Автоматическая бортовая система управления АБСУ-134 - Анисимов Г.В., Болдинов С.И., Утяцкий А.Г.

Author: Анисимов Г.В. Болдинов С.И. Утяцкий А.Г.

Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника самолетостроение самолеты автоматизация системы управления авиационная техника

Year: 1985

Similar

Самолет ТУ-134 А. Особенности технической эксплуатации

Русско-английский сборник авиационно-технических терминов

Автоматизация управления посадкой самолета

Text

Г. В. АНИСИМОВ, С И. БОЛДИНОВ, А. Г. УТЯЦКИИ
АВТОМАТИЧЕСКАЯ
БОРТОВАЯ СИСТЕМА
УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-134
МОСКВА«ВОЗДУШНЫИ ТРАНСПОРТ» 1985
А64
УДК 629,7.054.07(087.23)
Анисимов Г. В., Болдинов С. И., Утяцкий А. Г.
Автоматическая бортовая система управления АБСУ-134. М.:
«Воздушный транспорт», 1985. 231 с.
В книге изложены общие вопросы построения пилотажно-нави-
гационного комплекса самолета Ту-134А.
Рассмотрен принцип действия автопилота, системы траекторного
управления, автомата тяги, автомата триммирования. Приведены
сведения о составе и функционировании системы встроенного кон-
троля по обеспечению безопасности полета самолета с АБСУ-134.
Книга предназначена для инженерно-технических работников
гражданской авиации, может быть также использована студентами
вузов и других учебных заведений гражданской авиации.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение............................................................
Главе I- Пилотажно-навигационный комплекс самолета Ту-134А ..... 7
3,1, Система управления самолетом Ту-134А.......................... 7
j.2. Задачи, выполняемые пилотажно-навигационным комплексом на
самолете........................................................... 8
3.3. Система сигнализации ПНК.......................................14
i.4. Минимум для посадки самолета..................................18
Глава 2. Директорное управление самолетом Ту-134А.......................22
2.1. Принцип директорного управления самолетом при заходе на по-
садку ..............................................................22
2,2. Основные задачи и технические характеристики системы траек-
торного управления СТУ-134....................................... 25
2.3. Индикация навигационно-пилотажных параметров и команд уп-
равления ........................................................ 27
2.4. Формирование командных сигналов...............................34
2.5. Режим ухода самолета на второй круг...........................52
Глава 3. Автопилот АП-134..............................................61
3 1. Сервопривод автопилота . . . '..............................61
3.2. Общая структура автопилота АП-134.............................69
3 3. Режим стабилизации угловых параметров полета самолета . . 78
3.4. Режимы управления самолетом от рукояток пульта управления
автопилота.........................................................85
3.5. Режим стабилизации заданной барометрической высоты ... 90
3.6. Режим управления заданным курсом (режим «ЗК») .... 97
3.7. Режим стабилизации заданного азимута (режим «VOR») . . 97
3.8. Режим стабилизации самолета на линии заданного пути (режим
«АП+АНУ»)..........................................................98
Глава 4. Электрическая схема автопилота АП-134.........................101
4.1. Боковой канал ................................................181
4.2. Продольный канал..............................................115
Глава 5. Автоматический заход самолета на посадку..............123
5.1. Автомат тяги АТ-5................................' . . . 123
5.2. Автомат триммирования.........................................130
5.3. Блок связи с радиовысотомером.................................137
5.4. Сигнализация выпуска закрылков при заходе на посадку . . 145
Глава 6. Средства обеспечения безопасности полета '..............147
6.1 Система встроенного контроля АБСУ-134.........................147
6.2. Контроль датчиков информации ................................150
6.3. Контроль подсистем, входящих в состав АБСУ-134 .... 161
6.4. Контроль автопилота..........................................177
6.5. Контроль питания АБСУ-134....................................185
6.6. Тест-контроЛь системы встроенного контроля...................190
6.7. Внешний контроль отказов АБСУ-134............................198
Глава 7. Эксплуатация бортовой системы автоматического управления
АБСУ-134 ........................................................... 205
7.1. Настройка и регулировка автопилота АП-134 иа самолете во
время проведения регламентных работ...............................205
7-2. Настройка и регулировка автомата тяги АТ-5...................218
7.3. Настройка и регулировка системы траекторного управления
СТУ-134 ....................................................... 222
7.4. Настройка и регулировка аппаратуры «Уход>....................225
Литература.................................................• ... 231
3

Введение
Одним из основных направлений решения проблемы повышения
регулярности полетов пассажирских самолетов в условиях непре-
рывного возрастания их интенсивности является создание и внед-
рение в эксплуатацию более современных автоматических борто-
вых систем управления (АБСУ), позволяющих снизить сущест-
вующие посадочные минимумы погоды и обеспечить безопасность
воздушного движения.
Анализ работы воздушного транспорта показывает, что наи-
большее число ошибок в пилотировании происходит при выпол-
нении посадок самолетов в сложных метеорологических условиях.
Если заход на посадку осуществляется без видимости наземных
ориентиров и взлетно-посадочной полосы, то пилот должен.ана-
лизировать показания многих приборов и на основе этого прини-
мать решение об управлении самолетом. Время для такого анализа
и управления самолетом ограничено, что требует от летного Со-
става высокой квалификации и большой внимательности. При
этом возможны и ошибки в пилотировании, исправить которые
затруднительно из-за ограниченного времени.
На современных самолетах используется сложное бортовое
оборудование, от совершенства и надежности которого в значитель-
ной степени зависят нагрузки на экипаж и безопасность полетов.
Естественно, что к этому оборудованию, как и к самому само-
лету, должны быть предъявлены определенные требования.
Б настоящее время в Советском Союзе действуют «Нормы
летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС), кото-
рые регламентируют требования к самолету и всем его системам,
направленные н& обеспечение прежде всего высокой безопасно-
сти полетов.
Системы автоматического управления, обеспечивающие заход
самолета на посадку в сложных метеоусловиях, появились в на-
шей стране в 60-х годах одновременно с реактивными пассажир-
скими самолетами. Их появлению предшествовали годы напря-
женных научно-исследовательских и проектно-конструкторских
работ, а также внедрения систем в эксплуатацию. В этой связи
следует отметить работы академика Поспелова Г. С., проф. Мат-
веева В. Н., д. т.'н. Белогородского С. Л. и др., которые заложили
научную базу создания и развития отечественных систем посадки.
5
В последнее десятилетие гражданская авиация переживает пе-
риод качественного технического перевооружения средств автома-
тизации полетов самолета. Новые автоматические бортовые систе-
мы управления, являющиеся основной составной частью пилотаж-
но-навигационных комплексов, обеспечивают высокую степень
автоматизации и всепогодность применения пассажирских само-
летов, что приводит к повышению безопасности и регулярности
полетов.
Одной из современных систем автоматического управления яв-
ляется автоматическая бортовая система управления АБСУ-134.
Эта система была спроектирована в соответствии с требованиями
НЛГС-2 и получила сертификат летной годности по нормам- II ка-
тегории ИКАО. Непосредственными участниками создания систе-
мы были С. И. Болдинов и А. Г. Утяцкий.
В предлагаемой книге рассмотрены принципы построения и
функционирования как отдельных подсистем (например, система
траекторного управления, автомат тяги, автомат триммирования),
так и всей системы АБСУ-134 для каждого режима полета. При-
водятся функциональные и электрические схемы, иллюстрирую-
щие принципы реализации теоретических’ положений в конкрет-
ной системе управления, а также некоторые сведения по техниче-
скому обслуживанию АБСУ-134.
Книга может быть использована инженерно-техническими ра-
ботниками, а также студентами вузов и учащимися средних спе-
циальных учебных заведений гражданской авиации.
Глава 1
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС
САМОЛЕТА Ту-134А
1.1. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Ту-134А
Основными органами управления самолета Ту-134А являются
руль высоты, руль направления и элероны, которые приводятся в
действие с помощью одинарных жестких систем, соединенных с
колонками, педалями и штурвалами управления левого и правого
пилотов. Самолетом могут управлять одновременно оба пилота
или каждый из них в отдельности.
Кроме основных органов управления, на самолете имеются пе-
рекладываемый в полете стабилизатор, закрылки, подфюзеляж-
ный посадочный щиток и интерцепторы. Управление стабилизато-
ром электромеханическое и осуществляется левым или правым
пилотом. Управление закрылками и подфюзеляжным щитком то-
же электромеханическое.
Управление интерцепторами — электрогидравлическое и про-
изводится левым пилотом с помощью переключателя и кнопки.
Основные органы управления снабжены триммерами (руль вы-
соты) и триммерами-флетнерами (руль направления и элероны).
Управление триммером руля направления и триммерами эле-
ронов — электрическое дистанционное.
Управление рулем направления осуществляется с помощью
гидроусилителя (бустера) типа ГУ-108Д, работающего от основ-
ной гидросистемы, а в случае ее отказа — от автономной. Пере-
ключение с основной на автономную гидросистему происходит ав-
томатически или принудительно. При отказе гидросистем (основ-
ной и автономной) обеспечивается возможность перехода на без-
бустерное управление рулем направления.
Управление рулем высоты и элеронами — ручное и не связано
с гидросистемами самолета. Усилия на колонке управления и
штурвале создаются за счет аэродинамических шарнирных момен-
тов, возникающих на руле высоты и элеронах при их отклонении
от нейтрального положения в полете.
В системе управления элеронами установлен пружинный за-
гружатель, который создает дополнительную нагрузку на штурвал
ле при его повороте (загружатель включен в систему управления
элеронами постоянно).
7
Гидроусилитель ГУ-108Д воспринимает на себя полностью всю
нагрузку от аэродинамических шарнирных моментов, возникаю-
щих на руле направления при его отклонении от нейтрального по-
ложения в полете. Поэтому при бустерном управлении рулем на-
правления нагрузка на педалях создается искусственно с помощью
взлетно-посадочного пружинного загружателя.
Для ограничения углов отклонения руля направления наболь-
ших скоростях полета на самолете установлен полетный пружин-
ный загружатель. Его включение в систему управления рулем
направления производится после взлета автоматически при вклю-
ченном гидроусилителе ГУ-108Д и уборке закрылков. На земле
для сохранения маневренности руления включение полетного за-
гружателя блокируется (от концевого выключателя основной стой-
ки шасси).
Для уменьшения нагрузки на педалях от взлетно-посадочного
загружателя руля направления на самолете установлен электро-
механизм триммерного эффекта, управление которым осуществля-
ется с помощью переключателей. При отключенном загружателе
(в случае, если вышел из строя гидроусилитель ГУ-108Д) пере*
ключатели используются для дистанционного управления тримме-
ром руля- направления.
На самолете установлен автопилот АП-134, входящий в состав
автоматической бортовой системы управления АБСУ-134. Рулевые
машины автопилота с помощью тросов и секторов кинематически
связаны с проводкой системы управления элеронами, рулем высо-
ты и рулем направления.
Для улучшения затухания боковых колебаний на всех режимах
полета при ручном управлении, а также для улучшения боковой
управляемости на взлетно-посадочных режимах (при малых ско-
ростях полета) на самолете установлен демпфер рыскания
ДР-134М, который облегчает пилотирование, особенно при полете
в болтанку, и улучшает характеристики самолета при посадке с
боковым ветром. Демпфер рыскания включается в управление са-
молетом при нормальном давлении в гидросистеме и работающем
гидроусилителе при отключенном боковом канале автопилота
АП-134. В случае отказа гидроусилителя или падения давления в
гидросистеме демпфер рыскания автоматически отключается. При
включенном боковом канале автопилота функции демпфера рыс-
кания выполняются автопилотом.
1.2. ЗАДАЧИ, ВЫПОЛНЯЕМЫЕ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫМ
КОМПЛЕКСОМ НА САМОЛЕТЕ
Пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) обеспечивает ре-
шение задач навигации и пилотирования в условиях, соответству-
ющих требованиям II категории ИКАО. Общая навигационная
задача заключается в безопасном выводе самолета в заданную
8
точку пространства, с заданной скоростью по установленной или
оперативно выбранной пространственно-временной траектории.
Структурно ПНК представляет собой совокупность устройств
по сбору и обработке информации, формированию и испблнению
команд управления самолетом.
По виду информации, необходимой для решения общей нави-
гационной задачи, системы ПНК целесообразно классифицировать
следующим образом:
— измерители направления, определяющие угловую ориента-
цию самолета относительно стран света и навигационных ориен-
тиров наземной поверхности;
— измерители путевой скорости и ее составляющих;
— средства вычислительной обработки навигационной инфор-
мации (в частности, навигационный вычислитель), определяющие
текущие навигационные параметры положения самолета;
— измерители вертикальной скорости;
— высотомеры.
К измерителям направления относятся курсовая система КС-8
(рис. 1.1), служащая для измерения магнитного, истинного или
ортодромического курса (фкс), и автоматический радиокомпас
АРК-15, измеряющий курсовые углы приводных радиомаяков
(КУР). В совокупности эти устройства также позволяют опреде-
лить место самолета. Угол сноса фон и путевая скорость W изме-
ряются с помощью доплеровского измерителя скорости и угла
сноса ДИСС-013-134.
Истинную воздушную скорость V и скорость по прибору изме-
ряют с помощью комбинированного указателя скорости
КУС-730/1100к.
От систем КС-8 и ДИСС-013-134 информация поступает в ав-
томатическое навигационное устройство АНУ-1, обеспечивающее
счисление координат самолета.
Навигационно-посадочная радиотехническая аппаратура
«КУРС-МП-2» служит для измерения отклонений самолета от
траектории посадки (ек, ег), задаваемой курсовым и глиссадным
радиомаяками, и определения моментов пролета маркерных ра-
диомаяков на указанной траектории.
Вместе с дальномером СД-67 аппаратура «КУРС-МП-2» по-
зволяет определить полярные координаты самолета относительно
азимутального (VOR) и дальномерного (DME) радиомаяков меж-
дународной системы ближней навигации. Из курсовой системы
КС-8 в аппаратуру «КУРС-МП-2» поступает сигнал гиромагнит-
ного курса, что позволяет на ее выходе формировать КУР "радио-
маяков VOR.
Автономным средством определения курсовых углов ориенти-
ров (КУО) и. дальности от самолета до них является радиолока-
ционная станция РОЗ-1, с помощью которой решается и ряд дру-
гих навигационных задач.
9
Рис. 1.1. Функциональная схема пилотажно-навигационного комплекса самолета
Ту-134А
I-Vjv b-V-iTi ^-gj'n I b-gjYi
10
Устройства АРК-16, РСБН-2М, «КУРС-МП-2», СД-67 имеют
звуковой выход через самолетное переговорное устройство СПУ-7,
благодаря чему обеспечивается опознавание радиомаяков.
Вертикальная скорость измеряется высотомером ВАР-ЗОМк.
Абсолютная и относительная высота полета измеряются высотоме-
ром УВИД-30-15к, а истинная высота полета — радиовысотомера-
ми РВ-5.
Три центральные гировертикали типа ЦГВ-4, входящие в со-
став АБСУ-134, являются датчиками информации о текущих уг-
лах крена и тангажа самолета. Резервным источником информа-
ции об этих параметрах служит авиагоризонт типа АГД-1.
Сигналы с выключателей коррекции типа ВК-53РБ использу-
ются для отключения коррекции гировертикали при развороте са-
молета.
Сигнализатор нарушения питания типа СНП-1 предназначен
для контроля напряжения питания каждой в отдельности гиро-
вертикали. При обрыве цепи питания постоянного тока или одной
из фаз переменного тока сигнализатор выдает сигнал «ОТКАЗ
АГ», который вызывает срабатывание бленкера на шкале указате-
ля авиагоризонта.
Блок контроля кренов типа БКК-18 в составе ПНК самолета
Ту-134А служит для контроля работы авиагоризонтов, а также
выдачи сигнала превышения самолетом предельного крена в ре-
жиме ручного или автоматического управления.
Сформированную таким образом информацию о навигацион-
ном режиме полета экипаж использует для управления самолетом
с помощью пилотажного комплекса, куда входят вычислители для
формирования команд управления самолетом, приборы контроля
пилотажного режима полета и исполнительные органы с привода-
ми: рули высоты и направления, элероны, интерцепторы, триммер
руля высоты, закрылки, стабилизатор, шасси и рычаги управления
двигателями (РУД).
Часть навигационной информации передается непосредственно
в автоматические устройства пилотажного комплекса. Так, инфор-
мация от систем КС-8, «КУРС-МП-2», АРК-15, АНУ-1, РВ-5 ис-
пользуется в автоматической бортовой системе управления
АБСУ-134 для формирования команд управления самолетом в со-
ответствующих режимах полета.
Система АБСУ-134, обеспечивающая необходимые характери-
стики устойчивости и управляемости самолета и ряд режимов ав-
томатического управления полетом, включает в себя следующие
подсистемы (см. рис. 1.1):
— система траекторного управления СТУ-134;
служит для индикации пилотажно-навигационных параметров по-
лета и команд управления, а также для формирования законов
управления самолетом в директорном или автоматическом режи-
мах захода на посадку, в режиме «VOR» по сигналам пилотажно-
навигационного комплекса;
— автопилот АП-134; предназначен для реализации зако-
нов управления самолетом путем воздействия на рули и элероны;
— автомат триммирования руля высоты; в режи-
ме автоматического управления используется для снятия усилий
с колонки управления;
— автомат тяги АТ-5; служит для стабилизации заданной
приборной скорости полета путем воздействия на тягу двигателей;
— аппаратура «УХОД»; предназначена для формирования
управляющих сигналов, которые используются для ухода самоле-
та на второй круг в режиме директорного или автоматического
управления.
На схеме (см. рис. 1.1) словом «КОНТРОЛЬ» обозначены эле-
менты контроля функционирования всех рассмотренных подси-
стем. В составе системы встроенного контроля АБСУ-134 они осу-
ществляют непрерывный контроль за работой всех подсистем и
выдают соответствующую информацию экипажу.
Система сигнализации опасной скорости сближения с землей
(ССОС), также как и автомат углов атаки и сигнализации пе-
регрузки типа АУАСП-15КР, служат для предупреждения экипа-
жа об опасных режимах полета.
Международный самолетный радиоответчик СОМ-64 осущест-
вляет передачу необходимой информации службам УВД при поле-
тах по внутренним и международным авиалиниям, а самописцы
МСРП-12-96 и КЗ-63, которые функционально связаны с оборудо-
ванием ПНК, обеспечивают запись и хранение' важнейшей нави-
гационно-пилотажной информации.
- На рис. 1.2 схематично представлены составные элементы
АБСУ-134, которые функционально связаны между собой. Это —
система траекторного управления СТУ-134, автопилот АП-134, ап-
паратура «УХОД» и автомат тяги АТ-5.
Монтаж электрической схемы системы траекторного управле-
ния СТУ-134 на самолете выполнен через соединительную коробку
СК- Пилотажно-навигационные приборы расположены на прибор-
ных досках левого и правого пилотов, а все другие блоки, входя-
щие- в состав СТУ-134. включая и соединительную коробку, нахо-
дятся, в техническом отсеке по левбму борту самолета.
Монтаж электрической схемы автопилота АП-134 на самолете
выполнен через коммутационную платформу ПКА-17, которая од-
новременно выполняет роль амортизационной платформы для бло-
ков, установленных на ней. Кроме того, три центральные гировер-
тикали типа ЦГВ-4 расположены каждая на отдельном амортиза-
ционном кронштейне, а два корректора высоты типа КВ-16 —на
амортизационной платформе ПА-10.
Пульт управления ПУ-45 находится в кабине экипажа над
центральной приборной доской, а пульт поиска неисправностей
типа ППН-5 — по правому борту на перегородке. Указатель авто-
триммера УАТ-3 установлен на приборной доске левого пилота.
12
Рис. 1.2. Состав АБСУ-134
Монтаж электрической схемы аппаратуры «УХОД» осуществ-
лен с помощью коммутационной платформы ПКА-25.
В состав комплекта автомата тяги АТ-5 входят два указателя
скорости типа УС-И, которые располагаются на приборных досках
левого и правого пилотов слева, от указателя авиагоризонта.
Пульт управления автомата тяги расположен на средней прибор-
ной доске пилотов.
1.3. СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ ПНК
Командная сигнализация должна быть наглядной, чтобы до
минимума сократить время от момента включения сигнализации
до момента принятия решения пилотом. Поэтому на самолете
Ту-134А использована так называемая мнемосигнализация
(табл. 1.1).
Таблица 1.1
Мнемосигиализация на самолете Ту-134
Мнемоизображение
на светосигнальном табло
Пояснение
мнемоизображения
«УПРАВЛЯЙ БОКОВЫМ (КРЕ-
НОМ)»
«УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ
(ТАНГАЖОМ)»
«УПРАВЛЯЙ ТЯГОЙ (СКОРОС-
ТЬЮ)»
ПРЕДЕЛ КУРСА
ПРЕДЕЛ ГЛИССАДЫ
РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ (ПРИ
.УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ)
14
П р о д о л ж е н и е
Мнемоизображение
на светосигнальном табло
Пояснение
мнемоизображения
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ (ИНТЕГРАЛЬ-
НЫЙ) СИГНАЛЬНЫЙ ОГОНЬ
ВЫСОТА ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ
УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ
Информационная сигнализация о включении того или иного
режима работы АБСУ-134, а также предупреждающая сигнализа-'
ция (типа «КРЕН ЛЕВ. ВЕЛИК») выполнены на светосигналь-
ных табло.
В состав системы сигнализации входят также бленкеры пило-
тажно-навигационных приборов, которые сигнализируют либо от-
каз прибора, либо переключение его в другой режим работы.
На рис. 1.3 показаны элементы ПНК, установленные над сред-
ней приборной доской пилотов.
VOR
мягко
К____________
ТЕСТ ________
испрабн [испрабн
СВКбок CBKnpoS
СВК
КУРС
заданный
Рис. 1.3. Элементы управления, расположенные
над средней приборной доской пилотов
кнопка «ТЕСТ-СВК» служит для контроля работоспособности
цепей системы встроенного контроля АБСУ-134. Светосигнальные
табло, расположенные рядом с кнопкой, предназначены для сиг-
нализации исправности системы встроенного контроля при контро-
ле определенного режима работы АБСУ. Пилот нажимает кнопку
«ТЕСТ-СВК»,' и если все цепи контроля СВК, задействованные в
данном режиме работы АБСУ-134, исправны, загорается светосиг-
15
нальное табло «ИСПРАВН. СВК БОК»- Переключив АБСУ на
другой режим работы, можно повторить тест-контроль СВК-
На рис. 1.4. приведена функциональная схема включения сиг-
нализации режимов работы АБСУ-134. Логические элементы «И»,
показанные на схеме, формируются логическим устройством, си-
стемы встроенного контроля (СВК)-
Различные устройства контроля, входящие в состав СВК, вы-
дают сигналы исправности элементов и агрегатов, участвующих
в формировании закона управления бокового канала:
— двух из трех ЦГВ по углу крена;
— датчиков угловых скоростей по крену и курсу;
— рулевого привода (РП) элеронов и руля направления.
При исправности перечисленных элементов и агрегатов автопи-
лота с выхода логического элемента «И» подается сигнал на вто-
рой логический элемент «И», где происходит логическое умноже-
ние с двумя другими сигналами: '
— боковой канал обнулен;
— включения автопилота кнопкой «АП. ВКЛ» с пульта управ-
ления ПУ-45.
Только в случае наличия всех трех сигналов загорается свето-
сигнальное табло «АП. БОК» на средней приборной доске пило-
тов.
Командные стрелки пилотажного прибора ПП-75 разведены из
центра шкалы в режимах работы АБСУ-134, в которых для фор-
мирования управляющего сигнала не используется вычислитель
системы траекторного управления СТУ-134. Поэтому сведение ко-
мандных стрелок в центр шкалы ПП-75 также является сигнали-
зацией о подготовке режима, в котором участвует вычислитель
СТУ-134. На рис. 1.4 слева показана схема формирования сигнала
для сведения вертикальных командных стрелок, справа — горизон-
тальных; Переключатель «СТУ» на пульте управления ПУ-45 име-
ет три положения: «ОТКЛ», «СП, VOR», «ЗК». Сигнал «ВКЛ.
СТУ» с ПУ-45, поступающий на вход логического элемента «И»,
означает, что пилот установил переключатель «СТУ» в положение
«СП, VOR» или «ЗК»-
На рис. 1.5 приведена функциональная схема включения сиг-
нализации отказов АБСУ-134. Так одновременное разведение стре-
лок ПП-75 при включенном режиме с использованием вычислите-
ля СТУ-134 говорит о том, что произошел отказ вычислителя
СТУ. Схема формирования сигнала отказа СТУ-134 показана в
правой части рис. 1.5.
Мнемосигнализация включается при отказах, которые делают
невозможным продолжение использования заданного режима. На
этапе автоматического захода на посадку на высоте Н^ЮО м, до-
полнительно к командной сигнализации «УПРАВЛЯЙ БОКО-
ВЫМ» или «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ», включается светосиг-
нальное табло «ЦЕНТРАЛЬНЫЙ СИГНАЛЬНЫЙ ОГОНЬ». Это
сделано для того, чтобы подтвердить необходимость немедленного
16
3
о
ю
л
Си
са
о
S
s
8
2
<v
X
О
S
2—1386
17
перехода на ручное управление по боковому или продольному ка-
налам.
Как видно из функциональной схемы на рис. 1.5, кроме мне-
мосигнализации используется предупреждающая сигнализация,
т. е. соответствующие светосигнальные табло, которые включают-
ся непосредственно по сигналам систем обеспечения безопасности
АУАСП-15КР, ССОС, блок контроля кренов БКК-18 и др.
Методы определения отказов элементов и агрегатов АБСУ-134
и логическая обработка сигналов отказов изложены в гл. 6.
1.4. МИНИМУМ ДЛЯ ПОСАДКИ САМОЛЕТА
Под минимумом для посадки самолета понимают минимально
допустимые значения высоты нижней границы облаков и наклон-
ной дальности видимости, при которых обеспечивается возмож-
ность безопасной посадки. Высота нижней границы облаков и на-
клонная дальность видимости являются метеорологическими па-
раметрами. Величины этих параметров характеризуют сложность
погодных условий, в которых осуществляются заход на посадку и
посадка самолета.
Понятие минимума для посадки предусматривает два этапа
захода на посадку, заход по приборам (или при включенной си-
стеме автоматического управления) вне видимости земли и визу-
альный полет по наземным ориентирам (рис. 1.6а). Переход с од-
Рис. 1.6. Определение минимума посадки:
а — схема снижения по глиссаде (I — область ограничения по видимости;
II — видимый участок; III — область, закрытая обтекателем кабины);
б — схема маневра самолета по устранению ошибки Z
18
ного этапа на другой должен быть произведен на границе обла-
ков. Однако высота нижней границы облаков, как параметр мини-
мума для захода на посадку, обладает рядом существенных недо-
статков. Само понятие нижней границы облаков является в значи-
тельной степени условным. В ряде случаев четкая граница обла-
ков вообще отсутствует, например, при низкой облачности и ту-
мане.
Таким образом использование высоты нижней границы обла-
ков как параметра при определении минимума для посадки само-
лета становится нецелесообразным. Поэтому в качестве парамет-
ра, ограничивающего предельную высоту для посадки, использу-
ется высота принятия решения. Высота принятия решения
(ВПР) — установленная относительная высота, на которой дол-
жен быть начат маневр ухода на второй круг в случаях, если до
достижения этой высоты не установлен надежный визуальный
контакт с ориентирами для продолжения захода на посадку или
если положение самолета в пространстве относительно заданной
траектории полета в этот момент не обеспечивает безопасность
посадки.
Кратко рассмотрим второй параметр минимума для посадки—-
наклонную дальность видимости. При заходе на посадку видимый
пилотом в вертикальной плоскости участок поверхности земли ог-
раничивается, с одной стороны, дальностью видимости, а с дру-
гой— остеклением кабины (см. рис. 1.6а).
Чтобы определить положение и параметры движения самолета
относительно ВПП, пилоту необходимо видеть некоторое количе-
ство ориентиров по курсу посадки. При посадке в сложных ме-
теорологических условиях основными наземными ориентирами Яв-
ляются огни светооборудования аэродрома (огни подхода, огни
ВПП и др.).
Для пилота имеет значение дальность видимости наземных
ориентиров из кабины снижающегося по глиссаде самолета —
наклонная дальность видимости. Однако, в настоящее время отсут-
ствуют надежные методы измерения дальности. Поэтому под на-
клонной дальностью видимости понимается максимальное рассто-
яние в направлении посадки, на котором ВПП или установленные
огни, ограничивающие контуры ВПП, можно видеть из положения
над установленной точкой осевой линии ВПП с высоты, соответст-
вующей среднему уровню глаз пилота в момент приземления
(5 м).
Дальность видимости на ВПП не совпадает с наклонной даль-
ностью видимости. Однако, она необходима для посадки самоле-
тов в условиях, когда, Нреш=0, а дальность видимости на ВПП
является единственным параметром, определяющим посадочный
минимум.
Минимум для посадки определяется многими факторами, наи-
более важными из них являются точностные характеристики на-
вигационно-пилотажного.комплекса и маневренные характеристики
2*
19
самолета. Указанные факторы взаимосвязаны, так как маневрен-
ность самолета (в первую очередь боковая) должна обеспечивать
устранение перед посадкой отклонений от заданной траектории по-
лета, которые могут возникнуть в процессе захода на посадку
вследствие допустимых погрешностей комплекса посадочного обо-
рудования. Чем лучше характеристики маневренности самолета
(также и управляемости), тем большие отклонения могут быть
исправлены при маневрировании-после пролета точки минимума,
и, следовательно, тем меньшие требования предъявляются к точ-
ности вывода самолета в эту точку;
Точность вывода самолета (относительно осевой линии ВПП)
зависит от точности измерения положения самолета относительно
ВПП и от точности ручного пилотирования (либо автоматического
управления). При переходе в точке минимума на визуальный по-
лет пилоту требуется оценить положение самолета относительно
ВПП и принять решение о возможности (невозможности) посадки.
В момент перехода на визуальный полет самолет может иметь
как линейные, так и угловые отклонения от заданной траектории
движения. Наиболее сложным будет такой случай, когда самолет
находится сбоку от оси ВПП и движется в сторону от нее (см.
рис. 1.66).
Исходное отклонение, как видно из рис. 1.6 6, пилот устраняет
двумя последовательными доворотами (так называемый S-образ-
лый доворот). Это происходит в процессе снижения по глиссаде.
Углы крена самолета на этом режиме ограничены из сообра-
жений безопасности величиной 5—7°.
Заход на посадку можно рассматривать как операцию, цель
которой — вывод самолета в некоторую область М, представляю-
щую собой пространство допустимых отклонений самолета. Попа-
дание самолета в эту область гарантирует, что пилот, имеющий
соответствующую подготовку, выполнит необходимый корректиру-
ющий маневр и произведет посадку в заданном месте ВПП.
- В первом приближении можно полагать, что область М пред-
ставляет собой «окно», размеры которого ограничены максималь-
ными значениями исправляемых, отклонений ±Zmax и ±Лтах
(рис. 1.7).
Боковое отклонение самолета от осевой линии ВПП должно
быть устранено за минимальное время, поэтому к эффективности
бокового маневра самолета предъявляются высокие требования.
Например, для самолета Ту-134А при скорости полета 250—
260 км/ч боковое отклонение 30—35 м устраняется через 600—
800 м после пролета БПРМ. При большой величине Z пилот не
сможет к моменту пролета торца ВПП вывести самолет на осе-
вую линию ВПП и произвести успешно посадку.
Система БСУ-ЗП, которая устанавливалась ранее на самолете
Ту-134А, в режиме автоматического управления обеспечивала по-
падание самолета в площадь «окнах». Следовательно, при переходе
20
Рис. 1.7. Предельные значения допустимых отклонений самолета в точке
минимума
на ручное управление пилот в состоянии исправить эти отклонения
самолета от заданной траектории и совершить посадку в заданной
точке ВПП.
Дальнейшее понижение минимума для посадки при неизмен-
ных маневренных характеристиках самолета может быть достигну-
то только повышением точности вывода самолета в точку миниму-
ма. Следовательно, решить проблему регулярности и дальнейшего
повышения безопасности полетов можно только путем автомати-
зации процесса управления самолетом при заходе на посадку и
приземлении. В этой связи задача создания автоматических и по-
луавтоматических систем посадки, обладающих большей точностью
и надежностью, приобретает особую важность.
21
Глава 2
ДИРЕКТОРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ Ту-134А
2.1. ПРИНЦИП ДИРЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
Директорное управление самолетом используется, как прави-
ло, при заходе на посадку. В случае выполнения маневра по ми-
нимуму, соответствующему I категории ИКАО (Дреш = 60 м), эки-
паж часто пользуется директорным режимом для выдерживания
самолета на заданной траектории даже при полностью исправной
системе автоматического управления с тем, чтобы уменьшить вре-
мя адаптации при переходе на режим ручного управления само-
летом по видимым наземным ориентирам.
По мнению авиационных специалистов, минимальная высота
использования директорного режима в реальных условиях посад-
ки составляет 45 м. Ниже этой высоты при отсутствии видимости
наземных ориентиров, практически возможно использование толь-
ко автоматического режима управления.
Рассмотрим общий принцип директорного управления на при-
мере выполнения предпосадочного маневра — стандартного раз-
ворота типа «коробочка» (рис. 2.1).
Как видно из схемы, в течение сравнительно короткого време-
ни при ручном управлении самолетом экипаж должен выполнить
целый ряд операций: выпуск шасси, закрылков, перебалансировку
самолета с помощью руля высоты и связанное с этим снятие уси-
лия на колонке управления с помощью триммера; последователь-
но выполняемые развороты на угол 90° в строго определенное вре-
мя; вход в глиссаду, выдерживание самолета на глиссаде и др.
Эти действия требуют от экипажа большого напряжения и про-
фессионального мастерства. Особенно ответственными являются
четвертый разворот (точка 7) и «захват» глиссады (точка 9),
определяющие вход самолета в зоны курсового и глиссадного ра-
диомаяков. Не менее важным является также удержание самолета
на заданной траектории, особенно при наличии ветра в районе
аэродрома.
Рассмотрим, к примеру, как решается пилотом задача вывода
самолета на равносигнальную линию КРМ — 4-й разворот. Нача-
ло разворота определяется курсовым углом ДПРМ, который дол-
жен быть равен 285—290° (для левой «коробочки»). Далее необ-
22
V а 350 км/*
23
ходимо задать самолету такой угол крена, при котором он плавно
впишется в заданную траекторию. В дальнейшем, путем изменения
угла крена пилот удерживает самолет на заданной траектории.
Таким образом, работа пилота на данном этапе сводится к не-
прерывному анализу и обобщению информации о параметрах дви-
жения самолета и к выработке на этой основе оптимального ре-
шения по управлению самолетом. Работа носит, в основном, ин-
формационно-вычислительный характер и, как правило, требует
специальной тренировки, поскольку в рассматриваемом режиме
при остром дефиците времени необходимы высокие точность и ка-
чество стабилизации самолета на заданной траектории.
Применение в подобных случаях устройств, автоматизирующих
решение этой задачи, позволяет существенно упростить работу пи-
лота и тем самым повысить безопасность полета при заходе на
посадку. Такие устройства (вычислители, вырабатывающие
командный сигнал) входят в состав систем траекторного управле-
ния. Вычислительный командный сигнал индицируется в виде от-
клонения командных стрелок на шкале командио-пилотажного
прибора. Задача пилота при директорном управлении сводится к
тому, чтобы удерживать стрелки в нулевом положении соответст-
вующим воздействием на органы управления самолетом (рис. 2.2).
При этом выход самолета на заданную траекторию и стабилиза-'
ция на ней будут происходить оптимальным образом, без перере-
гулирования, с допустимыми из условия безопасности углами кре-
на и тангажа за минимально возможное время.
Рис. 2.2. Упрощенная функциональная схема директорного и автоматиче-
ского управления самолетом прН использовании системы траекторного
управления
24
Режим директорного управления не исключает использования
других пилотажных приборов. Однако их роль сводится к выдаче
«справочной» информации о параметрах полета (например, инди-
кация по шкале навигационно-курсового прибора НКП-4 отклоне-
ний самолета относительно курсо-глиссадных равносигнальных
зон радиомаяков бк и ег, истинной высоты по шкале радиовысото-
мера ЯТек, приборной скорости самолета ДV и др.).
При включенном автопилоте командные.сигналы, вырабатыва-
емые вычислителем СТУ, используются для автоматического уп-
равления самолетом. Индикация команд на шкале пилотажного
прибора ПП-75 служит пилоту информацией для контроля про-
цесса автоматического управления.
2.2. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ И ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ’
СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ СТУ-134
Система траекторного управления представляет собой бортовой
комплекс, .предназначенный .для выполнения двух основных задач:
— индикации пилотажно-навигационных параметров во всех
режимах полета, а также командных сигналов в режиме дирек-
торного и автоматического управления;
— формирования командных сигналов как в режиме директор-
ного управления (с выдачей их на показывающий прибор), так и
в режиме автоматического управления ’(с выдачей их в автопи-
лот). Эта задача решается главным образом при заходе самолета
на посадку.
Функциональная схема системы траекторного управления
СТУ-134 представлена на рис. 2.3. Как видно из схемы, для реше-
ния первой задачи — индикация пилотажно-навигационных пара-
метров и команд управления — в комплект СТУ-134 входят две
пары показывающих приборов, которые располагаются в цент-
ральной части приборной доски левого и правого пилотов. Блоки
системы траекторного управления образуют два полукомплекта—
левого и правого пилотов; блок электромеханический БЭ-3 и блок
комбинированный БК-51 — по одному на два полукомплекта.
Формирование управляющих сигналов осуществляется на осно-
ве информации О' положении самолета в пространстве специальны-
ми вычислительными устройствами — блоками В-26, отдельно
для левого и правого полукомплектов. Сигналы управления, кото-
рые вырабатываются двумя независимыми каналами, непрерывно
сравниваются в блоке БК-51. При достижении сигналом величины,
больше пороговой, пилотам выдается информация отказа вычис-
лителя — автоматически разводятся командные стрелки на шкале
пилотажного прибора ПП-75 (см. рис. 1.5).
Для проверки работоспособности самой системы контроля
предусмотрен режим тест-контроля, входящий в программу про-
верки всего комплекта АБСУ-134.
25
Рис. 2.3. Функциональная схема системы траекторного управления
СТУ-134
Два усилителя типа У-20Н, входящих в комплект СТУ, служат
для усиления сигналов следящих систем показывающих приборов.
Инструментальная точность системы соответствует погрешности
вывода самолета при заходе на посадку в точку на заданной тра-
ектории (при пролете БПРМ): по боковому отклонению Z=±25 м,
от отклонению от глиссады
м.
В режиме навигации система траекторного управления допу-
скает погрешность выдерживания самолета на заданной траекто-
рии ±3 000 м (в режиме «VOR» на удалении от маяка не более
280 км при боковом ветре, соответствующем углу сноса 16°, и
ошибке выставки заданного азимута ±2°).
26
2.3. ИНДИКАЦИЯ НАВИГАЦИОННО-ПИЛОТАЖНЫХ ПАРАМЕТРОВ
И КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ
2.3.1. Индикация углов крена и тангажа
Индикация положения самолета по крену и тангажу осуществ-
ляется по шкале пилотажного прибора ПП-75 (рис. 2.4 а).
<2 // /о 9
Рис; 2.4. Пилотажный прибор ПП-75:
а — Шкала прибора: 1 — стрелка глиссады; 2 —
шкала глиссады; 3 — индекс тангажа; 4 — шкала
тангажа; 5 — командная стрелка бокового дви-
жения; 6 — силуэт самолета; 7 — шкала кренов;
8 — указатель скольжения; 9 — кнопка «АРРЕ-
ТИР»; 10 — кремальера заданного угла тангажа;
11 — индикатор отказа гировертикали; 12 — ко-
мандная стрелка продольного движения
Крен самолета оценивается по положению указателя крена
(силуэт самолета) относительно шкалы, имеющей шесть отме-
ток и две цифры с каждой стороны: 5 и 30. Тип индикации кре-
на — «вид на самолет с земли». На рис. 2.4 показан пример ин-
дикации левого крена.
Разворот силуэта по крену осуществляется исполнительным
механизмом следящей системы—двигателем-генератором ДГ-0,5А.
Следящая система (см. рис. 2.4 6) состоит из кругового потенцио-
метра-датчика, расположенного в ЦГВ-4, потенциометра-приемни-
ка показывающего прибора и усилителя. Как видно из схемы,
следящая система имеет кроме жесткой обратной связи через по-
тенциометр-приемник еще скоростную обратную связь с тахогене-
ратора, за счет чего достигается лучшее быстродействие системы
при сохранении устойчивости.
Тан г а ж самолета индицируется по сферической подвижной
шкале относительно двух неподвижных индексов. Шкала тангажа
27
Вычислит.
В-26 ________
Правый. Блок 2ft—> н
п/к'
Блокк
Вычислит:
&:2б
Левый.
с л/К
ПДтангажа
, ЦГБ~4-(первая)
ПД крена
ПДтангажа
ЦГВ-5(6тораЯ;
ЗГ
ПД крена
/max
ТДзад
На ПП-75(прав)
Блок^
Блок2
Зсзад
ST
На
ПП-75
(прав.)
в
Рис. 2.4 б. Функциональная схема индикации пилотажных параметров
и командных сигналов
имеет искусственную линию горизонта и отметки углов (без оциф-
ровки). Верхняя половина шкалы белая, нижняя — черная. Шка-
ла подсвечена краснйм светом.
Тип индикации тангажа — «вид с самолета на землю». При
пикировании самолета шкала перемещается вверх.
Разворот сферической шкалы’по тангажу осуществляется дви-
гателем ДИД-0,5ТА следящей системы. Как видно из рис. 2.4 б,
следящая система тангажа содержит те же элементы, что и сле-
дящая система крена за исключением того, что здесь отсутствует
скоростная обратная связь; это объясняется динамическими свой-
ствами самолета (максимально допустимая скорость крена значи-
тельно больше максимальной скорости тангажа).
“Кремальера на лицевой части прибора служит для ручного
разворота шкалы тангажа на угол ±10° при установке линии го-
ризонта в нуль при горизонтальном полете.
х 2.3.2. Индикация текущего курса
Текущий курс самолета индицируется по внутренней шкале на-
вигационного курсового прибора НКП-4 относительно верхнего
28
неподвижного индекса (рис. 2.5 а). Шкала курса имеет отметки
через каждый градус и оцифровку через 30°.
Рис. 2.5. Навигационный курсовой прибор НКП-4:
а — шкала прибора: / — потенциометры для на-
стройки «нуля» стрелок курса «11» и глиссады
«13»; 2 — стрелка «ЗК»; 3— индекс для отсчета
текущего курса; 4 — шкала курсовых углов;
5 — стрелка КУР; 6—блеикер глиссады; 7 — не-
подвижная шкала КУР; 8 — три вспомогательных
индекса для построения «коробочки»; 9 — кре-
мальера «ЗК»; 10 — шкала зоны курса ек; 11—
стрелка равносигнальной зоны ек; 12—бленкер »
курса; 13— стрелка равносигнальной зоны ег;
- . 14 — шкала глиссадной зоны ег
Тип индикации текущего курса — «вид с самолета на землю».
При развороте самолета по курсу против часовой стрелки шкала
будет вращаться по часовой стрелке.
Для разворота шкалы курса используется двигатель-генератор
ДГ-0,5ТА, являющийся исполнительным элементом следящей си-
стемы (рис. 2.5 6), которая состоит из сельсина-датчика курса
курсовой системы КС-8, сельсина-приемника, указателя и усилите-
ля. Двигатель-генератор одновременно со шкалой курса вращает
одну из входных шестерней дифференциала, служащего для алгеб-
раического суммирования углов текущего и заданного курса.
2.3.3. Индикация заданного курса
Заданный курс самолета выставляется пилотом с помощью
кремальеры «ЗК». При повороте кремальеры «ЗК» через диффе-
29
Рис, 2.5 б. Функциональная схема индикации навигационно-пилотажных параметров
30
пенциал разворачивается широкая стрелка НКП-4. Отсчет задан-
ного курса производится по внутренней шкале. Для получения
сигнала, пропорционального Афзк, служит круговой потенциометр,
ползунки которого связаны с выходной осью дифференциала.
Для вывода самолета на заданный курс в режиме ручного уп-
равления нужно самолет развернуть таким образом, чтобы шкала
курса вместе с широкой стрелкой развернулась до совмещения с
верхним треугольным индексом. Как видно из рис. 2.5 б, при изме-
нении курса самолета шкала и широкая стрелка «ЗК» будут раз-
ворачиваться синхронно.
2.3.4. Индикация курсового угла радиостанции
Курсовой угол радиостанции индицируется узкой стрелкой по
неподвижной шкале, имеющей отметки через каждые десять гра-
дусов (оцифровки эта шкала не имеет). Стрелка разворачивается
с помощью двигателя-генератора ДГ-0,5ТА — исполнительного ме-
ханизма следящей системы, состоящей из сельсина-датчика авто-
матического радиокомпаса АРК-15, сельсина-приемника навигаци-
онного курсового прибора НКП-4 и усилителя.
2.3.5. Индикация углов"ек, ег, АД
Угловое положение самолета относительно равносигнальной
линии курса при заходе на посадку (угол ек) или относительно
линии заданного пути (ЛЗП) в режиме навигации (угол АД)
индицируется вертикальной стрелкой по шкале НКП-4, располо-
женной в центральной части прибора. Шкала имеет по четыре
точки и центральный кружок. Стрелка указателя углов ек откло-
няется с помощью магнитоэлектрической системы (МЭС). Прин-
цип действия МЭС основан на взаимодействии магнитного потока,
создаваемого постоянным магнитом, с магнитным потоком, возни-
кающим при протекании тока по подвижным рамкам. Противо-
действующий момент МЭС создается двумя токопроводящими
спиральными пружинами.
Среднее положение вертикальной планки указывает, что само-
лет находится на заданной траектории. Отклонение планки от
среднего положения влево или вправо указывает пилоту, в какой
стороне относительно самолета находится заданная траектория.
Положение самолета при заходе на посадку на глиссаде инди-
цируется с помощью горизонтальной планки «13» относительно
центрального кружка. Если планка находится в центре кружка,
то это означает, что самолет летит по глиссаде. Отклонение стрел-
ки вверх или вниз показывает пилоту направление «отклонения
глиссады» относительно самолета. Горизонтальная планка указа-
теля отклоняется с помощью магнитоэлектрической системы, ана-
логичной той, которая используется для отклонения вертикальной
планки.
31
Как видно из рис. 2.5 б, сигнал ег с выхода глиссадного прием*
ника параллельно подается на вход следящей системы пилотаж-
ного прибора ПП-75. Двигатель-генератор следящей системы че-
рез редуктор перемещает малую стрелку относительно вертикаль-
ной шкалы, расположенной в левой части шкалы. Это сделано для
удобства управления самолетом по командным стрелкам, чтобы
пилоту не переносить взгляд с одного прибора на другой для оп-
ределения положения самолета относительно глиссады.
На внутренней шкале имеются два бленкера. Бленкер «К»
срабатывает при входе самолета в зону действия КРМ, бленкер
«Г» — в зону действия ГРМ. Открытие бленкера после срабаты-
вания сигнализирует о том, что самолет вышел из зоны действия
маяка, либо произошел отказ в канале курса (или глиссады) ра-
диотехнической системы посадки «КУРС-МП-2».
На рис. 2.6 показана схема индикации готовности и отказов
курсового и глиссадного каналов радиотехнической системы
«КУРС-МП-2». Каждый курсовой и глиссадный радиоприемник
имеет соответствующую систему встроенного контроля (СВК), ко-
торая определяет готовность приемника к работе.
Рис. 2.6. Схема индикации готовности радиотехнической системы
«КУРС-МП-2» при совместной работе с АБСУ-134
Галетный переключатель в верхней части пульта селектора
радиосредств служит для выбора режима («МАРШРУТ» — при
32
использовании наземных радиомаяков VOR или «ПОСАДКА» —
"пи использовании радиомаяка системы СП-50 или ILS).
Нижний галетный переключатель служит для подключения
жгналов ек, ег и АА в систему СТУ-134.
В положении «1» оба прибора НКП-4 и ПП-75, а также блок
5.К.-51 подключены к первому полукомплекту системы «КУРС-
сШ-2», работающему в одном из перечисленных режимов.
В режиме захода на посадку при входе самолета в,зону дейст-
зпя КРМ с СВК первого курсового радиоприемника в блок комму-
тации (БК) подается сигнал готовности, по которому контакты
К1 переключаются в нижнее положение. При этом напряжение
—27 В подается на бленкер курса левого и правого НКП-4, а так-
же на логическое устройство СВК АБСУ-134 как сигнал исправ-
ности системы «КУРС МП-2» по каналу курса (см. рис. 1.4). Пе-
реключатель «МАРШРУТ—ПОСАДКА» на пульте радиосредств
должен стоять в положении «ПОСАДКА».
Если переключатель «СТУ» на пульте управления автопилота
был установлен в положение «СП», то по сигналу исправности
«КУРС-МП-2» произойдет автоматическое сведение вертикальных
командных стрелок в центр шкалы левого и правого пилотажного
прибора ПП-75, а при нажатии кнопки-лампы «КУРС» на пуль-
те управления автопилота загорится светосигнализатор «КУРС»
на средней приборной доске пилотов.
При отказе курсового приемника первого полукомплекта сс
стемы «КУРС-МП-2» сигнал готовности, выдаваемый СВК, сни-
мается, контакты К1 переключаются в верхнее положение, пода-
вая напряжение +27 В на светосигнализатор «К1» на пульте се-
лектора радиосредств. При этом открываются бленкеры курса на
НКП-4 левого и правого пилотов и гаснет светосигнализатор
«КУРС», поскольку сигнал готовности с входа логического устрой-
ства снимается. Вертикальные командные стрелки разводятся из
центра шкалы приборов ПП-75.
Пилот может подключить к АБСУ-134 второй подканал систе-
мы «КУРС-МП-2», переставив галетный переключатель на пульте
селектора режимов (см. рис. 2.4) в положение «2». При этом, в
случае исправности К,РП второго подканала вновь закрываются
бленкеры курса на шкале навигационных приборов НКП-4, вер-
тикальные командные стрелки сводятся в центр шкалы приборов
ПП-75, а при повторном нажатии кнопки-лампы «КУРС» на пуль-
те управления автопилота вновь . загорится светосигнализатор
«КУРС».
В положении «СОВМ» оба прибора ПП-75, левый НКП-4 й
блок БК-51 подключаются к первому, а правый НКП-4 — ко вто-
рому полукомплекту «КУРС-МП-2».
При переводе переключателя в положение «РСБН» (в режиме
маршрутного полета) курсовые планки и бленкеры НКП-4 под-
ключаются к тому полукомплекту «КУРС-МП-2», который вклю-
3—1386
33
чен в режим «VOR» (при этом планка индицирует отклонение са-
молета от заданного азимута).
2.4. ФОРМИРОВАНИЕ КОМАНДНЫХ СИГНАЛОВ
2.4.1. Канал управления боковым движением самолета
Боковой канал СТУ при директорном управлении обеспечивает
формирование команды, по которой пилот выводит самолет на
осевую линию ВПП и удерживает его вплоть до приземления.
Информацией для вычисления служат: сигнал бокового отклоне-
ния самолета от заданной траектории Z, сигнал скорости бокового
отклонения Z, необходимый для демпфирования бокового движе-
ния центра масс самолета. Управляющим фактором является бо-
ковая сила Z7 , создаваемая За счет накренения самолета и иск-
ривляющая его траекторию полета.
На рис. 2.7 представлен график оптимального изменения пара-
метров бокового движения самолета для случая, когда самолет
идет курсом, пересекающимся с ВПП. Кривые переходного про-
цесса получены моделированием дифференциального уравнения:
Z 4-AzZ + ^zZ = 0, (2.1)
где k'z nkz— коэффициенты пропорциональности.
Рис. 2.7. Формирование закона управления СТУ-134 в боко-
вом канале:
а — кривые оптимального изменения параметров бокового
движения самолета;
б — соотношение Z, Z и Z в законе управления.
34
Учитывая, что создаваемое боковой силой ускорение равно
/ — — Ksin 7
т т
можно сделать заключение, что угол крена самолета (при малых
углах принимаем siny^y) должен изменяться во времени пропор-
ционально кривой Z(i). Закон отклонения командной стрелки ди-
ректорного прибора в общем виде формируется в соответствии с
уравнением 2.1 как:
8z = - ^бок ( Z + k^z _|_ kzZ} (2.2)
(положительным считается отклонение стрелки вправо). Пилот
должен создать такой угол крена самолета, при котором бы вы-
полнялось уравнение 2.1. При этом §z =0, т. е. задача пилота при
директорном управлении сводится к «удержанию» командной
стрелки на нуле.
Использование закона управления 2.2 при создании реальной
системы директорного управления связано с определенными труд-
ностями. Во-первых, в настоящее время нет посадочных средств,
которые бы непосредственно измеряли параметры Z и Z с доста-
точной степенью точности. Это приводит к необходимости косвен-
ного формирования сигналов, пропорциональных параметрам Z и
Z. Во-вторых, рассматриваемый принцип линейного управления,
как показало моделирование, требует значительных величин боко-
вого ускорения, и, зачастую, недопустимо больших углов крена
самолета. В реальной системе директорного управления крен са-
молета ограничен углом 20° из соображений безопасности полета.
2.4.2. Реализация закона управления бокового канала
в режиме захода на посадку
Рассмотрим, как реализуется вычислителем системы СТУ-134
требуемый закон управления 2.2 (см. рис. 2.8).
В качестве источника информации о линейном боковом откло-
нении самолета относительно оси ВПП в этом режиме использует-
ся сигнал ек — угловое отклонение самолета от равносигнальной
зоны курсового радиомаяка. При малых ^значениях угла сигнал ек
пропорционален линейному боковому отклонению:
Z
К ^КРМ ’
где £>крм — расстояние (дальность) до курсового радиомаяка.
Для получения информации о скорости бокового отклонения
самолета Z в СТУ используется два сигнала:
— основной сигнал, полученный путем дифференцирования
сигнала ек;
3* 35
— дополнительный сигнал
Д<рЗК = фкс — фзк ,
пропорциональный Z.
Дифференцирование сигнала дает выражение:
__ Z „ Дкрм
-п *
DKPM £>КРМ
Текущее значение до КРМ может быть определено по началь-
ному расстоянию Do в какой-либо момент времени и скорости са-
молета:
Dkpm = Do — Vi.
Отсюда скорость самолета Р=—Йкрм. Тогда получим:
'.=^-+^2- (2-3)
^КРМ ^КРМ
Как видно из выражения 2.3, сигнал ек содержит, в основном,
информацию о скорости бокового линейного отклонения Z. Второе
слагаемое (методическая ошибка дифференцирования) при боль-
ших удалениях самолета от КРМ. и при малых боковых отклоне-
ниях близко к нулю.
По мере приближения самолета к ВПП дальность £>крм
•уменьшается, что ведет к увеличению сигнала ек при Z—const, а
также сигнала производной ек. Увеличение сигналов ек и ек по
мере уменьшения дальности £>крм равносильно увеличению коэф-
фициентов kz и ki (см. уравнение 2.1). Это не позволяет сохра-
нить оптимальное качество процесса управления боковым движе-
нием самолета при постоянных значениях коэффициентов закона
управления.
Дифференцирование сигнала sK, поступающего с выхода кур-
сового радиоприемника системы «КУРС-МП-2», приводит к тому,
что производная ек значительно
засорена помехами. Следователь-
но, для использования сигнала ек в законе управления его нужно
пропустить через фильтр низких частот. Эту задачу, как видно из
рис. 2.8, выполняет звено с передаточной функцией
W; (р) =
1
7s(OP + l‘
Апериодическое звено вносит фазовую задержку сигнала ек,
что ухудшает демпфирующие свойства системы «самолет—СТУ—
пилот».
Для получения информации о скорости приближения самолета
к равносигнальной зоне КРМ, кроме сигнала ек, в реальной
СТУ используется дополнительный сигнал Афзк. Чтобы выяснить
36
Рис. 2.8. Структурная схема бокового канала СТУ-134
^Узк (пилот)
НКП-41 AVsk
37
необходимость дополнительного сигнала, рассмотрим характери-
стику = /(ек), т. е. изменение сигнала с выхода КРП в функ-
ции отклонения самолета от равносигнальной зоны К.РМ (рис.
2.9 а).
Рнс. 2,9. Директорнос управление заходом самолета на посадку:
а — характеристика КРП; б — схема 4-го разворота
Если самолет находится в зоне излучения КРМ (ек=±8°), но
не .достиг еще равносигнальной зоны (рис. 2.9 6), то сигнал с
выхода КРП будет постоянным, а его производная равна нулю.
Для реализации закона управления 2.2 необходимо получить ин-
формацию о скорости Z косвенным путем посредством сигнала
Лфзк = фкс — 7зк,
где угол фзк =фвпп (выставляется пилотом до начала 4-го раз-
ворота).
38
Рассмотрим общий случай подхода самолета к оси ВПП при
выполнении 4-го разворота (при наличии боковой составляющей
скорости ветра wz— рис. 2.10). Из рис. 2.10 находим:
Z — — W'sln (Дфзк — фен),
где W — путевая скорость самолета.
Заменив sin на величину самого угла, приближенно получим:
2^-Ц7Лфзк-|-М7фсн. (2.4)
Выражение (2.4) показывает, что, измеряя величину Z с по-
мощью угла iA-фзк, мы допускаем погрешность, равную 2Погр=
= И7'фсн. При малых величинах угла сноса можно принять
t|;ch«Fz/V и W^V. Тогда ошибка определения скорости прибли-
жения самолета к оси ВПП будет составлять
2П0Гр W (см. рис. 2.10).
При входе самолета в равносигнальную зону КРМ сигнал Дфзк
как аналог сигнала Z становится не нужен, поскольку можно
получить сигнал производной ек. Сигнал Дфзк исключается с
помощью звена с искусственной зоной нечувствительности (см.
рис. 2.8).
В качестве иллюстрации необходимости исключения сигнала
Дфзк при небольших отклонениях самолета от оси ВПП рассмот-
рен случай на рис. 2.10. Здесь вектор путевой скорости W распо-
ложен параллельно оси ВПП, следовательно действительная ско-
рость приближения самолета к оси ВПП Z = 0. Тем не менее
в вычислитель СТУ будет подаваться сигнал ошибки Znorp=
=wz, который должен быть скомпенсирован сигналом ек- Если не
исключить из закона управления сигнал Дфзк, то при наличии
бокового ветра он вызовет статическую ошибку выдерживания са-
молета на осевой линии ВПП, что значительно снижает точность
системы «самолет—СТУ—пилот» в этом режиме.
Кроме рассмотренных, в закон управления вводится сигнал
производной изменения курса, который суммируется с другими
сигналами. Назначение его — улучшить демпфирующие свойства
системы «самолет—СТУ—пилот».
Фильтр в цепи сигнала ек вносит фазовую задержку, что
уменьшает эффективность действия сигнала ек в системе. Чтобы
скомпенсировать эту погрешность и тем самым повысить качество
переходного процесса, в закон управления вводят сигнал, пропор-
циональный второй производной бокового отклонения Z, который,
опережает по фазе на 90° сигнал Z (а следовательно, и сигнал
ек) •
39
Рис. 2.10. Подход самолета к оси ВПП при боковом ветре
40
Дифференцируя уравнение 2.4, получим:
7 •
Дфзк =----4- фСв- (2.5)
Дифференцирование сигналов ек и Дфзк производится на од-
ном и том же элементе с фильтром
1
Тъ (t)p + 1 ’
что дает максимальный эффект компенсации фазовой задержки
сигнала sK.
По мере приближения самолета к КРМ. эффективность коэффи-
циентов kz и ki увеличивается, что может привести систему к гра-
нице устойчивости.. Чтобы сохранить динамические свойства си-
стемы, величины коэффициентов keK (t), ke'K (J) и kf (t) изме-
няют дважды в режиме захода на посадку: в момент «захвата»
глиссады (точка 9 на рис. 2.1) и на высоте Н—250 м. В тех же
целях необходимо уменьшить постоянную времени фильтра Ts (fj
в цепи дифференцирования сигналов ек и Дфзк. Перечисленные
коэффициенты и постоянная времени изменяются согласно
табл. 2.1.
Таблица 2.1
Коэффициент Размерность Исходный коэффи- циент В момент «захвата» глиссады /7=250 м /7=100 м
\(t) град узад 8 12,5 12,5 .
град 8К 10
\(*) град Узад 200 146 105 105
град/с зоны
k^(t) град Узад 2,3 4,2 6,0 6,0
град/с зоны
т\ (t) С 2,3 1,1 1,1 1,1
Fsft) град 20 20 20 6,0
Примечание. «Захват» глиссады происходит как в режиме директорного управ-
ления, так и автоматического управления. Информация о пролете самолетом
фиксированных точек в пространстве, соответствующих высотам 250 м, 100 м,
подается с радиовысотомера' РВ-5 через блок связи БС-23.
Для режима захода на посадку- закон управления командной
вертикальной стрелкой пилотажного прибора ПП-75 можно запи-
сать
где k-, =0,6 мм стрелки/град крена, Tg =1,7 с, Рз(0 —функция
ограничителя сигнала заданного крена у3ад, равная 20° (6°).
41
Управляющий сигнал узад формируется согласно выражению
(см. рис. 2.8) :
1зад — Дфзк ек]
-|- Дфзк + Аа [А ( (/) ек — Дфзк], (2.7)
где F2— функция ограничителя сигнала, равная 16° по Дфзк,
k __________________________ । гРаД Гзад
град Дфзк’
2.4.3. Реализация закона управления бокового канала
в режиме навигации по радиосредствам*
В качестве источника информации о линейном боковом откло-
нении самолета относительно заданной траектории — линии задан-
ного азимута (ЛЗА) наземного радиомаяка системы VOR — ис-
пользуется сигнал ДА — угловое отклонение (рис. 2.11). При ма-
лых значениях угла сигнал ДА пропорционален линейному боко-
вому отклонению самолета от ЛЗА:
ДА^д^-,
^VOR
Отклонение самолета от
азимута в режиме навига-
ции
* В этом режиме вычислитель
управления, который подается в
пилотажного прибора ПП-75 используется пилотом для контроля.
СТУ используется для формирования сигнала
автопилот. Вертикальная командная стрелка
42
Для получения информации о скорости бокового отклонения
самолета Z в режиме навигации используется сигнал
Дфзк = фкс — фзк,
пропорциональный Z (см. выражение 2.4). Для компенсации по-
грешности измерения параметра Z (Znorp — FCCit) в закон управ-
ления вводится сигнал, пропорциональный углу сноса самолета
фен-
Если использовать в законе управления одновременно два
сигнала Афзк и фен, то выражение 2.4 можно переписать следую-
щим образом:
Z = - №Дфзк 4- Wch - фсн. . (2.В)
Выбрав йуС = IF, где IF—средняя путевая скорость самолета
для режима навигации, можно скомпенсировать погрешность из-
мерения боковой скорости Z, вызванную составляющей бокового
ветра.
В режиме навигации закон управления командной вертикаль-
ной стрелкой пилотажного прибора ПП-75 тот же (выражение
2.6), что и для режима захода на посадку. Только управляющий
сигнал формируется с использованием других составляющих:
ТНАВ ДОзк 4- -—^7 F. (k,A АД - йус ФСн), (2.9)
где Fj — функция ограничителя сигнала по ДА, равная 3°.
Передаточные коэффициенты:
- 8 ГРад.Т.ащ. h - ] гР.аДДзад,
град ДД град фсн
Постоянная времени фильтра 7'] = 1,1 с.
Реализация закона управления бокового канала
в режиме «ЗК»*
Режим «ЗК» (режим управления заданным курсом) использу-
ется для автоматического перевода самолета на новый курс. С
вычислителя СТУ в автопилот подается сигнал -умд , который яв-
ляется функцией заданного курса, т. е. угла
Д^зк = укс — Фзэд-
Значение фзад выставляется пилотом кремальерой «ЗК» нави-
гационного курсового прибора НКП-4 путем разворота широкой
стрелки на заданный курс по внутренней подвижной шкале.
* В этом режиме вычислитель СТУ также используется для формирования
сигнала управления, который подается в автопилот.
43
Напряжение с потенциометрического датчика, пропорциональ-
ное углу Д'фзк подается в вычислитель В-26 системы траектор-
ного управления, где вырабатывается управляющий сигнал
1зад — Д^зк> (2.10)
где.
х, __ 1 Град
Лф — 1 град Дфзк
Как видно из схемы бокового канала СТУ-134 (рис. 2.8), все
другие сигналы в этом режиме отключены.
Контроль за правильностью выполнения автоматического режи-
ма разворота самолета на заданный курс пилот может вести по
командной вертикальной стрелке ПП-75, которая должна нахо-
диться в пределах центрального кружка.
Если пилот задал Лфзк >20°, то самолет автоматически (с
помощью автопилота) накренится на угол у=20°, так как величи-
на управляющего сигнала ограничена углом 20°. По мере прибли-
жения самолета к заданному курсу величина А"фзк становится
меньше 20°. При этом угол крена самолета начнет плавно умень-
шаться.
При достижении ^>кс=фзк самолет выходит в прямолинейный
полет с креном у=0.
На рис. 2.8 показано, что сигнал Дфзк подается в вычисли-
тель первого полукомплекта СТУ-134 с левого НКП-4. При этом
одновременно разворачивается широкая стрелка правого НКП-4,
с потенциометрического датчика которого подается сигнал Афзк
во второй полукомплект СТУ.
Синхронизация заданного курса на левом и правом НКП-4
осуществляется следующим методом.
Переключатель «ЗК» на верхнем приборном щитке, устанавли-
вается в положение «ЛЕВЫЙ». Вход дифференциального сельси-
на, расположенного в электромеханическом блоке БЭ-3, подклю-
чается к сельсину-датчику левого НКП-4, а выход — к сельсину-
приемнику правого НКП-4.
Кремальерой «ЗК» на левом НКП-4 устанавливается задан-
ный курс путем поворота стрелки заданного курса относительно
подвижной шкалы текущего курса. При этом сельсин следящей
системы ДИСС используется как сельсин-датчик, а тот же сель-
син в правом НКП-4 будет синхронно отрабатывать заданный
курс.
Для задания курса правым пилотом переключатель «ЗК» уста-
навливается в положение «ПРАВЫЙ». Тем самым вход диффе-
ренциального сельсина подключается к сельсину-датчику правого
НКП-4. Стрелка «ЗК» левого НКП-4 будет синхронно отрабаты-
вать заданный курс^ задаваемый кремальерой на правом НКП-4.
44
2.4.4. Канал управления продольным Движением самолета
Продольный канал СТУ при директорном управлении обеспе-
чивает формирование команды, используя которую, пилот управ-
ляет самолетом по заданной траектории в вертикальной плоско-
сти. При заходе на посадку эта задача решается с помощью трех
самостоятельных режимов: «захвата» глиссады, стабилизации са-
молета на глиссаде, и, при необходимости, режима ухода на вто-
рой круг.
Рассмотрим режим стабилизации самолета на глиссаде. Ин-
формацией для вычисления управляющего сигнала служат: верти-
кальное линейное отклонение самолета от глиссады h и скорость
.изменения этого параметра h. Второй сигнал необходим для демп-
фирования движения центра масс самолета при ручном управле-
нии. Регулирующим фактором при управлении является прираще-
ние подъемной силы крыла ДУ.
Оптимальный переходный процесс по параметру h, как пока-
зало моделирование, получается в случае использования линейно-
го закона управления
ЬУ =. - khh - kh h. (2.11)
Знаки «минус» в правой части отражают необходимость созда-
ния приращения подъемной силы, направленной против линейно-
го отклонения самолета от заданной траектории.
Вертикальное ускорение самолета под действием приращения
подъемной силы равно
ДГ
п — ---.
т
После подстановки величины ДУ ~mh в выражение 2.11 и
несложных преобразований получим уравнение движения самоле-
та в вертикальной плоскости
h + kit’h-Yk^h^Q, (2.12)
где
Поскольку требуемое качество управления продольным дви-
жением центра масс самолета обеспечивается, выполнением урав-
нения 2.12, то в общем виде целесообразно закон отклонения
командной стрелки пилотажного прибора ПП-75 формировать в
виде:
Зн = — £прод ( h. -ф kk h 4- kh ti). (2.13)
Как и в случае директорного управления боковым движением
самолета, пилот должен отклонять колонку управления таким
образом, чтобы удерживать командную стрелку в нулевом поло-
45
женин 6н=0. При этом положительным считается отклонение
командной стрелки вверх от центрального кружка шкалы.
2.4.5. Реализация закона управления продольного канала
в режиме стабилизации самолета на глиссаде
Рассмотрим, как реализуется вычислителем системы СТУ-134
требуемый закон управления 2.12 для различных режимов полета.
Например, в режиме стабилизации самолета на глиссаде инфор-
мация об отклонении самолета от заданной траектории (глисса-
ды) поступает в вычислитель с выхода системы «КУРС-МП-2» в
виде сигнала углового отклонения
h
ег — Г) ’
Ь,ГРМ
где Пгрм —расстояние (дальность) до глиссадного радиомаяка.
Сигнал скорости отклонения от заданной траектории (/г) полу-
чается путем дифференцирования сигнала &г:
1 г> гР
/7ГРМ /7ГРМ
Учитывая, что — Огрм = V, получим производную в виде:
h V
= + (2Л4)
•^грм '-Урм ,
При значительных удалениях самолета от глиссадного радио-
маяка (ГРМ) второе слагаемое по величине значительно меньше
первого, поэтому им можно, пренебречь.
Рассмотрим процесс формирования регулирующего фактора
ДУ, отвечающего уравнению 2.12. Самолет летит ниже глиссады
по параллельной траектории (рис. 2.12а). Для приведения его
на глиссаду необходимо использовать неравенство'сил, действую-
щих на самолет по оси у (без учета ветра, т. е. wy = 0):
К —mgcos 0Г + P'sina0 0. (2.15)
Поскольку У^-Psinao, то после упрощения можно записать:
y^mg'cosQr или ДУ#=0, поскольку mgcosQr=const.
Для возвращения самолета на заданную траекторию необхо-
димо иметь положительное приращение подъемной силы ДУ>0,
что делается путем разворота самолета по тангажу на угол Д{»0.
Рассмотрим переходные процессы первого этапа вывода самолета
на глиссаду: разворот вектора скорости V в сторону заданной
траектории (рис. 2.12а). Предположим, что пилот мгновенно от-
клонит руль высоты вверх на величину Д6В- Момент от руля высо-
ты Mz\ будет разворачивать самолет таким образом, что угол
тангажа начнет увеличиваться (Д'&>0). Одновременно будет уве-
46
4<Л=<4сС
47
личиваться угол атаки (см. рис. 2.126), что приведет к прираще-
нию подъемной силы согласно формуле:
т/2
ДУ Да (/).
В начале переходного процесса угол атаки изменится на такую
же величину, как и угол тангажа (Да^Ай), поэтому в первом
приближении параметр A'fl'(i) можно использовать в качестве ана-
лога приращения подъемной силы ДУ(/).
Следовательно, исходя из требуемой величины линейного уско-
рения h= —, входящей в уравнение 2.13, пилот разворачи-
т
вает самолет по тангажу на угол Дй, отвечающий положению
командной стрелки (6н=0).
Благодаря приращению подъемной силы траектория полета
самолета искривляется, вектор скорости V начнет разворачивать-
ся в сторону глиссады.
Покажем математически связь параметров продольного дви-
жения h и ДтЭ- для случая полета самолета по глиссаде. Если пред;,
положить, что V — const, то можно записать уравнение движения
центра масс самолета h = V Z 0 или в операторной форме
р*Л = тдУрА 0, (2.16)
где р=хлр — безразмерный оператор Лапласа;

та — постоянная времени самолета.
При условии постоянства скорости полета (V=const) можно за-
писать уравнение 2.15 нормальных сил в приведенной безразмер-
ной форме:
— (р я22)Да 4- р А & = О,
где коэффициент
п - — са
После несложных преобразований получим уравнение:
/г22 А.& = (р + я22) Д 0,
из которого выражение для Д0 подставим в уравнение 2.16:,
рг h= -д V ^Р-..........................А&.
р ~Ь ^22
Обозначив
V,
П22
получим окончательное выражение:
р’ h = k* — де. (2.17)
+ 1
48
Для реализации уравнения 2.13 в режиме захода на посадку
необходимо иметь информацию об углах отклонения самолета от
глиссады (ег) и от установившегося тангажа (ДО). Первый сигнал
дифференцируется для получения производной h, второй, согласно
2.17, — пропускается через фильтр с передаточной функцией
для получения сигнала, пропорционального второй производной h.
На рис. 2.13 представлена структурная схема вычислителя про-
дольного канала СТУ-134. Из схемы видно, что начиная с высоты
Д=250 м, происходит плавное уменьшение величины передаточ-
ного коэффициента по сигналам 8Г и ег. Передаточные коэффи-
циенты по этим сигналам можно представить как
k^t)=kA(t)-k*,
Г
где £ = const, 1г- = const.
г ег
За время работы аттенюатора передаточные коэффициенты ли-
нейно уменьшаются соответственно:
мм б„
^15-6ТРТдзонЫ- >
Лвг = 20° у'80 град/с зоны •
Уменьшение передаточных коэффициентов связано с необходи-
мостью обеспечения заданного качества регулирования эргатиче-
ской системы «самолет—СТУ—пилот» при увеличении коэффициен-
тов kh икц (см. уравнение 2.12), которое происходит благодаря кос-
венному измерению линейного отклонения самолета от глиссады
(/г = егЙГРМ ). Текущая дальность Пгрм до глиссадного радиомая-
ка при одном и том же положении самолета значительно меньше
(примерно на 5000 м), чем до курсового радиомаяка, что усили-
вает эффект увеличения коэффициентов kA и kh (см. уравнение
2.13) по мере приближения самолета к ВПП. Для компенсации
этого явления и используется аттенюатор, с помощью которого
плавно уменьшаются коэффициенты ker и kir и тем самым ко-
эффициенты kh и ki (см. уравнение 2.13) поддерживают на уровне
оптимальных величин.
Рассмотрим назначение нелинейного звена F2 в цепи сигнала
производной ег (см. рис. 2.13). Помехи сигнала глиссадного ра-
диомаяка на малых высотах (менее 100 м) вызывают явление
«искривления глиссады». При попадании самолета в зону искрив-
ления глиссады, даже если он и продолжает лететь по прежней
4—1386 49
Рис. 2.13. Структурная схема вычислителя продольного канала СТУ-134
прямолинейной траектории, на выходе глиссадного радиомаяка
бортовой аппаратуры «КУРС-МП-2» появится ложный сигнал Дег.
Его величина небольшая, но производная может оказать сущест-
венное влияние на величину командного сигнала 6Н- Поэтому на;4
высоте Нх 100 м вводится ограничение по производной егпред=
= 0,03 град/с, которое частично компенсирует влияние эффекта
«искривление глиссады».
Наличие высокочастотной помехи сигнала ег приводит к необ-
ходимости, использования фильтра в цепи сигнала производной,
поскольку при дифференцировании сигнала, засоренного помеха-
ми, помехи значительно усиливаются и без их фильтрации сигнал
применять нельзя. Постоянная времени апериодического звена
7ёг =0,7 с. Для обеспечения оптимального сопряжения контура
«самолет—пилот» используется еще один фильтр с постоянной
времени Те =2,3 с.
Закон управления СТУ для директорного режима:
Г й; (*)Р
й _ + (i) и~ ТЕд+1- k. (/)sr + гг вг \ / Г -Г а т, р + 1 г Г
Командный сигнал 6Н формируется в блоке В-26 (независимо
в левом и правом полукомплектах) и подается на следящую сис-
тему пилотажного прибора ПП-75.
Функция Г4(0 служит для ограничения по величине управляю-
щего сигнала. В целях безопасности полета на высоте 100 м зна-
чительно уменьшается ограничение хода командной стрелки от
нейтрали с 12 до 3,5 мм. Это соответствует изменению угла тан- -
гажа с 6 до 1,75°.
2.4.6. «Захват» глиссады
Этот режим предполагает получение информации (в виде сиг-
нала -}-27 В) при пересечении самолетом равносигнальной
линии ГРМ. В отличие от системы «ПУТВ-4МПА» в СТУ-13<
применено автоматическое устройство, которое формирует сиг-
нал «Захват глиссады» (+27 В). Это устройство представляет
из себя пороговый элемент, срабатывающий при входном сигнале,
соответствующем току 4рп = 40 мкА (егл^0,1°). Сигнал «Захват
глиссады» используется-для переключения цепей вычислителя СТУ
в боковом канале (см. табл. 2.1), а также для информации пило-
та — загорается кнопка-лампа «ГЛИСС» на пульте управления
автопилота.
51
На рис. 2.14 показан пример автоматического «захвата» глис-
сады при директорном управлении. Пилот, однако, может сам
нажать кнопку-лампу «ГЛИСС» на пульте управления в момент
пересечения самолетом глиссады, т. е. когда горизонтальная
стрелка прибора НКП-4 подойдет к центру кружка.
2.5. РЕЖИМ УХОДА САМОЛЕТА НА ВТОРОЙ КРУГ
В случае невозможности посадки самолета пилот должен при-
нять решение об уходе на второй круг. Уход на второй круг —
это режим полета, который начинается в момент прекращения
снижения самолета по глиссаде. Пилоту необходимо перевести
самолет в режим набора высоты, разогнать его до скорости Узад и
за определенный интервал времени набрать высоту Нзал.
Причины ухода самолета на второй круг:
— отсутствие надежной визуальной связи с землей на высоте
принятия решения;
— неточность вывода самолета в область на траектории;
' — невозможность посадки самолета из-за отказа бортовой
аппаратуры;
— команда диспетчера УВД.
Характеристики самолета Ту-134А обеспечивают уход на вто-
рой круг с высоты не менее 30 м, т. е. при заходе на посадку по
минимуму II категории ИКАО.
Приняв решение об уходе на второй круг, пилот должен вы-
полнить следующее (режим ручного управления):
а) немедленно перевести рукоятки управления двигателями
(РУД) в положение взлетного режима;
б) вывести самолет из снижения, отклонив колонку управле-
ния на себя;
в) дать команду убрать подфюзеляжный щиток.
На рис. 2.15 видно, что уменьшение высоты полета после пе-
ревода РУД на взлетный режим при принятой методике пилоти-
рования составило 12 м. Из графика также можно определить,
что экипаж начал уборку шасси не раньше, чем двигатели вышли
на взлетный режим, и самолет перешел в набор высоты. Раньше
убирать шасси не целесообразно, так как в момент раскрытия
створок шасси значительно увеличивается лобовое сопротивление
самолета.
Только после того, как самолет наберет скорость не менее
300 км/ч и выйдет на безопасную высоту /7^200 м, экипаж мо-
жет начать убирать закрылки.
Для облегчения действий экипажа по уходу на второй круг
в составе АБСУ-134 предусмотрена специальная аппаратура
«УХОД», которая должна обязательно включаться пилотом на
подготовку при входе самолета в зону аэродрома. Для этого пред-
усмотрен выключатель «ПОДГОТОВКА ВУ—АТ», расположен-
ный на пульте управления автомата тяги. Вычислитель аппарату-
52
250
Рис. 2.14. «Захват» глассады при директорией управлении:
схема автоматического «захвата» глиссады; б — характеристика ГРП
53
Рнс. 2.15. Осциллограмма изменения параметров движения само-
лета Ту-134А при уходе на второй круг в режиме директорного
,управления
ры «УХОД» формирует команду управления одновременно для
директорного и автоматического режимов. В данном случае ди-
ректорный режим может использоваться как резервный при невоз-
мржиости включения автопилота.
Рассмотрим принцип формирования командного сигнала
«УХОД» в режиме директорного управления самолетом по
командным стрелкам пилотажных приборов ПП-75, входящих
в состав системы траекторного управления СТУ-134 (режим авто-
матического управления самолетом при уходе на второй круг опи-
сан в гл. 5).
Заданную траекторию полета самолета в вертикальной плоско-
сти при уходе на второй. круг можно разбить на два участка
(рис. 2.16). На первом участке (длительность 10—12 с после пе-
ремещения РУД во взлетное положение) основной задачей пилота
является перевод самолета в режим набора (Уу>0) без потери
скорости таким образом, чтобы потеря высоты («просадка») была
минимальной. На втором участке осуществляется разгон самолета
по скорости и набор высоты. Предельное значение приборной ско-
рости Упр=300 км/ч выбирается из условия прочности системы
механизации крыла, главным образом, закрылков. А поскольку
тяга в этом режиме нечменяется и по величине соответствует взлет-
ному режиму, то заданная программа изменения приборной ско-
54
Рис. 2.16. Кривые требуемого изменения параметров Н и РПр при уходе
на второй круг
рости самолета реализуется пилотом путем изменения силы ло-
бового сопротивления X.
Рассмотрим структурную схему вычислителя аппаратуры
«УХОД» (рис. 2.17).
Формирование командного сигнала отклонения горизонтальных
командных стрелок пилотажных приборов ПП-75'осуществляется
в соответствии с выражением;
8Н = fe8/4[Wp) - Д(М> (2.19)
где — функция ограничения отклонения командной стрелки,
/?5н —передаточный коэффициент.
WpJ = F(&,) + F (ДУ) = -2^ &, + Fs х
Х(Ипр-Узад). (2.20)
= -т-Ч Г V (2.21)
% ЧР + 1
Че» v
’ .55
"27В „ВЗЛЕТИ.
Рие. 2.17. Структурная схема вычислителя аппаратуры «УХОД»
56
Здесь величина выбраны следующие:
р =8 с — постоянная времени изодромного звена
в цепи форсирующего сигнала 0у=9,5° на
Г ~ кабрирование;
7V*==12 с — постоянная времени изодромного звена в
цепи сигнала текущего тангажа;
-----1 с — постоянная времени апериодического звена
в цепи сигнала ДУПр;
gy=0,7 град/м/с — передаточный коэффициент.
В момент начала маневра самолет- летит с постоянным углом
тангажа йо«3°. Следовательно, сигнал
На рис. 2.18 показана схема действия на самолет сил и момен-
тов в начальный период режима ухода на второй круг. Прираще-
ние подъемной силы ДУ в первые секунды создается за счет уве-
личения угла атаки (Да>0). В дальнейшем это приращение угла
атаки будет уменьшаться, поскольку вектор скорости V начнет
разворачиваться вверх. Однако одновременно будет увеличиваться
скорость самолета (см. рис. 2.16), что на некоторое время ском-
пенсирует уменьшение ДУ.
На рис. 2.186 представлены кривые переходных процессов сиг-
налов и F(AVnp) в структурной схеме вычислителя
ВУ-1 аппаратуры «УХОД». Результирующий сигнал, как это вид-
но из выражения 2.19, вызывает отклонение горизонтальных
командных стрелок приборов ПП-75.
Исходя из величины функции ограничения F2=12 мм, откло-
нения горизонтальной командной стрелки от, нейтрали и переда-
точного коэффициента = 2™ можно подсчитать необходи-
мое приращение угла тангажа самолета, при котором командная
стрелка вернется в нейтральное положение (бн=0). Оно составит
Д'0=6°. Учитывая начальный угол 6'0 = 3°, находим величину уста-
новившегося угла тангажа для прямолинейного участка набора
высоты: буст = 9°.
Сигнал, пропорциональный скорости, вызовет дополнительное
отклонение командной стрелки вверх и тем самым дополнитель-
ное отклонение самолета по тангажу. Изменение этого сигнала во
времени показано на рис. 2.186. При начальной скорости Упр=
=260 км/ч и заданной У3ад=ЗОО км/ч разность скоростей ДИпр=
=40 км/ч будет значительно превосходить по величине ограниче-
ние F2 (Д7огр)=3 м/с. Следовательно, . через время переходного
процесса f«3c установится заданный сигнал
Д(ДКпр) = АиД, = 2,1°.
57
Рис. 2.18. Формирование закона управления в режиме ухода на второй
круг:
а—действие на самолет сил и моментов; б—переходные процессы
сигналов в законе управления
58
Если предположить, что по команде 6Н в течение примерно 5 с
пилот отклонит самолет по тангажу на угол && = 6°, то в дальней-
шем, как это видно из графиков переходных процессов, сигналы
•Озчд и А (Ли) будут уменьшаться почти синхронно. При этом бу-
дет сохраняться небольшая по величине команда 6н<0 (см. рис.
2.186), по которой пилот должен медленно возвращать руль высо-
ты к балансировочному положению. Так как момент статической
устойчивости Мга будет уменьшаться из-за уменьшения Ла, то
для балансировки самолета необходимо уменьшить разворачива-
ющий момент Мгбв.
Примерно через 22 с после начала маневра величина ДЕпр(^)
начнет уменьшаться, так как скорость самолета к этому моменту
увеличилась до величины 1/пр=290 км/ч. Сигнал А (ЛК) также
начнет уменьшаться, и за счет разности сигналов йзад и К(Л'В')
появится командный сигнал 6н<0. Пилот вновь берет колонку
управления ог'себя, уменьшая угол тангажа самолета (а, следова-
тельно, и угол атаки). За счет уменьшения силы лобового сопро-
тивления скорость полета возрастет и будет стабилизирована ве-
личиной Ипр= Узад = 300 км/ч.
Если сравнить закон управления 2.19 с выражением 2.13, полу-
ченным для общего случая директорного управления самолетом
в вертикальной плоскости, то можно сделать следующее заключе-
ние.
В качестве информационных сигналов h и h в законе управле-
ния 2.19 используется сигнал Е3ад(0, изменяющийся по жесткой
временной программе. Регулирующим фактором, как и в законе
управления 2.13, является приращение подъемной силы крыла
i\Y=mh. Переходный процесс перевода самолета в режим устано-
вившегося набора высоты длится в течение 10—12 с, после чего
выполняется условие ДУ = 0. В дальнейшем происходит директор-
ное управление скоростью полета путем воздействия на руль вы-
соты. Возможное отклонение самолета от прямолинейной траекто^
рии набора высоту не стабилизируется.
Чтобы иметь возможность использовать директорный режим
«УХОД», пилот должен включить выключатель «ПОДГОТОВКА
ВУ-АТ» еще при входе самолета в зону аэродрома.
Логическое устройство включения директорного режима
«УХОД» (см. рис. 2.17) подключает командный сигнал бнср с вы-
хода кворум-элемента (КЭ) на вход пилотажного прибора ПП-75
при наличии трех сигналов:.
— режим «УХОД», вырабатываемый системой встроенного
контроля исправен;
— закрылки отклонены на угол 38°;
— двигатели работают на максимальном режиме.
•Алгоритм формирования сигнала на включение режима пока-
зан на рис. 1.4. Сигнал «Исправность» подается только в том слу-
чае, когда исправны две ЦГВ-4 из трех, два из трех подканалов
59
вычислительного устройства ВУ-1 и вычислитель системы траек-
торного управления.
Более детально вопросы контроля систем и режимов-АБСУ-134
рассмотрены в гл. 6. Сигналом включения режима «УХОД» слу-
жит резкое отклонение горизонтальной командной стрелки вверх
на величину 6Н= 12 мм.
Отказ вычислителя СТУ-134 в режиме «УХОД» определяется
автоматически путем сравнения выходных сигналов бнлев и бНправ
(см. рис. 1.5), вычисленных раздельно в левом и правом полуком-
плектах СТУ. При достижении разности сигналов порога сраба-
тывания с выхода компаратора подается сигнал, который через
логические элементы «И» или «ИЛИ» блока ВУ-1 поступает на
схему разведения командных стрелок. Это сигнализация отказа
СТУ в режиме «УХОД».
Одновременно сигнал отказа СТУ через логические элементы
«ИЛИ» и «И» подается на светосигнальное табло «РУЧНОЕ УП-
РАВЛЕНИЕ» в центре приборной доски. Включение этого свето-
сигнального табло означает, что. пилот не может в дальнейшем
пользоваться показаниями горизонтальной директорной стрелки
прибора ПП-75 и должен управлять самолетом по Показаниям
других приборов (режим ручного управления).
Светосигнальное табло «РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ» загорается
также при отказе двух из трех ЦГВ, двух из трех подканалов вы-
числительного устройства ВУ-1, при выключении выключателя
«ПОДГОТОВКА ВУ-АТ» на пульте управления автоматом тяги.
60
Глава 3
АВТОПИЛОТ АП-134
3.1. СЕРВОПРИВОД АВТОПИЛОТА
Функция сервопривода автопилота заключается в том, чтобы
отклонять рули и элероны самолета в соответствии с заданным
законом управления.
Функциональная схема сервопривода автопилота АП-134 при-
ведена на рис. 3.1.
Рис. 3.1. Функциональная схема сервопривода
Входной усилитель постоянного тока (ОУ), выполненный на
микросхемах и микромодулях, предназначен для суммирования и
предварительного усиления сигналов управления (коэффициент
усиления.£упт =22). Одновременно ОУ может выполнять функ-
цию ограничения сигнала управления. ,
Усилитель электропривода (УЭП) служит для управления ра-
ботой двигателя-генератора, рулевой машины РД-25ФА. Звено
«усилитель-двигатель» охвачено скоростной обратной связью, ко-
торая реализуется с помощью тахогенератора, установленного на
валу двигателя. Скоростная обратная связь служит для увеличе-
ния устойчивости сервопривода при использовании в нем нелиней-
ных элементов. Напряжение переменного тока скоростной обрат-
ной связи усиливается усилителем низкой частоты (УНЧ), имею-
61
щим коэффициент усиления &унч =5. Поскольку суммирование
сигналов, поступающих на вход усилителя сервопривода, должно
быть гальванически развязано, то оно осуществляется на магнит-
ном усилителе (сигналы постоянного тока); для выпрямления сиг-
нала скоростной обратной связи f/coc используется фазочувстви-
'тельный выпрямитель (ФЧВ).
В качестве жесткой обратной связи сервопривода используется
бесконтактный индукционный потенциометр (ИП), ротор которого
через редуктор Р2 связан с выходным валом рулевой машины. Как
видно из рис. 3.1, в цепи усиления и преобразования сигнала же-
сткой обратной связи используются те же элементы, что и-в цепи
сигнала тахогенератора.
3.1.1. Усилитель сервопривода
Функциональная схема усилителя сервопривода приведена на
рис. 3.2.
Рис. 3.2. Упрощенная принципиальная схема усилителя серво-
привода
Усилитель состоит из четырех каскадов. Первый каскад —маг-
нитный усилитель (У1) типа УМ-7М с линейной статической ха-
рактеристикой по" напряжению. Усилитель охвачен отрицательной
обратной связью (7?ос = 51 кОм) и имеет 10 обмоток управления
с различным числом витков (от 100 до 400). Коэффициент усиле-
ния— 50 B/мА на одну 100 витковую обмотку управления.
Второй каскад (У2) —магнитный усилитель, работающий в ре-
лейном режиме. Как видно из рис. 3.2, он выполнен в виде двух-
плечевого релейного усилителя для возможности реверсивного
управления двигателем рулевой машины. Ток срабатывания вто-
рого каскада выбран /Ср2=2 мА, ток отпускания — /0Тп2 =0,8 мА.
Третий каскад (У5)—релейный магнитный усилитель мощно-
сти, предназначенный для управления тиристорами (Уб). Усили-
62
трль У5 срабатывает одновременно со вторим каскадом (У2),т.е.
ток на выходе второго каскада /вых2=130 мА почти в два раза
больше тока срабатывания магнитного усилителя У5 (/Ср5=70 мА).
К магнитному усилителю третьего каскада подводится напря-
жение питания прямоугольной формы 31,5 В с частотой 5 000 Гц
от специального генератора высокой частоты, входящего в состав
усилителя сервопривода (на рис. 3.2. не показан). Увеличение час-
тоты питания напряжения ведет к уменьшению запаздывания маг-
нитного усилителя, а также к уменьшению его габаритов и массы.
Таким образом, второй и третий каскады сервопривода — это
оелейные усилители. Нагрузкой третьего каскада, как видно из
рис. 3.2, служит управляющий переход тиристоров с балластным
сопротивлением, которое подбирается из расчета тока управления
тиристора 7уПртир=140 мА. Следовательно, четвертый каскад —
это тиристорный усилитель мощности. Как только сработает ре-
лейный магнитный усилитель одного из плеч, тиристоры «поджи-
гаются» и переводятся тем самым в диодный режим. Синусои-
дальное напряжение 120 В с трансформатора У7 через тиристор-
ный усилитель будет подаваться на обмотку управления двигате-
ля ДГ-25В рулевой машины (в положительный полупериод прово-
дит тиристор V4, в отрицательный — КЗ).
При срабатывании релейного магнитного усилителя противо-
положного плеча «поджигаются» тиристоры V5 и V6, при этом
фаза напряжения управления 770у меняется на 180° и тем самым
обеспечивается реверсирование двигателя.
Если ток управления /упртир<140 мА, тиристоры будут нахо-
диться в запертом состоянии, а напряжение на обмотке управления
двигателя будет равно нулю.
Таким образом, при подаче на вход магнитного усилителя У2
напряжения f/My=0,9 В (что соответствует току срабатывания
7ср2=2 мА) на выходе усилителя сервопривода будет постоянное
по величине напряжение L7oy= 120 В. Характеристика усилителя
(кривая 7 на рис. 3.5) будет иметь релейный характер, что недо-
пустимо исходя из требований, предъявляемых к сервоприводу.
Линеаризация статической характеристики рассматриваемого
усилителя осуществляется методом импульсно-временного регули-
рования за счет использования запаздывающей внутренней обрат-
ной связи усилителя.
Рассмотрим более детально метод импульсно-временной линеа-
ризации релейной характеристики усилителя.
На рис. 3.3а изображена электрическая схема контура линеа-
ризации релейной характеристики, состоящая из выпрямителя и
RC-цепи, нагрузкой которой служит обмотка обратной связи
магнитного усилителя У2.
Представим, что на вход магнитного усилителя У2 подается
напряжение Пму>{7муСр, в/результате чего сработают магнитные
усилители У5 и Уб. Напряжение 17оу=120 В через вы-
прямитель будет приложено к RC-цепи, затем начнет заря-
63
Рис. 3.3. Контур линеаризации:
а — электрическая схема; б —
упрощенная схема цепи обрат-
ной связи
жаться конденсатор С4 (рис. 3.36), ампер-витки которого направ-
лены встречно ампер-виткам тока /уПр. В точке А' (рис. 3.4) сум-
марные ампер-витки будут соответствовать току отпускания маг-
нитного усилителя /22 =/отп2=0>8 мА. Тиристорный ключ размы-
кается, напряжение на обмотке управления двигателя (7Оу=0.
Конденсатор С4 начнет разряжаться через вторичную обмотку
магнитного усилителя У2, что приведет к уменьшению тока /12.
Через некоторое время суммарный ток достигнет величины тока
срабатывания Л2=/ера=2 мА (точка В'), тиристорный ключ вновь
подключает напряжение на обмотку управления двигателя. Кон-
денсатор С4 снова начнет подзаряжаться, и в точке А' тиристоры
опять «закроются».
Таким образом, на выходе усилителя будут импульсы напря-
жения [УОу=120 В, длительность и паузы чередования которых
64
зависят qt величины входного сигнала /упр (см. рис. 3.4). Диоды
VI и V2 в цепи обмотки обратной связи магнитного усилителя У2
служат для того, чтобы исключить влияние токов трансформации
одной из обмоток обратной связи на другую.
Рис. 3.4. Формирование импульсов напряжения на выходе усили-
теля
Если к обмотке управления двигателя подключить вольтметр
магнитоэлектрического типа и увеличивать входное напряжение от--
нуля до 35 В, то в диапазоне входных напряжений 4B^L7My^
< 31 В вольтметр будет показывать почти линейное увеличение
выходного напряжения £70у (кривая 2 на рис. 3.5).
Рис. 3.5. Статическая характе-
ристика усилителя:
1 — без линеаризации; 2 — ли-
неаризованная с помощью RC-
цепи обратной связи
5—1386
65
Зона нечувствительности статической характеристики усилите-
ля выбирается из условия величины дрейфа нуля каждого из двух
плеч усилителя: тем самым исключается возможность одновремен-
ного срабатывания обоих плеч усилителя.
Статическая характеристика усилителя, изображенная на
рис. 3.5, симметрична; для регулировки симметрии характеристики
предусмотрена центровка входного магнитного усилителя У2.
Путем «закорачивания» части резисторов и конденсатора СЗ
(см. рис. 3,3 а) в цепи обратной связи предусмотрено уменьшение
эффективного коэффициента усиления усилителя сервопривода с
*1=3 000—4 000 B/мА до *п=500—600 В/мА.
Частотные испытания усилителя^ сервопривода показали, что
линейный магнитный усилитель У1 имеет передаточную функцию
апериодического звена:
W,(P)^ .., (3.1)
4 Му-r “Г 1
где постоянная времени Тму=0,01 с.
Контур линеаризаций, включающий в себя релейные магнит-
ные усилители У2 и У5, тиристорные ключи Уб (см. рис. 3.2.) и
RC — цепь обратной связи, описывается эквивалентной функцией
запаздывающего звена:
IF9KB(p) = *9 е~р\
(3.2)
где *э=25,
т=0,016 с.
3.1.2. Рулевая машина
Рулевые машины (РД-25ФА) предназначены для работы в со-
ставе сервопривода в качестве исполнительного механизма авто-
пилота и механически соединены с системой управления самоле-
том.
Кинематическая схема рулевой машины приведена на рис. 3.6,
из которой видно, что кроме муфты сцепления (она обозначена на
рис. 3.1) в рулевой машине предусмотрена еще муфта пересили-
вания. Момент Ммп, передаваемый муфтой пересиливания, явля-
ется выходным моментом рулевой машины и определяет величину
максимальных углов отклонения рулей при действии шарнирных
моментов.
Если не учитывать компенсацию шарнирного момента с помо-
щью триммера, то максимальное значение угла отклонения руля
определяется по формуле:
8«ах - , (3.3)
где ЛЕ— коэффициент шарнирного момента руля.
66
Рис. 3.6. Кинематическая схема рулевой машины РД-25ФА
Зависимость максимальных углов отклонения вала рулевой ма-
шины от коэффициента шарнирного момента для двух случаев ре-
Для размыкания цепи обмотки возбуждения двигателя в край-
них положениях выходного вала рулевой машины предусмотрены
концевые выключатели.
На рис. 3.8 показана механическая характеристика рулевой
машины. При нагрузке вала внешним моментом (при этом момент
муфты пересиливания настраивается величиной Л1МП= 1,9 кгс-м) зо-
на нечувствительности по напряжению на обмотке управления
двигателя может достигать 40 В.
Динамические характеристики рулевой машины определяются
электромеханическими характеристиками двигателя ДГ-25Б и
приведенным моментом инерции редуктора. Частотные испытания
рулевой машины позволили получить амплитудно-фазо-частотные
5*
67
Рис. 3.8. Механическая
характеристика рулевой
машины: '
а — зависимость скоро-
сти выходного вала от
напряжения при различ-
ных моментах нагрузки;
5 — зависимость потреб-
ного напряжения управ-
ления от нагрузки при
заторможенном якоре
двигателя: 1 — реальная
характеристика, 2 — ап-
проксимация
характеристики (АФЧХ), которые аппроксимируются передаточной
функцией апериодического звена:
где 7рм = 0,16 с.
Основные технические характеристики рулевой машины Р Д-25 ФА
Напряжение на обмотке возбуждения двигателя UB • 200 В 400 Гц
Напряжение на обмотке управления двигателя UOy . -до 120 В 400 Гц
Скорость холостого хода:
— на валу рулевой машины <в хх.............52 град/с
— на валу двигателя о>хх...................33 400 град/с
(6 400 об/мии)
Пусковой момент двигателя Л^уск..................1 200 гс-см
Напряжение на обмотке возбуждения тахогенера-
тора ............................................36 В 400 Гц
68
ifnvrn-iHa выходного напряжения тахогенератора
демеиее......................................0,09 В/град/с
Коутизиа выходного напряжения индукционного потен-
циометра не менее............................0,15 В/град/с
Мощность двигателя ДГ-25Б Рдв................25 Вт
КПД редуктора г].............................0,7
Момент инерции, приведенный к выходному валу /пр 0,23 кгс-м-с
Рулевая машина элеронов установлена в центроплане самолета
под полом пассажирского салона между шп. № 27 и 28. Тросовый
барабан ее связан тросами через специальную качалку с систе-
мой управления элеронами.
Рулевые машины руля высоты и руля направления установле-
ны в хвостовой части самолета между шп. № 60 и 61. Они кре-
пятся на специальных полках: слева от оси самолета — рулевая
машина руля высоты, справа — рулевая машина руля направле-
ния.
Соединение с системой управления — аналогично соединению-
рулевой машины элеронов.
3.2. ОБЩАЯ СТРУКТУРА АВТОПИЛОТА АП-134
Для автоматического управления боковым и продольным дви-
жением самолета у автопилота имеется боковой и продольный ка-
налы. Боковой канал включает в себя два подканала — крена и
курса для управления соответственно элеронами и рулем направ-
ления. Все подканалы связаны между собой перекрестными связя-
ми, назначение которых рассмотрено далее.
3.2.1. Боковой канал автопилота
Структурная схема бокового канала автопилота представлена
на рис. 3.9.
Информация об изменении параметров движения относительно
центра масс самолета, на основе которой строится закон управле-
ния автопилота, подается с центральных гировертикалей ЦГВ-4,
блока демпфирующих гироскопов БДГ-10-1, курсовой системы
КС-8. В траекторных режимах полета используются командные
сигналы, вырабатываемые системой траекторного управления
СТУ-134, ДИСС-013-134.
Перед включением автопилота необходимо произвести баланси-
ровку самолета по крену и курсу, переведя его в прямолинейный
полет. При наличии ветра, действующего на самолет, и допусти-
мой асимметрии последнего элероны в установившемся полете
могут быть отклонены на определенный угол, создавая сигнал об-
ратной связи (см. рис. 3.9). Для обеспечения «безударного» вклю-
чения автопилота, т. е. такого включения, при котором сигнал на
выходе сумматора сервопривода не превышал бы зону нечувстви-
тельности релейного магнитного усилителя У2 (см. рис. 3.2), пред-
69
Рис. 3.9. Структурная схема бокового канала автопилота АП-134
70
усмотрен сигнал подстройки F (уПОдСтр). Этот сигнал подается не-
посредственно пилотом с пульта управления в режиме согласо-
вания.
В целях осуществляется безопасности полета при возможных
отказах автопилота на выходе сервопривода введено ограничение
угла отклонения выходного барабана рулевой машины, соответст-
вующие углу отклонения элеронов от нейтрали 6Э огр—±3,5°. Од-
нако в режиме захода на посадку эффективность элеронов значи-
тельно уменьшается из-за уменьшения скоростного напора и огра-
ничение углов отклонения элеронов до 3,5° будет снижать манев-
ренные характеристики самолета. Поэтому при заходе на посадку
допустимые углы отклонения элеронов увеличены до ±5°.
Как видно из рис. 3.9, структура подканала курса отличается от
подканала крена тем, что здесь используется автоматическая
компенсация сигнала на выходе усилителя в режиме согласования.
Для этого используется механизм с передаточной функцией интег-
рирующего звена.
Представим, что для балансировки самолета относительно оси
у в установившемся полете (перед включением автопилота) руль
направления отклонен на постоянный угол бНбал- Следовательно,
на выходе сумматора в режиме согласования будет сигнал
Uжос — ^жос^н бал
и автопилот включать нельзя, так как в противном случае
сервопривод отработает этот сигнал, что приведет к откло-
нению руля направления в нейтральное положение (бн=0) и к на-
рушению аэродинамической балансировки самолета.
Поэтому вводится напряжение компенсации, которое нарастает
согласно выражению:
t 2
(Укомп “ (СДкоС ^Лсомп) (3*5)
t1
Окончание процесса согласования в подканалах крена и курса
сигнализируется пилоту появлением на бленкере боковой сигна-
лизации пульта управления надписи «ПОДГ» на желтом фоне.
Только после этого можно включать сервопривод бокового канала
в работу.
Для того чтобы сигнал текущего курса самолета, измеряемый
курсовой системой КС-8, можно было использовать в автопилоте,
в состав бокового канала включен блок связи с курсовой системой
БС-1, функциональная схема которого представлена на рис. 3.10.
Как видно из схемы, блок связи представляет собой следящую
систему, которая в режиме согласования (до включения автопи-
лота) или в режиме управления по курсу «обнуляет» сигнал с
выхода сельсина-приемника (СП). Для повышения быстродействия
следящей системы при соблюдении условия устойчивости в ней
используется двигатель-генератор типа ДГМ-0,1, обеспечивающий
скоростную обратную связь.
71
Рис. 3.10. Функциональная схема блока связи БС-1
При включении-режима стабилизации курса ротор сельсина-
приемника переключается на вход схемы преобразования, состоя-
щей из усилителя низкой частоты и фазочувствительного выпря-
мителя. Для уменьшения «выбега» двигателя следящей системы
редуктор стопорится с помощью электромагнитной муфты (ЭММ),
срабатывающей в момент включения режима стабилизации курса.
Таким образом, блок связи с курсовой системой обеспечивает
выдачу сигнала постоянного тока, пропорционального Дфкс^^зад—
—фкс, где фзад — курс самолета в момент включения режима ста-
билизации курса. Расположен блок связи БС-1 в блоке управле-
ния и коммутаций БУК, входящем в комплект автопилота.
3.2.2. Продольный канал автопилота
Структурная схема продольного канала приведена на рис. 3.11.
Кроме датчиков информации, сигналы которых использовались
в боковом канале автопилота, здесь добавились корректор высоты
КВ-16 и вычислитель системы ухода на второй круг — сокращенно
«ВЫЧИСЛИТЕЛЬ УХОД».
Для обеспечения безударного включения сервопривода продоль-
.ного канала -применен специальный механизм (интегрирующее
звено), обеспечивающий обнуление суммарного сигнала с выхода
первого сумматора (см. рис. 3.11).
В режиме стабилизации заданной высоты и автоматического
захода на посадку с помощью этого же интегрирующего звена реа-
лизуется изодром ное звено с передаточной функцией
T„P
w.w=k.-^.
Покажем это путем «свертывания» структурной схемы:
ги (Р)= —А— =
1, 1 А * иР Т у» р | |
где Ти=
(3.6)
. , ---ku ТиР + Ьи
тяр
Если положить £и=1, то Т'И = Т.
72
Рис. 3.11. Структурная схема продольного канала автопилота АП-134
73
В режимах стабилизации высоты, автоматического захода на
посадку и автоматического ухода на второй круг на вход серво-
привода канала тангажа поступает сигнал, пропущенный через
специальный фильтр (изодромное звено):
U>> = kf ku ft.
таР + 1
Одновременно такое же преобразование происходит и с сигна-
лом жесткой обратной связи. Следовательно, на вход сумматора
сервопривода будет поступать напряжение
Uxoc — &ЖОС&И --. (3.7)
тяр +1
Обязательным условием создания системы автоматического
управления, обеспечивающей безопасный заход на посадку, явля-
ется наличие в составе автопилота автомата триммирования. Авто-
мат триммирования необходим прежде всего в продольном канале
для компенсации шарнирных моментов руля высоты. Он представ-
ляет собой нелинейную следящую систему, порог чувствительности
которой в пересчете на усилия на колонке управления выбран рав-
ным /’порог—Ю—15 кгс.
Для исключения ложного срабатывания автомата триммирова-
ния в динамических режимах (стабилизация и управление) после-
довательно в контур следящей системы установлено реле времени
с задержкой на срабатывание 4=4 с. Нелинейный элемент F3 на
выходе АТ обеспечивает ограничение углов отклонения триммера,
причем предельные углы 6Тримогр= ±7,5°ч—3,8° являются функ-
цией предельных балансировочных углов отклонения руля высоты
в режиме захода на посадку.
3.2.3. Перекрестные связи в автопилоте
На рис. 3.12 показан пример, когда- самолет под действием
внешних сил изменил курс на угол Аф; при этом вектор скорости
самолета сохраняет свое первоначальное положение в простран-
стве. Следовательно, самолет будет лететь с углом скольжения
Р = Аф, в результате чего на него будет действовать момент попе-
речной статической устойчивости Мх$, направление которого и
причина возникновения показаны на рис. 3.12. Если не скомпенси-
ровать момент Мх$, то самолет начинает крениться в сторону
рыскания, что в режиме стабилизации заданного курса крайне не-
желательно, так как приведет уже к развороту вектора скорости.
Это будет означать, что самолет изменил свою первоначальную
траекторию полета.
Для компенсации момента поперечной статической устойчиво-
сти используется перекрестная связь с курса в канал крена.
74

Рис. 3.12. Иллюстрация необходимости введения
в автопилот перекрестной связи с курса в канал
крена
Так, напряжение Щ на входе сумматора канала крена вызы-
вает через сервопривод отклонение элеронов, что приводит к воз-
никновению аэродинамического момента М,«э , направленного
встречно моменту поперечной статической устойчивости М^. Для
полной компенсации рассмотренного явления подбирают величину
напряжения
/гТфАфкс
(выбором передаточного коэффициента п^) таким образом,
чтобы
Mxia=Mx?J.
3.2.3.1. Перекрестная связь с крена в канал курса
На рис. 3.13 рассмотрен пример, когда самолет под действием
внешних воздействий накренился под углом у (для режима стаби-
лизации курса, как правило у=0). За счет горизонтальной состав-
ляющей подъемной силы
= У sin •[
траектория самолета в горизонтальной плоскости будет искрив-
ляться в сторону крена, что иллюстрируется поворотом вектора
скорости по отношению к продольной оси самолета. Образуется
угол скольжения ft, что приводит к появлению момента флюгерной
75
My.— Рис. 3.13. Иллюстрация необходимости
. введения в автопилот перекрестной связи
"'* —-'Лтуйя с крена в канал курса
статической устойчивости Л4ур, стремящегося развернуть самолет
вслед за вектором скорости.
Чтобы скомпенсировать это явление за счет перекрестной связи из
крена, руль направления отклоняется вправо, создавая аэродина-
мический момент, противоположный по направлению моменту
Подбором передаточного коэффициента выбирается сигнал на
вход сумматора канала курса таким образом, чтобы в маршрут-
ном полете полностью скомпенсировать момент флюгерной стати-
ческой устойчивости.
Рассмотренная перекрестная связь действует только в режиме
стабилизации курса самолета. При разворотах самолета на задан-
ный курс действие перекрестной связи с крена на руль направле-
ния (возникающий момент ) будет препятствовать разворо-
ту.
Для исключения этого сигнал от рукоятки «РАЗВОРОТ» под-
бирается таким образом, чтобы он скомпенсировал действие не
только перекрестной связи, но и действие сигнала демпфирования
от скоростного гироскопа (cov), который в установившемся разво-
роте ведет к увеличению угла скольжения.
3.2.3.2. Перекрестная связь с крена в канал тангажа
Из рис. 3.13, видно, что при крене самолета нормальная состав-
ляющая вектора подъемной силы уменьшается, что приводит к по-
тере высоты полета.
76
Чтобы скомпенсировать потерю высоты, необходимо увеличить
подъемную силу на величину ДУ с тем, чтобы
У cos 7 + & У — тё'
За счет перекрестной связи с крена руль высоты отклоняется вверх
(как при левом, так и при правом крене), создавая аэродинамиче-
ский момент , стремящийся развернуть самолет в сторону
увеличения угла тангажа — см. рис. 3.14 а.
Рис. 3.14. Иллюстрация необходимости введения в автопилот пере-
крестной связи с креиа в канал тангажа:
а — действие иа самолет моментов; б — зависимость су=Ца)
Одновременно увеличивается угол атаки на величину Да, что
вызывает появление момента продольной статической устойчиво-
сти Мга, действующего встречно моменту Мг,к. Когда
Дауст — const,
действующие иа самолет моменты будут равны друг другу, т. е.
Mza — MZs .
В
С увеличением угла атаки, как видно из рис. 3.14 б, увеличива-
ется коэффициент подъемной силы крыла, а с ним и величина
подъемной силы. Подбором коэффициента можно добиться,
чтобы в маршрутном полете при разворотах самолета с углами
крена до 20° приращение подъемной силы ДУ было по величине
таким, чтобы полностью скомпенсировать уменьшение нормальной
составляющей подъемной силы.
77
3.3. РЕЖИМ СТАБИЛИЗАЦИИ УГЛОВЫХ ПАРАМЕТРОВ
ПОЛЕТА САМОЛЕТА
Рассмотрим законы управления автопилота в режиме стабили-
зации углов курса, крена и тангажа. Включение режима стабили-
зации осуществляется пилотом с пульта управления нажатием
кнопки «ВКЛ. АП». При этом подается напряжение -j-27 В на об-
мотки электромагнитных муфт сервопривода всех трех каналов
управления: курса, крена и тангажа. Одновременно отключаются
механизмы обнуления каналов управления в режиме согласования
(см. рис. 3.9 и 3.11). Сигнализация включения автопилота осуще-
ствляется с помощью бленкеров на пульте управления. В момент
включения автопилота бленкеры боковой и продольной стабилиза-
ции переключаются таким образом, что на них появляется над-
пись «ВКЛЧ» на зеленом фоне.
3.3.1. Режим стабилизации курса
Курс самолета в режиме автоматического управления стаби-
лизируется с помощью бокового канала автопилота, в который
входят канал курса и канал крена. Аэродинамическая особенность
самолета Ту-134А такова, что при отклонении руля направления
создается момент Мj,sH, управляющий положением продольной
оси самолета в пространстве, а при отклонении элеронов создается
крен и, как следствие, боковая составляющая подъемной силы Z7,
которая управляет положением вектора скорости. Следовательно,
только одновременными и координированными действиями руля
направления и элеронов можно добиться стабилизации заданного
курса самолета.
Датчиком сигнала текущего курса служит курсовая система
КС-8, а для согласования курсовой системы с автопилотом в соста-
ве АБСУ-134 используется блок связи БС-1 (см. рис. 3.10).
В момент включения бокового канала автопилота следящая
система блока связи отключается, а ротор сельсина-приемника
стопорится с помощью электромагнитной муфты для исклю-
чения «самохода» двигателя.• Сигнал рассогласования
Д(рКС = <рКС —фзад
с ротора сельсина-приемника после усиления й преобразования
в сигнал постоянного тока определенной полярности подается на
вход операционного усилителя сервопривода каналов курса и
крена (см. рис. 3.9).
Закон управления бокового канала для режима стабилизации
курса может быть записан:
^з(7'эр+ 1)8Э =P3(k- т + f — ntфДфкс), (3.8)
Ff(Tttp + 1)8Н = ^4(^ф-|-&,Дфкс —йф/г),
78
где 7э=0,3 с, Тн=0,8 с — постоянные времени сервопривода кана-
лов крена и курса,
k. -10 град8» .
— 1,и град/с >
fe ^20 ГРЗД5и •
КФ ’ град/с ’
„ _nfi ГраД8э
/Туф —» U)O
k. = 0,5
' ’ град 7
град
k* = 0,5
* ’ град Ф
________. „ _nq град5н
град Дф ’ ’ град у
— передаточные коэффициенты.
Функции ограничения элеронов (F3) и руля направления. (F5)
приведены на рис. 3.9.
Определим назначение сигналов в законе управления, пропор-
циональных угловым скоростям самолета у и ф, на примере кана-
ла крена.
Рассмотрим случай компенсации начального отклонений само-
лета по крену в режиме автоматического управления. Для нагляд-
ности упростим закон управления элеронами (первая строка вы-
ражения 3.8), для чего примем некоторые допущения.
1. Малая величина постоянной времени Тэ позволяет считать
сервопривод канала элеронов практически безынерционным
(Тэ«О).
2. При рассмотрении движения крена будем считать, что само-
лет не отклоняется от заданного курса (Аф=О).
3. Отклонение элеронов не превышает величины ±3,5°, приня-
той для ограничения.
Таким образом, закон управления элеронами можно записать
в виде:
8Э — k- 7 + 7. (3.9)
При отклонении самолета на угол Ауо от исходного положения
(у=0) элероны будут отклоняться на угол
^ЭО -- А71
(см. выражение 3.9), что вызовет появление аэродинамического
момента , стремящегося развернуть самолет так, чтобы
скомпенсировать начальное отклонение самолета по крену.
Рассмотрим случай, когда k'.t =0.
При появлении угловой скорости y=<bx возникает собственный
аэродинамический момент демпфирования Мхт* самолета, на-
правленный встречно разворачивающему моменту Мхиэ .
На рис. 3.15 пунктирной линией показаны кривые Мх™ (t) и
j7) для условия оптимального изменения крена самолета —
кривая y(t). При этом суммарный момент МЛв (О в интервале
79
от 0 до /1 «разгоняет» самолет, а затем оказывает на него тормо-
зящее действие, что приводит, к оптимальному регулированию по
крену.
Однако собственное демпфирование самолета по крену, как
правило, не отвечает условию оптимального регулирования (кри-
вая Поэтому для получения оптимального переходного
процесса, т. е. сохранения вида кривой Мхъ (t), прибегают к ис-
кусственному демпфированию самолета. Суть его заключается в
следующем.
Сигнал 7 в законе управления 3.9 имеет знак, противополож-
ный знаку сигнала &7Ду и тем самым уменьшает величину откло-
нения элеронов. В точке tz наступает равенство сигналов, т. е.
А; Т =
80
следовательно 6э=0. Пропорционально углу отклонения элеро-
нов на самолет действует аэродинамический момент Л1Л8Э ,
который в сумме с моментом демпфирования Мхю действует на
самолет точно так же, как при хорошем естественном демпфиро-
вании.
3.3.2. Режим стабилизации тангажа
Автоматическая стабилизация угла тангажа осуществляется
путем воздействия на руль высоты. Возникающий аэродинамиче-
ский момент Мгъв заставляет разворачиваться продольную ось
самолета в вертикальной плоскости. Однако необходимо учитывать
положение вектора скорости и связанное с этим изменение угла
атаки.
Рассмотрим на примере устранения первоначального прира-
щения угла тангажа процессы, протекающие в продольном канале
управления (рис. 3.16). Закон управления автопилота для этого
режима может быть записан:
Р»(Гър+ 1)8в = ^&4-йвД& — п^1, (3.10)
где 7'в=0,3 с — постоянная времени сервопривода канала тан-
гажа;
град 8В град 8В
fei -- 1,5------; k» = 2,0--------;
град/с град»
град <5П
п-, 9 = 0,06 —--2-
- 1 ’ граду
— передаточные коэффициенты автопилота.
Функция ограничителя руля высоты F2 приведена на рис. 3.11.
Для упрощения выражения 3.10 примем следующие допуще-
ния:
— крен самолета в процессе устранения приращения угла тан-
гажа не изменится, т. е. у — 0;
— «расход» руля высоты не превышает ограничения, т. е.
A6BsC -4-12°;
— пренебрегаем величиной постоянной времени, т. е. 7'в==0.
В результате можно записать упрощенное выражение закона
управления продольного канала автопилота в режиме стабилиза-
ции угла тангажа
8В — 9 -}* k& Ай.
(3.11)
Для уяснения физических процессов, происходящих в системе
«самолет — автопилот» в режиме стабилизации угла тангажа, рас-
смотрим случай устранения начального отклонения самолета по
тангажу при автоматическом управлении. Будем считать, что са-
6—1386
81
5
еп=л#-дос
,.onm
Mzuz
MzSg
i
Рис. 3.16. Автоматиче-
ское управление самоле-
том при устранении
начального отклонения
самолета по тангажу:
а — действие на самолет
моментов; б — переход-
ные процессы
Mzx +Mzo6
молет обладает оптимальным демпфированием и поэтому в исполь-
зовании искусственного демпфирования нет необходимости
~0).
Если отклонение самолета по тангажу произошло достаточно
быстро, то при перемещении продольной оси из положения х в по-
ложение х' вектор скорости не изменит своего положения в про-
странстве (см. рис. 3.16а). Следовательно, самолет подучит прира-
щение угла атаки Да=Д'й, что вызовет появление момента про-
дольной статической устойчивости Мгл, который стремится раз-
вернуть самолет таким образом, чтобы Да—*’0. Одновременно ав-
топилот под действием сигнала k$ ДИ отклонит руль высоты вниз,
вызывая момент Мг8в, направленный в ту же сторону, что и мо-
мент статической устойчивости.
При вращении самолета относительно оси Z возникнет момент
демпфирования Мг«>г направленный встречно моментам .
82
Приращение угла атаки уменьшается быстрее, чем приращение
угла тангажа. Причина этого явления в том, что при положитель-
ном приращении Да (как в рассматриваемом случае) образуется
положительное приращение подъемной силы
ДУ = с“5^-ЯДа(/), (3.12)
которое приводит к повороту вектора скорости (угол наклона
вектора скорости к линии горизонта ©п увеличивается).
В точке t2 приращение угла атаки меняет знак, следовательно
приращение подъемной силы также будет отрицательным. Этим
обеспечивается поворот вектора скорости в горизонтальное поло-
жение.
Суммарному моменту 7Иггв + разворачивающему само-
лет в сторону уменьшения начального приращения тангажа (Дйо),
противодействует демпфирующий момент . На рис. 3.166
изображен идеальный случай, когда самолет обладает оптималь-
ными демпфирующими свойствами. В точке ti кривая суммарного
момента меняет свой знак, обеспечивая самолету оптимальный пе-
реходный процесс по тангажу.
Практически собственное демпфирование самолета по тангажу
очень незначительно и поэтому всегда приходится прибегать к ис-
кусственному демпфированию (см. п. 3.3.1).
Рассмотрим стабилизацию угла тангажа при попадании само-
лета в вертикальный порыв большой протяженности. Предполага-
ем, что самолет мгновенно входит в восходящий порыв (рис. 3.17а)
и мгновенно получает приращение угла атаки:
где wy — скорость вертикального порыва.
Возникающий момент продольной статической устойчивости
стремится развернуть самолет таким образом, чтобы уменьшить
приращение угла атаки. Однако, автопилот отклонит руль высоты
вверх (Дй<70) и момент от руля будет препятствовать развороту
самолета.
Приращение угла атаки вызовет положительное приращение
подъемной силы (см. рис. 3.176), что, в свою очередь, заставит раз-
ворачиваться вектор путевой скорости, увеличивая угол наклона
траектории 9П.
Рассмотрим сначала простейший закон управления автопилота
(£& =0), при котором создание управляющего момента Л4г„в
прямо пропорционально приращению угла тангажа Д6.
В точке суммарный момену . действующий на самолет,
меняет свой знак. Следовательно, приращение угла тангажа
с этого момента времени начнет уменьшаться до нуля. -
6*
83
5 Wg
Рис. 3.17. Автоматическое управление самолетом
при попадании его в восходящий поток большой
протяженности:
а — действие иа самолет сил и моментов; б —
переходные процессы
По истечении переходного процесса вектор путевой скорости
самолета повернется на угол ав с тем, - чтобы суммарный вектор
скорости V' (относительно движущегося воздушного потока) зани-
мал горизонтальное положение (0В=О). Самолет будет иметь вер-
тикальную скорость подъема, равную
Vu = VQn = wy*
Таким образом, при стабилизации самолета по тангажу не со-
храняется постоянной высота. При выходе из вертикального пото-
ка переходные процессы повторятся в обратном порядке, однако
самолет будет лететь на новой высоте, определяемой выражением:'
t
Н + ДЯ - Я. 4- [ Vy , (3.13)
84
3.4. РЕЖИМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ОТ РУКОЯТОК ПУЛЬТА
УПРАВЛЕНИЯ АВТОПИЛОТА
На пульте управления предусмотрены две рукоятки управле-
ния самолетом через автопилот: «РАЗВОРОТ» и «СПУСК —
ПОДЪЕМ». Поворотом рукоятки «РАЗВОРОТ» пилот вводит
в боковой канал автопилота сигнал, приводящий к координирован-
ному отклонению руля направления и элеронов. Самолету задает-
ся определенный угол крена для разворота в горизонтальной плос-
кости.
Поворотом рукоятки «СПУСК — ПОДЪЕМ» пилот вводит
в продольный канал автопилота сигнал, который приводит к откло-
нению руля высоты от балансировочного положения. Самолет бу-
дет изменять угол тангажа и одновременно высоту полета.
3.4.1. Управление от рукоятки «РАЗВОРОТ»
Исходя из структурной схемы бокового канала автопилота
(рис. 3.9) можно записать закон управления для рассматриваемо-
го режима:
р+ 1)8э = (k- 7 + k, т —Тпу);
ks (3.14)
Л (П Р + 1) 8Н = Л --,ПУ- • Тпу),
г
где функция ограничителя F6 определяется двумя фиксаторами
на рукоятке «РАЗВОРОТ»:
р __ / ±15° — первый фиксатор
6 ( ±22,5°—второй фиксатор
I
При отклонении рукоятки «РАЗВОРОТ» пилот ощущает сна-
чала первый фиксатор, затем, при необходимости, может откло-
нить рукоятку на больший угол до второго фиксатора.
Величины остальных параметров те же, что и в выражении 3.9.
Следует обратить внимание, что. сигнал стабилизации курса
•Афкс в данном режиме отключается как препятствующий разво-
роту самолета по курсу. Блок связи с курсовой системой КС-1 пе-
реводится в режим согласования (см. рис. 3.10).
Рассмотрим координированный разворот самолета.
Для упрощения задачи примем: 7'э=0 и Тп—0. Кроме того,
будем считать, что управление происходит в линейной зоне функций
К3, F5, F2 и F& а начальный крен самолета уо=О.
С принятыми допущениями закон управления 3.14 можно запи-
сать:
8э = -^(Тзад-т) + А-7; (з14)ф
8н= —ПфДТзад —.
85
Переходные процессы параметров бокового движения при ко-
ординированном развороте представлены на рис. 3.18а.
Предположим, что сигнал уПУ задается мгновенно. Для рас-
сматриваемого «идеального» автопилота уже в момент времени
t=Q элероны и руль направления будут отклонены на определен-
ные углы
&эо ~ Узад, о — Jtyy Узад
и будут создавать аэродинамические моменты Мхьэ и МУ8Н’
разворачивающие самолет по крену и по курсу.
По мере разворота продольной оси самолета вектор скорости
будет «отставать», создавая тем самым отрицательный угол сколь-
жения р. Как следствие, возникает момент флюгерной статической
устойчивости Му?, действующий встречно разворачивающему
моменту от руля направления М^н. Суммарный момент относи-
тельно оси у
м„ = м„,+мг1
начнет резко уменьшаггься и к моменту времени t=.t3 станет рав-
ным нулю. Разгон самолета заканчивается, однако накопленная
кинетическая энергия заставляет его разворачиваться дальше,
пока не наступит период торможения за счет изменения знака
суммарного момента 7И^*. К этому моменту крен самолета
достигнет такой величины, что появится боковая сила
Z = Y sin у.
Ее действие проявится в том, что она начнет разворачивать
вектор скорости самолета в направлении продольной оси, поэтому
угол скольжения р начнет уменьшаться.
К моменту времени t—t3 вектор скорости «догонит» продоль-
ную ось самолета (р=0), а затем будет ее опережать. Угол сколь-
жения и момент флюгерной статической устойчивости Ми$ поме-
няют свои знаки на противоположные. Торможение самолета за-
канчивается (ЛГУ5н = 0), а в дальнейшем установившееся сум-
марное значение момента
Муу, = const
будет определять разворот продольной оси с установившейся
угловой скоростью ifycT- Руль направления будет находиться в от-
клоненном положении
уст — фуст
создавая тормозящий момент М^н-
Как видно из рис. 3.18а, для создания разворачивающего мо-
мента Му? нужно, чтобы самолет совершал разворот с некото-
__•______
* Для того чтобы» несколько упростить рассмотрение картины координиро-
ванного разворота, момент собственного демпфирования рыскания Муту во вни-
мание не принимается.
86 ' ' - -
Рис. 3.18. Координиро-
ванный разворот при
автоматическом управле-
нии:
а — переходные процес-/
сы; б — силы и моменты,
действующие на самолет
по окончании переход-
ных процессов
87
рым углом скольжения руСт, величина которого тем больше, чем
больше момент торможения Л4У8Н- Чтобы уменьшить угол сколь-
жения при развороте, создают искусственную перекомпенсацию
в канале курса из условия (см. выражение 3.14):
Фуст 4" - k, Пу 7Пу — 0.
Тем самым добиваются условия 6Нуст=0, что приводит к снятию
тормозящего момента MysH и уменьшению угла скольжения при
установившемся развороте (см. рис. 3.186).
После разворота самолета на заданный курс пилот возвращает
рукоятку «РАЗВОРОТ» в исходное положение. Переходные про-
цессы, описанные выше, повторяются в обратной последовательно-
сти. Нетрудно видеть, что в течение «обратных» переходных про-
цессов курс самолета будет продолжать изменяться, поэтому сиг-
нал стабилизации курса Афкс можно подключить лишь тогда,
когда самолет полностью выйдет в прямолинейный полет с углом
крена у~0. Для этой цели в электрической "схеме предусмотрена
цепь задержки подключения блока связи БС-1, благодаря которой
сигнал Афкс включается через 4=6 с после момента возвращения
рукоятки «РАЗВОРОТ» в исходное положение.
3.4.2. Управление от рукоятки «СПУСК — ПОДЪЕМ»
Исходя из структурной схемы продольного канала автопилота
(см. рис. 3.11), можно записать закон управления для рассматри-
ваемого режима:
(Гв р + 1) 8В = М + М8 - Л ^Пу »Пу ~ Мт/> (3.15)
где &зад = fea ПУ 9ПУ—заданный сигнал управления;
&Пу— сигнал с рукоятки «СПУСК — ПОДЪЕМ»;
Ei = ±12° —функция ограничения сигнала Опу фиксаторами на
рукоятке «СПУСК — ПОДЪЕМ».
Величины остальных параметров те же, что и в выражении (3.10).
Пренебрегая запаздыванием сервопривода (74 — 0), а также учи-
тывая, что управление осуществляется в пределах линейных зон
Fi и Fz, выражение 3.15 для прямолинейного полета (у=0) можно
записать:
Зв = & 4 - k» (»зад - &). ' (3.15)*
Рассмотрим переходные процессы основных параметров про-
дольного движения самолета при управлении от рукоятки
«СПУСК — ПОДЪЕМ».
Предположим, что в момент времени /=0 пилот мгновенно пе-
ремещает рукоятку на величину, соответствующую заданному по-
88
ложительному углу тангажа Фзад=2° (рис. 3.19J. Как видно из
выражения 3.15*, этот сигнал вызовет отклонение руля высоты
от балансировочного на величину
Под воздействием момента Л4г„в, создаваемого рулем высоты,
самолет будет изменять угол тангажа, а с ним будет увеличивать-
ся угол атаки. Это приведет к увеличению подъемной силы крыла
самолета и искривлению траектории полета в вертикальной плос-
кости (начинает возрастать угол ©п).
По окончании переходного процесса приращение угла атаки
становится равным нулю, а вектор воздушной скорости V повер-
нется на угол 0п=Фзад, обеспечивая самолету определенную вер-
тикальную скорость подъема, равную
Vy = V sin 0П •
При возвращении рукоятки «СПУСК — ПОДЪЕМ» в исходное
положение описанные выше переходные процессы повторяются
в обратном порядке.
89
3.5. РЕЖИМ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОЙ БАРОМЕТРИЧЕСКОЙ
ВЫСОТЫ
В горизонтальном маршрутном полете режим стабилизации
угла тангажа не обеспечивает самолету стабилизации заданной
высоты полета. Для достижения этого необходимо вводить в закон
управления продольного канала автопилота сигнал, пропорцио-
нальный отклонению самолета от заданной высоты. Такой сигнал
вырабатывается специальным датчиком, получившим название
корректора высоты.
3.5.1. Корректор высоты КВ-16-1
Рассмотрим принцип действия корректора высоты типа КВ-16-1,
применяемого в комплекте АП-134.
На рис. 3.20 представлена функциональная схема корректора
высоты. Чувствительным элементом корректора служит анероид-
ная коробка типа ВДИ-30, рассчитанная на изменение высоты
полета от нуля до 30 000 м. Для преобразования перемещения
жесткого центра анероидной коробки в электрический сигнал ис-
пользуется индукционный датчик, катушки возбуждения которого
жестко крепятся к корпусу прибора, а рамка через электромаг
нитную муфту и передаточно-множительный механизм соединена
с анероидной коробкой. Крутизна статической характеристики ин-
дукционного датчика выбрана 80 мВ/град. Статическая характе-
ристика корректора высоты линейна в диапазоне измеряемых вы-
сот Д/7= ± 100 м. Для использования в автопилоте сигнал индук-
ционного датчика корректора высоты предварительно усиливается
по мощности усилителем низкой частоты и преобразуется фазочув-
ствительным выпрямителем (см. рис. 3.20).
Рис. 3.20. Функциональная схема корректора
! высоты КВ-16-1
При обесточенной электромагнитной муфте перемещение жест-
кого центра анероидной коробки не будет передаваться на рамку
индукционного датчика, которая стопорится в нейтральном поло-
90
жении относительно катушки возбуждения с помощью электромаг-
нитного фиксатора.
Чтобы включить корректор высоты, пилот должен нажать кноп-
ку-лампу «ВК.Л. КВ» на пульте управления автопилота и на об-
мотку электромагнитной муфты фиксатора подается напряжение
27 В. С этого момента рамка индукционного датчика кинематиче-
ски связывается с анероидной коробкой; изменения барометриче-
ской высоты полета самолета, измеренные анероидной коробкой,
будут передаваться на перемещение рамки индукционного датчика.
Для повышения чувствительности прибора в нем используется так
называемый зуммер: двигатель с редуктором и кулачковым экс-
центриком (см. рис. 3.20). Вибрация анероидной коробки и пере-
даточно-множительного механизма значительно уменьшает трение
покоя и тем самым увеличивает чувствительность всего прибора.
Так, зона нечувствительности КВ-16-1 на высоте 1 000 м — ±5 м,
а на высоте 10 000 м — ±10 м.
3.5.2. Закон управления автопилота в режиме стабилизации
заданной барометрической высоты
Рассмотрим закон управления продольного канала автопилота
АП-134 в режиме стабилизации заданной барометрической высо-
ты. Из структурной схемы (рис. 3.11) можно записать:
Тир г . Тир
р—у (Гв 1) 8в = feh + k. А» /Т/ + Р0Н). (3.16)
* И у । ’ * * И I 1 *
Здесь Р(ДН)—функция сигнала изменения барометрической вы-
соты, которая может быть записана:
К Итт +k* (')] т Г ’ (3>17)
L н + / J РквР + /
где 7> = 0,5 с
Ткв = 0,43 с
kfi = 0,3 град/м/с
h<f\ - Г °>13 градбв/м
НЛ } I 0,30 градбд/м
— постоянная времени реаль-
ного дифференцирующего
звена;
— постоянная времени коррек-
тора высоты;
— передаточный коэффициент
по сйгналу вертикальной
скорости;
— при Н^.3 000 м,
— при Н>3 000 м.
Передаточный коэффициент по сигналу изменения высоты на
высоте 3 000 м увеличивается с тем, чтобы скомпенсировать умень-
шение крутизны статической характеристики анероидной коробки
с подъемом самолета.
k\ =3 градбв/град/с (fe® = 1,5 градбв/град/с).
91
Для улучшения динамических свойств системы «самолет—авто-
пилот» величина передаточного коэффициента по угловой скоро-
сти увеличена вдвое по сравнению с той же величиной в режиме
стабилизации угла тангажа.
Изодромное звено с передаточной функцией т .
(постоянная времени Ти=12с) служит для компенсации статической,
ошибки ДЯуот при действии на самолет вертикальных порывов
большой протяженности.
3.5.3. Переходные процессы системы «самолет — автопилот»
Переходные процессы параметров продольного движения само-
лета при автоматическом управлении получены путем моделирова-
ния системы «самолет—автопилот», т. е. решением на ЭВМ диф-
ференциальных уравнений продольного движения самолета сов-
местно с уравнением автопилота 3.16.
З.5.З.1. Устранение начального отклонения самолета по высоте
Для выполнения основных принципов автоматической стаби-
лизации самолета на заданной высоте полета рассмотрим пере-
ходные процессы параметров продольного движения при исполь-
зовании «упрощенного» закона управления:
8В (3.16)*
где АН — Н — Нзм.
Предположим, что самолет находится ниже заданной высоты
(Д#о<О). При подаче на вход сервопривода сигнала, пропорцио-
нального АН0, руль высоты отклонится вверх от балансировочного
положения на угол
Д§во —
а возникающий аэродинамический момент Л4г,в будет разворачи-
вать самолет так, чтобы угол тангажа увеличивался (рис.’3.21).
Угол атаки начнет увеличиваться (приращение ДаХ)), что вызо-
вет приращение подъемной силы ДУ. Траектория полета самолета
начнет искривляться вверх (угол наклона траектории 0п>0).
На рис. 3.21 не показано изменение во времени момента соб-
ственного демпфирования самолета Лй»г, так как переходные
процессы при стабилизации высоты полета протекают примерно
в ,10 раз медленнее процессов стабилизации угла тангажа (или
управления по тангажу). Поэтому угловая скорость самолета &>z
в рассматриваемом примере будет незначительной.
На рис. 3.21 отмечены три характерные точки переходных про-
цессов. В .точке ti суммарный момент Мгъ, действующий на са-
молет, меняет знак-. За счет его тормозящего действия приращение
угла тангажа начнет уменьшаться.
92
Рис. 3.21. Автоматическое управление самолетом
при устранении начального отклонения по высоте
Точка /2 характерна тем, что в этот момент времени наступает
равенство сигналов (см. выражение 3.16*):
k> Д& zz: .
Поскольку, параметры Д& и &Н имеют различные знаки, то
следовательно, в точке /2 бв=0. Затем за счет сигнала Aft руль
высоты отклонится в противоположную сторону, оказывая на са-
молет тормозящее действие (см. рис. 3.21).
Точка характерна тем, что здесь приращение угла атаки Да
становится равным нулю и, как следствие, в точке /3 прекраща-
ется действие на самолет положительного приращения подъемной
силы. Но, поскольку приращение угла тангажа ДО будет продол-
жать уменьшаться, то угол Да изменит рвой знак на противопо-
ложный, что повлечет за собой возникновение «отрицательной»
93
подъемной силы ДУ. Как видно из рис. 3.21, эта составляющая
обеспечивает искривление траектории полета в обратную сторону
(угол 0П начнет уменьшаться). Самолет плавно изменяет высоту
полета .до Я = Я3ад; по окончании переходных процессов вектор
скорости V повернется в свое исходное горизонтальное положение
(0п=0).
Таким образом, сигнал, пропорциональный углу тангажа ДО,
в законе управления 3.16* выполняет функцию демпфирования
самолёта по высоте, поскольку за счет этого сигнала в момент
времени t2 руль высоты вернется в балансировочное положение
(6в = 0), а затем отклонится в противоположную сторону, вызы-
вая тормозящее действие на самолет.
В процессе проектирования системы автоматического управ-
ления АБСУ-134 для самолета Ту-134А при моделировании систе-
мы «самолет — автопилот» оказалось, что сигнала ДО в законе
управления 3.16* явно недостаточно для получения оптимального
переходного процесса по высоте. Поэтому было принято решение
ввести в закон управления дополнительный сигнал, пропорцио-
нальный скорости изменения высоты. Тем самым демпфирование
системы будет улучшено и подбором передаточного коэффициента
kfi можно улучшить ее переходные процессы.
, 3.5.3.2. Компенсация статической ошибки самолета по высоте
при введении в закон управления автопилота динамических фильтров
Рассмотрим сначала причины появления статической ошибки
по высоте. Для этого проанализируем поведение системы «само-
лет—автопилот» («упрощенный» закон управления 3.16*) при
попадании самолета в вертикальный порыв, имеющий во времени
форму скачка.
Как видно из рис. 3.22а, наличие приращения угла атаки
Да = ав вызовет момент продольной статической устойчивости,
стремящийся повернуты нос самолета вниз. Поскольку в момент
времени /=0 нет приращения угла тангажа и приращения высоты
полета (Д'0=0, Д/7—0), то автопилот с рассматриваемым упро-
щенным законом управления 3.16* на такое возмущение реагиро-
вать не будет.
Однако по мере разворота самолета по тангажу (A'fXO) руль
высоты будет отклоняться вверх, создавая момент Л4г8В, , стре-
мящийся скомпенсировать действие на самолет внешнего возму-
щения. Это приведет к тому, что за отрезок времени переходного
процесса от 0 до происходит почти полная компенсация прира-
щения угла тангажа. Поскольку высота полета изменяется значи-
тельно медленнее во времени, чем углы тангажа и атаки, то в
рассматриваемый начальный отрезок времени можно принять
Д/7«0.
На рис. 3.226 показано изменение во времени параметров про-
дольного движения самолета. К моменту времени i=t} прираще-
94
Рис. 3.22. Автоматическое управление самолетом при попадании его
в восходящий поток большой протяженности:
а — действие на самолет моментов и сил; б — переходные процессы
ние угла атаки Да->0, следовательно, и момент продольной ста-
тической устойчивости Маг -»-0. Однако поворот вектора путевой
скорости Уп на угол 0П вызовет появление вертикальной скорости
самолета относительно земли Vy = Уп sin 6. Приращение высоты
ДЯ приведет к тому, что руль вновь, начнет отклоняться вверх,
вызывая разворачивающий момент ЛТгвв-. Самолет разворачива-
ется по тангйжу навстречу потоку, при этом вектор путевой ско-
рости будет поворачиваться в том же направлении до тех пор,
пока угол 0П станет равен нулю.
Следовательно, по окончании переходных процессов самолет
вновь будет лететь горизонтально, но с ошибкой по высоте ДЯуст
(см. рис. 3.226). Величина ошибки может быть определена из
закона управления 3.16* из условия равенства сигналов, имеющих
противоположные знаки:
ДДуСТ — &//ДЯуст..
Отсюда
Д//уСТ= -г— Д0уСТ = —- Дав. (3.18)
kH
Рассмотрим процесс управления самолетом по высоте при
использовании изодромного закона управления 3.16. Прежде чем
проделать преобразование, принимаем допущения, которые не
отражаются на принципе интегрального регулирования:
7^ = 0 — сервопривод безынерционный;
7 = 0 —полет прямолинейный;
95
F(AH)=kiiAH —здесь пренебрегаем сигналом произ-
водной Н, назначение которого было
рассмотрено выше.
г> Т«р
Разделив левую и правую части уравнения на —-———>
получим выражение
+ (3.19)
\ тиР ! \ тиР+х )
или
8в = ® + k»A8 -}* kнАН-\-ki_н — д//
р Р"
где
.' , . ,, kH
я» == м + -s—; к— дя =—sr— .
*и Р 7 и
В связи с тем, что Та= 12 с, передаточный коэффициент k&
мало отличается от исходного .
Полученный закон управления автопилота характеризует регу-
лятор с жесткой обратной связью, в котором используется допол-
нительный сигнал, пропорциональный интегралу от изменения
высоты полета.
Недостатком введения интегрального звена в закон управле-
ния регулятора является уменьшение устойчивости системы «са-
молет—автопилот». Это приводит при прочих равных условиях
к колебательному переходному процессу (рис. 3.23). Чтобы избе-
жать колебаний в режиме стабилизации высоты при сохранении
астатичности регулирования (Д//уОт->0), увеличивают искусствен-
96
ное демпфирование самолета по тангажу (передаточный коэффи-
циент k$ увеличен вдвое по сравнению с аналогичным коэффи-
циентом в режиме стабилизации угла тангажа) и по высоте (за
счет введения сигнала, пропорционального Н).
Таким образом, изодромный закон управления 3.16 автопилота
АП-134 обеспечивает астатическое регулирование высоты полета
при действии на самолет внешних возбуждений. При этом каче-
ство регулирования сохраняется в пределах допустимых требо-
ваний.
3.6. РЕЖИМ УПРАВЛЕНИЯ ЗАДАННЫМ КУРСОМ
(РЕЖИМ «ЗК»)
Режим «ЗК» используется для автоматического перевода само-
лета на новый заданный курс. Управляющий сигнал режима
вырабатывается в вычислителе СТУ-134 и подается в виде
ЛТзВ 9ал Над И ^эад Над на сумматоры каналов крена и
курса (см. рис. 3.9).
Закон управления бокового канала в рассматриваемом режиме
можно записать:
F. (Г» р+1) 8э = F, (k- i -f- fen - fe’ );
I _ зал *з«Д (3.20)
Ft (Тя p + 1) 8И — Ft (£ф Ф — ЯфД fe?3aa Тзад )»
где fa ад = k, Дфзк; Афзк = фкс — фзад?
> _ -J гРад 7зад
ф — граду
Величину угла 1|)3ад пилот выставляет кремальерой по шкале
прибора НКП-4, разворачивая стрелку «ЗК» относительно внут-
ренней подвижной шкалы текущего курса (фис). Если величина
Аф зк окажется достаточно большой, то и в этом случае за счет
ограничителя F2 самолет будет разворачиваться в сторону задан-
ного курса с углом крена, не превышающим 20°. При дальнейшем
уменьшении Дфзк элероны отклонятся в противоположную сто-
рону, создавая момент ЛПбэ для вывода самолета из крена,
скорость разворота самолета будет плавно уменьшаться и станет
равной нулю при Афзк ->0. Стабилизация самолета на новом
курсе будет осуществляться вплоть до отключения режима «ЗК».
3.7. РЕЖИМ СТАБИЛИЗАЦИИ ЗАДАННОГО АЗИМУТА
(РЕЖИМ «VOR»)
В этом режиме в автопилоте используется управляющий сигнал
Тзад, который формируется в вычислителе СТУ-134. При вклю-
чении режима «VOR» управляющий сигнал через передаточные
7—1386
97
коэффициенты k3 и подается на сумматоры каналов
зад *зад
крена и курса (см. рис. 3.9).
Закон управления бокового канала в режиме стабилизации
заданного азимута записывается:
Л (Г8 „+ 1) 8э = Ft(k. Т + М - ^зад 7задВ),
F, (Тн р + 1) 8Н = Л ф - п.^ - fe” ад 7наВ) ,
где 7 задС — бдфДфзК + --------(Л^ДА — Йусфсн).
71Р + 1
3.8. РЕЖИМ СТАБИЛИЗАЦИИ САМОЛЕТА НА ЛИНИИ
- ЗАДАННОГО ПУТИ (РЕЖИМ «АП-АНУ»)
Автоматическая стабилизация самолета на линии заданного
пути (ЛЗП) используется для автономной навигации по заранее
проложенному маршруту. Доплеровская радиотехническая систе-
ма измеряет скорость самолета и угол сноса и на основе этой
информации в автоматическом навигационном устройстве (АНУ)
вычисляется линейное отклонение самолета от ЛЗП — Z, а также
линейная скорость отклонения — Z. Управляющий сигнал уаадУ
формируется в блоке связи (см. рис. 3.25) в виде:
= + Ш (3.22)
и подается в автопилот.
Закон управления бокового канала автопилота в режиме ста-
билизации самолета на ЛЗП можно записать:
Fs (Тэ р + 1) 8Э = F, (fe • , + М - Т*н/);
о •
(Ун р + 1) — Ft ф ?зад
Для иллюстрации рассматриваемого режима приведем пример,
когда самолет, летящий параллельно ЛЗП на расстоянии Z, необ-
ходимо привести ’на ЛЗП по кратчайшей траектории и без пере-
регулирования (рис. 3.24). Величина линейного отклонения Z
ограничена величиной Zorp = 2 км. Следовательно, если Z>Zorp
(как это показано на рис. 3.24а), то в точке 1 управляющий сиг-
нал будет определяться выражением
АНУ _ < 7
|зад — rczZ'Orp*
Это приведет к накренению самолета в сторону ЛЗП и развороту век-
тора скорости, что вызовет появление сигнала
Z ~ V sin АфПодХ.
(здесь Дфподх — угол между вектором скорости и ЛЗП). В рас-
сматриваемом примере Z->-0, поэтому величина управляющего сиг-
98
Рис. 3.24. Режим стабилизации самолета
иа линии заданного пути:
а — траектория приведения самолета на
новую . ЛЗП; б — векторная диаграмма
скоростей
нала, как видно из выражения 3.22, будет уменьшаться. В точке 2
траектории управляющий сигнал станет равным нулю, так как
~~ ^~Z — О*
Самолет с постоянным углом Дфподх (см. рис. 3.246) будет
приближаться к ЛЗП.
В точке <?, отстоящей от ЛЗП на расстояние Zorp = 2 км, прои-
зойдет искривление траектории движения самолета, поскольку
управляющий сигнал у^у изменит знак на противоположный
по отношению к участку 1—2. Сигнал Z будет плавно уменьшать-
ся, и самолет также плавно подойдет к ЛЗП. Начиная с точки 4,.
будет осуществляться режим стабилизации самолета на ЛЗП.
Выбором передаточных коэффициентов k2 и k'2 добиваются
оптимальной величины угла подхода Д^подх для средней скорости
маршрутного полета самолета и оптимального по длительности
участка «вписывания» самолета в заданную траекторию — ЛЗП.
На рис. 3.25 приведена функциональная схема формирования
управляющего сигнала Автоматическое навигационное уст-
7*
99
Сигналr3aa=KzZ+ty: в БУС-2--1 и БУС-}
Рис. 3.25. Функциональная схема формирования управляющего сигнала уДдУ
ройство АНУ-1, входящее в комплект системы НАС-1, выдает на
блок связи (блок «15») электрический сигнал постоянного тока,
пропорциональный боковой составляющей путевой скорости
Wx— Z. После преобразования и усиления этот сигнал интегриру-
ется с помощью двигателя-генератора, расположенного внутри
индикатора бокового отклонения (блок «16»). Этот индикатор
устанавливается на приборной доске штурмана и снабжен кре-
мальерой для ввода ХЭад (линейное боковое уклонение — ЛБУ).
Потенциометр блока «16» имеет линейный участок, соответст-
вующий ZOrp = 2 км. При отклонении ползунка потенциометра за
пределы этого участка, сигнал с потенциометра не изменяется.
Сигналы Z и Z через подстроечные потенциометры поступают
на сумматор и далее на следящую систему (преобразователь—
усилитель—двигатель). С потенциометра следящей системы сум-
марный сигнал, соответствующий управляющему сигналу V^y,
подается в автопилот.
100
Глава 4
ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СХЕМА АВТОПИЛОТА АП-134
4.1. БОКОВОЙ КАНАЛ
Электрические цепи бокового канала автопилота расположены
в двух кассетах-блоках управления и сигнализации; БУС-3 (канал
курса) и БУС-2-1 (канал крена). Управление электрическими
цепями бокового и продольного каналов осуществляется с помо-
щью блока управления и коммутации БУК-3.
Рассмотрим принципы построения электрической схемы боко-
вого канала автопилота, ее функционирование в различных режи-
мах (кроме режима захода на посадку, который изложен в гл. 5).
4.1.1. Режим «ПОДГОТОВКА»
Режим «ПОДГОТОВКА» используется в автопилоте для под-
готовки всех электрических цепей автопилота (синхронизация
исходного положения датчиков, усилителей, рулей) к «безудар-
ному» включению рулевых машин, т. е. такому включению, при
котором выходной вал рулевой машины не поворачивался бы в
момент включения. Этим обеспечивается сохранение балансиро-
вочного положения рулей самолета в момент включения авто-
пилота.
После взлета самолета и подъема на высоту 400—600 м пилот
устанавливает выключатели «БОК» и «ПРОД» на пульте управ-
ления во включенное положение и включает выключатель «ПОДГ.
АП». Через его контакты напряжение +27 В подается на обмот-
ку реле Р4 в БУК-3 (рис. 4.1.).
Через контакты реле Р4 напряжение +27 В подается на обмот-
ку реле Р1 (в БУС-3 — рис. 4.2), контакты которого подключают
питание +27 В с АЗС «АП» на клемму ПЗ/2 усилителя серво-
привода (У1) канала курса.
В режиме «ПОДГОТОВКА» в каналах курса и крена осуще-
ствляется центрирование усилителей сервопривода, т. е. происхо-
дит режим обнуления выходного сигнала.
Какие причины могут вызвать появление сигнала рассогласо-
вания на выходе усилителя У1? Поскольку все сигналы управле-
ния в режиме «ПОДГОТОВКА» отключены, то единственный сиг-
нал, который может быть не равным нулю, это сигнал, пропор-
101
циональный углу бн (£7жос ). Его величина определяется балан-
сированным положением руля направления в том режиме полета
самолета, в котором происходит включение питания.
Сигнал с датчика жесткой обработки связи Джос усиливается
усилителем низкой частоты У4 и преобразуется в напряжение
постоянного тока, полярность которого зависит от фазы сигнала.
После усиления сигнала жесткой обратной связи в усилите-
ле-сумматоре УМ-7М, входящем в состав усилителя сервопри-
вода У1, с выходной клеммы ПЗ/5 сигнал ДВЫхМу через нормаль-
но замкнутые (НЗ) контакты реле Р13 и резистор R47 подается
на обмотку управления магнитного усилителя У16. Этот же сиг-
нал через НЗ контакты реле РЮ и PH подается на входную
клемму 12 компаратора У14, в качестве которого используется
сигнализатор напряжения СН-11М (электрическая схема и прин-
цип действия его изложен в гл. 6).
Предположим, что сигнал рассогласования ДВЫхМУ ^1 В и
превышает порог срабатывания компаратора У14. Реле Р1 срабо-
тает и через его контакты напряжение +27 В подается на обмот-
ку реле Р32 в БУС-2-1 (рис. 4.3). Контакты реле Р32 размыкают
цепь питания обмотки бленкера «ПОДГ» на пульте управления
( + 27 В «ПОДГ. АП» — НЗ контакты реле Р31 и Р32 в БУС-2-1 —
НЗ контакты реле Р17 и Р22 в БУК-3 — обмотка бленкера).
Как видно из рис. 4.3, реле Р32 в БУС-2-1 срабатывает также
и при срабатывании компаратора У14 канала крена, т. е. является
логическим элементом «ИЛИ» сигнализации окончания режима
«ПОДГОТОВКА».
Кроме того, в схеме предусмотрена блокировка возможности
включения рулевых машин каналов курса и крена в случае, если
усилители сервопривода этих каналов не сцентрированы.
В канале курса (см. рис. 4.2) центрирование усилителя осуще-
ствляется автоматически с помощью следящей системы, состоя-
щей из усилителя У16 и двигателя с двумя потенциометрами.
С потенциометра R4 сигнал жесткой обработки связи подается
на входную клемму 6 операционного усилителя Уб, с выхода
которого У6/1 напряжение рассогласования прикладывается к
одной из обмоток усилителя УМ-7М. Ампер-витки этой обмотки
направлены встречно ампер-виткам обмотки П1/9, 10, на которую
подается сигнал жесткой обработки связи. По мере отработки
ползунка потенциометра R4 сигнал рассогласования уменьшается
до нуля.
В канале крена механизм автоматического центрирования от-
сутствует. Однако, если на выходе усилителя сервопривода будет
сигнал рассогласования и сработает компаратор- У14 в БУС-2-1
(бленкер «ПОДГ» на пульте управления в этом случае сработать
не сможет), пилот может вручную сцентрировать канал крена с
помощью рукоятки «КРЕН», расположенной на пульте управле-
ния. К потенциометру рукоятки «КРЕН» подается постоянное
напряжение (см. рис'. 4.3), а напряжение с ползунка через рези-
102
crop R9 — на вход операционного усилителя (Уб), с выхода кото-
рого усиленный сигнал через резистор R42 подается на обмотку
П1/11,12 магнитного усилителя УМ-7М. Принцип центрирования
здесь тот же, что и в канале курса. По окончании процесса цент-
рирования в компараторе У14 контакты реле Р1 приходят в ис-
ходное состояние, реле Р32 обесточится и замкнется цепь питания
обмотки бленкера «ПОДГ».
Таким образом, при согласованном положении сервопривода
каналов курса и крена появляется надпись «ПОДГ» на бленкере
бокового канала.
4.1.2. Режим стабилизации курса
По окончании процесса согласования бокового канала, если на '
бленкере появляется надпись «ПОДГ», пилот нажимает кнопку
«ВКЛ. АП» на пульте управления. Импульс напряжения +27 В
с контактов кнопки подается на обмотку реле Р8 БУК-3
(см. рис. 4.1). Минусовая клемма обмотки реле Р8 подключается
на —27 В в случае исправности всех цепей бокового канала
(сигнал «ИСПРАВНОСТЬ»). Это определяется логическим уст-
ройством системы встроенного контроля АБСУ-134. Логическое
устройство расположено в блоке контроля режимов БКР-3- В об-
щем виде алгоритм формирования сигнала «ИСПРАВНОСТЬ»
показан на рис. 1.4.
При наличии сигнала —27 В «ИСПРАВНОСТЬ» от кнопки
«ВКЛ. АП» сработает реле Р8, подавая напряжение +27 В об-
мотки готовности бокового канала к включению на реле Р21 и
Р121. Как видно из рис. 4.1, эти реле имеют две обмотки: обмотка
включения (справа) и обмотка отключения. Здесь используются .
реле с магнитной защелкой типа РПС, которые являются дистан-
ционными переключателями с двумя устойчивыми положениями.
Положение якоря реле сохраняется после снятия напряжения с
обмотки включения или с обмотки отключения. На рис. 4.1 кон-
такты поляризованных реле показаны в положении «СБРОС».
В минусовой цепи всех поляризованных реле бокового канала
установлены НЗ контакты реле Р88, которые срабатывают от
сигнала «ТЕСТ СВК». Следовательно, команда на отключение
автопилота, которая вырабатывается в логическом устройстве СВК
в режиме тест-контроля, не сможет отключить канал, а только
включит сигнализацию.
Контакты реле Р21 замыкают плюсовую цепь питания обмотки
электромагнитных муфт рулевых машин руля направления и эле-
ронов. Контакты реле Р121 одновременно замыкают минусовую
цепь питания этих же электромагнитных муфт.
Примечание. Если прн нажатии кнопки «ВКЛ. АП» пилот не обратит внимание
на бленкер, на котором еще нет надписи «ПОДГ» (процесс согласования
каналов курса и крена не окончен), автопилот не включится в работу. НЗ
контакты реле Р32 в БУС-2-1 разомкнуты, и поэтому будет отсутствовать
1,03
напряжение +27 В на клемме Шн/17 БУК-3 (см. рис. 4.1). Даже при замы-
кании контактов реле Р8 на обмотки включения реле Р21 и Р121 напряже-
ние подаваться не будет, так как сигнал «ИСПРАВНОСТЬ» на обмотку
реле Р8 с БКР-3 подается только в случае окончания режима «ПОД-
ГОТОВКА». Таким образом, предусмотрена двойная блокировка возмож-
ности включения автопилота при отказах в цепях бокового канала.
При замыкании контактов реле Р21 срабатывает реле Р22,
контакты которого размыкают цепь питания бленкера «ПОДГ».
Одновременно подается напряжение +27 В на обмотку бленкера
«ВКЛЧ». Надпись «ВКЛЧ» на зеленом фоне бленкера сигнали-
зирует о включенном состоянии автопилота.
В режиме стабилизации курса в боковом канале используется
сигнал Дфкс, который вырабатывается блоком связи с курсовой
системой БС-1 (см. рис. 3.10).
Рассмотрим электрическую схему блока связи БС-1, изобра-
женную на рис. 4.4.
Напряжение +27 В с контактов реле Р21 блока БУК-3
(см. рис. 4.1) через НЗ контакты реле Р36 и Р31 подается на
обмотку реле Р35, которое своими контактами подключает —27 В
на клемму 1 реле времени У10. Реле времени запускается и через
/3 = 5 с замыкает свои контакты, подключая питание на обмотку
реле Р32. Через контакты реле Р32, диод V22 напряжение +27 В
подается (через клемму БС-1) на обмотки реле Pl, Р2 и электро-
магнитную муфту ЭММ. Одна пара контактов реле Р1 снимает
питание +27 В с усилителей следящей системы У1 и У2*, вто-
рая — переключает ротор сельсина-приемника с входа усилителя
У1 на вход усилителя УЗ. С выхода преобразователя У4 снимает-
ся постоянное напряжение Uдф, которое используется для фор-
мирования сигнала стабилизации в каналах курса и крена.
Для исключения возможности «самохода» двигателя ДГМ-0,1
две пары НЗ контактов реле Р2 размыкают цепь питания обмотки
возбуждения.
Как видно из рис. 4.1, с контактов реле Р21 напряжение +27 В
подается на светосигнальное табло «АП. БОК», расположенное
на средней приборной доске пилотов. Алгоритм включения сигна-
лизации представлен на рис. 1.4.
В канале курса (см. рис. 4.2) по сигналу +27 В «СТАВ. БОК»
с контактов реле Р21 БУК-3 срабатывает группа реле Р2 — Р5,
РЮ — Р13, Р19, Р21, а также электромагнитная муфта ЭММ в
устройстве согласования МИ-10.
НЗ контакты реле Р12 «снимают» напряжение 36 В 400 Гц
(фаза С) с магнитного усилителя У16, а НЗ контакты реле Р13
размыкают цепь входной обмотки. Для предотвращения «само-
хода» двигателя ДИД-0,5 его ротор стопорится с помощью элек-
тромагнитной муфты. Таким образом, отключается следящая си-
* В качестве усилителя следящей системы используется усилитель низкой
частоты, состоящий нз двух модулей.
104
Рис. 4.4. Электрическая схема блока связи с курсовой системой БС-1
105
стема, которая использовалась для согласования канала курса
в режиме «ПОДГОТОВКА». Одновременно контактами РЮ и PH
отключается выход усилителя сервопривода (клемма ПЗ/5) от
компаратора У14, который использовался в качестве устройства
сигнализации рассогласования на выходе усилителя сервопривода
(см. п. 4.1.1).
Контактами реле Р2, РЗ, Р4 и Р5 подключаются сигналы уср
(усредненный сигнал крена трех ЦГВ, полученный в блоке конт-
роля датчиков БКД-1*) и if. Сигнал Дфкс подключается через 5 с
после включения автопилота контактами реле Р1 блока связи
БС-1.
В режиме стабилизации заданного курса перечисленные сиг-
налы суммируются на входе усилителя Уб. Для выбора переда-
точного коэффициента по каждому из сигналов служат регулиро-
вочные потенциометры R9, Rll, R13, ползунки которых выведены
на лицевую часть блока БУС-3.
С выхода усилителя Уб (клемма 1) суммарный сигнал пода-
ется через резистор R23 на обмотку управления входного магнит-
ного усилителя УМ-7М сервопривода У1, где суммируется с сиг-
налами жесткой и скоростной обратной связи, которые после пре-
образования подаются на обмотки П1/9, 10, П1/4,5 усилителя
УМ-7М. В режиме стабилизации курса, равно как и в других ре-
жимах, суммарный управляющий сигнал ограничивается величи-
ной, соответствующей углу отклонения руля направления от ней-
трали 6Н= ±3,2° (6рм = 40°).
Ограничение выполнено с помощью диодной схемы с потен-
циометрами R31 и R32, задающими начальное смещение на диоды
V4 и V5. Диодная схема через НЗ контакты Р14 и Р15 включена
в цепь обратной связи усилителя Уб, что обеспечивает ограничение
входного сигнала при определенном уровне входного напряжения.
Ползунки потенциометров R31 и R32 «ОГР. 1» и «ОГР. 2» выве-
дены на лицевую панель блока БУС-3.
Контакты реле Р14 и Р15 в цепи ограничителя являются тех-
нологическими и обеспечивают его отключение при наземной про-
верке автопилота.
Реле Р19, которое срабатывает при включении автопилота, слу-
жит для замыкания цепи между клеммами 3 и 5 компаратора
У14, чем обеспечивается его работа в режиме «памяти». Контак-
ты реле Р21 служат для самоблокировки обмоток реле Р19, Р21
по цепи +27 В «ПОДГОТ. АП».
В канале крена (см. рис. 4.3) по сигналу +27 В «СТАВ. БОК»
с контактов'реле Р21 БУК-3 срабатывает группа реле Р2 — Р5,
РЮ, Р11, Р34, Р35.
* Электрическая схема и принцип действия блока контроля датчиков БКД-1
изложены в гл. 6.
106
Контакты реле Р35 обеспечивают включение в режим «памя-
ти» компаратора У14, а контакты реле Р34 служат для самобло-
кировки. .
Контакты реле РЮ и Р11 переключают вход компаратора
У14 с контроля согласованного положения усилителя сервопри-
вода на контроль работы автопилота с помощью аналогового уст-
ройства.
Реле Р2, РЗ служат для подключения сигнала уСр на вход
усилителя Уб канала крена; реле Р4, Р5 — сигнала у. Через
/3=5 с на клемму Шн/14 подключается сигнал Афкс с выхода
блока связи БС-1.
Суммарный управляющий сигнал усиливается операционным
усилителем Уб и с выхода его подается на обмотку управления
входного магнитного усилителя УМ-7М сервопривода канала кре-
на У1. Этот сигнал суммируется с сигналами жесткой и скорост-
ной обратной связи, поступающими соответственно на управляю-
щие обмотки УМ-7М П1/9, 10 и П1/4, 5.
В отличие от канала курса ограничитель в канале крена выпол-
нен двухступенчатым. Потенциометрами R48 и R49 («ОГР. 1» и
«ОГР. 2»), ползунки которых выведены на лицевую панель
БУС-2-1, регулируется ограничение управляющего сигнала, соот-
ветствующее углу отклонения элеронов от нейтрали 6Э=±3,5°
(6рм = 42°). Потенциометрами R50 («ОГР. 11») и R51 («ОГР. 12»)
регулируется ограничение отклонения элеронов для режима захо-
да на посадку. Реле Р54 и Р55, контакты которых переключают
ползунки потенциометров, срабатывают по сигналу +27 В выпу-
ска закрылков.
RC — фильтр в цепи обратной связи усилителя Уб
(R43 = 82 кОм, С10=1,5 мкФ) обеспечивает ему свойства аперио-
дического звена с передаточной функцией 1Гв (р) = —т к* .— ,
где постоянная времени 76 = 0,1 с. Это необходимо для фильтрации
собственных колебаний системы управления.
Чтобы отключить автопилот, нужно подать импульс +27 В
определенной продолжительности на обмотку отключения реле
Р21 и Р121 |(см. рис. 4.1). Это происходит в трех следующих
случаях:
1. Пилот нажимает кнопку быстрого отключения (КБО), рас-
положенную на штурвале. Импульс +27 В подается через диод
V8 на обмотки отключения реле Р21 и Р121. Одновременно через
Диод V3 импульс подается на обмотку реле Р5, НЗ контакты
которого размыкают цепь питания обмотки реле Р4. Со всех це-
пей снимается напряжение +27 В «ПОДГ. АП». Поскольку
реле Р5 имеет самоблокировку через контакты выключателя
«ПОДГ. АП», то для повторного включения автопилота необхо-
димо этот выключатель поставить в положение «ОТКЛ», а затем
107
снова включить. Тогда реле Р5 отпустит свои контакты и цепь реле
Р4 будет подготовлена для повторного включения.
2. Пилот устанавливает выключатель «ПОДГ. АП» на пульте
управления в положение «ОТКЛ». Напряжение +27 В подается
на обмотки реле Р15 и Р16, представляющие собой элементы
ячейки, формирующей импульс определенной длительности. Ток
заряда конденсатора С2 проходит по обмотке реле Р16, вызывая
его срабатывание. По мере заряда конденсатора, ток уменьшает-
ся и через некоторое время становится меньше тока отпускания.
Резистор R21 с контактами реле Р15 служит для создания цепи
разряда конденсатора С2 после отпускания контактов реле Р15.
Через контакты реле Р16 импульс +27 В через диод V9 пода-
ется на обмотки отключения реле Р21 и Р121.
3. Пилот устанавливает выключатель «БОК» на пульте управ-
ления в положение «ОТКЛ». При этом замыкается минусовая
цепь обмоток реле Р17 и Р18, которые срабатывают, так как с
контактов реле Р4 на обмотки реле Р17 и Р18 подается напряже-
ние +27 В. НЗ контакты реле Р17 размыкают цепь питания об-
мотки бленкера «ПОДГ», а через контакты реле Р18 подается
напряжение +27 В на обмотки реле Р19 и Р20. Эти реле форми-
руют импульс напряжения +27 В определенной длительности
(через контакты реле Р20), который используется для отключен
ния реле Р21 и Р121. Принцип формирования импульса изложен
на примере реле Р15 и Р16.
-В каждом из трех случаев возможного отключения автопилота
пилотом на бленкере бокового канала (пульт управления ПУ-45)
появляется надпись «ОТКЛ»- Автопилот может быть отключен
автоматически по команде системы встроенного контроля (СВК*).
Напряжение.+ 27 В с выхода логического устройства (блок конт-
роля режимов БКР-3) подается на клемму Шн/13, а затем на
обмотки отключения реле Р21 и Р121. Одновременно этот сигнал
через диод V7 подается на схему включения сирены, которая
прерывно звучит в течение 4 с. Как видно из рис. 4.1, в схеме
предусмотрено включение сирены также при нажатии кнопки
быстрого отключения. Импульс +27 В с контактов КБО через
диод V6 подается на клемму Шв/11 и далее на схему включения
сирены. ~
Отключение автопилота происходит также по сигналу системы
контроля питания по переменному току, который в виде напря-
жения +27 В подается на клемму Шв/63 БУК-3, в результате
чего срабатывает реле РЗЗ, через контакты которого и через вы-
ключатель «ПОДГ. АП» на пульте управления напряжение +27 В
подается на обмотку реле Р5- В дальнейшем схема работает так
же, как и при отключении от КБО, за исключением сирены (прин-
цип действия и электрическая схема системы контроля питания
описаны в гл. 6).
* Принцип действия СВК и электрические схемы ее элементов приведены
в гл. 6.
108
Включаются светосигнальные табло «УПРАВЛЯЙ БОКО-
ВЫМ», расположенные на приборной доске левого и правого
пилотов.
Алгоритм автоматического отключения бокового канала пока-
зан на рис. 1.5.
4.1.3. Режим стабилизации заданного курса, выставленного
рукояткой «ЗК»
Режим стабилизации заданного курса, выставленного рукоят-
кой «ЗК» на шкале пилотажно-навигационного прибора, предпо-
лагает участие вычислителя СТУ для формирования сигнала
управления. Для включения этого режима пилот устанавливает
переключатель «СТУ» на пульте управления (см. рис. 4.1) в поло-
жение «ЗК». Напряжение +27 В с АЗС «СТУ» через контакты
переключателя «СТУ» подается на кнопку-лампу «КУРС»,_а так-
же на обмотки реле РЗО, Р40, Р41, Р43, Р108, расположенных
в БУК-3. Как видно из рис. 4.1, минусовая клемма обмотки реле
Р108 соединена с клеммой —27 В (исправность бокового канала
системы СТУ) через БКР-3, т. е. может сработать при наличии
сигнала об исправности вычислителя бокового канала СТУ.
При срабатывании перечисленных реле происходит следующая
коммутация в схеме БУК-3:
Через контакты реле РЗО, Р108 и НЗ контакты реле Р87 пода-
ется напряжение +27 В с АЗС «СТУ» на схему сведения верти-
кальных командных стрелок пилотажных приборов ПП-75 левого
и правого пилотов.
Контактами реле Р41 подготавливается цепь включения реле
Р34 (реле включения режима «ЗК»), а контактами реле Р40 бло-
кируется цепь одновременного включения реле Р27 (реле вклю-
чения режима захода на посадку) и реле Р39 (реле включения
режима «VOR»).
Через контакты реле РЗО напряжение +27 В подается на кон-
такты реле Р34. Как видно из рис. 4.1, минусовая цепь обмотки
включения Р34 подготавливается контактами реле Р11, которые
замыкаются в случае подачи с БКР-3 на обмотку реле PH сигна-
ла —27 В «ГОТОВНОСТЬ РЕЖИМА ЗК».
Включение режима «ЗК» производит пилот, нажав кнопку-
лампу «КУРС» на пульте управления. При этом напряжение
+ 27 В через контакты кнопки подается на лампу подсветки. Па-
раллельно напряжение +27 В подается на реле Р25 и Р26 БУК-3,
входящих в состав ячейки для формирования импульса опреде-
ленной длительности, который через контакты реле Р26 подается
на обмотку включения реле Р34. Его контакты замыкаются, обра-
зуя через диоды V41 и V21 цепи питания обмотки реле Р25 и
кнопки-лампы «КУРС». Кнопка-лампа будет продолжать гореть
после того, как пилот отпустит кнопку. Одновременно сработает
реле’ Р31, НЗ контакты которого размыкают цепь питания реле
109
Р35 (см. рис. 4.4). Реле отпускает свои контакты, что, в свою
очередь, приводит к размыканию минусовой цепи реле Р32 кон-
тактами реле времени.
Через контакты реле Р32 снимается напряжение +27 В с об-
моток реле Pl, Р2 и электромагнитной муфты в блоке связи БС-1.
Следящая система переводится в режим слежения за текущим
курсом самолета.
При замыкании контаков реле Р34 напряжение +27 В через
диод V41, клемму Шн/25 подается в блок усиления и суммиро-
вания БУС-2-1.
Одновременно напряжение +27 В подается на светосигналь-
ное табло «ЗК», расположенное на средней приборной доске пи-
лотов. Алгоритм включения сигнализации представлен на рис. 1.4.
В БУС-2-1 срабатывают реле Р12 и Р13 (см. рис. 4.3), их
контакты замыкают цепь сигнала усту с вычислителя СТУ,
который через подстроечный резистор R22 «ЗК» подается на вход
усилителя Уб для суммирования с сигналами уср и у. Одновремен-
но, сигнал усту через клемму Шн/10 подается на вход БУС-3,
где пропускается через RC-цепочку (R17, R18, R19, С13), которая
представляет собой апериодическое звено. Далее сигнал подается
на вход усилителя Уб для суммирования с сигналами уср и
(см. рис. 4.2).
Отключение режима «ЗК» происходит в трех рассмотрен-
ных в п. 4.1.2 случаях. Кроме того, предусмотрено отключение
режима ЗК с автоматическим переводом бокового канала автопи-
лота в режим стабилизации курса. Это происходит в одном из
перечисленных случаев:
1. Пилот переводит переключатель «СТУ» на пульте управле-
ния в нейтральное положение. Напряжение +27 В снимается с
обмоток реле РЗО, Р40, Р41 и Р43. Через НЗ контакты реле РЗО
напряжение +27 В подается на обмотки реле Р28 и Р29, входя-
щие в состав ячейки формирования импульса +27 В определен-
ной длительности. Этот импульс через контакты реле Р29 и диод
V39 подается на обмотку отключения реле Р34, контакты которого
перебрасываются в исходное (разомкнутое) положение. Гаснет
светосигнальное табло «ЗК» на средней приборной доске пилотов,
реле Р31 отпускает свои контакты. Вновь замыкается цепь пита-
ния реле Р35, контакты которого «запускают» реле времени. Через
5 с срабатывает реле Р32 и замыкает цепь напряжения +27 В
на обмотки реле Pl, Р2 и электромагнитной муфты сцепления.
Блок связи БС-1 вновь переводится в режим стабилизации курса.
В БУС-2-1 отпустят реле Р12 и Р13 — цепь управляющего сиг-
нала усту размыкается.
2: Пилот включает один из режимов:
— режим управления от рукоятки «РАЗВОРОТ»;
— режим стабилизации линии заданного пути по сигналам
110
навигационного вычислителя (режим «АП+АНУ»), либо произ-
водит быстрое согласование гироагрегата курсовой системы кноп-
кой «БЫСТРОЕ СОГЛАСОВАНИЕ КС».
Во всех трех режимах напряжение +27 В через диоды соот-
ветственно V30, V31 и V32 будет подано на обмотку реле Р36
(см. рис. 4.4), контакты которого, во-первых, размыкают цепь
питания реле Р35, во-вторых, подают напряжение +27 В на об-
мотки реле Р37 и Р38, входящих в ячейку для формирования
импульса на отключение режима «ЗК». Импульс +27 В через
контакты реле Р36, Р38 и диод V37 подается на обмотку отклю-
чения реле Р34.
Через время 5 с после снятия напряжения с обмотки реле
Р36 автоматически подключается блок связи БС-1 и боковой ка-
нал переводится в режим стабилизации курса.
3. При отказе какой-либо цепи, участвующей в формировании
закона управления режима «ЗК», с выхода логического устрой-
ства подается сигнал +27 В «ОТКАЗ РЕЖИМА», который про-
ходит через клемму Шн/44 БУК-3 (см. рис. 4.1) и диод V37 на
обмотку отключения реле Р34. В другом случае сигнал «ОТКАЗ
РЕЖИМА» с БРК-3 подается по цепи: контакт Шн/33, диод V38,
обмотка реле Р34.
Таким образом, при включении режима «ЗК» загорается све-
тосигнальное табло «ЗК», расположенное на средней приборной
доске пилотов.
4.1.4. Режим стабилизации заданного азимута (режим «VOR»)
Режим стабилизации заданного азимута по сигналам радио-
технической системы навигации и посадки «КУРС-МП-2» (режим
«VOR»), также как и режим «ЗК», предполагает участие вычи-
слителя СТУ для формирования сигнала управления. Поэтому для
включения этого режима пилот устанавливает переключатель
«СТУ» на пульте управления автопилота в положение «СП, VOR»
(исходный режим — стабилизация курса по сигналам с блока
связи КС-1). Напряжение +27 В с АЗС «СТУ» через контакты
переключателя «СТУ» подается на кнопку-лампу «КУРС», а так-
же на обмотки реле РЗО и Р108, расположенных в БУК-3
(см. рис. 4.1). При срабатывании реле РЗО и Р108 в схеме блока
управления и коммутации происходят следующие переключения:
Через контакты реле РЗО, Р108 и НЗ контакты реле Р87 пода-
ется напряжение +27 В с АЗС «СТУ» на схему сведения верти-
кальных командных стрелок пилотажных приборов ПП-75 левого
и правого пилотов.
Через контакты реле РЗО напряжение +27 В подается на кон-
такты реле Р39 — реле включения режима «VOR». Как видно из
Рис. 4.1, минусовая цепь обмотки включения Р39 подготавлива-
ется контактами реле Р12, которые замыкаются в случае подачи
с БКР-3 на обмотку реле Р12 сигнала —27 В «ГОТОВНОСТЬ
РЕЖИМА VOR».
111
Включение режима «VOR» производит пилот, нажав кнопку--
лампу «КУРС» на пульте управления. При этом напряжение j
+27 В через контакты кнопки подается на лампу подсветки. Па- J
раллельно напряжение +27 В подается на реле Р25 и Р26 БУК-3, |
которые входят в состав ячейки для формирования импульса 'j
+27 В на включение реле Р39. Через контакты реле Р26, НЗ 1
контакты реле Р40 и контакты реле Р44 импульс +27 В подается ‘1
на обмотку включения реле Р39. Как видно из рис. 4.1, контакты J
реле Р44 будут замкнуты только в том случае, если на обмотку |
реле Р44 через клемму Шн/35, диод V51 будет подано напряжение |
+27 В «ВКЛЮЧЕН РЕЖИМ VOR» с радиотехнической систе- |
мой «КУРС-МП-2». -1
При замыкании контактов реле Р39 образуется^ цепь питания у
+ 27 В кнопки-лампы «КУРС» на пульте управления через диоды "я
V51, V21 и клемму Шн/22. Кнопка-лампа будет продолжать го- .1
реть после того, как пилот отпустит кнопку. Одновременно срабо- -Я
тает реле Р31, НЗ, контакты которого размыкают цепь питания J
реле Р35, что приводит к переводу блока связи БС-1 в режим 3
слежения за текущим курсом (см. п. 4.1.3). Через клемму Шн/32
напряжение +27 В подается на светосигнальное табло «VOR» 1
на средней приборной доске пилотов, чем обеспечивается сигна- «
лизация включенного режима «VOR». Я
Кроме того, при замыкании контактов реле Р39 напряжение J
+ 27 В через диод V51, клемму Шн/25 подается в блок усиления 1
и суммирования БУС-2-1 на обмотки реле Р12 и Р13 (см. рис. 4.3). Ц
Работа электрической схемы блоков БУС-2-1 и БУС-3 в рея^и- Л
ме «VOR» ничем не отличается от работы в режиме «ЗК» — для Я
регулировки управляющего сигнала используются те же подстро- -Я
ечные потенциометры (R22 в БУС-2-1 и R20 в БУС-3). Я
Исключение составляет следующее: при полете к маяку VOR Я
для уменьшения колебаний системы «самолет—автопилот» в ре- W
жиме «VOR» (см. п. 3.6) пилот включает переключатель «VOR Я
МЯГКО» на верхнем щитке. При этом напряжение +27 В через я
диод VI9 подается на обмотку реле Р41 в БУС-2-1 (см. рис. 4.3). Я
Контакты реле Р41 замыкают цепь ограничителя управляющего а
сигнала, состоящего из диодов VI и V2. Благодаря ограничению Я
исключаются колебания самолета по курсу. Я
Отключение режима «VOR» происходит точно так же, как от- Я
ключение режима «ЗК» (см. п. 4.1.3). Кроме того, отключение•
режима происходит при включении режима автоматического за- Щ
хода на посадку (сокращенно режим «СП» — система посадки). ЛЯ
Осуществляется это следующим образом. Я
Пилот устанавливает переключатель режимов на пульте уп-. я
равлеция «КУРС-МП-2», расположенном на средней - приборной Я
доске пилотов, в положение «СП-50». При этом через клемму
Шн/31 БУК-3, диод V79 напряжение +27 В подается на обмотку зз
реле Р42 и Р23. Через контакты реле Р42, через диод V21, кон- J
-. .+.ЯЯ
112 . ’ 1
такты реле Р26 и НЗ контакты реле Р40 напряжение +27 В
подается на обмотку включения реле Р27 (режим «СП») и одно-
временно, через диод V46 — на обмотку отключения реле Р39
(режим «VOR»), контакты которого перебрасываются в исходное
(разомкнутое) положение. Обмотка реле Р31 остается «под током»
(напряжение +27 В через контакты реле Р27 и диод V24 пода-
ется на его обмотку).
Кнопка-лампа «КУРС» на пульте управления автопилота будет
продолжать гореть, а вместо светосигнального табло «VOR» заго-
рится светосигнальное табло «КУРС». Кроме того, информация
о включенном режиме «СП» через клемму Шн/24 будет подавать-
ся в блок контроля режимов БКР-3.
Таким образом, при включении режима «VOR» загорается
светосигнальное табло «VOR», расположенное на средней при-
борной доске пилотов.
4.1.5. Режим стабилизации линии заданного пути
(режим «АП-АНУ»)
Режим стабилизации линии заданного пути реализуется в авто-
пилоте по сигналам Z и Z, которые формируются в навигационном
вычислителе АНУ-1 и через блок связи подаются в боковой канал
автопилота.
Включение режима «АП-АНУ» производит пилот после до-
клада штурмана о готовности системы ДИСС-АНУ к работе.
Пилот нажимает кнопку «АП-АНУ» на средней приборной доске
пилотов. До этого он должен убедиться, что переключатель «СТУ»
на пульте управления автопилота стоит в нейтральном положении,
светосигнальное табло «АП-БОК» горит, а. светосигнальные табло
«ЗК», «VOR» и «КУРС» не горят, т. е. включен исходный режим —
стабилизация курса по сигналам с блока связи КС-1.’
При нажатии кнопки «АП-АНУ» загорается светосигнальное
табло «АП-АНУ» на средней приборной доске. Одновременно на-
пряжение + 27 В подается на обмотку реле Р16 блока БУС-3
(см. рис. 4.2) и Р15 блока БУС-2-1 (см. рис. 4.3). Через контакты
реле Р16 напряжение с-блока связи с АНУ, пропорциональное
сумме сигналов kzZ + kzZ, подается через подстроечный потенцио-
метр R22 («ДИСС») на вход операционного усилителя Уб и да-
лее — на усилители сервопривода У1 канала руля направления.
Через контакты Р15 блока БУС-2-1 это же напряжение пода-
ется через подстроечный потенциометр R31 («ДИСС») на вход,
операционного усилителя Уб и далее на усилитель сервопривода
У1 канала элеронов.'
Отключение режима «АП-АНУ» происходит в каждом из сле-
дующих случаев:
1. Пилот нажимает на рукоятку «РАЗВОРОТ» на пульте уп-
равления. При этом импульс напряжения +27 В с контактов
8--13+S 113
рукоятки подается через клемму* Шв/19, диод V29 в БУК-3
(см. рис. 4.1), клемму Шв/18 на блок «16» (блок связи с АНУ,
входящей в состав доплеровской радиотехнической системы
ДИСС-013-134). Происходит отключение блбка связи. После от-
пускания рукоятки «РАЗВОРОТ» обесточится обмотка реле Р36,
что приводит к запуску реле времени У10 и включению через 5 с
режима стабилизации курса (см. п. 4.1.3).
2. Пилот нажимает кнопку «БЫСТРОЕ СОГЛАСОВАНИЕ
КУРСА» на пульте управления курсовой системы КС-8. При этом
импульс напряжения +27 В с контактов кнопки подается через
клемму Шв/19, диод VI13 в БУК-3, клемму Шв/18 на отключение
блока «16». Далее работа электрической схемы аналогична опи-
санной в п. 4.1.4.
3. Пилот включает один из трех режимов «ЗК», «VOR» или
«СП». При этом напряжение +27 В с контактов реле включения
режимов (соответственно Р34, Р39 и Р27) через диод V28, клемму
Шв/18 (см. рис. 4.1) подается на отключение блока «16». При
отключении режима «АП-АНУ» автопилот автоматически перево-
дится либо на режим стабилизации курса по сигналам курсовой
системы КС-8, либо в один из режимов, сигнал управления в ко-
торых формируется с участием системы траекторного управления
(режимы «ЗК», «VOR», «СП»), Во всех перечисленных, случаях
гаснет светосигнальное табло «АП-АНУ» на средней приборной
доске пилотов.
4.1.6. Режим управления от рукоятки «РАЗВОРОТ»
Прежде чем повернуть рукоятку «РАЗВОРОТ», расположенную
на пульте управления автопилота, необходимо ее нажать. При
этом напряжение +27 В с контактов микровыключателя подается
в БУК-3 через клемму Шв/19, диод V30 на обмотку реле Р36
(см. рис. 4.4). После срабатывания реле Р36 блок связи КС-1
переводится в режим слежения за текущим углом курса.
Одновременно напряжение +27 В через контакты реле Р36
подается на обмотки реле Р37 и Р38, с помощью которых форми-
руется импульс +27 В для отключения режимов «ЗК», «VOR»,
«СП» (соответственно через диоды V37, V47, V16).
При отклонении рукоятки «РАЗВОРОТ» напряжение с пер-
вого потенциометра через клемму Шн/13 БУС-2-1 (см. рис. 4.3)
подается через подстроечный потенциометр R27 («ПУ») на вход
операционного усилителя Уб и далее на усилитель сервопривода
У1 канала элеронов.
Одновременно напряжение с первого потенциометра рукоятки
«РАЗВОРОТ» через клемму Шн/13 БУС-3 (см. рис. 4.2) подается
через подстроечный потенциометр R16 («ПУ») на вход операци-
онного усилителя Уб и далее — на усилитель сервопривода У1
канала руля направления.
114
Второй потенциометр рукоятки «РАЗВОРОТ» используется для
подачи-сигнала упу в аналоговое устройство контроля (принцип
действия и работа электрической схемы аналогового устройства
списаны в гл. 6).
Таким образом, происходит координированное отклонение эле-
ронов и руля направления на углы, пропорциональные отклоне-
нию рукоятки.
При возвращении рукоятки в нейтральное положение контакты
микровыключателя размыкают цепь питания обмотки реле Р36,
которое отпускает свои контакты.
Замыкается цепь +27 В с НЗ контактов реле Р31 на обмотку
реле Р35, запускается реле времени У10 и через 5 с происходит
автоматическое включение режима стабилизации курса.
В схеме автопилота предусмотрена блокировка, которая не
дает возможности включиться боковому каналу на стабилизацию,
если рукоятка '«РАЗВОРОТ» находится не в нейтральном поло-
жении. В этом случае в режиме «ПОДГОТОВКА» срабатывает
реле Р31 БУС-2-1 (см. рис. 4.3), поскольку на его обмотку подано
напряжение +27 В с контактов микровыключателя рукоятки
«РАЗВОРОТ». Контакты реле Р31 размыкают цепь питания об-
мотки бленкера «ПОДГ.» через Шн/17 БУК-3 (см. рис. 4.1) и
обмотки включения реле Р21 через контакты реле Р8.
4.2. ПРОДОЛЬНЫЙ КАНАЛ
Электрические цепи продольного канала автопилота располо-
жены в кассете-блоке управления и сигнализации БУС-1. Управ-
ление электрическими цепями продольного канала осуществляет-
ся с помощью цепей коммутации, расположенных в блоке управ-
ления и коммутации (БУК-3).
Рассмотрим принципы построения электрической схемы про-
дольного канала автопилота, ее функционирование в различных
режимах.
4.2.1. Режим «ПОДГОТОВКА»
После взлета самолета и подъема на высоту 400—600 м пилот
устанавливает выключатели «БОК» и «ПРОД» на пульте управле-
ния во включенное положение, а выключатель готовности автопи-
лота — в положение «ПОДГ. АП». Через его контакты напряже-
ние + 27 В подаётся на обмотку реле Р4 в БУК-3 (рис. 4.5). Через
контакты реле Р4 напряжение +27 В подается на обмотку реле
РЗ и Р4 БУС-1 (рис. 4.6), контакты которых подключают питание
+ 27 В с АЗС «АП» на клемму ПЗ/2 усилителя сервопривода (У1)
канала руля высоты.
В режиме «ПОДГОТОВКА» на вход усилителя сервопривода
подключены два сигнала: i[7»c с выхода кворум-элемента теку-
8*
115
щего тангажа^ расположенного в блоке контроля датчиков |
'(БКД-1), и it/ffioc с датчика жесткой обратной связи рулевой ма- 1
шины руля высоты. После предварительного усиления и преобра- ]
зования сигналы суммируются1 и усиливаются на операционном
усилителе У10. Усиленный суммарный сигнал через резистор R54
подается на входную обмотку (клемма П1/12) магнитного усили-
теля УМ-7М сервопривода У1 канала руля высоты.
Сигнал рассогласования в виде напряжения постоянного тока «
с клеммы ПЗ/5 через НЗ контакты реле Р11 поступает на вход л
компаратора У2 (здесь как и в канале курса используется сигна-
лизатор напряжения типа СН-11М). Если it/вых му ^1 В, то кон- |
такты реле Р1 компаратора размыкают цепь питания обмотки
бленкера «ПОДГ. ПРОД» на пульте управления: +27 В «ПОД- |
ГОТОВКА АП» с БУК-3 через НЗ контакты реле Р1 СН-11М, Д
НЗ контакты реле Р5, клемму Ш/12 БУС-1 на клемму Шн/45 j
БУК-3 (см. рис. 4.5) и далее через НЗ контакты реле- Р65, Р71 з
на обмотку бленкера. -И
В канале руля высоты, так же как и в канале курса, предусмот-* 3
рено автоматическое центрирование с помощью электромеханйзма ‘1
типа МИ-10. На рис. 4.7а приведена функциональная схема про- 3
дольного канала автопилота, на которой сохранена нумерация i
элементов электрической схемы. J
Как видно из рис. 4.7а с выхода операционного усилителя У10
сигнал параллельно с У1 подается на вход усилителя У13 и далее j
после преобразования в магнитном усилителе У14 — на обмотку |
управления двигателя электромеханйзма МИ-10. С потенциометра '
жесткой обратной связи следящей системы одновременно снима- ;
ется сигнал для согласования продольного канала (через У10 на J
вход У1). . j
Операционные усилители У10 и У13 имеют большой коэффи- i
циент усиления. Поэтому для устойчивости следящей системы
в режиме согласования дополнительно используется гибкая отри- j
цательная обратная связь через дифференцирующее звено с перс- J
даточной функцией k(Tp + l). Реализуется апериодическое звено Я
на пассивной RC-цепочке (R62=6,2 кОм, С=4,7 мкФ — рис. 4.6).
Напряжение рассогласования на выходе У1 (клемма ПЗ/5) я
будет уменьшаться, и при достижений it/вых му <1 В контакты J|
реле Р1 в сигнализаторе напряжения СН-11М отпускают, замыкая Я
цепь питания обмотки бленкера «ПОДГ; ПРОД». Д
Таким образом, сигнализацией окончания режима «ПОДГО- Д
ТОВКА» в продольном канале служит появление надписи «ПОДГ»-Я
на бленкере продольного канала пульта управления ПУ-45. Д
4.2.2. Режим стабилизации угла тангажа Д|
По окончании процесса согласования пилот нажимает кнопку. Я
«ВКЛ. АП» на пульте управления. При этом импульс напряжения -Д
116
Рис. 4.7. Формирование жесткой обратной связи:
i — функциональная схема; б — структурная схема
117
+ 27 В с контактов кнопки подается на обмотку реле Р9 в БУК-3
(см. рис. 4.5). Минусовая клемма обмотки реле Р9 подключается
на —27 В в случае исправности всех цепей продольного канала,
участвующих в реализации алгоритма режима стабилизации угла
тангажа (см. рис. 1.4). При наличии сигнала «ИСПРАВНОСТЬ»
сработает ре^е Р9, замыкая цепь питания обмоток включения реле
Р69 и Р122.
Примечание. Если нажать кнопку «ВКЛ. АП» до того, как закончится процесс
согласования продольного канала автопилота, то импульс +27 В не обра-
зуется, так как на клемме Шн/45 не будет напряжения +27 В, которое
•подается через НЗ контакты реле Р1 сигнализатора напряжения в БУС-1.
(см. рис. 4.6). Сигнал «ИСПРАВНОСТЬ» на обмотку реле Р9 с БКР-3
подается только в случае окончания режима «ПОДГОТОВКА». Также как
и в боковом канале, здесь предусмотрена двойная блокировка, которая не
дает возможности включить автопилот при отказах.
Контакты реле Р69 замыкают цепь питания +27 В электро-
магнитной муфты рулевой машины руля высоты (через клемму
Шн/31). Минусовая цепь питания ЭММ, как видно из рис. 4.6,
замыкается контактами реле Р122 (через клемму Шн/49).
Через другую пару контактов реле Р69 напряжение +27 В
подается через клемму Шн/65 на обмотку бленкера «ВКЛЧ» на
пульте управления и на светосигнальном табло «АП ПРОД» на
средней приборной доске пилотов. Одновременно контактами реле
Р71 в БУК-3 размыкается цепь питания обмотки «ПОДГ» блен-
кера.
Напряжение +27 В через клемму Шн/32 БУК-3 (см. рис. 4.5)
будет поступать на блок управления и сигнализации БУС-1 про-
дольного канала (клеммы Шв/14 и Шв/48 — см. рис. 4.6). Срабо-
тает группа реле Р5, Р7 — Р18, контакты которых производят
следующие коммутации электрической цепи БУС-1:.
— НЗ контакты реле Р5 размыкают цепь сигнала +27 В
«ПРОДОЛЬНЫЙ КАНАЛ ОБНУЛЕН» на клемму Шн/45 БУК-3.
— Контакты реле Р7 служат для самоблокировки обмоток реле
Р7, Р8, а контакты реле Р8 замыкают клеммы 3 и 5 компаратора
У2, переводя его в режим «ПАМЯТЬ».
— Контакты реле РЮ и Р11 переключают вход компаратора
У2 на сигналы аналогового устройства системы встроенного конт-
роля (СВК).
— Контакты реле Р12 замыкают цепь сигнала на вход маг-
нитного усилителя УМ-7М, а контакты реле Р13 — цепь сигнала
перекрестной связи у. В том и другом случае передаточные коэф-
фициенты по сигналам # и у реализуются с помощью потенцио-
метров Rl, R3 и R30, ползунки которых выведены на панель регу-
лировочных потенциометров БУС-1 и маркированы «-О’!», «й2» и
«Оу».
— Контакты реле Р15, Р16 размыкают цепь сигнала с выхода
усилител-я У10 на вход операционного усилителя У13
(см. рис. 4.7а). Одновременно подается напряжение +27 В на
118
обмотку ЭММ механизма МИ-10, что приводит к стопорению’ро-
тора двигателя ДИД-0,5, а НЗ контактами реле Р18 снимается
напряжение 36 В (фаза С) с клеммы И магнитного усилителя
У14. Таким образом, следящая система переводится в режим
«ПАМЯТЬ».
—• Контакты реле Р17 шунтируют С24—С28 в цепи обратной
связи усилителя У13, тем самым превращая интегрирующее
(Й1 л rj \ / &2 \
— см. рис. 4.7 I в апериодическое ( у.
Таким образом, при включении режима стабилизации задан-
ного угла тангажа загорается светосигнальное табло «АП ПРОД»,
расположенное на средней приборной доске пилотов.
Если необходимо отключить автопилот, нужно подать импульс
+ 27 В определенной продолжительности на обмотку реле Р69
и Р122 (см. рис. 4.5). Это происходит в трех случаях:
1. Пилот нажимает кнопку быстрого отключения. Импульс
+ 27 В подается через диод V66 на обмотки отключения реле Р69
и Р122 и одновременно через диод V3 — на обмотку реле Р5
(см. рис. 4Л), НЗ контакты которого размыкают цепь питания
обмотки реле Р4. Со всех цепей снимается напряжение +27 В
«ПОДГ. АП».
2. Пилот устанавливает выключатель «ПОДГ. АП» на пульте
управления в положение «ОТКЛ». Напряжение +27 В подается
на обмотки реле Р15 и Р16, представляющие собой элементы
ячейки, формирующей импульс на отключение реле в боковом
и продольном канале. Как видно из рис. 4.5, импульс напряжения
+ 27 В с контактов реле Р16 через диод V67 подается на обмотки
отключения реле Р69 и Р122.
3. Пилот устанавливает выключатель «ПРОД» на пульте уп-
равления в положение «ОТКЛ». Напряжение —27 В подается на
обмотки реле Р65 и Р66. НЗ контакты реле Р65 размыкают цепь
бленкера «ПОДГ» и включения реле Р69 и Р122, а через контакты
реле Р66 напряжение +27 В подается на обмотки реле Р63, Р64,
представляющие собой ячейку для формирования импульса на,
отключение реле Р69 и Р122.
Во всех трех случаях на бленкере продольного канала пульта
управления появляется надпись «ОТКЛ» на красном фоне.
Продольный канал автопилота так же, как и боковой канал,
может быть отключен автоматически по команде системы встроен-
ного контроля. Напряжение +27 В с выхода логического устрой-
ства, расположенного в блоке контроля режимов БКР-3, через
клемму Шн/42, диод V69 подается на обмотки отключения реле
Р69 и Р122. Одновременно этот сигнал через диод V65 подается
на схему включения сирены (клемма Шв/11) и далее —/на блок
БУТ-7.
119
При этом включаются светосигнальные табло «УПРАВЛЯЙ -
ПРОДОЛЬНЫМ», расположенные на приборной доске левого и '
правого пилотов.
Алгоритм автоматического отключения продольного канала ,
автопилота показан на рис. 1.5.
4.2.3. Режим стабилизации высоты
-Режим стабилизации заданной барометрической высоты АН
включается пилотом нажатием кнопки-лампы «ВКЛ. КВ» на пуль-
те управления. При этом напряжение +27 В с контактов кнопки
«ВКЛ. КВ» подается на обмотки" реле Р84, Р85 в БУК-3
(см. рис. 4.5), которые входят в ячейку формирования импульса
для включения реле Р83. Реле Р83 сработает только в том случае,
если с БКР-3 на минусовую клемму обмотки реле Р13 подается
сигнал «ИСПРАВНОСТЬ РЕЖИМА СТАБИЛИЗАЦИИ АН».
Алгоритм формирования этого сигнала показан на рис. 1.4.
При срабатывании реле Р83 через его контакты напряжение
+ 27 В через клемму Шн/55 подается на включение двух коррек-
. торов высоты КВ-16. Через клемму Шн/56 с первого корректора
высоты КВ-16-1 будет поступать напряжение +27 В на обмотку
Р86 и далее, через диод V89 — на обмотку реле Р85 и кнопку-
лампу «ВКЛ. КВ». Теперь при отпускании кнопки пилотом и раз-
мыкании контактов кнопка-лампа будет гореть.
Одновременно в БУК-3 сработает реле Р92, НЗ контакты кото-. :
рого размыкают цепь сигнала +27 В «ВКЛЮЧЕН РЕЖИМ СТА- :
БИЛИЗАЦИИ А» в БКР-3- Вместо него подается сигнал +27 В ;
«ВКЛЮЧЕН РЕЖИМ АН» через клемму Шн/56. С этой же клем-
мы напряжение +27 В подается на светосигнальное табло «КВ», -
а также на клеммы Шв/9 и Шн/52 БУС-1 (см. рис. 4.6), где срабо-
тают реле Р19, Р20 й Р35.
Контакты реле Р19 запускают реле времени У7, рассчитанное
на /3= 10 с. Через это время сработает выходное реле Р1, контак-
ты которого замыкают цепь сигнала с выхода У5 на управляю-'
щую обмотку УМ-7М усилителя . сервопривода У1 канала руля
высоты.
Сигнал, пропорциональный АН, с корректора высоты КВ-16 (1)
через RC-фильтр, контакты реле Р20 подается непосредственно на -
управляющую обмотку УМ-7М (клеммы П1/14-П2/4), кроме того,
через подстроечные потенциометры R5 и R10, резисторы R9 и
R11 — на другую управляющую обмотку УМ-7М (клеммы П1/9,
10), Постоянная времени фильтра, имеющего передаточную
функцию апериодического звена ——-—— ,
‘\нР +1 . .
выбрана равной Т^н =0,47 с. Фильтр служит для сглаживания
сигнала АН (/) при его включении.
В режиме стабилизации заданной высоты полета, кроме сиг- ,
нала АН, используется и сигнал скорости изменения высоты Н. ?
120
Этот сигнал формируется в БУС-1 путем дифференцирования сиг-
нала АН на RC-фильтре (СИ =47 мкФ, R12=22 кОм) и операцион-
ном усилителе У5. Передаточный коэффициент по сигналу И ре-
гулируется с помощью потенциометра R14 в цепи обратной связи
усилителя. Ползунок потенциометра R14 «(Я)» выведен на панель
потенциометров БУС-1.
Ползунки потенциометров R5 («Н1») и R10 («Н2») выведены
также на лицевую панель БУС-1. На высоте /7 = 3 000 м по сиг-
налу + 27 В с высотного реле срабатывает реле Р23 в БУС-1,
размыкая цепь потенциометра R10. Передаточный коэффициент
автопилота автоматически изменяется по сигналу АН.
В режиме стабилизации высоты в продольном канале автопи-
лота используется изодромное регулирование. Включение изодром-
ного звена осуществляется следующим образом.
При размыкании НЗ контактов реле Р35 обесточатся обмотки
реле Р15, Р16, Р17, Р18, а также обмотка ЭММ электромеханизма
МИ-10. НЗ контакты реле Р15, РГ6 опять подключают выход уси-
лителя У10 на вход интегрирующего усилителя У13, а НЗ контак-
ты реле Р18 вновь подключают фазу С напряжения 36 В на клем-
му И магнитного усилителя У14.
Как видно из рис. 4.6, разомкнувшиеся контакты реле Р17
переводят апериодическое звено в интегрирующее'звено на усили-
теле У13. Известно, что операционный усилитель с емкостной об-
ратной связью обладает свойствами интегрирующего звена (на
рис. 4.76 его передаточная функция обозначена —-—).
Тц Р
Передаточная функция следящей системы с жесткой обратной
связью (У14 и У15) может быть обозначена ,
Wc (р) =
£сс
7’есР + 1
при этом выполнено условие kcc—kl3.
Поскольку в реальной системе ТСс<^7’и, ею можно пренебречь,
приняв IFcc(p) = kcc. Используя методику «свертывания»
структурной схемы, а также цмея в виду, что коэффициенты уси-
лителей У10—ikio и У13—равны, получаем передаточную
функцию звена, включенного последовательно в цепь сигналов '9 и
SB: ' '
£13 Aio?’ИР + £13 - Т'иР + 1
(р) = ^10 + т р = = £10
Обозначив Т& ~ Т„ = Т,. и учитывая инвертирование сигнала
управления усилителем сервопривода У1, получим окончательное
выражение изодромного звена для сигналов текущего тангажа и
руля высоты: .
Т\Р
— т&р + х - £.о тбР + 1 •
121
Таким образом, на вход усилителя сервопривода У1 поступает
сигнал, пропорциональный выражению:
/ Т'э Р + 1 Ts р + 1
Т»р 7\Р 8в
Если необходимо отключить режим стабилизации заданной
барометрической высоты, нужно подать импульс +27 В опреде-
ленной продолжительности на обмотку реле Р83. Это происходит
в тех случаях, когда полностью отключается продольный канал
автопилота (см. п. 4.2.2). « .
Предусмотрено отключение режима стабилизации А/7 с авто-
матическим переводом автопилота в режим стабилизации угла
тангажа при отказе корректора высоты КВ-16. Импульс +27 В с s
БКР-3 через клемму Шн/51, диод V85 подается на обмотку отклю-
чения реле Р83. Реле отпускает, снимается напряжение +27 В с
клеммы Шн/55. Корректоры высоты КВ-16 переводятся в режим
слежения за текущей высотой, а электрическая схема блока уси- (
ления и суммирования БУС-1 переводится контактами реле Р19,
Р20 и Р35 в положение, соответствующее режиму стабилизации
угла тангажа.
Во всех указанных случаях отключения стабилизации АН кноп- J
ка-лампа «ВКЛ. КВ» на пульте управления гаснет, одновременно »
гаснет светосигнальное табло «КВ». 1
4.2.4. Режим управления от рукоятки «СПУСК—ПОДЪЕМ» |
При небольшом отклонении рукоятки «СПУСК—ПОДЪЕМ» . |
размыкаются контакты микровыключателя, что приводит к отклю- 1
чению реле Р81 в БУК-3 (см. рис. 4.5). НЗ контакты реле Р81 за-
* мыкают цепь питания обмоток реле Р79, Р80, которые входят в i
состав ячейки формирования импульса отключения реле Р83 1
(ч§рез диод V86). Следовательно, схема продольного канала ]
автопилота переводится в режим стабилизации угла тангажа.
При дальнейшем отклонении рукоятки «СПУСК—ПОДЪЕМ» i
напряжение с ползуна первого потенциометра рукоятки «СПУСК— |
ПОДЪЕМ» через клеммы Шн/49, 50 БУС-1 подается на подстро-
ечный потенциометр R36 «ПУ» и далее на вход операционного !
усилителя У9, где суммируется с сигналом Отек- Процессы в систе- !
ме «самолет—автопилот», происходящие в режиме управления от з
рукоятки «СПУСК—ПОДЪЕМ», описаны в п. 3.4.2.
Глава 5
АВТОМАТИЧЕСКИЙ ЗАХОД САМОЛЕТА НА ПОСАДКУ
При автоматическом заходе самолета на. посадку управляю-
щие сигналы, вырабатываемые системой траекторного управления
СТУ-134, подаются на вход автопилота. Задача экипажа в этом
режиме заключается в непрерывном контроле за работой СТУ и
автопилота.
На высоте, соответствующей Нреш, пилот берет управление на
себя для выполнения в режиме ручного управления последующих
маневров, или, если по каким-либо причинам его невозможно вы-
полнить, ухода на второй круг (в директорном или автоматическом
режиме).
Для того чтобы вывести самолет в заданную точку простран-
ства на высоте Нреш с требуемой точностью в режиме автоматичес-
кого управления необходимо предусмотреть автоматическую ба-
лансировку самолета по тангажу, а также автоматическое управ-
ление скоростью при полете по глиссаде. Эти функции в составе
ПНК самолета Ту-134 выполняют автомат триммирования и ав-
томат тяги (АТ-5). Кроме того для нормального функционирова-
ния СТУ-134 (вычислителей командных сигналов бокового и про-
дольного каналов) необходимо в режиме захода на посадку про-
изводить переключение величин передаточных коэффициентов в
определенных точках траектории. Для этой цели используется блок
связи с радиовысотомером.
5.1. АВТОМАТ ТЯГИ АТ-5
Автомат тяги предназначен для стабилизации и автоматичес-
кого управления скоростью полета путем воздействия на тягу дви-
гателей. Автомат тяги используется в режиме захода на посадку,
когда в условиях дефицита времени пилоты должны строго выдер-
живать программу изменения скорости. Автоматическое управле-
ние скоростью полета существенно облегчает работу экипажа, по-
вышает безопасность полета в режиме захода на посадку.
123
5.1.1. Метод регулирования скорости полета воздействием на тягу
двигателей
Скорость полета самолета определяется из уравнения сил:
dV
т—^~ — Р cos а. — X — mg sinB, (5.1)
где Р — сила тяги, создаваемая двигателями;
mg — сила тяжести самолета;
X — аэродинамическая сила лобового сопротивления;
а, 0— угол атаки и угол наклона траектории.
Рассмотрим условие устойчивости самолета, если заданы кри-
вые изменения Р и X в функции скорости (или числа М). Как
видно из рис. 5.1, для устойчивого равновесия по скорости в точ-
ках 1, 2, 3 и т. д. необходимо, чтобы наклон касательной к кривой
Х(М) был больше, чем касательной к кривой Р(М). Если на са-
молет подействует порыв ветра, который приведет, например, к
увеличению скорости, а затем ветер прекратится, то за счет раз-
ности сил Р cos а—Х<0 самолет получит отрицательное ускоре-
dV _ Л ~ ,
ние --- < 0. Зто обеспечит уменьшение скорости до значения
dt
VycT-
Рис. 5.1. Изменение силы тяги Р
и силы лобового сопротивления X
в функции числа М для самолета
с ТРД
Для изменения величины установившейся скорости использует-
ся «переход» с одной кривой'Р(М) на другую (см. рис. 5.1) по-
средством перемещения рукоятки управления двигателем (РУД).
Динамика системы «самолет—автомат тяги» при воздействии
на нее различных возмущений детально проанализирована в рабо-
124
те [7]. Здесь будут рассмотрены только особенности работы авто-
мата тяги АТ-5, входящего в комплект АБСУ-134.
5.1.2. Закон управления автомата тяги АТ-5
Математическое выражение закона управления автомата тяги
ДТ-5 может быть представлено уравнением: ,
k у k .
(ТнмР + 1)р8руд — + J AlAip Н--+ }— рИпр +
k •
' + 7 fl 1 РПх ~ Р&С₽' (5'2)
I гР + 1 1 iP + 1
Для реализации закона управления используются сигналы при-
борной скорости (УПр), линейного продольного ускорения (пж) и
усредненного сигнала тангажа самолета (Фор).
Сигналы производных pVnp, рпх и р& получают путем диффе-
ренцирования на пассивных RC—фильтрах в вычислителе.
Величины передаточных коэффициентов и постоянные времени
фильтров автомата тяги выбраны следующими:
^ = 0,35-^^; ^=5-^^-
м/с х м/с®
fe=2,5...-Гр1Д^—;
м/с2 град/с сам
Гф=1,5с; 7\ = 2,2cf Т2 = Зс.
Как видно из выражения 5.2, вместо второй производной по
скорости используется сигнал ускорения самолета по оси X, кото-
рый дифференцируется. Двойное дифференцирование сигнала
ЛКпр дает очень большие погрешности и на практике не может
быть использовано.
В закон управления автомата тяги введен член, пропорциональ-
ный угловой скорости самолета по тангажу pf>cp; необходимый для
коррекции тяги двигателей при вращении самолета в продольной
I
плоскости. Фильтр —------ служит для улучшения динамики про-
цесса коррекции тяги.
5.1.3. Функциональная схема автомата тяги АТ-5
В комплект автомата тяги входят два указателя скорости ти-
па УС-И, блок датчиков линейных ускорений, блок автоматики
БА-17, исполнительный механизм ИМАТ-1-12-2, блок связи БС-26 и
пульт управления ПУ-37. Указатели скорости устанавливаются на
приборных досках левого и правого пилотов, пульт управления —
125 -
на средней приборной доске пилотов. Блок автоматики вместе с
блоком связи расположен на специальной амортизированной плат-
форме' ПКА-19, которая одновременно служит коммутационным
устройством для всех агрегатов, входящих в комплект АТ-5.
Рассмотрим работу автомата тяги по функциональной схеме,
представленной на рис. 5.2. Выделяются три основных режима:
«ПОДГОТОВКА», «СТАБИЛИЗАЦИЯ- СКОРОСТИ» и «УПРАВ-
ЛЕНИЕ СКОРОСТЬЮ».
5.1.3.1. Режим «ПОДГОТОВКА»
Этот режим (по аналогии с автопилотом) необходим для «без-
рывкового» включения исполнительного механизма автомата тяги
в режиме стабилизации.
Режим «ПОДГОТОВКА» начинается с момента включения вы-
ключателя «ПИТАНИЕ» на пульте управления (см. рис. 5.2). При
этом напряжение + 27 В с АЗС «АТ» через контакты выключателя
подается во все агрегаты автомата тяги.
Датчиком сигнала ДУпр служит один из указателей скорости —
левый или правый. Для этого в нем установлены: бесконтактный
синусно-косинусный трансформатор (БСКТ), ротор которого по-
ворачивается синхронно со стрелкой УС-И, и синусно-косинусный
трансформатор (СКТ), его ротор отрабатывается двигателем —
генератором следящей системы индекса заданной скорости. К ро-
тору СКТ подводится переменное напряжение частотой 400 Гц, а
статорные обмотки СКТ и БСКТ соединены между собой. С рото-
ра БСКТ снимается сигнал, пропорциональный разности ДКПр =
= Епр— Езад- Фаза этого сигнала определяет знак разности ДУПр.
Из выражения закона управления 5.2 следует, что для согла-
сования автомата тяги в статическом режиме, т. е. для превраще-
- ния правой части уравнения в нуль, необходимо привести в нуль
рассогласование заданной и текущей скоростей (ДУПр = 0). В схе-
ме это сделано следующим образом.
В момент подачи питания -|- 27 В на усилители низкой часто-
ты (УНЧ) следящих систем левого и правого указателей скорости
двигатель-генератор следящей системы начнет отрабатывать ин-
декс заданной скорости в направлении положения стрелки теку-
щей скорости. Погрешность согласования, которая определяется
зоной нечувствительности следящей системы, составляет ± 6 км/ч.
В момент включения выключателя «ПИТАНИЕ» запускается
реле времени, которое своими контактами через /3 = 12'с включа-
ет в работу систему встроенного контроля (СВК)* автомата тяги.
За это время индекс указателя скорости должен согласоваться с
положением стрелки. Как >видно из рис 5.2, сервопривод автомата
тяги охвачен скоростной обратной связью (тахогенератор — усили-
* Работа системы встроенного контроля автомата тяги изложена в гл. 6.
12€
Лх с БИМ
Рис. 5.2. Функциональная схема автомата тяги АТ-5
127
Ч
тель низкой частоты — ФЧВ—вход УПТ). Следовательно, вал
двигателя в режиме стабилизации и управления будет вращаться
со скоростью, пропорциональной величине управляющего сигнала.
5.1.3.2. Режим «СТАБИЛИЗАЦИЯ СКОРОСТИ»
Пилот должен нажать кнопку-табло Г1 иТ2 «ОТКЛ. МУФТ
С. Г.», которые остаются в «утопленном» положении и не светятся.
Контакты кнопок Г1 и Г2 (см. рис. 5.2) будут переключены в ле-
-вое положение.
Режим «СТАБИЛИЗАЦИЯ СКОРОСТИ» включается пилотом
нажатием кнопки-табло «АТ» на пульте управления (рис. 5’.3).
Рис. 5.3. Пульт управления ПУ-37
При нажатии кнопки-табло «АТ» импульс напряжения + 27 В
подается на обмотку включения реле Р1. Контакты реле замыка- ;
ются, произведя следующие переключения:
— замыкается цепь питания +27 В на кнопку-лампу «АТ»;
— замыкается цепь питания +'27 В на обмотку электромагнит-.
ной порошковой муфты ЭМ1 исполнительного механизма ИМАТ; '1
— через контакты кнопок Г1 и Г2 замыкаются цепи питания
4- 27 В на электромагнитные порошковые муфты ЭМ2 и ЭМЗ;
— подготавливаются цепи управления двигателей следящих^
систем указателей скорости в режиме управления. <
В этом режиме управляющий сигнал, вызывающий вращение
двигателя ИМАТ, приведет к повороту секторов газа авиадвига-'
теля — изменится тяга, изменится скорость самолета.
Если сектор газа одного из двигателей достигнет положения,
соответствующего” максимальному или минимальному газу, замы-
каются концевые выключатели. При этом срабатывают реле Р5
или Р6, контакты которых размыкают соответствующую цепь уп-4
равляющего теристора в усилителе мощности УПМ-1. Дальнейшее
перемещение сектора газа прекращается даже при наличии управ-
ляющего сигнала. Кроме того, на каждом из двух выходных рыча-'
гов ИМАТ установлены предохранительные фрикционные муфты;
МП1 и МП2 (см. рис. 5.2), которые служат для ручного пересили-
вания отказавшего исполнительного механизма..
Отключение режима стабилизации скорости происходит при от-
казе питания автомата тяги, при отказе датчиков угла тангажа,
при любом отказе самого автомата тяги, который обнаруживает--;
ся системой встроенного контроля. Пилот может сам отключить
128
автомат тяги, нажав одну из кнопок, расположенных на рукоятках
секторов газа.
Во всех перечисленных случаях подается импульс напряжения
4-27 В на обмотку отключения Р1, контакты которого перебрасы-
ваются в исходное разомкнутое положение. С обмоток трех элект-
ромагнитных муфт ИМАТ снимается напряжение, а НЗ контакты
реле Р1 в цепи следящей системы указателя скорости включают
режим согласования.
Если полет самолета происходит только с одним авиадвигате-
лем, пилот отключает автоматическое управление отказавшим дви-
гателем, нажав кнопку-табло Г1 или Г2 на пульте управления.
Контакты кнопки размыкаются, обмотка электромагнитной муфты
ЭМ2 или ЭМЗ обесточится, что приведет'к размыканию кинема-
тической связи исполнительного механизма ИМАТ к сектору газа.
Кнопка-табло Г1 или Г2 будет гореть, указывая на отключение
одного из каналов.
Схемой также предусмотрено отключение автомата тяги при
установке секторов газа в положение «СТОПОР». Через концевые
выключатели подается питание на обмотку реле Р8 (см. рис. 5.2),
через контакты которых подается напряжение + 27 В на обмотку
отключения реле Р1.
Элементы управления автомата тяги расположены в блоке ав-
томатики БА-17. Элементы следящей системы указателя скорости
правого пилота УС-И установлены в блоке согласования БС-26.
На лицевой части блоков БА-17 и БС-26 расположены панелй
подстроечных потенциометров, которые закрываются крышками.
Кроме того, на лицевой части блока БС-26 установлены электри-
ческие часы счетчика ресурса автомата тяги,-которые включаются
одновременно с переключателем «ПИТАНИЕ».
5.1.З.З. Режим «УПРАВЛЕНИЕ СКОРОСТЬЮ»
Задать новое значение скорости может как левый пилот, так и
правый. Для этого на средней приборной доске пилотов предус-
мотрен переключатель- — задатчик скорости «СКОРОСТЬ», а на
пульте управления в правом верхнем углу расположен переключа-
тель, имеющий два положения «УС-И ЛЕВ» и «УС-И ПРАВ»
(см. рис. 5.3). Исходное положение переключателя — «УС-И ЛЕВ».
Как видно из рис. 5.2, через контакты переключателя напряжение
+ 27 В подается на обмотку реле Р2. Одна пара НЗ контактов ре-
ле Р2 размыкает цепь сигнала управления с контактов переклю-
чателя — задатчика скорости правого пилота на следящую систе-
му указателя скорости на правой приборной доске. Другая пара
контактов реле Р2 подготавливает цепь согласования задатчика
скорости правого УС-И с левым.
При положении переключателя на пульте управления «УС-И
ЛЕВ» левый пилот может задавать скорость, нажимая переклю-
9—1386
129
чатель «СКОРОСТЬ», установленный в кабине экипажа. Напри- 1
мер, при нажатии переключателя в положение «БОЛЬШЕ» напря- *
жение переменного тока 18 В 400 Гц фазы В через контакты реле
РЗ и Р1 подается на вход УНЧ следящей системы задатчика ско-
рости левого УС-И и затем на управляющую обмотку двигателя.
Двигатель через редуктор отрабатывает индекс в сторону увели- i
чения скорости; на обмотке ротора БСКТ возникает напряжение
АГпр, пропорциональное разности Упр — У зад. Это напряжение |
после усиления и выпрямления через НЗ контакты реле РЗ пода- 1
ется на вычислитель и далее на двигатель исполнительного меха- 1
низма, который перемещает РУД в сторону увеличения тяги дви- I
гателей. . .. J
Одновременно напряжение, пропорциональное А К®, с БСКТ |
левого указателя скорости подается на инвертор в блок согласо- I
вания БС-26. С выхода инвертора напряжение рассогласования че- 1
рез контакты реле Р2 и Р1 подается на вход УНЧ и далее на дви- 1
гатель отработки индекса заданной скорости правого УС-И. Рас- Я
смотренная электрическая цепь обеспечивает синхронизацию ин- Д
дексов заданной скорости левого и правого указателей УС-И. d|
При установке переключателя на пульте управления в положе-Д
ние «УС-И ПРАВ» срабатывает реле РЗ, контакты которого раз- Ц
мыкают цепь переключателя-задатчика скорости левого пилота от:Я
следящей системы. Через аналогичный переключатель правый пи-'Ц
лот управляет индексом заданной скорости на шкале правогойЯ
УС-И. При этом с ротора БСКТ правого указателя скорости сиг-Я
нал, пропорциональный ДУщ>, подается на вычислитель и одновре-Я
менно на инвертор блока автоматики БА-17 для синхронизации^
индекса заданной скорости на левом указателе скорости. ЗЯ
5.2. АВТОМАТ ТРИММИРОВАНИЯ
5.2.1. Необходимость автоматического триммирования
Одним из основных требований при создании бортовой системй
управления самолетом является обеспечение высокой безопасней
ти ее работы на всех режимах полета. " . , ' j
С этой целью, среди других условий, необходимо обеспечит!
«безрывковый» переход с автоматического управлений на ручное;
Рывки руля высоты могут возникнуть из-за того, что рулевая ма-^
шина автопилота в режиме автоматического управления воспрш
нимает шарнирные моменты, отклоняя рули в балансировочной
положение, которые при отключении автопилота передаются в ви
де усилий на органы управления. Эти усилия в некоторых режм
мах полета могут быть настолько большими, что пилот будет й|
в состоянии пересилить их. Рассмотрим причины возникновений^
шарнирного момента руля высоты., {
1
130
Установившееся движение самолета в плоскости симметрии ха-
рактеризуется условием равновесия сил и моментов. Для уравно-
вешивания продольных моментов (SMZ — 0) используется руль
высоты, который отклоняется в балансировочное положение. На
рис. 5. 4 представлены балансировочные кривые отклонения руля
высоты для двух режимов полета, полученные в летных испытани-
ях самолета Ту-134А. -
числа М и приборной скорости при различной центровке
Для обеспечения продольной устойчивости самолета (рис. 5.4а)
должно выполняться следующее условие: —- > 0. При от-
клоненных закрылках (см. рис. 5.46) возрастает балансировочное
отклонение руля высоты вверх на малых скоростях полета. Выра-
жение шарнирного момента можно записать в следующем виде
' » т л2
ЛЛ Ok Рй
/
где S — площадь руля высоты, b — его средняя аэродинамическая
хорда, тш — безразмерный коэффициент шарнирного момента.
Из формулы Мт видно, что чем больше размеры руля и ско-
ростной напор, тем большим будет шарнирный момент при про-
чих равных условиях. Для уменьшения шарнирных моментов и
усилий от руля высоты самолета Ту-134А применена осевая ком-
пенсация. Она заключается в том, что ось вращения руля (шар-
чир) смещена назад. При отклонении руля высоты аэроди-
намическая сила, возникающая на части от носка до оси враще-
ния, создает момент, противоположный по знаку шарнирному мо-
менту.
Осевая компенсация руля высоты самолета Ту-134А составля-
ет около 30 %. ,Между шарнирным моментом и усилием на штур-
вале существует следующая зависимость: Рв = ЛШП-7ИШВ (где
9*
131
А5в
управления от балансировочного
(5.3)
кшв — коэффициент передачи от руля высоты к штурвалу), кото-
рый определяется по формуле:
I
/гшп = 77
где ДХкол — отклонение колонки
положения.
Для самолета Ту-134А максимальное отклонение колонки уп-
равления составляет 0,32 + 0,16 = 0,48 м, что соответствует пере-
мещению руля высоты на угол 38°. Следовательно, величина коэф-
фициента kшв — 1,38 1/м.
На рис. 5.5 представлены кривые усилий, необходимых для
удержания руля высоты в балансировочном положении. Вверх от-
ложены «давящие» усилия, вниз — «тянущие» усилия на колонке
Рис. 5.5 (а, б). Зависимость усилия на колонке управления
в функции числа М и приборной скорости при различной
центровке
132
управления. Например, для маршрутного полета с центровкой, со-
ответствующей Хт = 39,5% САХ, при уменьшении скорости полета
от режима балансировки (РКОл — 0) пилот должен тянуть колон-
ку управления на себя. Такой характер изменения усилий на ко-
лонке управления считается естественным. При правильном харак-
тере изменения балансировочной кривой пилоту легче следить по
усилию на колонке управления об изменении режима полета.
Для уменьшения или полного снятия усилия с колонки управ-
ления в длительном полете служит триммер руля высоты. Трим-
мер устанавливается на конце руля высоты и управляется пило-
том либо с помощью механического привода, либо дистанционно
от специального электромеханйзма.
Площадь триммера руля высоты составляет 7% от площади ру-
ля. Изменение коэффициента шарнирного момента руля за счет
отклонения триммера определяется как А7ИШ ~ tnmt —
изменение шарнирного момента при отклонении триммера на 1°,.
т — угол отклонения триммера в град.).
Для самолета Ту-134А т', == —0,0018-;--0,0024.
Усилие на колонке управления, снимаемое при отклонении
триммера на 1° определяется формулой:
---= - rn^Sbkm . ..Рн ° . (5.4)
2
По формуле 5.4 построена кривая эффективности триммера
руля высоты (рис. 5.6). Предельные углы при отклонении тримме-
ра ± 4° выбраны так, чтобы в случае непроизвольного (или не-
правильного) отклонения триммера при взлете у пилотов хватило
бы физических возможностей удержать руль высоты в балансиро-
вочном положении' Из графика (см. рис. 5.5) можно определить,
что при скорости 300 км/ч на колонке управления возникает уси-
лие 10—И кгс (для тв = 4°). Следовательно, аварийной ситуации
это не вызовет.
Рис. 5.6. Кривая эффек-
тивности триммера руля
высоты
133
При полете с включенным автопилотом ручное триммирование
недопустимо, так как шарнирный момент полностью воспринима-
ется рулевой машиной автопилота. Однако, в длительном полете
вследствие изменения режима полета и перебалансировки самоле-
та с помощью руля высоты шарнирные моменты могут быть до-
вольно большими.
Таким образом, возникла необходимость в автоматической
компенсации шарнирных моментов. Этот режим получил назва-
ние «автоматическое триммирование». На самолете Ту-Г34А он ис-
пользуется только в канале руля высоты.
5.2.2. Функциональная схема автомата триммирования
Автомат триммирования в составе АБСУ-134 устроен по прин-
ципу неавтономного регулятора [5]. 0н не имеет собственного дат-
чика усилий и использует для работы косвенную информацию.
При изменении в течение полета балансировочного положения
руля высоты рулевая машина автопилота должна отработать этот
угол за счет управляющего сигнала, подаваемого на ее вход.
Как видно из функциональной схемы автомата триммирования
(рис. 5.7) такой же сигнал используется в качестве входной ин-
формации и для управления триммером руля высоты.
Переменное напряжение, фаза которого определяется направ-
лением действия шарнирного момента, а амплитуда — величиной
момента, подается на вход фазочувствительного выпрямителя
(У5). Затем выпрямленный сигнал подается на обмотки управле- :
ния магнитного усилителя типа УМ-7М (У4), представляющий
двухкаскадный усилитель постоянного тока с коэффициентом уси-
ления ky = 50 В/мА.
Напряжение постоянного тока, пропорциональное усилию в си-
стеме управления, с’выхода магнитного усилителя через регулиро-
вочный резистор «АР» подается на вход порогового элемента Уб,
в качестве которого используется компаратор СН-11М.. При дости-
жении напряжения, соответствующего усилию АР = 10 кгс, ком-
паратор сработает и запустит реле времени У7, которое рассчита-
но на t3 = 4 с. Одновременно подается сигнал на замыкание мину-
совой цепи двигателя Д-10Ф исполнительного механизма автомата
триммирования, в качестве которого используется электропривод
типа УТ-15.
Если усилие в системе управления есть следствие управляюще-
го воздействия автопилота, то по окончании переходного процесса ~
оно должно уменьшиться до нуля и реле времени не успеет срабб-
тать. Если же усилие в системе управления есть следствие пере-
балансировки самолета с помощью руля высоты, то через t3 = 4 с
сработает реле времени и замкнет цепь сигнала U — f(AP) с вы-
хода магнитного усилителя на вход двухкаскадного релейного уси-
лителя, собранного на двух магнитных усилителях У2 и УЗ.
134
Рис. 5.7. Функциональная схема автомата триммирования
135
Входной магнитный усилитель представляет собой двухтакт-
ный релейный усилитель постоянного тока, ток срабатывания ко-
торого выбран 70 мА. Этот усилитель управляет работой тиристор-
ного усилителя мощности У8, к которому подводится напряжение
переменного тока частотой 400 Гц.
Ток управления тиристорами составляет 140 мА, выходной
ток — не менее 450 мА. Благодаря включению выпрямителя в
среднюю точку трансформатора по. тиристорам будет протекать
ток только в одном направлении. Как видно из рис. 5.7, каждое
плечо релейного УПТ подключено на «свою» обмотку возбужде-,
ния двигателя постоянного тока Д-10Ф. Этим обеспечивается ре-
версирование двигателя при перемене полярности сигнала на вы-
ходе ФЧВ, что является следствием перемены знака усилия в си-
стеме управления рулем высоты. Скорость вращения входного ва-
ла электромеханйзма УТ-15 постоянна и составляет в рабочем ре-
жиме 3 об/мин.
Необходимо отметить, что усилитель автомата триммирования
содержит, в основном, те же элементы, что и усилитель привода:
усилитель УМ-7М, два релейных усилителя и тиристорный усили-
тель мощности. Отличие заключается в том, что усилитель автома-
та триммирования не содержит цепи линеаризации и этим обеспе-
чивается постоянная скорость электромеханйзма УТ-15 при сраба-
тывании входного релейного магнитного усилителя. Поскольку
двигатель Д-10Ф постоянного тока, в схеме управления использу-
ется выпрямительное устройство. .
Индикация усилия в системе управления рулем высоты осу-
ществляется с помощью указателя автомата триммирования типа
УАТ-3. Прибор расположен на приборной доске левого пилота.
Как видно из рис. 5.7, для работы указателя используется сиг-
нал с выхода ФЧВ, усиленный операционным усилителем У9. С по-
мощью переменного резистора «Купт » выбирается величина уси-
лия, при которой стрелка указателя достигнет крайних треуголь-
ных индексов на шкале.
Таким образом, автомат триммирования может функциониро-
вать только при включенном продольном канале автопилота. При
отключении автопилота предусмотрен переход на дистанционнсф
управление триммером руля высоты от специальных переключате-
лей, установленных на левом и правом штурвалах управления.
При нажатии переключателя напряжение + 27 В через_ его кон-
такты подается непосредственно на обмотку возбуждения двига-
теля электромеханйзма УТ-15 (см. рис. 5.7). Элементы управле-
ния автомата триммирования, система встроенного контроля *, ис-
точники питания и другие элементы расположены в блоке управ-
ления триммированием БУТ-7. Этот блок устанавливается на ком-
мутационной платформе АБСУ-134 вместе с другими блоками.
* Принцип построения и функционирования системы встроенного контроля
автомата триммирования изложен в гл. 6.
136
Исполнительным элементом автомата триммирования является
электромеханизм УТ-15. Он состоит из двигателя постоянного то-
- ка Д-ЮФ, редуктора, электромагнитной муфты сцепления (встро-
енной в редуктор) и блока концевых выключателей.
Концевые выключатели ограничивают поворот выходного вала
электромеханйзма в пределах (600 ± 15)° в обе стороны от ней-
трального положения. Кулачки концевых выключателей связаны
кинематически с выходным валом электромеханйзма через редук-
тор с передаточным отношением i — 4775. Нейтральное положение
выходного вала электромеханйзма сигнализируется нуль-контак-
том, кулачок которого посажен на общий вал с кулачками конце-
вых выключателей.
Электромеханизм УТ-15 устанавливается на самолете Ту-134 в
обтекателе за вторым лонжероном стабилизатора. Связь УТ-15 с
триммером руля высоты — тросовая.
5.3. БЛОК СВЯЗИ С РАДИОВЫСОТОМЕРОМ
Для функционирования системы траекторного управления
СТУ-134 необходимо в режиме захода на посадку производить пе-
реключение величин передаточных коэффициентов в точках, от-
стоящих на определенном фиксированном расстоянии от начала
ВПП. В АБСУ-134 принят метод косвенного измерения расстояния
от самолета до ВПП посредством измерения высоты, исходя из
формулы
L = —-----250, (5.5)
tger
где Н — текущая высота, измеряемая высотомером РВ-5;
0г — угол наклона глиссады;
250 — расстояние в метрах от начала ВПП до глиссадного ра-
диомаяка. ~
Если принять среднюю величину угла 0Г = 2°40', то формулу
5.5 можно переписать следующим образом:
1 = 21,5/7-250. (5.5)*
Очевидно, что использование формулы 5.5 * возможно только в том
случае, если отклонения самолета от глиссады не превышают до-
пустимых величин.
В табл. 5.1 приведены значения дальности до ВПП для пяти
фиксированных высот, начиная с высоты И = 400 м, на которой
происходит «захват» глиссады (рис. 5.8).
Блок связи БС-23 с радиовысотомером предназначен для выда-
чи в систему траекторного управления СТУ-134 разовых команд,
соответствующих пролету самолета пяти точек на глиссаде, ука-
занных в табл. 5.1. Для этого используется устройство, состоящее
из пяти элементов (компараторов), в которых производится срав-
нение сигналов: текущего t/pB и опорного порогового /7оп>выбран-
137
t Г'
Рис. 5.8. Контрольные точки на глиссаде
ного для каждого компаратора, исходя из величин напряжений
t/рв, приведенных в табл. 5.1.
Таблица 5.1
Величины сигналов с выхода радиовысотомера
Точки на глиссаде Н, м L, м С/рв, в
1 400 8350 20
2 250 5120 12,5
3 100 1900 5
4 60 1040 3
5 30 400 1,5
5.3.1. Сравнивающее устройство |
Сравнивающее устройство, электрическая схема которого при-' |
ведена на рис. 5.9, состоит из собственного компаратора и выход-
ного устройства.
Компаратор представляет собой блокинг-генератор с двумя об-
мотками обратной связи (обмотка трансформатора Тр 1, разделен-
ная средней точкой): положительной, на которую через диод VI
подается напряжение U< с входа 1, и отрицательной, на которую
через диод V2 подается напряжение U2, пропорциональное теку-
щей высоте полета. 5
В устойчивом состоянии в зависимости от соотношения напря-
жений t/j и U2 может быть открыт, либо диод VI, либо диод V2. -3
В первом случае для блокинг-генератора открыта положительная .j
обратная связь и он находится в режиме автогенерации. Во вто- J
ром — блокинг-генератор находится в заторможенном режиме под
действием напряжения отрицательной обратной связи. ,
Рассмотрим случай, когда Ui > U2. Ток Ц, протекающий по
обмотке положительной обратной связи, будет больше тока про- j
138 ' • i
Рис. 5.9. Электрическая схема сравнивающего устройства
139
текающего по обмотке отрицательной обратной связи. Падение на-
пряжения на сопротивлении Rl + R2, приложенное плюсом к ка-
тоду диода V2, закрывает его. Цепь отрицательной обратной свя-
зи блокируется, а компаратор переводится в режим автогенерации.
Если Uz > Ut, то ток Ц создает на сопротивлении Rl + R2
напряжение смещения больше, чем напряжение Ui. В результате
закрывается диод VI, разрывается цепь положительной обратной
связи. Блокинг-генератор становится в заторможенный режим.
Электрическая цепь, состоящая из резисторов Rl + R2 и ис-
точника напряжения Ппит i = 50 В, образует генератор тока. Ток
в этой цепи практически мало меняется при переходе диода V2 из
закрытого состояния в открытое, когда его внутреннее сопротив-
ление меняется от сотен килоом до десятков ом, что благоприятно
сказывается на скорости срыва или возникновении колебаний при
переходе блокинг-генератора из одного установившегося режима в
Другой.
Измерительная цепь работает по постоянному току, образуя
проводящее состояние то одного, то другого диодов VI и V2. Че-
рез обмотки трансформатора Тр1 и конденсатор С2 измерительная
цепь компаратора связана с исполнительной цепью (собственно
блокинг-генератор). Положительная или отрицательная обратная
связь для блокинг-генератора образуется за счет того, что концы
двух первичных обмоток трансформатора Тр1 включены встречно
относительно базы транзистора VT1.
Цепь, состоящая из резисторов R3, R4, R5, служит для термо-
стабилизации начальной рабочей точки транзистора VT1 в приот-
крытом состоянии, чтобы обеспечить «мягкий» режим автогенера-
ции. Конденсатор С2 шунтирует эммитерно£ сопротивление R5 по
переменному току с тем, чтобы импульсы выделялись только на
нагрузочной обмотке трансформатора Тр2. Диод V3 срезает вы-
бросы заднего фронта генерируемого импульса. Резистор R6 пред-
назначен для установки рабочей точки стабилитрона V4, который
служит для стабилизации напряжения питания компаратора в диа-
пазоне 11,5—14 В.
Выходное устройство предназначено для преобразования им-
пульсного напряжения с выхода компаратора в напряжение по-
стоянного тока и представляет собой интегратор с релейным уси-
лителем мощности.
Выходное устройство состоит из усилителя-инвертора, собран-
ного на транзисторе VT2, интегратора (конденсатор С4 = 47 мкФ),
рёлейного двухкаскадного усилителя постоянного тока, собранно-
го на транзисторах VT3 и VT4.
Первичная обмотка входного трансформатора Тр2 включается
последовательно с коллекторной обмоткой трансформатора Тр1 и
является нагрузочным элементом компаратора.
Если компаратор находится в режиме автогенерации (Ui>Uz),
то входные импульсы отрицательной полярности поступают на ба-
зу транзистора VT2. С коллектора VT2 усиленные импульсы через
140
разделительный конденсатор СЗ и диод V5 поступают на интегри-
рующий конденсатор С4. Заряд конденсатора происходит по цепи
через R15, а разряд — через R9 и базовые’цепи транзистора VT3,
так как диод V5 предотвращает разряд конденсатора через вход-
ную часть выходного устройства. Величины сопротивлений R9 и
R15 выбраны таким образом (R9 = 2 кОм, R15 = 100 Ом), что по-
стоянная времени заряда значительно меньше постоянной времени
разряда. Следовательно, конденсатор С4 будет подзаряжаться по-
ступающими импульсами напряжения.
Ток разряда конденсатора С4 усиливается усилителем, состоя-
щим из транзисторов VT3, VT4 и резисторов RIO, Rll, R17. На-
грузкой усилителя служит обмотка реле Р, включенная на клем-
мы 2 и 3. При работе компаратора в режиме автогенерации по об-
мотке реле Р будет протекать ток больше тока срабатывания реле.
Резистор R10 шунтирует переход база-эмиттер и тем предотвра-
щает ложное открытие транзистора VT3 при повышенной темпера-
туре.
Резистор R11 — нагрузочное сопротивление транзистора VT3,
резистор R8 является разрядным сопротивлением для конденсато-
ра СЗ в промежутках между импульсами.
Если компаратор входит в заторможенный режим (iACtA), то
импульсы прекращаются, конденсатор С4 разряжается и реле Р
обесточится.
5.3.2. Электрическая схема блока связи БС-23
Электрическая схема блока связи (рис. 5.10) смонтирована в
блоке управления и коммутации БУК-3.
В качестве источника смещения t/пит i = 50 В, которое подает-
ся на клеммы 5 и 6 всех пяти сравнивающих устройств, использу-
ется блок питания, состоящий из трансформатора ТрЗ, диодного
выпрямительного моста V5 — V8 и конденсатора С5, сглаживаю-
щего пульсации выпрямленного напряжения.
Опорное напряжение, определяющее порог срабатывания срав-
нивающего устройства, формируется с помощью делителей напря-
жения R1—R2, R5-—R6, R9—RIO, R13—R14, R17—R18, к которым
подводится стабилизированное напряжение от сдвоенного блока
питания У5, Уб.
Как видно из рис. 5.10, опорное напряжение подается на клем-
мы 1, 2 каждого из пяти сравнивающих устройств.
Входной сигнал от радиовысотомера в виде напряжения посто-
янного тока подается на клемму 28 блока связи и далее через ре-
зистор R16 и НЗ контакты реле Р1, Р4, Р7, РЮ, Р13 — на клем-
му 4 каждого сравнивающего устройства.
При полете самолета по глиссаде напряжение с радиовысото-
мера (см. рис. 5.8) убывает по величине. На высоте Н = 400 м
сработает реле РЗ, через контакты которого подается напряжение
+ 27 В на клемму 2 БС-23. В схеме АБСУ-134 эта информация не
141
используется, следовательно, как видно из рис. 5.10, клемма 2 не 1
задействована.
На высоте 250 м срабатывает реле Р6, через контакты которо- ?
го подается напряжение + 27 В на клемму 3 БС-23 и далее через
диод VI16 на обмотку реле Р104. Контакты реле Р104 служат для
самоблокировки обмотки реле и сигнала «Н = 250 м» через пере-
ключатель «ПОДГ. РЕЖИМА СП» на пульте управления автопи-
лота.
Сигнал «Н = 250 м» подается в систему встроенного контроля
для переключения значения предельного крена и порога срабаты-
вания блоков предельных значений ег и ек. Эти элементы описаны
в гл. 6.
Кроме того, сигнал «Н = 250 м» поступает в СТУ-134 на запуск
аттенюатора продольного канала (см. рис. 2.13).
На высоте 100 м срабатывает реле Р9, через контакты которо-
го подается напряжение + 27 В на клемму 4 БС-23, далее — на
обмотку реле Р110 (с самоблокировкой) .
Сигнал + 27 В «Н = 100 м» поступает в блок управления и
сигнализации канала крена БУС-2-1 (см. рис. 4.3) для ограниче-
ния по величине управляющего сигнала «усту ». Одновременно
этот сигнал подается на клемму Шв/32 блока управления и сиг-
нализации канала тангажа БУС-1 (см. рис. 4.6) для ограничения
по величине управляющего сигнала «бн».
На высоте 60-м срабатывает реле Р12, через контакты которо-
го подается напряжение + 27 В на клемму 5 и далее на обмотку
реле Р102 (с самоблокировкой). Сигнал «Н = 60 м» подается в ..
блок контроля датчиков БКД-1 на подготовку цепи прохождения-
командного сигнала «УХОД НА 2-Й КРУГ».
На высоте 30 м срабатывает реле Р15, черед контакты которо-
го подается напряжение + 27 В на клемму 6 и далее на обмотку
реле Р115 (с самоблокировкой). Сигнал «Н = 30 м» поступает в
БКД-1 на отключение.блоков предельных значений ег и ек-
Все рассмотренные сигналы подаются на контрольно-записы-
вающую аппаратуру.
Как видно из рис. 5.10, самоблокировка реле Р102, Р104, Р110
и Р115 осуществляется через контакты-реле Р89 («захват» глисса-
ды). Это предполагает выдачу сигнала в АБСУ-134 с блока связи
БС-23 только в режиме «ГЛИССАДА», а также снятие всех сиг-
налов и приведение блока связи в исходное положение в случае
ухода самолета на второй круг. При повторном заходе на посад-
ку блок связи будет выдавать те же сигналы.
Рассмотрим особенности электрической схемы блока связи
БС-23.
На высоте полета Я^2 000 м питание блока связи отключено
НЗ контактами реле Р2 (фаза А через АЗС «СТУ») и реле Р56
(+ 27 В через АЗС «РВ-5 (1), РВ-5 (2)»). Обмотки реле Р2 и Р56
142
находятся «под током» и на высоте 2 000 м обесточиваются кон-
тактами барореле.
Каждый из двух радиовысотомеров РВ-5, входящих в состав
ПНК самолета Ту-134А, имеет систему встроенного контроля*, ко-
торая на высоте 750' м формирует сигнал + 27 В «ИСПРАВ-
НОСТЬ». При подаче на вход БУК-3 одновременно двух сигналов
«ИСПРАВНОСТЬ РВ-5 (1)» и «ИСПРАВНОСТЬ РВ-5 (2)» сра-
батывает группа реле Р93, Р94, Р95 и Р96 по сигналу исправности
первого РВ-5 (см. рис. 5.10). Через НЗ контакты реле Р93 и Р94
напряжение +27 В «ИСПРАВНОСТЬ РВ-5 (2)» подается на об-
мотки реле Р97 и Р98.
Контакты реле Р95, Р96 и Р97 формируют цепь сигнала «ЯТек»
с РВ-5 (1) на клемму 28 БС-23. Контакты реле Р98 формируют
цепь исправности радиовысотомеров в блок контроля режимов
БКР-3.
Если на высоте полета ниже 750 м откажет первый РВ-5, то
обмотки реле Р93, Р94, Р95 и Р96 обесточатся. Сигнал «Нтек» бу-
дет подаваться на клемму 28 БС-23 через две пары НЗ контактов
реле Р95 и Р-96 с РВ-5 (2). Обмотки реле Р97 и Р98 не обесточат-
ся, а питание на них будет подаваться через НЗ контакты реле
Р93 и Р94 от сигнала + 27 В «ИСПРАВНОСТЬ РВ-5 (2)».
Предпосадочный маневр самолета осуществляется на высоте
400 м; после 4-го разворота происходит «захват» глиссады и даль-
нейшее снижение самолета по глиссаде вплоть до отключения ав-
томатического (или директорного) режима и перехода на ручное
управление для завершения посадки. Однако, в виде исключения,
самолет может производить заход на посадку «с прямой». В этом
случае «захват» глиссады должен происходить значительно рань-
ше, на высоте Н>750 м. Известно, что на такой высоте сигнал
готовности радиовысотомеров еще не поступает, поэтому появилась
необходимость сформировать сигнал «фальш-исправности» радио-
высотомеров для 'подачи в БКР-3, чтобы дать возможность вклю-
чить режим «ГЛИССАДА». Алгоритм формирования сигнала на
включение режима «ГЛИССАДА» предусматривает обязательное
наличие сигнала исправности радиовысотомеров (см. рис. 1.4).
Сигнал «фальш-исправности» радиовысотомеров формируется
следующим образом. Через АЗС «СТУ» и НЗ контакты реле Р82
напряжение + 27 В подается на клемму Шн/52 и далее в БКР-3.
Одновременно напряжение + 27 В через НЗ контакты реле Р97
подается на клемму 28 блока Связи. Поскольку первое сравнива-
ющее устройство срабатывает при напряжении Прв = 20 В (см.
табл. 5.1), то при напряжении + 27 В на клемме 28 блок связи не
будет выдавать сигналов, пропорциональных установленным высо-
там. Такие сигналы необходимы для обеспечения нормальной ра-
боты СТУ и системы встроенного контроля на высотах ниже 200 м.
Поэтому на высоте пролета дальней приводной радиостанции
* Принцип действия СВК радиовысотомера РВ-5 изложен в гл. 6.
143
(ДПРС)~200 м срабатывает маркерный приемник и формирует-
ся сигнал -,7 27 В, который подается на обмотку реле Р82. Обмот-
ка реле Р82 блокируется контактами реле Р112 по сигналу + 27 В
первого выпуска закрылков.
Таким образом, рассмотрен случай захода самолета на посадку
«с прямой», когда оба радиовысотомера РВ-5 исправны. Если про-
исходит отказ радиовысотомеров РВ-5 (1) и РВ-5 (2) ниже высо-
ты пролета ДПРС, то снимаются сигналы + 27 В исправности
радиовысотомеров с блока контроля режимов БКР-3, и режим
«ГЛИССАДА» автоматически отключается. Экипаж переходит на
ручное управление самолетом.
5.3.3. Тест-контроль блока связи БС-3
Формирование тест-сигнала при контроле технического состоя-
ния блоков АБСУ описано в гл. 6.
Рассмотрим случай, когда тест-сигнал + 27 В задается «в го-
товом виде» на клеммы Шв/33 и Шв/Ю ТэУК-3 (.см. рис. 5.10).
Реле Р1, Р2, Р4, Р5, Р7, Р8, РЮ, PH, Р13, Р14, расположен-
ные в блоке БС-23 срабатывают. Через контакты реле Р1, Р4, Р7,
РЮ, Р13 на входную клемму 4 компараторов У1—У5 подаются
эталонные напряжения с делителей, которые по величине меньше
опорных напряжений каждого из сравнивающих устройств. Сле-
довательно, если сравнивающие устройства исправны, пять выход-
ных реле РЗ, Р6, Р9, Р12, Р15 должны сработать.
В систему тест-контроля блока связи включена логическая схе-
ма типа «И-НЕ», собранная на транзисторе VT5. При срабатыва-
нии выходных реле с базовой цепи транзистора снимаются напря-
жения + 27 В, которые в рабочем режиме подаются через НЗ
контакты выходных реле и диоды V15—V19. Транзистор VT5 от-
крывается, срабатывает реле Р16, а через его контакты подается
напряжение + 27 В на обмотку реле РЗ. Через контакты реле РЗ
напряжение + 27 В с АЗС «РВ-5 (1), РВ-5 (2)» подается БКР-3
как тест-сигнал исправности блока.
Если хотя бы один из пяти измерительных каналов не сработа-
ет, то на базу транзистора VT5 по одной из пяти цепочек V15 —
V19 будет подаваться напряжение + 27 В, что не даст возможно-
сти открыться транзистору VT5 и сработать реле Р16.
Как видно из рис. 5.10, на время тест-контроля контактами ре-
ле Р2, Р5, Р8, Р11, Р14 отключаются выходные цепи блока связи.
Следовательно, переключений в схеме АБСУ-134 по сигналам
БС-23 в режиме тест-контроля никаких не происходит.
Диоды V10 — V14 внутри блока связи, а также диоды VI16 —
V120 в наружных цепях служат для повышения помехозащищенно-
сти блока от обратных выбросов напряжения на индуктивной на-
грузке.
144
5.4. СИГНАЛИЗАЦИЯ ВЫПУСКА ЗАКРЫЛКОВ
ПРИ ЗАХОДЕ НА ПОСАДКУ
При заходе Ту-134А на посадку закрылки выпускаются в два
этапа: сначала на угол 15°, а затем на максимальный угол 38°.
В процессе выпуска и довыпуска закрылков на клеммы Шв/23
блока управления и Коммутации БУК-3 (рис. 5.11) подается на-
пряжение + 27 В, которое затем снимается. По этой информации
формируются сигналы, используемые в блоке управления и сигна-
лизации БУС-1.
Рассмотрим принцип формирования сигналов выпуска и довы-
пуска закрылков по электрической схеме на рис. 5.11.
При подаче напряжения + 27 В «ВЫПУСК ЗАКРЫЛКОВ» на
клемму Шв/23 срабатывает реле Р45, контакты которого запуска-
ют реле времени У11 подачей напряжения —27 В на клемму 1.
Через /3 = 2,5 с контакты реле времени замыкают минусовую цепь
обмотки реле Р47. Напряжение питания + 27 В на клемму 3 реле
времени и на обмотку реле Р47 подается с АЗС «СТУ» через кон-
такты реле Р74, которые замыкаются в момент включения продоль-
ного канала автопилота. При срабатывании реле времени срабо-
тает реле Р47, через его контакты подается напряжение + 27 В
на обмотки реле Р48 и Р49, которые блокируются контактами ре-
ле Р48. Одновременно в БУС-1 поступает сигнал + 27 В «ПЕР-
ВЫЙ ВЫПУСК ЗАКРЫЛКОВ» (через клемму Шв/25 БУК-3).
Контакты реле Р49 запускают второе реле времени (У12), рас-
считанное на задержку срабатывания 30 с. После того как за-
крылки будут выпущены на угол 15°, напряжение с клеммы Шв/23
снимается, реле Р45 отпустит свои контакты и реле времени У11
переключается в исходный режим ожидания. Контакты реле Р47
размыкаются.
Через 30 с контакты реле времени замкнут минусовую цепь ре-
ле Р50, которое сработает и своими контактами подготовит цепь
срабатывания реле Р51.
При включении электромеханйзма на довыпуск закрылков
вновь сработает реле Р45, а через 2,5 с — реле Р47. Контакты ре-
ле Р47 подключают напряжение + 27 В через контакт реле Р50 и
диод V63 на обмотку реле Р51. Реле срабатывает и самоблокиру-
ется, одновременно сигнал +27 В «ВТОРОЙ ВЫПУСК ЗАКРБ1Л-
КОВ» через клемму Шв/26 БУК-3 подается в блок управления и
сигнализации БУС-1.
При уходе самолета на второй круг снимается питание с об-
мотки реле Р74. Затем, когда самолет достигает определенной ско-
рости полета, начинается уборка закрылков. С момента включе-
ния электромеханизмов на уборку подается напряжение + 27 В
на обмотку реле Р1 и Р100 через клемму Шц/29 БУК-3. НЗ кон-
такты реле Р1 разрывают цепь блокировки Р48, Р49 и Р51 — схе-
ма приводится в свое исходное состояние.
Ю—1386 145
НЗ контакты реле Р100 установлены в цепи обмотки реле Р99
(см. рис. 5.11). При уборке закрылков, когда контакты реле Р100
размыкаются, реле Р99 рбесточится и снимет блокировку питания
реле Р82 и Р112. Схема сигнализации исправности радиовысото-
меров (см. п. 5.3.3) также приводится в исходное положение.
На стоянке с концевого выключателя «ОБЖАТИЕ ШАССИ»
напряжение + 27 В подается на обмотку реле Р101, контакты ко-
торого размыкают цепь командного сигнала на выпуск закрылков
с клеммы Шв/23 на обмотку реле Р45. Это сделано для того, что-
бы отключить схему сигнализации выпуска закрылков и тем са-
мым исключить указанные переключения в схеме АБСУ-134 на
стоянке во время опробования механизмов выпуска закрылков.
146
Глава 6
СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА
6.1. СИСТЕМА ВСТРОЕННОГО КОНТРОЛЯ АБСУ-134
6.1.1. Состав системы встроенного контроля
Совокупность элементов, предназначенных для контроля от-
дельных блоков и подсистем АБСУ, называется системой встроен-
ного контроля..
Результат работы СВК сводится к следующему:
— оповещению экипажа об отказе блоков и подсистем АБСУ';
— отключению отказавшего блока или подсистемы;
— переключению на резервный режим работы.
Как и всякая система автоматического регулирования, СВК
имеет в своем составе (рис. 6.1):
— датчики информации о состоянии объектов контроля;
— преобразователи информации, осуществляющие обработку
исходной информации с объектов контроля в целях определения
наличия или отсутствия в нем отказа;
, Детектор отказа
Рис. 6.1. Составные элементы системы встроенного контроля
10*
147
— исполнительные элементы, фиксирующие результат работы
преобразователей информации;
— логические устройства, осуществляющие логическую обра-
ботку сигналов с исполнительных элементов и «запоминание» от-
казов;
— программные элементы, реализующие необходимую програм-
му проверки АБСУ и самой СВК;
— элементы сигнализации и индикации о состоянии АБСУ (ин-
тегральная исправность), а также отдельных элементов как при
текущем контроле в полете, так и в период проверки готовности
АБСУ.
Преобразователь информации и исполнительный элемент для
каждого блока и подсистемы составляют так называемый детек-
тор отказа. Параметры детектора отказа имеют важнейшее
значение, так как, в основном, именно с его помощью реализуется
алгоритм контроля в соответствии с принятым критерием безот-.
казной работы объекта контроля.
Преобразователь информации (устройство сравнения двух
идентичных сигналов) формирует сигнал, называемый конт-
рольным. Значение контрольного сигнала сравнивается с «эта-
лонным», величина которого используется в качестве критерия со-
стояния объекта контроля. При решении вопросов безопасности
полета достаточно различать два состояния объекта контроля: ис-
правен или отказал.
Предельная величина сигнала контроля, соответствующая ус-
ловной границе между состоянием отказа и исправной работой
объекта контроля, называется порогом срабатывания. В
общем случае имеются верхний (/порог и нижний (/порог пороги
срабатывания (рис. 6.2), которые могут быть численно не равны
между собой. Если в момент времени t
т rmln
U порог
/ П (t\
\ <-/ \Ч порог»
объект контроля считается исправным. Если
(/(/).<(/пторог
ИЛИ U (/) > Uпорог,
(6-1)
(6.2)
объект контроля считается отказавшим.
van___________v^_
Рис. 6.2. Параметры алгоритма
контроля:
1 — контрольный сигнал; 2, 3—верх-
ний и инжний пороги срабатывания
148
При выполнении условия 6.2 вступает в работу исполнитель-
ный элемент: детектор отказа выдает сигнал отказа через логиче-
ское устройство на отключение отказавшего блока или подсистемы
(с выдачей соответствующей сигнализации экипажу).
Момент достижения контрольным сигналом порога срабатыва-
ния является моментом обнаружения отказа объекта контроля и,
таким образом, определяет длительность скрытого периода
отказа (/в — t0 на рис. 6.2).
Период проявления отказа будет измеряться с момен-
та срабатывания исполнительного элемента СВК до момента вме-
шательства пилота в процесс управления полетом самолета и, сле-
довательно, определяется, в основном, временем переключения пи-
лота /пер. Если при отказе одного из элементов АБСУ происходит
автоматическое переключение на резервный режим работы, то пе-
риод проявления отказа будет определяться с момента достижения
контрольным сигналом порога срабатывания до момента срабаты-
вания исполнительного элемента. Поскольку действие исполни-
тельных элементов СВК составляет сотые доли секунды, то на
практике для этого случая период проявления отказа не учиты-
вается.
При создании автоматическдй бортовой системы управления
АБСУ-134 конструкторы стремились совместить в отдельных эле-
ментах функции управления. Например, каждая из трех ЦГВ-4,
входящая в комплект АБСУ-134, служит одновременно элементом
управления и датчиком исходной информации для контроля.
6.1.2. Методы контроля АБСУ
В настоящее время получили широкое распространение два ос-
новных метода контроля АБСУ:
— внутренний контроль, т. е. формирование контрольного сиг-
нала с помощью параметров АБСУ (измерения параметров элемен-
тов АБСУ и др.);
— внешний контроль, т. е. формирование контрольного сигнала
с помощью параметров движения самолета (угол крена, отклоне-
ние от траектории и т. д.).
Внешний контроль реализуется более просто, однако для обна-
ружения отказа АБСУ предполагается наличие реакции самолета
на отказ. При внутреннем контроле отказа реакция самолета на
него может быть существенно меньше. ’
В АБСУ-134 по некоторым элементам и подсистемам использу-
ется комбинированный метод, в котором применяется
как внутренний, так и внешний методы контроля. Ошибки в рабо-
те вычислителя, которые не могут быть определены системой внут-
реннего контроля, но которые приводят к недопустимо большим
отклонениям самолета от заданной траектории, а также неблаго-
149
приятное сочетание таких ошибок фиксируются системой внешне-
го контроля. По комбинированному методу построена система
контроля корректора высоты, гировертикали и др.
6.2. КОНТРОЛЬ ДАТЧИКОВ ИНФОРМАЦИИ
К датчикам информации АБСУ-134 относятся центральные
гировертикали, демпфирующие гироскопы и корректоры высоты.
Системы контроля этих элементов построены по методу внутрен-
яего контроля, а для некоторых параметров (например, угол кре-
на самолета, отклонение от заданной высоты полета) наряду с
внутренним контролем используется и внешний.
К датчикам информации можно отнести вычислители системы
траекторного управления СТУ-134 и радиотехническую систему
ближней навигации РСБН (либо «КУРС-МП-2» в режиме «VOR»).
Эти подсистемы имеют собственные средства внутреннего конт-
роля.
6.2.1. Контроль центральных гировертикалей
В состав АБСУ-134 входит три гировертикали ЦГВ-4: две яв-
ляются «рабочими», а третья — контрольная. Сигналы, пропорцио-
нальные крену и тангажу самолета, на пилотажные приборы по-
даются следующим образом: с первой ЦГВ-4 на ПП-75 левого пи-
лота, со второй — на ПП-75 правого пилота.
Для контроля работоспособности трех ЦГВ применяется схема
контроля (рис. 6.3).
Ограничители тока используются в качестве преобразователей
информации для осреднения сигналов у и Ф. Усредненные сигналы
Тер и Фср сравниваются с сигналами каждой ЦГВ в отдельности
для получения контрольного сигнала. Если контрольный сигнал
/уор — у*/ или /Фср — Ф«/ превысит порог срабатывания сигнализа-
тора напряжения, сигнал + 27 В поступает на логическое устрой-
ство и затем на формирующие устройства. Формирующее устрой-
ство служит для преобразования маломощных сигналов с выхода
логического устройства в сигналы необходимой мощности, опреде-
ленного вида и длительности.
Благодаря такой схеме можно определить отказ * любой из
трех ЦГВ и через логический элемент «ИЛИ» выдать сигнализа-
цию на светосигнализатор отказа, расположенный на лицевой ча-
сти командного прибора левого и правого пилотов. Если светосиг-
нализатор горит, то соответствующим указателем горизонта поль-
зоваться нельзя, хотя усредненный сигнал уср и Фер после отклю-
* В общем случае, отказ — это событие, заключающееся в нарушении работо-
способности изделия. Под отказом гировертикали понимают пропадание сигнала
текущего угла крена или тангажа, либо «завал» гировертикали по одному
из каналов.
150
Рис. 6.3. Функциональная схема контроля гировертикалей
151
чения отказавшей ЦГВ может быть использован в автопилоте для
автоматического управления самолетом.
В схеме контроля гировертикалей последовательное соединение
двух элементов ограничителя тока и компаратора является детек-
тором отказа. В схеме используются три детектора отказа, кото-
рые определяют неисправную ЦГВ методом сравнения. Такое уст-
ройство получило название «кворум-элемент», что подчеркивает
его способность определять отказавший объект контроля среди Дру-
гих ему подобных методом «голосования» (еще его называют «ме-
тод кворумирования»).
Если отказала первая или вторая ЦГВ, то сработает исполни-
тельный элемент системы контроля вычислителей СТУ и выдает
сигнал в систему встроенного контроля АБСУ. В этом случае за-
ход на посадк/ в сложных метеоусловиях не может быть выпол-
нен, и пилот при получении информации о метеорологической об-
становке в аэропорту назначения принимает решение о заходе на
посадку (при благоприятной метеообстановке) или уходе на за-
пасной аэродром.
При втором последовательном отказе ЦГВ логическое устрой-
ство выдает сигнал на отключение сервопривода автопилота. Од-
новременно дается сигнал на включение контрольных светосигна-
лизаторов «ОТКАЗ ЦГВ» на левом и правом пилотажном приборе
ПП-75 и светосигнальных табло «УПРАВЛЯЙ БОКОВЫМ» или
«УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ» левого и правого пилотов.
На рис. 6.3 изображены светосигнальные табло пульта поиска
неисправностей ППН-5. При первом отказе ЦГВ гаснет зеленое
светосигнальное табло «ИСПР. АБСУ». Нажатием кнопки
«ПОИСК» на пульте ППН-5 автоматически индицируется отка-
завшая ЦГВ двумя светосигнальными табло, показывающими, ка-
кая из трех ЦГВ отказала и по какому каналу.
6.2.2. Электрическая схема системы контроля гировертикалей
Рассмотрим работу электрической схемы системы контроля
трех ЦГВ-4. Элементы, изображенные на рис. 6.4, расположены
в блоке контроля датчиков БКД-1.
6.2.2.1. Контроль отказов питания ЦГВ
Контроль питания трех ЦГВ-4 напряжением переменного тока
36 В 400 Гц и напряжением постоянного тока 27 В от АЗС «АГ-
ЛЕВ» и «АГ-ПРАВ» осуществляется с помощью специальных
устройств СНП-1 (сигнализатор нарушения питания), входящих
в состав самолетного оборудования. СНП-1 выдает сигнал в виде
напряжения постоянного тока 27 В при обрыве одной, двух или
трех фаз переменного тока 36 В 400 Гц, а также при снижении
или обрыве в сети постоянного тока напряжения + 27 В.
152
„дохе" 'юпысд
J.¥'HL3'UV9
dDtl 1Г0Н1ПЗ
\| G-HUUQ'
^UllSJTIKMMQ
х(£-М9) .
Л шл-duw
HIX'НМ СМШО
ИЯ ‘IM £ПШО
sJ S-HUU9
ЧШ18М0
!£‘М £ОНШО
[длтшо
илтгпз
Utr"'3£V
512+
д-нии „язни"
ня a д/2+
ч(£-мдд)
^1 Илгизу
। д-нии
ySaaiwaai
я шдЛ1-л
яз1
ниэда+
д-нииз
J 141331
igjn-a
J М31
*№3912+
д-нииз
J IIW0S1
Я пдип-л
Ь1 Я31
х) -ня о giz+
доЛЛгдо№‘к
£-иидо giz-Г
з-мд д I/
,спяшо"д12-р
„ОЗП"
£-dH93 g£Z-
.яоа поаия',
£-dX93 ггг-К
Uuo"3ev У
njoov
дзе f
СнЗяяз)
,4isoduJHOM',3£y
gtz-н

ms.
Рис. 6.4. Электрическая схема контроля гировертикалей
(£) UH3 3
сояшо дц+
1?)инз з
№яшо giz+
(1)инз з
ссяшо giz+
I д-нии
к| ОН инз
* -HHogzz-
[лионгпз
м(кдай
7\1аЗизи
153
Сигнализаторы нарушения питания отдельно по каждой ЦГВ
выдают сигнал отказа соответственно на обмотки реле Р68, Р69,
Р70.
Рассмотрим отказ питания первой ЦГВ, когда с СНП-1 выда-
ется + 27 В на обмотку реле Р68. Контакты реле Р68 замыкают
минусовую цепь реле времени РВ-1 (клемма 1), что обеспечивает
его запуск. Одновременно другая пара контактов реле Р68 подго-
тавливает минусовую цепь реле Р26, которое срабатывает через
1 с (время задержки реле времени) при замыкании контактов ре-
ле Р34.
Контакты реле Р26 замыкают цепь напряжения + 27 В через
диод V41 на клемму 15 первого компаратора ('0’1) У22.
На рис. 6.4 показаны компараторы для контроля ЦГВ по углу
тангажа. Система контроля центральных гировертикалей по углу
крена'— аналогична.
Клемма 15 служит для контроля. При подаче на нее напряже-
ния + 27 В, которое через резистор R5 запускает блокинг-генера-
тор, срабатывает реле Р1. Контакты реле Р1 через клемму 9 по-
дают сигнал — 27 В через диод V20 на обмотку реле Р40 (одно-
временно через диод V19 сигнал —27 В С клеммы 9 компаратора
«у—1» подается на обмотку реле Р40, что обеспечивает дублиро-
вание цепи контроля питания). Через контакты реле Р40 сигнал
«ОТКАЗ 01, у!» подается на логическое устройство, располо-
женное в блоке контроля режимов БКР-3.
При срабатывании реле Р1 сигнализатора напряжения снима-
ется сигнал — 27 В «ИСПРАВНОСТЬ "&» (или «ИСПРАВНОСТЬ
у»). Поскольку эти сигналы подавались на логическое устройство
в БКР-3, то при пропадании сигнала исправности такая информа-
ция будет использована для логической обработки (контроль ре-
жимов полета).
Одновременно сигнал — 27 В «ОТКАЗ ДАТЧИКА» по другой
цепи через диоды V21 и V22 подается в БКР-3. Как видно из
рис. 6.4, этот сигнал , подается в БКР-3 в'случае любого отказа
датчика, т. е. цепь из диодов V21—V22, V35 — V36, V31—V32
служит логическим элементом «ИЛИ».
После логической обработки пропадания сигнала неисправнос-
ти в блоке контроля режимов БКР-3 на вход блока контроля дат-
чиков БКД-1 подаются два сигнала —27 В «УПРАВЛ. ПРОД» и
«УПРАВЛ. БОКОВ», от которых срабатывают реле Р36 и Р37
(формирующее устройство). Контакты реле Р36 и Р37 замыкают
цепь + 27 В на светосигнальные табло с теми же названиями,
расположенные на приборной доске левого и правого пилотов.
Одновременно из блока контроля режимов на обмотку реле
Р35 БКД-1 подается сигнал — 27 В «ЦСО» (центральный сиг-
нальный огонь). Реле Р35срабатывает и своими контактами подго-
тавливает цепь + 27 В включения сигнализации «ЦСО» на прибор-
ной доске пилотов. Эта цепь замыкается лишь на высоте Н =
= 100 м, т. е. в режиме захода на посадку. По сигналу радиовы-
154
сотомера срабатывает реле Р52 в БКД-1, замыкая цепь сигнала
па «ЦСО».
Таким образом, рассмотрена работа электрической схемы конт-
роля питания ЦГВ при срабатывании первого сигнализатора на-
рушения питания. В случае отказа питания второй или третьей
ЦГВ сигнал + 27 В со второго или третьего СНП-1 будет подан
на обмотки реле Р69 и Р70 блока контроля датчиков (см. рис. 6.4).
Через 1 с, когда срабатывает реле Р34, замкнутся контакты реле
Р27 и Р67, которые подадут + 27 В через диоды V42 или V10 на
клемму 15 компаратора У23 второго или У24 третьего подканала
контроля ЦГВ. Далее работа схемы контроля аналогична рассмот-
ренной для случая срабатывания первого компаратора.
6.2.2.2. Контроль отказов гировертикалей
Рассмотрим два случая отказов гировертикалей.
В первом случае, благодаря соединению клемм 14 и 13, компа-
ратор срабатывает при обрыве цепи входного сигнала (пропадание
контакта на потенциометре ЦГВ).
Во втором случае для контроля «завалов» ЦГВ по тангажу
или крену используется схема кворум-элемента, состоящая из трех
ограничителей тока ОТ-2 и трех компараторов (на рис. 6.4. изоб-
ражен кворум-элемент только канала тангажа, поскольку для ка-
нала крена он аналогичен).
Сигнал, пропорциональный текущему значению угла тангажа с
каждой ЦГВ, подается на клемму 14 компаратора. Этот сигнал
через резистор R7 и дроссель Др 1 выходит на клемму 16, а отту-
да — на входную клемму 1 ограничителя тока. Выходные клеммы
2 ограничителей тока соединены вместе, чем обеспечивается осред-
нение сигнала. Сигнал в,Ср подается на второй вход компаратора —
клемму 12.
Таким образом, при «завале» одной из ЦГВ сигнал тангажа с
нее будет все больше и больше отличаться от среднеарифметичес-
кого значения 6сР. При достижении порога срабатывания компа-
ратора Цпорог = 1,5 В, что соответствует разности /&— 'О’ср/ — 3,5°,.
с клеммы 9 выдается сигнал — 27 В «ОТКАЗ ЦГВ-I» (или «ОТ-
КАЗ ЦГВ II», «ОТКАЗ ЦГВ Ш»ф на срабатывание реле Р40 (или
Р53, Р54). Компаратор благодаря самоблокировке становится «на
память». Далее работа электрической схемы аналогична рассмот-
ренной в п. 6.2.2.1.
Сигнал тангажа с отказавшей ЦГВ будет «отсекаться» с помо-
щью ограничителя тока. Осредненный сигнал будет равен средне-
арифметическому значению оставшихся сигналов и может быть
использован в автопилоте.
При срабатывании одного из компараторов с клеммы 8 снима-
ется сигнал — 27 В «ИСПРАВНОСТЬ 6»>, который подается до
этого на логическое устройство в блоке контроля режимов БКР-3.
Логическая обработка такой информации строится таким образом,
155
что первый отказ ЦГВ не приводит к появлению сигнала — 27 В 1
«УПРАВЛ. ПРОД» или «УПРАВЛ. БОКОВ» на обмотке реле Р36 |
или Р37. Только после второго отказа по каналу тангажа или кре- ' 1
на, когда два компаратора в указанном канале сработают и са- 1
моблокируются, с блока контроля режимов подается сигнал — 27 В |
«УПРАВЛ. ПРОД» или «УПРАВЛ. БОКОВ». Затем загораются 1
светосигнальные табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ» или «УП- 1
РАВЛЯЙ БОКОВЫМ» на приборной доске пилотов, а в режиме 3
захода на посадку на высоте Н sC 100 м одновременно загорает- |
ся светосигнальное табло «ЦЕНТРАЛЬНЫЙ СИГНАЛЬНЫЙ j
ОГОНЬ» (для привлечения внимания экипажа это светосигналь- 1
ное табло работает в проблесковом режиме). 1
6.2.3. Контроль датчиков угловых скоростей |
Контроль датчиков угловых скоростей по всем трем каналам 1
осуществляется методом сравнения двух однотипных скоростных |
гироскопов БДГ: основного и контрольного — рис. 6.5. Порог сра- 1
батывания нелинейных элементов по контрольному сигналу вы- J
бран одинаковым для всех трех каналов —АПорог = 1,5 град/с. ]
Сигналы, пропорциональные угловым скоростям самолета ]
йу и (oz, используются для формирования закона управления авто- 1
пилота, отвечающего требованиям оптимального регулирования |
параметров движения самолета. Сигналы угловых скоростей, обес- |
печивающие демпфирование движения самолета, играют важную 1
роль. Поэтому при отказе датчика угловой скорости необходимо |
отключить автопилот по соответствующему каналу и перейти на |
ручное управление. Для предотвращения ложных отключений ав- |
топилота при неизбежном отклонении динамических характеристик |
скоростных гироскопов контрольный сигнал с выхода компаратора |
задерживается на 2 с с помощью реле времени. |
При отказе датчика угловой скорости по одному из каналов |
срабатывает и самоблокируется (становится «на память») один 1
из трех компараторов. Контакты реле Р1 отключают —27 В с 1
клеммы 8, снимая тем самым сигнал «ИСПРАВН. ДУСа». Эта |
информация логически обрабатывается в блоке контроля режимов 1
БКР-3 и выдается сигнал в БКД-1 —27 В «УПРАВЛ. ПРОД» 1
(при отказе ДУСа тангажа) или «УПРАВЛ. БОКОВ» (при отказе |
ДУСов крена или курса). Загораются светосигнальные табло ле- |
вого и правого ^пилотов (см. рис.6.5), одновременно отключается J
автопилот по соответствующему каналу. 1
При отказе одного из датчиков угловых скоростей через логи- J
ческий элемент «ИЛИ» — диоды V16, V17, V18 в БКР-3 подается 1
сигнал отказа датчиков (см. рис. 6.4). На рис. 6.5. изображены 1
светосигнальные табло пульта поиска неисправностей ППН-5. При 1
отказе одного из БДГ какого-либо канала гаснет зеленое свето- *1
сигнальное табло «ИСПР. АБСУ». Нажатием кнопки «ПОИСК» на (
пульте ППН-5 автоматически индицируются отказавший БДГ по
Рис. 6.5. Функциональная схема контроля датчиков угловых скоростей
157
156
каналам тангажа (Т), крена (К) или направления (Н) и канал
дублирования «1».
6.2.4. Контроль корректоров высоты
Как видно из рис. 6.6, контроль корректоров высоты КВ-16 осу-
ществляется методом сравнивания основного и контрольного при-
боров. При отказе одного из них контрольный сигнал превысит
порог срабатывания компаратора, а через 2 с происходит отклю-
чение основного корректора высоты от схемы автопилота (отклю-
чается режим стабилизации ДЯ) с одновременным отключением
сигнализации этого режима. Гаснет кнопка-лампа «ВКЛ. КВ» на
пульте управления АБСУ и светосигнальное табло «КВ ВКЛЮ-
ЧЕН» на приборной доске левого пилота.
Переключение режима работу автопилота и включение сигна-
лизации происходит через логическое устройство (ЛУ), располо-
женное в блоке контроля режимов БКР-3.
На рис. 6.7 представлена электрическая схема контроля кор-
ректоров высоты. На два входа компаратора У12 — клеммы 14 и
12 подаются сигналы, пропорциональные изменению высоты ДН,
с преобразователей соответственно основного и контрольного кор-
ректоров высоты.
При нормальной работе корректоров высоты сигналы Д/Л>сн и
Д/Гконтр изменяются примерно синхронно во времени. Даже при
неизбежном отклонении динамических характеристик двух коррек-
торов высоты срабатывание реле Р1 в сигнализаторе напряжения
задерживается на t3 = 2 с, за счет чего исключаются ложные от-
ключения.
При отказе одного из двух КВ-16 появляется контрольный сиг- .
нал, соответствующий разности напряжений /t/кв.осн — Якв.контр/-
Через 2 с реле Р1 в компараторе срабатывает и снимает сигнал
— 27 В «ИСПРАВ. КВ», который проходит в БКР-3 через НЗ
контакты реле Р1 компаратора У12. Этот сигнал подается на ло-
гическое устройство для соответствующих переключений.
Компаратор У11 служит для внешнего контроля отказов кор-
ректора высоты.
После срабатывания компаратора У12 он самоблокируется,
поскольку цепь между клеммами 3 и 5 зашунтирована контакта-
ми реле Р12, которое срабатывает при включении автопилота в
режим стабилизации угла тангажа.
При срабатывании реле Р1 сигнал —27 В через диод V15 по-
дается на БКР-3 как сигнал «ОТКАЗ ДАТЧИКА» (см. рис. 6.4).
Рассмотренные цепи контроля датчиков информации размеще- ,
ны в блоке БКД-1, расположенном на общей амортизированной
платформе. i
158
159
Рис. 6.7. Электрическая схема контроля корректоров высоты
TfCT
160
6.3. КОНТРОЛЬ ПОДСИСТЕМ, ВХОДЯЩИХ В СОСТАВ АБСУ-134
Рассмотрим принципы контроля подсистем, обеспечивающих
функционирование АБСУ-134:
— системы траекторного управления СТУ-134;
— радиовысотомеров РВ-5;
— автомата триммирования;
- — автомата тяги АТ-5;
— вычислителя «УХОД».
Системы контроля перечисленных подсистем построены по ме-
тоду внутреннего контроля.
6.3.1. Контроль системы траекторного управления СТУ-134
Вычислитель В-26 системы траекторного управления содержит
два подканала, которые вычисляют независимо друг от друга
командный сигнал управления продольным движением бн и задан-
ный крен узад. Путем сравнения заданного крена с текущим в бло-
ке усилителя У-20Н вырабатывается командный сигнал управле-
ния боковым движением (рис. 6.8).
Рис. 6.8. Функциональная- схема контроля системы траекторного
управления СТУ-134
Система контроля построена по принципу сравнения двух одно-
типных сигналов.
Пороговые элементы, расположенные в блоке контроля БК-51,
настроены на величину сигналов Дбн порог и Adz порог, соответству-
ющих разности отклонения командной стрелки левого и правого
командно-пилотажных приборов ПП-75 на 6 мм. При срабатыва-
нии порогового элемента сигнал отказа +27 В поступает на логи-
ческое устройство продольного и бокового каналов, где выраба-
тывается сигнал отказа «СТУ ПРОДОЛБИ» или «СТУ БОКО-
ВОЙ». Одновременно сигнал отказа подается в блок управления
11—1386 '161
и коммутации БУК-3 для переключения автопилота на такой ре-
жим управления, при котором не используются командные сигна-
лы СТУ-134 по данному каналу управления.
6.3.2. Контроль радиовысотомеров
На самолете Ту-134А установлены два радиовысотомера малых
высот типа РВ-5. Их информация используется в режиме захода
на посадку не только для индикации истинной высоты полета на
указателях типа УВ-5, установленных на приборной доске левого
и правого пилотов, но и для выработки дискретных команд, соот-
ветствующих высотам 200 м, 100 м, 60 м и 30 м.
Функциональная схема контроля радиовысотомеров приведена
на рис. 6.9.
Рис. 6.9. Функциональная
схема контроля радио-
высотомеров
Система контроля каждого из двух радиовысотомеров выдает
сигнал исправности на вход логического элемента «ИЛИ», распо-
ложенного в блоке управления и коммутации БУК-3. При нали-
чии сигнала исправности хотя бы одного из двух радиовысотоме-
ров с выхода элемента «ИЛИ» будет подаваться на вход логиче-
ского устройства продольного канала напряжение +27 В «ИС-
ПРАВН. РВ».
При отказе радиовысотомера система контроля выдает сигнал
«ОТКАЗ». Загорается светосигнализатор_ на лицевой части указа-
теля высоты УВ-5 и одновременно снимается сигнал +27 В «ИС-
ПРАВН. РВ» с одного из выходов логического элемента «ИЛИ».
Блок связи с радиовысотомером, расположенный в блоке
БУК-3, служит для выдачи разовых команд при пролете самоле-
том определенных высот (см. рис. 6.9). Информацией для выра-
ботки разовых команд служит сигнал ЯТек с первого радиовысо-
162
томера (при исправной его работе). При отказе первого РВ-5 кон-
такты реле в БУК-3 отпускают, замыкая входную цепь БС-23 на
сигнал Нтек со второго радиовысотомера. В этом случае схема пол-
ностью сохраняет свой работоспособность.
При отказе второго радиовысотомера снимается второй сигнал
исправности со входа логического элемента «ИЛИ». Сигнал отка-
за через формирующее устройство приводит к включению свето-
сигнального табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ» левого и пра-
вого пилотов, поскольку режимом автоматического захода на по-
садку без информации о контрольных высотах полета 200 м, 100 м,
60 м и 30 м пользоваться нельзя. Стрелка указателя высоты от-
казавшего радиовысотомера автоматически заводится в затемнен-
ный сектор.
Кнопка «ТЕСТ» на лицевой части указателя УВ-5 служит для
проверки работоспособности.тракта формирования сигнала теку-
щей высоты Ятек. При нажатии кнопки на следящую систему ука-
зателя выдается комбинированный сигнал Ятек= (15+1,5) м, и
стрелка должна установиться в пределах контрольного сектора
шкалы указателя. Кнопкой «ТЕСТ» пилоты пользуются непосред-
ственно перед выполнением захода на посадку.
6.3.3. Контроль автомата триммирования
6.З.З.1. Контролируемые отказы автомата триммирования
Автомат (Триммирования, входящий в состав АБСУ-134, являет-
ся устройством,, обеспечивающим снятие усилий с колонки управ-
ления при автоматическом управлении самолетом. Следовательно,
при переходе на ручное управление обеспечивается так называе-
мое «безударное» отключение автопилота (продольного канала)..
Как элемент обеспечения безопасности полета, автомат трим-
мирования должен быть практически «отказобезопасным», т. е.
любые его отказы должны определяться с одновременным отклю-
чением продольного канала автопилота (в автоматическом режи-
ме управления при неработающем автомате триммирования шар-
нирный момент руля высоты при перебалансировке самолета мо-
жет быть настолько большим, что в момент отключения автопило-
та пилот может «не удержать^ колонку управления — это грозит-
самолету тяжелым летным происшествием) .
Из всех возможных отказов автомата триммирования выделим?
четыре основных:
1. Исполнительный элемент автомата триммирования (электро-
механизм УТ-15) отрабатывает триммер в противоположном на-
правлении, т. е. в сторону увеличения шарнирного момента руля
высоты.
2. Электромеханизм УТ-15 заклинивается,-поэтому при нали-
чии сигнала управления скорость на выходе бтР=0.
И* 163
3. При наличии шарнирного момента сигнал управления на
входе электромеханизма УТ-15 равен нулю (отказ одного из эле-
ментов схемы управления — «пассивный отказ»).
4. Шарнирный момент равен нулю, а электромеха'низм вра-
щается от ложного сигнала управления («активный отказ»).
Перечисленные отказы определяются системой контроля авто-
мата триммирования, функциональная схема которой представле-
на рис. 6.10.
Сигнал = / (Ркол) параллельно с основным сигналом
управления подается на вход усилителя низкой частоты (УНЧ) и
далее на преобразователь системы контроля. После преобразова-
ния сигнал поступает через дифференциальную цепочку (Д) на
один из входов логического элемента «И». Полярность этого сиг-
нала определяет знак усилия на колонке управления ДРКол. На
другой вход логического элемента «И» подается напряжение с вы-
хода усилителя-преобразователя, которое своей полярностью опре-
деляет знак скорости отработки электромеханизма бТр. Два этих
сигнала на входе элемента «И» находятся в логической зависи-
мости друг от друга. При правильной работе автомата триммиро-
вания на выходе элемента «И» будет сигнал О (отсутствие на-
пряжения).
Рассмотрим по функциональной схеме (см. рис. 6.10) работу
системы контроля автомата триммирования для четырех перечис-
ленных случаев отказа.
1. Если направление вращения электромеханизма противопо-
ложно требуемому, то сигнал знака скорости, 6Тр изменит свою
полярность, что приведет к появлению напряжения на выходе
элемента «И—НЕ» (сигнал 1). Если величина сигнала t/Bx==
=f(PK0Jl) будет соответствовать ДРКол=10 кгс, то при срабаты-
вании компаратора запускается реле времени. Через £3=6 с замы-
кается цепь сигнала отказа с выхода логического элемента «И»
на вход компаратора У16. При срабатывании У16 сигнал отказа
через прерыватель подается на светосигнализатор указателя
УАТ-3, установленного на приборной доске левого пилота. Крас-
ный светосигнализатор работает в проблесковом режиме, указы-
вая пилоту на отказ автомата триммирования.
Одновременно пропадает сигнал —27 В «ИСПРАВНОСТЬ АТ»
на входе логического устройства продольного канала, в котором
формируется сигнал на отключение продольного канала автопи-
лота, и через формирующее устройство в блоке контроля датчи-
ков БКД-1 подается напряжение +27 В на светосигнальное табло
«УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ».
2. При возникновении отказа типа заклинивания электромеха-
низма УТ-15 возрастает в несколько раз ток возбуждения двига-
теля постоянного тока (с последовательно включенными обмотка-
ми возбуждения). С помощью измерителя тока эта информация
преобразуется в сигнал, который подается на вход компаратора
164
УАТ-3
Рис. 6.10. Функциональная схема контроля автомата триммирования
165
У16. Как видно из рис. 6.10, этот сигнал будет подан непосредст-
венно на вход У16 в случае возрастания усилия в системе управ-
ления рулем высоты до величины ДРКОЛ—10 кгс и только после
срабатывания реле времени, т. е. через Г3 = 6 с.
_ При срабатывании системы контроля выдается сигнализация
экипажу об отказе автомата триммирования (аналогично рассмот-
ренному ранее случаю).
3. При возникновении «пассивного отказа» автомата тримми-
рования сигнал, определяющий знак скорости бТр, с выхода уси-
лителя-преобразователя подаваться не будет. Следовательно, на
выходе логического элемента «И» появится сигнал отказа.
В случае превышения усилия ДРКол в системе управления ру-
лем высоты замыкается цепь сигнала отказа на вход компарато-
ра У16. Произойдет срабатывание системы контроля, при этом
отключается автопилот (продольный канал), одновременно вклю-
чается сигнализация экипажу.
4. В случае «активного отказа» автомата триммирования на
вход логического элемента «И—НЕ» не будет подаваться сигнал,
определяющий знак усилия на колонке управления Ркоп. На вы-
ходе элемента «И—НЕ» будет сигнал 1, который подается на
вход компаратора У16. Через t3 — 6 с сработает сигнализация и
отключится продольный канал автопилота.
На рис. 6.10 изображены светосигнальные табло пульта ППН-5.
При отказе автотриммера гаснет зеленое светосигнальное табло
«ИСПР. АБСУ». Нажатием кнопки «ПОИСК» на пульте ППН-5
автоматически индицируются отказавший автотриммер (светосиг-
нальное табло «БУТ») и канал дублирования «1».
6.3.3.2. Электрическая схема системы контроля автомата триммирования
По-электрической схеме (рис. 6.11) рассмотрим, как реализует-
ся контроль работы автомата триммирования.
При возникновении усилий в проводке управления рулем высо-
ты на вход блока управления триммированием БУТ-7 на первич-
ную обмотку трансформатора TV6 поступает напряжение (7ВХ=
=^(РК0Л), пропорциональное величине усилия. Фаза напряжения
определяется знаком усилия РКОЛ*
Это напряжение ограничивается по амплитуде с помощью ста-
билитронов V22 и V23, усиливается усилителем низкой частоты
(У14) ‘И преобразуется в напряжение постоянного тока с помощью
преобразователя (У13). Преобразователь представляет собой фа-
зочувствительный выпрямитель, нагруженный через фильтр (R32,
R33, С8, С9) либо на базовый R34 (R37) резистор транзисторно-
го ключа PV1 (PV2), либо на коллекторный резистор R42 тран-
зисторного ключа PV3 и на потенциометр R31.
Два транзисторных ключа PV1 и PV2 (логический элемент
«И—НЕ») работают следующим образом. При нормальной работе
166
автомата триммирования положительный потенциал с выхода пре-
образователя через резистор R33 и диод V21, резистор R34 подает-
ся на базу транзистора PV1, открывая его. Одновременно со вто-
ричной обмотки трансформатора TV5 через однополупериодный
выпрямитель V13 подаются положительные импульсы через ре-
зистор R36 на коллектор того же транзистора. Последний сигнал
определяет знак скорости отработки электромеханизма УТ-15 —
йтр-
Следовательно, каждый полупериод коллекторного напряже-
ния открытый транзисторный ключ будет закорачивать «на ми-
нус».
Как видно из рис. 6.11, реле Р9 срабатывает при срабатывании
реле времени У7 в цепи управления автомата триммирования, сле-
довательно, контакты реле Р9 подключают входную клемму 12
компаратора У16 только при включении автомата триммирования.
Это сделано для того, чтобы избежать ложных отключений авто-
мата триммирования (а с ним и ложных отключений всего про-
дольного канала автопилота).
На входную клемму 12 компаратора У16 через контакты реле
Р9 при нормальной работе автомата триммирования положитель-
ное напряжение подаваться не будет, сигнализатор напряжения не
сработает. При изменении знака усилия Ркоп положительное на-
пряжение с выхода преобразователя У13 через резистор R32 и
диод V18 будет подаваться на базу транзистора PV2. Одновремен-
но на коллектор PV2 через резистор R39 будут подаваться поло-
жительные полупериоды со вторичной обмотки трансформатора
TV4. Следовательно, л в этом случае входная клемма 12 компа-
ратора будет закорочена через транзисторный ключ PV2 на минус.
Если напряжение вращения электромеханизма УТ-15 противо-
положное, т. е. триммер отрабатывается в сторону увеличения уси-
лия Ркол, то на базу транзистора PV1 будет подаваться положи-
тельное напряжение с выхода преобразователя, а на коллектор
транзистора PV4 — положительные полупериоды с трансформа-
тора TV4. Транзисторный ключ PV2 будет закрыт, а положитель-
ные полупериоды через диод V26, стабилитрон V38 подаются на
вход компаратора У16. Две фильтрующие ячейки С16—R41 на
выходе транзисторных ключей, С17 — R45/R46 непосредственно
на входе компаратора У16 служат для сглаживания пульсаций
напряжения с выхода преобразователей направления вращения.
Величины емкостей С16= 15 мкФ, С17 = 200 мкФ, величины сопро-
тивлений R44=30 кОм, R45 = 510 кОм, R46=24 кОм.
При срабатывании компаратора У16 снимается напряжение
—27 В с клеммы 8, и тем самым снимается сигнал «ИСПРАВ-
НОСТЬ АТ» в логическом устройстве продольного канала
(БКР-3). Выдается сигнал отказа продольного канала автопилота
с включением соответствующей сигнализации (см. рис. 6.10).
При срабатывании компаратора У16 напряжение —27. В с
клеммы 9 подается через диод V38 на светосигнальное табло от-
167
казов пульта поиска неисправностей. Одновременно срабатывают |
"реле Р29, РЗО. 1
Контакты реле Р29 запускают генератор импульса, нагрузкой t
которого является обмотка реле Р23. Через контакты реле Р23 и 1
реле РЗО импульсы напряжения 4-27 В подаются на светосигнали-
Затор указателя автомата триммирования УАТ-3.
При возникновении второго отказа, т. е. в случае заклинивания “
электромеханйзма УТ-15, в несколько раз возрастает ток в обмот- '
ке управления двигателя (за счет уменьшения до нуля проти- '
воЭДС). Для определения такого отказа в схеме контроля преду-
смотрен измеритель тока возбуждения, состоящий из трансформа-
тора TV3 и диодного выпрямительного моста V6—V9. В диаго- :
наль моста включен резистор R22, с которого снимается положи- ।
тельное напряжение (относительно «минуса») для питания потен- j
циометра R43 («/оу»). Измеритель тока включается контактами
реле Р2, которые срабатывают от компаратора Уб (см. рис. 6.10).
При нормальной работе автомата триммирования ползунок по- 1
тенциометра R43 устанавливается таким образом, чтобы с него
снимался сигнал £4и=С0,8 В, который через контакты реле'РЭ по- -
дается на входную клемму 12 компаратора У16 (напряжение сра- '
батывания У16 £/ПОрог=2 В). При заклинивании электромеханиз- .;
ма возрастает ток управления, что приводит к увеличению сигнала .
Ucs^>2 В. Компаратор У16 сработает, дальнейшие переключения, |
описаны выше. 1
При возникновении «пассивного» отказа (см. п, 6.3.3.1) на кол- ’
лектор транзистора PV1 (PV2) сигнал подаваться не будет, хотя з
транзисторный ключ PV1 (PV2) остается открытым. Напряжение 1
постоянного тока с преобразователя У13 через диод V19 (V20) и
резистор R42 ..поступает на коллектор транзисторного ключа PV3 -;
в виде информации усилий на колонке управления. Но ключ PV3
будет закрыт ввиду отсутствия напряжения (70б — информация
пассивного отказа. Напряжение, пропорциональное усилию на ко-
лонке управления, через диод V34, через нормально разомкнутый
(HP) контакт реле РЮ подается на входную клемму 12-компара- !
тора УН. При напряжении UBX=f(РКОл), соответствующего по ам-
плитуде величине усилия РКОл=10 кгс, компаратор У16 срабаты- ‘
вает, подавая напряжение —27 В на запуск реле времени У12 *
(клемма 1). Через 4=6 с срабатывает реле времени, замыкая ми- J
нусовую цепь обмотки реле РЮ и Р9. При достижении Дсв^2 В 1
компаратор сработает. j
Реле Р9 срабатывает при замыкании управляющей цепи авто- |
мата триммирования. В данном случае, дублирование срабатыва- J
ния реле Р9 необходимо дл"я того, чтобы при «пассивном» |
отказе, когда' включение управляющей цепи может не произойти, |
обеспечить прохождение контрольного сигнала на входную клемму 3
компаратора. Через НЗ контакты реле Р9 обеспечивается замыка-
ние клеммы 12 компаратора У16 на «минус», чтобы исключить |
ложные срабатывания системы контроля автомата триммирования. |
168
Логический элемент «И—НЕ», собранный на транзисторе PV3,
служит для контроля «пассивного» отказа автомата триммирова-
ния. При нормальной работе на базу транзистора подается поло-
жительное напряжение с измерителя тока управления, а на кол-
лектор — положительное напряжение с дифференциальной схемы.
Транзисторный ключ открывается, вход компаратора У16 закора-
чивается на «минус».
При возникновении «активного» отказа (см. рис. 6.3.3.1) напря-
жение с выхода преобразователя У13 будет равно нулю, так как
UBX=f(РКол)=0. Однако со вторичных обмоток трансформаторов
TV4 или TV5 на коллекторы транзисторов PV1 и. PV2 будут по-
даваться импульсы положительного напряжения. Поскольку тран-
зисторные ключи закрыты, импульсы через диоды V24 или V26 и
HP контакт Р9 будут проходить на входную клемму 12 компарато-
ра У16. Через время задержки, когда напряжение достигнет вели-
чины U0H^2 В, компаратор сработает.
При наземном контроле автомата триммирования (в режиме
поиска неисправностей в системе контроля) подается напряжение
27 В. на обмотки уплотнительных реле Р27 и Р28. Контакты реле
Р27 замыкают цепь тест-сигнал а на клемму 15 компаратора, а
контакты реле Р28 — цепь сигнала — 27 В «ИСПРАВНОСТЬ» в
ППН-5. Таким образом, при исправной работе компаратора У16
загорается светосигнальное табло «БУТ» на пульте ППН-5 (см.
рис. 6.10). Одновременно снимаётся напряжение —27 В с клем-
мы 8. По этой информации логическое устройство включает све-
тосигнальное табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ» на приборной
доске левого и правого пилотов.
В полете оценка исправности системы контроля производится
с помощью кнопки 4 «ТЕСТ-КОНТРОЛЬ», расположенной на при-
борной панели левого пилота. При нажатии кнопки сигнал-посту-
пает непосредственно на клемму 15 компаратора У16, который сра-
батывает. Гаснет светосигнальное табло «ИСПР. АБСУ» на пуль-
те поиска неисправностей ППН-5, в течение 4 с прерывисто звучит
сирена.
Схема включения сирены.
При отказах автопилота или смежных систем, когда подается
команда для перехода на ручное управление, загораются светосиг-
нальные табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ» или «УПРАВЛЯЙ
БОКОВЫМ» и одновременно включается звуковая сигнализация-
сирена. Кроме того, сирена включается при достижении самолетом
предельных кренов, либо предельных значений отклонений от кур-
совой линии или глиссады в режиме захода на посадку, а также
при отказах вычислителя ухода. В этих случаях подается сигнал
4-27 В на обмотки реле Р17, Р18, Р19 схемы включения сирены,
расположенной в блоке управления триммированием БУТ-7:—
рис. 6.12.
169
Рис. 6.12. Электрическая схема включения сирены
Контакты перечисленных реле производят следующие переклю-
чения:
— самоблокируется цепь обмоток реле Р17, Р18, и Р19 и цепь
запуска генератора импульсов ГИ контактами реле Р18 через АЗС
«КОНТРОЛЬ» (питание от аккумулятора) ;
— замыкается цепь подготовки включения сирены контактами
реле Р19;'
— замыкается минусовая цепь реле времени РВ-2 контактами
реле Р17, чем обеспечивается запуск реле времени.
Генератор импульсов будет подавать импульсы на обмотку
реле Р23, контакты которого с частотой следования импульсов
включают сирену. Дифференцирующая RC-цепочка (R47, С18),
включенная параллельно обмотке сирены, служит для согласова-
ния нагрузди сирены е длительностью импульсов, задаваемых ге-
нератором импульсов.
Реле времени РВ-2 рассчитано на задержку £а = 4 с. По истече-
нии этого времени срабатывает реле Р16, НЗ контакты которого
размыкают цепь самоблокировки реле Р17, Р18 и Р19, а также
цепь запуска генератора, импульсов. Звучание сирены прекра-
щается.
Таким образом, достаточно импульса определенной длительно-
сти на вход схемы включения сирены, чтобы сработали реле Р17,
Р18 и Р19 и схема включилась в автоматический режим, длитель-
ность которого 4 с."
170
Если на один из выходов схемы включения сирены подается не
импульс, а постоянное напряжение +27 В, то сирена автомати-
чески отключится сразу после того, как это напряжение будет
снято.
6.3.4. Контроль автомата тяги АТ-5
К автомату тяги так же, как и к автомату триммирования,
предъявляются требования практической «отказобезопасности».
Это означает, что любые его отказы должны определяться. Если
отказ автомата тяги делает невозможным его дальнейшее исполь-
зование в контуре «самолет —.АБСУ», то он должен автоматиче-
ски отключаться с выдачей пилотам командной сигнализации.
Функциональная схема контроля автомата тяги АТ-5 приведе-
на на рис. 6.13. Предусмотрен контроль следующих отказов авто-
мата тяги:
— отказ питания;
— «пассивный» отказ управляющей цепи;
— «активный» отказ;
— отказ датчиков приборной скорости левого и правого подка-
налов индикации;
— отказ, приводящий к превышению скорости самолета на оп-
ределенную величину от заданной в режиме автоматического захо-
да на посадку.
Включается система контроля через 8—12 с после включения
выключателя «ПОДГОТОВКА ПОСАДКИ» на пульте управления
автоматом тяги ПУ-37. За это время все элементы управляющей
цепи автомата тяги выходят на номинальный режим, чем исклю-
чается ложное срабатывание системы контроля.
6.3.4.1. Контроль «пассивного» отказа автомата тяги
«Пассивным» отказом принято считать отказ одного из эле-"
ментов управляющей цепи, приводящий к потере ее работоспособ-
ности. Как видно из рис. 6.13, в автомате тяги этими элементами
являются:
— вычислитель;
— ограничитель; - '
— усилитель;
— исполнительный механизм ИМАТ-1-12-2.
Метод контроля «пассивного» отказа, примененный в схеме, .ос-
нован на непрерывном сравнении динамических характеристик
автомата тяги и его аналога. Контроль ведется по выходному па-
раметру — скорости отработки двигателя ИМАТ — бИМат-
На вход компаратора К подается два сигнала постоянного то-
ка, пропорциональные соответственно бИмат и банал- Характеристи-
ка срабатывания компаратора (см. рис. 6.13) построена таким об-
171
С ПУ-37
Рис. 6.13. Функциональная схема контроля автомата тяги АТ-5
172
разом, что при малых сигналах выбрана определенная зона допу-
ска Дбпред- В случае превышения одним из сигналов этой зоны, т. е.
когда /бимат—банаэт/^Дбпред, сигнад с выхода компаратора подает-
ся на запуск реле времени. Через ta= 1,5 с реле времени сработает
и подает сигнал на формирующее устройство (ФУ АТ), которое
отключает исполнительный механизм ИМАТ-1-12-2, и одновремен-
но включается светосигнальное табло «УПРАВЛЯЙ ТЯГОЙ» на
приборной доске левого и правого пилотов, а также гаснет свето-
сигнальное табло «АТ», на пульте управления ПУ-37, сигнализируя
об отключении автомата тяги.
Величина зоны допуска Абпред выбирается из условия безопас-
ности и заданной точности стабилизации скорости. При больших
управляющих сигналах характеристика компаратора загрубляет-
ся, чем исключаются его ложные срабатывания.
Задержка контрольного сигнала на /3=1,5 с также служит для
исключения ложных срабатываний схемы контроля при кратковре-
менных рассогласованиях сигналов бимат и баНал, вызванных раз-
личиями в динамических характеристиках автомата тяги и его
аналога.
6.3.4.2. Контроль «активного» отказа
Под «активным» отказом понимается такой отказ автомата тя-
ги, при котором перемещение секторов газа от исполнительного
механизма максимальное (бимат, max = 15 град/с). Этой скорости
будет соответствовать управляющий сигнал усилителя-преобразо-
вателя мощности (УПМ), который с выхода УПМ одновременно с
обмоткой управления двигателя ИМАТ подается на вход порого-
вого элемента — компаратора (см. рис. 6.13).
При нормальной работе автомата тяги ограничитель в цепи
сигнала управления ограничивает скорость отработки ИМАТ ве-
личиной бимат. огр=4 град/с. Поэтому причиной «активного» отка-
за может быть, например, обрыв цепи скоростной обратной связи,
либо отказы УПМ, приводящие к значительному увеличению сиг-
нала на выходе.
При возникновении «активного» отказа в управляющей цепи
автомата тяги срабатывает компаратор и через /а=0,5 с подает
сигнал через формирующее устройство на отключение автомата
тяги и выдачу соответствующей сигнализации.
6.3.4.3. Контроль отказа датчиков приборной скорости
В состав автомата тяги входят два указателя скорости типа
УС-И, которые являются датчиками разности скоростей заданной
и текущей — ДУ. Пилот по своему желанию может подключить
на вход автомата тяги либо левый, либо правый указатель. Для
173
этого на пульте управления ПУ-37 имеется переключатель с двумя
положениями «УС-И ЛЕВ» и "«УС-И ПРАВ». В блоке автоматики
БА-17 срабатывают соответствующие реле, производя переключе-'*
ния входных цепей (см. рис. 6.13).
Контроль указателей — датчиков приборной скорости построен
по методу сравнения двух однотипных приборов. Сигнал ДУ пос-
ле преобразования и ограничения с левого и правого УС-И по-
дается на компаратор.'Если разность двух сигналов превысит ве-
личину 6ДУпорог=15 км/ч, то компаратор срабатывает. Это приво-
дит к отключению автомата тяги и срабатыванию соответствующей
сигнализации.
На рис. 6.13 изображены светосигнальные табло пульта ППН-5.\
При отказе автомата тяги гаснет зеленое светосигнальное табло
«ИСПР. АБСУ». Нажатием кнопки «ПОИСК» на пульте ППН-5
автоматически индицируется отказ АТ или УС-И и канал дублиро-
вания «1».
6.3.4.4. Контроль превышения скорости в режиме захода на посадку
В режиме захода на посадку превышение скорости полета са- >
молета может привести к летному происшествию, связанному ли-
бо с поломкой механизации крыла, либо с отклонением самолета от
заданной посадочной траектории. Поэтому в автомате тяги преду-
смотрен контроль превышения заданной скорости на величину
ДКПОрог=20 км/ч только в режиме автоматического или дирек-
торного захода на посадку.
Входная цепь компаратора замыкается по команде «Захват
глиссады» (см. рис. 6.13). При срабатывании компаратора заго-
раются Светосигнальные табло «V ВЕЛИКА» на приборной доске
левого и правого пилотов. Автомат тяги не отключается, так как
причина превышения скорости может быть во внешнем воздейст-
вии на самолет (порыв ветра и др.1).
6.3.5. Контроль вычислителя «УХОД»
Вычислитель «УХОД» (ВУ-1) введен в состав АБСУ-134 для
формирования командного сигнала, по которому осуществляется
автоматическое или директорное управление самолетом при уходе
на второй круг. Режим ухода на второй круг, осуществляемый при '
посадке по минимуму II категории ИКАО с высоты 30 м, для эки-
пажа очень напряженный и ответственный, поэтому к вычислителю .
«УХОД» предъявляются повышенные требования по надежности .
и безопасности работы.
Как видно из функциональной схемы (рис. 6.14), вычислитель-
ное устройство построено по принципу трехкратного резервирова-
ния. Входные сигналы контролируются следующим образом: сиг-
нал текущего тангажа самолета vCp — с помощью кворум-элемен-
та, расположенного в блоке контроля датчиков; сигнал текущей
1,74
Рис. 6.14. Функциональная схема контроля вычислителя «УХОД» (ВУ-1)
175
скорости полета — с помощью кворум-элемента, расположенного
в блоке ВУ-1.
6.3.5.1. Контроль вычислительного устройства

Контроль вычислительного устройства, как видно из рис. 6.14,'
осуществляется с помощью кворум-элемента, состоящего из трех
ограничителей тока и трех компараторов. Принцип действия по-
добного кворум-элемента рассмотрен выше.
Сигнал отказа каждого подканала вычислителя подается на
вход логического устройства УЛ-6, в котором происходит логиче-
ская обработка сигнала отказа, и затем — на вход релейного уси-
лителя УР-9, который служит в качеству формирующего устрой-
ства. При нормальной работе всех трех каналов вычислителя с вы-
хода релейного усилителя сигнал исправности подается на вход4,
логического устройства АБСУ, расположенного в блоке контроля
режимов БКР-3. Даже в случае отказа одного из трех подкана-
лов вычислителя сигнал исправности будет подаваться («ИС-
ПРАВН. 2/3 ВУ»), так как работоспособность его не нарушается.
При наличии.этого сигнала исправности, а также «ИСПРАВН. 2/3
ДАС» логическое устройство АБСУ формирует интегральный сиг-
нал исправности режима автоматического (или директорного) ухо-
да на второй круг.
Включение режима «УХОД» осуществляется при переводе пи-
лотом сектора газа в положение «МАКСИМАЛЬНЫЙ ГАЗ». С
концевых выключателей подается сигнал +27 В на релейно-диод-
ное логическое устройство, расположенное в блоке ВУ-1 (см.
рис. 6.14). При наличии на входе этого логического устройства ,
сигналов «ВКЛ. АП», «ВКЛ. ГЛИСС» и интегрального сигнала
исправности автоматического режима «УХОД», на выходе устрой- -
ства формируется сигнал, который используется для сигнализа- ~
ции исправности режима (загорается светосигнальное табло «ВКЛ.
УХОД»), а также для подключения управляющего сигнала
Озад. ср с выхода ограничителя тока вычислителя на вход сервопри-
вода продольного канала автопилота.
. Как видно из рис. 6.14, контроль трех датчиков скорости (ти-
па ДАС) осуществляется точно по такой же схеме. Сигналы «ИС-
ПРАВН. 2/3 ВУ» и «ИСПРАВН. 2/3 ДАС» подаются на вход ло- ‘
гического устройства АБСУ, а сигналы отказа — через логический
элемент «ИЛИ» подаются на включение светосигнального табло 3
«ОТКАЗ УХОД».
Сигнал отказа формируется на выходе УРД в случае отказа
двух подканалов вычислительного устройства или двух датчиков
скорости. И в том и в другом случае снимается сигнал исправно-
сти с выхода логического устройства АБСУ, которое вырабаты-
вает контрольный сигнал на отключение автопилота и через фор-
мирующее устройство выдает напряжение +27 В на светосигналь-
176
ное табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ». Одновременно звучит
сирена.
Как видно из рис. 6.14, шесть сигнализаторов напряжения элек-
трически соединены с пультом поиска неисправностей ППН-5. При
отказе одного из подканалов вычислительного устройства или од-
ного из датчиков скорости сигнал отказа с выхода соответствую-
щего компаратора подается на ППН-5. Светосигнальное табло
«ИСПР. АБСУ» гаснет. В режиме поиска неисправного блока, на-
жав кнопку «ПОИСК» на ППН-5, можно обнаружить отказавший
канал вычислителя «УХОД». При этом будут гореть светосигна-
лизаторы «ВУ» и «1», «2», или 3» в зависимости от того, в каком
канале вычислителя произошел отказ.
При проведении предполетной проверки системы- встроенного
контроля АБСУ производится проверка работоспособности и сиг-
нализаторов напряжения, входящих в систему контроля вычисли-
теля «УХОД». Тестовые сигналы «ТСК» подаются при нажатии
кнопок «Т1», «Т2», «ТЗ», расположенных под крышкой на лицевой
части пульта поиска неисправностей.
6.3.5.2. Контроль питания вычислителя ухода на второй круг
В целях обеспечения высокой надежности питания вычисли-
тельного устройства по переменному току на каждый подканал
вычислителя подается определенная комбинация фаз: 1-й подка-
нал — фазы А и В; 2-й подканал — фазы В и С; 3-й подканал —
фазы А и С. Питание .постоянным током от бортсети подключает-
ся на усилитель через три АЗС — соответственно «I», «II» и «III».
На обмотки трех реле — Pl, Р2 и РЗ подается напряжение
+ 27 В раздельно от трех АЗС. Минусовые цепи реле подключены
на —27 В только в том случае, если соответствующие фазы на-
пряжения 36 В 40(Т Гц подключены к малогабаритному универ-
сальному блоку питания (МУБП), обеспечивающему питание вы-
числителя стабилизированным напряжением.
Через замкнутые контакты реле Pl, Р2 и РЗ напряжение +27 В
подается на входные клеммы 1, 2 и 3 логического устройства УЛ-6.
При отпускании одного из реле напряжение +27 В снимается с
одной из входных клемм УЛ-6, релейный усилитель УР-9 не сра-
ботает. При размыкании двух пар контактов срабатывает УР-9 и
снимает сигнал «ИСПРАВН. 2/3 ВУ». Одновременно сигнал от-
каза с выхода УР-9 через логический элемент «ИЛИ» (см.
рис. 6.14) подается на светосигнальное табло «ОТКАЗ УХОД».
Работа схемы контроля аналогична описанной в п. 6.3.5.1.
6.4. КОНТРОЛЬ АВТОПИЛОТА
При контроле работы сервопривода автопилота необходимо оп-
ределить его отказы, вызывающие как перекладку рулей с макси-
мальной угловой скоростью, так и прекращение функционирования
12-1386 . 177
сервопривода. Первые из них («резкие» отказы) наиболее опас- -я
ны, поскольку перекладка руля самолета на максимально возмож--.3
ный угол может привести к тяжелому летному происшествию. Ру-
левые машины автопилота снабжены концевыми выключателями,
однако, на некоторых режимах полета отклонение (вследствие' |
отказа сервопривода) руля на угол, ограниченный концевым вы- |
ключателем, не обеспечивает безопасности полета самолета. . - .Л
В- системе контроля АБСУ-134 предусмотрено контролировать - д
как «резкие» отказы, так и отказы, связанные'с прекращением 1
функционирования сервопривода («медленные» отказы). Я
Выходные параметры сервопривода, угол отклонения выходно- Ц
го вала и угловая скорость рулевой машины сравниваются с их -Я
аналогами/ Если при отказе сервопривода разность сигналов, про- Д
порциональных углам или угловым скоростям, превысит порог сра- -Я
батывания, то возникающий контрольный сигнал используется для jg
отключения соответствующего канала автопилота с одновременной Я
выдачей сигнализации экипажу. - Я
Рассмотрим работу системы контроля автопилота на примере /Я
канала руля направления. На рис. 6.15 приведена функциональная 'Ц
схема сервопривода и системы контроля. Входные сигналы, соот- «
ветствующие определенному режиму работы автопилота, подаются
на вход сервопривода и аналогового устройства одновременно. Я
6.4.1. Контроль «резких» отказов -
Схема контроля «резких» отказов построена на принципе срав- Д
нения реальной угловой скорости рулевой машины с величиной Л
скорости, вычисленной аналоговым устройством. Аналоговое УСТ''Д|
ройство системы контроля служит для моделирования дифферен- Я
циального уравнения сервопривода, что дает возможность полу=^М
чить сигналы, пропорциональные углу и угловой скорости выход- Ж
ного вала рулевой машины.
Например, в режиме стабилизации курса дифференциальное Я
уравнение сервопривода канала руля направления может быть за- Я
писано следующим образом: Я
Та 8Н — k;, Ф 4- Ар Дфкс — Ap-jAfcp— . (6«3) ЗЯ
т Т ;{3|
Следовательно, достаточно охватить усилительное звено интег- ,Я
ральной обратной связью, чтобы получить модель выражения 6.3. "19
В сервоприводе максимальная угловая скорость рулевой машиньг-^Я
ограничена конструктивными и электромеханическими параметра-
ми двигателя. При моделировании это обстоятельство учитывается:
в усилительное звено вводится ограничение, соответствующее ре-
альной величине брм ph max* равной 4,5 град/с. ЯЦ
«Резкий» отказ сервопривода происходит, например, в случае Д
обрыва цепи жесткой обратной связи. Как только суммарный сиг- аЦ
нал на входе сервопривода превысит зону нечувствительности, дви-
178
Сигнал центр с УС-4
Рис. 6,15. Функциональная схема контроля сервопривода канала руля направления
12*
179
<а
гатель рулевой машины начнет вращаться с постоянной углрвой |
скоростью. |
Сигнал брм.рн с выхода тахогенератора рулевбй машины че- 1
рез ограничитель подается на один из входов компаратора «рез- |
ких» отказов. На другой вход подается сигнал, пропорциональный 1
угловой скорости 6рм рн, полученный с аналога сервопривода. J
Ограничители в цепи рассматриваемых сигналов установлены для
того, чтобы неизбежные расхождения динамических характеристик 1
брм рн (0 и 6рм рн (0, проявляющиеся особенно заметно при J
больших величинах угловых скоростей, не вызывали ложных сра-
батываний системы контроля. ‘ J
• Как видно из рис. 6.15, порог срабатывания компаратора вы- .' 1
бран таким по величине, что при разности сигналов угловых ско- ,3
ростей и Д6рмрн=1,7 град/с произойдет его срабатывание. Через 1|
/з=0,9 с сигнал отказа автопилота через логическое устройство Л
и формирующее устройство подается на светосигнальное табло ;Л
«УПРАВЛЯЙ БОКОВЫМ». Одновременно происходит отключе- 31
ние бокового канала автопилота, т. е. обесточиваются электромаг- „Я
нитные муфты рулевых машин руля направления и элеронов. Ц
На рис. 6.15 изображены светосигнальные табло пульта ППН-5. Я
При отказе привода руля направления гаснет зеленое светосиг- Я
нальное табло «ИСПР. АБСУ». Нажатием кнопки «ПОИСК» на Я
«ульте ППН-5 автоматически индицируются отказавший канал JM
«РПн» и канал дублирования «1». . Я
6.4.2. Контроль «медленных» отказов Я
«Медленный» отказ сервопривода может произойти, например,
при обрыве цепи управляющего сигнала. Двигатель рулевой ма- Я
шины вращаться не будет, и сигнал с выхода датчика жесткой об- Д
ратной связи будет равен нулю. При малом управляющем сигна- '
ле, когда сигнал аналогового устройства брм рн< брм порог цепь Я
контроля «резких» отказов не будет реагировать на такой отказ. Я
Однако, сигнал, пропорциональный углу отклонения аналога ру- Я
левой машины брм рн, будет нарастать, и, когда брм рн (0 > Я
>брм порог, произойдет срабатывание компаратора «медленных» от- Я
казов, а через /3=1,0 с пройдет контрольный сигнал на логическое Я
устройство. Как видно из рис. 6.15, сигнализация включается та Я
же, что и при срабатывании компаратора «резких» отказов. -Я
На рис. 6.16 представлена электрическая схема реализации Я
аналогового устройства канала руля направления. В качестве one- Я
рационного усилителя для моделирования используется усилительJM
постоянного тока УПТ. Потенциометры R66 («ЦЗ») и R67 («Ц4»)
служат для центрирования УПТ в процессе настройки. Потенцио-^Я
метром R43 («Ц5») подбирают передаточный коэффициент по сиг-"Я
налу автоматического центрирования сервопривода канала руля -Я
180 'Я
направления. В режиме «ПОДГОТОВКА» в канале руля направ-
ления используется следящая система (механизм УС-4) для авто-
матической синхронизации канала. Сигнал центрирования парал-
лельно подается на вход суммирующего устройства.
Ограничители реализованы с помощью диодов и резисторов, к
которым подводится стабилизированное напряжение' +25 В -от
малогабаритного универсального блока питания МУБП-1-1. Потен-
циометрами подстраивается величина ограничения и симметрия
статической нелинейной характеристики.
Интегрирующее звено моделируется путем включения в цепь
обратной связи операционного усилителя (У13) конденсаторов CI6,
17. НЗ контакты реле Р22, Р23 являются технологическими и
служат для отключения интегратора при проверке работоспособ-
ности аналогового устройства во время наземного технического об-
служивания АБСУ-134.
Контакты реле Р24, Р25, Р26, Р27 используются для соответст-
вующих переключений в режиме «ТСК» (тест-самоконтроль).
Компаратор У14 в режиме «ПОДГОТОВКА» используется для
контроля согласованного положения сервопривода канала руля на-
правления (контроль автоматической синхронизации). При вклю-
чении стабилизации контакты реле РЮ и Р11 переключают вход
компаратора (клемма. 12) на контроль «медленных» отказов сер-
вопривода. Величина
А8рм — (8₽м рн — 8рм рн)
формируется на резисторах R83, 84.
Аналоговое устройство контроля автопилота канала элеронов
построено по такому же принципу, как и аналоговое устройство
канала руля направления. Функциональная схема сервопривода и
системы контроля представлена на рис. 6.17. Подключение управ-
ляющих сигналов на вход сервопривода айтопилота и аналогового
устройства осуществляется в зависимости от режима работы.
Передаточные коэффициенты автопилота и аналогового устройст-
ва регулируются с помощью потенциометров.
На рис. 6.18 представлены осциллограммы процессов, получен-
ные в результате полунатурного моделирования системы «самолет—
автопилот». По ним можно определить, как система контроля об-
наруживает отказы сервопривода и обеспечивает отключение его
до того, как параметры движения самолета изменились на вели-
чину, критическую для данного режима полета.
Отказ жесткой обратной связи сервопривода («резкий» отказ)
канала элеронов, как видно из рис. 6.18 а, происходит на второй
секунде от начала записи переходного процесса. Сервопривод без
обратной связи отклоняет элероны, что приводит к «раскачке» са-
молета по крену [см. кривую сож (0 ] • Колебания таких парамет-
ров бокового движения, как ф, 0 и 6П, будут незначительными. На
девятой секунде система контроля сервопривода отключает канал
элеронов, которые возвращаются в нейтральное положение.
181.
Рис. 6.17. Функциональная схема контроля сервопривода канала элеронов
182
5
2
г
о
г
1
_J3,3paB
отказ ЖОС Вз
-исн(ЦГВз).В
I - отказ ЖОС Вз
70 15 го 25 t.c
откл. ап
-VcH(urBv).B
отказ ЖОС 63
Ю 15 20 25 t.O
откл.АП
. 2
1
О
-7
.исн(ДУС<оя),В
отказ жос Вэ
Ю 15 ZO Z5 t.c
откл. АП
.исн(ДУСО)у')
отказ жос вз
Вн.граЗ
отказ ЖОС Вз
ч !? -
я г$ £с
"7 ‘ [остсл. АП
О
откл.АП
Шх,граВ/с
_2С
5
25 г,с
откл.АП
Псн(СПзлер<)лВ
иск(.СПзле1>.)яВ
2 -отказфОСЦ
и
Z5
t,c
-3
г
5
5
5
2
1
О
Рис. 6.18. Осциллограммы переходных процессов при отказе жест-
кой обратной связи сервопривода канала элеронов:
а — параметры самолета; б — параметры системы контроля
За счет перебалансировки самолета руль направления меняет--
свое положение, что приводит к уходу самолета от заданного кур-
са [СМ. Кривую 1|) (/)].
' На рис. 6.18 6 показаны напряжения на входных клеммах ком-
параторов, входящих в различные системы контроля. Высокоча-
стотные колебания напряжения на входе компараторов контроля
ДУСов крена и курса не могут вызвать их срабатывание. Отклю-
чение автопилота при,отказе жесткой обратной связи, как видно
из приведенных осциллограмм, происходит за счет срабатывания
компаратора схемы контроля сервопривода элеронов.
Время проявления данного отказа составляет 7с (см. рис.6.18).
Параметры бокового движения самолета изменились незначитель-
но, следовательно, при переходе на ручное управление экипажу не
183
Рис. 6.19. Функциональная схема контроля сервопривода канала руля высоты
184
требуется решать сложные задачи вывода самолета в исходный
режим полета.
На рис. 6.19 представлена функциональная схема контроля
сервопривода канала руля высоты, построенная по тому же прин-
ципу, что и рассмотренные схемы контроля сервопривода руля
направления и элеронов.
6.5. КОНТРОЛЬ ПИТАНИЯ АБСУ-134
На рис. 6.20 а представлена функциональная схема контроля
питания автопилота и блока питания БП-35 с сигнализацией, а на
рис. 6.20 6 — функциональная схема контроля питания автомата
тяги.
Как видно из представленных схем, при любом отказе питания
гаснет светосигнальное табло «ИСПР. АБСУ» на ППН-5. Посколь-
ку после отказа питания одной из ЦГВ ее сигналы автоматически
отключаются с помощью системы контроля, то в автопилот будут
продолжать поступать сигналы уСр и Фср, которые являются сред-
неарифметическими значениями сигналов двух исправных ЦГВ.
При втором отказе питания ЦГВ, так же, как при отказе пита-
ния автопилота или отказе блока питания БП-35, автопшйэт авто-
матически отключается. На приборной доске левого и правого
пилотов загораются светосигнальные табло «УПРАВЛЯЙ БОКО-
ВЫМ», «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬНЫМ», а в режиме захода на
посадку на высоте 60 м дополнительно включается центральный
световой огонь, работающий в проблесковом режиме.
6.5.1. Контроль питания автопилота переменным током
Схема контроля питания переменным током (рис. 6.21) пред-
назначена для контроля следующих отказов:
— обрыв одной фазы переменного напряжения 36 В 400 Гц;
— обрыв двух фаз;
— нарушение чередования фаз.
Схема контроля, реализованная в блоке контроля датчиков
БКД-1, производит отключение автопилота с выдачей соответству-
ющей сигнализации.
Схема контроля питания переменным током состоит из баланс-
ного трехфазного RC-моста, в одну диагональ которого (точки
а и б) через развязывающий трансформатор и выпрямительный
мост V2... V5 включен транзисторный усилитель мощности, управ-
ляющий работой реле Р2. При обрыве одной из фаз или непра-
вильном чередовании фаз напряжения 36 В 400 Гц баланс моста
нарушается, вследствие чего на выходе фильтра формируется
постоянное напряжение, превышающее уровень открытия стаби-
литрона V6 и достаточное для открытия ключа PV1 и срабаты-
вания реле Р2. Контакты реле Р2 замыкают минусовую цепь за-
пуска реле времени РВ-1. Через f3=l с сработают реле времени и
185
Рис. 6.20. Функциональная схема контроля питания АБСУ:
а —контроль питания автопилота; б —контроль- питания
автомата тяги
рел.е Р34, HP контакты реле Р34 замыкают минусовую цепь обмотки
реле Р28 (юм. рис. 6.4), через контакты которого напряжение
+ 27 В с аварийной шины через диоды V29 и V30 подается непо-
средственно на светосигнальные табло «УПРАВЛЯЙ ПРОДОЛЬ-
НЫМ» и «УПРАВЛЯЙ БОКОВЫМ». Одновременно этот сигнал
с контактов реле Р28 подается в блок управления БУК-1 на от-
ключение автопилота.
Если- отказ питания по переменному току произошел на высоте
60 м, то напряжение +27 В через диод V28 и контакты реле Р52
подается на светосигнальное табло «ЦЕНТРАЛЬНЫЙ СИГНАЛЬ-
НЫЙ ОГОНЬ». <
При пропадании одновременно двух фаз переменного тока от-
пускает реле Р1, которое при нормальном питании постоянно на-
ходится «под током», выпрямленным диодом VI. RC-фильтр, сос-
тоящий из R1 и конденсатора С1, служит для фильтрации перемен-
- ной составляющей.
НЗ контакты реле Р1 замыкают минусовую цепь запуска реле
времени РВ-1 (контакт 1). В дальнейшем работа схемы аналогич-
на описанному выше при обрыве одной из фаз.
186
Рис. 6.21. Электрическая схема контроля питания автопилота
переменным и постоянным током
Рассмотрим принцип работы трехфазного балансного RC-mo-
ста.
При наличии всех трех фаз сети 36 В 400 Гц и правильном их
чередовании падение напряжения между точками а и б Ua-6
В. При обрыве одной из фаз напряжение между точками а
и б возрастает до 18 В или 27 В (в зависимости то того, какая фа-
за оборвана), а неправильная фазировка напряжения питания при-
водит к возрастанию напряжения на этих точках до 54В.
187
Принцип работы балансного RC-моста поясняется на вектор- »
ных диаграммах (рис. 6.22 а, б и в). При построении векторной
диаграммы для определенного режима необходимо знать па-
дение напряжения отдельно на резисторах R3, R4 и R6, R7 и кон-
денсатора^ С2 и СЗ.
я 1Пср
Рис. 6. 22. Векторные диаграм-
мы напряжений: J
а — нормальная работа; б —
обрыв фазы С; в — неправиль- '
ное чередование фаз В и С
188
Сопротивление конденсатора переменному току определяется
формулой
= (О'1)
где f — частота сети в герцах;
С — емкость конденсатора в фарадах.
Общее сопротивление цепи, состоящее из активного сопротив-
ления R- и емкостного сопротивления Хс, можно определить как
Z — А* + Хс = А12 + Хс. (6.5)
По этой формуле подсчитывается общее сопротивление цепей
моста между фазами А и В — Z2, а также между фазами В и С—
Z?>. Затем определяются токи /2 и /3 в указанных цепях по фор-
мулам
U Д _ О U пр
= = <6-6)
Зная токи, можно определить падение напряжения отдельно на
активных сопротивлениях — ДТ/из-щ, AZ7r6-R7 и на конденсаторах
AUc2, AUfji. По результатам расчетов построены векторные диа-
граммы — рис. 6.22.
Как видно из рис. 6.22 а, при наличии всех фаз переменного
напряжения питания и правильном их чередовании мост сбаланси-
рован, т. е. напряжение AUa - & составляет не более I В. При до-
пустимом разбросе номиналов резисторов и конденсаторов, состав-
ляющих балансный мост, напряжение AUa-6 может возрасти до
4 В. Однако это не достаточно Для открытия транзисторного клю-
ча PV1.
При обрыве одной из фаз (предположим, фазы С) напряжения
между фазами В и С, фазами С и А станут равны половине номи-
нальной величины поданного напряжения, т. е. 18 В. Для этого
случая векторная диаграмма представлена на рис. 6.22 б.
Как видно из диаграммы, напряжение Л(7а - б увеличивается
до 27 В, оно достаточно для открытия стабилитрона V6, а за ним —
транзистора PV1 — реле Р2 сработает.
При неправильном чередовании фаз (перепутаны фазы В и С)
напряжение между точкамй а и б возрастет до 54 В. Реле Р22
также сработает.
6.5.2. Контроль питания автопилота постоянным током
В случае отключения питания +27 В через «АЗС-АП» обесто-
чатся обмотки контакторов, входящих в состав самолетного обо-
рудования, и отключаются три фазы переменного напряжения
36 В 400 Гц. Через НЗ контакты реле Р1 напряжение —27 В по-
189
дается на запуск реле времени РВ-1, к которому подводится пи-
тание от аварийной сети через «АЗС—КОНТРОЛЬ». Через 1 с
сработает реле Р34, которое замкнет минусовую цепь (через НЗ
контакты реле Р1) обмотки реле Р28'блока БКД-1. В дальнейшем
схема будет работать так же, как указано в п. 6.5.1.
6.5.3. Сигнализатор нарушения питания
Сигнализатор нарушения питания СНП-1 используется для
контроля питания переменным и постоянным током каждой ЦГВ-4,
СТУ-134 и АТ-5.
Рассмотрим принцип действия сигнализатора на примере конт-
роля питания одной из ЦГВ-4 (рис. 6.23).
К контролируемой цепи питания ЦГВ трехфазным переменным
током напряжением 36 В частотой 400 Гц параллельно с потреби-
телями подключаются три трансформатора. Напряжение со вто-
ричных обмоток трансформаторов выпрямления и фильтрации по-
дается на вход компараторов.
Опорное напряжение компаратора формируется путем подачи
стабилизированного напряжения от аварийной бортсети ±27 В (от
аккумулятора). При уменьшении одного из фазовых напряжений
до величины (27±3) В срабатывает компаратор и через логиче-
ский элемент «ИЛИ» подает сигнал на усилители мощности.
Оба усилителя мощности работают в релейном режиме в ис-
ходном состоянии: на выходе первого из них — сигнал ±27 В, на
выходе второго — отсутствие сигнала. Следовательно, при подаче
сигнала отказа первый усилитель снимает сигнал ±27 В «ИС-
ПРАВН». Одновременно на выходе второго усилителя формирует-
ся сигнал ±27 В «ОТКАЗ». Как видно из рис. 6.4, этот сигнал ис-
пользуется в блоке контроля датчиков БКД-1 для отключения
автопилота с выдачей экипажу соответствующей сигнализации.
Аналогично работает сигнализатор нарушения питания при по-
нижении напряжения в бортсети постоянного тока до величины
(15±3) В.
Для контроля компараторов и последующих цепей контроля и
сигнализации предусмотрена подача сигнала «ТЕСТ-КОНТ-
РОЛЬ». Если цепи контроля исправны, то. срабатывает сигнализа-
ция на приборной доске левого и правого пилотов.
6.6. ТЕСТ-КОНТРОЛЬ СИСТЕМЫ ВСТРОЕННОГО КОНТРОЛЯ
Задача тест-контроля СВК состоит в том, чтобы проверить
функционирование цепей системы встроенного контроля, отказ ко-
торых не проявляется и может быть .обнаружен косвенно. Поэто-
му пилоту необходимо проверять цепи встроенного контроля АБСУ
на всех режимах полета, а также во время предполетной подго-
товки. Рассмотрим два режима тест-контроля.
190
Рис. 6.23. Функциональная схема сигнализатора напряжения питания СНП-1
191
6.6.1. Наземный тест-контроль СКВ
Для проведения наземного тест-контроля используется спе-
циальный прибор — пульт поиска неисправностей ППН-5 (рис.
6.24 а). В верхней части прибора расположены светосигнальные
табло с названиями контролируемых систем и каналов, в ниж-
ней — две кнопки «ПУСК» и «ПОИСК». Крышкой, открывать ко-
торую разрешается только при наземном контроле, закрывается
пульт, состоящий из семи кнопок и переключателя (рис. 6.24 6).
Рис. 6.24. Пульт поиска
неисправностей ППН-5:
а передняя панель;
б — вид под крышкой
192
Упрощенная электрическая схема ППН-5 приведена на рис. 6.25.
Из нее-видно, что кроме ламп подсветки светосигнальных табло в-
пульте поиска неисправностей находятся:
— коммутатор обегающего контроля КОК-1;
— дешифратор электронного коммутатора ДЭК-1;
— стабилизатор напряжения СН-17.
Наземный контроль АБСУ можно разделить на два самостоя-
тельных редсима: предполетный тест-контроль СВК и поиск неис-
правного блока. Второй режим контроля проводится в случае,
когда произошел отказ одной из систем АБСУ-134.
Рассмотрим принцип реализации тест-контроля СВК на при-
мере схемы контроля цгв.
При каждом нажатии кнопки «ПУСК» коммутатор КОК-1 пе-
реводится на одно положение, последовательно замыкая реле Р1,
Р2 и т. д. При этом загораются с первого по двадцатое светосиг-
нальные табло (см. рис. 6.25) и подаются сигналы +27 В на уп-
лотнительные реле соответствующих систем контроля. С загора-
нием каждого последующего светосигнального табло гаснет пре-
дыдущее.
Таким образом, можно «остановить» коммутатор в положении,
когда с его контактов подается сигнал —27 В на обмотку реле Р4.
Контакты реле Р4 замыкают цепь питания светосигнального табло
«ЦГВТ» и одновременно подают напряжение +27 В на обмотки де-
вяти уплотнительных реле (Р58—Р66), расположенных в блоке
контроля датчиков.БКД-1 (см. рис. 6.4). Контакты реле подготав
ливают цепи контроля трех компараторов У22, У23 и У24.
Тест-сигнал раздельно на каждый компаратор подается от
кнопок «Т1», «Т2» и «ТЗ», расположенных под крышкой на пульте
поиска неисправностей. Как видно из рис. 6.25, питание +27 В на
кнопки подается только в том случае, если обжата передняя стой-
ка шасси, что исключает возможность включения этого режима в
полете.
Импульс +27 В с кнопки «Т1» (сигнал «ТЕСТ 1») подается
через НЗ контакты реле Р59 на клемму 15 компаратора У22, вы-
зывая его срабатывание. При этом на клемму 9 подается напря-
жение —27 В и далее через контакты реле Р58— на светосигна-
лизатор «1» на ППН-5. Последовательным нажатием кнопок «Т1»,
«Т2» и «ТЗ» проверяется работоспособность компараторов всех
трех каналов. При исправной работе компараторов У22, У23 и У24
на пульте поиска неисправностей должны гореть три светосигнали-
затора «1», «2» и «3». ’
Прежде чем перейти к контролю компараторов схемы контро-
ля ЦГВ по крену, т. е. до того как «зажечь» светосигнальное таб-
ло «ЦГВкр», необходимо привести проверенные компараторы конт-
роля ЦГВ по тангажу в исходное состояние—«снять память». Для
этого предусмотрена кнопка снятия памяти («СНП» — см. рис.
6.24 6), при нажатии которой на клемму 1 всех компараторов по-
13-1386 . _ 193
дается минусовой потенциал. Реле Р1 компаратора размыкает кон- |
такты, сигнал —27 В с клеммы 9 снимается. • 1
Описанный принцип тест-контроля используется для контроля |
компараторов, составляющих систему встроенного контроля |
АБСУ-134. 1
Для включения режима поиска неисправного блока нужно на- 1
жать, не отпуская, кнопку «ПОИСК». Последовательно автомати- |
чески «опрашиваются» контрольные цепи всех блоков, контроль .1
которых предусмотрен. Время автоматического цикла равно та
» (5,1±1,5) с. |
При «опросе» компараторов фиксируется их состояние: если i
компаратор какой-либо системы контроля находится в исходном |
положении, то «опрос» продолжается. Если компаратор до этого 1
уже сработал, сигнал с дешифратора ДЭК-1 останавливает комму- |
татор: цикл прекращается — поиск закончен. На светосигнальном ]
табло высвечиваются название отказавшего блока (например 1
«РПК», «ЦГВТ» и т. д.) и номер подканала (см. рис. 6.24). 1
« I
6.6.2. Тест-контроль СВ К в полете |
Рассмотрим принцип формирования контрольного тест-сигнала |
в полете, когда АБСУ-134 включена в один из режимов работы'. |
Для включения режима тест-контррля предусмотрена кнопка i
«ТЕСТ СВК», расположенная над средней приборной доской пило- J
тов. Ридом находятся два светосигнальных табло •— «ИСПРАВ- I
НОСТЬ СВК ПРОД» и «ИСПРАВНОСТЬ СВК БОКОВ». |
При нажатии кнопки «ТЕСТ СВК» импульс напряжения +27 В |
подается на обмотки реле Р42, Р43, Р44 и Р45, расположенных в 1
блоке контроля датчиков БКД-1 (рис. 6.26). Реле срабатывают и J
самоблокируются: реле Р42, Р43 — контактами Р43, а реле Р44, 1
Р45 — контактами реле Р45 через цепь питания +27 В «АЗС-АП». j
Одновременно напряжение +27 В через диод V40 подается на об- |
мотки реле Р55, Р56, Р57, контакты которых размыкают цепь, шун-‘ I
тирующую клеммы 3 и 5 компараторов У22, У23 и У24, обеспечи- |
вающих контроль ЦГВ (см. рис. 6.4). Перемычка между клемма- |
ми 3 и 5 в компараторе необходима для срабатывания «памяти», J
т. е. самоблокировки при его срабатывании. Размыкание цепи от J
переключения в режим «память» необходимо при тест-контроле. Я
Контакты реле Р42 подключают напряжение —27В на клемму :Д
1 реле времени У16 (см. рис. 6.26), запуская его. Через 4 с релед
времени срабатывает, замыкая цепь питания реле Р41, контакты Я
которого размыкают цепь самоблокировки реле Р42 и Р43. Эти Я
реле отпускают, НЗ контакты реле Р42 замыкают цепь —27 В наЛ
клемму 1 другого реле времени (У17), имеющего задержку над
срабатывание 2,5 с. При срабатывании У17 контакты реле РЗЗ раз-Я
мыкают цепь питания реле Р44, Р45; самоблокировка обмотокд
реле снимается, схема приходит в исходное состояние. Я
194
Рис. 6.26. Электрическая схема тестового самоконтроля блока контроля
датчиков БКД-1
Таким образом, при кратковременном нажатии кнопки «ТЕСТ
СВК» формируется импульс напряжения 427 В длительностью
6,5 с. В течение длительности этого импульса будут разомкнуты
контакты реле Р55, Р56 и Р57 (блокировка режима «память» ком-
параторов У22, У23, У24 контроля ЦГВ), а также контакты реле
Р48 и Р49, расположенных в блоке контроля датчиков. Эти кон-
такты размыкают минусовую цепь обмоток' реле, указанных на
рис. 6.26. HP контакты реле РПи Р12 блокируют режим «память»
компараторов У11 и У12, обеспечивающих контроль корректоров
высоты (см. рис. 6.7). Контакты реле*Р13, Р15 и Р16 блокируют
режим «память» компаратордв У13, У15 и У16, обеспечивающих
контроль датчиков угловых скоростей. Как видно из рис. 6.7,
контакты реле Р14 и Р17 служат для самоблокировки всех других
реле от цепи 4-27 В «ПОДГОТОВ. ВКЛ. АП», чтобы обеспечить
13* 195
контроль работоспособности корректоров высоты в режиме согла-
сования.
При нажатии кнопки «ТЕСТ СВК» в течение 6,5 с будут подго-
товлены для контроля компараторы, расположенные в блоке кон-
троля датчиков БКД-1.
Одновременно сигнал длительности 6,5 с подается на клемму 15
компараторов У22, У23 и У24 через диоды. V43, V44 и V45 соот-
ветственно. Если компараторы исправны, они сработают. При этом
снимутся сигналы исправности с клемм 8 каждого из них, подавав-
шиеся в блок контроля режимов БКР-3. Такая информация прохо-
дит логическую обработку в соответствии с определенным алго-
ритмом.
Примечание. х При арретировании ЦГВ от кнопки «АРРЕТИР» автоматически
включается блокировка режима «память» компараторов У22, У23 и У24.
Как видно- из' рис. 6.26, при нажатии кнопки «АРРЕТИР» (они рас-
положены на лицевой части приборов ПП-75) напряжение +27 В через НЗ
контакты Р29, РЗО и Р31, Р32 подается на обмотки реле Р46, Р47 и РЮ,
обеспечивающих включение напряжения на ориентирующие цепи ЦГВ.
Одновременно это напряжение через диоды V25, V26 и V27 подается на
обмотки уплотнительных реле Р55, Р56, Р57, а также на обмотки реле Р48
и Р49. Блокировка при арретировании режима «память» компараторов схемы
контроля гировертикалей (по тангажу и крену) необходима для того, что-
бы подготовить схему контроля для работы в режиме стабилизации, когда
гироплатформы всех трех ЦГВ займут свое рабочее положение. До этого
срабатывание компараторов неизбежно из-за большого рассогласования
положений гироплатформ. При включении автопилота цепь арретирования
размыкается контактами реле Р29, Р31 (боковой канал) и реле РЗО, Р32
(продольный канал).
6.6.3. Формирование сигнала интегральной исправности АБСУ
На пульте поиска неисправностей ППН-5 есть светосигнальное
табло «ИСПР. АБСУ» исправности всех цепей, участвующих в фор-
мировании закона управления АБСУ в данном режиме работы (см.
рис. 6.24а). Поэтому сигнал, который подается на светосигнальное
табло «ИСПР. АБСУ» получил название «сигнал интегральной ис-
правности». Формирование такого сигнала происходит в блоке кон-
троля режимов БКР-3. Рассмотрим электрическую схему той части
логического устройства, которая непосредственно связана с пуль-
том ППН-5.
Через НЗ контакты реле Р18 блока БКР-3 напряжение +27 В
подается в пульт ППН-5 на светосигнальное табло «ИСПР.
АБСУ» (см. рис. 6.25). На минусовую клемму обмотки реле Р18
(рис. 6.27) подается сигнал «ИСПРАВНОСТЬ СУ» — исправ-
ность системы управления (этот сигнал формируется логическим
устройством для каждого режима полета в отдельности). В ис-
ходном состоянии реле Р18 обесточено. При отказе системы управ-;
лёния по такой цепи подается сигнал —27 В, что лриводит к сра-
батыванию реле Р18,и отключению напряжения со светосигнально-
го табло «ИСПР. АБСУ».
Рис. 6.27. Электрическая схема логиче-
ского устройства (связь с ППН-5)
| HS3 ипнвшпид luiJMBodiD'rf—$
I мнпшпид чшзонеп^изц •—>
I ii-Sd чшзонвгх^зц_______
| meUiVUfBlV^e!}W30HSOlil/3fi—
। —>
* 9J-39 чшзатнюзц.—>
| vdn^Bdanataauooitnduju—>
| WlH шзонацйззн-
J tUd чшзонавйизи —£
I sj Ud <мтивы&)И----
| s)t <ftn3cntmlU3ff >
। д чшзтвв^изд—
I j чшмЮоЛпц------
| чшзшвбиэн---->
I ша^в/швштздчшзбнао/изц—>

5
1
s—I
£—Tiitfui iWffOwwquMMD&ity |
- Sd-J9 'чшзоНнЖзц I
Мзмт/шошао чизоомойцз^ |
- wild чюснш/изн
X
I MrtlWHDWWПЧШЗОНМЬЯЦ-> -Д
I ЗиЪююитдчшзтмЛпц*—>
Ш81К
тиипиД
чшзон"^
•WdUty
i;
t;

I ‘ шъйц чшзон£о1изн-->
| jisjIij чизонвойизц-->
, isjltJ чшзмю6изц-->
I чшзонпЛззи--->
| мА#. <мэон№1изц —>
I з&зЬ&чипонпАззн---->
« бМШжндчшмнпЛззй—>
| щмз чимтпЛюн--------$
| чшзонааЛзц---> z
яиМ _
4Ш30Н~Ъ
•№<№#
тл/
1Ш30Н—$
•ixfuty
S8Jl)
хвюитид
ШМИГ

Sdl/d ЧШ30ВВ0(1Ц)Д
- ЗУ чиао№В(1изц
— fh 4U330H8Ddl!3H
— jWJMHSDdUJH
— чийо/шМиэи
e—wwwz/wjj ммюмизн
вмя
чшэок—^
ЧШ30Н.
•ви/ищ
£—-ISMS tumiwiinH
X—ISjll ll ЧшзонврАззд
<C- Xt 3 впнршпид ЧШ30Н8В(1иЗЦ
£----dO$f,ta ’Шмнмвизн
• ----poduliJ 4UJ30»№d/3ff

197
В зависимости от подканала, в котором произошел отказ сис-
темы управления (например, одной из трех ЦГВ), при наземном
тест-контроле подается напряжение —-27 В на обмотку одного из
тех реле PI5, Р16 и PI7, контакты которого замыкают минусовую
цепь светосигнализаторов «1», «2» или «3» на пульте ППН-5, что
указывает на подканал, где произошел отказ.
Учитывая важную роль вычислителя «УХОД», тест-контроль
системы встроенного контроля вычислителя ведется отдельно, не-
зависимо от всей СВК АБСУ. Сигнал «ИСПРАВНОСТЬ СУ»
(исправность вычислителя «УХОД») через преобразующий транзи-
стор из схемы ПП17 (см. рис. 6.27^ подается на минусовую клемму
обмотки реле Р18. При отказе одного из подканалов сигнал I по-
дается на базу как этого транзистора, вызывая его открытие, так
и на базу одного из трех транзисторов из схемы ПП17. Срабаты-
вает реле (гаснет светосигнальное табло «ИСПР. АБСУ») и одно
из реле Р15, Р16, PI7, контакты которого замыкают минусовую
цепь светосигнализаторов «1», «2» или «3» на пульте ППН-5.
6.7. ВНЕШНИЙ КОНТРОЛЬ, ОТКАЗОВ АБСУ-134
В АБСУ-134 наряду с внутренним контролем отдельных блоков
и подсистем применяется внешний контроль, предполагающий на-
личие реакции самолета на отказ элементов АБСУ. Может воз-
никнуть ситуация, когда в том или ином режиме полета неблаго-
приятное сочетание погрешностей элементов, каждая из которых
не превышает норму технических условий (отказа нет), может при-
вести к значительным отклонениям одного из пилотажных пара-
метров самолета, определяющего безопасность полета или точ-
ность выхода в заданную точку траектории.
Например, при заходе на посадку на высоте принятия решения
пилот должен определить, находится ли самолет в поле допусков
по боковому отклонению и по отклонению от глиссады (в площа-
ди «окна»), . „
Система внешнего контроля отказов АБСУ — это контроль ре-
жимов управления самолетом, т. е. выдерживание заданного пара-
метра полета в определенных пределах.
6.7.1. Контроль предельных отклонений самолета
от заданной высоты полета
В режиме автоматической стабилизации заданной высоты по-
лета отказы основного КВ-16, которые не вызывают резкого изме-
нения высоты полета, а приводят к относительно медленному ее
изменению, не могут быть проконтролированы методом внутрен-
него контроля. '•
Поэтому предусмотрен внешний контроль такого отказу. Ком-
паратор в блоке контроля датчиков настроен на пороговое напря-
жение, сответствующее АЯПОрог=75 м. На вход компаратора по-
198
дается сигнал с контрольного КВ-16, пропорциональный отклоне-
нию от заданной высоты полета —АЯконтр. При условии АЯКонтр^
АЯпорог сработает компаратор и через 2 с выдается контрольный
сигнал на логическое устройство продольного канала, которое вы-
рабатывает сигнал переключения автопилота на другой режим
(режим стабилизации угла тангажа) с соответствующей сигнали-
зацией. Как видно из рис. 6.6, сигнализация включается та же, что
и при внутреннем контроле корректоров высоты (путем сравнения
двух сигналов АЯОсн и АЯКОнтР).
На электрической схеме (рис. 6.7) показан потенциометр R39,
с помощью которого настраивается порог срабатывания компа-
ратора У11. Конденсатор CI7 служит для задержки времени сра-
батывания реле Р1 компаратора УН (реле времени с /3=2 с).
При срабатывании реле Р1 сигнал —27 В снимается с клеммы
8 (пропадает сигнал «ИСПРАВН. КВ» в БКР-3) и одновременно
подается на клемму 9 и далее через диод VI5 как сигнал «ОТКАЗ»
на ППН-5 (см. рис. 6.4).
6.7.2. Контроль предельных отклонений самолета
от заданной траектории в режиме захода на посадку
Система контроля и сигнализации предельных отклонений са-
молета от заданной траектории (рис. 6.28) предназначена для об-
легчения экипажу принятия решения о посадке. Если до высоты
принятия решения контрольный сигнал превысит порог срабаты-
вания нелинейного элемента, то на приборной доске левого и пра-
вого пилотов загораются светосигнальные табло «ПРЕДЕЛ КУР-
СА» или «ПРЕДЕЛ ГЛИССАДЫ».
Схема контроля построена с использованием блоков предель-
ных значений БПЗ-1М, расположенных в блоке контроля датчи-
ков БКД-1. Как видно из рис. 6.28, сигнализация предельных
значений включается на высоте не более 100 м.
Блок предельных значений
Рассмотрим принцип действия блока предельных 'значений
БПЗ-1М по функциональной схеме на рис. 6.29.
Порог срабатывания устройства задается внешними регулиро-
вочными потенциометрами R31 и R32, к которым подводится пи-
тание от стабилизированного источника, расположенного в БПЗ.
Исходя из схемы соединения источника с потенциометрами
R31 и R32, на клемме 4 будет «+^порог», а на клемме 3 —
«—t/nopor» по отношению к средней точке (клемма 6).
При подаче сигнала «Зона ек» того или иного знака релейный
усилитель РУ на выходе БПЗ сработает только в том случае, ког-
да сигнал превысит на определенную величину напряжение порога
срабатывания.
Устройство сравнения построено по принципу фазового ме-
тода сравнения с использованием двух измерительных кон-
199
Рис.' 6.28. Функциональная схема контроля предельных отклонений самолета от курса
и глиссады
Сиснил
6.29. Функциональная схема блока предельных значений
Рис.
туров, в которых происходит модуляция напряжения частотой
400 Гц знакопеременным сигналом постоянного тока «ЗОНА ек».
Определение момента превышения сигналом «ЗОНА ек» порога
срабатывания осуществляется на логическом устройстве совпаде-
ния (элемент «ИЛИ—И»),
Измерительный контур состоит из модулятора* Ml (М2), за-
датчика порогового напряжения R31 (R32) и нагрузочного транс-
форматора TV2 (TV3), выходные обмотки которого соединены с
выходом усилителя переменного тока. Усиленный сигнал сравни-
вается по фазе с опорным напряжением с обмотки W5 (логический
элемент «И») и затем через интегрирующую RC-цепочку подается
на вход релейного усилителя.
Как видно из схемы рис. 6.29, к модуляторам Ml и М2 подво-
дится напряжение с обмоток W2 и W3, имеющих противополож-
ную фазу. Если сигнал «ЗОНА ек» равен 0, то в измерительных
контурах устанавливаются токи, величины которых по амплитуде
будут определяться напряжениями ±t/nopor-' Поскольку пороги
выставляются симметричными, то и токи в первом и втором конту-
рах тоже будут равны.
Предположим, что на вход БПЗ через магнитный усилитель
подается сигнал «ЗОНА+ек>>. Ток модуляции в первом контуре
будет увеличиваться, амплитуда модулированного напряжения
начнет возрастать. Ток модуляции во втором контуре будет умень-
шаться, так как сигналы «Ппорог», «7/сигн» имеют противоположную
полярность. При условии Псигн^Ппорог во втором ^онтуре фаза
модулированного напряжения меняется на противоположную. Сле-
довательно, напряжение на трансформаторах TV2 и TV3 будет
иметь фазу, отличающуюся на 180°.
Схема совпадения «И» фиксирует напряжение противополож-
ной фазы nd* отношению к исходной и формирует импульсы поло-
жительной полярности частотой 400 Гц и амплитудой 27 В на ин-
тегратор и далее — на срабатывание релейного усилителя. Для
нормального функционирования логической схемы совпадения на-
пряжение с трансформаторов TV2 и TV3 усиливается до 3...5 В.
На рис. 6.30 представлена электрическая схема блока предель-
ных значений без измерительных цепей, показанных на схеме
рис. 6.28.
В качестве усилителей сигнала УЗ—Уб используются двухкас-
кадные интегральные усилители переменного тока 1УС221Д. На
входе первого каскада ,усилителя УЗ и У4 вторичная обмотка
трансформатора с конденсатором (TV2—СЗ, TV3—С4) составля-
ют колебательный контур для выделения первой гармоники напря-
жения частотой 400 Гц.
Кондесаторы С5—С6, С13—С14 уменьшают отрицательную об-
ратную связь в усилителях, увеличивая коэффициент усиления.
* В качестве модуляторов используются интегральные прерыватели тока
1 КТО ПА..
202
АЗС-СТУ
Рис. 6.30. Электрическая схема блока предельных значений
Конденсаторы С9—СЮ —• разделительные, СП—С12 — улучша-
ют фронт импульса.
Питание для интегральных ми-кросхем формируется на стаби-
литронах V7, V8 и резисторах R6, R7. Конденсаторы С19, £20 слу-
жат фильтром для сглаживания пульсации напряжения цитания.
Дифференцирующие цепи R8—С17, R9—С18 увеличивают помехо-
защищенность логических схем «ИЛИ—И», уменьшая тем самым
вероятность ложных срабатываний.
Логический элемент «И» собран на транзисторах VT1 и VT2
по схеме совпадения фаз двух напряжений. На транзисторе VT3
собран усилитель-инвертор, импульсы с которого подаются на ин-
тегратор R15—С21. Для увеличения эффективности интегратора
параллельно емкости С21 через клемму 15 подсоединен конденса-
тор СЮ.
На транзисторе VT4 собран усилитель мощности, нагрузкой ко-
торого служит обмотка электромагнитного реле Р1 (РЭС-49).
Последний каскад блока БПЗ — это релейный усилитель. Реле
сработает при наличии питания +27 В на схему БПЗ, которое, как
видно из рис. 6.30, подается через АЗС-СТУ, контакты реле Р5
203
(включен режим «ГЛИСС») и НЗ контакты реле Р9, которые раз-
мыкают цепь 4-27 В в режиме «УХОД».
При срабатывании реле Р1 сигнал 4-27 В через клемму 17 и
контакты реле Р7 подается на светосигнальное табло «ПРЕДЕЛ
КУРСА». Реле Р7 срабатывает по сигналу радиовысотомера РВ-5
на высоте Н=100 м.
Схема контроля отклонения самолета от глиссады построена
аналогично рассмотренной. При срабатывании блока БПЗ-1 кана-
ла глиссады загорается светосигнальное табло «ПРЕДЕЛ ГЛИС-
САДЫ» на приборной доске левого и правого пилотов.
6.7.3. Контроль превышения скорости полета в режиме захода
на посадку
В режиме захода на посадку стабилизация приборной скорости
полета самолета осуществляется с помощью автомата тяги АТ-5.
Заданная скорость в этом режиме выставляется пилотом по
шкале указателя скорости УС-И, с которого снимается сигнал от-
клонения текущей скорости полета от заданной ДКпр. Контроль за
работой автомата тяги (внутренний контроль) осуществляется с
помощью специальной системы контроля. Одновременно ведется
внешний контроль по предельно допустимому отклонению скорости
от заданного значения. Цепь контроля состоит из порогового уст-
ройства, настроенного на величину ДУпорог=20 км/ч (см. рис. 6.13).
204
Глава 7
ЭКСПЛУАТАЦИЯ БОРТОВОЙ СИСТЕМЫ
АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-134
7.1. НАСТРОЙКА И РЕГУЛИРОВКА АВТОПИЛОТА АП-134
НА САМОЛЕТЕ ВО ВРЕМЯ ПРОВЕДЕНИЯ РЕГЛАМЕНТНЫХ РАБОТ
Через розетку аэродромного питания (РАП) включается пос-
тоянное напряжение + 27 В на борт самолета. На правой панели
АЗС кабины штурмана включается АЗС «ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ
— 36 В», а переключатель «РАП-ВСУ» на левом электрощитке
кабины штурмана устанавливается в положение «РАП». Включа-
ется выключатель «ВКЛ. АККУМ. РАП и ВСУ НА СЕТЬ».
Для наземных работ с автопилотом рекомендуется использо-
вать резервный преобразователь переменного тока. Переключа-
тель «ПТ-1500Ц» на левом электрощитке устанавливается в по-
ложение «РЕЗЕРВ», при этом должен гореть светосигнализатор
«РЕЗЕРВ. ПТ-1500Ц РАБОТАЕТ».
Для работы радиотехнических систем «КУРС-МП-2», РВ-5,
ДИСС необходимо включить питание на сеть переменного тока
напряжением 115 В 400 Гц. Переключатель «ПО-4500» на левом
электрощитке кабины штурмана устанавливается в положение
«РЕЗЕРВ» и включаются АЗС «ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ — 115 РЕ-
ЗЕРВН» и выключатель «РАП-115». АЗС для включения перечис-
ленных радиотехнических систем расположены на правой и левой
панелях АЗС кабины штурмана и имеют следующие, названия:
— «КУРС МП № 1, № 2»;
— «РАДИОВЫСОТОМЕР № 1, № 2»;
— «ДИСС + АНУ».
Для настройки и регулировки автопилота необходимо демонти-
ровать с самолета три ЦГВ * и закрепить их в кронштейнах КП-18,
которые устанавливаются на общем поворотном столе КПА-5. С
автопилотом ЦГВ соединяются с помощью специальных удлини-
тельных жгутов.
Блоки демпфирующих гироскопов демонтируются с самолета и
закрепляются в кронштейне КП-20, который устанавливается на
* При' использовании имитатора датчиков типа ИД-4 нет необходимости
демонтировать датчик с самолета. Сигналы в АБСУ задаются с помощью
специальных имитаторов, расположенных на лицевой панели ИД-4.
205
платформу поворотного стола МПУ-1. Блоки БДГ соединяются уд-
линительными жгутами с ответными частями разъемов на самолете.
Самолетные приемники статического давления отсоединяются
от входов корректоров высоты, которые подсоединяются к уста-
новке для создания вакуума с контрольным высотомером
ВД-25КИ.
Пульт регламентного контроля ПРК-12 подсоединяется четырь-
мя штепсельными разъемами к платформе ПКА-17.
Для проведения работ по проверке и настройке автопилота не-
обходимо включить:
— на левой панели кабины пилотов АЗС: «АП», «АГ-ЛЕВ»,'
«АГ-ПРАВ», «ЦГВ-КОНТРОЛЬ», «СТУ», ТРИММЕР РВ» .(рис.
7.1), а также «СИГНАЛИЗ. АП», «СНП», «СГС» (на рис. 7.1 не
указаны);
— на верхнем электрощитке кабины пилотов выключатели:
«АГ-ЛЕВ», «АГ-ПРАВ», «ЦГВ-КОНТРОЛЬ», «СТУ», «ОТКЛЮ-
ЧЕНИЕ ТРИММЕРА»;
— на левой панели .АЗС кабины штурмана АЗС «КУРСОВАЯ
СИСТЕМА ВКЛ».
На рис. 7.2 приведена схема включения потребителей автопи-
лота по переменному току. Обмотки реле Р1—Р7, контакты кото-
рых замыкают цепи питания, показаны на рис. 7.1. Для предохра-
нения цепей переменного тока от перегрузки в каждой фазе уста-
новлены плавкие предохранители СП (номиналы предохранителей
и величины потребляемого тока в нормальном режиме работы при-
ведены на рис. 7.2).
До того как включить автопилот в режим подготовки, прове-
ряют правильность установки трех гировертикалей по крену и тан-
гажу с помощью ПРК-12.
Выключателем «ПОДГ. АП» включается автопилот в режим
подготовки. При исправной аппаратуре через несколько секунд на
бленкерах бокового и продольного каналов должны появляться
надписи «ПОДГ», а на пульте поиска неисправностей — загорит-
ся светосигнальное табло «ИСПР. АБСУ».
Проверяется работа механизмов центрирования каналов курса
и тангажа. Для этого педали и колонка управления последователь-
но отклоняются на такой угол, при котором на бленкере появляет-
ся надпись «ОТКЛ». Величины углов замеряются по индикатору
ПРК-12 и должны соответствовать техническим нормам.
В канале крена механизм центрирования отсутствует, поэтому
если при нейтральном положении педалей и штурвала на бленкере
боковой стабилизации будет надпись «ОТКЛ», необходимо неболь-
шим поворотом штурвала вручную сцентрировать канал крена (до
появления надписи «ПОДГ»),
Включение автопилота на стабилизацию производится путем
нажатия кнопки «ВКЛ. АП» на пульте управления. На бленкерах
должны появиться надписи «ВКЛЧ», а на средней приборной дос-
206
^ВК-53РБ№2
, ПП-75'праВ
^У-ZOHnpaB "
ВК-53 РБ №1
ПП-75 лей
У-ZOH лев *
<77В Шина№
+Z7B Шина №Z . „АП"
АЗС-15
AIU1/11
„СТУ"
, ’гА'> ш/г игв!
I______,СНП-1, АГ лев,
* Ш/5
Ш5/1^АШ18/5^
ПКА-19 ПКА-17
_ БК-51
Тест"
СНП-1.АГ прав,
Ш/5
_________0,5 А. .
АШ1/15 ?
^Питание СТУ
„УпраВл. „Пикир "
УТ-15" °----------
0,5 А у
АШ1/16
ЗА у
АШ1/18
UJ/28 6z<:
Ш/ZO 6Н <г
-Z7B
Шина
аккум
Кабрир "
ьза у игв in ш/г
___X СНП-1, ЦГВIII
~ * Ш/5
--->W-53P5№3
Рис. 7.1. Электрическая схема включения питания АБСУ-134
постоянным током
АШ/17
1//_>Ш/7 ЦГВ II

ке — загореться светосигнальные табло «АП БОК», «АП ПРОД»
(см. рис. 1.4).
Проверяется включение электромагнитных муфт рулевых ма-
шин — педали, колонка управления и штурвал не должны свобод-
но перемещаться.
До начала регулировки каналов автопилота проверяется вклю-
чение всех режимов работы автопилота, переход с одного режима
на другой, сигнализация режимов по загоранию светосигнальных
207
в
Рис. 7.2. Электрическая схема включения питания АБСУ-134
переменным током
табло на средней приборной доске пилотов, а также работа систе-
мы контроля. Путем ввода тест-сигналов с пульта поиска неис-
правностей проверяется срабатывание системы контроля с заго-
ранием соответствующих светосигнальных табло.
7.1.1. Канал курса
Настройка и регулировка канала курса автопилота осуществ-
ляется согласно табл. 7.1. Крышка панели регулировочных сопро-
208

Таблица 7.1 Режим работы АБСУ fit А -£• , А сп о S £ а S $ ч * . о ч * X о * Я X о из н от из н < < < f—• Ом {—1 о U
14 (БУС-3) Регулировочное сопротивление 5 ф a cj А А СЧ g4 А. .Л > F § С Т -9- Е >> О Q- о X
автопилота АП-13 Угол отклонения руля направления, град. I/O - ОС 00 о Ю о О o' о —" о“ —“ „ - +1 4-1 +! “Н “Н -Н 1Я СР LO ю о сч со ео м4" ' •чг" оо +1 +1 +1 +1 . Н. +1
>вка канала курса Задаваемый сигнал а со4 О У ° "Н 0 а ю о ю £ t +Г +1 1 }' 1 II Л Л < .4 < 5 < < <
Q CU X S йий V О» ! / Номинал, размерность ,-Э- <з В _ К К Ям g s g « « «а « d <я<л > ж хх йааайайа £ ф gx g g in о, и « & ч 5 5 О СЧ О о £ >, 3 - - X о х х д ’£ 0 _ п. о Ч
Передаточный коэффициент, параметр й 5 со X та g 2 3 е 5 Од £ .^3 .^О se « « к
№ п/п —* СЧ СО чф I-Q CD
14Va—1386 209'
тивлений блока управления и суммирования БУС-3 предваритель-
но снимается. '
7.1.1.1. Регулировка передаточных коэффициентов
Принцип регулировки передаточных-коэффициентов канала кур-
са можно рассмотреть на примере kt, (п. 1 табл. 7.1). Гироагрегат
ГА-1М курсовой системы, который был до включения автопилота
смонтирован на поворотном столе КПА-5, разворачивается по.кур-
су на угол Аф 5 . По индикатору замеряется отклонение руля
направления, которое должно соответствовать величине, приве-
денной в табл. 7.1. Если угол отклонения не соответствует требуе-
мой величине, необходимо провести подстройку с помощью потен-
циометра «ф», расположенного на панели блока БУС-3.
После регулировки коэффициента k-± необходимо привести в
соответствие аналогичный передаточный коэффициент аналогово-
го устройства канала курса (рис. 7.3). Для этого напряжение на
вольтметре PV1 изменять с помощью подстроечного резистора
«ф» аналогового устройства до тех пор, пока оно не станет рав-
ным напряжению с выхода УПТ (Уб). Построечный резистор
«ф» расположен на панели БУС-3 вместе с другими под общим ин-
дексом «АН». Погрешность установки напряжения на выходе УПТ
(Уб) равна (2,5+0,4) В как положительной, так и отрицательной
полярности.
Передаточные коэффициенты и пу регулируются
по тому же принципу, что и . Настройка аналогичных переда-
точных коэффициентов аналогового устройства производится в со-
ответствии с'рис. 7.3. Погрешность установки напряжений на выходе
УПТ (Уб) для всех трех коэффициентов равна (2,5+0,8) В. На-
пряжения измеряются по шкале вольтметров PV1 и PV2, установ-
ленных на ПРК-12.
210
7.1.1.2. Регулировка предельных углов отклонения руля направления
Регулировка выполняется (см. табл. 7.1) с помощью подстроеч-
ных резисторов на панели БУС-3: «ОГР2» при накренении ЦГВ
влево (руль направления при этом должен отклониться вправо) и
«ОГР1» при накренении ЦГВ вправо.
7.1.1.3. Проверка установки концевых выключателей рулевой машины PH
Электрический ограничитель сигнала канала руля направления
необходимо отключить. Для этого на пульте ПРК-12 выключатель
В17 поставить в положение «ОТКЛ. ОГРАНИЧ. ф». В процессе
эксплуатации диапазон установки концевых выключателей руля
направления не регулируется.
7.1.2. Канал крена
Настройка и регулировка канала крена автопилота осуществ-
ляется согласно табл. 7.2. Крышка панели регулировочных сопро-
тивлений блока управления и суммирования БУС-2-1 предвари-
тельно снимается.
7.1.2.1. Регулировка передаточных коэффициентов
Регулировка передаточных коэффициентов канала крена произ-
водится по методике, изложенной в п. 7.2.1.1. Номиналы переда-
точных коэффициентов, величины задаваемых сигналов и отклоне-
ния элеронов приведены в табл. 7.2. Особенность настройки кана-
ла крена заключается в том, что передаточные коэффициенты ре
гулируются раздельно в двух режимах АБСУ: стабилизации крена
и стабилизации курса (либо режим на посадку).
Регулировочные сопротивления, указанные в табл. 7.2, располо
жены на панели БУС-2-1. Здесь же под индексом «АН» находятся
регулировочные сопротивления для настройки аналогового устрой-
ства канала курса. При необходимости регулировать передаточ-
ные коэффициенты автопилота настройка соответствующих пере-
даточных коэффициентов аналогового устройства производится пу-
тем сравнения 'напряжений с выхода УПТ автопилота и УПТ ана-
логового устройства. Погрешность установки напряжения на выхо-
де УПТ аналогового устройства приводится в табл. 7.3.
Если в процессе настройки канала крена какой-либо переда-
точный коэффициент автопилота не требует регулировки, то напря-
жение на выходе УПТ не проверяется.
7.1.2.2. Регулировка заданных узлов крена
Рукоятка «РАЗВОРОТ» на пульте управления имеет два упо-
ра, каждый из которых соответствует определенному задаваемому
сигналу. Регулировка заданных углов крена выполняется методом

211
5
to
Регулировка канала крена автопилота АП-134 (БУС-2-1)
Режим работы АБСУ 5- $- «го т 4 со X * X Л X -о s Ч R Ч R Ч а. ,4 X' ’ Ч S X О I X Ю О 1Д О U3 И U3 <0 а,. <t а- < го < Н >> Н >5 н <5 Н w о о а о V V ¥ V V V
. Регулировочное । сопротивление 5 Я А >. — +- ~ А -э- й,д, Ч г г- е- с £1- £? « ОО £ о X
Угол отклонения элеронов, град. Ю to Ю со LQ ю ОС СО © о о © © _ o’ аГ o’ -Н +1 . +1 +1 -н ° +1+1 +1 <Э О О О © га юс© ci ci ci ci co oi to co +1 +1 +1 +1 , +1 +1 +1 +1
Задаваемый сигнал Й? о о «+! .и +1 +1 +1 +1 +| 2S « £ 1! и и и И ii +i ?- > • ?- . >. II II - д' л со св я <"< <
Номинал, размерность > > s ге га к » «О >• «О >• «© ^ «О «0 < < < К < е* е* ТО сс то « ГОТО тото то о. о. о. су о- g, a g g ю о о о ©" ~ -Г • oi с 1 град 1р лов крена> зада- чей «РАЗВОРОТ»: ) ) редельных углов ронов: гный полет <АЗП» гановкн концевых
Передаточный коэффициент, параметр и- Ни W. W- г О S. ' CJ >,+-.0 0 с X >т CJ § £ ?. . " t i “ о >>« "S О я И § ° i « °--<Л g#S(X Й « Т- .х -?- = =5 Е S С О К И И И И §3га о sora 10 я Ч 4 S Ч § Ч § го ь £ СО О я
№ п/п 1 сч го xf- ю о г- 00
2)2
Таблица 7.3
Регулировка аналогового устройства БУС-2-1
№ п/п Регулировочное сопротивление «АН» Напряжение на выходе УПТ АП (PV2), В Погрешность установки напряжения на выходе УПТ АН (PV1), В
1 3,5 ±0,4
2 »К,2“ 5 ±0,4
3 ЯК’1“ 3,5 ±0,4
4 ,К72« 5 ±0,4
5 2,5 ±0,4
компенсации сигнала с рукоятки «РАЗВОРОТ» сигналом с ЦГВ.
При отклонении рукоятки до 1-го упора и соответствующего нак-
лона ЦГВ по крену добиваются возвращения элеронов в нейтраль-
ное положение. Если угол отклонения ЦГВ не соответствует ука-
занному в табл. 7.2, то с помощью подстроечного сопротивления
«ПУ» следует привести его в норму. После этого регулируется на-
пряжение на выходе УПТ аналогового устройства с помощью ре-
гулировочного сопротивления «ПУ АН». Допустимая погрешность
установки напряжения равна ±0,5 В.
Аналогичные операции следует проделать при отклонении ру-
коятки «РАЗВОРОТ» до 2-го упора. Погрешность установки на-
пряжения на выходе УПТ АН в соответствии с напряжением на
выходе УПТ АП равна ±0,5 В.
7.1.2.З. Регулировка предельных углов отклонения элеронов
Регулировка величины предельных углов отклонения элеронов
выполняется в соответствии с табл. 7.2. Одновременно должно
быть настроено и аналоговое устройство на эти же величины
углов. Настройка производится в соответствии с табл. 7.4.
Схема АБСУ переключается на режим «АЗП» при выпуске за-
крылков. При проверке системы на земле закрылки не выпуска-
ются, а имитация выпуска закрылков производится установкой
переключателя В22 ПКР-12 в положение «ВЫП».
Погрешность установки напряжений на выходе УПТ аналого-
вого устройства в соответствии с напряжением на УПТ автопило-
та следующая:
в режиме маршрутного полета ±0,5 В;
в режиме «АЗП» ±0,8 В.
Напряжения измеряются по шкале вольтметров PV1 и PV2,
установленных на ПР К-12.
213
Таблица 7.4
Регулировка предельных углов БУС-2-1
Режим полета Направление откло- нения рукоятки «РАЗВОРОТ» (до 2-го упора) Регулировочное сопротивление АП Регулировочное сопротивление АН
Маршрутный по- Левый разворот ?ОГР 1» «ОГР 3»
лет Правый разворот «ОГР 2» «ОГР 4»
«АЗП» Левый разворот «ОГР 11» «ОГР 13»
Правый разворот «ОГР 12» «ОГР 14»
7.1.2.4. Проверка установки концевых выключателей рулевой машины элеронов
Электрический ограничитель сигнала канала элеронов необхо-
димо отключить. Для этого на лицевой панели ПРК-12 выключа-
тели ВЗ, В9 ставятся в положение «ОТКЛ», а выключатель В17 —
в положение. «ОТКЛ- у». В процессе эксплуатации диапазон уста-
новки концевых выключателей рулевой машины элеронов не регу-
лируется.
7.1.3. Канал тацгажа
Настройка и регулировка канала тангажа автопилота осуще-
ствляется согласно табл. 7.5. Крышка панели регулировочных со-
противлений блока управления и суммирования БУС-1 предвари-
тельно снимается.
7.1.3.1. Регулировка передаточных коэффициентов
Регулировка передаточных коэффициентов канала тангажа
(пп. 1—7 табл. 7.5) производится по методике, изложенной
в п. 7.2.1.1.
Регулировочные сопротивления, указанные в табл. 7.5, распо-
ложены на панели БУС-1. Здесь же под индексом «АН» находятся
регулировочные сопротивления для настройки аналогового устрой-
ства канала тангажа.
При необходимости регулировать передаточные коэффициенты
автопилота настройка соответствующих передаточных коэффици-
ентов аналогового устройства производится в соответствии с табл.
7.6.
Для регулировочных сопротивлений, указанных в пп. 1—5
табл. 7.6, напряжение по вольтметру PV2 прибора ПКР-12 уста-
навливается равным 8 В после регулировки передаточных коэффи-
циентов автопилота путем увеличения параметров, которые даны
в графе «ЗАДАВАЕМЫЙ СИГНАЛ» табл. 7.5.
Для регулировочных сопротивлений, указанных в пп. 6—11, на-
пряжение на выходе УПТ автопилота (PV2) остается таким же,
что и при регулировке передаточных* коэффициентов^отопилота.
214 I
io
сЗ
Д’
X
с;
\о
03
Н
Регулировка продольного канала автопилота АП-134 (БУС-1)
Режим работы АБСУ д XXX’ <1 < < - . со < со т т - S Ч S S К S S Ч < Чо Чо К и Хо S О S •С *£ . <С . <. Ч н, V н Л н о ° и о о и
Регулировочное сопротивление Д z* х Д '=§ -ф X X 'Я
Угол отклонения руля высоты, град. 00 о о со со ° ? +1 +1 +1 +1 О. О. LO Ю о о rf СО гдГ цэ ф +1 +1 +1 +1 +1 +1
Задаваемый сигнал о о 5j ss СО sj СЧ esi о ?:-? ss” «2 °- Soci go.* +1 +1 +1 220 g II II II И II t < 'Ф 'Ф 5§° 5§ IS о о m ш
21&
«л
одолжение табл, 7, Режим работы АБСУ А А (% А ф < ф ' ф те -У S сп со S У О X . X е; £ £ с: ч s 2 2 х х < • с с с S < 2 ь-м со сп со о н н и < < < су 2
о« с Регулировочное сопротивление к к <и и <и !? й Л й А & & * X" — те ч ч >; 'В < < 1ч £" и ? те <9 * щ и * V * О. S3. <U SU X X
к
я •* X
я 3 О £> 1Л о СО - О_ 4 я &•
Я о o' « о”^ X и О
о о . 1=5 3 Я( +1 -н s' +12 4-j '«' “ Я II
Я со «3 О R и те Л "Е °- CQ ю> я --' +1 +1 СЙ «О
§S +1 v ’1 1 сх> те
+
Задаваемый сигнал о СО 3 44 «Ш «я к с а.^~- о У о У о = S 6 — °- S'? й- =ч ? 0 И i!s t1 Л<Л| « “5- е- ч II =& “=& и ® s ’-S й < S*3 S « • — м 04 °Ч ®х <J .3. ' CS Я « ф <
Номинал, размерность К X • I <Я О — Г 1 л « в « ей кГ «Q >• &Q «О «О - ©X “*>5 к( < < _ я( « =с — 2" 9 СЗ «> Л X X X X W Q Q.CUSU £Х - Q. g* 2 ' о ю - о to 5 Я ® о. Г< « . Я § g>K ° я 2 03 д § о 2 £ он
Передаточный коэффициент, параметр > ^’S — Я ГЕ Я о А — о« и О О О *О* ' "tf 5 И. со =2 СП > S 5 Я <53 2 <53 Щ « X к с. с £ Й ил <я> €• -в v езсаЗ- <53 3 « * а к 3 S3 S-sS к{ Et» q«O ДД <53 ►—1 X Я 1—*
Ц/П °М 7 8 9 10 11 12 13
216
Таблица 7.6
Регулировка аналогового устройства продольного канала
№ п/п Регулировочное сопротивление «АН» Напряжение на выходе УПТ АП (PV2), В Погрешность установки напряжения на выходе УПТ АН (PVT), В
1 «0» 8 ±1,0
2 «01» 8 ±1,0
3 «02» 8 ±1,0
4 «Н1> 8 ±1,0
5 «Н2» 8 ±1,0
6 «Н» — ±0,5
7 «О'; > — ±0,5
8 «ЗАК1» — ±0,5
9 «ЗАК2» — ±0,5
10 «ГЛ» —- ±0,5
11 «ПУ» — ±0,5
Рассмотрим особенность регулировки передаточного коэффици-
ента Л/т (п, 6 табл. 7.5). Для задания в схему автопилота элек-
трического сигнала, пропорционального определенной скорости
изменения высоты Н, в установке ПРК-12 предусмотрено интегри-
рующее устройство, с помощью которого напряжение изменяется
со скоростью 0,8 В/с. Это изменение напряжения соответствует
величине 13 м/с. Методика использования ПРК-12 для проведения
такой регулировки изложена в инструкции по эксплуатации АБСУ
121.
Для выполнения пп. 8 и 9 табл. 7.5 закрылки не выпускаются.
Для имитации сигнала о выпуске закрылков на ПРК-12 .преду-
смотрен выключатель В22, который устанавливается в положение
«ЗАКРЫЛКИ ВЫП». После команды на первый выпуск закрыл-
ков В22 выключается и производится регулировка передаточного
коэффициента ^ф3аК1. При повторной команде на выпуск закрыл-
ков положение руля высоты после регулировки коэффициента
&Ф.чак1 считается исходным.
7.1.3.2. Проверка допустимых углов центрирования
Предельные допустимые углы тангажа самолета, при которых
еще возможно центрирование канала тангажа, замеряются по
наклону стола КПА-5 с гировертикалями, при котором-на бленке-
ре продольной стабилизации появляется надпись «ОТКЛ» вместо
«ПОДГ». Диапазон углов центрирования в процессе эксплуатации
автопилота не регулируется.
15—1386
217
7.1.3.3. Проверка установки концевых выключателей рулевой машины
руля высоты
Проверка выполняется в соответствии с табл. 7.5. В процессе
эксплуатации диапазон установки концевых выключателей руле-
вой машины руля высоты не регулируется.
7.2. НАСТРОЙКА И РЕГУЛИРОВКА АВТОМАТА ТЯГИ АТ-5
Для настройки и регулировки автомата тяги необходимо демон-
тировать и установить на кронштейне КП-16 блок датчиков линей-
ных ускорений БДЛУ-0,5. Кроме того, используется пульт регла-
ментного контроля ПРК-11, который соединяется переходным жгу-
том с разъемом Ш6 ПКА-19.
Статическая система питания левого и правого указателей
УС-И подсоединяется с помощью вакуумных трубок' и тройника к
установке КПУ-3.
Включается питание постоянным и переменным током систем
АБСУ по методике, изложенной в п. 7.1. Необходимо включить
АЗС «АТ-5», расположенный на левой панели АЗС кабины экипа-
жа. Как видно из рис. 7.4, напряжение 4-27 В подается на клемму
ПТ 1/2 коммутационной платформы ПКА-19 и одновременно сраба-
тывает реле Р16, контакты которого включают цепи переменного
тока для питания автомата тяги.
Рис. 7.4. Электрическая,
схема включения пита-
ния автомата тяги АТ-5
Прежде чем приступить к регулировке передаточных коэффи-
циентов АТ-5, необходимо проделать следующие операции:
— отрегулировать микровыключателй исполнительного меха-
низма J4MAT-1-12-2;
2J 8
— проверить возможность включения АТ-5 в режим «УПРАВ-
ЛЕНИЕ»;. -
— проверить возможность отключения АТ-5 при стопорении
секторов газа;
— проверить возможность отключения муфт исполнительного
механизма при нажатии кнопки светосигнальных табло «Т1» и
«Т2» на пульте управления.
7.2.1. Регулировка передаточных коэффициентов автомата тяги
В процессе эксплуатации регулируется только передаточный
коэффициент величина которого должна соответствовать дан-
ным табл. 7.7. Рассогласование по скорости задается индексом-за-
датчиком скорости раздельно на левом и на правом УС-И, а регу-
лировка передаточного коэффициента автомата тяги осуществля-
ется с помощью подстроечного сопротивления «ДУ», расположен-
ного на панели блока БА-17. Регулировка аналогичного передаточ-
ного коэффициента аналогового устройства осуществляется с по-
мощью подстроечного сопротивления «ДУ», расположенного на
панели блока БС-26.
Другие передаточные коэффициенты автомата тяги (пп. 2—5
табл. 7.7) не регулируются. Для проверки соответствия величин
передаточных коэффициентов указанным в таблице, сигналы рас-
согласования подаются с ПРК-Н.
7.2.2. Проверка и регулировка параметров автомата тяги
Параметры АТ-5 (пп, 6—12) должны соответствовать величи-
нам, приведенным в табл. 7.7. Время согласования индекса
«V3an» со стрелкой «V» регулируется с помощью подстроечного
резистора «Цтг» на панели регулировочных сопротивлений блоков
БА-17 и БС-26. Так же при необходимости-регулируются скорость
отработки индексов Узад, скорость «самохода» рычагов СГ и мак-
симальная скорость рычагов. .
После регулировки допустимой скорости «самохода» проверя-
ют и регулируют аналоговое устройство.' Если напряжение на вы-
ходе усилителя привода отличается от напряжения на выходе
усилителя аналога, то последнее регулируется с помощью регули-
ровочного сопротивления «Цдн», расположенного на панели блока
БА-17.
7.2.3. Проверка чувствительности системы сигнализации
Система контроля автомата тяги построена по принципу срав-
нения двух подканалов. Если во время проверки обеспечить раз-
ность показаний скорости на указателях УС-И левого и правого
пилотов AVLV-(иав . = 15—20 км/ч, то должна сработать система
контроля.
15* . • - 219
220
Таблица 7.7
Регулировка автомата тяги АТ-5
№ п/п Передаточный коэффициент, параметр Номинал, размерность Задатчик скорости Регулировочное сопротивление иа панели Регулировочное сопротивление Примечание блока
1 К\ъ 0,1 ±0,04ГРад/с .СГ .. УС-И левый «AV» БА-17 Режим «УПРАВЛЕ-
км/ч сам-та УС-И правый «AV» БС-26 НИЕ»
2 Ki 6±3 гРад/с СГ" — Не регулируется — То же
м/с2 сам-та
3 къ 3±15 град/с СГ То же
град/с v
4 к‘п R 9 .R град/с СГ
пх м/с2 сам-та >»
5 куе-и 0,14 ±0,06 —5— — — Для УС-И левого и
км/ч 1 правого
6 Чувствитель- Д V порог = 6 КМ/Ч =—= — Режим «УПРАВЛЕ-
ность АТ-5 НИЕ»
7 Точность со- ДУ согл ~ 6 КМ/ч и — Режим «ПОДГОТОВ-
гласования ии~ КА»
Декса «Уаад» со
стрелкой «V»
8 Точность еле- 10 км/ч Режим «УПРАВЛЕ-
жения индекса «Узад» на ле- вом и правом указателе НИЕ»
9 Время согла- ^БОГЛ “ 8 С УС-И левый «Цтг» БА-17 1. Точность согласова-
сования индек- УС-И правый «Цтг» БС-26 ния см. в п. 8
са «Узад» со 2. Перерегулирование
стрелкой «V» при рассогла- не допускается
совании
100 км/ч
Л Скорость от- 15- — 21 КМ'4 УС-И левый «Кел» БС-26 Симметричность скоро-
работки индек- С «ц» симметрич-1 БА-17 стн отработки индексов
СОВ «\эад» ПЭ ность скор-ти «Узад» в сторону «боль-
указателях «Цэ» / ше» — «меньше» не бо-
УС-И правый «ц» симметрии-) лее 10%
ность скор-ти } БС-26
«Из» J
11 Допустимая бег _ О ч град доп — и,О «Цпр» БА-17 Режим «УПРАВЛЕ-
скорость пере- С НИЕ»
мешения рыча- га СГ («само- <
ход»)
12 Максихмаль- S сг _ с Град max — о — «СОС» БА-17 То же
ная скорость С 4
перемещения рычага СГ
13 Чувствитель- AV УС-И __ лев-прав
ность системы
ьэ ьэ сигнализации = 15 — 20 — ч
При этом гаснут светосигнальные табло «АТ», «Т1», «Т2» на
пульте управления ПУ-37 и одновременно загораются светосиг-
нальные табло «УПРАВЛ, СКОРОСТЬЮ» на приборных досках
пилотов. |
7.3. НАСТРОЙКА И РЕГУЛИРОВКА СИСТЕМЫ ТРАЕКТОРНОГО
УПРАВЛЕНИЯ СТУ-134 3
Для настройки и регулировки СТУ-134 на самолете использует-
ся установка ПРК-12 и дополнительно поверочная установка
УПП-7, которая соединяется с коробкой СТУ.
Питание постоянным и переменным током систем АБСУ вклю-
чается по методике, изложенной в п. 7.1. Прежде чем приступить
к регулировке передаточных коэффициентов СТУ-134, необходимо
проделать следующие операции:
— проверить сведение и разведение командных стрелок; 3
— проверить и при необходимости отрегулировать нулевые
сигналы командных стрелок;
— проверить погрешность дистанционных, передач следящих I
систем текущего курса, заданного курса, курсового угла радио-
станции по шкале навигационных курсовых приборов левого и J
правого пилотов; - х
проверить погрешность дистанционных передач следящих
систем крена и тангажа по шкале пилотажного прибора левого и ,
правого пилотов.
7.3.1. Проверка передаточных коэффициентов СТУ
Передаточные коэффициенты системы траекторного управления
СТУ-134 проверяются согласно табл. 7.8 (пп. 1—8 и 12—14) и в .
процессе эксплуатации не регулируются. Режим работы СТУ за-
дается путем установки переключателя «СТУ» на пульте управле- «
ния автопилота в соответствующее положение, 'а также с помо- }
щью специальных переключателей на УПП-7. '
7.3.2. Проверка и регулировка параметров СТУ
Параметры СТУ — заданный угол крена при выполнении 4 го 3
разворота, угол подхода к равносигнальной курсовой зоне и зона
нечувствительности по курсу проверяются и регулируются согласно |
табл. 7.8. Регулировка левого и правого полукомплектов прово- J
дится путем установки командной стрелки 6Z в нулевое положение |
с погрешностью ±1 мм. |
7.3.3. Проверка и регулировка системы контроля СТУ Я
Система контроля СТУ срабатывает и отключает выходные Я
сигналы (разводятся командные стрелки на шкале пилотажного Я
прибора — см. рис. 1.4) при рассогласовании между левым и пра- я
вым приборами. Д
222 1
Таблица 7.8
Регулировка системы траекторного управления СТУ-134
223
Продолжение табл. 7.8
224
7.3.3.1. Боковой канал
Если при искусственном рассогласовании системы A6Z= (6±
±2,5) мм не происходит срабатывание системы контроля, то регу-
лировка производится с помощью сопротивления «Вх. R16», рас-
положенного на панели блока БК-51.
Если в момент отключения СТУ отклонения командной стрел-
ки влево и вправо не равны по величине, то необходимо отрегули-
ровать этот параметр с погрешностью ±1 мм по шкале ПП-75
с помощью резистора «АССИМ. R38», расположенного на панели
блока БК-51.
7.3.3.2. Продольный канал
Если при искусственном рассогласовании бв= (6±2,5) мм не
происходит срабатывание системы контроля,,то регулировка про-
изводится с помощью сопротивления «Вх. R15», расположенного
на панели блока БК-51.
Если в момент отключения СТУ отклонения командной стрелки
вверх и вниз не равны по величине, то необходимо отрегулиро-
вать этот параметр с погрешностью ±1 мм по шкале ПП-75 с по-
мощью резистора «АССИМ. R37», расположенного на панели бло-
ка БК-М.
7.4. НАСТРОЙКА И РЕГУЛИРОВКА АППАРАТУРЫ «УХОД»
Для настройки и регулировки аппаратуры «УХОД» на самоле-
те используются пульт регламентного контроля ПРК-19 и конт-
рольно-поверочная установка КПУ-3, с помощью которой создает-
ся давление, соответствующее заданной скорости полета.
Питание постоянным и переменным током систем АБСУ вклю-
чается по методике, изложенной в п. 7.1. На левой панели АЗС ка-
бины пилотов включаются АЗС «УХОД» трех подканалов и АЗС
«КОНТРОЛЬ ВУ-1» (рис. 7.5). При этом срабатывает реле Р12,
Р13, Р14, контакты которых замыкают цепи питания переменным
током 36 В 400 Гц на вычислители аппаратуры «УХОД» трех под-
каналов.
Прежде чем приступить к регулировке передаточных коэффици-
ентов аппаратуры «УХОД», необходимо проделать следующие
операции.
7.4.1. Включение и отключение, директорного режима «УХОД»
Для подготовки и включения директорного режима «УХОД»
необходимо переключатель «ПИТАНИЕ» на пуль^. ПУ-37 устано-
вить в положение «ВКЛ», переключатель «СТУ» на пульте управ-
ления автопилота ПУ-45 перевести в положение «СП—VOR» и на-
жать кнопку-лампу «ГЛИСС». Командные стрелки ПП-75 должны
быть сведены в районе центрального кружка.
225
363 400 Гц
ПТ-1500 и
Рис. 7.5. Электрическая схема включения питания автомата
тяги АТ-5 и вычислителя «УХОД»
Включение режима «УХОД» производится перемещением сек-
торов газа <Г1», «Г2» во взлетное положение (вперед до упора)'.
На приборных досках левого и правого пилотов загораются свето-
сигнальные табло «УХОД», а на приборах ПП-75 левого и правого
пилотов горизонтальные командные стрелки должны отклониться
вверх на (12±2,5) мм и через некоторое время плавно вернуться
в исходное положение. Вертикальные командные стрелки должны
отклониться в крайнее правое положение.
226
Отключение директорного режима «УХОД» производится вы-
ключением питания с пульта ПУ-37. Гаснут светосигнальные табло
«УХОД», а командные стрелки сводятся в центре прибора.
7.4.2. Включение и отключение автоматического режима «УХОД»
Автопилот должен быть включен в режим «ГЛИССАДА».
Режим «УХОД» включается перемещением секторов газа «Г1»
и «Г2» во взлетное положение. Включение сигнализации и откло-
нение командных стрелок ПП-75 такое же, как указано в п. 7.4.1.
Колонка управления отклоняется в положение «на себя» до кон-
цевого ограничителя, что соответствует отклонению руля высоты
вверх. Через некоторое время колонка управления должна плавно
возвратиться в исходное положение.
Отключение автоматического режима «УХОД» производится
либо при отключении продольного канала автопилота (кнопкой
«КБО» на штурвале, выключателем «ПРОД» на пульте ПУ-45 или
выключателем «ПОДГ. АП»), либо при переводе с режима
«ГЛИССАДА» на другой режим (нажатием рукоятки «СПУСК-
ПОДЪЕМ» или включением кнопки-лампы «КВ» на пульте управ-
ления).
Кроме того, режим «УХОД» отключается с помощью выключа-
теля «ПИТАНИЕ» на пульте ПУ-37.
7.4.3. Проверка уровня нулевых сигналов на выходе вычислителя
всех трех каналов
При необходимости нулевой сигнал регулируется с помощью
потенциометров «Ц1» и «Ц2>, расположенных на панели регули-
ровочных потенциометров вычислителя «УХОД».
7.4.4. Проверка работы системы контроля аппаратуры «УХОД»
при имитации отказов
Вводятся отказы самой аппаратуры «УХОД», гировертикалей и
питания аппаратуры «УХОД».
Эта проверка выполняется при использовании пульта поиска
неисправностей ППН-5.
7.4.5. Проверка и регулировка передаточных коэффициентов
аппаратуры «УХОД»
7.4.5.1. Передаточный коэффициент
зад
При включении автоматического режима «УХОД» за счет сиг-
нала управления руль высоты отклонится вверх. Для приведения
руля в исходное положение необходимо поворотный стол КПА-5
с гировертикалями отклонить в сторону кабрирования на величину
227
де= (9,5±2,5°). Руль высоты приводится в исходное положение.
Если в пределах указанных углов тангажа не удается привести
руль высоты в исходное положение (напряжение на выходе вычис-
лителя должно быть не более 0,3 В), то необходимо регулировать
передаточный коэффициент &&зад с помощью подстроечных по-
тенциометров, расположенных на лицевой панели вычислителя
«УХОД» и обозначенных «йзад».
Номинальная величина передаточного коэффициента
град oR
Кд = 2--------
зад град я
Чтобы после регулировки передаточного коэффициента
вычислителя «УХОД» обеспечить нормальную работу аналогового
устройства системы контроля в этом режиме, необходимо прове-
рить напряжение на выходе аналогового устройства (на пульте
ПРК-12 показания вольтметра PV1 не должны отличаться от
показаний PV2 на величину допуска 0,4 В). В случае несоответ-
ствия данному допуску производится регулировка аналогового
устройства потенциометром «$у — АН»; расположенным на лице-
вой панели блока БУС-2.
7.4.5.2. Передаточный коэффициент
При включении директорного режима «УХОД» за счет сигнала
Узад командные горизонтальные стрелки будут находиться в от-
клоненном положении. Чтобы привести их в нулевое положение,
необходимо наклонить поворотный стол КПА-5 с гировертикалями
в сторону кабрирования на определенный угол.
После этого последовательно отклоняя стол КПА-5 на 3° в сто-
рону пикирования и в сторону кабрирования, замеряют перемеще-
ние стрелки «бн» левого пилотажного прибора ПП-75 от нулевого
положения. Передаточный коэффициент вычисляется по формуле:
IK I ПИК + /Вн / Кабр
АХ —-------------------
Н g
Номинальная величина передаточного коэффициента
ММ бн
Мбн = 2-----— .
град »
Если в процессе проверки обнаружится, что величина коэффи-
циента #вн отличается от номинального больше чем на 25%, то
производится его регулировка с помощью подстроечного потенцио-
метра «бНстр1», расположенного на лицевой панели вычислителя.
Проверку повторяют для правого пилотажного прибора ПП-75.
В случае необходимости регулировка производится с помощью
подстроечного потенциометра «бистр2», расположенного на лице-
вой панели вычислителя.
228
7.4.5.3. Передаточный коэффициент ky
Прежде чем производить замер передаточного коэффициента
kv, необходимо провести проверку соответствия заданной скорости
и текущей. Для этого в режиме директорного управления задают
по указателю УС-И скорость полета УПр = (300± 10) км/ч (с помо-
щью установки КПУ-3). Напряжение на выходе, вычислителя всех
трех подканалов не должно превышать U±0,8 В. Если такое
условие не выполняется, то производят регулировку сигнала, со-
ответствующего заданной скорости, с помощью подстроечных по-
тенциометров «Узад!», расположенных на лицевой панели вычис-
лителя (отдельно для каждого подканала}.
Передаточный коэффициент kv измеряется по следующей мето-
дике:
Задаются последовательно скорости по прибору 275 км/ч
и 325 км/ч и замеряются углы тангажа, необходимые для компен-
сации сигнала ДУпр=25 км/ч (ДУпр = 6,94 м/с). Величина коэффи-
циента определяется по формуле:
/Д9/ПИК^_ /да/обР
или
kv =0,072 (/Д&/"“ + /Д$/кабр).
Номинальная величина коэффициента
kv = 0,7 ± 0,2 ' -?ад-- .

ЛИТЕРАТУРА
1. Техническое описание АБСУ-134А. Книги 1, 2, 3, 4/Болдинов С. И. и др-
Издание МАП, 1978, 866 с.
2. Инструкция по эксплуатации АБСУ-134А. Книги 1, 2, 3, 4/Болдинов С. И.
н др. Издание МАП, 1978, 1400 с.
3. Михалев И. А. и др.’ Системы автоматического и директорного управле*.
яия самолетом. М.: Машиностроение, 1974, 232 с.
4. Лигум Т. И. Аэродинамика самолета Ту-134А М.: Транспорт, 1975,320 с.
5. Анисимов Г. В. Полуавтоматические системы управления самолетов. Рига:
РИО РКИИ ГА, 1976;-100 с.
6. Анисимов Г. В. Теория полуавтоматического управления самолетов Рига:
РИО РКИИ ГА, 1977, 92 с.
7. Анисимов Г, В. Автоматическое управление скоростью полета самолета.
Рига: РИО РКИИ ГА, 1981, 78 с.
8. Козарук В. В. Комплекс-бортового оборудования самолета Ту-154 и его
эксплуатация. М:: Транспорт, 1975, 339 с.
Г. В. Анисимов, С. И. Болдинов, А. Г. Утяцкий
АВТОМАТИЧЕСКАЯ БОРТОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ АБСУ-134
Редактор Р. И. Герннгас
Художественный редактор В. В. Платонов
Технический редактор Г. Б. Абрамова
Корректор А. Н. Горбунова
Т-04198. Сдано в набор 03.08.85. Подписано в печать 19.06.85 Формат 60X90x/ie.
Бумага, тип. Гарнитура литературная. Высокая печать. Усл. печ. л. 14,5+2,8 вкл.
Усл. кр.-отт. 17,3. Уч.-изд. л. 13,86+2,55 вкл. Тираж 2130. Заказ 1386. Изд. № 163.
Цена I р. 96 к.
Издательство «Воздушный транспорт». 103012, Москва, Старопамскнй пер., 5,
Типография, пр. Сапунова, 2.