2. Моделирование работы навигационных систем

Моделирование навигационных систем летательных аппаратов в авиационных тренажерах осуществляется с целью отработки задач самолетовождения и пилотирования, связанных с выпол­нением полета по заданному маршруту и выводом ЛА в задан­ную точку или на аэродром посадки в назначенное время.

Повышение требований к технико-экономическим показателям летательных аппаратов и безопасности полетов обусловили необхо­димость комплексного использования бортовых навигационных сис­тем, достаточно сложным образом взаимодействующих друг с дру­гом. Поэтому пилотажно-навигационные комплексы современных са­молетов могут включать: центральную бортовую цифровую вычис­лительную машину (БЦВМ), либо несколько вычислителей, инерциальные навигационные системы (ИНС), гироскопические и астроно-

мические приборы для измерения курса, курсовые системы, систему воздушных сигналов (СВС), системы автоматического управления пилотажные приборы и радиотехнические средства навигации.

В состав радиотехнических средств навигации входят: бортовое оборудование радиотехнических систем ближней навигации и посад, ки, дальней навигации, азимутально-дальномерная система (АДPC) , автоматический радиокомпас (АРК),

маркерный радиоприемник (МРП), радиовысотомер (РВ),

системы управления воздушным движением (УВД), допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС), радиолокационные станции различного назначения системы опознавания (РСО), индикация и другое оборудование!

Перечисленные бортовые средства позволяют определить нави­гационные элементы полета, которые характеризуют движение ЛД относительно земной поверхности и определяют траекторию полета.

К ним относятся: истинная воздушная V и путевая V_a скорости истинная (геометрическая)" высота полёта #_г, углы пути яр_п и накло-

на траектории 0, курс ЛАя|э, курсовые углы радиостанции (КУР), координаты местоположения ВС, определяемые в проекциях на оси земной прямоугольной или полярной систем координат, от­клонения от курсовой зоны е_к и глиссады планирования е_г. Кроме того, определяются или задаются скорость W, направление ветра яр_в и другие параметры.

Моделирование навигационных элементов полета производится в соответствующих системах тренажера. Так, в системе моделиро­вания динамики полета воспроизводятся траекторные параметры:

V, V„, Н_п яр_п, 0; в системе моделирования курсовой системы — курс яр; в системе моделирования радиотехнических средств ближней навигации и посадки — дальность L и азимут J1A относительно АДРС, курсовой угол радиостанции, угловые отклонения относительно равносигнальной зоны е_г, е_в; в системе записи мар­шрута полета — координаты местоположения ЛА и т. д. Скорость и направление ветра часто задаются с пульта инструктора.

При моделировании бортовых навигационных систем приме­няются методы физического, математического и полунатурного моде­лирования. В полунатурных физических моделях используются бло­ки реальных систем, в которых чувствительные элементы заменяют­ся специальными датчиками параметров, поступающих из других систем тренажера. По такому принципу осуществляется, например, моделирование пилотажно-навигационных комплексов многих типов самолетов, когда в состав тренажера включаются бортовая вычис­лительная машина, реальные блоки системы автоматического управ­ления, инерциальной навигационной системы и другие агрегаты бортового оборудования самолета. При этом вместо реальной гиро- стабилизированной платформы навигационной системы, датчиков углов, угловых скоростей, высоты и скорости полета в системе ав­томатического управления используются специальные датчики соответствующих имитированных параметров, определяемых в имитаторе динамики полета.

Моделирование курса и координат местоположения ЛА. В за­висимости от решаемых задач и условий полета в системах моделирования курсовых систем предусматривается возможность опре­деления ортодромического магнитного и истинного курсов.

Магнитное склонение А_мс задается с пульта инструктора.

Решение уравнений (5.1) — (5.4) позволяет воспроизводить в тренажере ортодромический, истинный и магнитный курсы полета ЛА. Иногда в целях упрощения в системах моделирования курсовых систем ЛА, обладающих небольшим радиусом действия, ортодроми­ческий (гирополукомпасный) курс принимается равным магнитному.

Координаты центра тяжести ЛА в системе записи маршрута могут быть определены в проекциях на оси земной системы коорди­нат х_е, y_g, z_g. Начало системы координат в этом случае может

совпадать, например, с координатами аэродрома взлета — посадки или с какой-либо условной точкой на планшете записи маршрута инструктора. В системе координат x_gy^z_g ось x_g обычно направ­ляется на север, а ось z_g — на восток, т. е. система в данном случае совпадает с условной системой, соответствующей географической системе координат.

Координаты местоположения ЛА в районе аэродрома могут быть определены также в имитаторе радиотехнических средств ближней навигации (РСБН). Системы моделирования РСБН в тренажерах позволяют вычислить азимут и дальность ЛА относительно азимутально-дальномерного маяка, имитировать полеты по орбите, азиму­-

ту или другому заданному маршруту, привод летательного аппарата в район аэродрома, обеспечение посадки по зонам глиссадного и курсового радиомаяков, измерение дальности до точки приземления с помощью ретранслятора дальномера посадки, сигнализацию пролета над ближним и дальним маркерными радиомаяками и указа­ние курсовых углов радиостанции (КУР).

Вычисленные и скорректированные значения дальности и азимута поступают на приборы-индикаторы, например прибор курса и азиму­та или прибор путевой дальности, расположенные в кабине тренаже­ра и на пульте инструктора.

Траектория захода на посадку обычно определяется с помощью курсовой и глиссадной систем. Равносигнальная зона глиссадного маяка (ГМ) наклонена к горизонту под некоторым углом у_гм. От­клонение центра масс самолета от заданной траектории определя­ется углом е_г из выражения

Н г ШШ

е_г=Тгм— arctg—, , (5.5)

г

где Ь_Г=Л/ x²_g-\- z²_g — горизонтальная дальность до глиссадного

маяка.

Положение вертикальной плоскости, проходящей через ось взлет­но-посадочной полосы, задается равносигнальной зоной курсового маяка. Отклонение центра масс самолета от заданной траекто­рии в боковом движении определяется углом е*:

где х_ш— координата курсового маяка (КМ).

При работе радиосредств ближней навигации в режиме авто­матического радиокомпаса определяется курсовой угол радио­станции. Курсовой угол радиостанции равен углу между направ­лением продольной оси самолета и прямой, соединяющей центры масс летательного аппарата и радиостанции. КУР, отсчитываемый по часовой стрелке, равен: КУР = ИРП—гр, где ИРП — истинный радиопеленг, г|) — истинный курс.

В случае если самолет находится вне зоны аэродрома, курсовой угол радиостанции при работе системы будет равен:

KyP = arctg^^Za —У. (5.7)

^Ху ^Ха

Если же самолет находится в районе аэродрома, то курсовой угол определяется соответственно на дальнюю (ДПРС) и ближнюю (БПРС) приводные радиостанции:

где Хд. х_Б — поправки на расположение ДПРС и БИРС.

Отметим, что при определении координат местоположения ле­тательного аппарата с помощью приведенных выше соотношений а системах моделирования тренажеров не учитываются помехи в работе радиосредств ближней навигации (автоматического радио­компаса, дальномера посадки, маяков и приводных радиостанций), что обуславливает приближенный характер адекватности моделей реальным системам.

Навигационные системы. Навигационные системы делятся на сис­темы, построенные по принципу счисления пути с измерением ско­рости полета, а также на астрономические, инерциальные, радио­технические и комбинированные навигационные системы. Они явля­ются аппаратурой штурманского обеспечения, поэтому при моделиро­вании их работы в тренажерах решаются задачи, связанные с опре­делением местонахождения J1A независимо от скорости, высоты поле­та и видимости земной поверхности. В имитаторах навигационных систем, построенных по принципу счисления пути, воспроизводится работа допплеровского измерителя путевой скорости и угла (ДИСС) и автоматического навигационного устройства (АНУ). В таких ими­таторах определяются траекторная путевая скорость, угол сноса самолета и производится счисление пути в прямоугольной ортодромической системе координат. Указанные параметры выдаются в виде показаний стрелочных индикаторов, цифрового счетчика и исполь­зуются для навигационного обеспечения полета над безориентирной местностью вне зависимости от условий видимости окружаю­щего пространства.

Определение угла сноса (УС) и путевой скорости в ими­таторе навигационной системы производится по данным составляю­щих путевой скорости V„_x и V_nz системы записи маршрута и курса ф имитатора курсовой системы.

Проекции составляющих путевой скорости на оси X, Z связан­ной системы координат соответственно равны:

Решение задачи преобразования составляющих скорости с по­мощью выражений (5.10—5.11) можно осуществить на синусно-­косинусных вращающихся, трансформаторах (СКВТ), если на ста­торные обмотки СКВТ подать напряжения, пропорциональные V_nx и К_пг, а ротор повернуть на угол ф; тогда с роторных обмоток СКВТ будут сниматься напряжения, пропорциональные V„ cos УС и Кд sin УС. По этим составляющим определяются путевая скорость и угол сноса (УС) в СКВТ, работающем в режиме «построителя». В автоматическом навигационном устройстве осуществляется счисление пути в прямоугольной ортодромической системе коорди­нат. Работа АНУ в имитаторе аналогична его работе на реальном ЛА. Счисление пути может производиться в трех режимах. В

режиме ДИСС счисление пути в имитаторе АНУ производится на основе измеренных величин путевой скорости и угла сноса.

В состав имитатора рассмотренной навигационной системы вхо­дят: вычислитель алгоритмов решения угла сноса и путевой ско­рости пульт управления, индикаторы путевой скорости, угла сноса

приборов штурмана, блоки автоматического навигационного уст­ройства.

3. ИМИТАТОРЫ ПИЛОТАЖНЫХ ПРИБОРОВ И УКАЗАТЕЛЕЙ

НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

При моделировании приборного оборудования и навигационных систем должны быть выполнены условия адекватности имитацион­ных моделей реальным приборам и навигационным системам. Эти условия заключаются не только в тождественности лицевых частей, шкал, рукояток настройки и регулировки приборов и пультов уп­равления, но и в полном соответствии текущих показаний ими­таторов приборного оборудования, расположенных в кабине трена­жера, показаниям соответствующих приборов и систем летатель­ного аппарата в полете, в том числе на переходных режимах.

Каждый прибор или навигационная система обладают собствен­ными погрешностями (методическими, инструментальными, динами­ческими и статическими). Поэтому при моделировании приборов и систем, параметры навигационных элементов полета, получаемые в вычислителе тренажера, необходимо не только преобразовать с помощью переходных устройств в показания соответствующих ими­таторов, но и ввести в них адекватные погрешности и искаже­ния. Переходные устройства в этом случае должны учитывать динамические и статические характеристики приборов и систем, не­линейности шкал указателей, погрешности измерения параметров по­лета и многие другие факторы. Поскольку это может привести к усложнению имитаторов, при моделировании пилотажных приборов и навигационных систем возникает задача приемлемого упрощения переходных устройств.

При воспроизведении работы аэрометрических приборов в тре­нажерах следует учитывать их динамические, температурные и аэродинамические погрешности.. Динамические погрешности прибо­ров зависят от характеристик чувствительных элементов системы приемника воздушного давления (ПВД) и трубопровода.

Вариометр по своим динамическим свойствам можно охаракте­ризовать последовательно соединенным запаздывающим звеном. Постоянные времени высотомера, комбинированного указателя скорости и вариометра зависят от режима полета летательного

аппарата; они характеризуют динамические погрешности чувстви­тельных элементов в измерении параметров. Эти погрешности g полете могут достигать значительной величины. Так, увеличение вер­тикальной скорости Vу приводит к росту постоянной времени Г_в вы­сотомера и, соответственно, к увеличению погрешности измерения высоты. У комбинированного указателя скорости постоянная вре­мени Г_ус и, следовательно, ошибки измерения скорости AV растут с увеличением продольного ускорения (перегрузки).

Указатель числа М как объект моделирования близок к комби­нированному указателю скорости и ему соответствуют сходные ошибки. Вариометр и комбинированный указатель скорости имеют также нелинейные характеристики шкал.

Систему ПВД по своим динамическим свойствам можно пред­ставить передаточным коэффициентом К_ПвД и нелинейным звеном f(а, в), учитывающим аэродинамические поправки.

Температурные погрешности приборов связаны с несоответствием температуры реальной атмосферы принятому в приборах закону изменения температуры (стандартной атмосфере). Относительные температурные погрешности у высотомеров пропорциональны откло­нениям температуры АТ_и и могут достигать заметной величины.

Аэродинамические поправки обусловлены ошибками восприятия статического давления приемниками воздушных давлений; они зави­сят от условий обтекания самолета потоком воздуха и конструк­ции приемника.

Развитие средств аналоговой вычислительной техники позволяет достаточно просто и вместе с тем комплексно разрабатывать имитаторы указателей приборов, включающие встроенную систему с усилителем, электродвигатель для отработки сигналов и элемен­ты обратной связи. В тренажерах с электронными устройствами переходное устройство, связывающее имитатор прибора с ЭВМ, мо­жет состоять из электронного функционального преобразователя (ФП) и потенциометрической следящей системы. В качестве указа­телей в имитаторах применяются вольтметры, амперметры и другие измерительные приборы, градуированные в соответствующих пара­метрах. Выбор типа следящей системы в переходном устройстве определяется не только характером изменения навигационного параметра (выдаваемого в виде угла поворота или электрической величины), но и заданной точностью его воспроизведения в прибо­ре имитатора.

В схемах моделирования пилотажных приборов предусматри­вается также имитация их отказов. Принцип построения имитаторов приборов с математическими моделями отказов и неисправностей покажем на двух примерах — отказе в проводке от ПВД к аэро­динамическим приборам и отказе гировертикали.

Будем полагать, что работа аэродинамических приборов сов-

местно с приемниками воздушного давления описывается следую­щим^и уравнениями:

указатель высоты (высотомер)

Н_пр=кр_ст

(5.20)

указатель вертикальной скорости (вариометр)

указатель приборной скорости

указатель числа М

(5.21)

где р_ст — статическое давление,

о V²

р_лпи—-2- динамическое давление воздушного потока,

л*

Т_н — температура воздуха на высоте //, k,A₀,A _ьА₂— коэффициенты.

Из анализа работы аэродинамических приборов и связанных с ними систем следует, что при отказе в проводке статического давления ПВД, например, из-за закупоривания вследствие замерза­ния влаги или попадания посторонних предметов, высотомер переста­ет реагировать на изменение высоты. Показания его останутся постоянными. Стрелка высотомера в этом случае будет показы­вать высоту, на которой произошел отказ. У вариометра стрелка будет находиться примерно на нулевой отметке. Показания указа­телей скорости и числа М в горизонтальном полете на высоте отказа в случае закупоривания проводки статического давления будут мало искажаться. Однако при снижении самолета (относительно высоты отказа) показания этих указателей будут завышенными по отноше­нию к истинным значениям; а при наборе высоты, наоборот, они будут заниженными. Если же в ПВД произойдет отказ провод­ки полного давления, то значительно искажаются показания указа­телей скорости и числа М (на высоте отказа их показания остаются неизменными при изменении скорости полета, при снижении они уменьшаются, а при наборе высоты — увеличиваются).

В выражениях при отказе проводки полного давления истинная воздушная скорость принимает значение V_0T([ = const При нормальной работе приборов из системы моделирован динамики полета сигналы, пропорциональные величинам у п V_y, Н, подаются через коммутатор на измерительные устройства и в другие системы тренажера. При введении с пульта инструктора отказа проводки статического давления сигналы и М L ступают на сумматор, a V_y — к интегрирующему устройству. С ив. тегрирующего устройства сигнал, пропорциональный приращению АН (относительно высоты отказа), подается на сумматор. Выход сумматора подключен к измерительным схемам указателей К„„иМ

т т ПО

и к другим схемам тренажера. Измерительные схемы вариометра и высотомера соединены с коммутатором через обнуляющие и запо­минающие устройства; поэтому на эти приборы, соответственно, будут подаваться значения V_ynp = Q и #_пр = #_отк. При снятии отказа (опять же с пульта инструктора) запоминающее устройство обну­ляется и схема переключается на нормальный режим работы.

С введением отказа проводки полного давления неправильные показания в данной схеме будут только у указателей скорости и числа М. Поэтому на приборы-указатели экипажа и в системы тре­нажера через сумматор с запоминающего устройства поступают зна­чения V и числа М, соответствующие моменту ввода отказа. Ве­личина АН поступает таким же образом с интегрирующего устройства.

Схема имитации работы гировертикали для канала крена должна учитывать все отказы, предусмотренные системой PC. Сигнал угла крена, поступающий из имитатора динамики полета в результате тушения уравнений системы (5.23), отрабатывается двумя преобра- зователями, связанными с указателями пилота и инструктора. По­скольку в качестве указателей авиагоризонта применяются реаль­ные приборы, то преобразователи строятся по типу следящей сис­ями. Возможно также применение преобразователя «код — пере­менное напряжение».

В качестве сигнала завала на тренажере могут быть выб­раны характеристики таких типовых отказов как «левый крен», «правый крен», «кабрирование» и «пикирование» с различной ско­ростью «завала». Введенные отказы после выполнения упражнения выключаются инструктором.

В заключение отметим, что на параметры, формируемые сис­темой моделирования пилотажных приборов, большое влияние ока­зывают погрешности вычисления навигационных параметров и непол­ная имитация физических факторов полета. Это приводит к необ­ходимости изменения динамических характеристик следящих систем таких важных для пилотирования приборов, как вариометр и авиа­горизонт.

В авиационных тренажерах, в особенности обладающих непод­вижной кабиной, запаздывание имитатора вариометра и чувствитель­ность имитатора авиагоризонта обычно подбираются по рекоменда­циям опытных летчиков-испытателей по результатам «облета» трена­жера. Практика показывает, что «пилотирование» тренажера с не-

подвижной кабиной становится возможным (вне видимости земли) если запаздывание вариометра-имитатора выбирается меньшим, у реального прибора.