28. Интегральная система предупреждения критических режимов (назначение, функции, выполняемые различными вычислительными системами).
Система предупреждения критических режимов (СПКР) выполняет основные функции предупреждения режимов сваливания, угла атаки (α) и перегрузок (n).
Поскольку система СПКР цифровая, она взяла функции определения скорости Vmax max, Vmin от ССОС, также на нее возложили функции предупреждения при разбеге и взлете.
Интегральная система предупреждения критических режимов разбита на несколько систем. Решение обеспечивает дистанционная система. Часть функций возложена на ВСУПТ – по крену, часть на СЭИ - показывает отклонение от заданного режима с помощью полочек и меток.
Интегральная система предупреждения критических режимов реализуется в системе устойчивости и управляемости (ВСУ), загрузки руля, педалей, ограничения угла перегрузки и атаки. Она обеспечивает защиту режимов при параметрах полета эксплуатационных допусков. Если угол атаки (α) больше 22°, то данная система не будет выдавать сигнал на рули с САУ.
Все функции интегральной система предупреждения критических режимов обеспечивают следующие приборы и комплексы, изображенные на схеме:
ВСС обеспечивает ввод и расчет параметров при разбеге и взлете;
СЭИ – система электронной индикации – визуальное отображение полученной информации;
САС – индикация в виде табло – работает в 2-х режимах – тактильном и постоянном.
АРО – аппаратура речевого оповещения.
29. Астрономические системы, применяемые в авиации (назначение, выполняемые функции, типы, характеристики, основное уравнение астронавигации).
До появления глобальных радионавигационных систем с мощной наземной поддержкой в авиации в ракетно-космической технике широко использовались астрономические средства коррекции навигационных параметров. Астронавигация относится к автономным средствам, ей не нужна наземная поддержка и в этом ее достоинство. Недостатком является то, что работа астросистемы зависит от погодных условий, т.е. в условиях видимости небесных светил. Учитывая это обстоятельство, гражданская авиация астрономических средств, практически не применяет повсеместно, за исключением самолетов, эксплуатируемых в полярных районах, где начальная выставка и определение курса затруднительно без использования небесных светил и созвездий. Для военной авиации, в частности для дальних стратегических бомбардировщиков, а также для межконтинентальных баллистических ракет и космических аппаратов астрономические системы находят широкое использование до настоящего времени, как эффективное средство коррекции траектории.
В настоящее время на самолетах АН-2, АН-24, ИЛ-12, АН-74, эксплуатируемых в полярных районах за 70-й широтой, используются переносные приборы астрокомпас АК-59 и астросекстант АС-2, которые входят в экипировку штурмана. На самолете АН-22 используется астроориентатор БЦ-63А, а на самолете АН-124 – астронавигационная система А-829.
Назначение астросистем.
Астрономические системы предназначены для определение астрономического курса или поправки к истинному курсу самолета по звездам в условиях ясного неба. Кроме того, астронавигационная система дополнительно к названной функции определяет астрономический курс АК или поправку к истинному курсу по солнцу при любых метеорологических условиях, а также определяет географические координаты самолета и производит счисление координат при взаимодействии с другими навигационными системами.
Принцип действия астросистем заключается в измерении углов места и азимутов светил при пеленговании их секстантами и организации автоматического слежения за ними, с последующим решением сферического треугольника. Вычислительное устройство по параметрам альманаха звезд, занесенного в память вычислителя, определяет поправку к приведенному к истинному меридиану курсу.
Принцип действия АНС
Определение координат места и курса самолета по одному светилу. При одновременном измерении высоты и азимута светила для определения географических координат места самолета используются следующие уравнения:
Sinh = sinφ·sinδ + cosφ·cosδ·cos(tгр +λ);
CtgA=sinφ·ctg(tгр +λ) - cosφ·tgδ·cosec(tгр +λ), где А = ИК + КУ.
Место самолета определяется в точке пересечения круга равных высот светила h и линии равных азимутов светила А, которые пересекаются под прямым углом, обеспечивая максимальную точность определения места самолета по двум линиям положения. Практическая реализация этой точности осложняется тем. Что точное измерение КУ светила в принципе возможно, но азимут также зависит от точности определения ИК. Точное же измерение курса самолета проблематично. Так для определения места самолета с ошибкой не более 25 км курс необходимо с точностью не менее 20'.
Решение этой же задачи возможно по аргументам высоты и скорости ее изменения по формулам:
Sinh = sinφ·sinδ+сosφ·cosδ·cos(tгр +λ);
Dh/dt = - сosφ·cosδ/cosh· sinφ· (tгр +λ)+Wcos(КУ-УС).
Для решения этой задачи необходимо обеспечить связь с ДИСС по W и по УС
