Размещено на http://www.allbest.ru/

Федеральное агентство воздушного транспорта

Федерального государственного учреждения высшего профессионального образования

Московский Государственный Технический Университет

Гражданской Авиации (МГТУ)

Иркутский филиал

Кафедра АРЭО

КОНТРОЛЬНАЯ РАБОТА

АВИАЦИОННОЕ и РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Контрольную работу выполнила

Студент(ка): Смирнова Е.П.

группа М-52, М-091332

Проверил

Доцент Кобылкин Ю.И.

Иркутск 2013г

1. Поплавковый топливомер. Схема датчика и указателя. Принцип работы. Основные погрешности, особенности эксплуатации

Приборы, измеряющие объемное или весовое количество топлива в баках, называются топливомерами. Они позволяют экипажу самолета в любой момент полета определить, сколько топлива имеется в баках, и оценить время, в течение которого можно продолжать полет. Подобные приборы служат также для измерения запаса масла (масломеры).

Непосредственное измерение объема (веса) топлива на борту самолета неосуществимо, поэтому применяются косвенные методы измерения, в которых объем (вес) топлива функционально связан с какой-либо легко определяемой величиной. В качестве таких величин выбирают уровень или вес столба топлива в баке.

С помощью топливомеров определяют суммарный запас топлива во всех баках и количество топлива в каждом из них в отдельности. Необходимо знать, как распределено топливо между баками, для того чтобы определить правильную последовательность расходования топлива из баков во избежание недопустимого смещения центра масс самолета. Переключением баков управляют автоматические устройства топливомеров.

Большинство методов измерения количества топлива сводится к измерению его уровня (высоты столба жидкости). Однако шкалы указателей топливомеров градуируют в единицах объема (литрах) или в килограммах. Поэтому тарировка шкалы зависит от размеров и формы топливного бака, для которого предназначен прибор.

Классифицируя топливомеры по принципу действия чувствительного элемента, можно отметить следующие типы, получившие распространение: 1) поплавковые, основанные на измерении уровня (объема) топлива с помощью плавающего на поверхности поплавка; 2) манометрические, основанные на измерении давления (веса) столба топлива с помощью манометра; 3) емкостные, основанные на измерении уровня (объема) топлива с помощью специального конденсатора, емкость которого связана функционально с уровнем топлива в баке.

Топливомеры должны быть дистанционными. Этому требованию удовлетворяют электрические топливомеры. Механические топливомеры, не являясь дистанционными, почти не применяются в авиации.

Поплавковые топливомеры.

Измерение запаса топлива или масла в баке летательного аппарата с помощью электрического рычажно-поплавкового топливомера (масломера) основано на принципе преобразования неэлектрической величины - переменной высоты уровня жидкости в электрическую величину - переменное активное сопротивление, меняющееся в соответствии с изменением уровня жидкости. Осуществляют это преобразование реостатные датчики рычажно-поплавкового типа, устанавливаемые в баки летательного аппарата. Указателем служит магнитоэлектрический логометр.

Авиационные электрические поплавковые топливомеры классифицируются по типу измеряемой жидкости, по типу электросхем, по наличию или отсутствию сигнализации и имеют соответствующую маркировку. Буквенная маркировка топливомеров обозначает: Б -- бензиномер, К -- керосиномер, М -- масломер, Т -- топливомер, Э -- электрический.

Измерение сигнала датчика поплавкового топливомера может быть осуществлено либо непосредственно логометром указателя, либо компенсационным методом. При прямом измерении сигнала датчика логометром электрические поплавковые топливомеры работают по двум различным схемам включения -- несуммирующей и суммирующей.

Если топливомеры измеряют уровень топлива или масла в каждом баке или группе баков раздельно, т. е. работают по несуммирующей схеме, и при этом не имеют сигнализации от датчиков, они маркируются следующим образом: измеряющие запас бензина -- БЭ, измеряющие запас керосина -- КЭ, измеряющие запас масла -- МЭ.

Если топливомеры измеряют запас топлива не только в каждом отдельном баке, но и во всех баках одновременно, т. е. работают по суммирующей схеме, и при этом также не имеют сигнализации, они маркируются так: измеряющие запас бензина -- СБЭ, измеряющие запас керосина -- СКЭ.

Если топливомеры, работающие по несуммирующей или суммирующей схеме, имеют сигнализацию, они маркируются: БЭС, КЭС, МЭС, СБЭС.

Рычажно-поплавковые электрические топливомеры с сигнализацией, построенные по компенсационной схеме, имеют маркировку ТПР.

Каждый тип самолета или вертолета имеет свой топливомер, который отличается от топливомера другого типа летательного аппарата своей комплектностью и тарировочными данными. Для отличия одного топливомера от другого им дается порядковый номер тарировки, например СКЭС-2027А, МЭ-1866, ТПР1-9Т. Цифры, стоящие впереди тарировки, означают ее порядковый номер, последняя цифра 7 указывает на наличие сигнального устройства, а в случае его отсутствия ставится буква «Б». Буква после номера тарировки топливомера указывает на изменения, происшедшие в тарировочных данных.

На рис. 8, а, б, приведены электрические схемы топливомеров, работающих по несуммирующим и по суммирующим схемам. Как видно из схем, топливомеры, работающие по суммирующей схеме, имеют последовательное соединение потенциометров датчиков.

Электрические рычажно-поплавковые топливомеры предназначены не только для измерения количества топлива, но и для управления централизованной автоматической заправкой и выработкой топлива из топливных баков, а также для сигнализации аварийного остатка топлива в баках летательного аппарата.

Выдача сигналов заданной заправки, сигналов управления кранами перекачки и аварийного остатка топлива осуществляется с помощью сигнальных устройств, расположенных в корпусе головки датчика.

Работа автоматической части топливомера происходит следующим образом. При достижении поплавком заданного уровня кулачок сигнализатора, закрепленный на одной оси с движком потенциометра, замыкает контакты сигнального устройства, в результате чего подается сигнал на агрегаты, управляющие расходом (заправкой), и на сигнальные лампы.

Показывающие приборы, входящие в комплект топливомера, представляют собой виброустойчивые магнитоэлектрические логометры БЭ-09, ЛД-10, МЭ-4М и др.

Показывающий прибор БЭ-09 (рис. 1), входящий в комплект СКЭС-2027А, устанавливаемый на вертолете, состоит из подвижной части, магнитной системы и конструктивных деталей. Подвижная часть логометра состоит из двух рамок 1, расположенных под углом 45°. Обе рамки жестко соединены между собой и закреплены на одной оси, которая вращается в двух подпятниках, закрепленных на скобе 2. Скоба закреплена на сердечнике. Для подсоединения рамки к схеме топливомера служат три спиральные маломоментные пружины 3. Они также служат для возвращения подвижной системы в исходное положение, соответствующее нулевому положению стрелки прибора при отсутствии питания.



Рис.1. Показывающий прибор БЭ-09: 1 - рамки; 2 - скоба; 3 - пружина; 4 - стрелка; 5 - сердечник; 6 - наконечник; 7 - магнит; 8 - плата; 9 - катушки сопротивлений

Магнитная стрелка прибора состоит из сердечника 5. полюсного наконечника 6 и магнита 7 из никель-алюминиевого сплава. Магнитную систему закрепляют на плате 8, на которой крепятся также катушки сопротивлений 9.

Угол шкалы прибора может быть от 180 до 200°. Угол поворота стрелки ограничивается установленными на шкале ограничителями.

Если комплект топливомера работает по несуммирующей схеме или по суммирующей, но без группового контроля, на циферблат наносится одна шкала.

Если комплект топливомера работает по суммирующей схеме с групповым контролем, на циферблат наносятся две шкалы: наружная -- для измерения суммарного запаса топлива и внутренняя -- для измерения запаса топлива в группе.

Датчики, работающие в комплектах поплавковых топливомеров, имеют маркировку БЭ (БЭС) либо ДТПР. По устройству датчики аналогичны.

Датчик (рис. 2) состоит из поплавка 1, системы рычагов передающих движение от поплавка к движку потенциометра, сильфона 4 и самого потенциометра 9, выполненного в виде профилированной пластины с намотанной на ней константановой проволокой. При изменении уровня жидкости в баке поплавок через коромысло 2 и рычаги 5 и 7 перемещает движок по потенциометру. Сильфон служит для герметизации внутренней полости датчика.

Рис. 2 Датчик поплавкового топливомера:1 - поплавок; 2 - коромысло; 3 - подшипник; 4 - сильфон; 5 - рычаг; 6 - ось; 7 - рычаг; 8 - стрелка; 9 - потенциометр

Для сигнализации о критическом остатке топлива в топливных баках в датчике устанавливается сигнальное устройство, состоящее из металлического кулачка, жестко закрепленного на одной оси с движком реостата, и микропереключателя.

Поплавки датчика могут быть металлическими (плоскими или цилиндрическими) или пенопластовыми. Сверху корпус датчика закрывается крышкой. Для измерения количества топлива или масла, заливаемого в баки без включения питания, на движке реостата устанавливают специальную шкалу, а на крышку датчика закрепляют неподвижный индекс. Отсчет производится по отметкам шкалы, останавливающимся против неподвижного индекса. В таких датчиках крышка имеет окно из органического стекла.

2. Трехстепенной гироскоп. Его кинематическая схема. Основные свойства

Гироскопом называют вращающееся вокруг оси симметрии с большой угловой скоростью тело вращения (ротор), одна из точек которого неподвижна. Ось z симметрии ротора 1 (рис. 3) называют осью фигуры или осью ротора гироскопа.

В большинстве гироскопических приборов для обеспечения свободы вращения ротора гироскопа вокруг неподвижной точки применяют карданов подвес, который состоит из двух рамок 2 и 3. Ротор 1 гироскопа с большой угловой скоростью y вращается вокруг оси y1относительно внутренней рамки 2, которая может поворачиваться вокруг оси z относительно рамки 3, а последняя - вокруг оси x относительно неподвижной подставки 4.

Карданов подвес обеспечивает ротору гироскопа свободу вращения относительно трех осей (x, y1 и z). Поэтому гироскоп, установленный в кардановом подвесе, называют гироскопом с тремя степенями свободы. Если центр масс гироскопа совпадает с точкой пресечения осей карданова подвеса, то такой гироскоп называется астатическим.

 z

Рис.3. Гироскоп в кардановом подвесе: 1 - ротор гироскопа; 2 - внутренняя рамка гироскопа; 3 - наружная рамка гироскопа; 4 - подставка; y - собственная угловая скорость вращения ротора гироскопа; x - вектор переносной угловой скорости

Математическая модель гироскопического датчика

Для рассмотрения математической модели гироскопа обратимся к рис.4. Положение ротора относительно подставки (оси ) определяется тремя углами , и , которые получаются при последовательных поворотах гироскопа и отклонении его собственных осей x, y и z от осей неподвижного основания.

Согласно рисунку H - кинетический момент гироскопа; Jx и Jy - моменты инерции ротора гироскопа относительно осей x и y.



Рис.4. Маховик с тремя степенями свободы - гироскоп

Уравнения движения гироскопа согласно принципу Д'Аламбера имеют вид

(1)

где и - внешние моменты, действующие вокруг осей x и y (моменты от сил сопротивления трения в осях корданова подвеса, момент от силы тяжести, моменты, накладываемые на гироскоп специальными коррекционными устройствами и т. д.).

Уравнения (1) можно переписать так

 (2)

где и - полное инерционное сопротивление, развиваемое гироскопом при действии на него внешних моментов и .

В теоретической механике при изучении законов движения гироскопа различают свободное и вынужденное движение гироскопа; свободное движение гироскопа, называемое нутацией, представляет собой движение по инерции, когда моменты внешних сил не действуют на гироскоп. Движение гироскопа, нагруженного моментом внешних сил, представляет собой совокупность вынужденного и свободного движения. Вынужденное движение гироскопа называется прецессией. Закон нутационного движения можно получить, приняв в уравнениях (2)

топливомер гироскоп панель пульт

==0.

Тогда

(3)

Решая систему уравнений (3) получаем дифференциальные уравнения, описывающие нутационное движение гироскопа.

(4)

Закон прецессии гироскопа можно получить из уравнений (2), если пренебречь инерционными моментами и по сравнению с гироскопическими моментами и . Тогда имеем

(5)

Наиболее важными бортовыми гироскопическими приборами являются авиагоризонты, указатели поворота, гирополукомпасы, а также выключатели коррекции.

Для получения сигналов угловых скоростей вращения летательного аппарата используются скоростные гироскопы, которые имеют только две степени свободы (относительно корпуса прибора). Причем степень свободы вращения рамки относительно ее оси ограничивается пружиной.

При различных углах крена у одной и той же угловой скорости разворота будут соответствовать различные углы отклонения оси рамки гироскопа.

Если с осью рамки скоростного гироскопа сочленить стрелку, то получается прибор, указывающий угловую скорость разворота -- указатель поворота (ЭУП-53).

Геометрические (карданные), погрешности. Определение положения летательного аппарата относительно оси ротора, производится посредством намерения углов поворота и . Направление осей, вокруг которых отсчитываются углы и , в общем случае не совпадает с направлением осей отсчета углов, определяющих угловое положение летательного аппарата относительно опорной (базовой) системы координат. Это несовпадение осей является причиной появления карданных погрешностей.

Скоростные кинематические погрешности. Скоростные погрешности возникают вследствие движения опорной системы координат в инерциальном пространстве. Например, если в качестве опорной системы (координат выбран географический трехгранник в точке старта летательного аппарата, то скоростные погрешности определяются угловой скоростью вращения Земли. Для некорректируемых гироскопов скоростные погрешности находятся из кинематических соотношений при необходимости и могут быть учтены в бортовом вычислительном устройстве.

Кинематические погрешности. Кинематические погрешности возникают вследствие конического движения измерительных осей гироскопа в инерциальном пространстве. Такое коническое движение имеет место в результате действия инерционных моментов от рамок карданова подвеса или моментов сухого трения, которые возникают вследствие угловых колебаний летательного аппарата, динамической несбалансированности ротора гироскопа или угловых вибраций основания [3].

Инструментальные погрешности. Вследствие несовершенства элементов прибора на гироскоп действуют возмущающие моменты трения, моменты от статической несбалансированности, неравножесткости конструкции и т. п. Под действием этих моментов ось ротора прецессирует в инерциальном пространстве, отклоняясь от заданного направления, что приводит к появлению инструментальных погрешностей при определении углового положения летательного аппарата. К инструментальным погрешностям относятся также погрешности начальной выставки, погрешности датчиков угла и т. п. [2,4].

3. Система сбора и локализации отказов (ССЛО). Назначение. Основные функции. Лицевая панель пульта ССЛО

Комплекс ПНО самолета Ил-96-300 представляет собой один из вариантов базового комплекса стандартного цифрового пилотажно-навигационного оборудования (БКСЦПНО), устанавливаемого кроме того на самолетах Ту-204 и Ил-114.

Комплекс является практически полностью цифровым. В отличие от предыдущего поколения ПНО (Ил-86, Ил-62, Ту-154) датчики, вычислители, индикаторы выполнены на цифровой схемотехнике, все связи между системами комплекса также цифровые. Это обеспечивает значительно большие функциональные возможности, позволяет снизить массу комплекса, повысить надежность.

Комплекс обеспечивает работу экипажа, в составе которого нет штурмана. Вся аппаратура управляется двумя пилотами.

Комплекс осуществляет автоматическое и полуавтоматическое самолетовождение по запрограммированным траекториям с выдерживанием требуемых норм вертикального и горизонтального эшелонирования на всех этапах полета, включая заход на посадку в пределах до метеоминимума по категории III А.

Структурно-функциональная схема пилотажно-навигационного комплекса представлена на рис. 5:

СПУ - самолетное переговорное устройство;

РHО - радионавигационное оборудование;

КП ГТС - комплексный пульт радиотехнических систем;

АРК - автоматический радиокомпас;

VОR, ILS/СП, ДМЕ - системы навигации и посадки, работающие с соответствующими радиомаяками;

РСБН - радиостанция ближней навигации;

РСДН - радиостанция дальней навигации;

РЛС - радиолокационная станция;

СО - самолетный ответчик;

МLS - микроволновая система посадки;

СНС - система спутниковой навигации;

СУИТ - система управления измерением топлива;

СИМЦ - система измерения массы и центровки;

ВСС - вычислительная система самолетовождения;

ХАЭ - хронометр авиационный электронный;

CСЛО - система сбора и локализации отказов;

СЗИ - система электронной индикации;

РМИ - радиомагнитный, индикатор; КВш - концевой выключатель "шасси обжато";

КВмех - концевой выключатель положения механизации;

КИСС - комплексная информационная система сигнализации;

МСРП - магнитная система регистрации параметров;

ПО - пилотажное оборудование;

РВ - радиовысотомер;

СПКР - система предупреждения критических режимов;

СППЗ - система предупреждения приближения земли;

БИНС - инерциалъная навигационная система;

СВС - система воздушных сигналов;

САУ - система автоматического управления;

ВСУТ - вычислительная система управления тягой;

ВСУП - вычислительная система управления полетом;

РУД - рычаг управления двигателем;

САЗ - система автоматической загрузки;

АСУУ - автоматическая система устойчивости и управляемости.

В состав комплекса входят:

система автоматического управления (САУ);

вычислительная система самолетовождения (ВСС);

приборное оборудование (ПО);

радионавигационное оборудование (РНО);

система электронной индикации (СЭИ) и резервные приборы;

система сбора и локализации отказов (ССЛО).

Блоки комплекса ПНО размещаются главным образом в радиоэлектронном отсеке под кабиной экипажа на амортизируемых стеллажах с централизованным охлаждением.

В каждой системе комплекса имеется автономная система встроенного контроля. Вместе с тем, в целях оперативной проверки всего комплекса предусмотрен также автоматизированный расширенный контроль всего комплекса в целом с помощью ССЛО.

Рис.5. Структурная схема ПНК

ССЛО предназначена для:

· управления процедурой предполетного и послеполетного контроля комплекса ПНО;

· технического обслуживания комплекса наземным обслуживающим персоналом;

· приема от вычислительных систем информации об отказах и сбоях аппаратуры;

· определения места отказа аппаратуры о точностью до сменного блока о последующим выводом информации о характере отказа на индикацию ССЛО;

· хранения информации о сбоях и отказах (до 30 отказов по каждому из последних 10 полетов);

· задания режима "Контроль" и его подрежимов вычислительным системам и через них системам-датчикам и устройствам комплекса.

В состав системы входят следующие устройства: устройство приема информации от вычислительных систем комплекса (16 каналов приема);

контроллер, предназначенный для обработки входной информации и управления работой системы от клавиатуры, управления работой индикатора, устройства вывода информации и энергонезависимого устройства ЭЗУ;

ЭЗУ для хранения в обесточенном состоянии информации об отказах и обоях за 10 предыдущих полетов;

пульт системы, содержащий органы управления и задания режимов работы ССЛО, режимов "Контроль" комплекса, а также индикаторы номеров полета, номеров отказа и трехстрочный индикатор (3 строки по 16 знаков) для выведения информации о состоянии комплекса в цифро-буквенной форме;

устройство вывода информации, предназначенное для выдачи в вычислительные системы комплекса командных слов задания режима "Контроль" и для выдачи информации из ЭЗУ на переносное записывающее устройство; источник питания.

Размещается ССЛО в техническом отсеке на этажерке, а в кабине экипажа устанавливается кнопочный переключатель, который обеспечивает задание режима "Контроль" комплексу при предполетной проверке.

Система имеет два основных режима функционирования: прием информации об отказах и обоях и запись принятой информации в энергонезависящее запоминающее устройство; наземный контроль технического состояния комплекса экипажем и обслуживающим персоналом, обеспечение восстановления комплекса путем замены отказавших блоков.

Прием информации об отказах и сбоях для повышения достоверности записывается в троированное ОЗУ. Учитывая, что поступающая информация имеет частоту 100 КГц, а интегральные схемы энергонезависимого

запоминающего устройства имеют низкое быстродействие и не могут работать в реальном масштабе времени, в состав устройства приема информации ОСЛО введено троированное буферное ОЗУ.

Наземный контроль состояния комплекса проводится в следующих случаях:

при проведении предполетного и послеполетного контроля обслуживающим персоналом;

при проведении предполетного контроля экипажем; при проведении восстановления комплекса с заменой отказавшего блока и последующей проверкой комплекса.

Предполетный контроль обслуживающим персоналом осуществляется нажатием кнопки "К" - контроль на лицевой панели пульта. ОСЛО выдает в вычислительные системы ВСС, ВСУП, ВСУТ, СПКР и СЭИ команда в системы ЕВ, СВС, ХАЭ, РЛСМ, РЛСВ.

В результате проводится контроль всех систем комплекса. По окончании контроля через 5 мин. в систему СОЛО поступает информация (слова-состояния). Если все системы исправны, на индикаторе формируется сообщение "ПНК готов". В случае какой-либо неисправности - сообщение "ПНК не готов".

Предполетный контроль экипажем осуществляется нажатием кнопки "Контроль", установленной в кабине, далее процесс аналогичен вышеописанному.

Если при проведении послеполетного контроля зафиксирован отказ оборудования, на индикацию ССЛО выводится следующая информация: номер последнего полета; количество отказов в этом полете; информация о последнем отказе.

Обслуживающий персонал заменяет отказавшие блоки и после замены каждого блока осуществляет автономный контроль отремонтированной системы; после замени всех блоков осуществляется полный контроль работоспособности комплекса.

В ССЛО предусмотрен автономный контроль, по окончании которого на индикацию выводится: "ССЛО исправна";

"ССЛО не исправна".

Каналы связи ССЛО имеют следующие характеристики. Все входные и выходные сигналы можно разделить на три вида: последовательный код 100 кбит/с;

последовательный код 12,5 к5ит/с;

разовые команды.

Передача информации от ЦВМ комплекса осуществляется последовательным кодом. 32-разрядными словами младшими разрядами вперед, младший разряд - первый. Передача производится асинхронно по всем каналам. Передача информации ведется по экранированной витой паре.

Рис.6. Зоны размещения средств индикации на приборных досках

Литература

1. В.Г. Воробьев, В.В. Глухов, И.К. Кадышев Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы.- М., Транспорт, 1992

2. В.Г. Воробьев, В.В. Глухов, В.П. Зыль, С.В. Кузнецов. Основные принципы построения базового комплекса стандартного цифрового пилотажно- навигационного оборудования.- М., МИИГА, 1998г.

3. В.П. Зыль. Спецоборудование летательных аппаратов. Конспект лекций М., МИИГА, 1987 г.

4. И.М. Синдеев. Электроснабжение ЛА.- М., Транспорт , 1982 г.

5. П. А. Агаджанов, В. Г. Воробьев и др. Автоматизация самолетовождения и управление воздушным движением.- М., Транспорт , 1980 г.

6. С.В. Кузнецов, В. П. Зыль Альбом рисунков и схем пилотажно-навигационного комплекса самолета Ил-96-300. МИИГА, 1993 г.

7. А.В. Майоров, Б.Ф. Янковский. Авиационное оборудование ЛА. Справочник. М.. Транспорт , 1993 г.

Размещено на Allbest.ur