ПОЗНАВАТЕЛЬНОЕ

Оси и плоскости тела человека - Тело человека состоит из определенных топографических частей и участков, в которых расположены органы, мышцы, сосуды, нервы и т.д.

Отёска стен и прирубка косяков - Когда на доме не достаёт окон и дверей, красивое высокое крыльцо ещё только в воображении, приходится подниматься с улицы в дом по трапу.

Дифференциальные уравнения второго порядка (модель рынка с прогнозируемыми ценами) - В простых моделях рынка спрос и предложение обычно полагают зависящими только от текущей цены на товар.

Вопрос № 1 Назначение и принцип действия системы автоматического управления (САУ) полетом

1 234

Принцип действия автопилота. Общее движение ЛА состоит из движения его центра масс и движения вокруг центра масс, что в трехмерном. пространстве приводит к шести степеням свободы. Указанные движения соответственно характеризуются линейными и угловыми ускорениями, скоростями и перемещениями(координатами) и в общем случае являются полностью или частично зависимыми.

На основании некоторых допущений, рассматриваемых в теории полета, различают продольное и боковое движения ЛА.

^ -1 - —--Т

Рис. 6.10. К пояснению принципа действия автопилота

Рис. 6.9. Параметры углового положения ЛА

Продольным называется движение ЛА в плоскости, совпадающей с плоскостью А'|ОУ| сто симметрии (рис. 6.9). Сюда относятся поступательное движение центра масс (ЦМ) вдоль продольной Х1 и нормальной У1 осей и вращательное движение вокруг поперечной оси Z1 (тангаж (греческая буква)).

Боковым называется движение ЛА в плоскости Х1OZ1, перпендикулярной к плоскости X1OY1. К боковому относятся поступательное движение ЦМ вдоль оси Z1, и вращательное движение вокруг осей Х1 (крен (гамма)) и Y1 (рыскание (фи)).

Ручное управление современным скоростным ЛА во многих случаях затруднительно, а иногда и невозможно. Поэтому на ЛА применяются системы автоматического управления, простейшими из которых являются автопилоты, обеспечивающие угловую стабилизацию ЛА и выполнение ряда других задач.

Принцип действия автопилота рассмотрим на примере автоматической стабилизации горизонтального полета по тангажу (рис. 6.10).

Пусть в результате нарушения равновесия моментов относительно поперечной осп (это может произойти, например, при сбросе груза) ЛА стал вращаться вокруг оси Z1. Сигнал с гировертикали ГВ (например, с АГД-1), пропорциональный углу тангажа (тэта). подается на усилитель, а затем на рулевую машину (РМ), которая отклоняет руль высоты (РВ) па угол (дельта) так. чтобы вернуть ЛА в исходное горизонтальное положение. Поскольку рулевая машина — это двигатель (электрический или электрогидравлический), то для обеспечения пропорциональности между (дельта) и (тэта) с помощью датчика

обратной связи (ДОС) на усилитель заводится сигнал отрица тельной обратной связи.

Ввиду того что ДА обладает инерцией, он не остановится в горизонтальном положении, а пройдет его. При этом знак угла тангажа изменится и автопилот отклонит руль в противоположную

Рис. 6.11. Схема канала тангажа автопилота ЛП-28

сторону. Так как современные Л А обладают малым запасом устойчивости, особенно на больших высотах, то процесс установления ЛА в горизонтальное положение будет иметь колебательный характер с малым затуханием.

Для демпфирования колебании ЛА с датчика угловой скорости (ДУС) на усилитель вводится сигнал, пропорциональный угловой скорости тангажа ).

Таким образом, руль высоты отклонится на величину

8 = ^0-f Ajft,

где k₉, к;, — передаточные числа автопилота по углу и угловой

скорости тангажа.

Приведенное выражение называется законом управления автопилота.

Выбором передаточных чисел всегда можно обеспечить желаемый вид переходного процесса.

Автопилот АП-28. В настоящее время на многих типах ЛА применяются трехканальные автопилоты серии АП-28 различных модификаций, которые позволяют стабилизировать угловые движения ЛА, выдерживать заданную высоту полета, выполнять координированные (без потери высоты) развороты, обеспечивать набор высоты и снижение, приводить ЛА к режиму горизонтального полета.

Все три канала автопилота АП-28 (тангажа, рыскания и крена) построены принципиально одинаково, поэтому рассмотрим работу АП-28 по каналу тангажа (рис. 6.11).

Автопилот АП-28 работает в четырех основных режимах.

1. Р е ж и м c о г л а с о в а и и я . Этот режим начинается с подачи питания на автопилот и заключается в том, чтобы свести к нулю сигналы, поступающие на рулевую машину (РМ). Это необ-

ходимо для безударного включения автопилота. При этом выход лампового усилителя переменного тока (ЛУ) С помощью контакта К, находящегося в положении 1, подключается ко входу механизма согласования (МС). С механизма согласования на вход магнитного усилителя (МУ) подается сигнал, увеличивающийся до тех пор, пока он не скомпенсирует сигналы, поступающие на МУ с гировертикали (ТВ) и с потенциометрического датчика обратной связи (ДОС). В результате напряжение на выходе усилителя ЛУ становится равным нулю. Режим стабилизации. Включение автопилота в режим

1. стабилизации осуществляется специальной кнопкой после окончания режима согласования. При этом выход лампового усилителя с помощью контакта К подключается к фазочувствитель- ному выпрямителю ФЧВ (положение 2 контакта К).

В случае отклонения ЛА от того положения, которое он имел к моменту включения автопилота, на вход магнитного усилителя поступят сигналы от гировертикали с датчика угловой скорости (если это сигналы переменного тока, то они предварительно выпрямляются с учетом фазы). В магнитном усилителе все сигналы суммируются и преобразуются в сигналы переменного тока, которые усиливаются ламповым усилителем (ЛУ), а затем выпрямляются выпрямителем ФЧВ. Сигналы с выхода ФЧВ поступают на рулевую машину (РМ), которая отклоняет руль высоты (РВ); при этом осуществляется стабилизация положения ЛА так же, как описано выше.

2. Режим управления. При необходимости изменить угловое положение ЛА летчик отклоняет рукоятку управления (РУ), в результате чего с механизма согласования на вход магнитного усилителя подается сигнал, увеличивающийся до тех пор, пока рукоятка РУ находится в отклоненном положении, причем скорость нарастания этого управляющего сигнала зависит от угла отклонения рукоятки РУ. При этом ЛА задается соответствующая угловая скорость движения по тангажу. При возвращении рукоятки РУ в нейтральное состояние вращение ЛА прекращается, и он оказывается отклоненным на требуемый угол тангажа. В этом случае сигнал, поступающий на магнитный усилитель с механизма согласования, компенсируется сигналами, вырабатываемыми гировертикалью, датчиком угловой скорости (при наличии 0) и датчиком обратной связи. В итоге ЛА стабилизируется в новом положении.

Таким образом, в режиме управления автопилот позволяет управлять ЛА без значительных усилий, имеющих место при ручном управлении.

3. Р е ж и м п р и в е д е н и я к г о р и з о н т у . В некоторых случаях (при потере пространственной ориентировки, при ранении летчика и т. п.) необходимо экстренно привести ЛА в горизонтальное положение. Для этого достаточно нажать кнопку приведения к горизонту (КПГ). При этом обнуляется выход механизма

согласования и ЛА под действием сигналов, поступающих с гировертикали и датчика угловой скорости, выводится в горизонтальное положение и стабилизируется в нем.

Понятие о комплексах бортового оборудования. В связи с увеличением скорости, высоты и дальности полета, а также усложнением решаемых задач, управление только угловыми движениями оказывается недостаточным. Поэтому современные системы автоматического управления представляют собой комплекс бортового электронного оборудования, объединенного на базе одной или нескольких универсальных или специализированных цифровых вычислительных машин (ЦВМ) и позволяющего решать следующие задачи:

— определять точное местоположение ЛА и навигационные параметры полета;

— обнаруживать и опознавать наземные и воздушные цели в любых метеорологических условиях и при наличии радиопротиводействия противника;

— управлять всеми видами средств поражения, имеющихся на борту ЛА;

— выполнять бомбометание и автоматическое сбрасывание грузов;

— управлять ЛА на различных режимах полета, включая заход на посадку, и выдавать команды для полуавтоматического управления;

— выполнять полеты на малых и предельно малых высотах;

— управлять работой средств радиопротиводействия и системыопознавания;

— вести разведку и запоминать ее результаты;

— формировать сигналы для отображения информации экипажу;

— осуществлять автоматический контроль функционирования оборудования и регистрировать его результаты;

— проводить предполетную подготовку оборудования и др.

Для выполнения перечисленных задач кроме вычислителя в

состав комплекса бортового оборудования входят датчик температуры, приемник воздушных давлений, датчик воздушной скорости, курсовая система, гировертикаль, датчик угловой скорости, инерциальная система, радиовысотомер, датчик углов атаки и скольжения, радиолокационные станции поиска и сопровождения цели, допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса, астрономические средства самолетовождения, датчик расхода топлива и контроля параметров работы двигательной установки, система сигнализации и индикации, самописцы и др.

Преимуществами комплексного использования электронного оборудования являются:

— снижение общего количества вычислительных устройств на борту ЛА;

— большие возможности по микроминиатюризации, стандартизации и унификации деталей и узлов;

— уменьшение общей стоимости, массы, габаритов и потребляемой мощности;

— возможность организации эффективного контроля правильности функционирования бортовых систем в полете и при предполетной подготовке;

— высокая гибкость в использовании оборудования.

Применение ЦВМ делает возможным использовать для управления полетом новейшие математические методы: динамическое программирование, метод статистических испытаний, теорию игр, теорию массового обслуживания и пр. Наличие ЦВМ в значительной степени облегчает задачу создания на самолете обучаемых и

самообучающихся систем.

Поскольку ЦВМ является ядром комплекса, к ее надежности предъявляются жесткие требования, ибо отказ ЦВМ. включенной в замкнутый контур управления, может привести к невыполнению поставленной задачи или аварии.

§ 5.4. ПРИБОРЫ И СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАЦИОННЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК

Для управления газотурбинными силовыми установками необходимо контролировать ряд основных параметров режимов их работы: температуру газов, частоту вращения вала, количество и расход топлива. Кроме того, для оценки аварийных режимов нужно знать некоторые вспомогательные параметры: давление топ-

лива, давление и температуру масла, емкость топлива масла, температуру выходящих газов и др.

Измерители температуры. Измерение температуры осуществляется термометрами сопротивления и термоэлектрическими термо- метрами.

R(t)

Рис. 5.14. Термометр ТВ Г

(Правый рисунок со страницы 65)

Чувствительным элементом термометра сопротивления является проволочным терморезистор, величина сопротивления которого изменяется в зависимости от температуры в соответствии с выражением

(Формула под рисунками со страницы 65)

где R(нулевое) — сопротивление терморезистора при 0° С, Ом; (альфа) — температурный коэффициент, I/^о; t — температура, ^о С.

Для измерения температуры масла, охлаждающей жидкости, наружного воздуха применяются термометры типа ТУЭ-48 (термометр унифицированный электрический) с диапазоном измерения oт —70 до +150° С. Терморезистор датчика, включенный в одно из плеч мостовой схемы логометрического указателя (рис. 5.13), изготовлен из никелевой проволоки. Плечи моста образованы резисторами R1—R4 и катушками К1 н К2 логометра.

При разбалансе моста вследствие изменения сопротивления R(t) по катушкам логометра потекут токи, в результате чего подвижной магнит со стрелкой повернется на угол, пропорциональный отношению токов в катушках, являющемуся функцией измеряемой температуры. Градуировочное сопротивление R_r служит для начальной регулировки отклонения стрелки.

Чувствительным элементом термоэлектрического термометра является термопара, состоящая из двух разнородных электродов, соединенных между собой с помощью пайки, сварки или сплавления. В термопаре возникает контактная разность потенциалов, зависящая от температуры места соединения и холодных концов.

В термометре выходящих газов ТВГ-11, измеряющем температуру газов в сопле двигателя в пределах 300—900° С, в качестве датчика используются четыре термопары (рис. 5.14), устанавливаемые по периметру сопла. Каждая термопара изготовлена из сплава никель-кобальт (НК) и слецалюмеля (СА). Указателем является магнитоэлектрический милливольтметр, в цепь рамки которого включены градуировочное R_r и термокомпенсирующее R_T сопротивления.

2 3

Рис. 5.15. Магнитоиндукционный тахометр: 1 — ротор датчика; 2 — статор датчика; статор двигателя; 4 — ротор двигателя; 5. 8 — пружины; 6, 9—магнитопроводы; 7. 10 —токопроводящие диски; 11 — диск

Измерители давления жидкости и газов. В качестве чувствительных элементов измерителен давления р (манометров) используются манометрические коробки (при р до 0,3 МПа), гофрированные мембраны (при р до 10 МПа) и манометрические трубки (при р более 10 МПа).

Перемещение подвижного центра чувствительного элемента под воздействием змеряемого давления преобразуется в электрический сигнал с помощью потенциометрического (в электрических дистанционных унифицированных манометрах типа ЭДМУ и в электрических манометрах типа ЭМ) или индуктивного (в дистанционных индуктивных манометрах типа ДИМ) преобразователя.

В целях экономии места на приборной доске используются комбинированные приборы — электрические моторные индикаторы типа ЭМИ-ЗР, объединяющие в себе манометр топлива ЭМ-100 (100 кгс/см²=10 МПа), манометр масла ЭДМУ-10 (10 кгс/см² = = 1 МПа) и термометр масла ТУЭ-48. Указателями названных приборов являются магнитоэлектрические логометры.

Тахометры. Предназначены для измерения частоты вращения n вала двигателя. Для визуального контроля величины n применяются магнитоиндукционные тахометры типа ТЭ-15 и другие со шкалой, проградуированной в оборотах в минуту (15000), типа ИТЭ-1 (для одного двигателя) и другие со шкалой, проградуированной в процентах (до 105%), что более удобно для пользования. По принципу действия и устройства оба типа приборов одинаковы.

Датчиком тахиметра является трехфазным генератор (рис. 5.15) с ротором 1, представляющим собой постоянный магнит, соединенный с валом двигателя. При работе двигателя в обмотке статора 2 датчика индуцируется напряжение частотой, пропорциональной n.

Это напряжение подается на обмотку статора 3 синхронного двигателя указателя. Синхронный двигатель состоит из ротора 4, содержащего дна четырехполюсных магнита, и гистерезисного диска 11, служащего для асинхронного запуска двигателя. Ротор двигателя соединен с валом с помощью пружины 5 и может поворачиваться относительно вала на некоторый угол, что облегчает ввод ротора в синхронизм.

Рис. 5.16. Топливомер типа СЭТС

На валу синхронного двигателя укреплен магнитопровод 6 с постоянными магнитами, при вращении которых в токопроводящем диске 7 индуцируются вихревые токи. В результате взаимодействия этих токов с полем постоянных магнитов диск 7 увлекается вслед за ними. Этому препятствует пружина 8, создающая противодействующий момент, в результате чего стрелка указателя, сидящая на одном валу с диском 7, повернется на угол, пропорциональный n.

Для демпфирования колебании подвижных элементов указателя служит магнитный демпфер, состоящий из магнитопровода 9 с постоянными магнитами, прикрепленного к корпусу прибора, и диска 10, закрепленного на оси стрелки. Работа демпфера аналогична работе узла 6, 7.

Системы измерения количества и управления порядком выработки топлива из баков. Основу названных систем составляют расходомеры и топливомеры или их комбинация. Эти системы решают следующие задачи:

— управляют заправкой топливных баков;

— обеспечивают информацию о количестве горючего и последовательность его выработки из баков, исключающую недопустимое смещение центра масс самолета;

— сигнализируют о критическом остатке топлива;

— определяют мгновенный и суммарный расход топлива.

В топливомерах типа СЭТС (суммирующий электрический топливомер с сигнализацией) информация о количестве горючего формируется с помощью измерительной части, состоящей из (рис. 5.16) емкостного датчика С_т, устанавливаемого в топливном

баке Б и включаемого в мостовую схему, плечи которой образованы электрической емкостью пустого бака C(индекс 0) и сопротивлением резисторов R и R(индекс oc). Емкостный датчик представляет собой конденсатор, электроды которого выполнены в виде нескольких (до шести) коаксиальных труб. Для учета формы бака электроды датчика профилируются путем вырезания па их поверхности окон различной конфигурации.

При изменении уровня топлива меняется емкость конденсатора С_т вследствие отличия диэлектрической проницаемости топлива от диэлектрической проницаемости воздуха. В результата этого мост разбалансируется и напряжение разбаланса после усиления подается на двигатель (ДВ). который через редуктор (Ред) перемещает щетку потенциометра R(индекс oc) до согласованного положения. Одновременно поворачивается и стрелка указателя, информирующая летчика о количестве оставшегося горючего.

Для управления заправкой, обеспечения определенной последовательности выработки топлива из баков и сигнализации о его критическом остатке топливо меры типа СЭТС имеют автоматическую часть, чувствительным элементом которой является индуктивный сигнализатор L1, расположенный в емкостном датчике и включенный в мост из катушек с индуктивностями L2—L4.

По достижении топливом определенного уровня железный сердечник, прикрепленный к поплавку (П). входит внутрь катушки L1, в результате чего меняется ее индуктивность. При этом мост разбалансируется и напряжение разбаланса после выпрямления подается на реле (Р), которое включает насос следующего бака. Насос данного бака отключается с помощью реле, "управляемого индуктивным сигнализатором, расположенным в верхней части следующего бака. Кроме того, включаются (выключаются) лампы, сигнализирующие о выработке топлива из соответствующих баков и критическом остатке топлива.

Для выдерживания наиболее экономичного режима полета нужно измерять мгновенный (в единицу времени) расход топлива. Это достигается с помощью расходомеров, имеющих в качестве датчика крыльчатку, помещенную в топливной магистрали. Мерой мгновенного расхода является скорость вращения крыльчатки, а число ее оборотов за какое-то время является мерой суммарного расхода за это время. Суммарный расход позволяет определять запас топлива в баках.

Раздел ТЭ и р РЭО обеспечивает основную эксплуатационную подготовку студентов как инженера расчета (группы) по специальности, старшего техника (техника по специальности расчета). Раздел включает 98 часов учебных занятий, из них 14 часов лекционных занятий, 24 часа практических занятий, 12 часов групповых занятий и 48 часов лабораторных занятий. На самостоятельную подготовку отводится 49 часов.

История развития ИАС тесно связана с историей становления и совершенствования отечественной авиации, зарождение которой относится к 1910-1912 г.г. В этот период открываются военные авиационные школы, которые стали готовить летные, а затем и технические кадры.

Относительная простота самолетов предопределяли и сравнительную простоту организационной структуры отрядов того времени и их технической службы.

Во главе технической службы, которая была прообразом современной ИАС, стоял механик отряда. Ему подчинялись два старших моториста (один – по регулировке самолета, другой – по регулировке моторов) и мотористы, - закрепленные непосредственно за самолетами. Несколько позже в составе отряда был введен еще один моторист по подготовке боекомплектов. В отряд также входила хозяйственная команда – первоначальная ячейка современной службы тыла. Количественные и качественные изменения в ВВС потребовали преобразования всей организационной структуры авиационных частей.

В 1924 г. были созданы авиаэскадрильи в составе 2…3-х отрядов с технико-эксплутационной службой, возглавляемой старшим механиком, а позже инженером механиком. В 1926 г. были организованы 3-х эскадрильные авиабригады и введены должности старшего инженера бригады, техника эскадрильи по приборам, электрооборудованию, вооружению, техников по ремонту, в ведении которых находились подвижные ремонтные мастерские. В это время возникла необходимость в создании централизованного технического руководства всей службой эксплуатации авиационной техники. В системе ВВС РККА в 1933 году была введена должность главного инженера-механика ВВС.

В 1934 году вышло первое наставление по технико-эксплуатационной службе (НТЭС) В нем были изложены права и обязанности инженерно-технического состава ВВС, установлена система контроля авиационной техники в частях.

В 1937 году при главном инженере ВВС были созданы Управление технической эксплуатации и Управление капитально- восстановительного ремонта авиационной техники, что явилось завершением процесса формирования централизованного руководства технико-эксплуатационной службой ВВС.

В 1939 году из состава авиационной части была выделена служба тыла. Были созданы самостоятельные тыловые части и соединения - батальоны аэродромного обслуживания. В этом же году основной технической единицей стал авиационный полк, состоящий из авиационных эскадрилий. Технико-эксплуатационную службу в нем возглавил старший инженер полка, у которого были заместители - инженеры по вооружению и электрооборудованию. В 1941 году были введены должности заместителя: старшего инженера полка по войсковому ремонту и инженера по радио. В 1942 году в состав полка включена подвижная авиаремонтная мастерская (ПАРМ).

Выработанная в ходе войны организационная структура ИАС в основе своей оказалась жизнеспособной и соответствующей уровню оперативно-тактического искусства наших ВВС того времени. Личный состав ИАС с честью справился со своими задачами и внес свой вклад в общую победу.

По окончании Великой Отечественной войны основными задачами авиационных частей стали проведение боевой подготовки и освоение новой авиационной техники. На вооружение стали поступать реактивные самолеты. Новая авиационная техника с высокими летными характеристиками, сложным оборудованием и вооружением потребовали высокой квалификации от летного и инженерно-технического состава, создания новых условий ее базирования и эксплуатации.

В связи с необходимостью более узкой специализации инженерно-технического состава, широкой механизации процессов подготовки ВС к полету, применение более прогрессивной организации труда, повышение уровня контроля технического состояния авиационной техники, в 1954 году был осуществлен переход на групповую систему обслуживания. При этом в составе наземных экипажей было составлено минимальное количество технического состава во главе с техником самолета. Весь остальной технический состав сведен в два подразделения ИАС - технико-эксплуатационная часть (тэч) с группами р/р, а также квалифицированное использование ими контрольно-проверочной аппаратуры и инструмента позволили значительно повысить качество подготовки самолетов к полетам и сократить сроки их пребывания на регламентных работах.

Усложнение авиационной техники, появление бортовых комплексов вызвало необходимость дальнейшего совершенствования организационной структуры инженерно-авиационной службы. Усиливается роль научных методов организации процессов эксплуатации, появляются фундаментальные исследования процессов инженерно-авиационного обеспечения, построенные на основе теории массового обслуживания и надежности.

Настоящие Федеральные авиационные правила инженерно-авиационного обеспечения государственной авиации (ФАП ИАО-2005г.) устанавливают порядок организации инженерно-авиационного обеспечения боевых действий (выполнения специальных задач) и боевой подготовки государственной авиации.

В настоящее время инженерно- авиационное обеспечение определяется требованиями ФАП ИАО.

Требования ФАП ИАО являются обязательными для всего личного состава авиационных объединений, соединений, воинских частей и организаций, воинских частей авиационно-технического и радиотехнического обеспечения Вооруженных Сил Российской Федерации и других авиационных формирований федеральных органов исполнительной власти и организаций, в ведении которых имеется государственная авиация. Проекты нормативных документов по вопросам инженерно-авиационного обеспечения, технической эксплуатации и ремонта авиационной техники авиации видов и родов войск Вооруженных Сил Российской Федерации, федеральных органов исполнительной власти и организаций, в ведении которых имеется государственная авиация, должны разрабатываться в соответствии с положениями ФАП ИАО и подлежат обязательному согласованию с Министерством обороны Российской Федерации.

Федеральные авиационные правила инженерно-авиационного обеспечения государственной авиации (ФАП ИАО) изданы в трех книгах:

книга первая включает часть первую ФАП ИАО и приложение № 1 к ним;

книга вторая содержит часть вторую ФАП ИАО, которая издается с грифом «секретно»;

книга третья состоит из приложений № 2–95 к ФАП ИАО.

С выходом ФАП ИАО в свет Наставление по инженерно-авиационному обеспечению авиации Вооруженных Сил СССР (НИАО-90), введенное в действие приказом главнокомандующего Военно-воздушными силами от 4 февраля 1991 г. № 17, считать утратившим силу.

Вывод: Раздел ТЭ и р РЭО является одним из ключевых разделов изучаемой дисциплины и обеспечивает основную эксплуатационную подготовку студента как инженера по специальности. В ходе изучения данного раздела изучается теоретические знания по эксплуатации и ремонту АТ а также приобретается им практические навыки и умения по грамотной эксплуатации и ремонту АТ.

1 234