Основные технические характеристики

Диапазоны выдаваемых сигналов:

абсолютная барометрическая высота Н_абс, м минус 500 ... 30000 относительная барометрическая высота Н_отн, м 0 ... 30000 истинная воздушная скорость, V_ucm, км/ч 150...3500

приборная скорость V , км/ч 150... 1600

число М 0.3 ... 3.24

вертикальная скорость V_y, м/с минус 200 ... 200

угол скольжения, в, град минус 15 ... 15

температура наружного воздуха Т_н, °С минус 70 ... 60

заданная геометрическая высота Н_г, м 0 ... 1000

отклонение геометрической высоты DH_S, м минус 100 ... 100 отклонение абсолютной барометрической высоты DH_S, м

минус 512 ... 512 угол атаки а, град минус 4 ... 46

вертикальная перегрузка n_y, g минус 4 ... 10

геометрическая высота Н_г, м 0 ... 6000

отклонение М минус 0,128 ... 0,128

максимально допустимое число М 0,7 ... 3,0

максимально допустимая приборная скорость V_npдоп, км/ч

500 ... 1600

минимально допустимая приборная скорость V_mnдоп, км/ч

200 ... 500

максимально допустимый угол атаки a_max_доп, град 5 ... 30 минимально допустимый угол атаки а_{тП доп}, град минус 10 ... 5 максимально допустимая перегрузка n_ymaxдоп, g 1.5 ... 9 минимально допустимая перегрузка n_{yтП доп}, g минус 4...0

Напряжение питания переменного тока частотой 400 Гц, В: трехфазное 36; 200/115

однофазное 5,5, 115

4.Наземное оборудование радиотехнических систем УВД (назна­чение, состав, выполняемые функции, тип, характеристики) 6

5.Наземное оборудование радиотехнических систем дальней и глобальной навигации (назначение, состав, выполняемые функ­ции, тип, характеристики). 8

6.Классы аэродромов (технические характеристики). 9

7.Метеоминимум для посадки категории I, IA (требования ICAO) 11

8.Метеоминимум для посадки категории, II (требования ICAO). 12

9.Метеоминимум для посадки категории IIIA, 111В, 111С (требования ICAO). 12

10.Системы горизонтального, вертикального и продольного эше­лонирования воздушных судов (нормы ICAO). 15

11.Требования АП-25, раздел F и приложения П25Р. НЛГС к соста­ву пилотажно-навигационного оборудования, устанавливаемого на различных самолетах. 18

13.Факторы, определяющие выбор конкретного состава оборудо­вания и критерии его оптимизации. 22

6,0 27

16.Инерциальные курсовертикали (назначение, состав, выполня­емые функции, типы, характеристики). 1726

24.Системы предупреждения критических режимов, ВКРС, АУАСП, ССОС (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3644

25.Система предупреждения приближения земли СППЗ-85 (назна­чение, связи с другими системами, выполняемые функции) 3646

26.Системы предупреждения критических режимов СПКР-85 (назначение, связи с другими системами, выполняемые функции) 3647

33.Автоматические радиокомпасы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3659

36.РСБН А-331 и РСБН-85 (основные технические характеристики). 3667

*© 3669

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

46.Радиомаячные системы сантиметрового диапазона MLS (назначение, принцип действия, требования ЕНЛГС, выполняемые функции, размещение маяков). 3684

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3698

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, тре­бования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3700

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, тех­нические характеристики) 3701

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требова­ния ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3703

57.Дифференциальный режим GPS (принцип действия, основные технические характеристики, область применения). 3707

62.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, тех­нические характеристики). 3715

L = 5 5 V V 3717

ese 512ж2 • R2 - где 3717

64.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3719

67.Системы экстремальной навигации с использование физиче­ских полей земли и рельефа местности. 3724

68.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3725

72.Электромеханические системы отображения информации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3733

73.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3735

74.Основные требования к авиационным СОИ. 3738

77.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3751

78.Принципы комплексирования бортового оборудования 3758

20. Системы предупреждения критических режимов, ВКРС, АУАСП, ССОС (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики).

Вычислитель критических режимов скорости и числа маха (ВКРС) выдает сигналы:

1. V_MD (V_{max э}) - максимальная эксплуатационная скорость;

2. M_MD (M_{max э}) - максимальное эксплуатационное число Маха;

3. Vd (Vmax max) - расчетная предельная скорость для данного типа самолета;

4. M_D (M_{max max}) - расчетное предельное число маха для данного ти­па самолета.

Из ЕНЛГС: Для самолетов с ГТД и самолетов, у которых V_{max э} больше 0,8 V_{max max} и M больше 0,8 M_{max max}, пилотам необходим указатель со звуковой сигнализацией, если скорость V_{max э} на 11 км/ч превышает и M на 0,01 превышает Mmax э.

Выработку такого сигнала обеспечивает вычислитель критических ре­жимов скорости полета ВКРС, совместно с указателем скорости и чис­ла маха УМС, который выдает сигнал при указанных условиях, а при их превышении - звуковой сигнал. ВКРС использует сигналы СВС, как датчика.

Автомат углов атаки сигнализации перегрузок (АУАСП): к критиче­ским режимам относится угол атаки и максимальных перегрузок, где используется АУАСП, служащий для определения и индикации на всех режимах полета. В нее входят датчик углов атаки ДУА-1-3, датчик пе­регрузок ДП-3, указатель угловых перегрузок УАП, индикатор, вычис­литель. Дополняется сигнальными лампами и системой кон­троль/сброс.

АУАСП воспринимает перегрузки от - 1 до +3 g. Красный сектор 12,3° ... 15° и от 2 ... 3,4 включается сигнальная лампа. Существует общая сигнальная лампа, которая включается при углах атаки больше 11,2° или перегрузке больше 2,4 g.

Система сигнализации опасного сближения земли ССОС предназна­чена для решения логических выражений и выработки сигнала преду­преждения при снижении самолета меньше 750 метров, недопустимым сближением с рельефом местности, недопустимой скорости снижения высоты при заходе на 2-ой круг, полет с выпущенными закрылками и шасси, уход с глиссады, недопустимой разницы сигналов между баро­метрическим высотомером и радиовысотомером. ССОС использует сигналы вычислителей, СВС, посадочных систем, г_к и в_г, разовые

сигналы шасси выпущено / убрано. ССОС - аналоговая система.

20. Система предупреждения приближения земли СППЗ-85 (назна­чение, связи с другими системами, выполняемые функции)

На самолетах с числом пассажиров более 30 требуется установка си­стемы предупреждения приближения земли, на самолетах с большим числом пассажиров рекомендуется установка система определения веса и балансировки самолета, устанавливается система спасения и эвакуации пассажиров при авариях и дополнительные средства связи, например спутниковая связь и др. Вследствие того, что на дальне ма­гистральном самолете количество пассажиров превышает 200 чело­век, то установка данной системы необходима. Системы ССПЗ-85 и СППЗ-2 являются дополнительным средством повышения безопасности полетов и выдают экипажу речевые и световые предупреждающие сиг­налы при непреднамеренном опасном сближении с землей.

Выдача предупреждающих сигналов происходит при превышении верти­кальной скорости снижения, при превышении скорости сближения с землей, при потере барометрической высоты Система реагирует на полет вблизи земли с невыпущенными шасси или закрылками не в по­садочной конфигурации, на чрезмерное отклонение самолета вниз от глиссады и на превышение установленного значения разности между геометрической и барометрической высотами при снижении. Кроме это­го, система СППЗ-2 сигнализирует попадание в условия опасного сдви­га ветра.

В системах обрабатывается информация, поступающая от радиовысо­томера, системы воздушных сигналов, посадочных систем ILS или MLS, бортовой инерциальной системы, датчиков положения шасси и закрыл­ков. В СППЗ-2 обрабатывается также информация от вычислительных систем самолетовождения и управления полетом.

Системы предназначены для установки на пассажирские и транспортные самолеты, имеющие пилотажно-навигационное оборудование с цифро­вым обменом информацией.

Выходные сигналы:

дискретный (максимальный), А . 2

речевой мВт/Ом 40/600

последовательный биполярный код по ARINC-429

Напряжение питания переменного тока частотой 400 Гц, В. 115 Потребляемая мощность, Вт:

СППЗ-85

СППЗ-2

20

25

Габаритные размеры по ARINC-600 Масса, кг

2 MCU 3.5

20. Системы предупреждения критических режимов СПКР-85 (назначение, связи с другими системами, выполняемые функции)

Система предупреждения критических режимов полета предназначена для:

• вычисления пороговых значений (границ эксплуатационных допус­ков) контролируемых параметров полета;

• выдачи информации о пороговых значениях контролируемых пара­метров полета в систему электронной индикации;

• формирования и выдачи в информационную систему сигнализации, в системы аварийной и электронной индикации предупреждающих сиг­налов о приближении параметров полета к своим пороговым значени­ям;

• формирования и выдачи в систему сбора и локализации отказов ин­формации о режимах работы, готовности и работоспособности вычис­лителей СПКР-85.

Система является многоблочным изделием, состоящим из двух от­дельных идентичных блоков вычислительных устройств БВУ-6. пред­назначенных для приема, вычисления и выдачи информации в виде 32-разрядного последовательного кода и разовых команд во внешние системы объекта. Вычислитель также осуществляет контроль соб­ственной работоспособности и контроль линий связи и неисправности информации от систем-датчиков.

Блок БВУ-6 имеет модульный принцип построения и включает в себя:

• модуль процессора МПР-4-1 (процессор серии 1806, ПЗУ 5*4К 16 разрядных слов на микросхемах серии 533, 564, 556РТ7; ОЗУ 4К 16 разрядных слов на микросхемах серии 533, 564, 537РУЗА);

• модуль ввода-вывода МВВ-11;

• модуль ввода MBB-20;

• модуль выдачи дискретных сигналов МВД-5;

• модуль преобразователя напряжения сети МПС-3;

• модуль стабилизации напряжения МСМ-5.

Модули состоят из одной или двух плат конструкции ARINC-600 с со­единителем СНП34.

Кодовые сообщения, принимаемые и выдаваемые устройством, соот­ветствуют ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-84 Система принимает следующие параметры:

от СВС: атекущее, Vп риборное^{, V}истинное^{, M} Чабс ^Нотн Рвпп, Рст,Рдин, V^ max^,

^Мmax

от БИНС: Пх, Пу, nz, у, и, 0, W, Vy брн, Vy пот от РВ: Нист

^{от ILS/Cn:} £курса ^глиссады

от ВСС (значения введенные с пульта ВСС): Нзад, V, L, G, Рпотребное,

Т АЭТОДРОМА, а0 ВПП, LвзЛЕТ, Цдо КОНЦА ВППП, LnPEPSAHHOrO ВЗЛЕТА,

разовые сигналы: шасси убраны, закрылки, тормоза включены, отказ двигателя и т.п.

20. Интегральная система предупреждения критических режимов (назначение, функции, выполняемые различными вычислитель­ными системами).

Система предупреждения критических режимов (СПКР) выполняет ос­новные функции предупреждения режимов сваливания, угла атаки (а) и перегрузок (n).

Поскольку система СПКР цифровая, она взяла функции определения скорости V_max max, V_min 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 (а) 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.

20. 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 аст- роориентатор 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 = siny-sind + cosycosS-cos(t_2p +2);

CtgA=sin^'Ctg(t_zp +2) - c0s^'tg3'c0sec(t_2p +2), 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 = smy-smd+cosy-cosd-cos(t_2p +2);

Dh/dt = - cosycosd/cosh- siny (t_2p +A)+Wcos(Ky-YC).

Для решения этой задачи необходимо обеспечить связь с ДИСС по W и по УС

Структурная схема, объясняющая принцип действия АНС

20. Астро-навигац ионная система АНС-3 (А-829) (назначение, со­став, выполняемые функции, техническ ие характеристики).

Астронавигационная система (АНС) А-829 во взаимодействии с вычис­лительной системой самолетовождения, инерциальной системой, до- плеровским измерителем скорости и угла сноса, предназначена для автом ати ческого наведения и слежения за светилами, из мерения рас­согласований по углу места h и по курсовому углу, для определения курса ночью при ясном небе по звезда м, определения курса днем и ночью в любую погоду по солнцу, а также для определения координат места самолета.

Структурная схема, объясняющая принцип действия АНС

А-826 Пульт управления

Структурная схема АНС А-829

ЗСП - звездно-солнечный пеленгатор, РСП - радиосолнечный пеленгатор, БУ-11 - блок управления, БЭ-20 - блок электроники, БПС - блок

преобразования сигналов, ВУ-1 вычислительное устройство.

Принцип действия АНС А-829 показан на структурной схеме. В резуль­тате непрерывного счисления координат, в УВС по информации ДИСС и И-21 вырабатываются текущие координаты места самолета (ТКМС) ф* Л*ф*, которые выдаются в блок формирования углов наведения с другой стороны в этот же блок поступают параметры звезд азимут ai, и угол места 6i, которые хранятся в памяти вычислительного устройства, и гринвичское время Бгр. Эти же параметры могут быть введены вручную с использованием альманаха звезд. В блоке формирования углов наведения вычисляются углы наведения и выдаются в ЗСП и РСП, чувствительные элементы которых находятся в режиме автома­тического слежения. Высота светила h и курсовой угол светила КУ по-

73

ступают в блок измерения отклонений Ah и ЛКУ, который эти данные выдает в блок обработки астрономических поправок, где вычисляются поправки к географическим координатам A ф и A Л к приведенному кур­су A ф, которые затем используются для коррекции координат и курса в УВС.

На рис. 2 приведена структурная схема АНС. Функциональное назна­чение блоков.

ЗСП-2 обеспечивает захват и слежение за светилами по командам вы­числителя и выдает сигналы рассогласования по высоте светила над горизонтом h и по курсовому углу между направлением визирной оси пеленгатора и направлением на светило.

Блок усиления БУ-11 производит усиление сигналов в дистанционных передачах, а также обеспечивает коммутацию, управление и электро­питание АНС-3.

Блок электронный БЭ-2 формирует высоту и курсовой угол светила и выдает их в пеленгаторы ЗСП и РСП.

Блок преобразования сигналов БПС преобразует сигналы с СКТ и сиг­налы напряжения постоянного тока в последовательный двоичный код. Вычислительное устройство - вычисляет географические координаты и курс гироплатформы, вычисляет астрономические поправки к гео­графическим координатам и курсу к высоте и азимуту светила, управ­ляет электродвигателями цифровой следящей системы по высоте, азимуту светила и гироскопическому курсу, обеспечивает ввод инфор­мации от УВС и обеспечивает выдачу информации потребителям. Радиосолнечный пеленгатор А-829-10 выдает АКУ между равносиг­нальной зоной, формируемой антенной радиопеленгатора и плоско­стью, проходящей через энергетический центр солнца и перпендику­лярной истинному горизонту.

Основные технические данные: погрешность (2а) в определении

• координат места положения ВС ±12 км;

• курса ночью по звездам 8 угловых минут (5');

• курса в режиме ЗСП по солнцу при высоте светила (0 - 45°) - 8', при высоте светила (45° - 70°) - 15';

• курса в режиме РСП при высоте светила (0 - 45°) - 18', при высоте светила (45° - 70°) - 35';

• наведение пеленгатора на светило обеспечивается при ошибке в курсе до 2° и ошибке в месте до 50 км;

• продолжительность непрерывной работы - 12 часов;

• время готовности к работе - 3 минуты;

• потребляемая мощность - 250 Вт по постоянному току, 120 ВА по 36 В 400 Гц и 150 ВА по 115 В 400 Гц;

• условия работы: высота полета до 15000 м, путевая скорость до 1300 км/час, крен и тангаж до ±20° для ЗСП и ±10° для РСП, угловая ско­рость по оси Х до 20 °/с, по осям У и Z до 5 °/с;

• масса РСП - 23,1 кг, ЗСП - 43,1 кг.

Размещение на самолете АН-124: ЗСП расположен под пятигранным прозрачным обтекателем, выступающем над верхней обшивкой фюзе­ляжа, в районе центроплана ближе к кабине экипажа; РСП установлен под радиопрозрачным обтекателем, выступающим над верхней об­шивкой фюзеляжа рядом с ЗСП, но ближе к центроплану. Электронные блоки расположены на рамах в герметичной части фюзеляжа в зоне установки ЗСП и РСП.

20. Радиотехническое оборудование навигации, посадки и управ­ления воздушным движением (классификация по выполняемым функциям и по измеряемым параметрам, основное уравнение РТО).

Радиотехническое оборудование навигации, посадки и управления воздушным движением - обор-е обеспечив-е местоположение самоле­та в полете на маршруте, на взлете, при посадке, а также автоматиче­ская передача данных наземным службам радиотехническим систе­мам.

Классификация РТО приведена в таблице 1

Классификация РТО производится в соответствии с решаемыми зада­чами и выполняемыми функциями.

По выполняемым функциям аппаратура делится на:

• аппаратуру связи, которая предназначена для приема и передачи со­общений по каналам радиосвязи, ведения переговоров между членами экипажа, регистрации этих переговоров. А также оповещения пассажи­ров и трансляции развлекательных программ в салоне;

• аппаратура навигации служит для определения места ВС в простран­стве, его путевой или полной скорости, а также для определения направления на характерные точки маршрута, в которых устанавлива­ются специальные радиостанции или радиомаяки;

• аппаратура посадки используется для получения на борту информа­ции о положении ВС в пространстве относительно заданной траекто­рии снижении, заданной наземными радиомаяками;

• аппаратура УВД устанавливается на ВС для повышения безопасно­сти полета в виде самолетного ответчика УВД и в виде системы пре­дупреждения столкновений.

Автономные устройства не требуют для своей работы внешних по от­ношению к ВС наземных, космических и других устройств и основаны на радиолокационном принципе.

Радиосредства ближнего действия работают в диапазоне ультракорот­ких волн с длиной волны менее 10 м. Эти волны не огибают земную поверхность, а распространяются по квазиоптическому закону. К этой аппаратуре относятся радиосредства ближней связи, ближней навига­ции, посадки, аппаратура УВД и бортовые метеорадиолокаторы. Даль­ность распространения радиоволн в УКВ диапазоне определяется из выражения:

Dmax = 4,1 (VН1 + VH2, где Н1 и Н2 высота установки передающей и приемной антенны. Для самолета эта формула может быть представ­лена в виде:

Dmax = 4,1 VНпол.м., где Нпол.м. - высота полета самолета в метрах Радиосредства дальнего действия работают на коротких, длинных и сверхдлинных волнах. В этих диапазонах радиоволн дальность дей­ствия зависит в основном от мощности излучаемой передающей ра­диостанции, состояния атмосферы, уровня внешних помех и чувстви­тельности приемного устройства.

20. Распределение частотного диапазона радиоволн между борто­выми устройствами (возможное число радиосредств, работающих в различных диапазонах).

Между бортовыми устройствами происходит разделение частотного диапазона для предотвращения наложения одних сигналов на другие. Диапазон УКВ, включает сантиметровые, дециметровые и метровые волны. В этом диапазоне работают системы ближней связи, ближняя навигация, ДИСС, МНРЛС, радиовысотомеры системы УВД и системы посадки.

Достоинства диапазона - малый уровень внешних помех, независи­мость мощности и принимаемых параметров от времени суток и вре­мени года, малые размеры антенны и большая ширина этого диапазо­на, большое количество каналов. Основной недостаток - ограниченная дальность прямой видимости. Однако ограничение дальности прямой видимости способствует уменьшению взаимных помех, так как зона перекрытия частот уменьшается.

Диапазон декаметровых волн (ДКМВ) или короткие волны (КВ) предна­значен для радиостанций дальней связи. Достоинством этого диапазо­на является малое поглощение электромагнитной энергии и возмож­ность построения достаточно эффективных бортовых антенн, что поз­воляет вести радиосвязь на расстоянии несколько тысяч километров при мощности передатчика, не превышающей 100 - 400 Вт. Для ради­онавигационных целей этот диапазон не используется из-за сильной зависимости электромагнитного поля в точке приема от состояния ат­мосферы, т.е. от времени суток и от времени года, кроме автоматиче­ского радиокомпаса АРК-УД для привода самолете на аварийную ра­диостанцию. В радиостанциях уменьшение этого влияния выполняется сменой несущей частоты.

Диапазон гектаметровых волн (ГКМВ) или средние волны (СВ) исполь­зуется для автоматического радиокомпаса и для связи в полярных ши­ротах, где радиосвязь в ДКМВ может нарушаться из-за ионосферных возмущений, связанных с солнечной активностью. Диапазон километ­ровых и мириаметровых волн или длинные и сверхдлинные волны (ДВ и СДВ) принимается в радиотехнических системах дальней навигации. В этих диапазонах изменения параметров от времени суток и года поддаются расчету и прогнозу и учитываются при измерениях. Даль­ность РСДН определяется в основном мощностью наземных радио­станций и уровнем помех в точке приема.

Возможное число радиосредств, работающих в различных диапазонах радиочастот приведено в таблице 3

Радио волна	Граничная частота		Nрс
	fmin	fmax
Мериаметр	3	30	5
Километр	30	300	54
Гектаметр	300	3000	540
Декаметр	3000	30000	5400
метровые	30000	300000	54000

Nрс=(fmax-fmin)/Дfрс Afpc - ширина спектра излучаемого сигнала Рис. 2 Распределение частотного диапазона радиоволн между борто­выми средствами: см на следующей странице...

Основной тип волны сигнала	УКВ				КВ		СВ		ДВ		СДВ Звуков.
	смв	дмв	MB	ДКМВ		ГКМВ		клмв		МРМВ
Пространственная				шшшш		жшмш
Пространственный волновод										шш
Поверхностная		Ушш				1 1
Тропосферная
Атмосферные помехи								1 1		w*
о о 7 О	кг1	1	10	102		103		ю4
f, МГц Инфракр. лучи Субмиллим. Миллиметровые 3000 ГГц 300 ГГц	Сантиметровые 30000	Дециметровые 3000	Метровые 300	Декаметровые 30		Гектометровые 3		Километровые 0,3		Мириаметровые 0,03 0,003
РСБС (Радиосистемы ближней связи) «Ландыш» 118...135,975, «Баклан» 118...135,975		§
РСБС (Радиосистемы дальней связи) «Микрон» 2.0...23,9999, «Карат» 2,0...10,1, «Ядро» 2,0...17,9999				24		2,
				1*1
СО УВД (УВД) УВД прием 837,5...1030; передача 740, PBS УВД-M прием 1030; передача 1090
РСБН (Радиосистемы ближней навигации) РСБН 772...1005, VOR 108...117,975, DME 962...1213,0		1005 772 I I	117,9 108 I I					Loran 0,1 |		umeg 0,01 §§ °401
РСДН (Радиосистемы дальней навигации)
СРНС (Спутниковая радионавигационная система)		1,57 1230 | | Navstar
АРК АРК-15 150...1800 МГц
						шшш
СП СП 50/68: КРП 108,3...110,3; ГРП 332,6...335; МРП 75 СП-70/ILS: КРП 108...112; ГРП 328,6...335,4; МРП 75 MLS: КРП 503...5090,7; ГРП 503...5090,7; DME-P 960...1215 МГц		328,5 ГРМ |	108 КРМ |
РВ-5: 4,5ГГц	4,3 РВ-5 1
ДИСС-013: 8,8ГГц	8,8 ДИСС-0,13 |
МНРЛС: «Гроза» 9,37ГГц	9,37 «Гроза» |
СПС «Эшелон»		1602,5 | | 1591,5

00

о

20. Общие параметры РТО (надежность, контролепригодность, масса, объем, потребляемая мощность, стоимость).

Эффективность ВС является функцией общих параметров бортового оборудования. К общим параметрам относятся: надежность, контроле­пригодность, масса, объем, потребляемая мощность, стоимость жиз­ненного цикла оборудования, возможность оптимальной компоновки оборудования и антенн.

Надежность оценивается вероятностью безотказной работы и сред­ним временем наработки оборудования до отказного состояния Тср = (0,577 + In п)Тсрэл., где n - количество резервных элементов. Po(to) = 1 - [1 - exp( - A to)]ⁿ

Контролепригодность - способность к проведению контроля (встро­енного контроля ВСК), включая точки подсоединения генераторов сти­мулирующих сигналов. ВСК являются основным средством контроля на борту ВС. Они определяю выход основных параметров за пределы допусков, сигнализируя о неисправности оборудования до уровня сменного блока. Глубина контроля характеризует качество ВСК. q = In Pk/P1, где Рк и Р1 - вероятность безотказной работы контроли­руемых элементов и всего оборудовании конкретного типа в целом.

Для резервированных систем вероятность безотказной работы с уче­том глубины контроля ВСК определяется выражением:

Рп = Рр(2 - Pp^q), где Рр - вероятность безотказной работы резервиро­ванного устройства.

С увеличением глубины контроля снижается вероятность использова­ния неисправного оборудования

Р = 1 - P^1-q Современное бортовое оборудование имеет глубину контроля q = 0,8 - 0,85.

Масса бортового оборудования. Увеличение массы БО приводит при постоянной взлетной массе ВС к необходимости к изменению полет­ной нагрузки либо к увеличению запаса топлива.

Объем оборудования влияет на объем перевозимого полезного груза и на количество пассажирских мест.

Мощность, потребляемая бортовым оборудованием, для современ­ных самолетов находится в следующем соотношении: 1 кВТ мощности примерно соответствует 1кг массы.

Стоимость жизненного цикла. Стоимость бортового оборудования примерно равна от 25% до 50% стоимости ВС. По некоторым зарубеж­ным источникам стоимость 1кг оборудования в среднем равна 4500 $, что на порядок превышает стоимость конструкции.

20. Автоматические радиокомпасы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции).

Радиокомпас предназначен для установки на самолеты в качестве навигационного средства и обеспечивают в режиме автоматического пеленгования заход на посадку по наземным приводным и широкове­щательным радиостанциям, в том числе по системе обеспечения сле­пой посадки.

Требования:

При полете над приводной радиостанцией зона АРК не д.б. больше высоты полета. Если АРК является резервным средством навигации- допускается увеличение зоны неустойчивой работы АРК до1,5*Н. Если АРК является резервным прибором, тогда высокой точности можно не ожидать.

1. Радиокомпас должен обеспечивать совместно с другим оборудованием:

• получение непрерывного отсчета курсового угла радиостанции (КУР) и выдачу информации об отказах для визуальной индикации экипажу и в виде электрических сигналов в другое бортовое оборудо­вание, если эти сигналы используются;

• осуществление полета на радиостанцию и от нее;

• определение пеленга на радиостанцию и от нее;

• выдачу сигналов опознавания наземных радиостанций.

2. На удалениях от радиостанции, где напряженность поля сигнала составляет 70 мкВ/м, погрешность по КУР должна быть не бо­лее ±3° на КУР = 0° и 180°; и ±5° на остальных КУР.

3. При пролете над приводной радиостанцией зона не­устойчивой работы АРК не должна превышать высоты полета.

Радиокомпасы работают обычно в области длинных и средних волн (100 - 2000 кГц). Точность определения курсового угла составля­ет ±(2 - 3°) и дальность действия 300 - 500 км

В основу принципа действия радиокомпаса положено использова­ние направленного приема электромагнитной энергии. Для этого на входе радиокомпаса включается антенна, обладающая резко выра­женным направлением нулевого приема. Такой антенной является ра­мочная антенна. Амплитуда выходного сигнала рамочной антенны за­висит от направления прихода радиоволн. Фаза антенного сигнала для направлений приема, расположенных в левой и правой полуплоско­стях, отличается на 180°, что позволяет однозначно определять направление на пеленгуемою радиостанцию.

Все радиокомпасы, как отечественные, так и зарубежные, постро­ены по классической схеме с балансной модуляцией и работают в од­ном из 3-х режимов: режим автоматического пеленгования «Компас», режим приема сигналов на направленную антенну «Рамка» и режим приема сигналов на ненаправленную антенну «Антенна».

Работа АРК основана на том, что в нем происходит сложение сиг­налов пеленгуемой радиостанции, принятых обеими антеннами, и коммутация сигнала рамки с частотой опорного генератора, в резуль­тате чего напряжение на входе приемника оказывается промодулиро- ванным по амплитуде. Сравнивая напряжения на выходах приемника и опорного генератора, вырабатывается сигнал ошибки, который по­ступает в следящую систему. Следящая система автоматически пово­рачивает рамку в положение минимума сигнала с рамки, совпадающее с направлением на пеленгуемую радиостанцию. Угол поворота рамки посредством электрической дистанционной передачи сообщается стрелочному индикатору курсового угла радиостанции.

Рис. 5 Обобщенная структурная схема автоматического радиокомпаса

20. Автоматические радиокомпасы АРК-22 и АРК-25 (основные технические характеристики).

Радиокомпас типа АРК-25 предназначен для установки на самолеты в качестве навигационного средства и обеспечивают в режиме автома­тического пеленгования заход на посадку по наземным приводным и широковещательным радиостанциям, в том числе по системе обеспе­чения слепой посадки.

Радиокомпас работает в международном диапазоне частот, основные характеристики удовлетворяют требованиям ICAO и ARINC.

Основные технические характеристики:

Диапазон частот, кГц	150...1750
Дискретность настройки, кГц	0,5
Погрешность определения КУР, град., не более	±2
Предельная чувствительность, мкВ/м	25
Избирательность, дБ	80
Выходная мощность звукового сигнала, мВт	100
Скорость индикации, град./с	30
Количество предварительно записываемых ча­стот настройки	38
Напряжение питания переменного тока частотой 400 Гц, В	115
Масса, кг	3,9
Рабочий температурный диапазон, °С	- 6 0 6 0
Допустимая влажность при 40°С, %	98

20. Радиотехнические системы ближней навигации РСБН (назна­чение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции, струк­турная схема взаимодействия наземной и бортовой аппаратуры)

РСБН предназначена для формирования и выдачи потребителю нави­гационных параметров, необходимых для управления летательными аппаратами в различных режимах полета и для индикации положения летательного аппарата относительно навигационных точек, а так же для позиционной коррекции инерциальных систем и вычислителей НПК.

Для решения указанных задач РСБН обеспечивает:

• определение и выдачу потребителю в режиме «навигация» азимута А и наклонной дальности Д относительно наземных маяков всенаправ­ленного и направленного типов;

• определение и выдачу потребителям а реж «посадка» наклонной дальности Д до ретранслятора дальномера и угловых отклонений £_к, £_г от равносигнальных зон курсового и глиссадного радиомаяков поса­дочной группы типа (например ILS);

• формирование и выдачу по радиолинии «борт-земля» сигналов «опо­знавание» для индикации местоположения летательного аппарата на индикаторе кругового обзора наземного навигационного радиомаяка. -выполнение полетов по любой окружности заданного радиуса с цен­тром в точке расположения радиомаяка РСБН;

• выполнение полетов по любому линейно- ломанному маршруту, не проходящему через радиомаяк РСБН, с помощью БЦВМ;

• приведение самолета в любую заданную точку маршрута с указанием моментов подхода к ней и ее пролета

Требования:

-РСБН должна обеспечивать в зоне действия радиомаяков определе­ние дальности самолета с точностью необходимой для самолетовож­дения по установленным воздушным корридорам -дальность действия РСБН д.б. не меньше:

Д=0,75*[4.12(л/я! + л/я2)]

Д - дальность, км;

H1 - высота установки антенны наземного радиомаяка, м;

H2 - высота полета самолета, м;

0,75 - безразмерный коэффициент;

12. - масштабный коэффициент радиогоризонта в км/м Различают по типу информативного параметра сигнала, используемо­го для определения азимута, по формату сигнала, а также по структуре в целом.

Структурная схема взаимодействия бортовой аппаратуры РСБН с наземным оборудованием

1. РСБН - угломерно-дальномерная

2. VOR - угломерная

3. DME - дальномерная

	ИДР

ПУ-пульт управления, АДПК-азимутально-дальномерный приемный канал, СЗД-самолетный запросчик дальности, БСС-блок согласования сигналов, АФС-антенно-фидерная система, БИО­блок измерения и обработки, ИДР-индикатор дальности, ЦИА-цифровой индикатор азимута, РМИ-радиомагнитный индикатор, ВИКО-выносной индикатор кругового обзора, КВП-командный

выносной пункт, ПРМ-приемник, ПРД-передатчик

Определение места ВС в угло- мерно-дальномернй РСБН

С-северное направление мериди­ана

РМ-радиомаяк

А-азимут

Д-дальность

20. РСБН А-331 и РСБН-85 (основные технические характеристики).

Унифицированная бортовая модульная радионавигационная аппара­тура ближней навигации и посадки А-331 предназначена для форми­рования и выдачи потребителю навигационных параметров, необхо­димых для управления летательными аппаратами в различных режи­мах полета и для индикации положения летательного аппарата отно­сительно навигационных точек, а так же для позиционной коррекции инерциальных систем и вычислителей НПК.

Для решения указанных задач РСБН А-331 обеспечивает:

• определение и выдачу потребителю в режиме «навигация» азимута А и наклонной дальности Д относительно наземных маяков всенаправ­ленного и направленного типов;

• определение и выдачу потребителям а реж «посадка» наклонной дальности Д до ретранслятора дальномера и угловых отклонений £_к, £_г от равносигнальных зон курсового и глиссадного радиомаяков поса­дочной группы типа ILS;

• формирование и выдачу по радиолинии «борт-земля» сигналов «опо­знавание» для индикации местоположения летательного аппарата на индикаторе кругового обзора наземного навигационного радиомаяка. Аппаратура работает в дециметровом диапазоне волн с радиомаяками типа РСБН.

А-331 состоит: азимутально-дальномерный приемник, самолетный за­просчик дальномера, вычислительная машина, устр-во защиты - пре­образователь напряжения.

Основн. Техн. Хар-ки:

Диапазон частот, Гц	772-1003
Число частотно-кодовых каналов, не более: В реж «навигация» В реж «посадка»	6 70
Дальность действия аппаратуры (в зависимости от высоты полета), км, не более	450
Погрешность измерения азимута, град	0,25
Точность	0,25+4/D
Напряжения питания переменного тока частотой 400 Гц, В	115
Суммарная потребляемая мощность, ВА, не более	350
Масса аппаратуры, кг, не более	350