Пилотажно-навигационное оборудование вертолётов Ми-17В-5 с детальной проработкой инерциальной системы и технологии технического обслужи

• БПВ – 180´160´56 мм;
• БА – 119,4´108´73,6 мм;

    и) масса блоков, не более:

• БПВ – 1,5 кг;
• БА – 0,31 кг.

   Аппаратура имеет два канала асинхронного последовательного интерфейса для информационного обмена с внешними системами по стандарту RS-232E.

   Внешний вид аппаратуры СН-3700-03 приведен на рисунке 7.

 

                                       Рисунок 7 – Внешний вид СН-3700-03

Система воздушных сигналов СВС-В1-1Э

   Система воздушных сигналов предназначена для определения и выдачи потребителям высотно-скоростных параметров полета вертолета.

   В состав системы входит вычислитель ВВС-В1Э и датчик температуры заторможенного потока воздуха П-104.

   Управление ВВС-В1Э осуществляется с ИВ86-1 через БЦВМ МВК.

   СВС-В1-1Э осуществляет измерение высотно-скоростных параметров в диапазонах:

• барометрической высоты (Н_абс) – от минус 500 до +7000 м (от минус 1640 до +22966 футов);
• относительной высоты (Н_отн) – от минус 3000 до +7000 м (от минус 984 до +22966 футов);
• приборной скорости (V_пр) – от 50 до 450 км/ч ( от 27 до 243 узлов);
• истинной скорости (V_ист) – от 70 до 450 км/ч (от 37,8до 243 узлов);
• вертикальной скорости (V_уб) – от минус 30 до +30 м/с (от минус 5905,5 до +5905,5 фт/мин);
• давления статического (Р_с) – от 308 до 806 мм рт. ст. (от 410,6 до 1074,6 гПа).

   Обмен информацией между системой воздушных сигналов и элементами  комплекса осуществляется последовательным биполярным кодом в формате ARINC-429.

Габаритные размеры вычислителя  – 388×90×192 мм, масса – 5,3 кг.

Габаритные размеры приемника  температуры – 86×52×128 мм, масса – 0,150кг.

Внешний вид блоков СВС-В1-1Э приведен на рисунке 8.

 

                         

 

Рисунок 8 – Внешний вид блоков системы СВС-В1-1Э

 Усилитель-разветвитель УР5-2

   Усилитель-разветвитель УР5-2 предназначен для передачи без искажений ТВ сигнала от источника его формирования на индикаторы ИВ86-1.

   В состав блока входит плата усилителя-разветвителя и источник питания. На плате размещены три идентичных разветвителя видеосигналов.

   Питание блока осуществляется от сети 115-121 В частотой 400 Гц.

   Потребляемая мощность – не более 15 ВА.

   Габаритные размеры блока – 170×140×50 мм, масса блока – не более 1,3 кг

   Внешний вид блока приведен на рисунке 9.

         Рисунок 9 – Внешний вид блока УР5-2

 

Актуальность проекта

Повышение требований к безопасности полетов воздушных судов (ВС) в условиях возросшей интенсивности воздушного движения требует применения различных средств навигации

Удовлетворение современным требованиям  по безопасности полетов ВС и точности  их навигационного обеспечения на всех этапах полета может быть выполнено только лишь при весьма высоких точностных характеристиках бортовой навигационной аппаратуры. Большинство навигационных систем, устанавливаемых на ВС, являются неавтономным, т.е. их методы решения задач навигации основываются на использовании внешних ориентиров или сигналов (например, звёзд, маяков, радиосигналов и т. п.). Эти методы в принципе достаточно просты, но в ряде случаев не могут быть осуществлены из-за отсутствия видимости или наличия помех для радиосигналов и т. п.

Эту задачу может решить метод инерциальной навигации. Инерциальная навигация –  это метод определения координат, скорости и угловой ориентации объекта на основе измерения и интегрирования его ускорения. Основной особенностью инерциальной навигации (ИНС) является выдача навигационной информации автономно –  без привлечения внешних источников информации (сигналов со спутников или радиомаяков).

 Хоть на сегодняшний момент можно сказать, что инерциальная навигация завершила свое эволюционное развите, получив сильного конкурента в виде систем спутниковой навигации GPS и ГЛОНАСС, которые решают задачи определения координат с очень высокой точностью (доли метра) все же она нашла свое узкоспециальное применение в военно-промышленном комплексе.

 Целью данного дипломного проекта является разработка метода повышения точности навигационных определений оборудованием вертолёта Ми-17В-5 путём замены датчиков курсо-вертикали (ДКВ) на инерциальную  навигационную систему.  

Инерциальные навигационные  системы (ИНС) — это точные автоматические устройства, основанные на применении измерителей ускорений (акселерометров), стабилизаторов для удержания акселерометров в определенном положении относительно инерционной системы координат (ИСК), счетно-решающих устройств  для вычисления местоположения летальных аппаратов и указывающих приборов. (ИНС) обеспечивает практически весь набор требуемых параметров для повышения точности позиционирования. Они используются для решения следующих навигационных задач:

— непрерывного измерения  с помощью акселерометров ускорений  центра масс ЛА под действием активных (негравитационных) сил;

— моделирования навигационных систем координат (НСК);

— вычисления составляющих скорости путем однократного интегрирования и координат местонахождения  центра масс ЛА путем двухкратного интегрирования измеренных ускорений;

— измерения углов  ориентации ЛА относительно ИСК (углов сноса и скольжения, углов крена, курса и тангажа).

Основными достоинствами ИНС по сравнению с другими информационными  системами являются:

• возможность определения основных параметров движения (координаты местонахождения, скорость, ускорение, направление движения, пространственная ориентация, т.е. угловое положение в заданной системе координат в пространстве, угловая скорость и др.)
• автономность работы;
• помехозащищенность от внешних факторов;
• всепогодность и возможность применения в любое время суток;
• высокая точность при ограничении времени действия.
• высокая информативность.

Обоснование выбора инерциальной системы.

   Объектом для исследования  предлагается выбрать инерциальную  навигационную систему ИНС-2000, разработки  ОАО «Раменское приборостроительное конструкторское бюро». Определяющим фактором при выборе данной инерциальной навигационной ситемы послужило, то что предлагаемая (ИНС) на сегодняшний момент прошла испытания с положительными результатами и эксплуатируется на таких вертолётах как

Ми-28Н и Ми-26Т2.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Разработка Монтажной схемы.    В данном проекте представлен монтаж инерциальной навиационной системы ИНС-2000        Разработка  принципиальной схемы.            Принципиальная электрическая схема является проектным документом, расшифровывающим принцип действия и работы узлов, устройств и систем а, работающих от источника электрической энергии. Принципиальная электрическая схема  при помощи показанных на ней условных графических, буквенных и цифровых изображений  и обозначений, даёт представление о последовательности работы применяемой электрической аппаратуры и элементов для достижения поставленных задач для узлов , устройств и систем. Принципиальная электрическая схема разрабатывается для управления оборудованием, для регулирования технологических процессов. Данная схема является основным чертежом для разработки рабочих монтажных чертежей и проведения квалифицированной эксплуатации этих узлов, устройств и систем электрического принципа действия. Название принципиальной электрической схеме присваевается в соответствии с функциональными принципами действия запроектированной системы. Принципиальная электрическая схема должна содержать линии связи между приборами, аппаратами или устройствами и их частями , включенными в эту схему; при необходимости пояснения и примечания; Расположение  графического текстового материала  на каждом чертеже должно быть таким, чтобы оно облегчало чтение этого чертежа. Принципиальная электрическая схема составляется и вычерчивается с применением условных графических изображений.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Безопасность  полетов на вертолётах.

   Интенсивное и все возрастающее  применение вертолётов в гражданской авиации для решения широкого круга народнохозяйственных задач в различных полётных условиях, увеличение плотности воздушного движения, информационной и психофизиологической нагрузки на членов экипажа, улучшение  летно-технических характеристик и конструктивное усложнение современных вертолётов выдвигают на первый план проблему обеспечения безопасности полётов.

   Согласно существующим требованиям  безопасность полётов должна  быть обеспечена с учетом психофизиологических возможностей пилота (экипажа) во всех эксплуатационных условиях при всех практически возможных неблагоприятных сочетаниях внешних факторов, а также при отказе части функциональных систем вертолёта.

   Безопасность полётов представляет  собой совокупность свойств авиационной  транспортной системы, предупреждающих аварийные ситуации и обеспечивающих невредимость людей и сохранение летательного аппарата в полёте. Авиационная транспортная система состоит из летательного аппарата, лётного экипажа, наземных и воздушных средств связи и управления воздушным движением, служб технической эксплуатации и ремонта, т.е. является весьма разветвленной и сложной.

   Объектом рассмотрения в  настоящем дипломном пректе является  вертолёт Ми-17В-5, выполняющий полёты на различных режимах от руления и взлёта до посадки, в том числе в так называемых особых ситуациях.

   По степени опасности особые ситуации разделяются на усложнение условий полёта, опасные, аварийные и катастрофические ситуации.

   Усложнение условий полёта  – особая ситуация, характеризующаяся  повышением психофиологической  нагрузки на членов экипажа  и не связанная с изменением режима и плана полёта.  Опасная ситуация характеризуется значительным повышением психофизиологической нагрузки на членов экипажа, от своевременных и правильных действий которого зависит предотвращение перехода опасной ситуации в аварийную или катастрофическую. Аварийная ситуация требует экстренной вынужденной посадки вертолёта и высокого профессионального мастерства членов экипажа. В катастрофической ситуации  гибель людей и (или) разрушение вертолёта практически неизбежны.

   Основными причинами лётных  происшествий и особых ситуаций  на вертолётах в настоящее  время являются существенное  усложнение условий полёта и  ошибки пилотирования. Кроме того, катастрофический исход многих опасных и аварийных ситуаций, возникающих из-за отказов в полёте элементов функциональных систем вертолёта, в первую очередь силовой установки, обусловлен недостаточной подготовкой лётных экипажей к действиям в особых ситуациях (особых случаях полёта).

  Основными причинами отмеченного положения можно считать: специфику применения вертолётов (полёты на предельно малых высотах, в горах, в сложных метеоусловиях, ночью, аварийно-спасательные, монтажные и сельскохозяйственные работы, полёты с грузами на внешней подвеске,базирование на неподготовленных площадках, кораблях); специфику вертолёта как летательноо аппарата (наличие несущего и рулевоо винтов с машкщими упруими лопастями, сравнительно малые запасы собственной устойчивости и управления, необходимость слежения за частотой вращения несущего винта, особенно на режиме самовращения, повышенный уровень вибраций и шума, мигание солнечных лучей, отражаемых от лопастей несущео винта, и т.д.).

  Преодоление этих трудностей  в полной мере неосуществимо,  что предъявляет повышенные требования  к качеству обучения и подготовки лётных экипажей и технических специалистов по эксплуатации вертолётов.

  В связи с этим считаю  актуальным отбразить в данном  разделе особенности оранизации  полётов на вертолётах, которые  в некоторой степени отличаются  от полётов на самолетах из-за специфики конструкции и применения винтокрылых машин.

Ниже перечисленные особенности  полётов на вертолётах установлены  ФЕДЕРАЛЬНЫМИ АВИАЦИОННЫМИ ПРАВИЛАМИ  «Подотовка и выполнение полётов  в гражданской авиации Российской Федерации», утвержденные приказом Минтранса России от 31.07.2009  №128, зареистрированными в Минюсте России от 31.08.2009 №14645.

Особенности полетов  на вертолётах.

- На аэродромах, используемых одновременно  самолётами и вертолётами, допускается  оборудование площадок с отдельным  стартом для вертолётов.

- Перед запуском двигателя (двигателей) вертолёта предметы, которые моут  быть увлечены струей от несущего  винта, должны быть удалены  от ео концов на расстояние  не менее одноо диаметра несущего  винта.

- Запуск и опробывание двигателя  (двигателей) с включением несущей системы разрешается производить только КВС при полном составе экипажа воздушноо судна, а также бортмеханику и инженерно-техническому персоналу, прошедшему необходимую подготовку, в условиях проведения указанноо опробования при обеспечении надёжной швартовки.

- Перед каждым полетом вертолёта  КВС  обязан выполнить контрольное  висение в целях определения возможности и выбора метода взлёта по запасу тяги, проверки расчёта центровки, исправности органов управления. Высоту контрольного висения определяет КВС.

   При полётах при выполнении  авиационно-химических работ, а  также при выполнении учебных  и тренировочных полётов контрольное  висение производится перед началом   полётов и после каждой дозаправки  топливом. Приземление вертолёта  после контрольного висения не обязательно.