Учебное пособие Для студентов фаитоп, флэ и зф специализации олр, ортоп вс, ортор вс, профиля лэгвс санкт Петербург 2017 2
 Скачать 6.01 Mb.
|
|
Глава 10 Бортовые пилотажно-навигационные комплексы Комплекс взаимосвязанных технических средств, обеспечивающих автоматическое, полуавтоматическое или ручное выполнение всей совокупности пилотажных и навигационных функций с отображением информации о параметрах движения и техническом состоянии средств, получил название бортового пилотажно-навигационного комплекса (БПНК). Он предназначен для выполнения следующих основных функций: - программирование полета, определение параметров движения и ориентации осей ВС в пространстве, программное управление РТС навигации, посадки и связи, коррекцию счисленных координат, комплексную обработку информации, получаемой от датчиков комплекса; - управление пилотажными индикаторами и плановыми индикаторами навигационной обстановки; - формирование и выдачи в САУ для пилотирования и полета по маршруту, а также для выполнения предпосадочного маневрирования, посадки и взлета; - предполетный и полетный контроль аппаратуры с выдачей сигналов об исправности комплекса и его систем. Поэтому в состав БПНК должны входить средства запоминания информации, средства измерения навигационных параметров (датчики навигационной информации), устройства отображения навигационной информации и вычислительные средства, в состав которых входит и устройство управления. Обычно оно является составной частью навигационного вычислительного устройства и обеспечивает установленную последовательность функционирования элементов БПНК и задание требуемого закона движения ЛА. Так как ни один из известных датчиков навигационной информации не является достаточно универсальным, на борту ВС приходится использовать большой арсенал разнообразных навигационных измерителей (датчиков навигационной информации). Датчики навигационной информации (ДНИ) служат для измерения параметров различных физических полей, на основе которых определяются навигационные элементы полета. Основным навигационным средством в составе БПНК дальних и средних магистральных ВС является ИНС (как правило 2..3 независимых комплекта). ИНС автономно определяет ускорение по трем измерительным осям, путевую скорость, угол сноса, гироскопический и истинный курсы, углы крена и тангажа. При отсутствии в составе БНК ИНС на борту может устанавливаться инерциальная курсовертикаль или курсовертикаль. Они являются основными датчиками гироскопического курса, углов крена и тангажа. Кроме этого, ИКВ обеспечивает определение составляющих скорости ВС путем интегрирования действующих на него ускорений. Доплеровские измерители скорости и сноса (ДИСС) непрерывно измеряют путевую скорость и угол сноса и выдают их значения на указатели. Кроме того, 101 измеренные значения доплеровских частот выдаются в навигационный вычислитель для непосредственного счисления пути. Такие навигационные датчики, как РСБН, КУРС-МП, СД, спутниковая навигационная система (СНС), БРЛС, АРК, самолетные ответчики УВД, бортовые системы предупреждения столкновения обеспечивают определение навигационных параметров, характеризующих положение ВС относительно опорных линий и навигационных точек или положение объектов относительно ВС. В состав БПНК входят центральный и специализированные вычислители (НВ), которые обеспечивают автоматизированное решение навигационных задач. Они могут быть как аналоговые, так и цифровые. Навигационный вычислитель является связующим звеном всех средств комплекса. БПНК, в котором НВ обеспечивает по сигналам ДНИ и заданной программе выдачу исходной информации для пилотирования ВС, называют автоматизированным. БПНК, в котором в роли связующего звена выступают члены экипажа - неавтоматизированным. К устройствам управления, индикации и сигнализации относятся: пульт ввода и индикации (ПВИ или ПУИ), пульт подготовки и контроля (ППК), пульт взлета и посадки (ПВП), индикатор навигационной обстановки (ИНО или КИНО), индикаторы (указатели) навигационных элементов полета, табло навигационной сигнализации. С помощью ПВИ обеспечивается управление режимами работы комплекса, ввод и индикация навигационных параметров. ППК обеспечивает управление режимами подготовки комплекса к работе, автоматический ввод исходных данных программы полета. С ПВП осуществляется управление взлетом и заходом на посадку. Индикатор навигационной обстановки обеспечивает индикацию места ВС, навигационных углов, различной аэронавигационной информации на фоне картографической информации по маршруту полета и в районе аэродрома. В составе БПНК ближних магистральных ВС могут использоваться картографические планшеты. Плановый навигационный прибор (ПНП) позволяет контролировать положение ВС относительно ЛЗП в горизонтальной плоскости и стран света, а также относительно наземных радиомаяков при полете по маршруту и заходе на посадку. При этом реализована индикация - “вид с ВС на землю”. Табло навигационной сигнализации (ТНС) осуществляет индикацию сигналов о нормальной работе комплекса, указывающих действующий режим работы, автоматического решения различных логических задач (подлет к ППМ, смена ЛЗП, необходимость коррекции счисленного места ВС и т. д.). Вычислительная система самолётовождения ВСС-100 Вычислительная система самолётовождения (FMS) предназначена для решения задач 3-хмерной навигации самолёта по маршруту, в районе аэропорта, а также выполнения заходов на посадку. 102 Вычислительная система самолётовождения (FMS) обеспечивает: • выдачу управляющих сигналов в САУ для автоматического управления полётом по заданному маршруту; • решение задач навигации по заданному маршруту полёта, выполнение неточных заходов на посадку в режиме вертикальной навигации; • автоматическую и ручную настройку частоты бортовых радионавигационных систем и систем инструментальной посадки; • управление режимами и диапазоном системы предупреждения столкновения самолетов в воздухе ТСАS; • ручную настройку бортовых систем УКВ и КВ радиосвязи; • управление функцией кода в бортовых ответчиках системы ОрВД; • ввод (модификация) запасного аэропорта. Для выполнения функций навигации FMS взаимодействует со следующими системами (для различных ВС перечень может меняться): • инерциальная навигационная система IRS (3 к-та); • глобальная навигационная спутниковая система (GNSS) (2 к-та); • система воздушных сигналов (ADS) (3 к-та); • КВ радиостанция (2 к-та); • УКВ радиостанция (3 к-та); • ответчик УВД (XPDR) (2 к-та); • система измерения дальности (DME) (2 к-та); • система всенаправленного и маркерного радиомаяков (VOR) (2 к-та); • инструментальная система посадки (ILS) (2 к-та); • система автоматического радиокомпаса (ADF); • система предупреждения экипажа (FWS); • система предупреждения столкновения самолетов в воздухе (Т2САS); • система электронной индикации (CDS); • система автоматического управления (AFCS). Передняя панель FMS (рис. 69) имеет многофункциональный пульт управления и индикации (MCDU). FMS является единственным средством управления ответчиками системы управления воздушного движения (ATC) и подсистемой предупреждения столкновения в воздухе (TCAS). FMS — основное средство управления радионавигационными системами и резервное средство настройки радиосвязного оборудования. 103 Рисунок 69 – Описание передней панели MCDU FMS выполняет следующие функции: • Разработка плана полёта; • Определение текущего местоположения; • Прогнозирование траектории полёта на снижении; • Горизонтальная навигация; • Вертикальная навигация на этапе захода на посадку; • Настройка радиосвязного оборудования; • Управление радиосредствами ATC/TCAS; • Управление радионавигационными средствами. FMS состоит из двух блоков СМА-9000, в состав которых входят вычислитель и MCDU. На самолётах устанавливают два CMA-9000, которые могут работать как в независимом, так и в синхронном режиме. При работе в синхронном режиме CMA-9000 осуществляют обмен результатами соответствующих навигационных вычислений. В независимом режиме каждая CMA-9000 использует результаты собственных навигационных вычислений. FMS обеспечивает работу лётчика путём разработки полного плана полёта от пункта взлёта до пункта посадки, включая навигационное оборудование, промежуточные пункты маршрута, аэропорты, воздушные трассы и 104 стандартные процедуры взлёта (SID), посадки (STAR), захода на посадку (APPR) и т.д. План полёта создается экипажем по пунктам маршрута и авиационным трассам с использованием дисплея MCDU или путём загрузки маршрутов авиакомпании из соответствующей базы данных. Экипаж самолёта использует CMA-9000 для ввода данных, необходимых для выполнения взлёта и полёта по маршруту (скорость принятия решения (V1), скорость подъёма передней стойки шасси (VR), безопасная скорость взлёта (V2), высоты крейсерского полёта (CRZ), взлётный вес самолёта (TOGW) и т.д.), которые используются для прогнозирования и расчёта характеристик полёта. В ходе полёта CMA-9000 используется для ввода данных захода на посадку (температура, ветер, предполагаемая конфигурация посадки и т.д.). В синхронном режиме все данные, введённые в одну CMA-9000, передаются на другую CMA-9000 с использованием шины синхронизации. CMA-9000 обеспечивает ручной ввод данных местоположения самолета на земле для выставки IRS. Лётчику доступны следующие навигационные данные: • высота взлётно-посадочной полосы аэропорта назначения; • высота перехода и эшелон перехода, передаваемые на CDS для отражения на PFD; • курс по курсовому радиомаяку ILS, передаваемый на AFCS; • курс взлётно-посадочной полосы аэропорта отправления, передаваемый на AFCS. Для определения местоположения самолёта оба CMA-9000 связаны интерфейсами с навигационными системами. Навигационные системы — IRS, GPS, VOR и DME — выдают навигационную информацию в FMS для определения местоположения самолёта. CMA-9000 постоянно вычисляет местоположение воздушного судна на основе информации, получаемой от GPS (DME/DME, VOR/DME, или INS) и отображает активный режим счисления на дисплеях. FMS управляет заданными навигационными характеристиками (RNP) в соответствии с этапом полёта. При превышении заданного RNP текущим ANP выдается сигнализация экипажу на MCDU. В основном рабочем режиме работы данные о широте и долготе поступают непосредственно от датчиков GPS многорежимных приемников (MMR) системы GNSS. Расчёт местоположения выполняется в соответствии со Всемирной геодезической системой координат WGS-84. Приоритеты использования навигационных режимов: 1. режим навигации GPS; 2. режим навигации DME/DME при отказах, пропадании сигналов GPS и потере RAIM; 3. режим навигации VOR/DME при отказах и пропадании сигналов GPS и DME/DME; 4. режим навигации INERTIAL при отказах и пропадании сигналов GPS, DME/DME и VOR/DME. 105 FMS является основным средством настройки навигационных радиосредств. Все данные, связанные с настройкой, передаются на радиосредства через пульт управления радиосредствами (RMP). Функция настройки навигационных радиосредств осуществляет автоматическую настройку для VOR, DME и ILS в соответствие с планом полёта. Функция настройки радиосвязного оборудования осуществляет настройку связных радиостанций. Основным средством настройки радиосвязного оборудования является пульт RMP. Выбор режимов и диапазона TCAS также осуществляется с FMS. Экипаж воздушного судна может выбрать на MCDU три режима: STANDBY — ожидание, TA ONLY — только ТА, и TA/RA (режим опасного сближения/режим разрешения конфликта) в следующем диапазоне высот: NORMAL - обычный, ABOVE –“над” и BELOW – ”под”. Кроме того, экипаж воздушного судна может осуществлять следующие действия по управлению транспондерами ATC: • Выбор активного транспордера; • Выбор режима ATC (STANDBY или ON); • Ввод кода XPDR; • Активация функции ”FLASH” (с MCDU или нажатием кнопки ATC IDENT на центральном пульте); • Управление функцией передачи высоты (ON или OFF). Кроме того, при активации кнопки "panic" в кабине, функция управления радиосвязью активирует аварийный кодовый сигнал 7500 ATC. Технические характеристики • Вес: 8,5фунтов (3,86кг); • Источник питания: 28В постоянного тока; • Энергопотребление: 45Вт без подогрева и 75Вт с подогревом (старт с подогревом при температуре меньше 5° C); • Пассивное охлаждение без принудительной подачи воздуха; • СВНО: 9500 ч. Навигационно-пилотажный комплекс Garmin-1000 Основой ПНК на многих типах ВС является радиоэлектронный пилотажно-навигационный комплекс Garmin-1000, который представляет собой комплексную полнофункциональную информационно-управляющую систему, выполняющую функции определения пространственного положения самолета, аэронавигации. наблюдения и связи, индикации, функции автоматизации пилотирования (при установке встроенной системы GFC 700). а также контроля параметров двигателя и других систем самолёта с сигнализацией отказов. Развитие математических методов теории управления. а также растущие возможности цифровой вычислительной техники позволили реализовать в данной системе информационную поддержку принятия решений экипажем, что облегчает пилотирование и повышает уровень безопасности полётов. 106 В состав комплекса входят (рис. 70): 1) система индикации и сигнализации, состоящая из: - основного командно-пилотажного индикатора (дисплея) PFD - GDU 1040 №1; - многофункционального индикатора (дисплея) MFD - GDU 1040 (1043) № 2; 2) система внутренней и внешней связи, состоящая из: - аудиопанели GMA 1347 с маркерным радиоприёмником; - двух командных радиостанций ОВЧ-диапазона СОМ 1 и СОМ 2; 3) датчики навигационной и пилотажной информации: - два приёмоизмерителя системы спутниковой навигации GPS; - два комплекта аппаратуры навигации и посадки VOR / ILS; - комплект самолётного дальномера фирмы Honeywell KN 63 Remote DME с антенной К А 60; - автоматический радиокомпас ADF типа Becker RA-3502 с блоком преобразования Becker АС-3504 и антенной Becker AN-3500; - цифровая система воздушных сигналов (ADC) GDC 74Л с приёмниками воздушных давлении и датчиком температуры наружного воздуха GTP 59; - курсовертикаль (AHRS) GRS 77 с магнитометром GMU 44; 4) встроенный цифровой вычисли гель для решения задач аэронавигации (I'MS). задач оценки рельефа местности по направлению полёта (TAWS), а также для диагностики отказов и информирования экипажа, работающий во взаимодействии с блоком сбора и обработки параметров двигателя и функциональных систем самолёта ОНА 71; 5) встроенная система автоматизации управления полётом GFC 700. выполняющая функции директорного управления самолётом, автопилота и ручного электрического триммироваиия руля высоты (установлена на некоторых самолётах DA 40 NG). В состав Garmin-1000 входят также входит самолетный ответчик (транспондер) GTX 33, штормоскоп (грозоотметчик) WX 500 для обнаружения зон грозовой активности и локализации разрядов молний. 107 Рисунок 70 – Структура радиоэлектронного и приборного комплекса 108 Индикаторы PFD и MFD используются для представления экипажу информации от этих систем (рис. 71). На оба дисплея: основной командно- пилотажный PFD и многофункциональный индикатор MFD с аналогичными органами управления и индикации. Основу дисплеев составляют LCD панели размером по диагонали 10,4 дюйма с разрешением 1024×768 точек. Рисунок 71 – Расположение индикаторов на аудиопанели 109 Глава 11 Основы летной эксплуатации авиационного радиооборудования Постоянное увеличение объема перевозок на внутренних и международных воздушных трассах сопровождается ростом интенсивности воздушного движения и, как следствие, приводит к ужесточению требований к регулярности, безопасности и экономической эффективности полетов. Важную роль в выполнении таких требований играют все виды авиационного радиооборудования. Авиационным радиооборудованием (АРО) называют бортовые устройства радиотехнических средств (РТС) связи, навигации, посадки и управление воздушным движением. Они образуют важную составную часть комплекса технических средств обеспечение полетов, оказывая непосредственные влияние на качество функционирование авиационной транспортной системы. Надежность летной эксплуатации авиационного радиооборудования и безопасность полетов Опыт показывает, что в процессе летной эксплуатации бортового радиооборудования наблюдаются отказы этого оборудования и случаи неправильного использования этого оборудования, обусловленные грубыми промахами в отсчете показаний индикаторов, неграмотными действиями оператора или нарушением правил летной эксплуатации оборудования. Для количественной оценки эффективности использования бортового радиооборудования по назначению вводится понятие надежности летной эксплуатации. Показателем надежности летной эксплуатации считается вероятность безотказной работы оборудования и его правильного использования по назначению, которая равна произведению вероятности безотказной работы на вероятность правильного использования оборудования оператором. Термином отказ авиационного радиооборудования (АРО) обозначают обобщенное понятие, включающее отказ оборудования либо его неправильное использование. Оценка роли авиационного оборудования в обеспечении безопасности полетов осуществляется на основе следующих методологических соображений. Система экипаж - ВС - диспетчер (Э-ВС-Д) представляет собой сложную эргатическую систему, и отказ одной или нескольких ее функциональных систем (ФС), как правило, не сопровождается катастрофическими последствиями, но обусловливает снижение функциональной эффективности всей системы, что при определенных условиях может привести к авиационному происшествию (АП). Для интегральной оценки функциональной эффективности системы Э - ВС - Д и фактических условий полета в теории безопасности полетов вводится понятие ситуации. Из всего множества ситуаций, в той или иной мере потенциально угрожающих авиационными 110 происшествиями, выделяют так называемые особые ситуации (ОС), которые имеют практически значимую вероятность завершения АП. Значение той или иной функциональной системы в обеспечении безопасности полетов определяется, конечно, тяжестью последствий, обусловленных ее отказом, и зависит от внешних условий и от того, на каком этапе полета произошел отказ. Поэтому этот вклад оценивают вероятностью возникновения ОС при отказе данной ФС. Вероятность возникновения ОС зависит от вероятности р ( i s ) отказа ФС i s на данном n-м этапе полета и от условной вероятности появления ОС при отказе p jn (ОС/ s i ) / i s j OC jn p i s n p j OC p Таким образом, важным с точки зрения безопасности полетов является не только надежность бортового оборудования, но и показатель тяжести последствий его отказа на соответствующем этапе полета. Поэтому требования к надежности той или иной радиосистемы зависят именно от показателя тяжести последствий его отказа. Отказ той или иной отдельной функциональной системы и, в частности, того или иного элемента радиооборудования, как правило, не обусловливает однозначно катастрофическую или аварийную ситуацию. Он приводит к снижению функциональной эффективности системы “Э-ВС-Д”. Во всех случаях АП может быть предотвращено при грамотной или своевременной реакции экипажа. Непременным условием предотвращения АП является глубокое знание принципов функционирования АРО и строгое соблюдение РЛЭ и всех нормативных документов, регламентирующих правила его летной эксплуатации. |