Путь-4МПА — Пилотажно-навигационная система (стр.-3)

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

Страницы:     [01]     [02]     [03]     [04]     [05]     [06]     [07]

Скорость сближения к глиссаде рН можно определить также из зависимости (см. рис. 9):

рН=V₂=V_о sin ϑ.

Так как углы ϑ не превышают 10°, то sin ϑ≈ϑ и можно записать 

рН≈V₀ϑ.

11.

следовательно, скорость приближения к глиссаде рН пропорциональна углу ϑ тангажа самолёта.

Приравняв правые части (уравнений 10 и 11), получим

12.

Следовательно, производная рξ пропорциональна тангажу ϑ.

Анализ закона управления.

Для вывода самолёта на глиссаду и стабилизации его на ней лётчик использует показания авиагоризонта, нуль-прибора системы инструментальной посадки, указателя скорости и высотомера. На основании информации, получаемой от этих приборов, лётчик управляет тангажом самолёта так, чтобы его центр масс двигался по глиссаде. Такое управление требует от лётчика большого напряжения. Использование вычислителя позволяет упростить управление.

Простейшая операция, которую должен выполнять вычислитель, — это сравнение сигналов тангажа ϑ и сигналов отклонения Н от глиссады.

Предположим, под действием возмущения самолёт отклонился вверх от глиссады  на величину Н (рис. 9). В этом случае лётчик должен изменить тангаж самолёта в сторону пикирования и самолёт будет приближаться к глиссаде. По мере приближения к ней отклонение Н уменьшается, а следовательно, надо уменьшать и угол тангажа ϑ для уменьшения скорости приближения к глиссаде и этим предотвратить отклонение от неё вниз.

Таким образом, каждому отклонению Н соответствует определённое значение угла тангажа ϑ.

Рис. 10. Структурная схема управления продольного канала.

Операцию сравнения отклонения Н и тангажа ϑ происходит вычислитель и при несоответствии их лётчику выдаётся команда δ_н на изменение тангажа в ту или другую сторону.

Структурная схема такого управления показана на (рис. 10), а закон управления будет выражаться зависимостью

δ_н=R_ϑϑ±R_нН,

где R_ϑ, R_н — коэффициенты пропорциональности.

Заменив линейное отклонение Н на угловое ξ (уравнение 9), получим простейший закон управления:

δ_н=R_ϑϑ±R_ξξ,

13.

Однако реализация приведённого закона управления, в котором используется сигнал тангажа ϑ, приводит к возникновению статических ошибок и колебаниям самолёта относительно глиссады. Поэтому для устранения статических ошибок сигнал тангажа в законе (13) заменяется на эквивалентный сигнал производной рξ (уравнение 12), а для устранения колебаний самолёта относительно глиссады вводится сигнал производной тангажа рϑ. Тогда закон управления продольного канала в общем виде будет иметь вид:

δ_н=t(R_ξξ+R_рξрξ+R_рϑрϑ).

14.

Сигнал ξ, снимаемый с аппаратуры «Курс МП», содержит значимые помехи (как и сигнал ε), для устранения которых используется фильтр . Для дополнительной фильтрации и усиления сигнала производной рξ используется дополнительный фильтр .

Учитывая передаточные функции фильтров-усилителей, применяемых в продольном канале, закон уравнения будет иметь вид:

15.

Структурная схема формирования закона управления продольного канала представлена на (рис. 11).

Сигнал отклонения самолёта от равносигнальной зоны глиссады ξ поступает с аппаратуры «Курс МП» (РСБН-2С) в комбинированный блок БК-5, где производится его линейное усиление. С выхода блока БК-5 сигнал ξ подаётся на левый и правый вычислитель В-12 и автопилот АП-6Е или АП-6ЕМ-ЗП. В левом вычислителе В-12 сигнал подаётся на 2-ой блок и одновременно на дифференцирующее звено , на котором образуется сигнал производной рξ.

Рис. 11. Структурная схема продольного канала системы «Путь-4МПА».

Рис. 12 Структурная схема системы «Путь-4МПА».

Сигнал рξ через 1-ый блок, являющийся фильтром-усилителем. также подаётся на 2-ой блок.

Сигнал тангажа ϑ с ЦГВ-4 после линейного усиления в блоке БК-5 подаётся в левый вычислитель В-12 на дифференцирующее звено , на котором образуется сигнал производной рϑ, подаваемый затем на 2-ой блок вычислителя В-12.

На 2-ом блоке вычислителя В-12 путём алгебраического суммирования сигналов ξ, рξ, рϑ формируется сигнал команды по тангажу δ_н, который после усиления в усилителе У-20Р (6-ой канал) подаётся на прибор ПП-1ПМ для индикации.

При автоматическом полёте по глиссаде сигнал команды δ_н через блок БС-3 подаётся в продольный канал автопилота АП-6Е или АП-6ЕМ-ЗП.

Структурная схема системы «Путь-4МПА» показана на (рис. 12).

ПОКАЗЫВАЮЩИЕ ПРИБОРЫ ПП-1ПМ И НКП-4

Пилотажный прибор ПП-1ПМ

Пилотажный прибор ПП-1ПМ (см. рис. 13) предназначен для индикации команд директорного управления самолётом.

Прибор ПП-1ПМ комбинированный, совмещает в себе:

1. командный нуль-прибор,
2. дистанционный указатель авиагоризонта,
3. указатель положения глиссады (заданной траектории снижения)
4. указатель скольжения.

.

Рис. 13а. Лицевая часть - пилотажного прибора ПП-1ПМ.

1—стрелка указателя глиссады; 2—шкала из точек; 3—индекс; 4—сферическая шкала тангажа; 6—силуэт-самолётика; 7—шкала кренов; 8—указатель скольжения; 9—кнопка арритирования; 10—кремальера; 11—лампа; 12—горизонтальная командная стрелка.

И н д и к а ц и я   п а р а м е т р о в.   Отклонение вертикальной командной стрелки 5 относительно центрального чёрного кружка влево или вправо является командой лётчику соответственно на левый или правый крен. Отклонение горизонтальной командной стрелки 12 относительно центрального чёрного кружка вверх или вниз является командой лётчику на изменение угла тангажа самолёта соответственно на кабрирование или пикирование. Угол крена самолёта отсчитывается по указателю крена (силуэта-самолётика) 6 на шкале кренов 7 самолёта.

Угол тангажа самолёта отсчитывается на сферической шкале тангажа 4 относительно индексов 3.

Шкала тангажа имеет искусственную линию горизонта и отметки углов тангажа.

Выше линии искусственного горизонта шкала окрашена в голубой или белый цвет, а ниже — коричневый или чёрный (ПП-1ПМ или ПП-1ПМк) цвет.

Вращение сферической шкалы тангажа 4 относительно индексов 3 указывает изменение углов тангажа на кабрирование или пикирование. При кабрировании линия искусственного горизонта оказывается ниже силуэта-самолётика, и он виден на голубом (белом) фоне. При пикировании силуэт-самолётика виден на коричневом (чёрном) фоне. Стрелка 1 указателя глиссады отклоняется вверх или вниз от средней (нулевой) отметки шкалы из точек 2. Направление отклонения стрелки 1 от среднего положения указывает лётчику, в какой стороне относительно самолёта находится глиссада планирования. Среднее положение стрелки указывает, что самолёт находится на глиссаде планирования.

Указатель скольжения 8 позволяет выполнять развороты самолёта без скольжения. Смещение чёрного шарика от среднего положения при развороте самолёта указывает на наличие внутреннего или внешнего скольжения. Кнопка 9 служит для дистанционного арритирования ЦГВ-4. Лампа 11 сигнализирует, к какому полукомплекту системы подключён автопилот АП-6Е или АП-6ЕМ-ЗП. Кремальера 10 служит для установки начальных углов тангажа.

Рис. 13б. Кинематическая схема - пилотажного прибора ПП-1ПМ.

1—командная стрелка; 2—командная стрелка; 3—силуэт-самолётика; 4—стрелка глиссады; 5—шкала тангажа; 7—двигатель (М1); 8—потенциометр (R1); 9—потенциометр (R4); 10—двигатель (М3); 12—потенциометр (R3); 13—двигатель (М5); 15—генератор (М6): 16—двигатель (М4); 18—потенциометр (R2); 20—двигатель (М2); 23—потенциометр (R6).

Кинематическая схема - пилотажного прибора ПП-1ПМ (см. рис. 13б) состоит из следующих узлов:

• система индикации команды по крену, в которую входят двигатель 10 (М3), потенциометр 12 (R3) и командная стрелка 1;
• система индикации команды по тангажу, в которую входят двигатель 20 (М2), потенциометр 18 (R2) и командная стрелка 2;
• системы индикации угла крена самолёта, в которую входят двигатель 13 (М5), генератор 15 (М6), потенциометр 23 (R6) и силуэт-самолётика 3;
• системы индикации угла тангажа самолёта, в которую входят двигатель 16 (М4), потенциометр 9 (R4) и шкала тангажа 5;
• системы индикации отклонения от глиссады, в которую входят двигатель 7 (М1), потенциометр 8 (R1) и стрелка глиссады 4.

Указанные узлы состоят из однотипных элементов:

• двигателя ДИД-0,5У;
• редуктора;
• потенциометра;
• указателя (шкалы или стрелки).

Навигационный курсовой прибор НКП-4

НКП-4 предназначен для индикации положения самолёта в пространстве и формирования сигналов отклонения от заданного курса ∆ψ (рис. 14а). Прибор НКП-4 комбинированный и обеспечивает индикацию:

• текущего курса ψ самолёта;
• заданного курса ψ_з;
• курсового угла радиостанции φ;
• отклонение ε самолёта от равносигнальной зоны курса или заданной линии пути;
• отклонение ξ самолёта от глиссады или заданной траектории снижения.

Бленкеры прибора сигнализируют об исправности каналов курса и глиссады радиотехнических средств посадки и навигации.

Рис. 14а. Лицевая часть - Навигационного курсового прибор НКП-4.

2—стрелка заданного курса; 3—индекс; 4—шкала курсов; 5—стрелка курсового угла: 6—бленкер; 7—шкала отклонения; 8—индекс треугольный; 9—кремальера; 10, 14—шкала из точек; 11—стрелка заданной линии пути; 12—глиссада; 13—стрелка глиссады;

И н д и к а ц и я   п а р а м е т р о в.   Курс самолёта отсчитывается на шкале курса 4 относительно неподвижного треугольного индекса 3. Заданный курс отсчитывается на шкале курса 4 по стрелке 2 заданного курса. При полёте самолёта с заданным курсом стрелка 2 устанавливается против индекса 3. С разворотом самолёта вправо шкала курсов 4 разворачивается влево относительно индекса 3 и на оборот. Стрелка 2 заданного курса при этом разворачивается синхронно со шкалой курсов 4. Смещение стрелки 2 заданного курса относительно индекса 3 по шкале 7 указывает на отклонение самолёта от заданного курса самолёта.

Линия 0—180° шкалы курсов 4 имитирует магнитный (истинный) меридиан, а линия проходящая через верхний и нижний треугольные индексы, имитируют продольную ось самолёта. Курсовой угол радиостанции отсчитывается по стрелке 5 на шкале 7, магнитный пеленг — на шкале 4 по стрелке 5.

Положение самолёта относительно равносигнальной зоны курса или заданной линии пути (ЗЛП) указывается стрелкой 11 по шкале из точек 10. Среднее положение стрелки 11 указывает, что самолёт находится на заданной траектории. Отклонение стрелки 11 от среднего положения влево или вправо указывает лётчику, в какой стороне относительно самолёта находится заданная траектория.

Положение самолёта относительно глиссады указывает стрелка 13 по шкале из точек 14. Отклонение стрелки 13 от среднего положения указывает лётчику сторону нахождения глиссады.

Открытие бленкера 6 курса (глиссады 12) в зоне действия курсового (глиссадного) маяка сигнализирует об отказе канала курса (глиссады) радиотехнических средств навигации и посадки. Кремальера 9 служит для установки заданного курса.

Треугольные индексы 8 служа для удобства выполнения предпосадочного манёвра.

Рис. 14б. Кинематическая схема - Навигационного курсового прибор НКП-4.

1—сигнализации исправности канала глиссады РТС; 2—сигнализация исправности канала курса РТС; 3—указателя отклонения от равносигнальной зоны курса (Э1); 4—стрелка; 5—шкала; 6—стрелка заданного курса; 7—указателя отклонения от глиссады (Э2); 8—шкала курса; 9—двигатель (М5); 11—сельсин (М6); 14—сельсин (М4); 16—двигатель (М3); 17—дифференциал; 19—двигатель (М1); 21—сельсин (М2); 

Прибор НКП-4 (см. рис. 14б) состоит из следующих узлов:

• следящей системы курса, в которую входят двигатель 19 (М1), сельсин 21 (М12) и шкала курса 8;
• следящей системы заданного курса, в которую входят двигатель 16 (М3), сельсин 14 (М4) и стрелка заданного курса 6;
• следящей системы курсовых углов радиостанции, в которую входят двигатель 9 (М5), сельсин 11 (М6), стрелка 4 и шкала 5;
• магнитоэлектрической системы 3 (Э1) — указателя отклонения от равносигнальной зоны курса;
• магнитоэлектрической системы 7 (Э2) — указателя отклонения от глиссады;
• магнитоэлектрической системы 2 сигнализации исправности канала курса РТС;
• магнитоэлектрической системы 1 сигнализации исправности канала глиссады РТС.

В приборе НКП-4 в следящих системах используется двигатели-генераторы ДГ-0,5ТА. Дифференциал служит для сложения углов ψ_з и ψ.

ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СХЕМА ПИЛОТАЖНО_НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ «ПУТЬ-4МПА»

Электрическая схема системы приведена в приложении 1.

Следящая система индикации крена

Следящая система индикации крена состоит из: 

• потенциометра крена ЦГВ-4;
• потенциометра R6;
• двигателя М5 (ДИД-0,5У);
• двигателя М6 (ДИД-0,5У);
• силуэта-самолётика и шкалы кренов прибора ПП-1ПМ, а также 8-го канала усиления У-20Н.

При кренах самолёта между потенциометрами ЦГВ-4 и R6 возникает сигнал рассогласования, который снимается с R6 и после усиления в 8-ом канале подаётся на двигатель М5. Двигатель через редуктор поворачивает силуэт-самолётика прибора ПП-1ПМ и и одновременно потенциометра R6, согласуя следящую систему. После её согласования двигатель М5 останавливается, а против нижней плоскости силуэта-самолётика на шкале кренов прибора ПП-1ПМ отсчитывается угол крена.

С осью двигателя М5 связана ось двигателя М6, работающего в режиме тахогенератора. Сигнал, пропорциональной скорости вращения двигателя, с управляющей обмотки М6 подаётся в восьмой канал У-20Н, как скоростная обратная связь. Резисторы R20—R22 служат для согласования потенциометров ЦГВ-4 и R6.

Сигнал крена с потенциометра ЦГВ-4 одновременно подаётся в блок реле БР-46А на мост, состоящий из резисторов R37, R41. Со средних точек моста сигнала крена γ через резисторы R42, R43 подаётся на вход 5-го канала У-20Н для формирования команды по крену δ_z.

Следящая система индикации тангажа

Следящая система индикации тангажа состоит из:

• потенциометра тангажа ЦГВ-4;
• потенциометра R4;
• двигателя М4 (ДИД-0,5У);
• сферической шкалы тангажа прибора ПП-1ПМ и 9-го канала усиления У-20Н.

При изменении тангажа самолёта  между потенциометрами ЦГВ-4 и R4 возникает рассогласование. Сигнал рассогласования с потенциометрами R4 через резисторы R35, R36 (БР-46А) подаётся на вход 9-го канала У-20Н и после усиления поступает на двигатель М4, который через редуктор поворачивает шкалу тангажа и потенциометр R4, согласуя следящую систему. После её согласования двигатель останавливается, а на шкале тангажа относительно центральных индексов отсчитывается угол тангажа. Резисторы R14—R16 служат для согласования потенциометров ЦГВ-4 и R4.

Одновременно сигнал танга ϑ с потенциометрами ЦГВ-4 подаётся в блок реле БР-46А на мост, состоящий из резисторов R44—R48. Со средних точек моста сигнал тангажа ϑ через резисторы R49, R50 подаётся на вход 1-го канала усиления блока БК-5. После усиления сигнал поступает в вычислитель В-12 для формирования сигнала команды по тангажу δ_н.

Установка начальных углов тангажа (углов атаки) в пределах ±10° производится кремальерой, кинематически связанной щётками потенциометра R4. При повороте щёток потенциометра происходит рассогласования следящей системы. После её согласования линия горизонта шкалы тангажа занимает новое положение.

Следящая система индикации курса

Следящая система индикации курса состоит из:

• сельсина-датчика УШ (КС-6, КС-8);
• сельсина-приёмника М-2 (С-30ВП);
• двигателя-генератора М1 (ДГ-0,5ТА);
• подвижная шкала курсов прибора НКП-4;
• 3-го канала усиления У-20Н.

Рис. 15. Система формирования сигнала ∆ψ в НКП-4.

При изменении курса самолёта между сельсинами УШ и М2 возникает рассогласование. Сигнал рассогласования с ротора сельсина М2 после усиления в 3-ем канале У-20Н подаётся на двигатель М1, который через редуктор поворачивает шкалу курсов, ротор сельсина М2 и первую входную ось механического дифференциала d (рис. 15). После согласования следящей системы шкала НКП-4 и первая входная ось механического дифференциала будут повёрнуты на угол курса самолёта ψ.

Для осуществления скоростной обратной связи сигнал, пропорциональной скорости вращения двигателя М1, с тахогенератора этого двигателя суммируется в противофазе на входе 3-го канала У-20Н с сигналом рассогласования следящей системы.
Сигнал ∆ψ формируется в приборе НКП-4. Следящая система заданного курса (СД, М4, М3, 2-ой канал) не задействована (см. рис. 15). Заданный курс ψ_з устанавливается в приборе НКП-4 кремальерой ЗК вручную. Вращение кремальеры ЗК передаётся на вторую ось дифференциала d и через него на стрелку заданного курса (ЗК). Вводимый заданный курс ψ_з устанавливается по стрелке ЗК на подвижной шкале курсов НКП-4. Если после установки заданного курса самолёт изменяет курс, то работает следящая система курса и двигатель М1 поворачивает шкалу курсов и через дифференциал стрелку ЗК на один и тот же угол, обеспечивая этим их синхронное перемещение.

Так как первая входная ось дифференциала d поворачивается на угол курса ψ, а вторая входная ось — на угол ψ_з, то выходная ось его поворачивается на угол, равный алгебраической сумме углов ψ и ψ_з, т. е. с помощью дифференциала d решается уравнение 

∆ψ=ψ_з±ψ.

Так как с выходной осью дифференциала связаны щётки потенциометра R1, то с него через резисторы R2, R4 снимается и подаётся в вычислитель В-12 сигнал постоянного тока ∆ψ, пропорциональный углу отклонения самолёта от заданного курса.

Сигналы ∆ψ, сформированные на потенциометрах R1 левого и правого приборов НКП-4, подаётся на блоки 3 и 4 левого и правого вычислителя В-12.

Для увеличения надёжности системы потенциометры R1 левого и правого приборов НКП-4 соединены параллельно через клеммы соединительной коробки.

[01]     [02]     [03]     [04]     [05]     [06]     [07]