ПРИМЕНЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ 6 глава

Центральный вычислитель комплексной схемы навигации позволяет централизовать процесс измерения и обработки информации, получаемой от различных первичных датчиков, и выдать экипажу или в систему автоматического управления летательным аппаратом информацию в наиболее удобной форме на базе принятой единой системы координат.

Примерная блок-схема комплексной навигационно-пилотажной системы с центральным вычислителем приведена на рис. 45. Такая система позволяет определять и выдерживать заданную траекторию и режим полета самолета и периодически контролировать и корректировать их. Кроме того, она дает возможность определять пространственную ориентировку самолета, обеспечивать безопасные условия полета, а также контролировать положение органов управления и приземления самолета.

В систему входят центральные датчики первичных параметров: высоты и скорости полета, курса и места самолета, основанные на различных принципах действия. Кроме того, в комплексную систему поступает информация от измерителей топливной системы самолета. Сигналы этих приборов позволяют привести самолет точно в заданный пункт и в заданное время с минимальным расходом горючего.

В этой системе возможно осуществить взаимную коррекцию навигационных систем и получить наиболее достоверный результат при определении места самолета и курса его следования (или путевого угла).

Центральный вычислитель в этой системе выдает сигналы не только на командные навигационно-пилотажные приборы, но и непосредственно связан с автопилотом. Кроме того, вычислитель выдает сигналы в датчики первичной навигационной информации, необходимые для их нормального функционирования, например, сигналы вертикали — в курсовую систему, автоматический астрономический секстант, доплеровскую систему измерения скорости; значения координат места — в автоматический астрономический секстант, инерциальную систему.

Цифровые вычислительные машины, используемые в качестве центральных вычислителей, работают как счетчики. Входные данные задаются в виде цифр, над которыми производятся арифметические действия согласно определенному алгоритму (правилу), заранее разработанному. Результат вычисления выдается также в цифровой форме. Для работы цифровой машины нужны преобразователи непрерывных (аналоговых) величин в дискретные, а также выходные преобразующие устройства для преобразования дискретных величин в непрерывные. Цифровые вычислительные машины выдают результаты вычислений в виде последовательных значений выходной величины через малые, но конечные интервалы времени. При низком быстродействии выход будет отставать от входа. В связи с этим возникает задача интерполяции и экстраполяции выходных величин.

При использовании цифровой машины в комплексных системах навигации можно повысить инструментальную точность передачи сигналов от первичных датчиков (повышение этой точности теоретически не ограничено и определяется принятым числом двоичных разрядов) и, главным образом, уменьшить величину переменной составляющей ошибки первичных датчиков, что осуществляется в результате оптимальной обработки входной информации. Известно, что параметры, по которым в системах навигации производится счисление пути, являются, вообще говоря, случайными функциями времени, поэтому их обработкой — оптимальным сглаживанием — можно повысить точность счисления.

Если истинное значение какой-либо случайной величины будет X, а результаты ее измерения в моменты времени t₁, t₂, . . . , t_n будут f_Х(t₁), f_X(t₂), . . . , f_X(t_n), то приближенное значение случайной величины будет

где n — число интервалов, на которое разбито время наблюдения;

A_k — весовые коэффициенты.

Известно, что минимальная дисперсия (σX)²_min определения величины X, равная (σX)²_min=M(ΔX)²=[X-Х₀]2М, будет наблюдаться в том случае, если ошибка ΔХ=Х-X₀ не коррелирована со всеми результатами измерения случайной величины. При этом M[(Х-X₀)f_X(t_k)]=0 или

Последнее выражение позволяет получить n+1 линейных алгебраических уравнений для определения весовых коэффициентов с помощью вычислительной машины.

Естественно, что (σX)_min=f_σX(n, Т), поэтому можно определить такие значения n и Т, при которых отношение (σX)_min к средней квадратической ошибке при непрерывном решении задачи достаточно мало и медленно изменяется при дальнейшем увеличении n и Т; иными словами, отношение

близко к единице.

Оптимальная обработка информации с помощью вычислительной машины, например, при использовании доплеровского измерителя путевой скорости, существенно увеличивает точность счисления по сравнению с обычным непрерывным интегрированием путевой скорости.

Отмечается, что применение в комплексной навигационной системе цифровой машины позволяет придать всей системе ряд новых качеств, а именно:

1) включить в систему элементы «памяти», т. е. при измерении текущего значения параметра сохранить его предшествующее значение;

2) ввести элементы проверки, позволяющие сопоставлять имеющиеся в «памяти» значения навигационных параметров с вновь измеренными значениями, и по величине их изменения косвенно определять достоверность результата для исключения грубых ошибок, автоматического определения необходимых моментов коррекции, выбора наилучших средств коррекции, автоматического определения неисправности какого-либо датчика, перехода к использованию данных другого датчика и т. п.;

3) включить элементы сравнения, позволяющие сопоставить между собой результаты измерения данного параметра различными методами;

4) ввести элементы выбора, позволяющие с учетом степени доверия к тому или иному методу измерения в данных условиях выбрать наиболее достоверное из полученных значений параметра для индикации или выдачи на автопилот.

Блок-схема такой системы приведена на рис. 46. Результаты измерений соответствующего параметра, определенные с помощью основного устройства 1, погрешности которого с течением времени возрастают, и с помощью корректирующих устройств 2, погрешности которых не зависят от времени и пройденного расстояния, через блоки 3 контроля исправности поступают в блоки сравнения 4 и анализа 5. При заданной разнице тех и других измерений осуществляется коррекция основного навигационного устройства.

Последовательность и частота сравнения данных основного и корректирующего устройств определяется специальной программой, вводимой перед взлетом в блок анализа 5. Выбор корректирующего устройства, а также определение момента внесения поправки осуществляется блоком сравнения 4 путем отключения одного из корректирующих устройств и подключения другого. Блок проверки выдает сигналы о неисправности и, когда это необходимо, отключает соответствующие элементы.

Для важнейших параметров, при измерении которых наряду с основными устройствами используются корректирующие, должны быть предусмотрены дополнительные визуальные указатели, подключаемые к корректирующим устройствам и позволяющие сопоставить показания основного и корректирующих устройств, обоснованно решить вопрос о необходимости введения коррекции и выбора корректирующего устройства. Кроме того, иногда необходима система сигнализации о неисправностях различных устройств и ручного выбора средств измерения.

Примером комплексной пилотажно-навигационной системы является система AN/ASQ-42 фирмы Сперри (рис. 47), устанавливаемая на стратегическом бомбардировщике В-58 (США). В систему AN/ASQ-42 входит инерциальный и доплеровский датчики, астроориентатор, радиолокационный визир (бомбоприцел), радиовысотомеры, индукционный магнитный компас и другие навигационные устройства. Система позволяет определять текущие координаты летательного аппарата, а также курс, путевую скорость, путевой угол, истинную воздушную скорость, высоту и выдает необходимую информацию на автопилот и на бомбардировочную подсистему.

В системе AN/ASQ-42 предусмотрена возможность применения не только географической, но и ортодромической систем координат, что позволяет использовать ее в высоких широтах.

В основе системы AN/ASQ-42 лежит навигационное вычислительное устройство непрерывного действия, куда поступают данные от доплеровской, астрономической и инерциальной аппаратуры и где непрерывно рассчитываются курс и место самолета, периодически корректируемые с помощью радиолокационного визира (прицела).В комплексной системе AN/ASQ-42 решаются следующие задачи:

а) определение места самолета;

б) непрерывное определение путевой скорости (с помощью доплеровской и инерциальной аппаратуры);

в) полуавтоматическая коррекция места самолета;

г) полуавтоматическая коррекция приборных значений высоты и воздушной скорости;

д) автоматическое использование астроориентатора для коррекции места и курса самолета;

е) автоматическое вождение самолета по заданным ортодромическим траекториям в любых широтах;

ж) автоматическая коррекция с помощью радиолокационного визира (прицела);

з) автоматическое фотографирование экрана радиолокационного визира (прицела);

и) расшифровка ориентиров (целей) с помощью карт совмещения;

к) выявление и исправление в полете ошибок в работе отдельных агрегатов системы.

Система состоит из постоянных функционально связанных между собой частных систем и сменной системы. Сменная система зависит от назначения самолета и может предназначаться или для бомбометания, или для разведки, или для радиопротиводействия и т. п.

Рассмотрим основные частные системы. Система центральном вертикали дает ориентировку самолета в пространстве и предназначается для получения данных о продольных и поперечных кренах и курсе, а также для расчета путевой скорости, истинной воздушной скорости и ветра. Информацию об ориентировке самолета в пространстве выдает инерциальная система с горизонтальной платформой, относительно которой и измеряются крены и курс самолета; от той же системы поступают данные о путевой скорости.

Погрешности измерения путевой скорости, накапливающиеся в инерциальной системе, уменьшаются в результате сравнения значений путевой скорости с данными, поступающими от доплеровского измерителя.

Навигационная система вырабатывает географические и ортодромические координаты текущего места самолета. Расчет осуществляется счетно-решающим устройством, куда поступают значения путевой скорости (от системы центральной вертикали) и истинного курса (от курсовой системы). Вектор скорости раскладывается на северную и восточную составляющие в обеих системах координат. Эти составляющие затем интегрируются во времени. Счетно-решающее устройство обеспечивает возможность плавного перехода от одной системы координат к другой. Курсовая система определяет истинный курс самолета в географической и ортодромической системах координат. Система непрерывно рассчитывает курс к пункту назначения (к цели) по данным, получаемым от центральной вертикали. При этом для того, чтобы отсчет курса производился от северного направления меридиана, учитывается текущее значение долготы места самолета и влияние вращения Земли. Полученное значение курса непрерывно корректируется астроориентатором, который измеряет курсовые углы и высоты звезд ночью и Солнца — днем. Разница между вычисленными и измеренными курсовыми углами светил используется для коррекции выдаваемого системой значения курса. Система рассчитывает также ортодромический курс в любом направлении, вырабатывая сигнал ошибки вождения, равный разнице между рассчитанным и фактическим курсами самолета.

Система индикации содержит органы регулировки и индикации элементов, определяемых в главной навигационной системе. Здесь же вырабатывается сигнал, определяющий момент сбрасывания бомб, и выполняются расчеты для других систем; в частности, определяется путевая скорость и путевой угол, а также оставшееся до пункта назначения ортодромическое расстояние. Высота над уровнем моря получается в результате коррекции сигналов от барометрического высотомера по показаниям радиовысотомера.

Курсовые углы и высоты светил, которые должны определяться астроориентатором, рассчитываются в системе по информации, полученной от визирной и курсовой систем. Визирный блок уточняет расчетное место самолета, обеспечивает возможность автоматического совмещения карт по экранному изображению и формирует данные для других подсистем. Рассчитанное место уточняется радиолокационным визиром (прицелом), с помощью которого определяют азимут и наклонную дальность до ориентира. Штурман может уточнить расчетное место, совмещая перекрестие на экране до его совпадения с ориентиром. Автоматическое совмещение карт с экранным изображением осуществляется с помощью вспомогательного радиовизира и экранного фотоаппарата. Последний позволяет при последовательных съемках с экрана ориентиров, расположенных вдоль линии пути, получать карту в виде сплошного изображения полосы вдоль маршрута.

Блок обнаружения и исправления ошибок помогает обнаружить неправильную работу отдельных агрегатов главной, навигационной системы и перейти от ошибочного к правильному способу измерения. Ошибки вскрываются сравнением текущих показаний различных индикаторов с их нормальными показаниями и контролированием выходных данных выбранных устройств.

При неправильной работе астроориентатора курс определяется с помощью индукционного компаса, а при выходе из строя блока центральной вертикали в действие вводится блок вспомогательной вертикали.

Примерами автоматизированных навигационных комплексов с цифровыми вычислителями являются: Ольха, Пижма, Жасмин, КСЦПНО.

Вопросы студентам:

1. Для чего производится перерасчет координат МС?

2. Объясните работу блок-схемы комплексной НПС с ЦВМ.

3. В чем заключается оптимизация обработки информации в НПК с ЦВМ?

4. Опишите особенность комплекса AN/ASQ-42?

Лекция 15

БАЗОВЫЙ НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС "ОЛЬХА-1"

В базовый навигационный комплекс "Ольха-1" (рис. 48) входят:

§ радиотехническая аппаратура ближней навигации и посадки Курс МП-70 с маркерным приемником;

§ радиотехническая аппаратура ближней навигации и посадки "Веер-М";

§ цифровая вычислительная машина ЦВМ20-1М;

§ блок коммутации БК-1П, блок питания БП-1П;

§ пульты ПУ-1П, ПВИ-1ПМ, ППК;

§ картографический планшет ПА-4-42;

§ базовая система формирования курса БСФК-1 с ГА-8 и БУ-12 сер. 2;

§ автоматический радиокомпас АРК-15М;

§ доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС-016;

§ метеолокатор "Гроза-42";

§ самолетный ответчик СО-72М;

§ радиомагнитные индикаторы РМ-2Б;

§ преобразователь кодов дальности ПКД.

Базовый навигационный комплекс обеспечивает:

§ измерение и индикацию дальности и азимута относительно маяков РСБН и измерение отклонения от заданного азимута при работе маяками VOR;

§ измерение и индикацию сигналов посадочных курсоглиссадных радиомаяков "Катет С", ILS , СП-50, СП-50М, СП-70;

§ измерение и индикацию курсовых углов приводных и широковещательных радиостанций;

§ автоматическое автономное счисление координат и индикацию положения самолета относительно заданного маршрута;

§ выполнение коррекции счисленных координат самолета по данным аппаратуры "Веер-М";

§ полет по кратчайшему расстоянию;

§ автоматизированный ввод параметров заданного маршрута и радиомаяков в ЦВМ;

§ полет по параллельным маршрутам;

§ автоматизированный контроль аппаратуры комплекса на земле и в полете;

§ автоматическую выдачу на землю необходимой информации для УВД;

§ управление коммутацией и коммутацию сигналов навигационных систем для их выдачи на индикацию и потребителям;

§ измерение магнитного курса самолета, определение и коррекцию приведенного курса и выдачу их потребителям;

§ измерение и индикацию направления и скорости ветра;

§ измерение, индикацию и выдачу потребителям путевой скорости и угла сноса самолета;

§ формирование и выдачу в систему автоматического управления сигнала заданного крена для выполнения полета по заданному маршруту;

§ расчет времени прибытия в текущий, конечный и любой промежуточный ППМ по текущей путевой скорости и по средней крейсерской скорости, введенной с пульта ПВИ-1ПМ;

§ обнаружение зон активной грозовой деятельности и радиолокационный обзор земной поверхности ;

§ автоматическую выставку курса при рулении по РД и разбеге самолета по ВПП;

§ определение отказа приведенного курса полукомплектов системы БСФК‑1;

§ ручной и автоматический ввод программы полета;

§ проверку введенной программы в нормальном и ускоренном режимах.

Комплекс "Ольха-1" состоит из автономных навигационных датчиков (систем) и навигационного вычислителя на базе ЦВМ20-1М.

Навигационные датчики (системы) измеряют и выдают экипажу и потребителям все необходимые для навигации данные, обеспечивая ручное счисление координат местоположения самолета при отказе ЦВМ.

Навигационный вычислитель по этим данным автоматически вычисляет местоположение самолета, обеспечивая полет по заданному маршруту.

На самолете имеются четыре основные навигационные системы:

§ левый полукомплект аппаратуры Курс МП-70 (КМП1);

§ правый полукомплект аппаратуры Курс МП-70 (КМП2);

§ аппаратура "Веер-М" (РСБН);

§ цифровая вычислительная машина ЦВМ20-1М (ЦВМ).

Режимы работы систем задаются с пультов управления.

Вся навигационная информация собирается и выдается летчикам на приборы и индикаторы с помощью блоков коммутации пилотажного и навигационного комплексов, а также с помощью коммутации на самих приборах.

Рис. 48. Функциональная схема навигационного комплекса Ольха-1

БАЗОВЫЙ ПИЛОТАЖНЫЙ КОМПЛЕКС БПК-1П-42

Базовый пилотажный комплекс БПК-1П-42 предназначен для автоматического, полуавтоматического (директорного) и ручного управления самолетом на всех этапах полета как в автономном режиме, так и по сигналам систем комплексов "Ольха-1" и ИК ВСП-1-6.

В пилотажный комплекс входят:

§ система автоматического управления САУ-42;

§ три малогабаритные гировертикали МГВ-1СУ-8 сер. I;

§ резервный авиагоризонт АГР-74-10 сер. 2 с преобразователем ПТС-25М;

§ три выключателя коррекции ВК-90М;

§ два блока контроля крена БКК-18;

§ четыре сигнализатора нарушения питания СНП-1;

§ датчик усилий дублированный ДДУ-4.

Пилотажный комплекс обеспечивает:

§ автоматическую стабилизацию курса, тангажа и крена;

§ автоматическую стабилизацию заданной барометрической высоты полета;

§ автоматическую стабилизацию заданной приборной скорости при наборе высоты и снижении с помощью руля высоты;

§ автоматический выход на заданный курс и его стабилизацию;

§ автоматический полет по сигналам маяков ближней навигации и комплекса "Ольха-1";

§ выполнение разворотов и изменение углов тангажа с помощью рукоятки пульта управления;

§ автоматическую разгрузку проводки управления рулем высоты по усилиям с помощью управляемого стабилизатора;

§ автоматическое отключение системы САУ-42 при приложении усилий 6‑8 кг летчиком к колонке управления или при "пересиливании" (усилии на колонке 25кг);

§ автоматический и ручной захват глиссады;

§ демпфирование самолета относительно вертикальной оси;

§ автоматический и директорный заход на посадку до высоты ВПР;

§ режим совмещенного управления;

§ наглядную индикацию основных пилотажных параметров и командных сигналов;

§ автоматический непрерывный и дискретный контроль исправности комплекса и его датчиков с выдачей экипажу сигнализации.

Датчик усилий дублированный ДДУ-4 сер. 03

Датчик ДДУ-4 предназначен для выдачи сигнала на отключение включенной системы САУ-42 при приложении летчиком усилий 6-8кг к колонке управления.

Датчик усилий состоит из корпуса, в котором размещены пружина, шток с толкателем, поворотный кронштейн с рамкой индукционного датчика и две пары контактов с регулировочными винтами.

При растяжении или сжатии датчика перемещается шток, который, преодолевая сопротивление пружины, поворачивает вместе с кронштейном рамку индукционного датчика. Перемещение штока преобразуется в электрический сигнал, фаза которого зависит от направления вращения кронштейна.

Регулировка нейтрального положения рамки индукционного датчика (нулевая нагрузка) осуществляется при помощи толкателя, который может ввертываться в шток и вывертываться из него.

Информационный комплекс высотно-скоростных параметров ИК ВСП-1-6

Информационный комплекс высотно-скоростных параметров (рис. 49) предназначен для выдачи экипажу и в бортовые системы информации о заданных, текущих и предельно допустимых значениях высотно-скоростных параметров.

В комплекс ИК ВСП-1-6 входят:

§ система воздушных сигналов СВС-1-72-1А;

§ два комбинированных указателя скорости и числа М УСИМ-1-6-1;

§ система сигнализации опасной скорости сближения с землей ССОС;

§ устройство индикации и сигнализации углов атаки и перегрузки УДУА‑1;

§ система сигнализации высоты эшелонирования ССВЭ-МПБ;

§ два высотомера ВМК-15;

§ два комбинированных прибора ДА-З0П;

§ датчик температуры торможения П-104;

§ указатель температуры УТ-1М-1ПБ;

§ два радиовысотомера РВ-5;

§ блок формирования и контроля БФК-3.

Экипажу и в бортовые системы комплекс ИК ВСП-1-6 выдает значения:

§ истинной воздушной скорости;

§ приборной скорости;

§ отклоненияя от заданной приборной скорости;

§ максмально допустимой скорости нормальной эксплуатации V_маxэ (V_мд);

§ относительной и абсолютной барометрической высоты;

§ числа М;

§ температуры наружного воздуха;

§ текущего угла атаки α_тек ;

§ текущей вертикалыной перегрузки n_{у ТЕК};

§ предельного угла атаки α_пред

§ предельной вертикальной перегрузки n_{у пред}

§ вертикальной скорости;

§ геометрической высоты.

Рис. 49 Функциональная схема ИК ВСП-1-6

Комплекс обеспечивает сигнализацию:

§ отклонения самолета от заданного эшелона;

§ достижения опасной скорости сближения с землей;

§ превышения максимально допустимой скорости и числа М;

§ достижения предельно допустимых значении угла атаки и перегрузки;

§ отказов, выдаваемых на высотомеры ВМК-15 и указатель УВ-75-15ПБ.

Комплекс обеспечивает автоматизированный контроль работоспособности систем по каналам относительной высоты, заданной скорости и максимально допустимой скорости.

Блок формирования и контроля БФК-3

Блок формирования и контроля БФК-3 предназначен для коммутации, контроля исправной работы, а также обнаружения, локализации и выдачи потребителям информации об отказах каналов "Н_отн"' "ΔV_пр", "V_maxэ ("V_мд") комплекса ИК ВСП-1-6.

В блоке осуществляется:

§ коммутация режимов работы вычислителей ВКР-6-1 указателя скорости УСИМ-1-6-1 по каналу"ΔV_пр" (режим слежения индекса за текущим значением скорости, режим стабилизации индекса);

§ контроль работы канала "Н_отн" (источники информации - УВ-75-15ПБ, левый и правый высотомеры ВМК-15) с выдачей информации об отказах подканалов;

§ контроль работы канала "ΔV" (источники информации - левый и правый указатели УСИМ-1-6-1) с выдачей информации об отказе канала на соответствующий бленкер каждого указателя УСИМ-1;

§ контроль работы канала "V_maxэ " (источники информации - указатели УСИМ-1-6-1) с выдачей информации об отказе канала на бленкер V_мд каждого указателя УСИМ-1;

§ формирование сигнала готовности подканала" ΔV₁", формирование и выдача сигнала "ΔV₁ " в виде напряжения постоянного тока (источники информации - указатели УСИМ-1-6-1).

Блок БФК-3 снабжен встроенным контролем для проверки в наземных условиях.

Система сигнализации комплексов БПК-1П-42, "Ольха-1" и ИК ВСП-1-6

Система сигнализации обеспечивает световую, бленкерную и звуковую сигнализацию, предназначенную для оповещения членов экипажа об отказах, неисправностях и состоянии комплексов оборудования.

В систему сигнализации входят:

§ центральный сигнальный огонь ПНО;

§ звонок;

§ сирена;

§ сигнальное табло;

§ бленкеры на приборах ПКП-72-8, ПНП-72-14 и УАП5-7.

Сигнализация режимов работы и отказов пилотажного комплекса. Формирование информации

Для осуществления пилотирования самолета и принятия правильного решения при неудовлетворительной работе аппаратуры пилотажный комплекс формирует и выдает следующую информацию:

§ об отказах основных датчиков и блоков системы, индикаторов и сервопривода САУ-42;

§ о режимах работы аппаратуры;

§ о выходе параметров движения самолета за допустимые значения, о состоянии аппаратуры, которая будет использована на последующих режимах и этапах полета;

§ о выходе самолета на заданные высоты.

Информация выдается на сигнальные табло.

Загорание сигнальных табло предельных отклонений указывает на невозможность продолжения захода на посадку из-за непосадочного положения самолета и обязывает пилота уйти на второй круг, не дожидаясь установления контакта с землей. Формирование информации "вверх-вниз", "вправо-влево" происходит в блоке коммутации по сигналам отклонения от равносигнальной зоны курса и глиссады. В блоке логики формируется информация включения сигнальных табло в режиме "Глиссада" на высоте < 200м. На высоте < 60 м отключается сигнализация предельных отклонений по глиссаде.

Загорание сигнального табло 1 КАТEГОP. свидетельствует об исправности аппаратуры, обеспечивает автоматический заход на посадку по метеоминимуму категории 1. Условием формирования сигнализации являются нaличиe режима ГЛИССАДА и исправность всех систем и вычислителей, обеспечивающих заход на посадку.

Сигнальное табло ВПР индицирует прохождение самолетом высоты принятия решения .

Пилот обязан при загорании сигнального табло ВПР принять решение о продолжении посадки, если установлен надежный визуальный контакт с ВПП, или о маневре ухода на второй круг при отсутствии видимости земли, а также в случае непосадочного положения самолета.

Срабатывание сигнального табло ВПР происходит при наличии сигнализации 1 КАТЕГОРИЯ и ВПР, установленной на указателе радиовысотомера.

Если индекс ВПР на указателе УВ-5М-1 установлен на Н > 60м, то табло ВПР загорается при прохождении самолетом этой высоты и повторно на Н=60м. Сигнальное табло ВПР горит в течение 1-2с.

Срабатывание световой. сигнализации сопровождается. звуковой сигнализацией (звенит звонок).

Сигнальное табло КРЕН ВЕЛИК загорается при превышении допустимого угла крена и обязывают пилота вмешаться в управление для парирования соответствующего крена. Информация формируется в блоке БКК-18.

Загорание сигнального табло РЕЖИМ САУ происходит при:

§ самопроизвольном отключении режима, включенного на пульте ПУЛ-162 (ВЫСОТА, СКОРОСТЬ, КУРС. ЗОНА, ГЛИССАДА, НАВИГАЦИЯ, ЗАДАН. КУРС). При этом САУ переходит в режим стабилизации текущего курса и тангажа;

§ управлении РУ на ПУЛ-162.

Табло РЕЖИМ САУ можно погасить нажатием на само табло или на кнопку ОТКЛ.САУ.

Загорание сигнального табло АВТОПИЛОТ свидетельствует об отказе сервопривода канала крена или канала тангажа системы САУ-42, а также о достижении самолетом предельного крена.

Сигнальное табло ДЕМПФЕР САУ загорается при отказе сервопривода канала направления системы САУ-42.

Загорание сигнального табло НЕТ РЕЗЕРВА САУ свидетельствует об отказе одного из вычислителей канала крена или канала тангажа.

Загорание сигнального табло МГВ РЕЗ свидетельствует об отказе резервной гировертикали МГВ-1СУ-8.

Загорание сигнального табло НЕТ КОНТРОЛЯ АГ свидетельствует об отказе блоков БКК-18