в тактах II и IV) и f_Д2 (в тактах I и III) в виде последовательностей стандартных импульсов.

В результате в тактах I и III (за 0, 1 сек) в схему поступит определенное число импульсов — N₂ = f_Д2τ, а в тактах II и IV — N1 = f_Д1τ.

В такте I со схемы «Формирование временного строба» в устройство «Умножение на строб» подается сигнал, представляющий собой временной строб продолжительностью τ cos (γ — β _З), ограничивающий время подсчета импульсов f_Д2 частью промежутка τ, в результате чего на выходе схемы получается величина f_Д2 τ cos(γ — β ₃). Эта величина через переключатель П₃ поступает на реверсивный счетчик импульсов канала S, где преобразуется в последовательность импульсов, управляющих шаговым двигателем ШД_S.

Ось шагового двигателя поворачивается на угол, соответствующий величине принятого сигнала; угол поворота оси двигателя через сельсинную следящую систему передается на счетчик индикатора координаты S.

Одновременно в такте I число импульсов N₂ cos(γ — β ₃) со схемы «Умножение на строб» поступает в схему «Умножение на ctg ψ _Л», откуда число импульсов N₂cos(γ — β) ctg ψ _Л подается на реверсивный счетчик канала Z и далее, преобразуясь в шаговом двигателе в приращение координаты Z, через вторую сельсинную передачу — на счетчик индикатора координаты Z. Так формируется первый член формулы для Δ Z.

В такте II переключается П₁, в результате чего из ДИСС поступает число импульсов N₁ =f_Д1τ, которые далее проходят через схему так же, как и N₂ в такте I (так как переключатель П₃ положения не изменил). В этом такте подсчитываются вторые члены формул.

В такте III переключатель П₁ возвращается в положение такта I, а переключатели П₂ и П₃ переходят в положения III, IV. При этом из схемы «Формирование временного строба» поступает временной строб τ sin(γ — β ₃) и умножение на ctg ψ _Л производится в канале 5. В такте III формируются третьи члены формул.

В такте IV переключается только П₁ и формируются четвертые члены.

Итак, в течение tЦ каждого цикла на счетчиках S и Z обновляется информация о текущих координатах самолета.

Необходимая для получения временных стробов величина γ — β 3 вырабатывается по текущему курсу у, поступающему из ТКС, и путевому углу β 3 ортодромического участка ЛЗП, вводимому вручную в задатчик-индикатор путевого угла (рис. 5).

Аналоговый метод счисления координат в АНК — вспомогательный, применяется при отказах доплеровского датчика для продолжения счисления координат по воздушной скорости (от СВС) и запомненному или введенному вручную ветру.

Счисление координат в главно-ортодромической системе выполняется на тех же элементах АНК аналогично счислению в частно-ортодромических координатах.

Как при импульсном, так и при аналоговом счислении положение продольной оси Оу системы координат (при счислении в ГО) или оси S (при счислении в ЧО) задается установкой на одном из задатчиков путевых углов 5 (рис.5) ортодромического путевого угла, соответствующего выбранному опорному меридиану (относительно которого отсчитывается курс, и на счетчиках координат самолета (1 или 2) — фактических координат х₀ и у₀ (или Z₀ и S₀) самолета в момент включения счисления.

На сигнальных лампочках счетчиков верхней пары в зависимости от выбранной системы координат (ГО или ЧО) подсвечиваются буквенные обозначения х и у (или Z и S).

Одновременно с основным счислением текущих координат самолета в ГО- или ЧО-системе навигационный вычислитель обеспечивает их преобразование.

Для преобразования главно-ортодромических координат х и у в частно-ортодромические Z и S относительно отрезка O'S ЛЗП, по которому летит самолет (текущий участок ломаной ЛЗП), необходимо задать параметры новой системы относительно исходной: координаты х₀' и y₀' - начала (очередного ППМ ломаной ЛЗП) и заданный путевой угол β _ЧО оси O'S (рис. 14). Связь между новыми («преобразованными») и исходными («счисленными») координатами устанавливается из рис. 14, если учесть, что продольные координаты у, у₀' и S находятся в области отрицательных значений, а Δ β _З = β _ЧО— β _ГО:

-S=-(y-y_O’)cosΔ β _З+(x_O’-x)sinΔ β _З,

или

S=(y-y_O’)cosΔ β _З+(x-x_O’)sinΔ β _З;

Z=-(y-y_O’)sinΔ β _З+(x-x_O’)cosΔ β _З.

Преобразованные координаты Z и S используются для управления самолетом по текущему боковому уклонению самолета от ЛЗП и для определения момента подхода к ППМ.

Преобразование частно-ортодромических координат Z и S в частно-ортодромические координаты Z' и S' следующего участка ЛЗП выполняются по формулам, получаемым на основании рис. 15:

-S’=-S’_O-[ZsinΔ β _З-(-ScosΔ β _З)];

S’=S’_O+ZsinΔ β _З-ScosΔ β _З;

Z’=-SsinΔ β _З+ZcosΔ β _З.

Как видно из последней формулы, для определения преобразованной координаты Z' по счислимым Z и S достаточно ввести в НВ только величину Δ β _З.. Для определения же преобразованной координаты S' (оставшегося расстояния до следующего ППМ) необходимо, дополнительно задать S'о — длину следующего этапа пути. Постоянное наличие преобразованных координат Z' и S' позволяет в любой момент перейти от стабилизации самолета на текущем участке ЛЗП к выходу на последующий и стабилизации самолета на нем. Переход к полету к следующему участку ЛЗП, включая определение момента начала разворота (на удалении S_УP от ППМ), выполняется автоматически.

Текущие координаты самолета преобразуются также с целью выработки параметров навигационного режима для полета по кратчайшему расстоянию в заданную точку — требуемого путевого угла β _кр и кратчайшего расстояния S_кр.

Рис. 15. Преобразование ЧО-координат в ЧО-координаты другого этапа ЛЗП	Рис. 16. Схема решения задачи «КР» при счислении в ЧО координатах

Формулы преобразования в случае счисления в ГО-системе координат получаются, если положить:

x_O'=x_Ц, y_O’=y_Ц, Z=0, Δ β ₃=Δ β _КР;

S_КР=(y-y_Ц)cosΔ β _КР+(x-x_Ц)sinΔ β _КР;

0=-(y-y_Ц)sinΔ β _КР+(x-x_Ц)cosΔ β _КР.

При включенном режиме «КР» (рис. 4) по этим формулам непосредственно получаются текущие значения S_КР и Δ β _КР, где Δ β _КР — необходимая поправка к программному значению путевого угла β _З для получения β _КР. Величина β _КР=β ₃ + Δ β _КР автоматически отрабатывается на «свободном» (т. е. неиспользуемом в данный момент для счисления) задатчике-индикаторе ПУ 5 (рис. 5), а величина S_КР—на «свободном» счетчике координаты S самолета (1 или 2).

При счислении в ГО-системе β _КР используется для автоматического полета методом управления навигационным режимом с определением (в данном случае) рассогласования между требуемым β _КР и фактическим путевым углом β = γ + α, которое затем приводится к нулю. Величина S_КР используется для контроля пути по дальности и регулирования скорости полета в соответствии с располагаемым временем t_расп.

Если счисление ведется в ЧО-системе координат, то значения Δ β _КР и S_KP получаются на основании рис. 16:

S_КР=(S-S_Ц)cosΔ β _КР+(Z-Z_Ц)sinΔ β _КР;

0=-(S-S_Ц)sinΔ β _КР+(Z-Z_Ц)cosΔ β _КР.

Соотношения по структуре одинаковы с предыдущими выражениями, поэтому решаются с помощью тех же вычислительных устройств, а результаты выдаются также на задатчике-индикаторе ПУ и счетчике координаты S.

По этим β _КР и S_KР строится новый ЧО-участок ЛЗП, на него принудительно переводится счисление и затем выполняется полет методом непосредственной коррекции координаты Z.

Навигационный вычислитель АНК обеспечивает также преобразование высоты полета в параметры управления движением самолета в вертикальной плоскости — разность фактической H и программной H₃ высот или угол θ снижения, определяемый соотношением

где Н — текущая высота, Н₃ — конечная высота, на которую необходимо выйти с расстояния S_CH. Эти параметры могут быть использованы в САУ для выработки пилотажных команд, индицируемых на позиционных или директорных приборах.

Оптимизация (коррекция) счисленных координат

В АНК с аналоговым вычислителем применяется, как правило, простейший способ оптимизации координат самолета — автоматизированная коррекция с использованием РСБН (неавтономная коррекция) или МНРЛС (автономная коррекция).

При ручной (неавтоматизированной) коррекции значения координат МС, полученные любым способом (от наземной РЛС, визуальным наблюдением и др.), предварительно переводятся в основную систему координат АНК, в которой ведется счисление — х и у или Z и S, а затем вручную устанавливаются на «рабочих» счетчиках.

При автоматизированной коррекции сравниваются полученное независимым методом МС_нез и счисленное МС_СЧ, вырабатываются и индицируются рассогласования Δ Z = Z_НЕЗ — Z_CЧ и Δ S = S_НЕЗ — S_CЧ (или Δ Х и Δ Y) между их координатами, по полученным данным принимается решение о целесообразности коррекции и корректирующие поправки Δ Z, Δ S (или Δ Х, Δ Y) передаются на рабочие счетчики. Определение корректирующих поправок, их наглядная индикация, а также ввод (после принятия решения) в счетчики осуществляются автоматически. Логическая часть задачи выполняется экипажем, принимающим решение о возможности коррекции в зависимости от степени доверия к координатам, полученным независимым методом, по сравнению со счисленными.

Принцип коррекции ЧО-координат при использовании системы РСБН (или зарубежных маяков VOR/DME) рассмотрим по рис. 16.

Исходными данными для решения задачи коррекции являются: ЧО-координаты S_p и Z_p радиомаяка, подготовленные при программировании полета; заданный путевой угол β _ИЗ ЛЗП относительно истинного меридиана радиомаяка, также определяемый при программировании; измеренные системой РСБН во время полета истинный пеленг А_C и наклонная дальность D_H самолета относительно радиомаяка; текущая барометрическая высота полета H, поступающая от СВС и принимаемая приближенно отнесенной к уровню радиомаяка. Связь между этими величинами и текущими точными ЧО-координатами S и Z самолета устанавливается по рис. 17, а с учетом соотношения между D_H, H и μ согласно рис. 17, б:

S-S_P=-D_H cosm cosA_PS;

Z-Z_P=-D_H cosm sinA_PS,

или

(S-S_P) secm=-D_H cosA_PS;

(Z-Z_P) secm=-D_H sinA_PS,

где А_PS = А_C + 180° — β _ИЗ — условный пеленг радиомаяка относительно частно-ортодромической оси S, принимаемой за условный меридиан. Инструментовка этих формул производится при помощи нескольких электромеханических (аналоговых) следящих систем, связывающих выходную схему РСБН (А_C, D_H), ручные задатчики ИЗПУ (β _ИЗ) и ЧО-координат радиомаяка (S_p, Z_p), датчик высоты СВС (H), а также специальную схему отработки угла μ, по измеренным текущим D_H и H.

Расхождения между счисленными (Z_CЧ, S_CЧ) и полученными согласно формуле точными (радиотехническими) координатами Z и S для наглядности индицируются на специальном индикаторе (рис. 7, а), если переключатель находится в положении «Индикация»:

Δ Z=Z-Z_СЧ;

Δ S=S-S_СЧ,

После принятия решения на коррекцию установкой переключателя в положение «Коррекция» поправки Δ Z, Δ S вводятся на рабочие счетчики текущих координат самолета и приводят их показания к точным (корректированным) значениям. Изменения показаний счетчиков вызывают управляющее воздействие на самолет со стороны САУ, приводящее к маневру самолета до достижения нулевого показания Z.

При режиме счисления в ГО-системе координат процесс коррекции аналогичен изложенному, но в НВ вводятся не S_P и Z_P, а ГО-координаты y_P и х_P радиомаяка, а на индикаторе поправок отрабатываются значения Δ у и Δ х, по которым экипаж может судить о возможности выполнения коррекции.

При коррекции с помощью БРЛС используется радиолокационный ориентир (РЛО) с точно определенными при программировании ЧО-координатами. Для наглядного сравнения МС_НЕЗ с МС_СЧ из НВ в БРЛС поступают текущие значения курсового угла ψ _CЧ и наклонной дальности D_НCЧ ориентира, вычисленные по текущим счисленным координатам самолета и запрограммированным координатам РЛО. По ψ _CЧ и D_HCЧ на экране индикатора БРЛС строится электронное перекрестие. Несовпадение изображения РЛО с перекрестием означает расхождение между МС_НЕЗ и МС_СЧ. Ручное наложение перекрестия на изображение РЛО с помощью механизма управления перекрестием (рис. 7, г) позволяет определить поправки к ψ _CЧ и D_HCЧ, а следовательно, и их исправленные значения ψ _РЛО и D_НРЛО, по которым сначала вычисляется условный пеленг РЛО (относительно ЛЗП)

A_РЛО S=ψ _РЛО+γ -β _ИЗ, а затем определяются и корректированные координаты S и Z самолета. Как и при использовании РСБН, величины корректирующих поправок Δ S и Δ Z индицируются на индикаторе поправок.

Кроме оптимизации координат, АНК позволяет при обнаружении систематических боковых ошибок счисления осуществить также коррекцию курсовой системы, для чего используется «блок дискретных поправок» (БДК).

Вопросы студентам:

1. Какие системы САУ работают с аналоговым АНК?

2. Чем отличаются САУ: АБСУ-134А, КА-142, СТУ-154?

3. Какие задачи решает комплекс Путь-4?

4. Какие виды счисления применяются в аналоговых АНК? Какие точнее?

5. Объясните сущность применения ДИСС при счислении.

6. Как вычисляются радиальные скорости самолета?

7. Опишите работу блок – схемы счисления координат импульсным методом.

8. Как преобразуются ГО в ЧО координаты?

9. Как решается задача полета по КР при счислении в ЧО-координатах?

10. Какие виды коррекции применяются в аналоговых АНК? Сравните их точности.