Лекция № 16 Тема 3.2. Приборное оборудование аналоговых комплексов ПНО 5

Лекция № 16 Тема 3.2. Приборное оборудование аналоговых

комплексов ПНО 5. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузки (АУАСП). Назначение, состав и функциональная схема АУАСП. Датчики сигналов ДКУ, ДП, ДУА. Режимы работы («Полет», «Взлет», Посадка», «Контроль»), индикация и сигнализация автомата АУАСП. 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС). Назначение, состав (ВВС, ВЛ) и функциональная схема ССОС. Формирование бароинерциальной и барорадиоинерциальной вертикальных скоростей полета. Режимы и сигналы предупреждения опасных ситуаций системы ССОС

углов атаки и перегрузок (АУАСП) устанавливается на воздушных судах (самолётах)

гражданской авиации и служит для:
- измерения в полёте местных углов атаки αместн, критических углов атаки αкр и вертикальных перегрузок ny;
- выдачи сигналов, пропорциональных местным углам атаки αместн, критическим углам атаки αкр и вертикальным перегрузкам ny;
- визуального указания текущих углов атаки αтек, критических углов атаки αкр и вертикальной перегрузки ny;
- включения предупреждающей сигнализации и выдачи сигналов в самолётные системы при приближении к критическим углам атаки и предельным перегрузкам.

21

БК; 2 - датчик критических углов ДКУ;
3 - указатель

углов атаки и перегрузок УАП;
4 - датчик перегрузок ДП; 5 - датчик углов атаки ДУА; 6 – ЗИП.

20

отработке в схемах автоматических самобалансирующихся мостов напряжений, пропорциональных текущим углам

атаки α, критическим углам атаки αкр и вертикальным перегрузкам ny самолёта.
Указанные параметры самолёта замеряются датчиками углов атаки ДУА, критических углов ДКУ и перегрузок ДП и вводятся в виде электрических напряжений на указатель углов атаки и перегрузок УАП. Таким образом, на указателе углов атаки и перегрузки УАП автомата непрерывно индицируются величины αтек, αкр и ny . Допустимое значение вертикальной перегрузки наносится на шкале указателя в виде постоянной величины (закрашенного сектора желтого или красного цвета).
Выход самолёта на критический режим определяется приближением текущего угла атаки самолёта к критическому углу атаки или вертикальной перегрузки к предельному значению. При этом стрелки указателей угла атаки и вертикальной перегрузки приближаются к критическим значениям, и выдаётся предупреждающий сигнал - загорается лампочка на указателе.

самолётную систему выдаётся сигналы «критического режима», «+27В» на лампочку правого

лётчика и раздельно по каналам угла атаки α и вертикальной перегрузки nу в виде напряжений постоянного тока «+27 В».
Принцип действия сигнализации основан на механическом включении и выключении микропереключателей специальными устройствами, расположенными в указателе углов атаки и перегрузок УАП.

перегрузки ДП, а текущий угол атаки αтек датчиком текущего угла

атаки ДУА, измеренные значения в виде электрических сигналов поступают в блок коммутации БК. Через переключатель режимов (от концевых микропереключателей положения закрылков) в блок коммутации БК поступают электрические сигналы, пропорциональные критическим углам атаки для различных режимов полёта (взлёт, полёт, посадка).
Критический угол атаки αкр в полётном режиме является функцией числа Маха полёта. Он определяется датчиком критических углов ДУА и в виде напряжения
U = f(M) (1)
поступает в блок коммутации. Так как режимы взлёта и посадки протекают в любом полёте однотипно, то критические углы атаки для этих режимов не вычисляются, а задаются при помощи задатчиков критического угла атаки для взлётного режима αвзлет. и посадочного режима αпос. Значения углов αвзлет и αпос различаются лишь для разных типов самолётов.

датчика и монтажного кронштейна с магнитным усилителем. Собственно датчик состоит

из мембранно-анероидного узла и узла отработки. Мембранно-анероидный узел состоит из скоростного и высотного блоков, укреплённых в герметичном пластмассовом корпусе, во внутреннюю полость которого подаётся статическое давление Рст от приёмника статического давления ПДС.

Чувствительным элементом скоростного блока является манометрическая коробка, в которую подается полное давление от приёмника полного давления ППД. В высотном блоке в качестве чувствительного элемента используется анероидная коробка с нулевой температурной компенсацией инструментальных погрешностей.

давлений ПВД, подаётся через штуцер С в герметичный корпус мембранно-анероидного

узла датчика критических углов, где оно воздействует на чувствительный элемент высотного блока (анероидную коробку). Перемещение подвижного центра анероидной коробки передаётся щёткодержателю с токосъёмными щётками, скользящими по высотному потенциометру R1. Напряжение, снимаемое с потенциометра R1, является функцией статического давления воздушного потока Рст.

Д внутрь манометрической коробки. Перемещение подвижного центра мембраны , пропорциональное

динамическому давлению Рдин - разность полного и статического давлений (Рдин= Рп- Рст), передаётся щёткодержателю с токосъёмными щётками, скользящими по скоростному потенциометру R2. Напряжение, снимаемое с потенциометра R2, является функцией динамического давления.

полёта, величина которого определяет критический угол атаки. Путём предварительного профилирования

каркасов потенциометров R1 и R2 и последующего уточнения их характеристик при помощи шунтирующих резисторов R68-R78, R53-R64 и добавочных резисторов R52, R65, R67, R79 достигается заданная зависимость выходных напряжений U1 и U2 потенциометров R1 и R2 от измеряемых величин Рст и Рдин:


где К1, К2 - коэффициенты использования длины намотки потенциометров R1 и R2;
a - степень, равная 0,35÷0,42.
Количество и номиналы указанных резисторов и их величина определяется характеристикой αкр = f(M) для каждого типа самолёта.
Потенциометры R1 и R2 включены по схеме умножения так, что с потенциометра R2 снимается напряжение:

Датчик критических углов

11

отработки R3 и подаётся на вход магнитного усилителя МУ, на

выходе которого установлен двухфазный индукционный двигатель М4, который перемещает щётку потенциометра R3 до тех пор, пока мост, образованный потенциометрами, не придёт в равновесие. Благодаря электрическому профилированию потенциометра R3 шунтами R39 ÷ R51 и добавочным резистором R36, угол поворота вала двигателя и щётки потенциометра R3 является функцией числа М.

и R5 укреплены на одной оси, благодаря чему и угол

поворота щёток выходных потенциометров пропорционален числу М. Согласующие резисторы в блоке коммутации и резисторы R38, R80, R84, R85 в датчике критических углов ДКУ подбирают таким образом, чтобы с потенциометров R4 и R5 снимались напряжения заданной зависимости критических углов от числа М.

типа ДУА, устанавливаемого на фюзеляже самолёта.
Датчик углов атаки
8
В корпусе датчика

углов атаки ДУА закреплены потенциометры R3 и R4, а с флюгером, свободно устанавливающимся по направлению воздушного потока, соединены токосъёмные щётки. Таким образом, с потенциометров R3 и R4 снимаются напряжения пропорциональные текущим значениям местных углов атаки. Резисторы R5 и R6 являются регулировочными. Обогреватели R0 обеспечивают работоспособность датчика углов атаки в условиях обледенения.

оси OY самолёта (вертикальная ось).
Датчик перегрузки
7
Направляющая 5 обеспечивает

единственную степень свободы перемещения инерционной массы 3 (ось ОY). При отсутствии линейного ускорения натяжение пружин 1 одинаково и инерциальная масса располагается в среднем положении (ny = 0). При установке на неподвижном основании или в горизонтальном полёте на инерциальную массу действует сила тяжести, под действием которой она смещается от среднего положения на величину пропорциональную g (ny = 1). Во время движения самолёта по криволинейной траектории с ускорением , подвижный узел 3 приводится в движение силой, развиваемой при деформации пружин 1. В установившемся положении равновесия, усилие деформации пружин равно инерциальной силе .

преобразуется в электрический сигнал. Для демпфирования колебаний инерциальной массы 3

и уменьшения трения движущихся частей, полость датчика заполнена маслом 2. С целью предохранения щёток потенциометра от механических повреждений и ограничения движения инерционной массы в пределах диапазона измерения перегрузок используются регулируемые опоры, чтобы инерционная масса упиралась в них при перегрузках, превышающих на 10% максимальные для данного типа самолёта. Жёсткость пружины подбирается также в зависимости от диапазона измеряемых перегрузок.

Поскольку пружины имеют линейную зависимость усилия деформации от её величины, то смещение подвижного узла пропорционально ускорению, с которым движется корпус 4 акселерометра в направлении оси OY (с учётом проекции ускорения силы тяжести на ось OY).

величин, пропорциональных αтек, αкр (αвзлет, αпос) и ny в механические

повороты стрелок αтек и ny, и сектора αкр (αвзлет, αпос) относительно шкал и для указания этих перемещений.

По раствору между стрелкой αтек и сектором αкр (αвзлет, αпос) судят о приближении к критическому режиму полёта по углу атаки, а по раствору между стрелкой ny и неподвижным сектором ny кр - о приближении к критическому режиму по вертикальной перегрузке.

В указателе смонтированы следящие системы отработки каналов αтек, αкр (αвзлет, αпос) и ny, состоящие из потенциометров. Связанные со стрелками кулачки замыкают концевые микропереключатели В1 и В2 при подходе к критическим режимам по каналам угла атаки α и вертикальной перегрузки ny, в результате чего загораются предупредительные сигналы и в самолётные устройства выдаётся сигнал «+27В».

переменным напряжениями всего автомата АУАСП.
В блоке коммутации БК расположены

трансформаторы, усилители систем отработка αтек, αкр (αвзлет, αпос) и ny, регулировочные и вспомогательные элементы схемы.
Все каналы отработки (αтек, αкр (αвзлет, αпос) и ny) выполнены на базе самобалансирующихся потенциометрических мостовых схем.

канал ограничения αкр . Переключатель режимов срабатывает от самолётной системы

(концевые микропереключатели положения закрылков) и коммутируют цепи αкр , αвзлет и αпос в зависимости от режима полёта. Конструктивно переключатель режимов (реле) и задатчики αвзлет и αпос (потенциометры) расположены в блоке коммутации БК. Напряжения, поступающие в блок коммутации БК на усилители, являются входными сигналами для автоматических самобалансирующихся мостов, двумя плечами которого являются части потенциометров датчиков. Двумя другими плечами моста являются части потенциометров отработки в указателе углов атаки и перегрузок УАП, в котором электрические сигналы преобразуются в перемещения стрелок индицируемых параметров и сектора, ограничивающего критические углы атаки.
ДУА измеряет местные углы атаки, в то время как необходимо индицировать αтек самолёта (крыла). Шкала указателя углов атаки и перегрузок УАП поэтому тарирована в αтек самолёта. Зависимость между αместн и αтек самолёта определяется для каждого типа самолёта в результате лётных испытаний. В частности, для самолета Ту-154 эта зависимость имеет вид: αместн = (1,5÷2) αтек (2)

работы:
1. Режим «Полёт». Сектор критических углов занимает положение пропорциональное выходному

напряжению датчика критических углов, которое зависит от числа М. Автомат работает в этом режиме при подаче
«-27В» от концевого выключателя обжатия шасси, т.е. в момент отрыва самолёта от ВПП, в том случае, если закрылки самолёта не выпущены на взлётный или посадочный угол.

2. Режим «Взлёт». Положение сектора критических углов атаки определяется задатчиком αвзлет, который находится в блоке коммутации БК. Автомат работает в этом режиме, если подается «-27В» от концевых микропереключателей закрылков, которые срабатывают при выпуске закрылков на взлетный угол.

3. Режим «Посадка». Положение сектора критических углов определяется задатчиком αпос, который находится в блоке коммутации БК. Автомат работает в этом режиме, если подается «-27В» от концевых микропереключателей закрылков, которые срабатывают при выпуске закрылков на посадочный угол.

работы:
4. Режим «Контроль». Для определения работоспособности систем отработки автомата на

земле и в полёте предусмотрен встроенный контроль. В этот режим автомат переключается при нажатии кнопки (без фиксированного положения) «Контроль АУАСП» на приборной доске лётчика. При этом независимо от режима полёта, подвижные элементы указателя займут следующие положения:
сектор канала критических углов атаки отработает в положение взлётного угла атаки;
стрелка канала текущего угла атаки совместится с нижней кромкой сектора канала критических углов атаки, т.е. отработает в положение выхода на критический угол атаки;
стрелка канала вертикальной перегрузки совместится с нижней кромкой неподвижного сектора канала вертикальной перегрузки, т.е. отработает в положение допустимой критической вертикальной перегрузки, сработает сигнализация.
Нажатие на кнопку «Сброс» приводит к восстановлению показаний в соответствии с положением щёток потенциометров датчиков. Датчики встроенным контролем не охвачены.

погрешности, в основном вносимые датчиками автомата и элементами указателя.

Для проверки

автомата АУАСП используется установка КПА-23. Работоспособность автомата на самолете проверяется раздельно от датчиков ДУА, ДКУ и ДП. При проверке работоспособности от датчика ДКУ дополнительно используется установка КПА-ПВД (КПУ-3), а при проверки работоспособности от датчика ДП - пульт КП-10 из комплекта КПА-10

Системы сигнализации опасной скорости V сближения самолета с землей (ССОС)

служат для выдачи сигналов предупреждения при взлёте и посадке в заданном диапазоне геометрических высот Н1 ... Н3 (от 50 м до 250 м), при скорости снижения Vу Vу КР , а также при сближении самолета с землей в опасном диапазоне высот Н1 ... Н4 (Н3 < Н4) и подачи этих сигналов для записи на МСРП. Опасный диапазон высот определяется в зависимости от барорадиоинерциальной Vy бри или бароинерциальной Vу би вертикальной скорости.
Сигнал предупреждения об опасной скорости сближения с землей формируется при следующих условиях:
- при взлете, после уборки шасси в интервале высот по данным радиовысотомера 50 < Нрв < 250 м, если самолет начнет снижаться с вертикальной скоростью более 1,6 м/с;
- при снижении, когда высота по данным радиовысотомера менее 250 м и шасси убрано;

В комплект ССОС входят:
- вычислитель вертикальной скорости ВВС - вычисляет

вертикальную скорость сближения самолета с землей ( бароинерциальную Vуби и барорадиоинрциальную Vубри) и вырабатывает сигнал исправности вычислителя.;
- логический вычислитель ВЛ (задает зависимость опасных значений Vу от истинной высоты полета; вырабатывает предупредительную сигнализацию при возникновении опасной ситуации в полете; выдает сигнал исправности ССОС.;
- датчик линейных ускорений БДЛУ-1(измеряет линейное ускорение вдоль вертикальной оси самолета)

схема ССОС.
Входными сигналами ССОС являются: Рс, ny, истинная высота

Нрв, кр от АУАСП.

Блок ВВС на выходе формирует
вертикальные скорости полета:
бароинерциальную
Vy би (комплексирование сигналов барометричес-кой вертикальной скорости Vу и верти-кальной инерциальной скорости, получаемой интегрированием вертикального ускорения

и барорадиоинерциальную (комплексирование производной от РВ и Vy би

ССОС.
Комплексирование бароинерциальной Vy би вертикальной скорости связано с компенсацией

постоянных и медленно меняющихся ошибок, содержащихся в сигнале перегрузки, и компенсации флуктуационных составляющих в сигнале барометрической вертикальной скорости, обусловленных погрешностями восприятия статического давления.
Комплексирование барорадиоинерциальной Vy бри вертикаль-ной скорости связано с компенсацией уровня помех в сигнале производной радиовысотомера Нрв , обусловленных в том числе неровностями рельефа (леса, овраги и т.д.) и погрешностей Vу би. В результате на выходе фильтра получается сигнал, пропорциональный скорость Vу бри

Сигналы Vу би ,Vу бри , Hи с выходов фильтров, согласующего устройства вместе сигналами Uв (сигнал исправности вычислителя), UФ (сигнал исправности фильтров), акр , UШ - поступают на вход логического вычислителя ВЛ.

ССОС.
Вычислитель ВЛ включает компараторы, которые по сигналам Ни вычислителя

В выдают сигналы прохождения самолётом фиксированных значений Н1 ...Н4 высоты.
Граничная высота НГР1 опасного диапазона высот в функции скорости Vу би определяется в специальном компараторе. Здесь происходит сравнение граничной высоты с текущей высотой Ни . Выходной сигнал компаратора при Ни < НГР1 представляет логическую «1», а при Ни > НГР1 - логический «0».

Граничная высота НГР2 опасного диапазона высот в зависимости от скорости Vy би определяется в другом компараторе, где высота НГР2 сравнивается с Ни . Выходной сигнал этого компаратора равен логической "1" при Ни < НГР2, а при Ни > НГР2 - логическому «0».
В следующем компараторе при Vу би > Vу КР вырабатывается сигнал, равный логической «1», а при Vу би < Vу КР - логическому «0». Сигнал UШ с помощью делителя напряжения преобразуется в логическую «1» при убранных шасси, а при выпущенных шасси - в логический «0».

ССОС.
Выходные сигналы опасных режимов полета вырабатываются в компараторе тревоги

в результате прохождения отмеченных сигналов с другими входными сигналами через комбинацию логических элементов И - НЕ, И, ИЛИ, НЕ, также входящих в состав вычислителя ВЛ. Выходные сигналы системы ССОС могут фиксироваться в магнитной системе регистрации параметров самолёта МСРП.
Перед полетов система проверяется на земле с помощью встроенного контроля. Для включения встроенного контроля необходимо переключатель «Контроль ССОС» устанавливать поочередно в положения «I», «II», «III». Когда переключатель находится в положении «I», проверяется исходное положение измерительных и преобразующих элементов блоков ССОС, готовность радиовысотомера к работе, наличие всех видов электрического питания в отсутствие сигнала αкр. Если все системы исправны, загорается табло «Опасно земля».
Когда переключатель находится в положениях «II» и «III», проверяется работоспособность системы путем подачи напряжений, имитирующих определенные значения высоты и вертикальной скорости (НI,НI – в положении «II»; Н2 и Vуби – в положении «III», при которых система должна выработать сигнал, включающий табло «Опасно земля».