Исследование системы траекторного управления СТУ-154, автоматической бортовой системы управления АБСУ-154

Размещено на http://www.allbest.ru/

НАЦИОНАЛЬНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИНСТИТУТ ЭЛЕКТРОНИКИ И СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

ФАКУЛЬТЕТ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

КАФЕДРА КОМПЬЮТЕРНО-ИНТЕГРИРОВАННЫХ КОМПЛЕКСОВ

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА

«ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУ-154 АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154»

ИССЛЕДОВАНИЕ СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУ-154 АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154

Цель работы.

1. Изучить структурную схему СТУ-154, реализуемые законы управления в автоматическом и полуавтоматическом (директорном) режимах.

2. Исследовать работоспособность и точность отдельных составных частей СТУ-154 (следящих систем, блоков и динамических звеньев).

3. Получить практические навыки проведения проверок схемы СТУ-154 в условиях лаборатории перед установкой оборудования на самолет.

автоматический барометрический скорость полет

НАЗНАЧЕНИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АВТОМАТИЧЕСКОЙ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-154

Назначение АБСУ-154:

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-154 предназначена для обеспечения заданных характеристик устойчивости и управляемости самолета, стабилизации параметров полета и управления самолетом.

АБСУ-154 обеспечивает:

улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолета во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и высот полета при ручном пилотировании;

стабилизацию углового положения самолета относительно трех основных осей с точностью ±0,5°;

стабилизацию барометрической высоты с точностью ±20 м на маршруте и ±10 м при заходе на посадку;

стабилизацию приборной скорости полета автоматом тяги с точностью ±5 км/ч;

выполнение координированных разворотов на заданный угол;

набор высоты с углами тангажа до +20° и снижение с углами тангажа до -10°;

управление самолетом в горизонтальной плоскости по сигналам навигационного комплекса;

боковое и продольное управление самолетом при заходе на посадку по сигналам системы траекторного управления СТУ-154 до высоты 30 м;

индикацию текущего курса и угла сноса с точностью ±1,5°;

индикацию заданного путевого угла с точностью ±2,5°;

индикацию углов крена и тангажа с точностью ±1,3° вблизи нулевых отметок шкал и ±3° в остальных диапазонах шкал.

Потребляемая системой мощность: по однофазной сети 115 В 400 Гц - 23 ВА;

по трехфазной сети 36 В 400 Гц - 330 ВА;

по трехфазной сети 208 В 400 Гц - 400 ВА.

Гидравлическое питание рулевых агрегатов обеспечивается от трех независимых гидросистем жидкостью АМГ-10 с рабочим давлением 21С±10 кгс/см2.

Масса комплекта АБСУ-154 - 260 кг.

Время готовности системы - 5 мин.

Гарантийный ресурс работы - 1000 летных часов.

АБСУ-154 - сложная, в основном трижды резервированная система, сохраняющая работоспособность после возникновения нескольких разноименных отказов и обеспечивающая возможность безопасного завершения полета при возникновении второго одноименного отказа.

В системе предусмотрен встроенный непрерывный контроль основных параметров, характеризующих ее состояние и автоматическое переключение отказавших устройств на резервные с одновременной сигнализацией об этом экипажу, а также автоматический (в течение 10 минут) предполетный контроль.

Автоматическая бортовая система управления АБСУ-154 состоит из следующих трех функционально связанных между собой систем (рис. 1):

- системы траекторного управления СТУ-154;

- системы автоматического управления САУ-4;

- автомата тяги АТ-4-2М.

Конструктивно система АБСУ-154 выполнена в виде платформ с установленными на них блоками, приборов индикации навигационно-пилотажной информации, пультов с органами управления и устройств световой и звуковой сигнализации, органически вписанных в конструкцию планера и интерьер кабины экипажа.

Рис. 1. Состав АБСУ-154

Назначение СТУ-154 и выполняемые функции.

СТУ-154 является составной частью АБСУ-154. Она предназначена для формирования и индикации команд директорного (полуавтоматического) и автоматического управления в режиме захода на посадку, а также для индикации основных пилотажно-навигационных параметров во всех режимах полета.

В соответствии со своим назначением система выполняет следующие функции:

- формирует и индицирует командные сигналы для директорного (полуавтоматического) и автоматического управления самолетом на этапе захода на посадку и уходе на второй круг;

- индицирует с помощью комбинированных приборов ПКП-1 и ПНП-1 основные текущие и заданные пилотажно-навигационные параметры пространственного положения самолета:

· крен (),

· тангаж (),

· курс (),

· заданный путевой угол (ЗПУ),

· угол сноса (УС), заданный курс (ЗК),

· отклонение от заданной скорости полета (),

· отклонение от заданной траектории в вертикальной плоскости (),

· отклонение от заданной траектории в горизонтальной плоскости ();

- выдает информацию об отказе систем, сигналы которых используются для формирования команд управления (радиосредств системы посадки, авиагоризонта, курсовой системы и т.д.);

- выдает информацию об отказах бокового и продольного каналов системы;

- индицирует режимы работы системы световыми табло (СП, VOR, НВ, РСБН);

- выдает командные сигналы в систему САУ-4 для автоматического управления самолетом при заходе на посадку.

Параметры режима полёта в вертикальной плоскости представлены на рис. 2.

Параметры режима полёта в горизонтальной плоскости представлены на рис. 3.

Состав СТУ-154.

В состав СТУ154 входят следующие блоки:

- коробка соединительная КС-2 (1 шт.), на которой установлены все перечисленные блоки, за исключением приборов ПКП-1 и ПНП-1.

Структурная схема СТУ-154 изображена на рис. 4.

Пилотажно-навигационные параметры, определяемые устройствами ТКС-П2, МГВ-1СК, КУРС-МП2, ДИСС-3П, НВУ-Б3, подаются на приборы ПНП-1 для индикации и на вычислители для формирования командных сигналов управления самолетом.

По своему назначению и конструктивному исполнению вычислители СТУ-154 делятся на вычислители бокового канала управления В-20 и продольного канала управления В-21.

Сформированные в вычислителях сигналы управления через блоки контроля БК-17 подаются на приборы ПКП-1 для индикации команд управления и в систему автоматического управления САУ-4 для исполнения этих команд.

Характерной особенностью каждого из каналов является:

- резервирование вычислителей;

- непрерывный встроенный контроль и сигнализация работоспособности;

- тест-контроль блоков контроля БК-17 и усилителей У-87.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Приборы ПКП-1 и ПНП-1

Основная пилотажно-навигационная информацияо положении воздушного судна в пространстве, предоставляемая пилоту визуально, сосредоточена на следующих приборах:

- пилотажно-командный прибор ПКП-1;

- плановый навигационный прибор ПНП-1

Прибор ПНП-1 объединяет указатели положения самолета в горизонтальной плоскости, положения самолета относителыно траектории в вертикальной плоскости, дальности до радиомаяка, сигнализаторы полета «НА» или «ОТ» радиомаяка и отказа радиосредств посадки и датчика курса.

Прибор ПКП-1 объединяет в себе дистанционный авиагоризонт, командный нуль-прибор, указатели положения самолета относительно заданной траектории полета, указатели высоты, отклонения от заданной скорости, скольжения, а также сигнализаторы исправности работы бокового и продольного каналов системы траекторного управления, датчиков крена и тангажа.

На рис. 3 и рис. 4 представлены лицевые части приборов ПКП-1 и ПНП-1.

Рис. 3. Прибор ПКП-1: 1 - бленкер отказа формирователя команд бокового канала; 2 - стрелка указателя боковой команды управления; 3 - полусфера указателя крена и тангажа; 4 - силуэт самолета; 5 - бленкер отказа формирователя команд продольного канала; 6 - стрелка отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 7 - шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 8 - стрелка указателя продольной команды управления; 9 - бленкер отказа датчиков крена и тангажа; 10 - шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 11 - стрелка указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 12 - указатель скольжения; 13 - стрелка указателя крена; 14 - шкала указателя крена; 15 - стрелка указателя истинной высоты; 16 - шкала указателя отклонения от заданной скорости полета; 17 - стрелка указателя отклонения от заданной скорости полета.

Рис.4. Прибор ПНП-1: 1 - стрелка сигнализатора нерабочего состояния счетчика дальности; 2 - счетчик дальности; 3 - стрелка отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 4 - стрелка указателя ЗПУ; 5 - шкала указателя УС; 6 - индекс указателя УС; 7 - неподвижный индекс отсчета текущего курса; 8 - сигнализатор полета на радиомаяк; 9 - индекс указателя ЗК; 10 - шкала отклонения от равносигнальной зоны глиссады; 11 - счетчик ЗПУ: 12 - стрелка сигнализатора нерабочего состояния счетчика ЗПУ; 13 - бленкер отказа глиссадного радиоприемника; 14 - стрелка отклонения от равносигнальной зоны курса; 15 - силуэт самолета; 16 - сигнализатор полета от радиомаяка; 17 - шкала курса; 18 - три индекса, связанных со стрелкой ЗК для построения прямоугольного маршрута захода на посадку; 19 - бленкер отказа курсовой системы; 20 - кремальера ЗПУ; 21 - шкала указателя отклонения от равносигнальной зоны курса; 22 - бленкер отказа курсового р/приемника; 23 - табло режимов работы прибора и связи его с системами-датчиками; 24 - кремальера ЗК

Индикация сигналов , , , ЗПУ, УС, ЗК осуществляется указателями, выполненными по принципу действия следящих систем, а индикация сигналов , , , , - по принципу магнитоэлектрических систем.

Функциональные схемы следящих систем в основном идентичны. Одна из таких схем, в частности, схема крена, показана на рис. 5.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Сигнал крена с датчика через соединительную коробку КС-2 поступает на статор синусно-косинусного трансформатора командно-пилотажного прибора ПКП-1. С роторной обмотки сигнал рассогласования дистанционной передачи, пропорциональный крену, подается на усилитель следящей системы блока У-87. Усиленный сигнал поступает на управляющие обмотки двигателя. Двигатель-генератор отрабатывает индекс отсчета крена и ротор синусно-косинусного трансформатора (СКТ) до тех пор, пока сигнал на входе усилителя У-87 не станет равным 0, что соответствует согласованному положению ротора сельсина-приемника СКТ с датчиком крена.

Для улучшения динамических характеристик следящей системы применена скоростная обратная связь с использованием тахогенератора, являющегося частью двигателя генератора. Указатели команды управления в горизонтальной и вертикальной плоскостях, указатели отклонения самолета от траектории в горизонтальной и вертикальной плоскостях, указатель отклонения скорости от заданной скорости полета ПКП-1 представляют собой аналогичные по принципу действия магнитоэлектрические системы. Схема прохождения этих сигналов представлена на рис. 6.

Формирование командного сигнала для управления боковым движением.

Вычислитель бокового канала В-20 предназначен для формирования сигналов управления движением самолета на траектории в боковой плоскости. Входными сигналами вычислителя являются: сигнал отклонения от равносигнальной зоны КРМ (), сигнал усредненного заданного крена () и сигнал разности () между заданным путевым углом ЗПУ и текущим курсом ().

Сигнал поступает в вычислитель с курсового радиоприемника.

Сигнал поступает на вход вычислителя с СКТ прибора ПНП-1 или блока суммирования БС-14.

Сигнал поступает в вычислитель с блока контроля К-17 бокового канала.

Структурная схема вычислителя В-20 показана на рис. 7.

Выходной сигнал каждого из трех вычислителей системы () постоянного тока поступает в блок контроля БК-17 бокового канала. Там из сигналов () трех вычислителей формируется сигнал (), который в качестве сигнала положительной обратной связи поступает на входы трех вычислителей а, затем после суммирования с сигналами текущего крена поступает в САУ и на командные стрелки ПКП-1.

Структурная схема формирования команды управления боковым движением самолета в СТУ-154 показана на рис. 10.

Блоки контроля БК-17 обеспечивают в полете непрерывный автоматический контроль исправности вычислителей бокового и продольного каналов СТУ.

Логическая схема блока контроля БК-17 в боковом канале показана на рис. 8.

Принцип контроля основан на сравнении выходных сигналов каждого из вычислителей с их средним значением .

При отказе какого-либо из вычислителей, когда разность абсолютных величин и становится больше установленного порога, срабатывает соответствующий отказавшему вычислителю пороговый элемент блока контроля. Логическая схема сигнализации отключает сигнал исправности этого вычислителя и выдает сигнал его отказа. При этом выход отказавшего вычислителя бесконтактно отключается («запирается») КЭ блока контроля.

При отказе другого вычислителя (втором отказе) отключается сигнал ИСПРАВНОСТЬ КАНАЛА, который выдается блоком контроля только в случае исправности не менее двух вычислителей соответствующего канала.

Блок контроля БК-17 в боковом канале СТУ с помощью КЭ производит суммирование сигналов заданного крена и формирование из этих сигналов их среднего значения .

Формирование команды для управления боковым движением самолета производится путем суммирования сигнала и сигнала текущего крена самолета :

Где - для полуавтоматического режима:

- для автоматического режима:

;

- масштабный коэффициент цепи формирования сигнала по крену (мм/рад), измеряемый по сигналу радиовысотомеров при переключениях;

- коэффициенты передачи;

- функции ограничения выходных сигналов;

- постоянные времени.

Формирование командного сигнала для управления продольным движением.

Принцип формирования командного сигнала управления в продольном канале тот же, что и в боковом, однако, динамические свойства управления самолетом в вертикальной плоскости имеют свои особенности.

Для формирования командных сигналов управления самолетом в продольном канале используются сигнал отклонения от глиссады () и его производная (). Эти сигналы формируются в вычислителе В-21, структурная схема которого показана на рис. 12.

Выходной сигнал () каждого из трех вычислителей В-21 поступает на блок контроля БК-17 продольного канала, где с помощью КЭ формируется команда управления продольным движением самолета в директорном и автоматическом режимах.

Блок контроля БК-17 в продольном канале СТУ с помощью КЭ производит суммирование командных сигналов управления самолётом и формирование из этих сигналов их среднего значения .

Сигналы () поступают на соответствующие командные стрелки приборов ПКП-1 и в САУ-4.

Структурная схема формирования команды управления продольным движением самолета СТУ-154 показана на рис. 13.

Сформированы в вычислителях продольного канала команды управления самолета имеют вид:

- для полуавтоматического режима:

- для автоматического режима:

- передаточный коэффициент цепи формирования команды управления по тангажу (мм/град);

- коэффициенты передачи;

- постоянные времени;

- нелинейности, типа ограничения.

Общие сведения о блоках У-87, БС-14, КС-2.

Усилитель У-87 предназначен для обеспечения работы планового навигационного ПНП-1 и командно-пилотажного ПКП-1 приборов СТУ-154.

Усилитель состоит из шести самостоятельных аналогичных каналов, которые используются для усиления сигналов переменного тока, поступающих с датчиков ЗПУ, ЗК, УС через приемники следящих систем на управляющие обмотки исполнительных двигателей.

Блок суммирования БС-14 предназначен для формирования сигнала, пропорционального алгебраической сумме углов текущего курса и ЗПУ, а также обеспечения автоматического захвата глиссады и выдачи при этом команды в виде сигнала постоянного тока +27 В.

Коробка соединительная КС-2 предназначена для размещения основных вычислительных блоков системы, монтажа электрических соединений приборов, связей системы с датчиками, для вывода сигналов на контрольные разъемы и подключения питания к системе от бортовых источников.

Размещено на Allbest.ur