Пилотажно-навигационные комплексы

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,ПНК-2 и т.д.

ПНК включает в себя аэрометрические, радиотехнические, гироскопические и др. устройства.

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; контроль и сигнализация предельно допустимых параметров движения и положения ЛА и т.д.

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.

Система посадки по приборам – это система радиомаяков, обеспечивающая точное наведение самолета при окончательном заходе на посадочную полосу.

Командные пилотажно-навигационные системы. Командные пилотажно-навигационные системы (ПНС) с помощью вычислительного устройства обеспечивают логическую и математическую обработку сигналов нескольких датчиков (систем) и формирование результирующего командного сигнала, выдаваемого на показывающий прибор.

Выполняемые функции: полет по маршруту, привод к аэродрому, полет на заданной высоте и по заданному курсу, пробивание облачности, заход на посадку без автоматического и с автоматическим захватом глиссады, построение коробочки и др.

Инерциальные системы. Инерциальная навигационная система и инерциальная система отсчета являются полностью автономными. Но обе системы могут использовать внешние средства навигации для коррекции местоположения. Первая из них определяет и регистрирует изменения направления и скорости с помощью гироскопов и акселерометров. С момента взлета самолета датчики реагируют на его движения, и их сигналы преобразуются в информацию о местоположении.

Система обработки и индикации пилотажных данных (FMS). Система 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.

Существует сигнализационная система предупреждения воздушных столкновений (TCAS) – это бортовая система, выдающая экипажу информацию о необходимых маневрах. Система TCAS информирует экипаж о других самолетах, появляющихся поблизости. Затем она выдает сообщение предупредительного приоритета с указанием маневров, необходимых для того, чтобы избежать столкновения.

Глобальная система местоопределения (GPS) – военная спутниковая система навигации, рабочая зона которой охватывает весь земной шар, – теперь доступна и гражданским пользователям.

Монитор состояния (статуса) полета (FSM) – усовершенствованная комбинация существующих систем уведомления и предупреждения – помогает экипажу в нештатных летных ситуациях и при отказах систем. Монитор FSM собирает данные всех бортовых систем и выдает экипажу текстовые предписания для выполнения в аварийных ситуациях. Кроме того, он контролирует и оценивает эффективность принятых мер коррекции. 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;

- обмен пилотажно-навигационной информацией с другими ЛА и наземными КП.

В состав ПНК входят:

- курсовые и инерциальные системы

- радиотехнические системы ближней и дальней навигации

- автопилоты или автоматические системы управления;

- бортовые аналоговые или цифровые вычислительные машины;

- аппаратура встроенного контроля работоспособности ПНК и его систем в полете.

 

Методы измерения высоты

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 g и абсолютной температуры Т от высоты. Эти зависимости являются статическими, т.к. давление, плотность и температура на одной и той же высоте не остаются постоянными, а испытывают значительные случайные вариации зависящие от времени суток и года, облачности.

Для вывода зависимости между параметрами атмосферы и высотой Н рассмотрим цилиндрический столбик воздуха площадью S на высоте Н (рис. 6):

Рис.6.

Из условия равновесия сил, действующих на столбик, находим:

 

или

. (2)

Если воспользоваться уравнением состояния

, (3)

где R – газовая постоянная, то получим вместо (2)

. (4)

Для решения этого уравнения необходимо знать зависимость температуры Т от высоты полета. Установлено, что среди температуры в атмосфере до высот 11 км является линейной функцией высоты вида

, (5)

где Т₀= 288 К – средняя абсолютная температура на уровне моря и t = 6,5 град км^-1 – температурный градиент.

Решая уравнение (4) при учете (5), получим

, (6)

где р₀= 1013,3 гПа – среднее давление на уровне моря.

Формула (6) называется стандартной барометрической. Если решить ее относительно Н, то получим гипсометрическую формулу

. (7)

 

Из формулы (7) следует, что в барометрическом высотомере измерение высоты сводится к измерению абсолютного давления в атмосфере.

Радиовысотомеры (РВ) предназначены для измерения истинной высоты полета летательного аппарата. Радиотехнический метод основан на измерении времени прохождения радиосигнала от ЛА к земле и обратно. Измеритель высоты вырабатывает напряжение, про­порциональное времени прохождения сигнала до земной поверхности и обрат­но, т.е. пропорциональное истинной высоте.

Инерциальный метод основан на двойном интегрировании вертикального ускорения, воздействующего на ЛА, либо интегрировании вертикальной скорости.

Погрешности высотомеров:

1. методические(рельеф местности, изменение давления у земли, температуры)

2.инструментальные (неточность изготовления, гистерезис анероидной коробки, трение)

3.температурные (изменение температуры прибора, изменение модуля упругости материала анероидной коробки, изменение геометрических размеров тяг, рычагов).

 

Барометрические высотомеры.

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 g и абсолютной температуры Т от высоты. Эти зависимости являются статическими, т.к. давление, плотность и температура на одной и той же высоте не остаются постоянными, а испытывают значительные случайные вариации зависящие от времени суток и года, облачности.

Для вывода зависимости между параметрами атмосферы и высотой Н рассмотрим цилиндрический столбик воздуха площадью S на высоте Н (рис. 6):

Рис.6.

Из условия равновесия сил, действующих на столбик, находим:

 

или

. (2)

Если воспользоваться уравнением состояния

, (3)

где R – газовая постоянная, то получим вместо (2)

. (4)

Для решения этого уравнения необходимо знать зависимость температуры Т от высоты полета. Установлено, что среди температуры в атмосфере до высот 11 км является линейной функцией высоты вида

, (5)

где Т₀= 288 К – средняя абсолютная температура на уровне моря и t = 6,5 град км^-1 – температурный градиент.

Решая уравнение (4) при учете (5), получим

, (6)

где р₀= 1013,3 гПа – среднее давление на уровне моря.

Формула (6) называется стандартной барометрической. Если решить ее относительно Н, то получим гипсометрическую формулу

. (7)

 

Из формулы (7) следует, что в барометрическом высотомере измерение высоты сводится к измерению абсолютного давления в атмосфере.

 

22.Приборы для измерения скоростей ЛА.

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 V_i – 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.

Путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истиной воздушной скорости и скорости ветра , т.е.

. (10)

Скорость полета является векторной величиной, для определения которой необходимо знать модуль и направление. Направление вектора истиной воздушной скорости в системе координат, связанной с осями ЛА, определяется углами атаки a и скольжения b. Следовательно, для полного определения вектора воздушной скорости необходимо измерять модуль вектора и угла атаки и скольжения.

В целях удобства пилотирования отдельно измеряют вертикальную скорость V_H, являющуюся вертикальной составляющей скорости полета ЛА, причем .

Приборы, предназначенные для измерения указанных выше скоростей, называются соответственно указателями истиной воздушной скорости, числа М, а приборы, измеряющие вертикальную скорость, называются вариометрами.

Для измерения истиной воздушной скорости, индикаторной скорости и числа М полета применяются аэрометрический, манометрический, термодинамический, тепловой, турбинный и ультраакустический.

Путевая скорость может быть измерена доплеровским, корреляционным, инерционным, радиационным методами и методами визирования земной поверхности.

Величина Δр называется динамическим или скоростным напором, a р₂=р_п давление – полным давлением. Оно равно сумме статического давления р₁=р_ст и скоростного напора Δ p

(4.39)

Это выражение является градуировочной формулой указателей истинной воздушной скорости на дозвуковых скоростях. Видно, что для измерения скорости V необходимо измерять скоростной напор Δр, статическое давление р₁ и температуру Т₁ на высоте полета.

Если учесть, что скорость звука а в воздухе равна

то выражению (4.39) можно придать вид

где M=V/a – число М полета.

Рассмотрим кинематическую схему манометрического указателя скорости.

 

Погрешности. Указатель приборной скорости не имеет методических погрешностей. Его инструментальные погрешности обусловлены:

1) неточным измерением полного и статического давления с помощью ПВД, что вызывается несовершенством конструкции, местом установки приемника, влиянием углов атаки и скольжения;

2) неточным преобразованием сигналов в измерительной цепи прибора.

Указатели истинной скорости имеют методические и инструментальные погрешности. Методическая погрешность возникает при косвенном учете температуры воздуха.

Указатели числа М не имеют методических погрешностей. Инструментальные погрешности указателей истинной скорости и числа М аналогичны инструментальным погрешностям датчиков давления:

1. Шкаловые погрешности;

2. Погрешности, вызываемые трением в механизме;

3. Погрешности от неуравновешенности деталей передаточно-множительного механизма;

4. Температурные погрешности;

5. Погрешности гистерезиса.

Наибольшую величину имеют погрешности от трения и температурные погрешности.Погрешность, вызываемая трением в механизме, обусловлена наличием сил трения в сопряженных деталях кинематической цепи (в шарнирах, осях, зубчатых парах и т.д.) и трением между щеткой и потенциометром.

Изменение температуры окружающей среды по сравнению с температурой градуировки приводит к следующим погрешностям:

а) изменение модуля упругости материала, из которого изготовлен упругий чувствительный элемент;

б) неодинаковое линейное расширение деталей из различных материалов при изменении температуры;

в) изменение сопротивлений рамок логометра.

Инструментальные температурные погрешности указателей скорости, в отличие от высотомеров не компенсируются по двум причинам. Во-первых, частичная компенсация этих погрешностей осуществляется за счет того, что измеряемые мембранными коробками величины Δр и р₁ делятся друг на друга. Во-вторых, указатели скорости являются более грубыми приборами, поэтому компенсация инструментальных погрешностей не намного повысит точность прибора.

23,24,25Приборы для измерения истинной и приборной скорости ЛА,Указатель числа М,Вариометры