Gusevy_otvety_2

52. Лазерный гироскоп

Лазерный гироскоп — оптический прибор для измерения угловой скорости, обычно применяется в системах инерциальной навигации. Лазерные гироскопы используют эффект Саньяка — появление фазового сдвига встречных световых волн во вращающемся кольцевом интерферометре.

Лазерный гироскоп обычно представляет собой кольцевой резонатор с тремя или четырьмя зеркалами, расположенными по углам полости в форме треугольника или квадрата. Два лазерных луча, генерируемые и усиливающиеся в полостях гироскопа, непрерывно

циркулируют по резонатору в противоположных направлениях. В лазерном гироскопе создаётся и поддерживается стоячая волна, а её узлы и пучности в идеальном случае связаны с инерциальной системой отсчёта. Таким образом, положение узлов и пучностей не меняется если гироскоп не вращается (в плоскости кольцевого контура) относительно инерциальной системы отсчёта, а при повороте резонатора (корпуса гироскопа) фотоприёмники измеряют угол поворота, считая пробегающие по ним интерференционные полосы.

На точность лазерных гироскопов негативно влияет захват частот в активной среде, где лазерный луч усиливается. Таким образом возникает нелинейность характеристики типа зона нечувствительности. Для её исключения гироскоп обычно помещают на виброподвес.

Чувствительность лазерного гироскопа пропорциональна площади поверхности, ограниченной лучами лазера.

53.Гиростабилизированная платформа

Гиростабилизированная платформа - гироскопическое устройство для пространственной стабилизации каких-либо

объектов или приборов, а также для определения углов поворота основания, на котором установлена. Служит для стабилизации платформы, и для устранения влияния внешних воздействий, выводящих, платформу из заданного положения.

Состав: Гиростабилизированная платформа обычно состоит из 3 или 4 гироскопов, акселерометров (1-2 на каждой оси) и электронной системы обработки сигналов, включающей цифровой интерфейс с управляющим компьютером.

Гиростабилизированные платформы обычно используются в составе системы управления ракетами, космическими кораблями и орбитальными станциями, самолетами, морскими судами, подводными лодками и т.п.

54. Как определяются углы атаки и скольжения

На фиг. 279 изображена принципиальная схема акселерометра. При отсутствии центростремительных ускорений груз 3 удерживается пружинами 4 и 5 в нейтральном положении, и стрелка 11 указывает перегрузку, равную единице.

При наличии центростремительных ускорений на груз 3 действует сила, направленная противоположно ускорению. Под действием этой силы груз 3 преодолевает сопротивление пружин 4 и 5 и поворачивает рычаг 1 вокруг оси 2. С рычагом 1 жестко связан сектор 9, поворачивающий трибку 10 со стрелкой 11.

Поворот стрелки пропорционален величине перегрузки, так, как сила, действующая на груз, также пропорциональна перегрузке.

56. Методы определения местоположения л.а.

аэронавигация (от греческого a(e)r — воздух и латинского navigatio — мореплавание), —

наука о методах исредствах вождения летательных аппаратов из одной точки пространства в другую по траекториям,обусло вленным характером задачи и условиями её выполнения. Для решения задач Н. необходимо знатьследующие группы навига ционных параметров; текущие значения параметров — местоположениелетательного аппарата (широта (—

)с, долгота (,)с), высоту h и её производную h, курс (,) и вектор путевойскорости Vп; заданные значения параметров, определ яющие программу полёта; отклонения фактическихзначений от заданных.

В наиболее общем случае с целью определения этих параметров на борту летательного аппаратавыполняются: построение си стемы координат, измерение первичных параметров в этой системе и привязкаеё к одной из систем координат, связанных с З емлёй; построение модели информационного поля,реализующей связь измеряемых параметров с навигационными; построен ие модели геометрической формыЗемли, используемой для приведения первичных параметров, измеренных относительно ис тиннойповерхности Земли, к поверхности, относительно которой решается задача Н.; реализация в бортовомвычислителе ур авнений Н. на основе моделей информационного поля и геометрической формы Земли,позволяющих по измеренным параме трам определить основные навигационные параметры; пересчётнавигационных параметров в различные системы координат для ориентации, пилотирования,взаимодействия с другими летательными аппаратами и службой управления воздушным дви жением,решения специальных задач (см. Навигационные системы координат).

Средства Н. по принципу действия делятся на 4 группы: геотехнические, радиотехнические,астрономические и светотехниче ские.

Геотехнические средства Н. основаны на измерении параметров естественных геофизических полейЗемли: магнитного пол

я(магнитные компасы), поля земной атмосферы (барометрические высотомеры,измерители воздушной скорости), топографи ческого поля (навигационные карты), поля оптическогоконтраста (оптические визиры), гравитационного поля (гравиметры). Особо следует выделить группугироинерционных средств Н., основанных на использовании гироскопического эффекта и из мерении силинерции ускоренного движения в совокупности с силой тяготения (гировертикали, инерциальные системынавиг ации и др.). Эта группа средств позволяет определять гироскопический курс, вектор путевой скоростиVп, относительную вы соту полёта h0, местоположение летательного аппарата ((,)с, (,)с).

Радиотехнические средства Н. основаны на измерении параметров искусственных электромагнитныхполей, создаваемых н аземными или бортовыми излучателями. Это радионавигационные системы ближней идальней Н., радиокомпасы, радиолока торы, доплеровские измерители скорости и угла сноса, спутниковыенавигационные системы (см. Радионавигация летательно го аппарата), позволяющие определить Vп, уголсноса, истинную высоту полёта летательного аппарата, местоположение лета тельного аппарата ((,)с, (,)с).

Астрономические средства Н. (астрокомпасы, секстанты, астрономические и звёздносолнечныеориентаторы), основанные на пеленгации небесных светил, позволяют определять географический курс иместопо ложение летательного аппарата ((в)с, (,)с) (см. Астронавигация ,Аэронавигация).

Светотехнические средства Н. основаны на использовании бортовых или наземных источников света,главная задача котор ых — облегчение ориентировки в сложных метеорологических условиях и ночью(прежде всего при посадке). Так как каждой груп

пе технических средств Н. свойственны свои преимущества инедостатки, для обеспечения точной и надёжной Н. в любых ус ловиях осуществляется их комплексирование.

Методы определения местоположения летательного аппарата.

Текущее местоположение летательного аппарата может быть определено по информации о начальномместоположении и ин формации о составляющих вектора скорости на последующем участке полёта или наоснове непосредственных измерений па раметров, определяющих место летательного аппаратаотносительно наблюдаемых ориентиров. Применяются следующие ме тоды определения местоположениялетательного аппарата.

Метод счисления пути основан на определении составляющих вектора скорости летательного аппарата всистеме координат , привязанной к земной поверхности, и интегрировании этих составляющих по времени.Для решения задачи этим методом м ожет быть использована информация от инерциальных, доплеровских,курсовых систем и измерителей воздушной скорости.

Позиционный метод основан на измерении физических величин (навигационных параметров), для которыхизвестна простр анственная зависимость. В этом случае одно измерение позволяет определить поверхностьположения (ПП), во всех точках к оторой навигационный параметр постоянен и равен измеренному егозначению. В одной из точек ПП находится летательный аппарат в момент измерения соответствующего ейнавигационного параметра. Пересечение ПП с поверхностью земного геои да даёт линию положения (ЛП) — линию на земной поверхности, являющуюся геометрическим местом точек проекции возможногоместоположения летательн

ого аппарата на поверхности Земли. Могут быть три типа ЛП: изолиниигеометрического параметра (радионавигационного и астронавигационного), изолинии физическогопараметра (изодинамы магнитного поля, изобары поля давления, изолинии пол

ясилы тяжести),топографической линии. Местоположение летательного аппарата определяется как точка пересечения двух ЛП или более (трёх ПП или более).

Обзорно-

сравнительный метод основан на определении местоположения летательного аппарата путёмсравнения параметров какого-

либо физического поля, заложенных в память ЭВМ, с измереннымизначениями параметров этого поля. Могут использоватьс я поле рельефа, магнитное поле, гравитационноеполе, поле давления, поле оптического контраста, поле радиолокационного контраста, поле инфракрасногоконтраста.

Методы формирования программы полёта. В горизонтальной плоскости маршрут полёта прокладываетсяв виде отрезков частных ортодромий, которые задаются географическими координатами промежуточныхпунктов маршрута, расположенных в начале (конце) каждой ортодромии — дуги большого круга, проходящейчерез две точки на земной поверхности, полёт по которым является полётом по линии кра

тчайшегорасстояния между этими точками. В районе аэродрома траектория полёта формируется с учётомособенностей данн ого аэродрома и характеристик летательного аппарата. В вертикальной плоскоститраектория формируется одним из следую щих способов: выход на заданный эшелон полёта (см.Эшелонирование) по жёстко программируемой траектории; выход на з аданный эшелон полёта понепрограммируемой траектории; полёт по экономичной по расходу топлива траектории. Основны е вариантырежимов полёта в последнем случае — полёт на максимальную дальность, максимальное время полёта иполёт, наиболее экономичный по эксплуатационным расхо

дам. Для некоторых военных самолётов типовымявляется полёт по «потолкам», а для гражданских — полёт со сменой эшелонов. Осуществляется такжепрограммирование полёта по времени. В этом случае основными варианта

ми являются программированиевремени прибытия самолёта в отдельные точки маршрута (прежде всего в конечную) и прогр аммированиеграфика полёта по времени непрерывно по всему маршруту.

Методы вывода летательного аппарата в заданную точку. Различают маршрутный и путевой (курсовой)методы вывода л етательного аппарата в заданную точку.

При маршрутном методе задача Н. решается в земной системе координат. Основным параметромуправления является лине йное боковое уклонение Z, а также расстояние до заданной точки по линии пути(Sост). При этом методе достигается максим альная точность выдерживания линии заданного пути иопределения расчётного времени прибытия в заданную точку.

При путевом (курсовом) методе параметром управления является угол доворота (разность междузаданным и текущим путе выми углами). Полёт в заданную точку выполняется по кратчайшему расстоянию източки, соответствующей текущему мест оположению летательного аппарата.

В развитии средств и методов Н. можно выделить следующие основные этапы. Первый этап (до начала 20хгг.) характеризовался применением метода визуальной ориентировки, второй (20—50-е гг.)

Применениемпростых средств инструментальной навигации (например, радиокомпаса). Рост интенсивности воздушногодви жения, концентрация движения в районах расположения наземных радиомаяков привели кнеобходимости осуществления зо нальной навигации, основной отличительной особенностью которойявляется возможность полётов по любым траекториям и прежде всего по трассам, не проходящим черезрадиомаяки. Решение этой задачи было реализовано на следующем этапе (50

—80-

е гг.) установкой на бортулетательного аппарата навигационных вычислителей, позволяющих «хранить» программу полёта и вычислять сигналы выхода на заданную траекторию. Появление на борту летательного аппаратанавигационных вычислителе й привело к образованию навигационных и пилотажно-навигационныхкомплексов (см. Пилотажнонавигационное оборудование).

57.Навигационный автоматический координатор.

Датчиком скорости здесь является манометрический измеритель истинной воздушной скорости, выходная ось которого через следящую систему поворачивает щетки синусного потенциометра. Для внесения поправок при колебаниях температуры окружающего воздуха в схеме имеется корректирующее устройство. Скорректированное напряжение, пропорциональное истинной воздушной скорости, подается на потенциометр. Данные курса самолета в виде соответствующего угла поворота щеток синусно-косинусного потенциометра подаются от дистанционного гиромагнитного, компаса. Ориентирование осей ортодромической системы координат осуществляется с помощью ручного курсозадатчика. С синусно-косинусного потенциометра снимаются два напряжения, пропорциональные составляющим скорости перемещения самолета по осям ортодромической системы координат. Эти напряжения подведены к роторам интегрирующих электродвигателей Дг и Лг. Поправка на ветер вводится вручную. Подобный прибор имеет малые габаритные размеры и вес и может быть установлен на самолетах любого типа.

Прибор состоит из блока ввода данных, вычислительного устройства, усилителя, индикатора, датчиков курса и скорости. Сигналы приращений широты и долготы поступают в индикатор из вычислительного устройства через сельсинную передачу, вызывая поворот барабанов цифровых счетчиков координат на соответствующий угол. На панели прибора имеются две ручки, связанные с двигателями счетчиков. Они служат для установки исходных координат самолета. Индикатор используется также для передачи с помощью двухскоростного сельсина текущих координат места самолета другим агрегатам-потребителям этой информации.

Блок ввода данных имеет ручки для ввода данных скорости направления ветра, а также ручку для ввода величины магнитного склонения. Значение скорости ветра отсчитывается по цифровому счетчику, а последние два параметра — по шкалам 3 и 5 с подшкалами грубого и точного отсчета. Одновременно устанавливаемые значения параметров через дистанционную передачу поступают на вход вычислительного устройства. В блоке вычислителя размещено большинство механических и электромеханических счетно-решающих устройств. В вычислитель, кроме вводимых вручную величин указанных выше навигационных элементов, непрерывно поступают электрические сигналы, соответствующие значениям истинной воздушной скорости, — от указателя скорости — и сигналы магнитного курса — от дистанционного гиромагнитного компаса. В схеме вычислителя имеется кулачковый девиационный прибор для компенсации остаточной девиации и погрешности, возникающей при передаче сигналов магнитного курса. В корпусе усилителя размещены: блок питания, усилитель сигналов эталонного времени и пять серво усилителей, обслуживающих электрические схемы вычислительного устройства.

58.Система автоматической регистрации параметров полета. Основные понятия

Назначение системы и ее основные характеристики Система автоматической регистрации параметров полета САРПП-12 предназначена для записи световым лучом на

фотопленке различных параметров в нормальных и аварийных условиях и сохранения записанной информации в случае механического удара. Имеющийся в лаборатории вариант системы состоит из накопителя информации; согласующего устройства; малогабаритных датчиков давления (2 шт.); потенциометрического датчика угловых перемещений; датчиков горизонтальной и вертикальной перегрузки сигнализатора приборной скорости; фильтра радиопомех.

Система САРПП-12 регистрирует:

- статическое давление, соответствующее высоте полета 250 - 25000 м, с помощью датчика давления типа МДД-Те-

0-7.30;

-динамическое давление, соответствующее скорости полета 200 - 1500 км/ч, с помощью датчика давления типа МДД-Те-0-1,5;

-линейные перегрузки по оси "У" в диапазоне -3,5...+10, по оси "X" в диапазоне +1,5 с помощью датчиков МП-95;

-угловые перемещения органов управления с помощью датчика типа МУ-615А;

-обороты двигателя в диапазоне 10...110% со штатным датчиком ДТЭ-2;

-девять сигналов разовых команд;

-время.

Регистрация данных производится на аэрофотопленку, которой в накопителе не менее 12 м, чувствительностью не ниже 250 ед. (ГОСТ 24876-81).

Напряжение питания 27+10% постоянного тока или от аварийного источника напряжением 20...24 В. Фотопленка имеет две скорости протяжки: 0,7... 1,3 мм/с первая скорость; 1,75...3,25 мм/с - вторая.

Номинальные значения интервалов отметки времени составляют на первой скорости 7,7... 14,3 с; на второй -

3,08...5,7 с.

Основная погрешность регистрации в системе составляет +5% от максимального значения диапазона измерения соответствующих параметров.

Устройство и принцип действия системы

Конструкция системы САРПП 12 состоит из трех основных частей:

-накопителя информации, представляющего собой светолучевой магнитоэлекрический осциллограф с кассетой КС- 0,5, позволяющего производить непрерывную запись на фотопленке шести измеряемых величин, запись девяти разовых команд и отметку времени;

-согласующего устройства, обеспечивающего подачу стабилизированного напряжения питания в цепи накопителя и

визмерительные схемы;

-системы датчиков, устанавливаемых на борту самолета.

Конструктивно накопитель информации К12-51 состоит из осциллографа и бронекассеты, помещенных в контейнер. Размещение элементов на принципиальной схеме соответствует конструктивному расположению узлов прибора.

Вкачество центрального осветителя 12 используется лампа типа СЦ-79. Светящаяся нить лампы в виде узкой полосы с помощью двух зеркал 14 проецируется на зеркале шести вибраторов, установленных в магнитном блоке 7, и на отметчике базовой линии 6. Световые потоки отраженные от зеркал чувствительных элементов, смодулированные регистрируемыми процессами, переносятся с помощью зеркала 14 и цилиндрической линзы 4 на движущуюся в плоскости изображения фотопленку в виде светящихся точек.

Всветовом потоке, излучаемом лампой СЦ-79, расположен флажок механизма разметки линий записи 13, который приводится в действие от ведомого вала редуктора посредством валиков и конических зубчатых колес. Поочередно перекидывая световые потоки, падающие на зеркала вибраторов, флажок обеспечивает разрыв линий записи на фотопленке, что позволяет определить при расшифровке соответствующий параметр. Движение фотопленки с падающей катушки 6 на приемную катушку I с заданной скоростью осуществляется от электродвигателя 15 посредством редуктора 16 и кинематических звеньев 2, 3. Отметка времени осуществляется лампой 9, работающей в импульсном режиме и управляемой через контактную группу 17. Световой поток от лампы в момент отметки времени проецируется на светочувствительный слой фотопленки в виде прямой линии, перпендикулярной направлению протяжки пленки.

Регистрации сигналов разовых команд осуществляется с помощью узла световой сигнализации II и оптического узла

10.Световые потоки от каждой из пяти ламп типа НСМ узла световой сигнализации с помощью зеркала 14 попадают на соответствующие им зеркальные линзы оптического узла 10. Отраженные и сфокусированные световые потоки переносятся с помощью зеркала 14 и цилиндрической линзы 4 на движущуюся фотопленку- в виде светящихся точек.

Электрическая схема накопителя (рис. 3) включает в себя ряд цепей, каждая из которых имеет определенное функциональное назначение.

Схема температурной стабилизации - содержит два обогревательных элемента Э1 и Э2 мощностью по 25 Вт, термочувствительный элемент ТЭ4-1, отрегулированный на температуру +10С; и реле К1 с контактной группой 1К1. При температуре ниже +10С контакты ТЭ4-1 замыкаются и через контакты реле К1 подключают обогревательные элементы к сети постоянного тока. Аналогично осуществляется термостабилнзацня и в согласующем устройстве.

Привод лентопротяжного механизма - состоит из электродвигателя М1 типа ДП-11. Для стабилизации скорости вращения электродвигателя питание последнего осуществляется через транзисторный стабилизатор напряжения Y4.

Отмечик времени - состоит из контактного устройства КП2 замыкающего цепь лампы Лз, с частотой, определяющей интервалы между отметками времени на фотопленке. Напряжение для питания пони о тм ет к и времени выдается стабилизатором напряжения VД1 через гасящее сопротивление P1 и подгоночное еон|ччимение R4 .Для нодавлениярадиопомех используется фильтр, состоящий из конденсаторов С1-СЗ.

Схема осветиля - содержит лампу центрального осветителя HL3 типа СЦ-79 (2,5 В; 0,2 A). Питание на лампу подастся от стабитизагора напряжения, выполненного на стабилизаторе VD1 и резисторе R2, через гасящее сопротивление Р5 и регулировочное сопротивление RЗ.

Цепь сигнализации индуцирует работоспособность ленгопротя ж но г о механизма и осветителя и включает сигнальную лампу HL1. контактное устройство SB1, реле К2 с контактной группой 1K2. гасящее сопротивление R2 и запорный диод VD 3. При свечении осветительной лампа HL 3 реле К2 находится под напряжением и его контакты 1K2 подключают цепь сигнальной лампы HL 2 к питающему напряжению. Контактное устройство SB1 обеспечивает равномерное прерывание цепи сигнальной лампы, вследствие чего при нормальной работе лентопротяжного механизма и осветителя лампа HL2 будет работать в режиме проблесковой сигнализации. Для обеспечения возможности дистанционного контроля цепь прерывателя выведена на штыри 3 и 8 разъема ХР2.

Схема регистрации разовых команд - для регистрации пяти разовых команд в накопителе установлены пять ламп накаливания HL4 - HL8 типа НСМ (9В; 0,06 А), подключаемых к стабилизированному напряжению через сопротивления R6RIC. Сигнал разовой ко м ан ды подается па лампы после срабатывания реле КЗ-К7, контакты которых 1K3-1K7 расположены в соответствующих цепях разовых команд. Реле К3-К7 срабатывают при подаче на них через разъем ХР2 напряжения 27 В. Питание цепей разовых команд осуществляется от стабилизирующего устройства, выполненного на стабилитроне VD1 и резисторе R2.

Цепи гальванометров G1 - S предназначены для приема и регистрации измеряемых параметров, подключаются к соответствующим датчикам через специальные согласующие схемы. Питание всех датчиков за исключением датчиков числа оборотов производится от стабилизирующего устройства, выполненного на стабилитроне VD2 и резисторе R23.

Цепи наложения разовых команд на измеряемый параметр включают в себя вибраторы G1, G2, G4, реле К8-К11 с контактными группами 1K8-1KII, контактное устройство SB и резисторы RII, R14, R20, R21.

Цепь электрозащиты - предусматривает установку предохранителей FU1 на 5А в цепь обогрева и предохранителя FU2 на 2А в остальные цепи.

Для защиты системы от неправильной полярности подаваемого напряжения бортсети предназначен диод VDД4. Подключение накопителя информации У1 к согласующему устройству У2 осуществляется кабелем, соединяющим разъемы ХР1 на накопителе и на согласующем устройстве. Подключение остальные электрических цепей к согласующему устройству производится через разъем ХР2 (см. рис. 3). Для прописи линий обесточенных вибраторов предусмотрены кнопки SBI и SB2. Кнопка SB 1 служит для включения осветителя и лентопротяжного механизма. SB2 прекращает подачу напряжения в измерительные схемы. Для преобразования измеряемых величин, регистрируемых накопителем информации, используются несколько типов датчиков, конструкция и принцип действия которых описаны ниже.

Датчик давления типа МДД-Те основан на принципе манометра. В качества чувствительных элементов применяются анероидные или манометрические коробки. При измерение давления в корпусе датчика анероидного типа, во внутренних полостях чувствительных элементов давление воздуха, поступающего из атмосферы, приводит к деформации чувствительного элемента, его центр перемещается и передвигает через передаточномножительный механизм щетку, скользящую по потенциометру. На потенциометр от согласующего устройства подается стабилизированное напряжение, с движка и одного из концов потенциометра снимается напряжение, пропорциональное измеряемой величине, которое подается в накопитель информации.

Датчик перегрузок типа МП-95 основан на инерционном принципе. В качестве чувствительного (инерционного) элемента датчика использован груз в виде оси с закрепленными на ней потенциометром и поршнем. В качестве упругого элемента применены две цилиндрические пружины, При отсутствии ускорений, направленных вдоль измерительной оси, напряжение пружин одинаково и инерционная масса находится и положении, соответствующем нулевой перегрузке. При наличии ускорения, направленного вдоль оси чувствительности, инерционная масса смещается относительно корпуса до тех по р , по ка упругая с ил а деформируемой пружины не уравновесит действующую инерционную силу. Величина смешения массы пропорциональна действующему ускорению. Каждому з н аче н и и ) у ско р е н и я соответствует определенное положение то ко сь ем ио й ще тк и на потенциометре. Для успокоения ко л еб а н и й измерительной системы, в переходном режиме служит жидкостный демпфер.

Потенциометр датчика вместе с потенциометром, находящимся в соответствующем канале согласуюшего устройства, составляют мостовую схему (см. рис. 3) на вершины котором; подается стабилизированное напряжение, а с диагонали снимается пропорциональная измеряемой величине разность потенциалов, посту пающая в накопитель информации.

Датчик угловых перемещений типа МУ-615А основан на принципе преобразования угла поворота оси датчика в пропорциональное ему изменение сопротивления потенциометра. Ось датчика, механически связанная с движком потенциометра, соединяется с органами управления объекта, положение которого должно фиксироваться датчиком. Перемещение органа управления вызывает пропорциональное перемещение токосъем ной шетки относительно неподвижной обмотки потенциометра. Потенциометр датчика включен в измерительную схему аналогично потенциометру датчика МП95.

Датчик тахометра основан на принципе трехфазиого синхронного генератора переменного тока. При вращении ротора генератора, выполненного в виде постоянного магнита, со скоростью пропорциональной скорости турбин авиадвигателя.

59. Состав бортовой системы автоматического управления.

Автоматическое управление летательным аппаратом — процесс программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения летательного аппарата или целенаправленного управления траекторией полёта, осуществляемый с помощью средств автоматики без воздействия лётчика на органы управления. Для А. у. каким-либо параметром движения летательного аппарата должен быть реализован некоторый контур автоматического регулирования, включающий измерители текущего значения регулируемого параметра и его отклонения от заданного значения и регулирующее устройство (см. рис.). Воздействуя на объект управления, регулирующее устройство обеспечивает поддержание сигнала отклонения в области нулевого значения; устройство состоит из вычислителя, формирующего