Главная Коллекция "Otherreferats" Производство и технологии Синтез вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів параметрів при контролі бортового обладнання в польоті

Синтез вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів параметрів при контролі бортового обладнання в польоті

Визначення точнісних характеристик аналого-цифрових вимірювачів діагностичних параметрів пілотажно-навігаційного комплексу повітряного судна. Розрахунок відносних величин допусків. Обчислення помилок контролю для призначених класів точності вимірювачів.

Рубрика	Производство и технологии
Вид	контрольная работа
Язык	украинский
Дата добавления	27.06.2023
Размер файла	277,5 K

посмотреть текст работы

скачать работу можно здесь

полная информация о работе

весь список подобных работ

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Домашнє завдання з дисципліни

«Контроль і діагностика технічних систем»

Тема: “Синтез вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів параметрів при контролі бортового обладнання в польоті”

Навчальна мета

Визначення точнісних характеристик аналого-цифрових вимірювачів діагностичних параметрів пілотажно-навігаційного комплексу повітряного судна.

Теоретичні відомості

В якості об'єкту технічного діагностування розглядається пілотажно-навігаційний комплекс (ПНК) ПС, як один з найбільш відповідальних за безпеку польоту компонентів бортового обладнання.

Ефективність застосування авіаційної техніки нерозривно пов'язана із проблемою безпеки польотів, успішне рішення якої значною мірою визначає перспективи розвитку як цивільної, так і військової авіації.

Однієї з основних проблем забезпечення безпеки польотів є розробка сучасних систем контролю ВР по стані. На думку провідних спеціалістів авіаційної галузі, перехід на технологію експлуатації авіаційної техніки по її стані дозволить підвищити надійність і безпека польотів, дасть економію у витратах на експлуатацію, а оперативне діагностування стану авіатехники - приймати ефективні рішення по подальшому її використанню й підвищенню автономності застосування в різних умовах експлуатації.

Складність рішення проблеми забезпечення безпеки польотів безупинно зростає у зв'язку з підвищенням інтенсивності використання авіаційної техніки й розширенням кола виконуваних нею функціональних завдань. Пов'язане із цим постійне ускладнення бортового встаткування не тільки збільшує ймовірність відмов техніки, але й утрудняє діяльність екіпажа, є причиною додаткових помилок пілотування. Це обумовлює зростання ролі бортових засобів автоматизованого контролю, діагностики й керування бортовим устаткуванням, розвантаження й інформаційної підтримки екіпажа при забезпеченні безпеки функціонування елементів бортового ергатичного комплексу «Екіпаж - бортове обладнання - повітряне судно» у контурі штурвального й автоматичного керування літальним апаратом (ЛА).

Для забезпечення безпеки польоту в можливих позаштатних ситуаціях на ЛА, зокрема на літаках, використають спеціальні бортові засоби інструментальної підтримки екіпажа: системи попередження критичних режимів, системи контролю й сигналізації відмов, системи електронної індикації й інші системи контролю, які сьогодні розглядаються як окремі компоненти системи управління безпекою польоту (СУБП).

Цілком очевидно, що достовірність діагностування ПНК як вбудованими засобами контролю в польоті, так і наземною автоматизованою системою контролю повинна бути винятково високою, а ймовірність прийняття неправильних рішень відповідати малоймовірним подіям [1].

Встановлено [4, 7], що на помилки контролю, кількісно оцінювані ймовірностями та , впливає цілий ряд факторів, до яких відносяться:

- розсіювання контрольованого параметра, що характеризується _х;

- похибка вимірювання ;

- призначений (експлуатаційний) допуск ;

- число діагностичних параметрів m;

- надійність (безвідмовності) засобів діагностування;

- алгоритм організації діагностування А_д.

Вплив _х, та на помилки та при однократному вимірюванні одного діагностичного параметру досліджено в роботі № 1. Реальні системи бортового обладнання містять велику кількість параметрів, які впливають на технічний стан систем. Зокрема, цифровий борт Ан-148 містить 4000 параметрів, що контролюються [5], а при польоті Boeing-787 реалізований неперервний моніторинг 65 тис. параметрів [8].

Інтуїтивно зрозуміло, що збільшення числа ДП, за якими визначається технічний стан складної бортової системи, призводить до зменшення достовірності контролю. Тому достовірність контролю системи завжди нижче достовірності контролю окремого її параметра. Встановимо залежність достовірності контролю технічного стану системи від числа діагностичних параметрів.

Очевидно також, що вірне рішення про технічний стан ПНК (складна подія) матиме місце тоді і тільки тоді, коли буде прийняте вірне рішення при контролі кожного з m діагностичних параметрів (прості події).

Приймемо припущення про те, що достовірність діагностування всіх m параметрів однакова. Згідно з теоремою множення подій, імовірність складної події дорівнює добутку ймовірностей простих подій [3]:

(1)

де _j+ _j= 1- D_j =Р_н.р.j - ймовірність неправильного рішення при контролі одного діагностичного параметра або допустима сумарна помилка при контролі будь-якого параметру ₊ = _j+ _j для заданої вірогідності контролю системи D_C_.

Необхідна достовірність контролю D_j кожного з m параметрів СЕП визначається на основі залежності (1) за формулою:

Допустима сумарна помилка контролю діагностичного параметру ПНК

_j = _j + _j = 1 - D_j.

Залежність ймовірності прийняття неправильного (сумарного помилкового) рішення про технічний стан системи від досто-вірності D_j контролю кожного з її параметрів і числа m параметрів, що контролюються, наведена на рис. 1.

Рис. 1 Розрахункові залежності (m, D_j)

З графіків (m, D_j) видно, що при m = 100 для отримання достовірності контролю системи, наприклад, 0.9₆, що відповідає помилці контролю = 10-⁶, необхідно забезпечити достовірність контролю кожного параметру D_j = 0.9₈, тобто на два порядки вище. При збільшенні числа контрольованих параметрів до m = 1000 та D = 0.9₆достовірність контролю кожного параметра повинна складати D_j = 0.9₉, тобто вище на три порядки. При вказаних значеннях достовірності контролю отримання помилкових висновків про технічний стан системи стає, згідно з авіаційними правилами, вкрай малоймовірною подією [1, 11].

В лабораторному дослідженні ПНК представлена числом діаг-ностичних параметрів m = 5, достатнім для оволодіння методикою задання вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів ДП.

В кожному з m вимірювальному каналі під дією цілого ряду внутрішніх і зовнішніх причин, багато з яких носять випадковий характер, виникають похибки , які теж є випадковими величинами. Оскільки в результат r вимірювання ДП включена деяка похибка , то r являє собою лише оцінку вимірюваної величини, що має конкретне істинне значення x_і

r = + x_і .

Так як істинне значення x_і в цьому виразі невідомо, то його замінюють дійсним значенням х_д. Тоді абсолютна похибка вимірювання

= r - х_д_.

При вирішення задач технічного діагностування в якості закону розподілу сумарної похибки вимірювань приймається нормальний закон (Гаусса), який найбільш часто зустрічається на практиці [7].

При статистичній обробці випадкових похибок розрізняють середнє значення похибки _с (систематична складова) та середнє квадратичне відхилення у випадкової складової похибки.

Нижня _н та верхня ^в межі сумарної похибки вимірювання ДП, відповідної ймовірності ( + ), зв'язані з характеристиками та у наступними залежностями:

_н = _с - 3у; ^в = _с + 3у_.,

При компенсації систематичної складової похибки (_с = 0) границі _н та ^в випадкової похибки розраховуються за формулами:

_н = - 3у; ^в = 3у_,

з гарантованим ризиком 0,27 % («правило трьох сигм»).

Для вимірювачів електричних величин відносну похибку часто виражають у вигляді приведеної похибки г:

г = ( / X_N)?100,

де Х_N - нормуюче значення величини, рівне діапазону вимірювання.

Для оцінки максимально допустимого значення похибки г_max нормуюче значення прирівнюють нижній межі вимірювання Х_min:

г_max = (3 / X_min)?100.

Будь-яким засобам вимірювань встановлюється клас точності - узагальнена характеристика, що визначається межами допустимих похибок. Клас точності характеризує точність засобів вимірювання. Точність вимірювань - це якість вимірів, що відбиває близькість їх результатів до істинного значення вимірюваної величини.

Для засобів вимірювань, у яких похибку нормують у вигляді межі приведеної похибки г, клас точності (KT) вимірювачa чисельно рівний найбільшій допустимій приведеній похибці г_max_, що виражена в процентах:

Клас точності (КТ) присвоюють (назначають) з ряду [7]:

1?10ⁿ; 1,5?10ⁿ; 2?10ⁿ; 2,5?10ⁿ; 4?10ⁿ; 5?10ⁿ; 6?10ⁿ,

( n = 1; 0; -1; -2; -3 та інши ).

Після вибору класу точності вимірювачів діагностичних параметрів доцільно переконатися у виконанні заданого рівня достовірності контролю ПНК. При цьому значення абсолютної максимально допустимої похибки _max кожного з m аналого-цифрових вимірювачів слід обчислювати з урахуванням його класу точності по залежності:

_max = ± KT? X_min /100,

яка випливає з наведених вище залежностей для г_maxі KT_.

Вихідні дані

1. Об'єкт діагностування характеризується:

§ кількістю m параметрів, що контролюються;

§ номінальними значеннями

§ полем розсіяння

§ допустимими граничними (верхнім і нижнім) значеннями контрольованого параметра, що визначають експлуатаційний допуск на параметр

Значення діагностичних параметрів в контрольних точках компонентів ПНК, а також значення експлуатаційного допуску на контрольований параметр і задана достовірність контролю комплексу визначаються варіантом завдання (див. Додаток 1) і як приклад наведено в табл. 1.

Таблиця 1

Характеристики контрольованих параметрів ПНК ПС (m = 7)

Контрольований параметр, розмірність	Номінальне значення	Поле розсіювання 2l	Експлуатаційний допуск 2?
Вариант 0
1. Разность значений широты на выходах дублированной спут-никовой навигационной системы типа СНС-2 =\|1-2\|, м	0	3	2
2. Выходные сигналы МП₁ и МП₂ дублированной САУ на приводах руля высоты - разность _рв_, В	0
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	3,3	0,3	0,1
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС W, м/c	0	40	20
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
6. Рабочее напряжение на автономных электрических рулевых приводах интерцепторов U_рп_, В	115	12	6
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0, 9₆

2. Вбудовані засоби допускового контролю характеризуються:

- однократним вимірюванням діагностичних параметрів ПНК;

– класом точності аналого-цифрових вимірювачів, що забезпечують похибку вимірювання не більше .

3. Задано необхідне значення достовірності контролю ПНК: наприклад, не менше D_ПНК= 0,9₆_.

4. Визначити необхідні класи точності аналого-цифрових вимірювачів (АЦВ) або компараторів кожного з m контрольованих параметрів, що забезпечують задану достовірність діагностування D_min ПНК.

Послідовність (алгоритм) виконання домашнього завдання

цифровий вимірювач навігаційний судно

1. Визначте необхідну достовірність контролю D_j та допустиму сумарну ймовірність формування невірного рішення (_j + _j) для кож-ного з m параметрів ПНК.

2. Розрахуйте відносні величини допусків на діагностичні параметри пілотажно-навігаційного комплекса по вихідним даним обраного варіанту.

3. Визначте приведені параметричні похибки z_j для кожного параметру ПНК, що забезпечують задану достовірність діагностування пілотажно-навігаційного комплексу.

4. На основі результатів виконання п.3 розрахуйте максимально допустимі похибки вимірювання _j кожного з m параметрів пілотажно- навігаційного комплексу.

5. Обчисліть абсолютні максимально допустимі похибки вимі-рювання _max._j кожного з m параметрів ПНК.

6. Обчисліть відносні максимально допустимі похибки _max._j.

7. Вибрати зі стандартного ряду класи точності KT_j для вимірю-вання діагностичних параметрів ПНК.

8. З метою перевірки правильності виконання завдання дослідження обчисліть по кожному параметру ймовірності помилок _j та _j при призначених класах точності аналого-цифрових вимірювачів і переконайтеся, що задане у вихідних даних значення достовірності контролю ПНК забезпечується.

9. Сформулюйте висновки за результатами виконання п.п. 1 - 8; висновки проілюструйте отриманими чисельними значеннями, пред-ставивши підсумкову таблицю отриманих результатів і підготуйте відповіді на контрольні запитання.

Методичні рекомендації з виконання домашнього завдання

1. Приведені параметричні похибки z_j для кожного діагностичного параметру за п. 3 можна визначити за допомогою обчислювального блоку Given/Find (лістинг 1). Результати обчислень сумарних помилок контролю наведені на лістингу 2.

2. Обчислення помилок контролю для призначених класів точності вимірювачів по п. 8 доцільно виконати за допомогою комп'ютерної програми, також наведеною на лістингу 2.

Лістинг 1 Структура обчислювального блоку Given/Find

Лістинг 2 Програма і матриця обчислень помилок контролю

Размещено на http://www.allbest.ru/

3. У висновках за результатами виконання п. 8 слід вказати фактичне значення достовірності допускового контролю СЕП, отримане для призначених класів точності вимірювачів (лістинг 3).

Лістинг 3 Перевірка правильності призначення класів точності аналого-цифрових вимірювачів ДП СЕП

Размещено на http://www.allbest.ru/

Контрольні запитання до захисту домашнього завдання

1. Сформулюйте визначення понять «визначальний параметр», «похибка вимірювання», «точність вимірювання».

2. Дайте визначення та пояснення нормативних термінів та понять «ймовірність хибної відмови», «ймовірність невиявленої відмови», «достовірність діагностування».

3. Дайте характеристику похибкам вимірювань, що зустрічаються у да-ному завданні, та запишіть їх в математичній символіці.

4. Класифікуйте причини появи помилок при функціональному діаг-ностуванні авіоніки.

5. Охарактеризуйте вплив похибки вимірювачів ВЗК на ймовірність формування помилкових рішень при діагностуванні авіоніки в польоті.

6. Запишіть аналітичний вираз для щільності розподілу випадкової складової похибки вимірювання в полі розсіювання. Поясніть фізичний зміст параметрів розподілу.

7. Виведіть аналітичну залежність для розрахунку ймовірності прийняття вірного рішення про технічний стан системи авіоніки, що має m діагностичних параметрів.

8. Виведіть аналітичну залежність для розрахунку ймовірності неви-явленої відмови при однократному вимірюванні діагностичного параметру.

9. Виведіть аналітичну залежність для розрахунку ймовірності хибної відмови при однократному вимірюванні діагностичного параметру.

10. Обгрунтуйте необхідність введення відносних (нормованих) коор-динат для вирішення задач технічного діагностування.

11. Виконаєте нормування подинтегральних виражень у функціях помилок контролю.

12. Виконаєте нормування меж інтегрування в аналітичних вираженнях функцій помилок контролю.

13. Запишіть аналітичне вираження для ймовірності знаходження контрольованого параметра в інтервалі від (х_ном - 2_х) до (х_ном + 2_х) і визначите значення цієї ймовірності.

14. Запишіть аналітичне вираження для ймовірності знаходження контрольованого параметра в інтервалі (х_ном - _х) до (х_ном + _х) і визначите значення цієї ймовірності.

15. Поясните, чому з аналітичних виражень для обчислення помилок діагностування першого й другого роду можна виключити математичні сподівання значень контрольованого параметра й погрішності виміру.

Додаток 1 Характеристики контрольованих параметрів ПНК ПС (m = 7)

Контрольований параметр, розмірність	Номінальне значення	Поле розсіювання 2l	Експлуатаційний допуск 2?
1	2	3	4
Вариант 1
1. Разность значений широты на выходах дублированной спут-никовой навигационной системы типа СНС-2 =\|1-2\|, м	0	3	2
2. Разность выходных сигналов МП₁ и МП₂ резервированной САУ на автономных приводах руля высоты U_рв_, В	0	0,4	0,1
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	3,3	0,3	0,1
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС на 1 час полёта W, м/c	0	40	20
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
6. Рабочее напряжение на автономных электрических рулевых приводах интерцепторов U_рп_, В	115	12	6
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	0,2	0,1
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆
Вариант 2
1. Отклонение в каналах радиодальномера значений угловых ориентиров D, град	0	2,0	1,0
2. Рабочее давление в гидросистеме самолёта Р, кгс/см²	210	10	5
3. Рассогласование значений скорости полёта на выходах элект-ронных модулей СВС V, км/час	0	50	20
4. Отклонение входного параметра в канале крена ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, угл. мин.	0	20	16
5. Рассогласование данных о температуре торможения воздушного потока Т_т_,С	0	3	1
6. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале дальности TCAS U_к_, B	0,8	0,04	0,02
8. Рассогласование значений вертикальной составляющей путевой скорости на выходах дублированной СНС W_y, м/c	0	3	1,6
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆25
1	2	3	4
Вариант 3
1. Отклонение в каналах дублированной ИНС значений текущих координат за 1 час полёта Х, км	0	2,0	1,0
2. Рассогласование каналов высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	20	8
3. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	15	1,5	1,0
4. Рассогласование значений магнитного путевого угла на выходах дублированной СНС W, угл. мин	0	30	20
5. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале азимута TCAS U_к_, B	0,8	1	0,4
6. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	30	20
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	0,1	0,05
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆50
Вариант 4
1. Отклонение в каналах дублированной ИНС значений скорости за 1 час полёта V, м/с	0	6	4
2. Амплитуда сигнала на выходе приёмника АРК U_min_, B	2	0,3	0,2
3. Рассогласование данных о температуре наружного воздуха на высоте полёта Т_нв_, град.	0	3	1
2. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора верхнего уровня ЭДСУ в канале управления скоростью и подъёмной силой U_вых, В	0	0,4	0,2
5. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме курсовертикали типа LCR U_к_, B	0,6	0,10	0,04
6. Рассогласование значений высоти полёта на выходах электронных модулей СВС V, м	0	50	20
7. Рассогласование значений путевой скорости на выходах дубли-рованной спутниковой навигационной системы (СНС-2) W, м/c	0	5	2
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆75
Вариант 5
1. Рассогласование значений скорости на выходах модулей воздушных параметров СВС V, км/час	0	10	4
2. Рабочее напряжение на автономных электрических рулевых машинах элеронов U_рм, В	200	10	7
3. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора верхнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	0,3	0,1
4. Рассогласование данных РВ1 и РВ2 о высоте Н_ист._, м	0	10	2
5. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме TCAS U_к_, B	0,4	0,04	0,02
6. Рассогласование значений вертикальной перегрузки n_y на выходах курсовертикали типа LCR, B	0	1	0,4
7. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇
1	2	3	4
Вариант 6
1. Отклонение в каналах КВ LCR значений курса , угл. мин.	0	30	15
2. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
3. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме СРППЗ U_к_, B	0,2	0,04	0,02
4. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны кур-сового маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, угл. мин.	0	16	5
5. Рабочее давление Р в гидросистеме самолёта , кгс/см²	185	8	4
6. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	0,2	0,1
7. Рассогласование значений угловой скорости _z на выходах курсовертикали КВ, угл.мин./с	0	10	6
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇25
Вариант 7
1. Разность выходных сигналов микропроцессоров резерви-рованной САУ на АРМ руля высоты - U_рв_, В	0	0.3	0.1
2. Разность значений широты на выходах дублированной спут-никовой навигационной системы типа СНС-2 =\|1-2\|, м	0	3	2
3. Рабочее напряжение на автономных рулевых приводах (АРП) интерцепторов U_рп_, В	115	12	6
4. Рассогласование данных радиовысотомеров Н_ист._, м	0	40	20
5. Отклонение в каналах ИНС значений курса , угл. минут	0	30	15
6. Рабочее напряжение на автономных электрических рулевых приводах интерцепторов U_рп_, В	115 200	12	6
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора верхнего уровня ЭДСУ в канале крена , угл. мин.	0	8	4
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇50
Вариант 8
1. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	6	4
2. Выходные сигналы МП₁ и МП₂ дублированной САУ на при-водах руля высоты, обуславливающие _рв_, угл. мин.	0	10	6
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	5,0	0,3	0,15
4. Рассогласование значений долготы на выходах дублирован-ной спутниковой навигационной системы типа СНС-2 , м	0	5	3
5. Рассогласование значений углов курса на выходах курсо-вертикали типа LCR , град.	0	1,2	0,5
6. Рассогласование измерителей дальности до маяка D, км	0	0,8	0,4
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа , угл. мин.	0	12	8
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇75
1	2	3	4
Вариант 9
1. Рабочее напряжение автономных рулевых приводов (АРП) интерцепторов U_рп_, В	27	1,5	1,2
2. Рассогласование значений текущего азимута в системе посад-ки типа “Курс-93М” А_з.тек., град.	0	1,4	1,0
3. Рабочее давление Р_гс в гидросистеме самолёта, кгс/см²	200	8	5
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС W, м/c	0	40	20
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	6	4
6. Напряжение питания выходного каскада приёмника радиовы-сотомера U_, B	15	1,5	1,0
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропроцес-сора нижнего уровня ЭДСУ в канале крена U_вых, В	0	0,2	0,1
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈
Вариант 10
1. Отклонение входного параметра в канале крена ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, В	0	0,4	0,2
2. Рабочее напряжение на автономных рулевых машинах (АРМ) элеронов U_рм, В	200	15	6
3. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	0,3	0,1
4. Рассогласование данных о температуре торможения воздушного потока Т_т_,С	0	40	20
5. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале азимута TCAS U_к_, B	0	8	6
6. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выходах курсовертикали типа LCR, B	115	12	6
7. Рассогласование значений вертикальной составляющей путевой скорости на выходах дублированной СНС W_y, м/c	0
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈25
Вариант 11
1. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выхо-дах курсовертикали типа LCR, B	0	0,3	0,2
2. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	30	15
3. Рассогласование каналов измерения высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	20	8
4. Отклонение в измерительных каналах радиодальномера (РД) значений угловых ориентиров D, град	0	40	20
5. Рабочее давление Р_гс в гидросистеме самолёта, кгс/см²	210	10	5
6. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	0,04	0,01
7. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны кур-сового маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,05	0,03
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈50
1	2	3	4
Вариант 12
1. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны курсо-вого маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, угл. мин.	0	24	12
2. Отклонение в каналах ИНС значений курса , угл. минут	0	30	15
3. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме СРППЗ U_к_, B	0,2	0,04	0,02
4. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	10	4
5. Отклонение входного параметра в канале курса ЭДСУ от зна-чения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, мВ	0	8	6
6. Рабочее напряжение на автономных рулевых приводах (АРП) интерцепторов U_рп_, В	115	10	6
8. Рассогласование значений путевой скорости на выходах дубли-рованной спутниковой навигационной системы (СНС-2) W, м/c	0	20	10
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈75
Вариант 13
1. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выхо-дах курсовертикали типа LCR , B	0	0,12	0,16
2. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале дальности TCAS U_к_, B	0,2	0,04	0,02
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	9	0,4	0,2
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС W, м/c	0	40	20
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
6. Рабочее напряжение на автономных рулевых машинах (АРМ) интерцепторов U_рп_, В	115	15	15
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	0,3	0,2
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈50
Вариант 14
1. Рассогласование данных радиовысотомеров Н_ист._, м	0	6	2
2. Отклонение в каналах радиодальномера значений угловых ориентиров , град	0	1,5	2
3. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	0,06	0,03
4. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	30	2	1,5
5. Рассогласование значений углов курса на выходах курсовер-тикали типа LCR , град.	0	1,8	1,2
6. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-дальномера U_, B	40	3,0	1,5
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	0,12	0,06
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈25
1	2	3	4
Вариант 15
1. Разность значений широты на выходах резервированной спутниковой навигационной системы СНС-2А =\|1-2\|, м	0	3	2
2. Разность выходных сигналов МП₁ и МП₂ дублированной САУ на приводах руля высоты U_рв_, В	0	0,3	0,2
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	12	0,6	0,4
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС W, м/c	0	40	20
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	2	1
6. Рабочее напряжение на автономных рулевых приводах (АРП) интерцепторов U_рп_, В	115	12	6
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	0,4	0,3
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇
Вариант 16
1. Разность значений долготы на выходах дублированной спутниковой навигационной системы СНС-2А =\|1-2\|, м	0	2	1
2. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора верхнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	0,4	0,2
3. Рассогласование значений скорости на выходах модулей воздушных параметров СВС V, км/час	0	10	4
4. Отклонение в каналах ИНС значений курса , угл. минут	0	30	15
5. Рабочее давление Р_ГС в гидросистеме самолёта, кгс/см²	180	10	5
6. Рассогласование данных о температуре наружного воздуха на высоте полёта Т_нв_, С	0	2	1
7. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале дальности TCAS U_к_, B	0,2	0,04	0,02
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇25
Вариант 17
1. Рассогласование значений угловой скорости на выходах изме-рительных каналов курсовертикали LCR - _z, радиан/с	0	310-²	210-²
2. Рассогласование отклонения по глиссаде в измерительных ка-налах системы посадки типа “Курс-93М” _г, град.	0	0,1	0,05
3. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в системе раннего предупреждения приближения земли U_к_, B	0,2	0,04	0,02
4. Рассогласование значений магнитного путевого угла на выхо-дах дублированной СНС П_м, град.	0	2	1
5. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	15	1,5	1,0
6. Рассогласование измерителей дальности до маяка D, км	0	0,8	0,4
7. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	0,5	0,2
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇50
1	2	3	4
Вариант 18
1. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме курсовертикали типа LCR U_к_, B	0,6	0,10	0,04
2. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале крена U_вых, мВ	0	20	10
3. Рассогласование значений отклонения по курсу в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,3	0,1
4. Разность значений широты на выходах резервированной спутниковой навигационной системы СНС-2А =\|1-2\|, м	0	2	1
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
6. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	30	20
7. Рассогласование данных о температуре наружного воздуха на высоте полёта, Т_нв, С	0	0,5	0,5
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇75
Вариант 19
1. Отклонение в каналах дублированной ИНС значений текущих координат за 1 час полёта Х, км	0	2,0	1,0
2. Рассогласование каналов АРК при измерения КУР, град.	0	2,0	1,0
3. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	40	2	1
4. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	0,40	0,20
5. Рабочее давление Р_ГС в гидросистеме самолёта, кгс/см²	210	10	5
6. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме TCAS U_к_, B	0,4	0,04	0,02
7. Рассогласование данных радиовысотомеров Н_ист._, м	0	5	2.4
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇50
Вариант 20
1. Рассогласование значений магнитного путевого угла на выходах дублированной СНС П_м, град.	0	3	2
2. Рассогласование значений углов крена на выходах курсовер-тикали ( КВ) типа LCR-93 , угл. мин.	0	15	5
3. Рассогласование значений текущего азимута в системе по-садки типа “Курс-93М” А_з.тек., град.	0	1,8	1,2
4. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	15	1,5	1,0
5. Рассогласование каналов высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	8	6
6. Разность сигналов на приводах рулями в каналах САУ U, В	0	0,6	0,4
7. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇25
1	2	3	4
Вариант 21
1. Отклонение в каналах ИНС значений курса , угл. минут	0	30	15
2. Отклонение входного параметра в канале тангажа ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_сред, В	0	0,1	0,05
3. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в канале азимута TCAS U_к_, B	0	0,3	0,1
4. Рассогласование значений продольной перегрузки n_x на вы-ходах курсовертикали типа LCR, B	0	0,2	0,1
5. Рассогласование значений высоти полёта на выходах элект-ронных модулей СВС V, м	0	50	20
6. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
7. Рассогласование измерителей дальности до маяка D, км	0	0,8	0,4
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆
Вариант 22
1. Отклонение входного параметра в канале курса ЭДСУ от зна-чения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_сред, В	0	0,03	0,02
2. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале крена U_вых, В	0	0,04	0,02
3. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме курсовертикали типа LCR U_к_, B	0,6	0,3	0,1
4. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выхо-дах курсовертикали типа LCR, B	0	0,02	0,01
5. Рабочее давление Р_ГСв гидросистеме самолёта кгс/см²	180	10	5
6. Напряжение питания радиовысотомера U_, B	115	12	6
7. Рассогласование в каналах текущих углов атаки _тек, град	0	0,5	0,3
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆25
Вариант 23
1. Отклонение входного параметра в канале крена ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, В	0	3	2
2. Рассогласование значений отклонения по глиссаде в системе посадки типа “Курс-93М” _г, град.	0	0,1	0,05
3. Рассогласование значений углов тангажа на выходах курсо-вертикали (КВ) типа LCR-93 , град.	0	0,3	0,1
4. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	40	20
5. Рабочее напряжение на автономных рулевых машинах интерцепторов U_рп_, В	200	12	6
6. Рассогласование значений скорости на выходах модулей воздушных параметров СВС V, км/час	0	10	4
7. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	5,0	0,1	0,05
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆50
1	2	3	4
Вариант 24
1. Отклонение в каналах ИНС значений курса , угл.мин. за 1 час	0	20	12
2. Рассогласование значений долготы на выходах дублирован-ной спутниковой навигационной системы типа СНС-2 , м	0
3. Рассогласование значений отклонения по курсу в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,3	0,1
4. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме TCAS U_к_, B	0,4	0,04	0,02
5. Отклонение от “модели” выходных параметров микропроцес-сора нижнего уровня ЭДСУ в канале курса U_вых, В	0	8	6
6. Рассогласование данных радиовысотомеров Н_ист._, м	0	6	2
7. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме TCAS U_к_, B	0,4	0,04	0,02
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₆75
Вариант 25
1. Отклонение в каналах ИНС значений тангажа , угл.мин. за 1 час	0	12	8
2. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
3. Рассогласование значений вертикальной составляющей путевой скорости на выходах дублированной СНС W_y, м/c	0	0,3	0,1
4. Отклонение от “модели” выходных параметров микропроцес-сора верхнего уровня ЭДСУ в канале крена U_вых, мВ	0	40	20
5. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
6. Рассогласование данных о температуре торможения воздушного потока Т_т_,С	0	1	0,5
7. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны кур-сового маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, угл. мин.	0	10	4
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇
Вариант 26
1. Отклонение в каналах ИНС значений крена , угл.мин. за 1 час	0	10	6
2. Рассогласование измерителей дальности до маяка D, км	0	0.4	0,3
3. Рассогласование значений путевой скорости на выходах дубли-рованной спутниковой навигационной системы (СНС-2) W, м/c	0	3	1
4. Рассогласование данных о температуре наружного воздуха на высоте полёта Т_нв_, С.	0	0,05	0,025
5. Рабочее давление Р_ГС в гидросистеме самолёта, кгс/см²	210	10	5
6. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, В	0	8	6
7. Напряжение питания радиодальномера U_, B	27	1,2	0,6
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇25
1	2	3	4
Вариант 27
1. Напряжение компенсации постоянной составляющей помехи в схеме курсовертикали типа LCR U_к_, B	0,6	0,10	0,04
2. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале крена U_вых, мВ	0	40	20
3. Рассогласование значений отклонения по курсу в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,3	0,1
4. Разность значений широты на выходах резервированной спутниковой навигационной системы СНС-2А =\|1-2\|, м	0	2	1
5. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	8	6
6. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	30	20
7. Рассогласование данных о температуре наружного воздуха на высоте полёта, Т_нвС	0	0,5	0,5
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇50
Вариант 28
1. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выхо-дах курсовертикали типа LCR, B	0	0,3	0,2
2. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	30	15
3. Рассогласование каналов измерения высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	20	8
4. Отклонение в измерительных каналах радиодальномера (РД) значений угловых ориентиров D, град	0	40	20
5. Рабочее давление Р_гс в гидросистеме самолёта, кгс/см²	210	10	5
6. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	0,04	0,01
7. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны кур-сового маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,05	0,03
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₇75
Вариант 29
1. Разность значений широты на выходах дублированной спут-никовой навигационной системы типа СНС-2 =\|1-2\|, м	0	3	2
2. Разность выходных сигналов МП₁ и МП₂ резервированной САУ на автономных приводах руля высоты U_рв_, В	0	0,4	0,1
3. Напряжение питания микропроцессоров САУ U₌_, В	3,3	0,3	0,1
4. Рассогласование в каналах путевой скорости ИНС на 1 час полёта W, м/c	0	40	20
5. Рассогласование значений высоти полёта на выходах элект-ронных модулей СВС V, м	0	50	20
6. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
7. Рассогласование измерителей дальности до маяка D, км	0	0,8	0,4
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈
1	2	3	4
Вариант 30
1. Отклонение от “модели” выходных параметров микропро-цессора нижнего уровня ЭДСУ в канале тангажа U_вых, мВ	0	200	100
2. Разность времени пролёта пунктов маршрута t_ПM_, с/км	0	6	4
3. Рабочее напряжение на автономных электрических рулевых приводах интерцепторов U_рп_, В	115	12	6
4. Отклонение в каналах радиодальномера значений угловых ориентиров D, град	0	2,0	1,0
5. Рабочее давление в гидросистеме самолёта Р, кгс/см²	210	12	5
6. Рассогласование значений скорости полёта на выходах элект-ронных модулей СВС V, км/час	0	50	20
7. Отклонение входного параметра в канале крена ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, угл. мин.	0	20	16
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈25
Вариант 31
1. Отклонение в измерительных каналах радиодальномера (РД) значений угловых ориентиров D, град	0	40	20
2. Рабочее давление Р_гс в гидросистеме самолёта, кгс/см²	210	10	5
3. Допустимый разброс сигналов на входе рулевых приводов после замены электронных блоков в канале ЭДСУ U_настр,, В	0	0,04	0,01
4. Рассогласование отклонений от равносигнальной зоны кур-сового маяка в системе посадки типа “Курс-93М” _к, град.	0	0,05	0,03
5. Рассогласование значений боковой перегрузки n_z на выхо-дах курсовертикали типа LCR, B	0	0,3	0,2
6. Частота напряжения питания радиокомпаса типа АРК f_, Гц	400	15	15
7. Рассогласование каналов измерения высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	20	8
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈50
Вариант 32
1. Напряжение питания выходного каскада приёмника радио-высотомера U_, B	15	1,5	1,0
2. Рассогласование каналов высотных параметров ИК ВСП Н, м	0	8	6
3. Разность сигналов на приводах рулями в каналах САУ U, В	0	0,6	0,4
4. Напряжение питания радиокомпаса типа АРК U_, B	115	16	10
5. Отклонение входного параметра в канале крена ЭДСУ от значения на выходе устройства контроля (кворумирования) датчиков информации U_усред, В	0	3	2
6. Рассогласование значений отклонения по глиссаде в системе посадки типа “Курс-93М” _г, град.	0	0,1	0,05
7. Рассогласование значений углов тангажа на выходах курсо-вертикали (КВ) типа LCR-93 , град.	0	0,3	0,1
Заданная достоверность контроля комплекса	D_min = 0,9₈75

Список літератури

1. Авиационные правила АП-25. Нормы лётной годности самолётов. М.: МАК, 1994. 344 с.

2. Авиационный стандарт ARINC 604. Руководство по проектированию и использованию встроенных средств контроля. М.: ГосНИИ АС, 1997. 116 с.

3. Вентцель Е.С. Теория вероятностей. Учебник, изд 5-е. М.: Наука, 1998. 576 с.

4. Грибов В.М. Техническое диагностирование авионики. Конспект лекций: электронный ресурс. К.: НАУ, каф. Авионики, 2012. 12 Мб.

5. Кива Д.С. Сучасні науково-технічні досягнення, що реалізовані в се-мействі літаків “Ан”: Доповідь на міжнародної конференції “Авіа-2007”. К.: НАУ, 2007. 26 илл.

6. Методы Монте-Карло // http://www.polybook.ru/comma/1.4.pdf.

7. Новиков В.С. Эксплуатация радиоэлектронного авиационного оборудова-ния: учебник. М.: Транспорт, 1989. 288 с.

8. Синицкий А.И. Самодиагностика самолётов. Сделает ли технический прогресс ненужной инженерно-авиационную службу?. 2009. // // http://www.ato.ru/content/samodiagnostika-samoletov

9. Технічне діагностування та контроль технічного стану. Терміни та визначення: ДСТУ 2389-94. К.: Держстандарт України, 1994. 24 с.

10. Федосов Е.А. Полвека в авиации. Записки академика. М.: Дрофа, 2004. 400 с. // http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/fedosov/polveka.

11. Шивринский В. Н. Проектирование приборов, систем и измерительно-вычислительных комплексов: Конспект лекций. Ульяновск: УлГТУ, 2009. 116 с. // http://www.twirpx.com/file/165705/.

12. R.P.G. Collinson. Introduction to Avionics Systems. Formerly Manager of the Flight Automation Research Laboratory of GEC Avionics. Springer Dordrecht Heidelberg, London-New York, 2011. 530 р.

Размещено на Allbest.ru

контрольная работа "Синтез вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів параметрів при контролі бортового обладнання в польоті" скачать

Подобные документы

Практичне використання законів розподілу розмірів для аналізу точності обробки
Вибір методу обробки. Визначення коефіцієнтів точності настроювання. Визначення кількості ймовірного браку заготовок. Емпірична крива розподілу похибок. Визначення основних параметрів прийнятого закону розподілу. Обробка заготовок різцем з ельбору.

реферат [400,7 K], добавлен 08.06.2011
Вибір і розрахунок технічних параметрів гладкої циліндричної сполуки
Розрахунок гладкої циліндричної сполуки 2-шестірня-вал. Визначення калібрів для контролю гладких циліндричних сполук. Вибір нормальної геометричної точності. Розрахунок підшипникової сполуки 7-підшипник-корпус і 8-підшипник-вал, шпонкової сполуки.

курсовая работа [674,5 K], добавлен 21.12.2010
Дослідження проблеми взаємозамінності, допусків й посадки
Розрахунок і вибір посадок для гладких циліндричних з'єднань, кількості груп деталей для селективного складання з'єднання необхідної точності. Вибір полів допусків для деталей, що сполучаються з підшипниками кочення. Допуски й посадки шліцевих з'єднань.

курсовая работа [288,8 K], добавлен 26.03.2011
Вибір та розрахунок основних параметрів зубчастого колеса
Схема розташування полів допусків. Розрахунок граничних і виконавчих розмірів калібрів для контролю отвору й вала з'єднання. Розрахунок підшипників кочення і нарізних сполучень. Схема розмірного ланцюга із вказівками. Основні параметри зубчастого колеса.

курсовая работа [393,5 K], добавлен 21.12.2010
Проектування друкованих плат
Основні правила конструкторсько-технологічного проектування друкованих плат. Методи забезпечення заданої точності вихідних параметрів функціональних вузлів. Схема захисного заземлення і параметри, що забезпечують безпечні умови використання обладнання.

контрольная работа [153,6 K], добавлен 14.03.2010
Загальні поняття про якість виробів та основні її показники
Дослідження основних показників якості виробів. Поняття про точність деталей та машин. Встановлення оптимальних допусків. Економічна та досяжна точність обробки. Методи досягнення заданої точності розміру деталі. Контроль точності машин та їх вузлів.

реферат [761,8 K], добавлен 01.05.2011
Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу
Обчислення основних параметрів авіаційного двигуна турбогвинтового типу. Розрахунок і узгодження параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри ступенів турбіни і компресора. Обчислення площі основних прохідних перерізів.

курсовая работа [123,6 K], добавлен 03.12.2010
Розрахунок та проектування холодильної установки для охолодження харчових продуктів
Порівняння основних систем відводу теплоти. Тепловий розрахунок холодильної машини. Обчислення параметрів насосів для перекачування води і розсолу. Вибір конденсатора, переохолоджувача та параметрів компресорного агрегату. Переваги аміаку як холодоагенту.

курсовая работа [353,4 K], добавлен 10.02.2013
Загальна теорія точності механічної обробки
Загальна характеристика методів дослідження точності обробки за допомогою визначення складових загальних похибок. Розрахунки розсіяння розмірів, пов'язані з помилками налагодження технологічної системи. Визначення сумарної похибки аналітичним методом.

реферат [5,4 M], добавлен 02.05.2011
Розрахунок конічного редуктора
Розрахунок параметрів приводу. Визначення потрібної електричної потужності двигуна. Обертовий момент на валах. Розрахунок клинопасових передач. Діаметр ведучого шківа. Міжосьова відстань. Частота пробігу паса. Схема геометричних параметрів шківа.

курсовая работа [3,3 M], добавлен 14.05.2013

Другие документы, подобные "Синтез вимог до точності аналого-цифрових вимірювачів параметрів при контролі бортового обладнання в польоті"

весь список подобных работ

скачать работу можно здесь

сколько стоит заказать работу?

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.