Презентация на тему: 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
5. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузки (АУАСП)
Состав автомата углов атаки и сигнализации перегрузки
Принцип действия автомата углов атаки и сигнализации перегрузки
Принцип действия автомата углов атаки и сигнализации перегрузки
Функциональная схема автомата углов атаки и сигнализации перегрузки
Датчики сигналов ДКУ, ДП, ДУА
Датчик критических углов
Датчик критических углов
Датчик критических углов
Датчик критических углов
Датчик критических углов
Датчик критических углов
Датчик углов атаки
Датчик перегрузки
Датчик перегрузки
Индикация и сигнализация автомата АУАСП
Блок коммутации
Режимы работы («Полет», «Взлет», Посадка», «Контроль»)
Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки
Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки
Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)
1/28
Средняя оценка: 4.1/5 (всего оценок: 36)
Код скопирован в буфер обмена
Скачать (1144 Кб)
1

Первый слайд презентации: 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

Изображение слайда
2

Слайд 2: 5. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузки (АУАСП)

Назначение. Автомат углов атаки и перегрузок (АУАСП) устанавливается на воздушных судах (самолётах) гражданской авиации и служит для: - измерения в полёте местных углов атаки α местн, критических углов атаки α кр и вертикальных перегрузок n y ; - выдачи сигналов, пропорциональных местным углам атаки α местн, критическим углам атаки α кр и вертикальным перегрузкам n y ; - визуального указания текущих углов атаки α тек, критических углов атаки α кр и вертикальной перегрузки n y ; - включения предупреждающей сигнализации и выдачи сигналов в самолётные системы при приближении к критическим углам атаки и предельным перегрузкам. 21

Изображение слайда
3

Слайд 3: Состав автомата углов атаки и сигнализации перегрузки

1 - блок коммутации 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

Изображение слайда
4

Слайд 4: Принцип действия автомата углов атаки и сигнализации перегрузки

19 Основан на непрерывной отработке в схемах автоматических самобалансирующихся мостов напряжений, пропорциональных текущим углам атаки α, критическим углам атаки α кр и вертикальным перегрузкам n y 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 α тек, α кр и n y. 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.

Изображение слайда
5

Слайд 5: Принцип действия автомата углов атаки и сигнализации перегрузки

18 Одновременно в самолётную систему выдаётся сигналы «критического режима», «+27В» на лампочку правого лётчика и раздельно по каналам угла атаки α и вертикальной перегрузки n у 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.

Изображение слайда
6

Слайд 6: Функциональная схема автомата углов атаки и сигнализации перегрузки

17 Датчик α кр (ДКУ) Переключатель режимов Задатчик α посад Сигнал α кр Р Р п U = f( α кр ) U = f( α взлет ) U = f( α пред ) Сигнал от самолетной системы Задатчик α взлет Сигнал α кр Р дин α тек Датчик α тек (ДУА) Датчик α n у (ДП) Вертикальные ускорения БК α кр α тек n у Указатель α тек,, α кр, n у (УАП) n у Сигнал α тек U = f (α кр ) или U = f (α взлет ) или U = f( α посад ) Сигнал +27 В при α кр Сигнал +27 В при n у кр световой сигнал U = f( α тек ) U = f(n у )

Изображение слайда
7

Слайд 7: Датчики сигналов ДКУ, ДП, ДУА

16 Вертикальное ускорение n y измеряется датчиком перегрузки ДП, а текущий угол атаки α тек 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 α кр 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 α взлет. и посадочного режима α пос. Значения углов α взлет и α пос различаются лишь для разных типов самолётов.

Изображение слайда
8

Слайд 8: Датчик критических углов

14 Датчик критических углов ДКУ стоит из собственно 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 Р ст 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.

Изображение слайда
9

Слайд 9: Датчик критических углов

13 Статическое давление Р ст, воспринимаемое статической камерой приёмником воздушных 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 Р ст.

Изображение слайда
10

Слайд 10: Датчик критических углов

12 Полное давление Р п от ПВД подаётся через штуцер Д внутрь манометрической коробки. Перемещение подвижного центра мембраны, пропорциональное динамическому давлению Р дин - разность полного и статического давлений (Р дин = Р п - Р ст ), передаётся щёткодержателю с токосъёмными щётками, скользящими по скоростному потенциометру R2. Напряжение, снимаемое с потенциометра R2, является функцией динамического давления.

Изображение слайда
11

Слайд 11: Датчик критических углов

Таким образом, получают необходимую информацию для вычисления числа Маха 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 U 1 и U 2 потенциометров R1 и R2 от измеряемых величин Р ст и Р дин : где К 1, К 2 - 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 α кр = f(M) для каждого типа самолёта. Потенциометры R1 и R2 включены по схеме умножения так, что с потенциометра R 2 снимается напряжение: Датчик критических углов 11

Изображение слайда
12

Слайд 12: Датчик критических углов

10 Это напряжение сравнивается с напряжением U 3 потенциометра отработки R 3 и подаётся на вход магнитного усилителя МУ, на выходе которого установлен двухфазный индукционный двигатель М4, который перемещает щётку потенциометра R 3 до тех пор, пока мост, образованный потенциометрами, не придёт в равновесие. Благодаря электрическому профилированию потенциометра R 3 шунтами R 39 ÷ R 51 и добавочным резистором R 36, угол поворота вала двигателя и щётки потенциометра R 3 является функцией числа М.

Изображение слайда
13

Слайд 13: Датчик критических углов

9 Щётки потенциометра отработки R 3 и выходных потенциометров R 4 и R 5 укреплены на одной оси, благодаря чему и угол поворота щёток выходных потенциометров пропорционален числу М. Согласующие резисторы в блоке коммутации и резисторы R 38, R 80, R 84, R 85 в датчике критических углов ДКУ подбирают таким образом, чтобы с потенциометров R 4 и R 5 снимались напряжения заданной зависимости критических углов от числа М.

Изображение слайда
14

Слайд 14: Датчик углов атаки

Текущие местные углы атаки измеряются с помощью флюгерного датчика 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.

Изображение слайда
15

Слайд 15: Датчик перегрузки

предназначен для измерения вертикальных перегрузок, действующих по 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 (n y = 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 (n y = 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.

Изображение слайда
16

Слайд 16: Датчик перегрузки

6 Смещение подвижного узла 3 с помощью потенциометра 6 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).

Изображение слайда
17

Слайд 17: Индикация и сигнализация автомата АУАСП

5 Указатель УАП предназначен для преобразования электрических величин, пропорциональных α тек, α кр (α взлет, α пос ) и n y в механические повороты стрелок α тек и n y, и сектора α кр (α взлет, α пос ) относительно шкал и для указания этих перемещений. По раствору между стрелкой α тек и сектором α кр (α взлет, α пос ) судят о приближении к критическому режиму полёта по углу атаки, а по раствору между стрелкой n y и неподвижным сектором n y кр - о приближении к критическому режиму по вертикальной перегрузке. В указателе смонтированы следящие системы отработки каналов α тек, α кр (α взлет, α пос ) и n y, 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 n y, в результате чего загораются предупредительные сигналы и в самолётные устройства выдаётся сигнал «+27В».

Изображение слайда
18

Слайд 18: Блок коммутации

4 Посредством блока коммутации осуществляется регулировка и питание постоянным и переменным напряжениями всего автомата АУАСП. В блоке коммутации БК расположены трансформаторы, усилители систем отработка α тек, α кр (α взлет, α пос ) и n y, регулировочные и вспомогательные элементы схемы. Все каналы отработки (α тек, α кр (α взлет, α пос ) и n y ) выполнены на базе самобалансирующихся потенциометрических мостовых схем.

Изображение слайда
19

Слайд 19: Режимы работы («Полет», «Взлет», Посадка», «Контроль»)

3 Переключатель режимов подключает определённый канал ограничения α кр. Переключатель режимов срабатывает от самолётной системы (концевые микропереключатели положения закрылков) и коммутируют цепи α кр, α взлет и α пос в зависимости от режима полёта. Конструктивно переключатель режимов (реле) и задатчики α взлет и α пос (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 α тек самолёта (крыла). Шкала указателя углов атаки и перегрузок УАП поэтому тарирована в α тек самолёта. Зависимость между α местн и α тек самолёта определяется для каждого типа самолёта в результате лётных испытаний. В частности, для самолета Ту-154 эта зависимость имеет вид: α местн = (1,5÷2) α тек (2)

Изображение слайда
20

Слайд 20: Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки

3 Автомат имеет четыре режима 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 α взлет, 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 α пос, 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.

Изображение слайда
21

Слайд 21: Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки

2 Автомат имеет четыре режима 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.

Изображение слайда
22

Слайд 22: Режимы работы автомата углов атаки и перегрузки

1 Для автомата АУАСП характерны 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

Изображение слайда
23

Слайд 23: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

6 Назначение. Системы сигнализации опасной скорости V сближения самолета с землей (ССОС) служат для выдачи сигналов предупреждения при взлёте и посадке в заданном диапазоне геометрических высот Н 1... Н 3 (от 50 м до 250 м), при скорости снижения V у V у КР, а также при сближении самолета с землей в опасном диапазоне высот Н 1... Н 4 (Н 3 < Н 4 ) и подачи этих сигналов для записи на МСРП. Опасный диапазон высот определяется в зависимости от барорадиоинерциальной V y бри или бароинерциальной V у 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 < Н рв < 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;

Изображение слайда
24

Слайд 24: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

5 Состав. 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)

Изображение слайда
25

Слайд 25: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

4 Функциональная схема ССОС. Входными сигналами ССОС являются: Рс, n y, истинная высота Нрв,  кр от АУАСП. Блок ВВС на выходе формирует вертикальные скорости полета: бароинерциальную V y би (комплексирование сигналов барометричес-кой вертикальной скорости V у и верти-кальной инерциальной скорости, получаемой интегрированием вертикального ускорения и барорадиоинерциальную (комплексирование производной от РВ и Vy би

Изображение слайда
26

Слайд 26: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

3 Работа ССОС. Комплексирование бароинерциальной V y 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 V y бри вертикаль-ной скорости связано с компенсацией уровня помех в сигнале производной радиовысотомера Н рв, обусловленных в том числе неровностями рельефа (леса, овраги и т.д.) и погрешностей V у би. В результате на выходе фильтра получается сигнал, пропорциональный скорость V у бри Сигналы V у би, V у бри, H и с выходов фильтров, согласующего устройства вместе сигналами U в (сигнал исправности вычислителя), U Ф (сигнал исправности фильтров), а кр, U Ш - поступают на вход логического вычислителя ВЛ.

Изображение слайда
27

Слайд 27: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

2 Работа ССОС. Вычислитель ВЛ включает компараторы, которые по сигналам Н и вычислителя В выдают сигналы прохождения самолётом фиксированных значений Н 1...Н 4 высоты. Граничная высота Н ГР1 опасного диапазона высот в функции скорости V у би определяется в специальном компараторе. Здесь происходит сравнение граничной высоты с текущей высотой Н и. Выходной сигнал компаратора при Н и < Н ГР1 представляет логическую «1», а при Н и > Н ГР1 - логический «0». Граничная высота Н ГР2 опасного диапазона высот в зависимости от скорости V y би определяется в другом компараторе, где высота Н ГР2 сравнивается с Н и. Выходной сигнал этого компаратора равен логической "1" при Н и < Н ГР2, а при Н и > Н ГР2 - логическому «0». В следующем компараторе при V у би > V у КР вырабатывается сигнал, равный логической «1», а при V у би < V у КР - логическому «0». Сигнал U Ш с помощью делителя напряжения преобразуется в логическую «1» при убранных шасси, а при выпущенных шасси - в логический «0».

Изображение слайда
28

Последний слайд презентации: Лекция № 16 Тема 3.2. Приборное оборудование аналоговых комплексов ПНО 5: 6. Система сигнализации опасной скорости сближения самолета с землей (ССОС)

1 Работа 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 α кр. 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 (Н I,Н I – в положении «II»; Н 2 и V уби – в положении «III», при которых система должна выработать сигнал, включающий табло «Опасно земля».

Изображение слайда