CC BY
27
Секция « Техническая эксплуатация электросистем и авионика »
УДК 621.396.932.1
Ю. А. Макаренко Научный руководитель - А. Р. Акзигитов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
РАЗРАБОТКА И ИССЛЕДОВАНИЕ РЕЗОНАНСНОГО МЕТОДА И СРЕДСТВА СЪЕМА ИНФОРМАЦИИ С ГИРОСКОПИЧЕСКИХ СИСТЕМ ОРИЕНТАЦИИ И НАВИГАЦИИ
Проанализированы методы и средства съема информации навигационных параметров.
Для осуществления управляемого полета в приземном или космическом пространстве на борту летательного аппарата (ЛА) необходимо иметь системы ориентации и навигации, определяющие такие навигационные параметры, как курсовой угол (курс), углы крена, тангажа, величину и направление вектора скорости полета, направление на цель и расстояние.
В настоящее время практически не существует ЛА, ориентация и навигация которых осуществлялась бы без гироскопических приборов. Это объясняется тем, что при пилотировании и управлении ЛА на их борту необходимо с высокой точностью моделировать какие либо опорные (базовые) направления, принимаемые за начало отсчета, относительно которых определялось бы положение объекта. Такими направлениями могут быть, например, направление вертикали места, плоскости меридиана, главной ортодромии и др.
Реализация этих базовых направлений на неподвижном относительно Земли основании не представляет особых трудностей. Однако, эти так называемые простейшие указатели направлений мало пригодны для применения на подвижных объектах. Гироскопические приборы благодаря своим специфическим свойствам в большинстве случаев меньше подвержены внешним возмущениям и позволяют получать более достоверную информацию о параметрах движения ЛА.
Для выполнения автоматического полета по заданному маршруту и для решения других задач навигации необходима высокая точность выдачи текущего гироскопического курса полета. В связи с этим важное значение приобретает съем информации с гироскопических систем ориентации и навигации (ГСО-иН). От того, с какой точностью производится автоматический съем информации гироскопического курса, зависит и точность счисления текущих координат места ЛА, точность полета по линии заданного пути, точность выхода на намеченный пункт маршрута. Требования к точности съема информации с ГСОиН в настоящее время возрастает в связи с появлением и разработкой имеющих дрейф 0.001 о/ч лазерных, с электростатическим подвесом и т. д. гироскопов для навигационных систем.
Насколько важна высокая точность измерения курса ГСОиН достаточно хорошо иллюстрирует следующий пример.
При поступлении на эксплуатацию самолета ИЛ-62, оборудованного курсовой системой ТКС-П с дрейфом гироскопов 0,5 о/ч и доплеровской системой с ошибкой измерения угла сноса над сушей 0.33°, ме-
тод ориентации курсовой системы на этом самолете обеспечивал точность 2.5°, что составляет на 600-километровой дистанции при полете от пункта маршрута А к Б отклонение 6*28 км. Метод ориентации КС на самолете ТУ-154 обеспечивал точность 0.25°, что позволило повысить точность навигации примерно в 3 раза при использовании аналогичного навигационного оборудования; в конце 600-километровой дистанции предельные значения отклонений составляли 4,7*8 км.
Значит, при повышении точности автономного счисления координат происходит сокращение траектории полета, что приводит к экономии летного времени. Проанализируем источники ошибок измерения путевого угла.
Показания курса выдерживаются основным и контрольным гироагрегатом и индицируются на независимых друг от друга указателях штурмана. Смысл такого построения заключается в следующем.
Перед полетом оба гироагрегата выставляют на одно и то же исходное значение гироскопического курса, которое, в общем случае, может не совпадать с истинным (магнитным) курсом ЛА. Эта операция (начальная выставка) обеспечивает привязку гироскопического курса к магнитному (истинному) меридиану, который определяется магнитным (истинным) путевым углом ортодромии МПУо, отсчитывается от меридиана места выставки до направления главной ортодромии.
Если направление ортодромии выбрано совпадающим с направлением меридиана в месте вылета, то начальный магнитный путевой угол ортодромии МПУо, отсчитанный от "начального" магнитного меридиана, при выставке курсовой системы равен нулю. Разность истинных путевых углов ортодромии при изменении долготы полета равна углу сходимости меридианов Е.
Выставку гироагрегатов, как правило, производят от истинного (начального) меридиана места выставки. Тогда при движении по выбранной ортодромии должен выдерживаться ортодромический курс (при отсутствии сноса), численно равный МПУо. В этом случае значение ортодромического курса (ОК) отличается от истинного курса (И К) летательного аппарата на величину Е. Сравнение измеренной в полете разности ОК и ПК с расчетной величиной Е позволяет контролировать точность гироскопического курса. После выставки основного и контрольного гироагрегатов на указателях системы устанавливаются одинаковые показания курса. В полете расхождение показаний курса по указателям штурмана на величину более 1° за
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
час означает (при равномерном прямолинейном полете), что гироскопы курсовой системы работают с завышенными уходами. Включать коррекцию по орто-дромическому курсу в полете рекомендуется лишь при рассогласовании более 1°-2° с астродатчиком и 2°-3° с магнитным датчиком. Если обнаружатся чрезмерно большие ошибки (более 2-5 о/ч) от ухода гироскопа основного гироагрегата, которые могут быть вызваны какой-либо частичной неисправностью гироскопа, то основной гироскоп не корректируется, а потребители и основной указатель штурмана переключаются на контрольный гироагрегат.
Исследования по определению точности ориентации ГСО и Н в азимуте проводились на основе анализа источников ошибок измерения путевого угла (ПУ). Установлено, что погрешность при измерении путевого угла находится по формуле:
АПУ = +Аа + АЬ2
На основе эффекта Мессбауэра можно разработать устройство съема информации, которое позволяет существенно уменьшить дрейф гироскопа (что, в свою очередь, позволяет обеспечить высокую точность измерения курса) и обладает чрезвычайной чувствительностью измерений при изменении положения ЛА в пространстве.
Предлагаемое устройство съема информации, в отличие от традиционных датчиков съема (потенцио-метрических, емкостных, индуктивных и т. д.), имеют ряд преимуществ:
уменьшение зоны застоя, дрейфа и других вредных характеристик, воздействующих на рамки гироскопа для ГСОиН.
позволяет с чрезвычайной точностью осуществлять съем информации с ГСОиН,что имеет огромное значение для решения задач ориентации и навигации.
структура гамма-поля имеет высокую стабильность во времени;
высокая направленность и относительно небольшая дальность действия сводят к минимуму помехи соседних систем;
система обладает исключительно высокой надежностью, так как основная ее часть -источник излучения, почти абсолютно стабилен (излучает 5 лет), относительно дешев, а детектор потребляет малую мощность. Основным недостатком подобных устройств следует считать их радиационную опасность. Но выбранная нами активность источника (1-10-3 кюри ) позволит удовлетворить требования радиационной безопасности при эксплуатации устройства без применения различных устройств защиты(экранов, коллиматоров и т.д.).
Указанный метод при определенных условиях может быть использован в датчиках съема информации по углам крена, тангажа, курса. Здесь существует два способа использования устройства:
1) точного измерителя в случае применения грубого и точного каналов;
2) автономного измерителя, что требует дополнительного исследования области применения эффекта Мессбауэра.
© Макаренко Ю. А., 2013
УДК 351.814.2; 656.7.08
А. С. Максимов, В. П. Худоногов. Научный руководитель - А. В. Кацура Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
АНАЛИЗ КОНТРОЛЬНО-ПОВЕРОЧНОЙ АППАРАТУРЫ ДЛЯ СИСТЕМЫ ПЕРЕМЕЩЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ
Рассматривается контрольно-проверочная аппаратура (КПА) для системы перемещения закрылков СПЗ-6 самолета ТУ-204-100.
Несмотря на систематическое повышение надежности элементной базы систем, тем не менее непрерывное возрастание объема и сложности авиационного оборудования является одной из главных причин появления случайных отказов в его системах. Поэтому сокращение длительности простоев авиационной техники может быть достигнуто уменьшением времени определения работоспособности объектов авиационного оборудования и поиска места отказа в них. Эта проблема может быть решена путем разработки и внедрения в эксплуатацию прогрессивных методов и средств контроля технического состояния АТ.
Контрольно-проверочная аппаратура, предназначенная для контроля и обслуживания бортовых сис-
тем без снятия их с воздушного судна, получила наибольшее распространение. Связано это с требованием сокращения затрат времени и средств на техническое обслуживание, а обеспечивается резко возросшими возможностями электроники и вычислительной техники [1].
Есть еще один аспект применения переносной КПА - контроль бортовой аппаратуры во внебазовом аэропорту, где отсутствует стационарная КПА или ее применение невозможно. При отказах бортовых систем эта аппаратура может помочь точно определить отказ или для принятия технически обоснованного решения на вылет до аэропорта базирования, что позволяет сократить простой ВС.
