Особенность управления самолетом на всех этапах полета

Включение режима * Управление * в продольном канале возможно при включенных режимах автоматического управления:

- * КВ *;

- * Глиссада - АЗП *;

- * Уход автоматический *;

- * Стабилизация *

и при любых включенных режимах бокового канала.

Режим включается отклонением от нейтрального положения рукоятки * Спуск - Подъем * в ту или иную сторону.

Сигнализация режима соответствует сигнализации режима * Стабилизация * продольного канала АП.

После включения режима с пульта управления ПУ-45 начинает поступать сигнал задпу, пропорциональный углу отклонения рукоятки от нейтрального положения. В УП канала тангажа начинает формироваться закон управления рулем высоты:

в = - вз пу - т в втF(з), (6.10)

где:

- з пу - заданное значение тангажа, поступающее с ПУ-45.

Значение з пу ограничивается в пределах з пу = 12 град.

Под действием рассогласования =з пу - т самолет переходит в снижение или набор высоты с заданным значением тангажа.

При возвращении рукоятки * Спуск - Подъем * в нейтральное положение продольный канал АП переходит в режим * Стабилизация *.

Если летчик управляет самолетом, отклоняя одновременно рукоятки * Разворот * и * Спуск - Подъем *, то самолет будет выполнять или нисходящую или восходящую спираль.

Режим отключается по боковому и продольному каналам:

А) Вручную:

а) при возвращении рукояток в нейтральное положение с переходом в режим * Стабилизация * ;

б) в случаях, аналогичных режиму * Стабилизация * по боковому и продольному каналам.

Б) Автоматически:

- в случаях, аналогичных режиму * Стабилизация * ( см рис ).

6.1.12 Режим управления и стабилизации заданного курса * ЗК *

Режим предназначен для автоматического вывода самолета на вновь заданный курс с дальнейшей его стабилизацией.

В формировании режима участвуют подсистемы АБСУ-134А:

- СТУ -134;

- АП -134А.

В АП в процессе управления участвуют каналы крена и курса, в СТУ - боковой канал.

Режим включается:

а) переключатель * СТУ * на ПУ-45 перевести в положение * ЗК *, при этом на ПП-75 сводятся в центре прибора командные планки ;

б) установить переключатель * Курс заданный * на верхнем электрощитке летчиков в положение * НКП лев * или * НКП прав *;

в) на выбранном НКП-4 установить кремальерой заданное значение курса зк, при этом в вычислителях СТУ формируется командный сигнал на управление вертикальными командными планками:

= (ззк - т), (6.11)

где:

ззк= - Кзк; (6.12)

- зк =зад - тек - сигнал отклонения от заданного курса, формируемый на НКП-4.

Значение задзк , выставляемое на НКП-4, поступает через блок БЭ-3 на электромеханизм отработки аналогичной стрелки задзк второго прибора НКП-4. Электромеханизм устанавливает стрелку задзк второго НКП-4 в положение соответствующее значению задзк , установленному на первом НКП-4;

г) включить кнопку - лампу * Курс *, при этом:

- подключается сигнал задзк от СТУ в каналы курса и крена АП;

- вертикальные планки выдают командный сигнал на командные планки ПП-75;

- в вычислителях АП формируются законы управления элеронами и рулем направления аналогичные режиму * Управление * бокового канала АП:

н = Кн(задзк - тек) Кнуу +Кнтек, (6.13)

э = - Кэ(задзк - тек) + Кэхх, (6.14)

где:

- задзк - заданное значение крена, формируемое в вычислителе В-26 левого полукомплекта СТУ.

Значение задзк ограничено значением задзк = 20 град.

Сигнализация режима:

- Загорается табло * ЗК * на табло режимов;

- загорается кнопка - лампа * Курс * на ПУ-45.

Самолет под действием сигнала = задзк - тек входит в разворот с креном не более 20 град и затем выходит на заданный курс, выставленный на НКП-4. Стабилизация на новом курсе будет осуществляться вплоть до отключения режима * ЗК *.

Режим отключается:

А) Вручную:

а) нажатием рукоятки * Разворот * на ПУ-45, при этом включается режим * Управление *;

- гаснет табло * ЗК * на табло режимов;

- гаснет лампа - кнопка * Курс * на ПУ-45;

б) аналогично отключению режима * Стабилизация *в боковом канале АП см рис ),

сигнализация аналогична п а);

в) установкой переключателя * ЗК * в нейтральное положение, при этом включается режим * Стабилизация *, сигнализация аналогична п а);

г) при включении режима * АП + АНУ * ( см рис ).

Б) Автоматически:

а) при отказах СТУ по сигналам СВК, при этом разводятся вертикальные стрелки на ПП-75 и сигнализация аналогична автоматическому отключению бокового канала АП в режиме * Стабилизация * ( см рис );

б) при поступлении сигнала от СВК отказа бокового канала АП с соответствующей сигнализацией.

6.1.13 Режим стабилизации самолета на линии заданного пути * АП + АНУ*

Режим обеспечивает автоматический вывод самолета на ЛЗП ( ортодромию) с последующей стабилизацией самолета на ней. Для формирования режима АП имеет связь с автоматическим навигационным устройством АНУ-1К.

В АНУ-1К формируются сигналы, пропорциональные линейному боковому уклонению и линейной скорости отклонения Z с помощью блока связи ( блок *15*) и индикатора бокового отклонения ( блок * 16 *).

Сигнал поступает в блок связи непосредственно с АНУ-1К в виде сигнала, пропорционального боковой составляющей путевой скорости, т е

= Wх, (6.15)

После преобразования этот сигнал интегрируется в индикаторе бокового отклонения ( юлок * 16 *), который расположен на приборной доске штурмана.

Штурман так же имеет возможность задать с помощью кремальеры на индикаторе * Ввод в ЛБУ * необходимые значения Z.

В блоке * 15 * формируется сигнал:

задАНУ = К + К, (6.16)

причем значения Z ограничивается в процессе вычисления значением Z огр = 2 км. Значение скорости отклонения Z не имеет ограничения.

Заданный крен задАНУ с выхода блока * 15 * поступает в блоки БУС-2-1, БУС-3 АП для формирования закона управления.

Таким образом, совместная работа АП-134 и АНУ-1К позволяет выполнять:

- автоматический выход на линию заданного пути;

- автоматический переход на новую ЛЗП, параллельную заданной.

Режим включается : нажатием кнопки * АП + АНУ * на средней приборной доске летчиков.

Сигнализация:

- гаснет сигнализация ранее включенного режима бокового канала автопилота;

- загорается табло * АП + АНУ * на табло режимов.

При этом:

- блок связи БС-1 переходит в режим * обнуления * сигнала ;

- в вычислители бокового канала АП поступает сигнал задАНУ .

В каналах курса и крена формируются законы управления, аналогичные режиму * Управление * бокового канала АП:

н = Кн(задАНУ - тек) + Кнуу + Кнтек, (6.17)

э = - Кэ(задАНУ - тек) + Кэ , где:, (6.18)

- задАНУ - заданное значение угла крена, формируемое в блоке связи * 15 * по закону:

задАНУ = К огр + К , (6.19)

Рассмотрим работу АП совместно с АНУ-1К на примере.

Пусть самолет летит параллельно ЛЗП на расстоянии Z ( см рис ). Штурман кремальерой * ЛБУ * на индикаторе выставляет значение этого уклонения.

В блоке связи формируется:

задАНУ = К огр + К , (6.20)

Так как самолет летит параллельно ЛЗП, то Z=0, если Z 2 км, то значение Z в законе управления ограничивается величиной 2км. Таким образом формируется

задАНУ = К огр, (6.21)

Самолет входит в левый крен ( так как Z в этом случае имеет отрицательное значение) и выполняет разворот в сторону ЛЗП

По мере разворота появляется составляющая путевой скорости Wх = . Значение имеет положительный знак. В положении 2 значение достигается такой величины, что сумма

К огр + К = 0, (6.22)

следовательно и задАНУ =0. Самолет выходит из разворота и с нулевым креном подходит к ЛЗП. При этом подход к ЛЗП происходит по углом подх = лзп - тек . Выбором коэффициентов К и добиваются оптимальной величины угла подхода подх для средней скорости маршрутного полета самолета и оптимального по длительности участка * вписания *самолета на заданную траекторию.

В положении 3 значение Z становится меньше 2 км и в законе управления начинает уменьшаться значение Z. Сигнал по становится больше сигнала по Z, поэтому значение задАНУ принимает положительное значение (задАНУ ), самолет входит в правый крен и в дальнейшем плавно выходит на ЛЗП ( положение 4 ).

После выхода крен обнуляется, так как Z и принимают нулевые значения.

Режим отключается:

А) Вручную:

а) при отклонениях бокового канала АП аналогично режиму * Стабилизация *;

б) при нажатии рукоятки * Разворот * с переводом АП в режим * Управление *;

в) при включении режимов * ЗК *, * СП - ДЗП *, * СП -АЗП *.

Г) при отключении системы АНУ-1К штурвалом, при этом боковой канал АП переходит в режим * Стабилизация *.

Во всех случаях гаснет табло * АП + АНУ * на табло режимов.

Б) Автоматически:

а) при поступлении от СВК сигнала отказа бокового канала АП.

При этом сигнализация аналогична автоматическому отключению режима * Стабилизация * бокового канала АП, гаснет также табло * АП + АНУ * на табло режимов.

6.1.14 Режимы директорного управления АБСУ-134 при заходе на посадку

Режимы директорного захода на посадку ( ДЗП ) являются резервными по отношению к режимам автоматического захода на посадку ( АЗП). В решении задачи захода на посадку в режиме ДЗП участвуют подсистемы:

- СТУ-134;

- АП - 134А.

При этом АП работает в режиме * Подготовка *.

В системе СТУ участвуют в работе каналы бокового и продольного движения.

Летчик пилотирует самолет вручную по командным планкам и прибора ПП-75.

6.1.15 Работа канала бокового движения в режиме * СП - ДЗП *

Режим * СП - ДЗП * предназначен для обеспечения директорного управления в процессе вывода самолета в равносигнальную зону курсового радиомаяка системы посадки.

В работе участвует канал бокового движения СТУ-134, который формирует командные сигналы на вертикальные командные планки приборов ПП-75.

А. Предварительные условия включения режима:

а) на селекторе радиосредств, расположенных на средней приборной доске с помощью переключателя выбора режима * Маршрут * - * Посадка * установить режим работы Курс -МП-2 * Посадка *;

б) переключатель * ILS - СП -50 *, распложенный там же установить в положение *СП-50*, при этом в случае нахождения самолета в зоне действия КРМ (Ек 15 град) закрываются бленкеры * К * НПК-4 правого и левого, вертикальные стрелки положения Ек покажут положение равносигнальной зоны по курсу;

в) на НКП-4 левом и правом в зависимости от переключателя выбора прибора вставить магнитный курс полосы зсп с помощью кремальеры * ЗК *

Б) Непосредственное включение режима:

- установить переключатель * СТУ * на пульте ПУ-45 в положение * СП *,* VOR *.

Индикация включения режима: на ПП-75 сводятся командные планки и , при этом командная стрелка дает команду по крену на 4 развороте.

В вычислителях СТУ на основании информации по Ек, зкп, Т , формируется закон управления командной планкой:

= (зсп - Т), (6.23)

где:

- - линейное отклонение командной стрелки на ПП-75;

- Т - текущее значение крена;

- зсп - заданное значение крена

зсп = - КЕК Ек - ЕКК + Кзкп + зкп, (6.24)

где

- ЕКК - сигналы отклонения от равносигнальной зоны КРМ и скорости этого отклонения;

- зкп , зкп - сигналы отклонения от курса полосы и скорости этого отклонения.

Сигнал Ек - основной управляющий сигнал.

Сигнал К и зкп - получается путем дифференцирования сигналов К и К в вычислителях СТУ.

Сигнал зкп - сигнал пропорциональный значениям отклонения от заданного курса полосы. Формируется на потенциометре НКП-4. Несет в себе информацию о К, а так же позволяет определить направление разворота для выхода на курс полосы.

Сигналы по К , зкп введены в закон управления для обеспечения устойчивости и контура управления, для исключения колебаний командной стрелки и достижения высокой точности управления.

Летчик пилотируя самолет таким образом, чтобы командная планка находилась всегда в центре прибора ПП-75, выводит его на равносигнальную зону КРМ, не превышая при этом угол крена более 21 К 2 град. Подход к рабочей зоне КРМ, равной Ек = 3 град, происходит при этом с зкп = 25.....33 град.

При уменьшении зкп в процессе разворота до значения меньше 16 град, сигнал К зкп из закона управления отключается, при постоянно действующем боковом ветре в процессе полета в равносигнальной зоне КРМ.

Более подробно работу СТУ в данном режиме можно рассмотреть на примере.

Пусть самолет выполняет заход на посадку по левой * коробочке *. После третьего разворота положение самолета ( точка 1) относительно равносигнальной зоны (РЗ) КРМ определяется параметрами (см рис ):

зкп = зсп - т = - 90, (6.25)

- самолет находится в зоне действия КРМ, то есть / Ек / 15...20 град, причем полярность сигнала Ек отрицательна, т. е . Ек 0;

При этом:

- бленкеры НКП-4 открыты;

- после включения СТУ в режим СП - ДЗП командные стрелки находятся в центре прибора ПП-75 т. е. =0 и =0;

- автопилот работает в режиме * Подготовка *.

В точке 2 самолет входит в зону действия КРМ, / Ек / 15град

При этом:

- бленкеры НКП-4 закрываются, планка положения РЗ КРМ отклоняется вправо и

* зашкаливает * так как рабочая область указателя прибора составляет 3 град, т. е. именно в этих пределах планка положения РЗ показыват величину отклонения Ек. При больших отклонениях ( Ек 3 град) планка положения показывает лишь напрвление, где находится РЗ КРМ.

- на ПП-75 командные стрелки отклоняются влево, давая команду на левый крен, т. е. зсп 0 ( отрицательный ). Вычислитель СТУ формирует сигнал на отклонение командной стрелки по закону управления:

= К (спз - т), (6.26)

где:

зсп = - КЕК Ек - ЕКК + Кзкп + зкп, (6.27)

Сигнал Ек, поступая на вычислитель СТУ, ограничивается значением Ек огр = 3 град. Поэтому значение сигнала ЕК - величина постоянная до момента входа в рабочую зону КРМ и равна Ек огр= - 3 град, следовательно сигнал Ек = 0.

Примечательно, что сигнал по Ек формирует команду на правый крен, так как

Ек 0 и КЕК 0. Ввиду того, что * порция * сигнала по зкп больше * порции * сигнала по Ек, их сумма будет величиной отрицательной.

зсп = (Кзкп - КЕК Ек ) 0, (6.28)

Сигнал зкп = 0, так как зкп = 0 ( значение курса не меняется ).

Таким образом, в точке 2 сигнал зкп является основным и определяющим направление разворота ( на левый разворот ).

Летчик вводит самолет в левый разворот до момента возвращения командной вертикальной планки в центр прибора. Значение зсп при этом не превышает зспогр = - 21 2.

Если точка 2 достаточно удалена РЗ КРМ ( / Ек / 8....12 град ), то по мере выполнения 4-го разворота значение зкп уменьшится до такой величины, когда наступает равенство:

Кзкп = КЕК Ек, (6.29)

И следовательно, уменьшается величина зсп до нуля. Летчик выводит самолет из крена и далее выдерживает зсп = 0 до момента входа в рабочую зону КРМ

( Ек = 3 град). Значение зкп при этом - величина постоянная, равная - 25....- 33 град, которая показывает * подхода *:

подхода = - 25......-33 град

В точке 3 самолет пересекает границу рабочей зоны КРМ с нулевым креном. При этом:

- планка положения РЗ КРМ * отшкаливает * на приборах НКП-4 от крайнего правого положения и начинает двигаться к центру прибора;

- значение Ек становится меньше Ек огр и начинает уменьшаться, следовательно появляется сигналК , причем знак этого сигнала совпадает со знаком сигнала зкп поэтому суммы сигналов в законе управления - величина отрицательная, т.е.

зсп = ( Кзкп - КЕК Ек - ЕКК ) 0, (6.30)

Командная планка дает команду на создание вновь левого крена для обеспечения плавного выхода в РЗ КРМ. Выполняя команду летчик вводит самолет в левый крен до * обнуления * . Значение зкп начинает вновь уменьшаться и, при достижении зкп = - 16 град, этот сигнал отключается, так как для обеспечения устойчивости управления достаточно сигнала поК .

По мере выхода на РЗ КРМ сигнал Ек уменьшается, уменьшается и сигнал К , отклонение планки командной уменьшается, самолет выходит В РЗ КРМ.

В точке 4 при автоматическом * захвате * глиссады происходит коррекция передаточных чисел К , КЕК , .

По мере уменьшения дальности до КРМ при одном и том же отклонении самолета от РЗ КРМ значение Ек растет, что может привести к потере устойчивости процесса управления, поэтому при захвате глиссады, автоматически увеличивается КЕК и , а значение К уменьшается. Процесс управления становится более строгим, вертикальная планка более * чутко * реагирует на отклонения Ек.

В точке 5 при поступлении разовой команды РВ -5 * Н = 250 м* происходит дополнительное увеличение КЕК и уменьшение К .

В точке 6 при поступлении разовой команды * Н = 100 м* от РВ -5 происходит переключение зспогр 21 до 6.

В рассмотренном примере включение режима выполнялось до входа в РЗ КРМ. Если включение будет * поздним *, например в точке 2, то самолет, выполняя 4-й разворот, может выйти из РЗ КРМ. То в этом случае вычислитель СТУ сформирует сигнал , обеспечивающий * подход * к РЗ КРМ с подход = 25...33 град, но уже с другой стороны по отношению к РЗ КРМ. В остальном процесс управления будет аналогичен вышеизложенному.

6.1.16 Работа канала продольного движения в режиме * Глиссада - ДЗП *

Режим предназначен для директорного управления самолетом при заходе на посадку с целью вывода его в РЗ ГРМ.

Режим включается:

А.) Предварительные условия включения:

а) на селекторе радиосредств установить переключатель * Маршрут - Посадка * в положение *Посадка *;

б) переключатель * ILS -СП -50 * расположенный там же установить в положение * СП -50 * ;

в) самолет находится в зоне действия ГРМ ( см рис ) включен режим * СП -ДЗП * канала бокового движения СТУ, бленкер * Г * на приборах НКП -4 закрыт, планки положения глиссады на НКП -4 и ПП-75 отклонены вверх от нулевого значения, показывая при этом положение РЗ ГРМ;

г) закрылки выпущены на угол з = 38 град.

Б) Режим непосредственно включается:

а) автоматически при формировании в СТУ команды * Захват глиссады * при уменьшении сигнала Ег до 0,1 град, что соответствует I spn = 40 мкА;

б) вручную нажатием кнопки - лампы * Глиссада * на ПУ-45.

Сигнализация режима - кратковременно загораются и гаснут кнопка - лампа и табло * Глиссада *.

Индикация режима - после включения режима вступают в работу горизонтальные командные планки , выдавая команду на пикирование ( планки уходят вниз) для вывода самолета на глиссаду

В вычислителе СТУ формируются командные сигналы по закону управления:

= К з - т), (6.31)

где:

з = КЕГ(t) Ег +Кг(t) г, (6.32)

- з и т - заданное и текущее значение угловой скорости вращения тангажа;

- Кг(t), КЕГ(t) - переменные коэффициенты, имеющие постоянное значение с момента * захвата * глиссады до момента вступления разовой команды * Н = 250м * после чего значения коэффициентов уменьшаются в 2,5 раза по закону, графически указанному на рис . Уменьшение коэффициентов обеспечивает устойчивость процесса управления командной планкой по мере приближения самолетом к ГРМ.

При пилотировании самолета в продольной плоскости необходимо удерживать командную стрелку в нулевом положении , т. е достичь значения =0.

Для выполнения этого условия необходимо отклонением колонки задать такую угловую скорость вращения самолета = з относительно оси OZ, чтобы обеспечить равенство з = т .

Такой закон управления обеспечивает быстрый выход самолета на глиссаду.

Введение в закон управления сигнала по Ег необходимо для уменьшения амплитуды колебания командной стрелки в процессе выхода на линию глиссады.

По аналогии с каналом бокового движения, в точке 6 по разовой команде с РВ-5 * Н = 100м* происходит уменьшение максимального хода командной стрелки с 12мм до 3,5 мм.

Режимы * СП -ДЗП*, * Глиссада - ДЗП * отключаются:

Вручную:

а) установкой переключателя * СТУ * на ПУ-45 в нейтральное положение;

б) при включении режима * Уход *.

Б) Автоматически:

а) при отказах датчиков по и ;

б) при отказах вычислителей В-26 СТУ.

В случаях отключения СТУ-134А командные стрелки и н разводятся в нерабочее положение.

6.2 Режимы автоматического управления АБСУ-134А при заходе

на посадку

В формировании режима автоматического захода на посадку ( АЗП ) участвуют теже подсистемы АБСУ, что и в режиме ДЗП:

СТУ-134;

АП-134.

Команды управления, сформированные в СТУ поступают как на командные планки приборов ПП-75, так и в АП, который непосредственно управляет самолетом при заходе на посадку.

Летчик, оценивая пилотажно-навигационную информацию, контролирует правильность отработки АП управляющих сигналов, поступающих из СТУ.

6.2.1 Работа бокового движения в режиме * СП- АЗП*

Режим * СП-АЗП * предназначен для обеспечения автоматического управления самолетом при заходе на посадку и автоматического вывода самолета в РЗ КРМ системы посадки.

В управлении участвуют:

канал бокового движения СТУ;

канал курса и крена АП.

Предварительные условия включения режима:

- теже, что и для режима * СП -ДЗП *;

- боковой канал АП работает в режиме * Стабилизация * или * ЗК * или * АП + АНУ *.

Индикация режима аналогична режиму * СП - ДЗП *.

Сигнализация режима:

- отключается сигнализация ранее включенного режима;

- продолжает гореть табло * АП бок*;

- загорается табло * Курс * на ПУ-45.

После включения режима в боковой канал АП поступает сигнал зсп , сформированный в вычислителях СТУ по закону управления режима * СП - ДЗП *.

В каналах курса и крена АП формируются законы управления, аналогичные режиму * Управление * бокового канала АП:

н = Кн (зсп - т) + Кнуу + Кнт, (6.33)

э = - Кэ(зсп - т) + Кэхх, (6.34)

, где:

- зсп - заданное значение угла крена, вычисленное в СТУ по закону:

зсп = - КЕК Ек - ЕКК + Кзкп + зкп, (6.35)

АП отклоняя элероны и РН управляет самолетом и выводит его в РЗ КРМ. При этом все этапы захода на посадку, которые имели место при изучении режима * СП -ДЗП * будут соблюдаться и в автоматическом режиме * СП - АЗП *. Отличие лишь в том, что в директорном режиме команды СТУ выполняет летчик, а в автоматическом режиме эти команды выполняет АП.

При выполнении разворотов самолета от АП командные планки должны практически всегда находиться в центре прибора ПП-75, что свидетельствует о правильности отработки команд по АП.

Режим отключается:

А) Вручную:

а) аналогично отключению бокового канала АП в режиме * Стабилизация *. При этом

гаснут лампа-кнопка * Курс * на табло * Курс АП бок * на табло режимов;

б) нажатием рукоятки * Разворот * на ПУ-45. При этом боковой канал АП переходит в режим * Управления *, лампа-кнопка и табло * Курс * погаснут;

в) установкой переключателя СТУ в нейтральное положение. При этом боковой канал АП переходит в режим * Стабилизация * гаснут лампа-кнопка и табло * Курс * и разводятся в нерабочее положение вертикальные командные планки.;

Б) Автоматически:

а) аналогично случаям отключения бокового канала АП в режиме * Стабилизация *;

б) при отказах системы * Курс-МП2 * и * РВ-5 * разводятся вертикальные командные планки;

в) при отказах канала бокового движения СТУ, при этом разводятся вертикальные командные планки.

Во всех случаях автоматического отключения СТУ гаснут лампа-кнопка и табло * Курс * и боковой канал АП переводится в режим * Стабилизация *;

г) при включении режима * Уход автоматический *. При этом боковой канал АП переходит в режим * Стабилизация *. Также разводятся вертикальные командные планки и гаснет сигнализация режима- кнопка-лампа и табло * Курс *

6.2.2 Работа канала продольного движения в режиме * Глиссада- АЗП *

Режим * Глиссада - АЗП * предназначен для автоматического вывода самолета в РЗ ГРМ с дальнейшей стабилизацией самолета на ней.

В управлении самолетом участвуют:

- канал продольного движения СТУ;

- канал тангажа АП.

Предварительные условия включения:

- теже, что и в режиме * Глиссада - ДЗП *;

- АП работает в режиме стабилизации высоты * КВ *.

Режим включается:

а) при сформировании команды * Захват глиссады *, которая выдается в АП из СТУ при уменьшении значения Ег до 0,1 град, или Ispn 40 мкА.

Б) Вручную:

- нажатием кнопки-лампы * Глиссада * на ПУ-45.

Сигнализация режима:

- загорается кнопка-лампа * Глиссада * на ПУ-45 и табло * Глиссада * на табло режимов;

гаснет кнопка-лампа * КВ * на ПУ-45 и табло * КВ * на табло режимов.

После включения режима:

- включаются в работу горизонтальные командные планки приборов ПП-75;

- отключается режим стабилизации высоты * КВ *;

- в АП поступает сигнал из канала продольного движения СТУ;

- в АП формируется сигнал F ( глисс ), представляющий собой отклонение руля высоты на пикирование.

В вычислителе продольного канала АП формируется закон управления:

в = -Квстуз - т) - Кв (з - т) + Кв +Квт+ F(з) + F(глисс), (6.36)

, где

- = -Квстуз - т) сигнал, поступающий из СТУ, где формируется по закону управления, аналогичному режиму * Глиссада - ДЗП *;

- - фильтр - изодром, обеспечивающий по аналогии с режимом * КВ * необходимую точность стабилизации самолета на заданной траектории полета ( в данном случае - глиссаде снижения ) при воздействии на самолет постоянно действующего возмущения.

- F(глисс) - функция по включению режима * Глиссада - АЗП *, представляющая собой сигнал на отклонение РВ на пикирование на угол +4,5 1 град от балансировочного положения. Сигнал необходим для обеспечения форсированного ввода самолета на глиссаду.

- (з -т ) - сигнал рассогласования по тангажу обеспечивающий демпфирование самолета на траектории ( на глиссаде снижения ).

Все остальные составляющие закона управления по предназначению аналогичны режиму * Стабилизация *.

АП отклоняя РВ переводит самолет в снижение, выводит его на глиссаду и в дальнейшем стабилизирует самолет на ней вплоть до отключения режима. Коррекция коэффициентов Кг(t), и КЕГ(t) производится так же, как и в режиме * Глиссада - ДЗП *.

Режим отключается:

А) Вручную:

а) в случаях, аналогичных режиму * Стабилизация * продольного канала АП. Кроме сигнализации отключения режима * Стабилизация * дополнительно гаснут лампа-кнопка и табло * Глиссада *;

б) нажатием рукоятки * Разворот * на ПУ-45. При этом продольный канал АП переходит в режим * Управление *. Гаснут лампы-кнопки и табло * Глиссада *;

в) переводом переключателя * СТУ * в нейтральное положение. При этом командные планки разводятся в нерабочее положение. АП переходит в режим * Стабилизация . Гаснут лампа-кнопка и табло * Глиссада *;

в) нажатием кнопки-лампы * КВ *. При этом продольный канал переводится в режим стабилизация высоты * КВ * с соответствующей сигнализацией. Гаснут лампа-кнопка и табло * Глиссада *;

.) при включении режима * Уход автоматический *. При этом гаснут кнопка-лампа и табло * Глиссада * и загорается сигнализация режима * Уход автоматический *.

Б) Автоматический:

а) при поступлении от СВК сигнала отказа продольного канала АП. Сигнализация отключения аналогична сигнализации автоматического отключения в режиме * Стабилизация *;

б) при отказах системы * Курс-МП2* и РВ-5. При этом разводятся горизонтальные планки, АП переводится в режим * Стабилизация *;

в) при отказах продольного канала СТУ. Сигнализация аналогична ручному отключению.

6.2.3 Особенности сигнализации АБСУ-134А при Заходе на посадку

В формировании командной и принудительной сигнализации участвуют коммутационные устройства АБСУ. При заходе на посадку с РВ-5 № 1 и № 2 поступает информация о значении истинной высоты Нт, которая преобразуется в блоке связи БС-23, который конструктивно смонтирован в блоке БУК-3.

Блок связи выдает разовые команды в виде + 27 В, которые используются в блоках АБСУ для формирования режимов, законов управления и сигнализации, в частности:

А) На высоте 100м в блоке связи формируется разовая команда * Н=100*, по которой блок предельных значений БПЗ-1М переводится в режим готовности к выдаче световой сигнализации о достижении самолетом предельных отклонений равносигнальных зон КРМ и ГРМ.

Табло * Предел глиссады * загорается при достижении горизонтальной планки Ег на НКП-4 первой точки на шкале отсчета.

Табло * Предел курса * загорится при достижении вертикальной планки индикации Ек на НКП-4 края центрального кружка.

Б) На высоте 60м формируется закон разовая команда * Н=60м * по которой готовятся цепи включения ИСО, которая начинает мигать на высотах от 60 до 30 метров при включенных режимах * СП-АЗП* и * Глиссада - АЗП * в случаях:

а) загорание табло * Предел курса * или * Предел глиссада *;

б) при отказах:

- бокового или продольного каналов в АП;

- каналов бокового или продольного движения СТУ;

- двух комплектов системы * Курс - МП2*;

- двух полукомплектов радиовысотомеров РВ-5.

В) На высоте Н=30м формируется команда * Н=30м *, по которой:

а) отключаются цепи включения табло * Предел курса *, * Предел глиссады * от блока БПЗ-1м;

б) отключается цепь включения огня *ИСО *;

Также летчик имеет возможность отключить ИСО вручную: на высотах 30м....60м:

- при включении режима * Уход автоматический *;

- при ручном отключении режимов АЗП кнопкой отключения на штурвалах летчиков;

- при установке переключателя * Бок * ( *Прод* ) или * Подг. АП * на ПУ-45 в положение * Откл *.

Г) При достижении самолетом высоты решения, значение которой выставлено на указателе радиовысотомера РВ-5 загорается табло * Н реш *. Командир корабля принимает решение на посадку или на уход на второй круг.

6.3 Режим автоматического управления при уходе на второй круг * Уход автоматический *

В формировании участвуют:

- аппаратура * Уход *;

- СТУ-134;

- АП-134А.

Предварительные условия включения:

а) включен выключатель * Питание * на ПУ-37;

б) включены режимы * Глиссада - АЗП *, * СП - АЗП *;

в) закрылки выпущены на 38 град;

г) аппаратура * Уход * исправна;

д) В АП сформировалась команда * Н=60м * по информации с РВ-5.

Режим включается:

- переводом СГ1 и (или) СГ2 во взлетное положение. При этом:

а) Аппаратура * Уход * вступает в работу, командные планки отключаются от вычислителей СТУ и подключаются к вычислителям аппаратуры * Уход *;

б) командные планки отключаются и переводятся в крайнее правое положение;

в) продольный канал АП переводится из режима * Глиссада - АЗП * в режим * Уход автоматический *;

г) боковой канал АП переводится из режима * СП -АЗП * в режим * Стабилизация *;

д) отключается автомат тяги, если он был включен.

Сигнализация режима:

а) загорается табло * Уход включен * на приборных досках летчиков и гаснет * АТ * на ПУ-37;

б) гаснут табло * Курс * и * Глиссада * на табло режимов;

в) продолжают гореть табло режимов * АП бок * и * АП прод * на табло режимов.

Индикация:

- включатся в работу горизонтальная планка ( уходит вверх на 12 мм) с вычислителей ВУ-1Б сигнал F ( з ) поступает в продольный канал АП, в блок БУС-1, где формируется закон управления:

в = Квт - КвF(з) + Кв + Квт , где:

- F ( з ) - функция заданного тангажа, вычисляемая в ВУ-1Б аппаратуры * Уход *.

АП, отклоняет РВ вверх и переводит самолет в набор высоты, при этом колонка управления движется * НА себя *.

Самолет переходит в режим набора высоты с тангажом +9,5 град.

При достижении скорости полета 300 км/час АП стабилизирует скорость путем управления РВ.

Правильность работы аппаратуры * Уход * летчик контролирует по работе командных планок .

Режим отключается:

А) Вручную:

а) установкой выключателя * Питание * на ПУ-37 в положение * Откл.*;

б) отключением выключателей * Подг АП * и ли * Прод * на ПУ-45;

в) нажатием кнопки КО на штурвалах летчиков.

При этом во всех случаях гаснет табло * Уход включен * и сводятся командные планки ПП-75. Продольный канал АП отключается;

г) отключением рукоятки * Спуск - Подъем * на ПУ-45. При этом продольный канал АП переводится в режим * Управление *;

д) нажатием кнопки-лампы * КВ * на ПУ-45. Продольный канал АП переводится в режим * КВ *.

В обоих случаях гаснет табло * Уход включен * и сводятся командные планки ПП-75.

Б) Автоматически:

а) при отказе двух каналов ВУ-1Б. При этом:

- гаснет табло * Уход включен * на приборных досках летчиков и загорается табло * Управляй продольным * и * Отказ ухода * ...4

- на бленкере * Прод * ПУ-45 появляется надпись * Откл *;

- командные планки развернутся;

- 3....6 сек звучит прерывистая сигнализация

б) при отказе двух ЦГВ-4 сигнализация при этом аналогична пункту а);

в) при отказе бокового канала АП;

г) при отказе продольного канала АП сигнализация аналогична пункту 4). При этом:

- на бленкерах * Прод * и * Бок * появится надпись * Откл *;

- 3...6 сек звучит звуковая сигнализация ;

- загораются табло * Управляй продольным * и * Управляй боковым *;

- гаснет табло * Уход включен * и загорается табло * Отказ ухода *;

д) при отказах питания двух каналов аппаратуры * Уход *. Сигнализация аналогична пункту а).

7. Система встроенного контроля АБСУ-134А

СВК предназначена для контроля работоспособности устройств подсистем, режимов работы, обнаружении отказов и оповещении экипажа об их наличии с переводом системы на резервный режим работы.

Состав:

- блок контроля датчиков ( БКД-1А);

- блок контроля режимов ( БКР-3А);

- устройство контроля приводов;

- устройство контроля автотриммирования;

- устройство контроля АТ-5;

- устройство контроля СТУ-134А;

- устройство контроля аппаратуры * Уход *;

- пульт поиска неисправностей ППН-5;

- устройство тест - самоконтроля.

Как система СВК имеет в своем составе:

- датчик информации о состоянии объектов контроля;

- преобразователи информации от датчиков, определяющие наличие или отсутствие отказов;

- исполнительные элементы, фиксирующие результат преобразования информации;

- логическое устройство, выполняющее логическую отработку сигналов и * запоминание * отказов;

- элементы сигнализации и индикации о состоянии АБСУ как в полете, так и на земле;

- программные элементы, реализующие необходимую проверку АБСУ и самой СВК.

Выходная информация СВК:

- интегральная исправность режимов работы;

- управляющие импульсы на переключение с одного режима работы на другой ( резервный );

- команды на основные табло.

А) Контроль датчиков информации.

Осуществляется в БКД-1. При этом сравниваются сигналы по и каждой ЦГВ-4 с осредненным сигналом со всех трех ЦГВ-4. Если разница сигналов превышает порог срабатывания сигнализатора напряжения, вырабатывается сигнал на светосигнализатор отказа на соответствующем приборе (при ср = 3,5 или 3,5 ).

При втором отказе ЦГВ-4 логическое устройство выдает сигнал на отключение сервопривода АП и на табло * * и * *.

На ППН-5 при первом отказе гаснет табло * Исправность АБСУ *. При поиске загорается табло * ЦГВ * и номер отказавшего канала.

Контроль БДГ-10-1.

Осуществляется по всем трем каналам ( , ,) методом сравнения двух однотипных гироскопов - основного и контрольного.

Порог срабатывания сигнализатора напряжения для трех каналов одинаковый 1,5 %. Для предотвращения ложных срабатываний устройства контроля в ( БКД-1А) предусмотрена задержка времени срабатывания 2 сек.

При отказе ДУС тангажа загорается табло * * при отказе ДУС крена или курса - * *.

Информация об отказе поступает так же в БКР-3 на отключение АП и на ППН-5 на табло * БДГ * соответствующего канала ( , , ).

Контроль корректоров высоты КВ-16 осуществляется сравнением выходного сигнала основного и контрольного КВ. При отказе одного из них с задержкой времени 2 сек происходит отключение режима *КВ *: гаснет кнопка- лампа * Выкл КВ * на ПУ-45 и табло режимов * КВ *. АП переходит в режим стабилизации углового положения. Также отказ КВ формируется с индикацией на ППН-5 при поиске неисправности.

Б) Контроль сервопривода АП.

Выходные параметры сервопривода, в частности угла отклонения ВВ и его скорость, сравниваются с выходными параметрами электросхемы, имитирующей работу сервопривода и являющейся аналогом сервопривода.

Если разность сигналов, пропорциональных углу поворота ВВ и его скорости превышает порог срабатывания компаратора, сигнал с которого отключает соответствующий канал сервопривода с выдачей сигнализации экипажу ( * * или * * ).

Устройство контроля позволяет определить отказы, вызывающие перекладку рулей с максимальной скоростью ( резкие отказы ), также отказы, вызывающие прекращение функционирования сервопривода ( * медленные отказы *).

Контроль резких отказов построен на принципе сравнивания реальной угловой скорости ВВ с величиной скорости , вычисленной аналоговым устройством.

При разности угловой скорости 1,7 град/сек происходит срабатывание компаратора и через 9 сек выдается сигнал на табло * * или * *. При этом отключается канал АП и его РМ. На ППН-5 при поиске неисправности - загорается табло и РП соответствующего канала.

* Медленный * отказ сервопривода может произойти, при обрыве цепи управляющего сигнала. ВВ вращаться не будет и при нарастании сигнала угла отклонения ВВ аналогового устройства возникает разность с сигналом угла отклонения ВВ сервопривода. Происходит срабатывание компаратора с выдачей сигнализации, аналогичной * резкому * отказу.

В) Контроль питания АП.

При любом отказе питания АП гаснет табло * Исправность АБСУ *. При этом АП отключается с загоранием табло * * и ( или ) * *. Если АП был включен при заходе на посадку ( АЗП ), то при отказе питания на высоте менее 60 м дополнительно включается * ИСО *.

Г) Контроль СТУ-134А.

Система построена на сравнении двух однотипных сигналов н и зад , которые формируются на выходах У-20Н левого и правого полукомплектов СТУ.

Пороговые элементы, расположены в БК-51 настроены на величину срабатывания, соответствующую разности отклонения командной стрелки ( н , ) отказавшего канала, разводятся на обоих ПП-75.

Д) Контроль автомата триммирования.

Устройство контроля способно различать четыре основных вида отказов:

Электромеханизм УТ-15 отрабатывает триммер в противоположную сторону, т. е. В сторону увеличения шарнирного момента РВ.

Устройство контроля, используя сигнал, поступающий с УП сервопривода канала тангажа, которые приводит в движение УТ-15 определяет знак необходимого вращения УТ-15 для снятия усилий. Сравнивая с реальным знаком вращения двигателя электромеханизма УТ-15, устройство контроля определяет правильность отработки УТ-15.

Если УТ-15 отрабатывает в обратную необходимую сторону и при этом усилия достигают Р 10 кгс, то сигнал отказа поступает на светосигнализатор УАТ-3, который работает в проблесковом режиме.

Одновременно формируется сигнал на отключение продольного канала АП и на табло * *.

Электромеханизм УТ-15 заклинил, т. е. При наличии сигнала управления скорость УТ-15 тр =0.

В этом случае при достижении усилий, соответствующих Ркол 10 кгс с задержкой времени 6 сек электромеханизм не включается в работу. С помощью измерителя тока в обмотке возбуждения ( ток возрастает в несколько раз ) формируется сигнал об отказе АТ-15.

Сигнализация об отказе аналогична п.1.

При наличии шарнирного момента сигнал управления на входе УТ-15 равен нулю - * пассивный * отказ.

Работа устройства контроля аналогична п 1.

При всех отказах гаснет табло * АБСУ исправно *.

На ППН-5 при поиске неисправности -* БУТ *.

Е) Контроль автомата тяги АТ-5.

Устройство контроля позволяет определять отказы типа:

* Пассивный * отказ - т.е. отказ одного из элементов управляющей цепи, приводящей к потере его работоспособности.

Метод контроля основан на непрерывном сравнении динамических характеристик АТ и его аналога. Контроль ведется по скорости отработки ИМАТ - имат.

При достижении разности имат и аналог аналога величина срабатывания компрессора, последний выдает сигнал на отключение ИМАТ, и на табло * АТ * (* Управляй тягой *), при этом гаснет кнопка-лампа * АТ * на ПУ-37.

* Активный * отказ - отказ, приводящий к максимальной скорости перемещения СГ1, СГ2 мах имат =15 град/сек. При нормальной имат 4 град/сек.

Компаратор, срабатывая, формирует сигнал на отключение продольного канала АП с соответствующей сигнализацией. На ППН-5 высвечивается табло * АТ *.

Отказ датчиков приборной скорости УС-И.

Если разность между сигналом рассогласования V, поступающего с УС-И левого по отношению к сигналу V, поступающего с УС-И правого превышает значение 15 км/час срабатывает устройство сравнения ( компаратор ) выдавая сигнализацию отказа УС-И. На ППН-5 - * УС-И *.

Превышение скорости при заходе на посадку.

Если при включенных режимах * АЗП * или * ДЗП * произошло по какой-либо причине превышение скорости, заданной на УС-И более, чем на 20 км/час при включении режима * Глиссада авт * или * Глиссада дир * замыкает цепь подключения компаратора и выдает сигнал на табло * V велика * на приборной доске летчиков.

АТ при этом не отключается.

Ж) Контроль аппаратуры * Уход *.

Устройство контроля построено на базе кворум-элементов, которые обеспечивают сравнение осредненного сигнала с выходов трех подканалов вычислителей с сигналом каждого подканала.

Отказ подканала фиксирует компаратор. Если произошел один отказ ВУ-1Б, то сигнал интегральной исправности * Уход * не снимается ( аналогично ДАС ).

Сигнал отказа аппаратуры * Уход * формируется в случае отказа двух подканалов ВУ или ДАС. При этом формируется сигнал на отключение АП, на табло * *, сирену и на табло * *(штурвальное управление).

При первом отказе ВУ или ДАС гаснет табло * Исправность АБСУ *. На ППН-5 отказ фиксируется на табло * ВУ * по подканалу - *1*, *2*, *3*.

Аналогично устройство контроля работает при нарушении питания аппаратуры.

З) Тест - контроль СВК.

Заключается в том, чтобы проверить функционирование цепей системы СВК, отказ которых не проявлялся и может быть обнаружен косвенно.

При наземном тест - контроле используется ППН-5. Он позволяет провести поиск неисправного блока и подканала, а также провести предполетный тест-контроль СВК.

При тест - контроле СВК в полете летчик нажимает кнопку * Тест СВК * на верхнем электрощитке летчиков. При этом формируется импульс длительностью 6,5 сек. За это время проверяются все компараторы, находящиеся в БКД-1. В случае их исправности загораются табло * Исправность СВК прод. * и * Исправность СВК бок.* на верхнем электрощитке.

Также загорается табло на приборных досках летчика:

- * управляй боковым *, * Управляй продольным *;

- * Отказ ухода *;

- * Отказ АТ *

на приборах ПП-75 разводятся командные планки и .

В течении 3.....6 сек звучит звуковая сигнализация.

В процессе проверки отключения включенного режима автоматического управления не происходит.



Размещено на Allbest.ru

...