ПРИМЕНЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННЫХ НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСОВ 7 глава

Загорание сигнального табло СТАБ. ВЫСОТЫ свидетельствует о рассогласовании корректоров высоты в режиме "Высота".

Загорание сигнальных табло КУРС. ЗОНА, ГЛИССАДА дублирует сигнализацию включенного режима на ПУЛ-162.

Загорание сигнальных ламп БКК КРЕН, БКК ТАНГАЖ на панели КОНТРОЛЬ СИСТЕМ на левом пульте при тест-контроле блоков БКК-18 свидетельствует об исправности блоков БКК-18.

Загорание сигнального табло ПНО свидетельствует об отказах: пилотажного комлекса БПК-1П-42, навигационного комплекса, ИКВСП-1-6, АДР-42, и УДУА-1.

Желтое сигнальное табло ПНО работает в проблесковом режиме и срабатывает при загорании желтых табло, расположенных на верхнем пульте.

Погасить табло можно путем нажатия на него.

Мигание желтого сигнального табло ДАТЧИК УСИЛИЙ свидетельствует об отключении САУ-42 в случае несоблюдения рекомендаций по запрету приложения усилий к колонке управления при включенном продольном канале САУ-42.

Табло ДАТЧИК УСИЛИЙ можно погасить нажатием на кнопку ОТКЛ.САУ. После этого возможно повторное включение САУ.

Отказы сервопривода САУ-42 по каналам крена, тангажа и демпфер , отключение САУ-42 кнопкой ОТКЛ. САУ, загорание табло ВПР, УСИЛИЕ ОТКЛ. АП, ДАТЧИК УСИЛИЙ сопровождаются звуковой сигнализацией (звонком), длительностью 1-2с.

Отказ авиагоризонта, двух вычислителей бокового или продольного каналов системы САУ-42, отказ радиовысотомера РВ-5 индицируются флажками бленкеров АГ, К,Т, РВ на приборах ПКП-72-8.

При отказе датчика авиагоризонта или каналов крена или канала тангажа прибора ПКП на лицевой части прибора появляется флажок бленкера АГ.

При отказе двух вычислителей бокового или продольного канала системы САУ-42 командный индекс на приборах ПКП-72-8 устанавливается в нулевое положение по крену или тангажу соответственно. В режиме захода на посадку на лицевой части прибора ПКП-72-8 появляется флажок бленкера К или Т.

При отказе прибора ПКП-72-8 на лицевой части прибора появляются одновременно два флажка бленкеров К и Т.

Бленкер РВ находится на лицевой части прибора при Н > 750м.

При отказе радиовысотомера РВ-5 левого (правого) при Н < 750м на лицевой части соответствующего прибора ПКП-72-8 появляется флажок бленкера РВ.

Отказы приемников курсового или глиссадного радиомаяков индицируются на приборах ПНП-72-14 появлением флажка бленкера К (отказ курсового радиоприемника) флажка бленкера Г (отказ глиссадного радиоприемника).

Отказ курсовой системы БСФК-1 и курсового канала прибора ПНП-72-14 индицируется флажком КС бленкера КС (отказ датчика и канала текущего курса), который появляется на лицевой части прибора ПНП-72-14.

При отказе каналов индикации α_тек и α_доп, цепи обогрева датчика ДАУ-72-3, канала числа М, цепи питания напряжением 115В и 27В выпадает бленкер на шкале углов атаки указателя УАП5-7.

При отказе каналов индикации n_{у тек}, n_{у доп}, цепей питания напряжением 115В и 27В выпадает бленкер на шкале перегрузок указателя УАП5-7.

Вопросы студентам:

1. Опишите состав комплекса « Ольха-1 и решаемые им задачи.

2. В какой ПНК входит «Ольха-1»? Каков состав комплекса?

3. Что такое ИК ВСП? На базе каких изделий он построен?

4. Для чего предназначена система сигнализации комплекса? Что и как сигнализирует?

Лекция 16

КОМБИНИРОВАННЫЙ ПРИБОР ДА-30П

Прибор ДА-30П предназначен:

§ для измерения вертикальной скорости самолета, т.е. скорости подъема или спуска до 30м/с;

§ для осуществлений контроля горизонтального полета;

§ для указания правильного выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси с поперечным креном до 45° при скорости полета 400км/ч.

Прибор ДА-30П состоит из трех самостоятельных приборов: вариометра, указателя поворота и указателя скольжения, размещенных в одном корпусе.

Два комбинированных прибора ДА-30П установлены на приборной доске в кабине экипажа.

Принцип действия вариометра основан на измерении разности между атмосферным давлением внутри манометрического чувствительного элемента и давлением внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосферой через капиллярные трубки.

Таким образом, чувствительный элемент воспринимает разность между давлением в корпусе и атмосферным давлением.

При изменении высоты полета капилляры с малым диаметром вызывают некоторое запаздывание в уравновешивании давления внутри корпуса прибора по сравнению с атмосферным давлением. Разность давлений, воспринимаемая чувствительным элементом (мембранной коробкой), тем больше, чем больше скорость подъема или спуска самолета. Перемещение чувствительного элемента через передаточно-исполнительный механизм передается на стрелку, которая по шкале вертикальной скорости отмечает скорость подъема или спуска самолета.

При горизонтальном полете самолета разность давлений в корпусе и в чувствительном элементе равна нулю, так как давление внутри корпуса успевает выровняться с атмосферным давлением в чувствительном элементе.

В этом случае стрелка вариометра останавливается против нулевой отметки шкалы. Участки шкалы подъема и спуска от 0 до 10 м/с имеют цену делений 1м/с, от 10 до 400 м/с - 2м/с. Для установки стрелки в нулевое положение на приборе имеется кремальера.

Принцип действия указателя поворота основан на свойстве гироскопа с двумя степенями свободы совмещать ось собственного вращения с осью вынужденного вращения - осью Y самолета.

Чувствительным элементом указателя поворота является гироскоп с двумя степенями свободы (ось собственного вращения Y-Y и ось вращения рамки Х-Х).

Оси вращения Х-Х и Y-Y расположены под прямым углом друг к другу в одной горизонтальной плоскости, проходящей через центр тяжести системы гироскоп-рамка, причем ось Y-Y параллельна поперечной оси, а ось Х-Х - продольной оси самолета.

При поворотах самолета вокруг вертикальной оси Z-Z по часовой или против часовой стрелки к оси гироскопа Y-Y будет прилагаться момент внешней силы. Под действием этого момента в гироскопе возникает гироскопический момент, стремящийся по кратчайшему пути совместить ось ротора Y-Y с осью вращения Z-Z так, чтобы вращение ротора и вращение самолета совпадали по направлению.

Под действием гироскопического момента ротор вместе с рамкой повернется относительно оси Х-Х, стрелка указателя поворота отклонится от нулевой отметки шкалы и укажет поворот самолета. Прецессионное движение гироскопа будет продолжаться до тех пор пока гироскопический момент не уравновесится силой натяжения пружин, которые создают момент относительно оси Х-Х, направленный в обратную гироскопическому моменту сторону. Гироскопический момент действует до тех пор, пока продолжается вращение самолета относительно вертикальной оси.

С прекращением вращения самолета относительно вертикальной оси гироскопический момент исчезает, и под действием пружин ось ротора устанавливается параллельно поперечной оси самолета, а стрелка указателя поворота - в нулевое положение.

Гироскоп указателя поворота чувствителен только к поворотам вокруг вертикальной оси, a - поворот относительно поперечной и продольной осей самолета не вызывает отклонения стрелки.

Шкала указателя поворота - равномерная, расположена в центральной части шкалы прибора и имеет три деления вправо и влево от нулевой отметки с оцифровкой 45° на крайних делениях. Деления шкалы рассчитаны на показания разворота самолета вокруг вертикальной оси с поперечными кренами 15, 30 и 45° при скорости полета 400км/ч. Угловая скорость разворота самолета при данных кренах соответственно составляет 1,3; 2,9 и 5 град/с.

Указатель скольжения представляет собой физический маятник. Указатель показывает угол между направлением "кажущейся вертикали" и нормальной осью самолета.

В указателе скольжения используется основное свойство маятника: устанавливаться в направлении действующей на него силы тяжести, в направлении "истинной вертикали", а в случае действия нескольких сил - в направлении равнодействующей этих сил - "кажущейся вертикали".

При горизонтальном полете самолета на шарик указателя действует только сила тяжести, равная его весу и направленная вертикально. При этом шарик находится в середине трубки на линии отвеса, проходящей через центр кривизны трубки. На вираже на шарик указателя действует еще центробежная сила. В случае если равнодействующая этих двух сил ("кажущаяся вертикаль") совпадает с вертикальной осью самолета, шарик также установится в середине трубки. Скольжение в этом случае отсутствует.

При несовпадении "кажущейся вертикали" с осью Y самолета шарик указателя будет находиться справа или слева от среднего положения, сигнализируя о наличии скольжения самолета. Показания прибора ДА-30П дают возможность определить положение самолета в пространстве.

БАЗОВАЯ СИСТЕМА ФОРМИРОВАНИЯ КУРСА БСФК-1 С ГИРОАГРЕГАТАМИ ГА-8 И БЛОКАМИ УСИЛИТЕЛЕЙ БУ‑12 сер. 2

Базовая система формирования курса БСФК-1 (рис. 50) предназначена:

§ для формирования и выдачи потребителям текущего (приведенного) курса Yпр;

§ для измерения гиромагнитного курса Y_ГМК и выдачи его потребителям;

Y_ПР - приведенный курс - гирополукомпасный курс, приводимый на определенных этапах полета к истинному или магнитному меридиану. При работе БСФК-1 с ЦВМ коррекция осуществляется по Y_ВК;

Y_ГМК - гиромагнитный курс - магнитный курс, осредненный при помощи гирополукомпаса.

Рис.50. Структурная схема базовой системы формирования курса БСФК-1.

Законы формирования (рис. 51) определяются формулами:

где - широтная поправка;

Y_Г - гироскопический курс;

Y_ВК - внешний курс (курс, вычисленный ЦВМ);

ΔМ - магнитное склонение;

ΔN - поправка на сходимость меридианов;

Y₀ - угол начальной выставки курса.

Рис. 51 Схема определения курса системой БСФК-1.

Система выдает сигналы гироскопического курса Ψ_{Г ЛЕВ} и Ψ_{Г ПРАВ} в блок БСК-4 для формирования сигналов Ψпр лев и Ψпр прав и в ЦВМ для формирования сигнала Ψвк, Потребителями сигналов Ψ_{ПР ЛЕВ} и Ψ_{ПР ПРА}в являются приборы ПНП-72-14. Потребителями сигналов Ψ_{ГМК ЛЕВ} и Ψ_{ГМК ПРАВ} являются индикаторы РМИ-2Б, система автоматического управления САУ-42, аппаратура Курс МП-70, система МСРП-64М-2, приборы ПНП-72-14, цифровая вычислительная машина.

По каждому каналу системы БСФК-1 выдается сигнал +27В "Исправность". В базовую систему формирования курса БСФК-1 входят:

§ блок согласования курса БСК-4 (2 шт.);

§ блок гиромагнитного курса БГМК-6 (2 шт.);

§ индукционный датчик ИД-6 (2 шт.);

§ пульт управления ПУ-41 сер. 2 (1 шт.).

В системе БСФК-1 используется принцип совместной работы гироскопа направления с магнитным датчиком курса (корректором).

Этот принцип заключается в том, что магнитный датчик определяет курс самолета относительно магнитного или истинного (при вводе магнитного склонения) меридиана и выдает его для коррекции сигналов курса, выдаваемого потребителям.

В зависимости от решаемых задач и условий полета система может работать в одном из следующих режимов:

§ "ГПК" - режим гирополукомпаса;

§ "МК" - режим коррекции по магнитному курсу;

§ "ВК" - режим внешнего курса по сигналам от ЦВМ.

Оба курсовых канала системы работают в одном из указанных режимов, включаемых вручную на пульте ПУ-41. Одновременно с этим производится управление каналами. Система выдает сигналы приведенного курса с двух каналов.

Сигнал гиромагнитного курса с двух каналов выдается независимо от режимов работы базовой системы формирования курса.

Основным режимом работы системы БСФК-1 является режим внешнего курса. Переключатель режимов работы на пульте управления ПУ-41 находится при этом в положении "ВК". В этот момент на вход блоков БСК-4 поступают сигналы гироскопического курса с гироагрегатов ГА-8 и сигнал широтной поправки, а в момент согласования - сигнал внешнего курса из ЦВМ. Согласование по внешнему курсу производится автоматически при выдаче сигнала +27В "Согласование" из ЦВМ в пульт управления ПУ-41 и затем - в блок БСК-4. При отказе ЦВМ прекращается автоматический ввод широтной поправки и автоматическое согласование.

В этом случае система БСФК-1 работает автономно. Ввод широтной поправки производится вручную с пульта ПУ-41.

Ручной ввод широты с ПУ-41 осуществляется по сигналу "Отказ ЦВМ" - на верхнем пульте загорается сигнальное табло ОТКАЗ ЦВМ.

Для согласования курса в режиме "МК" переключатель режимов работы БСФК-1 на ПУ—41 необходимо перевести в положение "МК" и нажать кнопку СОГЛАСОВАНИЕ. В режиме "МК" идет коррекция гирополукомпасного курса по магнитному корректору. В режиме "МК" возможно согласование гирополукомпасного курса по истинному курсу. Для этого на пульте управления ПУ-41 нужно установить магнитное склонение местоположения самолета.

Сигналы курса с блоков БСК-4 на приборы ПНП-72-14 выдаются одновременно с сигналом +27В "Исправность Y" соответствующего канала.

В магнитный корректор системы БСФК-1 входят индукционный датчик ИД‑6 и блоки гиромагнитного курса БГМК-6.

С помощью блоков БГМК-6 устраняется установочная погрешность индукционного датчика, списывается полукруговая и четвертная девиация и осредняется магнитный курс сигналами гирополукомпасного курса. При разворотах самолета со скоростью более 0,1 - 0,З град/с магнитная коррекция из-за большой погрешности измерения магнитного курса индукционным датчиком отключается с помощью выключателя ВК-90М.

Каждый из двух блоков БГМК-6 обеспечивает выдачу сигналов гиромагнитного курса Ψ_ГМК потребителям и через блок коммутации - в пульт управления ПУ-41.

Сигналы гиромагнитного курса для коррекции приведенного курса в режиме "МК" поступают в БСК-4 с пульта управления ПУ-41. При отказе одного блока БГМК-6 происходит автоматическое переключение цепи коррекции блоков БСК-4 на второй блок БГМК-6.

Начальная выставка курса перед полетом осуществляется следующими средствами:

§ системой формирования гиромагнитного курса в режима "МК" с вводами магнитного склонения стоянки;

§ системой формирования начального курса при рулении по РД или разбеге по ВПП;

§ выставки по известному (или запомненному) курсу стоянки.

Схема формирования начального курса в системе БСФК-1 с применением магнитной коррекции включает индукционный датчик ИД-6, гироагрегат ГА-8, преобразователь, фильтр, пульт ПУ-41, ключ быстрого согласования. С пульта ПУ-41 вводится значение поправки и магнитное склонение, если система БСФК-1 используется автономно.

Система формирования начального курса, обеспечивающая выставку курса в процессе руления по РД или разбеге по ВПП, включает задатчик курса руления или взлета, функции которого выполняет пульт ПВИ (или ППК), гироагрегат ГА‑8, сигналы с которых поступают в ЦВМ. Вычисленная поправка по команде экипажа суммируется в ЦВМ с текущим значением курса и, таким образом формируется точный курс, используемый для счисления координат и индикации.

Обнуление СКТ - датчиков гироагрегатов ГА-8 (режим настройки) происходит при подаче питания в электрические цепи систем от автоматов защиты КС ЛЕВ. (КС ПРАВ.) и при установке переключателя РАБОТА-НАСТРОЙКА на ПУ-41 в положение "настройка". Рабочий режим включается после окончания режима "Настройка" переводом переключателя РАБОТА-НАСТРОЙКА в положение "работа".

Сигнал +27В "Исправность" каждого гироагрегата выдается в блоки БСК-4 и БГМК-6 для формирования сигналов исправности каналов курса Ψ_ПР и Ψ_ГМК.

Для начальной выставки курса в системе БСФК-1 необходимо:

§ при работе с ЦВМ переключатель режимов на пульте ПУ-41 поставить в положение "ВК". Выключатель ЗК должен быть установлен в положение "откл.". Сигнал Ψ_ВК, по сигналу "Согласование" поступает на блоки БСК-4 от ЦВМ;

§ при отказе ЦВМ переключатель режимов поставить в положение "МК" и нажать кнопку СОГЛАСОВАНИЕ. Сигнал Ψ_ГМК на блоки БСК-4 поступает с блока БГМК-6. Если на счетчике 3МС-3К пульта ПУ-41 установлено значение магнитного склонения места начальной выставки, то на блок БСК-4 поступает значение истинного курса;

§ значение начального курса может выставляться вручную на счетчике ЗМС-ЗК пульта ПУ-41 при включенном выключателе ЗК и при включении переключателя режимов работы в положение "ВК". При нажатой кнопке СОГЛАСОВАНИЕ происходит начальная выставка по заданному курсу.

Режим "ВК" является основным режимом работы системы БСФК-1 при нормальном функционировании ЦВМ.

Выдаваемый потребителям приведенный курс формируется в блоках БСК-4, куда в качестве корректирующего сигнала при разворотах на новый ППМ поступает сигнал Ψ_ВК из ЦВМ одновременно с сигналом "Согласование ЦВМ".

В промежутках между разворотами в блоках БСК-4 осуществляется интегрирование широтной поправки , поступающей из ЦВМ одновременно с сигналом +27В "Исправность ЦВМ".

Режим "ГПК" включается при установке переключателя режимов на пульте управления ПУ-41 в положение "ГПК". Режим используется при отказах ЦВМ. При этом на БСК-4 осуществляется интегрирование широтной поправки, вводимой вручную с пульта ПУ-41.

Коррекция курса по магнитному корректору включается установкой переключателя на пульте управления ПУ-41 в положение "МК" и нажатием кнопки СОГЛАСОВАНИЕ. В этом режиме обеспечивается выдача откорректированного по магнитному датчику курса с погрешностью 2δ = 1,0°.

Вопросы студентам:

1. Для чего на самолете установлен прибор ДА-30? Как он работает?

2. Какие задачи решает БСФК? Какие сигналы выдает и куда?

3. Что понимают под режимами МК, ГПК, ВК? Как они связаны?

4. Что такое полукруговая и четвертная девиация? Чем она устраняется?

5. Зачем, чем и в каких случаях отключается магнитная коррекция?

Лекция 17

ЦИФРОВАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ МАШиНА ЦВМ20-1М

ЦВМ20-1М предназначена для вычисления и выработки управляющих и командных сигналов, необходимых для решения задач в соответствии с заложенной программой.

ЦВМ20-1М состоит из трех основных функциональных частей:

§ цифрового вычислительного устройства ЦВУ и устройства ввода-вывода УВВ, входящих в блок БВЦ20-1М;

§ устройства питания - блока БП20-1;

§ фильтра радиопомех ФРП20-1МК.

Устройство ЦВУ является основной вычислительной частью ЦВМ и обеспечивает хранение программ решения задач, прием внешней информации из УВВ, математические и логические вычисления по программе, хранение всех необходимых промежуточных и конечных результатов вычислений, выдачу результатов вычислений в УВВ.

Устройство ЦВУ содержит:

§ постоянное запоминающее устройство ПЗУ, предназначенное для хранения программы решения задачи и констант;

§ оперативно - запоминающее устройство ОЗУ, предназначенное для хранения всей информации, поступающей от датчиков системы, и запоминания всей промежуточной информации, появляющейся по ходу решения задач и выдачи результатов решения в устройство УВВ;

§ устройство арифметики и управления УАУ, предназначенное для выполнения арифметических и логических операций над, числами, а также для автоматического управления всеми устройствами ЦВУ при выполнении операций в соответствии с программой.

Процесс вычисления складывается из последовательного выполнения отдельных операций по командам, записанным в программе.

Программа и необходимые для решения задачи константы записаны в накопителе ПЗУ. Каждой ячейке накопителя присвоен определенный номер. Команды программы выбираются из ПЗУ последовательно в порядке возрастающих номеров. Номер очередной выбираемой команды увеличивается на единицу.

Выбранная из ПЗУ команда расшифровывается в УАУ и здесь же начинает производить запрос в ОЗУ.

Обмен информацией с УВВ производится как по программируемым командам "Ввод" или "Вывод", выбираемым из ПЗУ, так и по непрограммируемым командам "Ввод" или "Вывод", формируемым в УВВ в определенные моменты времени.

С ЦВМ взаимодействуют следующие системы и приборы:

§ базовая система формирования курса БСФК-1;

§ система воздушных сигналов CBC-1-72-1A;

§ аппаратура Курс МП-70;

§ аппаратура ближней навигации и посадки "Веер-М" (через блок ПКД);

§ картографический планшет ПК-4-42;

§ измеритель ДИСС-016;

§ система САУ-42;

§ гировертикали МГВ-1СУ-8;

§ приборы ПНП-72-14;

§ пульт подготовки и контроля ППК;

§ пульт ввода и индикации ПВИ-1ПМ.

Связь ЦВМ с системой БСФК-1

Базовая система формирования курса БСФК-1 выдает в ЦВМ гироскопический курс Y_Г с левого и правого гироагрегатов ГА-8 и гиромагнитный курс Y_Гмк1 и Y_Гмк2.

При нормальном функционировании ЦВМ основным режимом работы системы БСФК-1 является режим внешнего курса. Выдаваемый потребителям приведенный курс формируется в левом и правом блоках БСК-4, куда в качестве корректирующего сигнала при разворотах на новый ППМ и при начальной выставке поступает сигнал Y_ПР из ЦВМ вместе с сигналом +27В. В промежутках между разворотами в блоках ЕСК-4 осуществляется интегрирование широтной поправки , поступающей из ЦВМ вместе с сигналом+27В "Исправность ЦВМ".

ЦВМ выдает на блоки БСК-4 приведенный курс Y_Пр в виде напряжения переменного тока, пропорциональной sinY_Пр, cosY_Пр.

Связь ЦВМ с системой CBC1-72-1A

Система воздушных сигналов CBC1-72-1A выдает в ЦВМ сигналы, пропорциональные воздушной скорости и барометрической высоте полета.

Информация об относительной барометрической высоте Н_отн используется в ЦВМ для расчета горизонтальной дальности до РСБН.

Информация об истинной воздушной скорости V_ист используется в ЦВМ для расчета вектора скорости ветра и счисления координат.

Комплекс ИК ВСП-1-6 выдает в ЦВМ сигнал "Исправность СВС", используемый в ЦВМ как разрешение на пользование информацией системы CBC-1-72-1A.

Связь ЦВМ с измерителем ДИСС-016

Связь ЦВМ с измерителем ДИСС-016 осуществляется по трем частотам F₁, F₂, F₃, выдаваемым в виде последовательности импульсов типа "меандр".

Информация от ДИСС-016 в виде импульсов доплеровских частот, пропорциональных проекциям путевой скорости на направления лучей антенны, используется в ЦВМ для вычисления координат и вычисления параметров ветра. Кроме того, в ЦВМ выдаются разовые команды:

§ "Работа - память". В случае потери отраженного сигнала команда "Работа" снимается и система переходит в режим "Память";

§ "Суша - море". Команда подается в ЦВМ через БК-1П. При установке переключателя С-М в положение "М" ("море") сигнальная цепь разрывается.

Связь ЦВМ с аппаратурой Курс МП-70

Аппаратура Курс МП-70 выдает в ЦВМ информацию об азимуте самолета относительно РМ VOR , которая используется в ЦВМ для коррекции счисленных координат.

Значения азимута выдаются в виде синусно-косинусного напряжения с СКТ-225-2Д8.

Связь ЦВМ с работающим полукомплектом аппаратуры Курс МП-70 осуществляется через блок коммутации БК-1П,

Из аппаратуры Курс МП-70 на блок коммутации поступают сигналы исправности с обоих НПУ.

Связь ЦВM с системой "Веер-М"

РСБН "Веер-М" выдает в ЦВМ через блок преобразования кодов ПКД информацию об азимуте А_Р и наклонной дальности L относительно наземных радиомаяков для коррекции счисленных координат.

Выдача информации от А_Р и L из РСБН "Веер-М" в блок ПКД осуществляется 32-разрядным биполярным кодом. Блок ПКД преобразует 32-разрядный код и выдает в ЦВМ информацию об А_Р и L в виде 20-разрядного последовательного униполярного кода. Информация об А_Р и L сопровождается сигналами "Исправность А_Р" и "Исправность L ".

Связь ЦВМ с малогабаритной вертикалью МГВ-1СУ-8

Малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ-8 выдает в ЦВМ сигналы, пропорциональные крену (γ) и тангажу (n) самолета, для определения ортодромических горизонтальных составляющих путевой скорости W_Z и W_S.

Связь ЦВМ с системой автоматического управления САУ-42

Из ЦВМ в систему автоматического управления САУ-42 выдаются сигналы, пропорциональные заданному путевому углу ЗПУ, боковому отклонению Z, дальности до ППМ (для индикации на ПНП-72-14) и заданному крену γ_ЗАД, и сигнал "Готовность боковой программы".

ПУЛЬТ ВВОДА И ИНДИКАЦИИ ПВИ-1ПМ

Пульт ПВИ-1ПМ предназначен для:

§ индикации значений навигационных параметров;

§ выбора режимов навигационного комплекса;

§ ручного ввода в память ЦВМ данных маршрута при программировании на земле или при оперативном изменении маршрута в полете.

На лицевой панели пульта ПВИ-1ПМ размещены:

а) один двухразрядный индикатор ППМ для постоянной индикации номера текущего ППМ, на который выполняется полет;

б) два семиразрядных индикатора для индикации значений навигационных параметров. Первый разряд семиразрядного индикатора используется для указания признаков: минус (-), плюс (+), "С"', "Ю", "3", "В" и первой цифры набранных номеров аэродрома посадки и начального пункта маршрута.

Индикаторы имеют несколько состояний:

§ цифровые - 0,1,2, , , . , 9 и "погашено";

§ знаковые "С", "Ю", "З", "В", минус (-) и "погашено

в) индикатор И-4 используется при вводе и выводе навигационных параметров. На нем набирают коды адресов, выгравированные на лицевой панели пульта управления и коды отдельных задач. Набор цифр на И-4 возможен при наличии индикации на И-2 и И-3. Заполнение И-4 при нажатии кнопки с соответствующей цифрой начинается с крайнего правого разряда. Последующее нажатие цифры вызывает сдвиг на один разряд влево. Замена кода на И-4 осуществляется повторным набором нового кода. При этом первое нажатие заполняет правый разряд И-4 и одновременно гасит левый. Последующее нажатие кнопки с цифрой вызывает сдвиг ранее записанной цифры в лево, а нажатая цифра индицируется в правом разряде. Гашение И-4 осуществляется нажатием кнопки ИСПОЛ. с выключенным информационным подсветом.

г) две кнопки СБРОС для гашения индикации на семиразрядных индикаторах и для включения режима набора.

д) ручка ЯРК. ИНД. для регулировки яркости высвечиваемых на индикаторах значений параметров.

е) кнопки-табло адресного поля выбора информации, обеспечивающие вызов индикации определенной пары параметров на индикаторы и ввод данных в ЦВМ при программировании маршрута и отдельных задач:

- координаты МС в частно-ортодромической системе координат (боковое отклонение от ЗЛП и оставшееся расстояние до очередного ППМ);

- расчетное время прибытия в текущий ППМ (номер ППМ определяется заданным номером), время прибытия в КПМ;

- географические координаты ППМ (РМ, АЭР);

- корректирующие поправки к счисленным координатам;

- ЗПУ текущего или оперативно-вводимого участка маршрута или направления ВПП, расстояние точки выхода самолета от ОПМ или от центра ВПП, длина текущей ортодромии при погашенном И-4;

-метеорологическое направление и скорость ветра;