logo
книга по комплексам Майлов

Характеристика автоматизированного навигационного комплекса с цифровым вычислителем

Широкие вычислительные возможности БЦВМ позволяют разрабатывать АНК в различных вариантах, отличающихся как составом датчиков навигационной информации, так и взаимными связями между ними. При этом стараются достичь наиболее точного, надежного и экономичного решения навигационных задач для конкретного типа самолета.

Например, комплексы самолетов «Боинг-747» и «Конкорд» построены в основном на использовании трех инерциальных навигационных систем (ИНС) с вычислителями и бортовой метеорологической РЛС, а в районах аэродромов — радионавигационной системы ближней навигации и посадки (РСБН) VOR-DME-ILS. При этом в их состав не входят ни ДИСС, ни радионавигационная система дальней навигации (РДНС), ни астрономические средства. На других современных самолетах АНК предусматривает сочетание гироинерциальной системы с ДИСС, имеет центральный навигационный вычислитель, а также ряд радионавигационных датчиков информации (РСБН, РСДН, бортовую РЛС). Поэтому о «типовом» АНК с БЦВМ в настоящее время можно говорить только условно, подразумевая такой комплекс, в котором осуществлены наиболее типичные для современного уровня техники способы решения навигационных задач и конструктивные формы.

Рис. 20. Обобщенная блок-схема АНК с цифровым вычислителем:

1 — текущие и программные данные для индикации; 2 — ввод исходных данных, вызов индикации, управление режимами НВ; 3 — обмен посадочной информацией

Рассмотрим в обобщенном виде один из возможных вариантов АНК с цифровым вычислителем, типичный для современного магистрального самолета гражданской авиации. Структурная схема такого обобщенного АНК (рис. 20) имеет в своем составе:

Аппаратура датчиков навигационной информации (как автономных, так и радиотехнических систем), как правило, дублирована и даже троирована, что необходимо для обеспечения высокой надежности комплекса.

Характерным типом нового датчика навигационной информации являются инерциальные навигационные системы (ИНС) и курсовертикали (KB). Первые из них заменяют одновременно устройства измерения курса (компасы), путевой и вертикальной скоростей (ДИСС и вариометр), углов крена и тангажа (центральную гировертикаль); вторые заменяют все датчики угловых параметров (компасы и вертикали).

Инерциальная навигационная система (гироинерциальная система — ГИС) состоит обычно из двух — трех независимых инерциальных датчиков. Каждый из датчиков представляет собой горизонтально стабилизированную инерциальную платформу, автоматически ориентирующуюся одной из своих осей по истинному меридиану места, а другой — по параллели. Укрепленные на платформе акселерометры измеряют составляющие ускорений самолета по этим осям, что после первого интегрирования позволяет найти составляющие путевой скорости, а после второго — приращения координат самолета в направлениях меридиана и параллели.

Таким образом, ИНС в сочетании с навигационным вычислителем в принципе может обеспечить решение навигационной задачи в полном объеме. Однако недостаточное техническое совершенство инерциальных элементов пока требует комплексирования ИНС с датчиками других принципов действия — автономными и неавтономными радионавигационными средствами.

Система курсовертикалей (СКВ), составляемая также из двух — трех независимых гироблоков, устанавливается на самолете при отсутствии инерциальной системы. Каждый гироблок является датчиком трех углов — курса, крена и тангажа. При этом гироплатформа может либо ориентироваться определенным образом относительно меридиана, либо быть «свободной в азимуте». Последнее означает, что нулевая ось горизонтальной гироплатформы при начальной выставке ориентируется произвольно (обычно по оси самолета на стоянке) и в полете ее направление не корректируется. Такая курсовертикаль непосредственно выдает гироскопический курс, т. е. курс относительно нулевой оси платформы. Снятый с выхода платформы гироскопический курсγГпреобразуется в необходимые для счисления и индикации виды курса — истинныйγИ, ортодромический (условный или так называемый гирополукомпасный) относительно опорного меридианаγГПК гиромагнитныйγГП— при помощи дополнительных устройств СКВ (например, блока преобразования курса БПК) или даже в центральном вычислителе комплекса.

Преобразование в БПК гироскопического курса в ортодромический достигается непрерывным вводом интегральной поправки компенсирующей вращение Земли, а привязка полученного ортодромического курса к определенному опорному меридиану (получение условного курса) — путем начальной выставки. Начальная выставка курса производится при помощи специальных внешних или бортовых устройств (магнитного, астрономического датчиков, оптического пеленгатора, бортового или переносного гирокомпаса). В состав СКВ в качестве корректирующего датчика курса входит также индукционный магнитный чувствительный элемент. Информация о текущих крене и тангаже используется в различных системах как навигационного, так и пилотажного комплексов.

Работой трех курсовертикалей управляют с общего пульта системы, на котором должны быть органы выбора режима работы (подготовка KB, выставка, ГПК, МК), ручной задатчик начального курса, рукоятки и шкалы для ввода широты и азимутальных поправок (схождение меридианов, магнитное склонение), а также сигнальные лампы исправности каждой КВ. Однако возможны АНК с раздельным управлением курсовертикалями, имеющими свои индивидуальные пульты.

Остальные датчики навигационной информации (ДИСС, СВС, БРЛС, РСБН, РДНС, астроориентатор) играют ту же роль, что и в АНК с аналоговыми вычислителями.

Центральный навигационный вычислитель, построенный на базе бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ), является основным вычислительным и логическим устройством комплекса. Он работает по заранее заданным постоянным алгоритмам, т. е. как специализированная ЦВМ.

БЦВМ решает следующие основные задачи:

а) определяет координаты наблюдаемого на экране БРЛС радиолокационного ориентира;

б) рассчитывает прибытие в ППМ (КПМ) в заданное время (по расписанию);

в) обеспечивает вертикальный маневр с заданными параметрами — выход на заданную высоту в определенную точку программного маршрута;

г) рассчитывает располагаемое время и дальность полета при фактическом запасе топлива на заданной высоте полета;

д) оперативно изменяет программу полета (например, при полете на запасный аэродром или при обходе грозы);

Устройства управления, индикации и сигнализации (УУИС) АНК с БЦВМ состоят из устройства управления комплекса в целом и устройств управления его отдельными системами (датчики информации).

В УУИС комплекса входят: пульт управления и индикации (ПУИ), два многофункциональных плановых навигационных прибора (ПНП), проекционный индикатор навигационной обстановки (ПИНО) и табло навигационной сигнализации (ТНС).

Системы-датчики, входящие в АНК, имеют: пульты управления, индикаторы некоторых навигационных параметров (барометрические высоты H760иHОТН, воздушная скоростьV, курсовой уголψОРи дальностьDHдо радиолокационного ориентира, гиперболические координаты самолетаτ1иτ2), сигнализаторы состояния (работоспособности и действующего режима) данной системы. При этом основные навигационные параметры и сигналы выдаются, как правило, не на индикаторах систем - датчиков, а на обобщенных многофункциональных приборах комплекса (например, на приборе ПНП) и на табло навигационной сигнализации (ТНС).

Коротко остановимся на УУИС комплекса.

Рис. 21. Пульт управления и индикации типового цифрового навигационного вычислителя

Пульт управления и индикации типового АНК (рис. 21) имеет на лицевой панели все органы управления комплексом, с помощью которых организуются подготовка и выполнение навигационной программы полета. Пульт принципиально должен иметь:

Первый из семи разрядов используется для указания различных знаков («+», «—», «С», «Ю», «В», «3»), остальные — для числовых значений индицируемого параметра (углов, расстояний, скоростей, времени, номеров). Двухразрядный индикатор «Пункт» служит для указания, независимо от режима пульта, номера выходного (концевого) ППМ пролетаемого ортодромического участка ЛЗП. Сигнальная лампа «Подлет» загорается за 2—3 мин до подхода к этому ППМ. Каждый разряд всех индикаторов представляет собой миниатюрную матрицу, состоящую из семи (или более) светодиодных сегментов, возбуждая которые в различных комбинациях слабыми постоянными токами, можно получить яркие изображения цифр или букв (знаков);

В положении «Контр. НВ» обеспечивается автоматический самоконтроль вычислителя по внутренним алгоритмам, т. е. определяется его готовность к принятию программы и к дальнейшей работе. При установке селектора в положение «Ввод прогр.» через ПУИ вся программа маршрута вводится в память ЦНВ.

Для проверки правильности введенной программы при установке переключателя в положение «Контр. прогр.» производится автоматический розыгрыш полета с эталонными значениями путевой скорости угла сноса и с учетом курсов, равных ЗПУ каждого участка. Этот розыгрыш может проводиться и в ускоренном темпе (с увеличенной до 10 раз путевой скоростью), что экономит время подготовки к полету. Режим «Контр. АНК» обеспечивает быструю предстартовую проверку работы всех систем, входящих в АНК, и связей между ними.

При установке переключателя в положение «Работа» начинается счисление координат самолета по данным датчиков навигационной информации.

Плановый навигационный прибор ПНП (рис. 22) является типичным обобщенным (многофункциональным) индикатором, применяющимся во многих АНК. На ПНП с помощью указателей различных типов (подвижной азимутальной шкалы, стрелок, цифровых счетчиков, световых и механических сигнализаторов) отображается информация о параметрах, характеризующих движение самолета в горизонтальной плоскости (в плане).

Рис. 22. Плановый навигационный прибор

Воображаемая вертикальная линия, проходящая через центр прибора с неподвижным силуэтом самолета, имитирует продольную ось самолета. На этой же линии находится нуль шкалы углов сноса и неподвижный индекс 5 для отсчета текущего курса по вращающейся азимутальной шкале 2.

Центральная часть прибора с разрезной крестообразной стрелкой 7 и смещающейся параллельно ей планкой 12, шкалой боковых отклонений в виде ряда точек и двумя подсвечиваемыми треугольными сигнализаторами 10 может быть развернута относительно азимутальной шкалы на любой угол (автоматически или с помощью рукоятки), чем имитируется положение заданной линии пути на местности. Вид ЛЗП в зависимости от режима управления самолетом задается:

а) из памяти НВ — как ЧО-участок программного маршрута с соответствующим ППМ и программным ЗПУ; в этом случае смещение планки указывает счисленную величину и знак бокового отклонения самолета от ЛЗП;

б) с пульта селектора азимута аппаратуры РСБН (например, КУРС-МП) — как линия равного пеленга самолета относительно радиомаяка РСБН при полете на или от него; планка указывает угловое отклонение АЛ от заданного азимута самолета (АC или АCM); положение радиомаяка относительно самолета (впереди, сзади), при этом указывается подсвечиванием соответствующего треугольного сигнализатора.

в) из посадочной части аппаратуры РСБН — как ось зоны курсового радиомаяка системы посадки (СП-50, ILS); планка указывает угловое отклонение εК самолета от оси зоны курса.

Во всех этих случаях соответствующее направление ЛЗП (программный ЗПУ, заданный азимут маяка или самолета, направление посадки) индицируется на счетчике 8 ЗПУ, связанном со стрелкой 7.

Для задания только направления полета ЗПУ (в отличие от жестко связанной с землей ЛЗП) используется индекс 9 «ЗК», перемещающийся по окружности азимутальной шкалы от ручки «ЗК» или дистанционно с пульта пилотажного комплекса. Другой счетчик 4 «Д» указывает дальность DH до наземного ответчика дальномерной системы, обычно совмещенного с азимутальным радиомаяком РСБН. В нерабочем положении цифровой счетчик «перечеркнут» бленкером.

По азимутальной шкале с помощью двух специальных стрелок (3 и 11) также отсчитываются направления на две радиостанции (по данным двух АРК и курсовой информации) или на два радиомаяка системы РСБН. В случае использования АРК пеленг радиостанции АР измеряется без методических ошибок и имеет наименование, одинаковое с курсом, подаваемым на ПНП. При работе по радиомаякам РСБН (типа VOR) показаниям стрелок свойственны методические ошибки из-за неучета при расчете КУР схождения меридианов (и изменения магнитного склонения) между местами самолета и радиомаяка (аналогично ошибкам индикации на РМИ).

Угол сноса, измеряемый ДИСС, отсчитывается по специальной шкале против подвижного индекса 6.

Навигационные приборы типа ПНП в современных навигационно-пилотажных комплексах дополняются командными приборами КПП, на которых экипажу выдается командная (директорная) информация о требуемом пилотажном режиме — кренах и тангажах, обеспечивающих оптимальную реализацию решений.

Проекционный индикатор навигационной обстановки ПИНО (рис. 23) предназначен, прежде всего, для наглядного представления текущего МС и вектора путевой скорости на фоне изображения местности в целях непрерывной оценки их положения относительно ЛЗП. Кроме того, на экране ПИНО, имеющем диаметр до 200 мм, могут индицироваться в зависимости от необходимости: данные о других трассах, воздушные коридоры и зоны с особым режимом полетов, действующие радионавигационные и связные средства, сведения о погоде в районе полета, крупномасштабные схемы маневров в районах аэропортов и различные справочные данные (в виде таблиц, схем, текстов инструкций и т. п.). Такая большая информационная способность ПИНО обеспечивается благодаря наличию в его конструкции не менее двух систем проектирования изображений на один экран и гибкой системе управления содержанием и движением этих изображений при помощи команд БЦВМ.

Носителями информации в ПИНО является фотопленка с кадрами картографического и справочного материала и знаковая электроннолучевая трубка, содержащая в памяти набор необходимых цифр, букв, символов и геометрических фигур. Известны ПИНО, построенные только на оптическом принципе получения изображения, только на электроннолучевом принципе и на их сочетании. Информации на экране совмещаются при помощи оптической системы, обеспечивающей также повороты изображения в соответствии с изменениями направления полета.

Рис. 23. Проекционный индикатор навигационной обстановки:

1 — кнопки-лампы включения режима работы; 2 — ручное вращение карты; 3 — совмещенный оптико-электронный экран; 4 — вращающаяся азимутальная шкала (γ.β); 5 — ручка поступательного перемещения карты; 6 — сигнализатор отключения карты; 7 — указатель кадра карты; 8 — переключатель ориентации изображения; 9 — переключатель вида информации «карта-справка»; 10 — указатель кадра справки; 11 — выбор кадров справки; 12— указатель ФПУ; 13 — маркер места самолета; 14 — регулятор яркости изображения; 15 — кнопка смещения маркера; 16 — кнопки выбора масштаба карты

Изображение местности (карты) на экране может быть ориентировано либо по географическому меридиану (север вверху экрана), либо по направлению ЛФП (вид с самолета на землю). Текущее МС изображается неподвижным индексом в центре экрана, но для увеличения обзора вперед этот индекс может смещаться к его нижней части.

Масштаб изображения местности по маршруту обычно равен 1 : 2 000 000, а в районах аэродромов — 1 : 500 000. Оптическая система прибора позволяет с тех же кадров получить изображения и в масштабах 1 :4 000 000 и 1 : 1 000 000, что расширяет районы обозреваемой местности соответственно при полете по маршруту и в районе аэропорта.

Фактическая линия пути индицируется направлением радиуса-вектора, проведенного из МС (центра экрана) под углом β = γ + α к меридиану. Длина вектора может быть размечена точками, соответствующими одной, двум и т. д. минутам полета в соответствии с фактической путевой скоростью. Таким образом, на экране появляются прогностические места самолета.

С помощью ПИНО возможен также ввод в память БЦВМ заданного маршрута путем последовательных совмещений всех ППМ с центром экрана (при ручном управлении изображением). Однако недостаточная точность такого способа подготовки маршрута не позволяет применять его как основной при полетах по трассам ограниченной ширины (±5 или ±9 км).

Табло навигационной сигнализации АНК состоит из большого числа ячеек, которые по содержанию можно разделить на характерные группы:

Конкретная форма сигнализаторов (обычные лампы, лампы с надписями, мигающие лампы), а также их размещение решаются по общему плану компоновки кабины экипажа в тесной связи с системой сигнализации пилотажного комплекса. При этом в АНК обычно предусматривается сигнализация способа навигационного управления самолетом: от навигационного вычислителя, непосредственно от радионавигационных средств, от курсового гироскопа или вручную.