Добавил:

Azamat_USATU Всем студентам большой привет! Раньше сам усиленно искал материалы на этом сайте. Пришло время делиться своими наработками за все 6 лет обучения. Всем желаю удачи! Штурмуйте, дерзайте и творите! Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Уфимский Государственный Авиационный Технический Университет

Предмет:

Авиационные приборы

Файл:

Бортовые вычислительные комплексы / курсач / Пособие / БВК.docx

Скачиваний:

243

Добавлен:

24.05.2019

Размер:

762.84 Кб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 2627 / 2827 28 > Следующая >>>

Основные технические характеристики

Диапазон частот излучаемого сигнала, МГц 4200.4400 Погрешность измерения высоты при углах крена и тангажа да 20 град. над ровной поверхностью, м ± 0,45 или

0,02Н

Диапазон измеряемых высот, м минус 6.1500

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

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» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

61.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3718

L = 5 5 V V 3720

ese 512ж2 • R2 - где 3720

63.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3722

67.Системы экстремальной навигации с использование физических полей земли и рельефа местности. 3727

68.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3728

72.Электромеханические системы отображения информации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3736

73.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3738

74.Основные требования к авиационным СОИ. 3741

77.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3754

78.Принципы комплексирования бортового оборудования 3761

Приемопередатчик 94x194x388

Индикатор высоты 85x85x185

Антенна 0178х70

Масса, кг

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

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

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

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

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

60.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3719

L = 5 5 V V 3721

ese 512ж2 • R2 - где 3721

62.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3723

67.Системы экстремальной навигации с использование физических полей земли и рельефа местности. 3728

68.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3729

72.Электромеханические системы отображения информации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3737

73.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3739

74.Основные требования к авиационным СОИ. 3742

77.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3755

78.Принципы комплексирования бортового оборудования 3762

Радиовысотомер предназначен для использования на борту магистральных самолетов гражданской авиации в системе посадки по категории ШС ЮАО.

Радиовысотомер является бортовой радиолокационной станцией с непрерывным излучением частотно-модулированных колебаний, работающей в международном диапазоне частот.

РВ-85 имеет высокую достоверность выдаваемой информации, глубокий встроенный самоконтроль.

Радиовысотомер выдает в бортовые системы:

трехуровневый 32-разрядный последовательный код (информация о высоте выдается в футах или метрах по желанию потребителя);
значение текущей высоты в виде постоянного напряжения с крутизной 0,02 В/м (выдается в зависимости от типа приемопередатчика);
разовые сигналы "IPC", "2РС", "ЗРС" в виде напряжения 27 В (выдается в зависимости от типа приемопередатчика);
сигнал "Исправно" (РВ годен) в виде 27 В (выдаются в зависимости от типа приемопередатчика);
сигнал "Высота принятия решения" в виде напряжения 27 В.

В изделии использована современная элементная база с применением микропроцессоров.

Настройка и проверка РВ-85 в заводских условиях и ремонтных мастерских осуществляется с помощью автоматизированной контрольнопроверочной аппаратуры (КПЛ). Предполетная проверка радиовысотомера на борту осуществляется схемой встроенного контроля, которая выявляет сменный прибор.

В состав системы входят приемопередатчик, две антенны и один или два индикатора высоты.

Радиовысотомер полностью соответствует требованиям спецификаций ARJNC-707. ARINC-600, DO-155, DO-160. TSO-C87.

Изделие сертифицировано для установки на самолеты Ту-204. Ил-96. Ил-114. Имеются модификации для замены радиовысотомеров предыдущих поколений.

Основные технические характеристики Диапазон частот излучаемого сигнала, МГц 4200...4400 Погрешность измерения высоты при углах крена и тангажа да 20 град. над ровной поверхностью, м ± 0,45 или 0,02Н

Диапазон измеряемых высот, м минус 6.1500

Диапазон измеряемых высот, фут минус 20.5000

Среднее время наработки на отказ, ч 5000

Напряжение питания переменного тока частотой 400 Гц, В

Потребляемая мощность, ВА, не более 25 Габаритные размеры, мм:

115

Приемопередатчик 94x194x388

Индикатор высоты 85x85x185

Антенна 0178х70 Масса, кг

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

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

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

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

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

59.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3720

L = 5 5 V V 3723

ese 512ж2 • R2 - где 3723

61.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3725

67.Системы экстремальной навигации с использование физических полей земли и рельефа местности. 3730

68.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3731

72.Электромеханические системы отображения информации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3739

73.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3741

74.Основные требования к авиационным СОИ. 3744

77.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3758

78.Принципы комплексирования бортового оборудования 3765

ДИС предназначены для определения составляющих вектора скорости ЛА относительно подстилающей поверхности и выдачу экипажу и в навигационный комплекс информации, необходимой для выполнения полета и счисления пути.

Особенность ДИС - автономность и использование радиолокационного принципа. Информация о скорости ЛА извлекается из отраженного от поверхности сигнала, излучаемого передатчиком ДИС

Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС) обеспечивают измерение вектора горизонтальной скорости ЛА или продольной и поперечной его составляющих. Наибольшее применение они находят на самолетах, где используются в качестве датчика автономной навигационной системы счисления пути.

Таблица. Основные параметры ДИСС

Параметр	ДИСС-016	ДИСС-013
Излучаемый сигнал	НМ	ЧМ
Рабочая частота, ГГц	13,32 и 13,33	8,8
Диапазон измерения:
путевой скорости, км/ч	150.1300	180.1300
угол сноса, градус	±30	±30
Погрешность измерения (2о) по импульс-
ному (аналоговому) выходу:
путевой скорости, % от V	0,3(0,4)	0,25(0,4)
угол сноса, угл. Мин	16(20)	16(20)
Диапазон рабочих высот, м	15.15000	10.15000
Время готовности к работе, мин	3	3
Потребляемая мощность от сети:
115 В, 400 Гц, ВА	10	260
27 В постоянного тока, Вт	120	30
Масса комплекта (с обтекателем), кг	(33,25)	27
Объем моноблока, дм³	28	30,6
Продолжительность непрер. работы, ч	15	15
Среднее время наработки на отказ (гаран
тированный срок службы), ч	500	(2000)

Доплеровский измеритель скорости и угла сноса П-11(“Пальма”) состоит из блока П11А (моноблок, устанавливаемый в нижней части фюзеляжа самолета), блока П11Б (моноблок, аналогичный комплекта-

ции П11А) и индикатора для отображения путевой скорости и угла сноса самолета, который размещается на рабочем месте оператора.

ДИСС ШО-13 разработан в четырёх вариантах:

комплектация А - измеритель (моноблок ВЧ и УПФ);
комплектация Б - измеритель и вычислитель путевой скорости и угла сноса;
комплектация В - измеритель, вычислитель, пульт индикации путевой скорости и угла сноса;
комплектация Г - измеритель, вычислитель, пульт индикации путевой скорости и угла сноса и пульт индикации оставшегося пути.

Также имеется разновидность доплеровского измерителя составляющих скорости и дальности для вертолетов - ДИССД

Требования ЕНЛГС:

ДИСС должен обеспечивать

измерение У_пут и угла сноса с требуемой точностью, необходимой для оптимального самолетовождения;

выдачу информации по У_пут и угла сноса для визуального отображению экипажу;

выдачу в виде электрических сигналов в другое оборудование, если эти сигналы используются

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

ДИСС ШО-13 предназначен для автономного непрерывного измерения путевой скорости, угла сноса самолета, пройденного пути при полете над любой отражающей поверхностью в любое время года и для передачи информации в навигационные комплексы.

ДИСС ШО-13 разработан в четырёх вариантах:

комплектация А - измеритель (моноблок ВЧ и УПФ);
комплектация Б - измеритель и вычислитель путевой скорости и угла сноса;
комплектация В - измеритель, вычислитель, пульт индикации путевой скорости и угла сноса;
комплектация Г - измеритель, вычислитель, пульт индикации путевой скорости и угла сноса и пульт индикации оставшегося пути.

Большой диапазон измеряемых скоростей ЛА и высокая точность измерения, широкий диапазон рабочих высот позволяют применять ДИСС ШО-13 на различных типах самолетов.

ДИСС ШО-13 устанавливается на самолетах Як-42, Ил-86.

Основные технические характеристики:

Вид излучения непрерывные колебания

Диапазон измерений путевой скорости, км/ч 180.4000

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

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

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

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

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

59.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3720

L = 5 5 V V 3723

ese 512ж2 • R2 - где 3723

61.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3725

67.Системы экстремальной навигации с использование физических полей земли и рельефа местности. 3730

68.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3731

73.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3741

74.Основные требования к авиационным СОИ. 3744

77.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3758

78.Принципы комплексирования бортового оборудования 3765

Метеонавигационные радиолокационные станции МНРЛС (уравнение радиолокации, назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции).

Метеонавигационные радиолокаторы (МНР) устанавливаются на ЛА для указания экипажу углового положения, дальности и степени опасности гидрометеорологических образований (ГМО), положения ЛА относительно наземных ориентиров, а также угла сноса ЛА. Информация от МНР отображается на электронно-лучевом индикаторе в кабине экипажа. В современных МНР предусматривается выдача информации в навигационный комплекс.

Особенность МНР - автономность. Информация о координатах и характере радиолокационных целей извлекается из отраженного от целей зондирующего сигнала. Все МНР работают в режиме импульсного излучения сигнала с длиной волны около 3,2 см.

Уравнение радиолокации:

, Pb <^ _V

L = 5 5 V V

^ese 512ж² • R² - ^где

Р_изл - излучаемая мощность; Р_пр - принимаемая мощность; X - длина волны; Ga - коэффициент усиления; т - разрешающая способность до цели; с - длительность импульса; у - заполнение по цели; D - диаметр цели; у - коэффициент заполнения по цели.

Дальность до цели можно выразить следующей зависимостью:

Состав типового МНР: антенна с устройствами привода и стабилизации, приемопередатчик и индикатор. При отсутствии на индикаторе органов управления в состав МНР включается пульт управления.

Типы МНРЛС: Гроза-154, Градиент, Контур, Буран-85, МНРЛС-85

Функции МНРЛС:

1.Обнаружение, определение координат и степени опасности ГМО

Получение равноконтрастного изображения земной поверхности и определение координат наземных объектов.
Навигационный обзор земной поверхности с использованием симметричной ДН и определение координат наземных объектов
Измерение угла сноса ЛА

Требования ЕНЛГС:

МНР должны обеспечивать:

указание углового положения, дальности и степени опасности гидрометеорологических образований (ГМО), положения ЛА относительно наземных ориентиров, а также угла сноса ЛА для визуального отображения экипажу;

выдачу в виде электрических сигналов в другое оборудование, если эти сигналы используются

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

Метеонавигационный бортовой радиолокатор Гроза и Гроза-М

Радиолокатор предназначен для выявления небезопасных для полета областей активной грозовой деятельности, определения угла заноса самолета, а так же наблюдения за земной поверхности с целью ориентирования. Радиолокатор выполнен в виде функционально законченных и в соответствующих комплектациях устанавливается на самолетах гражданской и транспортной авиации Як-40, Як-42, Ил-62, Ил-86, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ан-32, Ту-134, Ту-154.

Средняя дальность обнаружения (при Н полета 6000 м)

больших городов и промышленных центров, км ₂₈₀
метеоявлений, км
200 180 + 90 +15 ° до -10 9370 11

115, 400 36, 400 27

2,0

0,1

1,0

32-60
незастроенных частей суши и значительных водяных ориентиров, км

Сектор азимутального наблюдения

Диапазон угла наклона оси диаграммы напрявле- ния

Частота излучаемых СВЧ колебаний Импульсная мощность излучаемых колебаний, кВт, не меньше Напряжение питания:

однофазное. В, Гц
трехфазное. В, Гц
постоянное, В Потребляемые токи. А, не более:
в сети 115 В, 400 Гц
в сети 36 В, 400 Гц (в каждой фазе)
в сети 27 В Масса в зависимости от комплектности, кг, не больше

Метеонавигацнонный радиолокатор «Буран-85»

Метеонавигацнонный радиолокатор «Буран-85» - МНР 1-го класса с цифровой обработкой сигналов служит датчиком информации для много функциональной системы электронной индикации (СЭИ), основанной на многоцветных индикаторах телевизионного типа. В состав

144

МНР входят антенные блоки БА РЛ и БА РМО, предназначенные соответственно для работы с сигналами МНР и ответными сигналами ра- диомаяков-ответчиков (РМО), приемопередатчик ПП и пульт управления ПУ. Для управления МНР служит узел УУ, который через устройство ввода/вывода УВВ связан со специализированной вычислительной машиной СЦВМ, устройством преобразования сигналов УПС и пультом управления ПУ. В расширенной комплектации предусмотрен резервный ПП, подключаемый к АБ с помощью волноводного коммутатора. Радиолокатор отличается большим числом режимов и выполняемых функций, широким применением микропроцессоров, используемых, в частности, для управления МНР. Последняя функция может выполняться внешними процессорами, связанными с МНР каналами управления. Передача команд - асинхронная последовательная в виде 32-раз рядных слов. Скорость передачи информации по каналам управления 12...14 кбит/с.

Основные режимы МНР: «Земля», «Метео», «РМО», «РМО - Земля», «РМО—Метео», «Снос» и «Контроль».

Встроенный контроль охватывает все элементы МНР. Наряду с постоянным контролем работоспособности АБ и ПП в режиме «Контроль» проверяется совместная работоспособность блоков каналов гиростабилизации, программного обзора и прохождения сигнала через узлы обработки в скоростную шину передачи данных. Канал приема сигналов РМО контролируется по специальному сигналу, который в определенный момент времени подается на контрольный вход Прм РМО. Работоспособность оценивается по прохождению контрольного сигнала.

и H У

ист f

Основные технические характеристики

Параметр	«Буран-85»
Дальность обнаружения грозовых очагов, км	550
Зона обзора по азимуту, градус	±90
Частота обзора, Гц	0,1...2,8
Диапазон углов наклона антенны, градус	±15

Рабочая частота, МГц	9345
Импульсная мощность, кВт	10
Длительность импульса, мкс	0,7; 1,5; 3,0
Частота повторения импульсов, Гц	200; 400
Чувствительность приемника, дБмВт	100
Ширина ДН в горизонтальной плоскости, градус	2
Встроенный контроль	Есть
Потребляемая мощность от сети:
200 В, 400 Гц (три фазы), ВА	500
27 В постоянного тока, Вт	190
Масса, кг:
всего комплекта (без кабелей)	45
приемопередатчика	21

МНРЛС «Контур» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики).

Метеонавигационная РЛС «КОНТУР-10Ц» предназначена для использования на легких, средне-магистральных самолетах и тяжелых вертолетах.

МНРЛС «КОНТУР-10Ц» обеспечивает обнаружение опасных зон конвективной облачности и грозовой деятельности, а также может быть использована для навигационного ориентирования по характерным наземным объектам.

Радиолокационная информация отображается на цветном индикаторе телевизионного типа.

Предусмотрены встроенный контроль правильности функционирования РЛС и стабилизация зоны обзоры.

МНРЛС «КОНТУР-10Ц» штатно размещена и эксплуатируется на самолетах: АН-28, АН-38, Л410,Т101 «Грач», БЕ-12; бЕ-32, АН-72 и вертолетах Ми 8 (различных модификаций), Ми17, Ми 26; В 3 «Сокол».

МНРЛС «КОНТУР-ЮЦ» может комплектоваться в различных конфигурациях в зависимости от типа воздушного судна и решаемых задач

Для использования на средне и дальне магистральных самолетах МНРЛС может комплектоваться блоками:

МНРЛС «КОНТУР-ЮЦ» серия 4.

Антенный блок А813-0106.1

щелевая антенная решетка диаметром 440 мм; усиление 31 дБ;

сектор обзора по азимуту ± 45 градусов или ± 60 градусов; масса 4,5 кг.

Приемопередающий блок А813-5704

импульсная мощность 7 кВт; чувствительность МРЛС минус 117 дБ/МВТ; частота повторения 1400, 1000, 400 и 200 Гц; длительность зондирующего импульса 0.6, 1.6, 4.0 мкс; масса 5,5 кг.

Пульт управления А813-4903

о используется при установке на воздушные суда оборудованные внутрикабинной системой индикации; о масса 0,9 кг.

Многофункциональный индикатор (МФИ) А 813-0409

о на ЖК матрице; о развертка телевизионного типа;

о цветное отображение радиолокационной информации, информации от систем TCAS, TAWS (СРПБЗ), а также навигационной информации от навигационных систем; о масса 2 кг.

В этой комплектации МНРЛС «КОНТУР-10Ц» отвечает требованиям ЕНЛГС и обеспечивает дальность обнаружения опасных метеообразований до 600км.

Связи между блоками и внешними системами осуществляются в соответствии с ARINC 708A и ARINC 429.

Основные режимы работы:

. «МЕТЕО» - метео, метео-сквозь-метео, турбулентность до 100 км. Дальность обнаружения метеообразований с интенсивностью выпадения осадков:

о 0,6 мм/ч (20 dBZ) - 220 км. о 2,5 мм/ч (30 dBZ) - 400 км. о 12 мм /ч (40 dBZ) - 600 км.

При соответствующей высоте полета ВС.

. «ДЕЖУРНОЕ МЕТЕО» - автоматическое обнаружение опасных метеообразований на дальности до 150 км. и турбулентности до 100 км.

. «ЗЕМЛЯ» - обнаружение радиолокационноконтрастных ориентиров:

о городов (Великий Новгород) при H = 7 000 метров - 150-200

км;

о судов (2 000 тонн) при H = 3 000 метров - 50-70 км; о береговой черты при H = 7 000 метров - 250 км; о дальность фона при H = 7 000 метров - 250 км; о разрешающая способность по дальности 100 - 600 метров; о разрешающая способность по азимуту 5 градусов; о ¹точность определения координат по азимуту 1 градус; о *точность определения координат по дальности 0,4 % от включенного масштаба.

дБ), оптимизации цифровой обработки сигнала под каждый режим работы и масштаб дальности.

Применение современной элементной базы позволило получить хорошие массогабаритные характеристики и высокие характеристики надежности.

Назначенный ресурс изделия 30000 летных часов.

МНРЛС-85 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики).

Радиолокационная станция предназначена для обзора воздушного пространства с целью обнаружения метеообразований, оценки степени их опасности для полета, а также обзора земной поверхности с целью решения навигационных задач. Станция может работать в любое время суток в любых метеоусловиях.

МНРЛС-85 используется в составе комплексов стандартного цифрового пилотажно-навигацнонного оборудования и модернизируемых комплексов на борту магистральных самолетов и самолетов местных воздушных линий гражданской авиации.

Конструктивно МНРЛС-85 состоит из функционально законченных блоков: антенного, приемопередающего и пульта управления.

Изделие выполнено с учетом требовании ARINC-708.

МНРЛС-85 предназначена для самолетов Ту-204, Ил-96, Ил-114 и других.

Основные технические характеристики:

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

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

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

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

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

59.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3720

L = 5 5 V V 3723

ese 512ж2 • R2 - где 3723

61.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3725

67.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3732

71.Электромеханические системы отображения информации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3740

72.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3742

73.Основные требования к авиационным СОИ. 3745

76.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3759

77.Принципы комплексирования бортового оборудования 3766

Это такие системы, работающие по следующим режимам:

Режим экстремальной навигации по характерным точкам или полям Земли. Оптимальным в этом случае является навигация по рельефу местности. Для этого необходим картографический индикатор с картографической (наверное имелось в виду географической ;) базой местности с привязкой к базовой координате рельефа местности.

Режим экстремальной навигации по гравитационным полям

Режим экстремальной навигации по магнитным аномалиям Земли. Для этого необходим магнитометр, карта составляющих магнитного поля земли, в которую должны быть занесены координаты магнитных аномалий нашей планеты.

Как правило, такие системы устанавливаются на самолетах, вынужденных в полете (согласно заданию) пролетать низко над землёй и вообще иметь экстремальные маневры и полеты, т.е. на военных самолетах.

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

Требования авиационных правил к НВС

8.1.3.5. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на самолет таким образом, чтобы при выполнении полетов в ОУЭ обеспечивались действующие требования по эшелонированию и точности самолетовождения и пилотирования.

8.1.3.8. При отказах в системе электроснабжения, за исключением практически невероятных, приводящих к потере питания приемников шины или канала, возникающая ситуация должна быть не тяжелее сложной.

8.1.3.13. Бортовое оборудование должно быть сконструировано, изготовлено и установлено на самолет таким образом, чтобы при пользовании его органами управления при всех возможных положениях, а также при нарушении необходимой последовательности рабочих операций не могли возникнуть повреждения, как данного оборудования, так и другого оборудования, каким либо образом с ним связанного. Органы управления и регулировки, которые не используются в полете, должны быть недоступны экипажу.

На протяжении всего полета должна осуществляться индикация координат текущего места самолета и выдача необходимой (согласованной) информации потребителям и/или с систему экранной индикации.
Должна обеспечиваться возможность коррекции счисленных координат.
Если существует устройство ввода плана полета в средства определения координат, то перед полетом должна обеспечиваться возможность контроля правильности ввода.

Типовые задачи, решаемые НВС:

ввод с пульта управления и хранение в энергонезависимой памяти текущего маршрута полета в географической системе координат, содержащего до 20 поворотных пунктов маршрута (ППМ), до 10 точек расположения маяков РСБН, до 3-х схем аэродромов для захода на посадку и других полетных данных;
расчет заданной траектории движения самолета по координатам введенного маршрута;
непрерывного счисления текущих координат места положения самолета (ТКМС): по данным доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС), СВС и курсовой системы (КС, ТКС или ИКВ) - курсо- доплеровское счисление, по данным тех же датчиков информации при отказе ДИСС - аэрометрическое счисление, по данным ИКВ , СВС и ДИСС - инерциально-доплеровское счисление и др.
коррекции ТКМС по данным РСБН и РСДН;
коррекция курса по данным РСБН на базе;
начальная выставка курса при разбеге по полосе;
оперативного изменения маршрута полета типа перенацеливания на любой выбранный ППМ или ориентир с заранее введенными координатами, пропуск ППМ, обход с отклонением от заданного маршрута и последующим возвратом на него, полет по обратному маршруту;
заход на посадку по стандартным схемам захода.

Нестандартные цифровые навигационные системы НВС-74 (назначение, состав, решаемые задачи, технические характеристики).

Навигационная вычислительная система НВС-74, предназначена для установки на самолет АН-74 и состоит из:

навигационная ЦВМ-20-19 с встроенным УВВ - 1 или 2 шт.;
пульт управления пилотов ПУ-1П - 2 шт.;
пульт захода на посадку ПУЗП - 1 шт.;
пульт ввода информации ПВИ пилота и штурмана - 2 шт.;
планшет с картой ПП-74 - 1 шт.;
пульт подготовки и контроля ППК - 1 шт.;
фильтр радиопомех ФРП - 1 или 2 шт.;
блок питания БП-3П - 1 или 2 шт.;
блоки коммутации БК-33, БК-34 и БК-М4.

Конструктивно ЦВМ состоит из вычислительного цифрового блока БЦВ, блока питания БП-3П и блока оперативной памяти БОП, размещенных на одной раме. В состав БВЦ входят функциональноконструктивные модули: ФКМ устройства арифметики и управления (УАУ), ФКМ ОЗУ и ПЗУ, ФКМ формирователя импульсов и ФкМ УВВ. ЗУ содержит 256 16-разрядных слов памяти, устойчивой к перерывам в питании продолжительностью до 10 суток.

Структурная схема НВС-74 показана на рис. 11.3.

Рис. 1. Структурная схема НВС “Мальва-4”

На этом рисунке приведен один из множества типов НВС, построенных на базе БЦВМ “0рбита-20”. На самолетах ЯК-42 и АН-72, например, установлены НВС комплекса “Ольха-1”с ЦВМ 20-1, на самолетах АН-74 - НВС “Мальва” на базе ЦВМ 20-19, а на АН-72П и АН-71 установлены НВС “Черника" и “Черешня” с ЦВМ20-12 и выносным УВВ20-12. Различные НВС отличаются количеством и типом блоков коммутации, наличием или отсутствием выносного УВВ в виде отдельного блока на раме, количеством и типом пультов управления.

Типовые задачи, решаемые НВС:

ввод с пульта управления и хранение в энергонезависимой памяти текущего маршрута полета в географической системе координат, содержащего до 20 поворотных пунктов маршрута (ППМ), до 10 точек расположения маяков РСБН, до 3-х схем аэродромов для захода на посадку и других полетных данных;
расчет заданной траектории движения самолета по координатам введенного маршрута;
непрерывного счисления текущих координат места положения самолета (ТКМС): по данным доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС), СВС и курсовой системы (КС, ТКС или ИКВ) - курсо- доплеровское счисление, по данным тех же датчиков информации при отказе ДИСС - аэрометрическое счисление, по данным ИКВ , СВС и ДИСС - инерциально-доплеровское счисление и др.
коррекции ТКМС по данным РСБН и РСДН;
коррекция курса по данным РСБН на базе;
начальная выставка курса при разбеге по полосе;
оперативного изменения маршрута полета типа перенацеливания на любой выбранный ППМ или ориентир с заранее введенными координатами, пропуск ППМ, обход с отклонением от заданного маршрута и последующим возвратом на него, полет по обратному маршруту;
заход на посадку по стандартным схемам захода.

Для решения перечисленных задач в НВС-74 реализованы следующие алгоритмы:

Общий алгоритм в который входит:

проверка ЦВМ в автономном режиме с использованием КПА;
проверка ЦВМ в режиме встроенного тест-контроля на этапе предполетной проверки и в полете;
ввод доплеровских частот;
имитация полета по запрограммированным трассам в автоматическом и в оперативном режимах;
управление пультами НВС-74;
восстановление работоспособности алгоритмов комплекса при сбоях и при перерывах электропитания от бортовой сети;
формирование передач управления в соответствии с временной диаграммой работы алгоритмов, реализуемых в НВС-74;
счета текущего времени;
ввода и вывода битовой информации.

2. Общий алгоритм быстрого цикла включает:

управление авиационным планшетом ПА-4-42;
выдача информации на планово-навигационный прибор (ПНП);
выдача сигнала «Разворот»;
контроль пультов и системы аварийной сигнализации (САС);
контроль заданных путевых углов (ЗПУ);
алгоритм счисления;

Длительность цикла 0,3072 с.

Общий алгоритм медленного цикла, содержит:

Определение географических координат;
определение параметров радиомаяков;
коррекция счисленных координат по данным наземных радиомаяков;
комплексная обработка информации при позиционной коррекции по данным РСБН;
определение магнитного склонения;
определение времени прибытия в заданный ПМ;
вычисление параметров очередной ортодромии на маршруте и в зоне аэродрома.

Длительность медленного цикла переменная и зависит от набора задач, решаемых в данный момент времени.

Все задачи решаются с выдачей текущей и расчетной информации необходимой экипажу для осуществления полета. Решаются и другие задачи для разных типов самолетов, не оговоренные в данном разделе.

НВС обеспечивает точность счисления пути соответствующую 2% от пройденного пути при дискретной коррекции координат через каждый час полета.

УВС А-821(назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики).

Управляющая вычислительная система для самолета АН-124

А-821 по функциональным возможностям значительно шире, чем навигационные вычислители и состоит из следующих составных частей:

Контейнер с мультипроцессорной вычислительной системой в составе:
1. ЦВМ Ц-018 (ПЗУ, ОЗУ, ВЗУ, АУ и УУ) - 2 шт.
2. ЦВМ Ц-019 (ПЗУ, ОЗУ, АУ, УУ) - 1 шт.
3. Встроенное в каждую ЦВМ устройство ввода-вывода - 3 шт, в составе:

преобразователя последовательных кодов (ППК) - 6 шт.,
устройства преобразования сигналов (УПС) - 3 шт.,
формирователя последовательного кода (ФПК) - 9 шт.

Дистанционно удаленные УВВ в составе: - 2 шт.,

устройство преобразования последовательного кода (УППК) по 2 шт. в каждом УВВ:
устройство преобразования дискретных сигналов (УПДС)-2шт;
устройство преобразования частотных сигналов - 2 шт;
устройство преобразования аналоговых сигналов - 2 шт.

Блок связи с системой аварийной сигнализации (БС САС).
Блок питания (БП).
Пульт подготовки и контроля (ППК).
Пульт управления и индикации пилотов (ПУИП).
Пульт управления и индикации штурмана основной (ПУИШ)
Пульт управления и индикации штурмана резервный.

БЦВМ Ц-018 построена на микропроцессорном наборе “Интеграция-1” на основе процессора НЦ-04Т, имеющего разрядность 16 бит и быстродействие 250000 оп. р-р/с, 100000 оп. р-п/с и умн./с и 10000 оп. дел./с, объем ПЗУ - 32Кх16, ОЗУ - 0,5 + 4Кх16. В последствии МПК “Интеграция-1” была заменена на МПК “Интеграция-2” с быстродействием и объемом ПЗУ и ОЗУ в 4 раза превышающим “Интеграцию-1”

УВС, как видно из структурной схемы значительно отличается от рассмотренных выше НВС как по архитектуру построения, так и по решаемым задачам. Во-первых, распределение задач между вычислителями было намечено выполнять по отказоустойчивой схеме. При этом в первом вычислителе должен решаться полный объем навигационо- прицельных задач с использованием РСБН, как основного средства

ПУИШ

ПУИП

ПП и К

БП

ППК ППК

УПС

ППК

УПС

ППК

УПС

Ц-018 с В

со

₀1

8 с В

СО

Д-019

ФПК

ФПК Ф

Ё ^[

>ПК <

ПК Ф

ПК

УВВ1

УВВ2

Б/с 115 В 400 Гц

Шина данных по ГОСТ 18977-79 и РТМ1495 с доп. 3

Рис. 2. Структурная схема УВС А-821

коррекции координат, второй вычислитель призван решать задачи обработки информации и управления прицельно-обзорной радиолокационной системой, а в третьем вычислителе задачи контроля комплекса и сокращенный объем навигационно-прицельных задач при отказах в первых двух вычислителях. Во-вторых, в связи с тем, что в состав УВС входит дублированное ВЗУ объем программируемой на земле информации о маршрутах полета и других изменяемых данных значительно увеличен. В ВЗУ может быть занесено 32 маршрута по 20 ППМ каждый, более 20 маяков РСБН, более 20 радиолокационных ориентиров, все координаты станций РСДН, до 5 аэродромов посадки, альманах основных звезд для коррекции по астрономической системе, альманах навигационных спутников земли и др. данные. Навигационные задачи расширены за счет коррекции координат и курса по радиолокационным ориентирам, коррекции курса и определения координат по астросистеме по звездам и по солнцу. Введена комплексная обработка информации при определении координат и скорости по различным источникам информации. Введено инерциальное счисление координат по троированной инерциальной системе (ТИС) на базе И-21 и т.д. Точностные характеристики существенно увеличены и достигают 0,5% от пройденного пути в режиме комплексной обработки информации (КОИ). Значительно шире реализована задача контроля комплекса.

Стандартные навигационные вычислительные системы ВСС- 85 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики).

Система ВСС-85-01 предназначена для:

формирования информационных и управляющих сигналов, необходимых для обеспечения задач четырехмерного самолетовождения с оптимизацией режимов полета по внутренним и зарубежным трассам гражданской авиации самолетов Ил-96 и Ту-204 с выполнением международных норм бокового, вертикального и продольного эшелонирования по данным автономных и неавтономных средств навигации;
выдачи данных в радиотехнические средства в автоматическом и ручном режимах управления;
выполнения тест - контроля РТС в автоматическом и ручном режимах управления;
обработки и хранения поступающей информации;
программного управления функциями КП РТС,

В состав ВСС-85-01 входят цифровой вычислитель самолетовождения (ЦВС) ЦВМ-НО-40001 к пульт управления и индикации ПУИ-85М.

Система ВСС-85-01 совместно с информационно - измерительными системами и потребителями информации обеспечивает

формирование управляющих сигналов в ВСУП и ВСУТ;
автоматизированный наземный предполетный контроль собственной работоспособности, работоспособности сопряженных с ней систем БРЭО и линий связи с индикацией результатов на экране пульта ПУИ-85М;
автоматический полетный контроль BCC-85-01 и сопряженных с ней систем БРЭО с выдачей на экраны ПУИ-85М необходимой экипажу информации;
автоматизированную и ручную загрузку и I коррекцию начальных и оперативно изменяемых исходных данных для выполнения полета с контролем результатов ввода;
автоматическое и директорное самолетовождение в горизонтальной плоскости на всех этапах полета по запрограммированному маршруту полета до перехода на управление от радиотехнических систем посадки с возможностью оперативного изменения экипажем плана полета;
предпосадочное маневрирование в зоне аэродрома в соответствии со схемами захода на посадку для данного аэродрома с возможностью оперативного изменения схемы захода, а также с возможностью выполнения автоматизированных повторных заходов после ухода на второй круг,
формирование и индикацию управляющих сигналов для выдерживания в автоматических режимах самолетовождения оптимальных по стоимости рейса или расходу топлива параметров на этапах набора высоты, крейсерского полета, маневрирования в зоне ожидания и при снижении;
непрерывное автоматическое определение и индикацию текущих координат местоположения самолета в географической и частно- ортодромической системах координат по данным автономных и радиотехнических средств навигации;
комплексную обработку информации (КОИ) от автономных и неавтономных позиционных и скоростных средств;
автоматизированную коррекцию счисленных^-' координат местоположения самолета с использованием информации от СНС, РСДН и от РСБН (в том числе и радиомаяков VOR/DME) по азимуту и дальности (режим A/D) и но двум дальностям (режим 2D);
вычисление и индикацию времени и расстояния до любого выбранного пункта маршрута или аэродрома по заданной траектории или по кратчайшему расстоянию;
оптимизацию режимов полета (автоматический выбор радиомаяков и переключение частотно-кодовых каналов радиотехнического. обеспечения навигации и посадки согласно плану полета, обеспечение приоритета на режим ручного и полуавтоматического управления с индикацией текущих значений частот;
режимов работы, формирование разовых сигналов (подсказок) о смене режимов полета и выдача их на индикацию);
перерасчет времени в гринвичское и выдача его потребителям.

Система находится в серийном производстве.

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

В соответствии с П25F.НЛГС:

а) для оборудования с электромеханической индикацией должны быть выполнены следующие требования:

Места для установки приборов и сигнализаторов на рабочих местах членов экипажа должны бать выбраны с учетом степени важности выдаваемой ими информации. При этом могут использоваться:

группировка по степени относительной важности (значимости) для безопасности полета (например, размещение основных пилотажно-навигационных приборов в верхней и средней зонах приборной доски пилота);
группировка по функциональному назначению, т.е. принадлежности к одной функциональной системе ( например, размещение рядом приборов, контролирующих работу силовой установки);
группировка по времени использования, т.е. использования в полете или на земле, на отдельных этапах полета, в определенной временной последовательности и т.д.

Резервный авиагоризонт должен размещаться в правой верхней части приборной доски левого пилота, вблизи основного прибора, показывающего пространственное положение самолета, либо в верхней части средней приборной доски пилотов, и должен быть виден правому пилоту.

Основные приборы контроля силовой установки должны размещаться на средней приборной доске пилотов компактной группой. При этом взаимное размещение их в группе должно соответствовать расположению двигателей на самолете:

приборы, контролирующие одинаковые параметры работы разных двигателей должны размещаться в одном горизонтальном ряду в порядке расположения двигателей на самолете - слева направо;
приборы, контролирующие разные параметры работы одного двигателя, должны располагаться в одном вертикальном ряду в порядке значимости контролируемых параметров - сверху вниз.

Примечание. При использовании комбинированных приборов они должны размещаться таким образом, чтобы исключить возможные ошибки определения, к какому двигателю относится данный индикатор или параметр.

8.7.3.11. Аварийные светосигнальные устройства должны быть размещены так, чтобы они были видны из основного рабочего положения члена экипажа. Предупреждающие светосигнальные устройства, а также ЦСО должны быть размещены в зоне удобного обзора с рабочих мест соответствующих членов экипажа, при этом допускается изменение положения головы.

Следует отметить, что группа резервных приборов является электромеханической и для электронной системы индикации.

К группе резервных приборов относятся следующие указатели:

авиагоризонт типа АГР-96Г;
магнитный компас типа КИ-13;
указатель скорости типа УС-2;
барометрический высотомер (механический) типа ВБМ-Р;
вариометр типа ВР-Р;
радиомагнитный индикатор типа РМИ-3;
индикатор тахометра типа ИТЭ-3;
термометр выходящих газов типа ИТГ-2.

Основным отличием этих приборов является то, что они являются потребителями электроэнергии первой категории или механическими, не требующими электроэнергии для их нормального функционирования. Обычно в качестве механических устанавливают магнитный компас, указатель скорости, указатель высоты и вариометр.

НЛГС-3, которые были приняты в России до введения АП-25, определяли так называемое “Т”-образное размещение основных приборов на приборной доске. В верхней части приборной доски напротив пилота по оси его кресла, либо со смещением, не превышающим ±30 мм от оси, размещается командно-пилотажный прибор, например, ПКП-72, под ним на одной оси размещается планово-навигационный прибор, например, ПНП-72 , справа на одном уровне с ПКП устанавливается вариометр, а под ним на одной оси барометрический высотомер. Слева от ПКП устанавливается указатель приборной и истинной воздушной скорости. Остальные приборы группируются по функциональному назначению вокруг основных приборов.

Принцип действия и элементная база для построения электромеханических приборов является типовой. Практически все стрелочные и индексно-шкальные приборы строятся на принципе использования следящих систем и логометров. Следящие системы применяют синусно-косинусные трансформаторы (СКТ)-датчики и СКТ-приемники, например СКТ-220-1Д, СКТ-265 и др. с выходным сигналом 8 В, миниатюрные электродвигатели, типа ДИД-0,5, усилители и схемы встроенного контроля. Электропитание таких схем осуществляется переменным током напряжением 36 В 400 Гц. Такой принцип применяется в большинства пилотажно-навигационных приборов. Приборы контроля силовой установки применяют в основном принцип логометрических систем.

При внедрении на самолеты различных классов цифровых стандартных систем по ARINC-700 и исключении из ГОСТа по системе энергоснабжения 36 В 400 Гц, как одного из основных источников электропитания были разработаны электромеханические приборы ПКП-81, ПНП-81, РМИ-3, Ув-Ц, УС-Ц, ВАР-Ц с цифровыми следящими системами, принимающие на свои входы от пилотажно-навигационных систем данные по 18977-79 и РТМ-1495 с доп. 3. Считается, что эти прибора будут полезны для легких самолетов, включая самолеты МВЛ, где экономически невыгодно устанавливать экранную систему индикации.

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

В Авиационных правилах АП-25 разработан раздел требований

б) для оборудования с экранной индикацией:

Экранные индикаторы, используемые для пилотажнонавигационных параметров, должны размещаться на приборных досках первого и второго пилотов следующим образом:

индикатор обстановки в вертикальной плоскости (ИВО) - в верхней части приборной доски напротив пилота по оси его кресла, либо со смещением центра индикатора не более ±30 мм от оси;
индикатор обстановки в горизонтальной плоскости (ИГО):
на одном горизонтальном уровне с ИВО, справа от него на приборной доске первого пилота и слева - на приборной доске второго пилота или
под индикатором обстановки в вертикальной плоскости на одной вертикальной оси с ним.

При этом на всех режимах полета при средней центровке для балансировочных положений штурвала должно быть исключено затенение индексов и шкал указателей ИВО. Затенение индексов и шкал указателей ИГО не должно затруднять пилотирование самолета.

Экран индикатора на лобовом стекле (ИЛС) должен находиться в центральном поле зрения пилота таким образом, чтобы центр экрана находился в вертикальной плоскости, проходящей через линию визирования, а индицируемые параметры проектировались на фоне внекабинного пространства.
Шкалы и индексы указателей пилотажно-навигационных параметров должны располагаться на лицевой части ИВО функциональными группами, взаимное расположение которых на всех этапах полета должно быть следующим:

в центральной части экрана должна размещаться информация о положении самолета в пространстве (например, углы крена и тангажа), командах директорного управления и отклонения от заданной траектории;
в левой части экрана должны размещаться скоростные парамет- ры(например, приборная скорость, число М, путевая скорость);
в правой части экрана должны размещаться высотные параметры (например, вертикальная скорость , барометрическая и геометрическая высота), допускается размещать указатель геометрической высоты в центральной части индикатора.

Индицируемые параметры ИГО должны размещаться следующим образом:

в верхней части экрана - курсовые параметры (например, курс - текущее и заданное значение, угол сноса, путевой угол);
в центральной части экрана - линия заданного пути.

Другая информация, отображаемая на ИВО и ИГО, должна размещаться таким образом, чтобы было обеспечено уверенное восприятие всей информации на всех этапах полета.

Резервные индикаторы основных пилотажнонавигационных параметров должны располагаться в месте, обеспечивающем пилотам возможность безопасного завершения полета в соответствии с РЛЭ при невозможности использования ИВО и ИГО.

Экранные индикаторы, используемые для контроля параметров силовой установки, самолетных систем, управляющих поверхностей, положения элементов механизации самолета и в качестве универсального сигнального табло в системе сигнализации, должны размещаться на средней приборной доске. При этом членам экипажа должно быть обеспечено удобство считывания информации с индикаторов.
Взаимное расположение шкал, индексов и других указателей параметров двигателей на экране индикатора должно удовлетворять следующим требованиям:

при использовании круговых шкал указатели одинаковых параметров двигателей должны размещаться в одном горизонтальном ряду, в порядке расположения двигателей на самолете - слева направо, а указатели разных параметров одного двигателя - в одном вертикальном ряду в порядке значимости контролируемых параметров сверху вниз;
при использовании вертикальных шкал указатели параметров двигателей должны размещаться в горизонтальных рядах, число которых определяется количеством индицируемых параметров.

Резервные индикаторы основных параметров двигателей (например, тахометры, термометры выходящих газов) должны размещаться по возможности рядом с основным экранным индикатором параметров силовой установки и обеспечивать удобство их использования членами экипажа.

Исходя из этих требований очевидно, что экранные системы индикации включают в свой состав минимум 5 и максимум 6 экранных индикаторов: ИВО или КПИ - командно-пилотажный индикатор для отображения информации об обстановке в вертикальной плоскости, ИГО или КИНО - комплексный индикатор навигационной обстановки для отображения обстановки в горизонтальной плоскости, ИМ1 - многофункциональный индикатор для отображения предупреждающей сигнализации, основных параметров двигателей и некоторых самолетных систем (постоянно), ИМ-2 -для отображения наиболее полной информации о работе двигателей, самолетных систем и предупреждающей и рекомендательной сигнализации (по вызову с пульта управления). ИМ-2 рекомендуется устанавливать на более тяжелых самолетах, начиная с самолетов БМС

Первые экранные системы индикации, соответствующие рекомендациям ARINC-725 для гражданских самолетов были разработаны в виде двух самостоятельных систем на базе масочных электроннолучевых трубок и предназначались для В-757/767, А-300/310 фирм Boeing и Aerbus indastry. Несколько позже аналогичные системы были разработаны в России для ТУ-204 и ИЛ-96-300.

В состав указанных систем экранной индикации входят:

подсистема электронной индикации для отображения пилотажно-навигационных параметров (ЭСИ);
подсистема КИСС - комплексная информационная система сигнализации для отображения параметров двигателей, самолетных систем и предупреждающей сигнализации.

Структурная схема подсистемы ЭСИ показана на рис

КПИ

(ИВО)

левый

КИНО

(ИГО)

левый

КИНО

(ИГО)

правый

КПИ

(ИВО)

правый

От систем ПНО левый и правый борт

ПУН-пульт управления навигационный, ФСИ-формирователь сигналов индикации, БВУ-бортовое вычислительное устройство, КПИ-комплексный пилотажный индикатор, КИНО-комплексный индикатор навигационной обстановки.

Основные требования к авиационным СОИ.

Зарубежный и отечественный опыт применения бортовых экранных систем индикации позволил выработать основные требования, предъявляемые к бортовым СОИ:

Вид отображаемой информации оговаривается в ТЗ и задается в виде раздела или приложения на ТЗ.
Индикационная емкость определяется в несколько тысяч условных знаков и отрезков линий.
Если на индикаторах ЭЛТ применяется растровая телевизионная развертка, то она должна иметь формат 1024х1024 или 2048х2048 элементов изображений.
Длина алфавита должна быть не более 256 знаков.
Размер отображаемого знака должен быть не менее 3,0 мм.
Расстояние от глаз пилота до индикатора должно быть не более 4 м для горизонтального полета и < 1,5 м для изменяемого полета.
Угол обзора должен быть не менее ± 53° в горизонтальной плоскости и ±(35 - 40)° в вертикальной плоскости.
Количество цветов должно быть 7 для ЭЛТ и 1 - 3 для знаковых индикаторов.

Яркость должна быть 200-300 кд/м² для зеленого цвета, 150-200

2 2

кд/м для красного цвета и 75-100 кд/м для синего цвета.

10 Яркостной контраст > 80.

Внешняя освещенность экрана до 75000 лк или 30000, 61000, 75000 в зависимости от места установки.

. Допустимое время задержки появления символов на экран - 5

с.

Среднее время наработки на отказ 10000 часов для системы и 7000 для ЭЛТ.

14. Назначенный ресурс 30000 часов.

В дополнение к указанным техническим характеристикам сформулированным в ОТТ 86 для военных самолетов приведем некоторые практические рекомендации для качественной работы СЭИ.

Изображение целесообразно показывать на черном фоне или по желанию Заказчика. Частота смены кадров должна быть не менее 80 Гц во избежание недопустимого для глаз мерцания, особенно для наблюдения боковым зрением. Дискретность и ступенчатости в изображении линий и фигур должна быть практически незаметная для глаза. При соблюдении нормальной наблюдаемости изображения при нормах внешней освещенности, указанной в п. 11 предпочтительной является растровая развертка при формировании изображений Если это условие не может быть выполнено допускается применение функциональной или штриховой развертки, при этом суммарная длина линий изображения в одном кадре должна быть такой, чтобы частота смены кадров не снижалась ниже 50 Гц. для отдельных кадров.

Отечественные системы экранной индикации (состав, эволюция развития, структурные схемы, технические характеристики).

Наибольшее распространение для систем экранной индикации нашли электронно-лучевые приборы (ЭЛП) или электронно-лучевые трубки (ЭЛТ), которые впервые начали применяться для отображения радиолокационных изображений. Монохромные ЭЛТ с радиальносекторной разверткой с высокой разрешающей способностью стали основой индикаторов практически всех радиолокационных станций и индикаторов боевой обстановки для военных самолетов. Необходимость применения цветовых оттенков в изображениях привело к применению 3-х цветных ЭЛТ типа “пенетрон”. Люминофор нанесенный в три слоя возбуждался для свечения различными цветами в зависимости от глубины проникновения луча электронной пушки, которая зависит от уровня прикладываемого к аноду высокого напряжения. Отечественные пенетроны “Ламанш” и “Млада” нашли применение на космической станции и в составе некоторых военных комплексах радиоэлектронного оборудования. В оптико-телевизионных системах нашли применение черно-белые телевизионные индикаторы, а в РЛС различных типов монохромная с зеленым свечением “Литва-2” и др.

Появление масочных ЭЛП отечественного производства , пригодных для применения в авиационной технике связано с приобретением в Германии теневых масок с ячейками диаметром 0,2 и 0,3 мм, С такими масками во Львовском ОКБ “Эратрон” были созданы ЭЛП “Конфета- 2”, “Конфета-4”, на базе которых разработаны системы экранной индикации УКБП г. Ульяновск для гражданских самолетов и ОКБ “Электроавтоматика” г. Санкт-Петербург для военных самолетов. Три электронных пушки с дельтаобразным расположением лучей фокусируют свои лучи в отверстиях теневой маски, а затем лучи расходятся, попадая каждый на свое зерно диаметром 0,1 - 0,2 мм триады зерен красного, зеленого и синего цвета и диаметром триады 0,25 - 0,5 мм. Из трех цветов путем коммутации лучей и регулировки напряжения на катоде

8V ^ V V ^ V V

цветов: черный, белый, зеленый, голубой, желтый, красный и коричневый (пурпурный).Для питания анодных цепей в трубке используется высоковольтный источник электроэнергии 18-22 В.

Сравнительно большие габариты и вес индикаторов на ЭЛП и требуемая высокая надежность индикаторов усилило стремление к переходу на плоскопанельные экраны. Среди них известны матрицы на светоизлучающих диодах (СИД) красного, зеленого и кирпичного (желтого) цветов. СИД не сложны в изготовлении имеют простую схему управления, совместимую с микросхемами и применяются в основном в индикаторах пультов управления. Недостатки СИД, связанные с

^ V ^ V V V ^

большой потребляемой мощностью, малой разрешающей способностью, большим диаметром светящейся точки, которое увеличивается и размывается с повышением напряжения питания, не дает возможности использовать их в качестве экранных индикаторов.

Наиболее приемлемыми для получения полноцветных плоских экранов являются жидкокристаллические индикаторы (ЖКИ). После того, как был найден способ управления каждым элементом жидкокристаллической матрицы активным полупроводниковым элементом в миниатюрном исполнении в авиации появились индикаторы на ЖКИ, используемые в СЭИ. ЖКИ имеет малую потребляемую мощность, работает в отраженном свете и не боится попадания прямых солнечных лучей, при которых наблюдаемость только улучшается, не создает вредных излучений, поддается смешению цветов и имеет мягкий приятный тон излучения. Основные недостатки ЖКИ такие, как невозможность работы при отрицательных температурах, недостаточный угол наблюдаемости изображения и работа в ночных условиях с подсветкой на просвет, фирмы научились преодолевать путем термостатирова- ния, специальным программно-математическим обеспечением при управлении работой ЖКИ и применением надежных дублированных лампочек накаливания для просвета ЖКИ в ночных условиях.

Были попытки создать индикаторы и на других элементах, например, на тонкопленочных электролюминесцентных индикаторах (ТПЭЛИ), на вакуумно-люминесцентных (катодно-люминесцентные) индикаторах (ВЛИ), газоразрядных индикаторах (ГРИ), электрохром- ных и электрофотохромных индикаторах (ЭХИ) и (ЭФИ). Эти работы находятся в различных стадиях развития, но авиационная промышленность эксплуатирует ЭСИ на ЭЛП и ЖКИ.

Зарубежные системы экранной индикации (состав, эволюция развития, структурные схемы, технические характеристики).

На всех вновь разрабатываемых и модернизируемых самолетах зарубежные фирмы устанавливают системы экранной индикации. Разработку таких систем ведут американские фирмы Collins, Honywell, Bendix/King ATAD и др. европейские - Thompson CSF и Sfena (Франция), Ferranti (Англия), VDO (ФРГ) и др. Так, например, на самолетах Falcon-900, Starship, CbA-123, BAE-1000, Learjet-55 установлена СЭИ “Proline II” фирмы Collins, на самолетах mD-11, B-747-400 система электронной индикацииEFIS и EICAS фирмы Honeywell, а на самолетах A-310, A-320 нашла применение система индикации фирмы Thompson CSF. На самолете В-777 и отечественном самолете ВЕ-200 впервые установлены ЭСИ с ЖКИ с размером экрана 5Х7 дюймов. Такие индикаторы имеют встроенные вычислители, ранее существовавшие в виде отдельных блоков.

Отличие различных систем электронной индикации заключается во-первых за счет размеров экранов. Для легких административных и региональных самолетов, где используется вертикальное расположение пилотажного EADI и навигационного EHSI индикаторов, а система индикации - смешанная, т.е. экранная и электромеханическая, размер экрана составляет 5Х5 дюймов (127Х127) мм или модуль А

Структурная схема такой системы показана на рис.13.4

Aircraft system

EADI - electronic air director indicator (ПКП), EHSI - electronic horisontal situation indicator (ПНП), RCP - radar control panel (ПУ МНРЛС), DPU - display processor unit (блок процессора системы индикации), DCP - display control panel (ПУ СЭИ)

Рис.13.4 Блок схема системы Proline II

Для тяжелых и некоторых типов средних самолетов таких как B- 747-400, MD-11, A-320, Fokker-1000 используются в СЭИ индикаторы модуля “Д” с размером 203Х203 (рабочая область 165Х165) при горизонтальном расположении всех 6-ти индикаторов. Структурная схема такой СЭИ показана на рис. 13.5.

sADI

EHSI

Aircraft system Aircraft system

EIU - electronic indicator unit (Электронный блок индикации).

Рис 13.5. Система электронной индикации для В-747-400.

Стремление американских авиационных специалистов получить вертикальную и горизонтальную обстановку на одном экране привело к появлению 5-ти индикаторной СЭИ с размером экрана 5Х7 дюймов (127Х238) мм. СЭИ такого типа на японских жидкокристаллических панелях, разработанная фирмами Honeywell и Bendix/King и вошли в состав оборудования Primus2000 и комплекс АРИЕ. Структурная схема этой СЭИ показана на рис.13.6. Система использует информацию, упакованную в кадры отображаемые на экранных индикаторах в соответствующих бортовых вычислителях.

DU-870

U-870

IAC

DU-870 - display unit (Блок индикации) IAC - integrated aviation computer (Интегральный авиационный вычислитель).

Рис. 13.6. Блок схема системы индикации на индикаторах с ЖКИ.

Вторым различием в СЭИ является наличие или отсутствие вычислителей в системе индикации. Заметно, что в последних образцах СЭИ на базе ЖКИ такие вычислители отсутствуют, а их функции распределены между вычислителями в составе индикаторов и интегральными бортовыми вычислителями. В-третьих существует различие в расположении символов на экранах индикаторов в частности при отображении параметров силовых установок. В американских системах экранной индикации предпочтение отдано круглым шкалам, традиционным для предшествующих систем индикации. В европейских системах изображаются преимущественно шкальные индикаторы с вертикальными столбиками и индексами. Кроме того в американских системах есть попытка наиболее полно изобразить навигационную информацию на пилотажном индикаторе параллельно с ее отображение на своем индикаторе.

На зарубежных самолетах начали эксплуатироваться колиматор- ные индикаторы, так как они являются важным фактором при выполнении посадки по 3-й категории ИКАО.

Содержание информации на индикаторах СЭИ.

Система электронной индикации СЭИ установлена на самолете для отображения на ее экранах следующей пилотажно-навигационной информации:

параметров углового положения самолета относительно его центра тяжести и траектории полета;
директорных команд и режимов автоматического управления полета;
высотно-скоростных параметров и аэродинамических ограничений полета;
навигационных параметров, включая представление синтезированной карты и параметров траектории полета, по данным вычислительной системы самолетовождения;
метео информации по данным метеорадиолокатора;
карты местности с информацией об опасном сближении с землей от EGPWS;
параметров состояния воздушной обстановки вблизи самолета по данным бортовой системы предупреждения столкновения TCAS-II и УВД;
сигналов предупреждения об отказах датчиков и режимах работы пилотажно-навигационного оборудования.

Принципы комплексирования бортового оборудования

Это требования авиационных правил, категории посадки, ожидаемых условий эксплуатации, требований основных документов.

Оптимизация выбранного состава по критериям минимальной массы оборудования, численности экипажа минимального энергопотребления, максимальной надежности, минимальной стоимости, максимальной точности в общем функционале заданной эффективности ЛА. Такую оптимизацию состава, имея взаимосвязи систем и их характеристики (массу, точность, надежность, потребляемую мощность и др.) целочисленными методами циклически по каждому параметру , освобождая оптимизируемый параметр и задаваясь остальными. Для выполнения этой задачи разрабатывается специальный алгоритм и программное обеспечение для его реализации на компьютере.

Комплекс «Купол» (состав, эволюция развития, структурная схема, технические характеристики).

Комплекс «Купол» первый цифровой комплекс для ВТА. Затеи его переделали род гражданские самолеты транспортной авиации. Комплекс разбит на две части:

я часть состоит из шести систем: управляемая выс. система КП-1 в состав которой вошли БЦВМ «Гном-2», блок питания КП-20, блок коммутации КП-1-20, устройство ввода (УВВ) КП-1-45, блок связи сигналов КП-1А, блок следящих связей КП-1-2*. Первая часть отвечает за вычислительную функцию.
я часть: радиолокационная станция, КП-2 - стац. обзор, КП-3 - система вождения боевых порядков, КП-4 - система вождения боевых порядков, КП-5 -оптико-инфракрасный режим, КП-6 - блок измерителей истинной воздушной скорости - служит для выполнения прицельных задач (точнее СВС), КП-7 - блок контроля комплекса, РСДН - «Тропик 2», РСБН-7С, СВС-ПМ-15, позже сВс-ПМ-15 была заменена на СВС-1-72, ЦГВ-10 с сельсинным выходом, одна вертикальная ЦГВ-4 для стабилизации курсовой системы, точной курсовой системы ТКС-П, ответчика УВД СОМ-64, запросчик, система гос. опознавания, системы предупреждения облучения.

Система «Купол» является централизованной. Все связи идут в УВВ КП-1-45, которых больше, чем в вычислительной машине.

Система устанавливалась на самолеты Ан-22 и Ил-76.

Комплекс «Ольха-2» (состав, эволюция развития, структурная схема, технические характеристики).

«Ольха-2» более легкий комплекс (по сравнению с «Куполом») - устанавливается на самолеты Як-42, Ан-72, Ан-74.

Комплекс разбит на две части: навигационный комплекс (НК) и пилотажный комплекс (ПК).

В НК входит навигационный вычислитель «Орбита-20», в качестве датчиков курса используется система БСК, два усилителя БУ-12, два гироагрегата ГА-3, индукционный датчик ИД (входит в БСК), в качестве гировертикали используют 3 МГВ, СВС-1-72, в качестве систем ближней навигации «Веер-М», УВД ответчик СО-72,3 позже ввел РСДН А- 723.

КСПНО-204/96 (состав, эволюция развития, структурная схема, технические характеристики).

Комплекс КСЦПНО представляет собой взаимосвязанную совокупность информационно-измерительных и вычислительных систем, многофункциональных пультов управления и электронной системы индикации параметров, обеспечивающую решение пилотажнонавигационных задач для магистрального пассажирского самолета. Изделие устанавливается на магистральных самолетах Ил-96-300 и Ту-204, выполняющих полеты с экипажем в составе двух пилотов и одного бортинженера.

Комплекс обеспечивает автоматизированное самолетовождение по запрограммированным траекториям с выдерживанием норм продольного, бокового и вертикального эшелонирования при полетах по воздушным трассам на всех этапах полета, включая автоматическую посадку в метеоусловиях категории IIIC ICAO.

В состав комплекса входят:

вычислительные системы самолетовождения ВСС-85, управления полетом ВСУП-85 и управления тягой двигателей ВСУТ-85,
системы предупреждения критических режимов полета СПКР-85 и предупреждения о близости земли СППЗ-85,
система сбора и локализации отказов ССЛО-85,
система электронной индикации СЭИ-85,
бесплатформенная лазерная инерциальная система И-42-1С,
система воздушных сигналов СВС-85.
система посадки ILS-85,
система ближней навигации VOR-S5, РСБН-85,
автоматический радиокомпас АРК-25,
радиодальномер DME/P-85,
микроволновая система посадки MLS-85,
радиотехническая система дальней навигации РСДН-85,
спутниковая навигационная система СНС-85,
радиовысотомер РВ-85,
хронометр авиационный электронный ХАЭ-85М,

Эволюция развития:

Для обеспечения конкурентоспособности и соответствия новым международным нормативным требованиям все российские самолеты, выпускаемые после 2000 г., должны быть оснащены бортовым электронным оборудованием, удовлетворяющим следующим основным требованиям: . расширение аппаратной интеграции систем, главным образом за счет перехода к крейтовым несущим конструкциям и модульному принципу построения интегрированных комплексов.

. переход от индикаторов на электронно-лучевых трубках к более совершенным электронным системам отображения информации и сигнализации на полноцветных жидкокристаллических индикаторах.

. увеличение производительности бортовых вычислительных средств в 4 - 5 раз.

. возможность загрузки программ в вычислительные модули с помощью стандартного загрузчика данных.

. автоматический встроенный контроль с глубиной до сменного модуля.

. наряду со значительным расширением функциональных возможностей снижение не менее чем вдвое массы и энергопотребления бортового оборудования, и увеличение надежности в 2,5 - 3 раза. Технические характеристики:

Основные технические характеристики

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

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

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

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

8.3.4.2.2.Радиотехническое оборудование посадки MLS. 3676

8.3.4.3.Радиотехническое оборудование посадки дециметрового диапазона. 3676

47.Бортовая аппаратура управления воздушным движением (УВД) 3688

48.Самолетный ответчик СО-72М 3691

51.Система предупреждения столкновений «Эшелон» 3699

52.Радиосистема дальней навигации «Loran-C» (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3701

54.РСДН А-723 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики) 3702

55.Спутниковые навигационные системы (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3704

59.ДИСС ШО-13 (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3720

L = 5 5 V V 3723

ese 512ж2 • R2 - где 3723

61.МНРЛС «Гроза» и «Буран» (назначение, состав, выполняемые функции, технические характеристики). 3725

67.Навигационные вычислительные системы (НВС) (назначение, требования ЕНЛГС, типы, выполняемые функции). 3732

72.Экранные системы индикации (назначение, требования ЕНЛГС, состав, выполняемые функции). 3742

73.Основные требования к авиационным СОИ. 3745

76.Содержание информации на индикаторах СЭИ. 3759

77.Принципы комплексирования бортового оборудования 3766

СПАДИ

СБКВ-85

МНРЛС

ИД

СППЗ

ВСС-85

ВСУПТ-85

РСДН-85

АФУ

«Астра»

Самолетные

ИД

СБКВ-85

РСБН-85

БМПР

<<< < Предыдущая 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 2627 / 2827 28 > Следующая >>>

Соседние файлы в папке Пособие

#
24.05.20192.2 Mб2646. Авионика. Краткий конспект.pdf
#
24.05.20194.72 Mб200aviacionnye_pravila_ap25.pdf
#
24.05.2019283.04 Кб180um_03.pdf
#
24.05.2019762.84 Кб243БВК.docx
#
24.05.20191.47 Mб207Дальномеры.doc