Студопедия КАТЕГОРИИ: АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция |
Устройство и работа курсовой системы в режимах «Пуск», «Контроль», ГПК, МК, АС и ЗК
Режим гирополукомпаса (ГПК) является основным режимом работы, обеспечивающим наибольшую точность в выдерживании заданного направления и полет по наикратчайшему расстоянию – ортодромии. При работе курсовой системы в режиме гирополукомпаса: - автоматическая коррекция курсового гироскопа от магнитного датчика отключается. В этом случае курсовой гироскоп гироагрегата остается единственным чувствительным элементом, продолжающим выдавать курс самолета с необходимой точностью. - точность выдачи курса курсовым гироскопом, предварительно откорректированным по ИД-3, зависит от величины его «уходов» в азимуте. Режим МК применяется для согласования сигналов курса, выдаваемых гирополукомпасом с показаниями магнитного корректора (ИД+КМ). При рассогласовании ИД-3 и ГА-6 из коррекционного механизма выдается сигнал рассогласования, который после усиления поступает в гироагрегат для согласования сельсина-датчика ГА-6 по магнитному курсу. Каждому развороту самолёта, а, следовательно, и индукционного датчика ИД-3 в горизонтальной плоскости соответствует разворот на такой же угол ротора сельсина-датчика гироагрегата, который находится на вертикальной оси ГА-6. Для включения режима согласования с нормальной скоростью необходимо нажать на переключатель ЗК, расположенный на пульте управления ПУ-26. Для компенсации «кажущихся» уходов гироскопа предусмотрена широтная коррекция. (Режим АК – астрокоррекции. Шкала указателя показывает истинный курс. Ми-8МТ: Астрономический дистанционный компас ДАК-ДБ-5ВК, используется автономно) Дополнительные режимы Режим пуска - обеспечивает после включения питания автоматическое согласование системы по магнитному курсу независимо от того, в каком положении находится переключатель режимов МК-ГПК на пульте управления. Примерно через минуту ГМК-1А переходит в режим, заданный на пульте управления. Режим автоматического согласования обеспечивает автоматическое включение скорости быстрого согласования при переключении переключателя режимов из положения "ГПК" в положение "МК" в случае наличия в системе рассогласования между гироскопическим и магнитным курсом. (Аналогично и в режим «АК» - астрокоррекции). Режим контроля осуществляется в режиме МК и обеспечивает быструю и эффективную проверку работоспособности курсовой системы как перед полетом, так и во время полета путем установки переключателя КОНТРОЛЬ на пульте в положение "0" или "300". Устанавливается курс равный 0° ±10° или 300° ±10°. В курсовой системе имеется встроенный контроль работоспособности гироагрегата ГА-6. При завале гироскопа на пульте управления загорается лампа ЗАВАЛ ГА. При работе системы в режиме МК переключатель ЗК на пульте выполняет функции кнопки быстрого согласования. В режиме ГПК переключатель ЗК выполняет функции курсозадатчика. Основные данные - Погрешность выдачи сигналов магнитного курса, не более.±1,5°; - Погрешность от уходов главной оси гироскопа в азимуте при работе системы в режиме ГПК за один час работы в нормальных условиях не более ±2,5°; - Время готовности к работе в режиме МК не более трёх минут, а в режиме ГПК не более пяти минут; - Напряжение питания: o для цепей постоянного тока 28,5В; o для цепей трёхфазного переменного тока 36В; - Скорость согласования: o нормальная скорость согласования в режиме МКне менее 1,5...7 °/мин; o быстрая скорость согласования в режиме МКне менее 6°/с; o от переключателя ЗК не менее 2°/с; - Вес комплекта не более 10 кг;
Вывод: курсовая система ГМК-1А может работать в двух режимах: в режиме гирополукомпаса (ГПК) и режиме магнитной коррекции гироскопа (МК). РежимГПКявляется основным режимом работы системы. РежимМКиспользуется при первоначальном согласовании курсовой системы после ее включения, а также периодически в процессе ее работы в полете.
69. Лётная и техническая эксплуатация курсовых систем. Особенности их эксплуатации, характерные отказы и методы их предупреждения.
Для подготовки ГМК-1А к работе необходимо: - включить питание постоянным и переменным током; 1. На пульте управления курсовой системы поставить переключатель режимов работ "ГПК-МК" в "ГПК", ручку "Широта" на широту исходного пункта (Выборг-52), переключатель полушарий "Сев.- Юж." в "Сев.", нажимные переключатели "Контроль 0-300" и "ЗК" в нейтральные положения. 2. Установить отметки магнитного склонения на коррекционном механизме (левая этажерка в кабине пилота) с помощью кремальеры на "0". 3. Включить выключатель ГМК. При этом в течение 45-90 секунд происходит согласование следящих систем ГМК-1А по магнитному курсу, указатели должны показать стояночный магнитный курс. Проверка режима "Магнитной коррекции". 1. Установить переключатель режимов работы на ПУ-26 в положение "МК." 2. Установить переключатель "Контроль" на ПУ-26 в положение "0 ", шкала УГР-4УК и стрелка механизма КМ-8 (расположен на левой этажерке) должны отработать курс 0 10 , на ПУ-26 должна загореться белая сигнальная лампа "Завал ГА". 3. Установить переключатель "Контроль" в положение "300 ", шкала УГР-4УК и стрелка КМ-8 должны отработать курс 300 10 , на ПУ-26 должна гореть белая сигнальная лампа "Завал ГА". 4.Установить переключатель "Контроль" в нейтральное положение. Должна погаснуть лампа "Завал ГА", стрелка КМ-8 должна отработать магнитный курс с быстрой скоростью, а шкала УГР-4УК с медленной скоростью. Для ускорения отработки магнитного курса указателем УГР-4УК следует нажать переключатель "ЗК" на ПУ-26 влево или вправо. Проверка режима "Гирополукомпаса" 1. Установить переключатель режимов работы на ПУ-26 в положение "ГПК". 2. Установить переключатель азимутальной широтной коррекции в положение "Сев". 3. Нажать переключатель "ЗК" влево - шкала УГР-4УК будет поворачиваться против часовой стрелки (в сторону увеличения курса). 4. Нажать переключатель "ЗК" вправо - шкала УГР-4УК будет поворачиваться по часовой стрелке (в сторону уменьшения курса). 5. Установить курсовую шкалу УГР-4УК на заданный курс переключателем "ЗК" на ПУ-26. 6. Перед вылетом необходимо установить значение широты. Если φ уст - уклонение влево и наоборот. В полёте необходимо: - через определённые промежутки времени или пути корректировать установку широты; - измерять и учитывать угол сноса; - корректировать ортодромический курс при пролёте ориентиров. Признаки отказа курсовой системы: - резкое изменение показаний курса на указателе УГР-4УК в момент появления отказа; - несоответствие показаний указателя УГР-4УК и показаний КИ-13 в прямолинейном горизонтальном полете; - резкий, но незначительный рывок по курсу в момент появления отказа при полете с включенным автопилотом; - отсутствие реакции стрелки указателя УГР-4УК на изменение курса полета; - загорание лампы ЗАВАЛ ГА на пульте управления ГМК-1А. Действия экипажа: выполнение задания прекратить и вывести вертолет на свой или ближайший аэродром, используя радиокомпас и магнитный компас КИ-13. При отсчете показаний по магнитному компасу крен и тангаж вертолета не должны превышать 10°.
Задачи и методы навигации. Способы счисления пути. Задачи и методы навигации Задачей авиационной навигации является определение координат местоположения самолета, с целью его вывода в заданное время в заданную точку пространства. Приборы и системы, обеспечивающие решение данной задачи называют навигационными. Линию движения самолета в пространстве называют траекторией, а проекцию траектории на поверхность Земли - маршрутом полета. В настоящее время задачи навигации решают позиционным методом, методом счисления пути и обзорно-сравнительнымметодом. Позиционный метод состоит в определении координат местоположения самолета из геометрических соотношений по измеренным расстояниям и углам взаимного расположения самолета и известных точек (ориентиров, радиомаяков, светил). На этом методе основаны способы астрономической, радиотехнической навигации и визуальная ориентировка. Счисление пути заключается в вычислении траектории движения самолета по измерениям величины и направления его скорости и координатам начальной точки движения. Для измерения скорости движения самолета могут использоваться измерители воздушной скорости, доплеровские измерители скорости и инерциальные навигационные системы. Направление движения самолета определяется с помощью курсовых приборов. В зависимости от типа применяемых измерителей различают курсо -воздушные, курсо-доплеровские и инерциальные методы счисления пути. Обзорно-сравнительный метод основан на наблюдении (визуальном или с помощью технических средств) земной поверхности и сравнении ее изображения с картой или системой ориентиров, заложенных в памяти бортовой ЭВМ. К этим методам относится визуальная, радиолокационная и телевизионная ориентировка и так называемая корреляционно-экстремальная навигация.
Навигационные системы современных самолетов являются комплексными, т.е. они состоят из ряда взаимосвязанных подсистем, реализующих различные методы навигации.
Вывод: главной задачей навигации является постоянное знание местоположение ЛА и ведение счисление пути для решения вопроса возможности и условий выполнения поставленной задачи перед экипажем ЛА.
Методы счисления пути
Системы счисления пути Счисление пути не обеспечивает высокой точности, тем не менее, этот метод имеет фундаментальное значение для навигации. В общем случае алгоритм счисления координат описывается соотношениями: t X= Xo + òWxdt to t Y= Yo+ òWydt to , где X и Y – счисленные координаты, Xo, Yo – координаты начального местоположения самолёта, Wx, Wy – составляющие путевой скорости самолёта. Курсо-воздушное счисление координат Данныйметод навигации основан на измерении воздушной скорости V и курса самолёта. Для счисления координат получаемую информацию необходимо преобразовать в путевую скорость. Путевая скорость W является суммой горизонтальных составляющих воздушной скорости Vг и скорости ветра U, образующих так называемый навигационный треугольник скоростей, т.е. W=Vг+U При реализации данного метода навигации обычно углами атаки и скольжения пренебрегают и считают, что воздушная скорость совпадает с продольной осью самолета, поэтому ее горизонтальная составляющая будет равна Vг=Vcosn, где n - угол тантажа. Тогда проекции Vг на оси Х и Y будут равны Vx = V cosncosy, Vy = V cosnsiny Проекции путевой скорости будут равны: Wx = V cosncosy + Ucosd, Wy = V cosnsiny + Usind, где d - направление ветра. По данным значениям путевой скорости и алгоритмам счисления можно определить прямоугольные, географические или геодезические координаты самолета. Наиболее существенным недостатком курсо-воздушного метода навигации являются большие погрешности из-за неточности данных о ветре, который может изменяться на маршруте в зависимости от местоположения, а также по высоте полета и по времени. В некоторых системах предусматривают учет ветра по данным метеослужбы или по данным его измерений на борту самолета. В современных навигационных системах этот метод является резервным, поэтому его часто вообще не учитывают. Иногда пренебрегают и наклоном вектора скорости, считая Vг=V. Курсо-доплеровское счисление пути Датчиками первичной информации в навигационных системах, реализующих данный метод навигации, являются доплеровские измерители скорости и сноса (ДИСС), а также приборы или системы, измеряющие курс самолета. Доплеровские измерители определяют величину путевой скорости самолета W и угол сноса βсн -отклонение путевой скорости от горизонтальной проекции продольной оси самолета. Рис.2. Проекции путевой скорости на оси системы координат В соответствии с рис.2 проекции путевой скорости на оси прямоугольной системы координат равны: Wx = W cos(y+βсн), Wy = W sin(y+βсн) Используя эти значения путевой скорости в алгоритме счисления можно определять прямоугольные, географические или геодезические координаты самолета. Преимущество курсо-доплеровского метода навигации по сравнению с курсо-воздушным заключается в отсутствии учёта ветра. Кроме того доплеровские измерители имеют гораздо меньшие погрешности определения путевой скорости, чем аэрометрические приборы и системы. Однако применение ДИСС демаскирует самолет. Следует также отметить, что ДИСС устойчиво работает не на всех режимах полета. При больших углах крена и тангажа, а также при полетах над гладкими водными поверхностями погрешности ДИСС сильно возрастают. Инерциальные навигационные системы Инерциальный метод навигации состоит в определении скорости самолета для алгоритмов счисления пути, с помощью вычислений, которые производятся над сигналами асклерометров, установленных на самолете и определенным образом ориентированных в пространстве. Навигационные системы, реализующие данный метод навигации, называют инерциальными. Инерциальные навигационные системы (ИНС) являются полностью автономными, т.е. для своего функционирования они не требуют оборудования,установленного не на самолете. Они являются полностью помехозащищенными. Их функционирование не демаскирует самолет. Отмеченные достоинства сделали эти системы основой навигационного оборудования современных самолетов. Вывод: в тех случаях, когда информация от внешних источников недоступна, для оценки положения и скорости движения самолета может быть использована процедура счисления пути.
Заключение
Выполнение основной задачи воздушной навигации достигается применением разнообразной бортовой и наземной аппаратуры, составляющей технические средства самолетовождения (ТСС). Число их, различных по назначению, принципам построения и действия измеряемым первичным навигационным параметрам, особенностям использования и другим показателям, сравнительно велико. В громадной степени успешность решения задач навигации зависит от уверенных знаний и твёрдых навыков личного состава эксплуатирующих ЛА в процессе решения задач навигации.
|
|||||||||
Последнее изменение этой страницы: 2018-05-31; просмотров: 827. stydopedya.ru не претендует на авторское право материалов, которые вылажены, но предоставляет бесплатный доступ к ним. В случае нарушения авторского права или персональных данных напишите сюда... |