Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»



Скачать 38.76 Mb.
страница110/170
Дата17.10.2016
Размер38.76 Mb.
ТипКнига
1   ...   106   107   108   109   110   111   112   113   ...   170

П. п. экипажа организуется и проводится командиром летательного аппарат перед каждым полётом не позже чем за 1 ч до намеченного времени вылета и включает: изучение информации об аэронавигационной обстановке по маршруту полёта, состоянии и оборудовании аэродромов вылета, посадки и запасных аэродромов, о средствах радионавигационного, радиосвязного и светотехнического обеспечения полёта; изучение метеорологической обстановки по маршруту полёта, на аэродромах вылета, посадки и запасных аэродромах; проведение необходимых расчётов, в том числе штурманского расчёта, расчёта максимально допустимой взлётной массы летательного аппарата, длины сбалансированной взлётной дистанции и т. п.; получение необходимой полётной документации; приёмку летательного аппарата от инженерно-технической службы или от сменяемого экипажа, проверку наличия технической документации и контроль устранения неисправностей; получение диспетчерского разрешения на вылет; другие работы, предусмотренные соответствующими Руководствами по лётной эксплуатации летательных аппаратов. После выполнения предписанных правилами П. п. операций каждый член экипажа докладывает командиру летательного аппарата о готовности к полёту.

В. А. Горячев, А. Д. Филиппов.

преобразуемый аппарат — винтокрылый летательный аппарат, несущая система которого в зависимости от режима полёта изменяет свои функции или способ создания подъёмной силы. Например, на П. а. с поворотными в продольной плоскости винтами на концах крыла винты из несущих на вертолётных режимах (вертикальный взлёт, разгон, торможение, вертикальная посадка) после их поворота становятся тянущими воздушными винтами на режимах полёта по-самолётному. Исследовалась схема одновинтового П. а., у которого после вертикального взлёта и разгона по-вертолётному несущий винт останавливается и превращается в самолётное крыло. Могут быть и другие конструктивные компоновки, например, со складыванием лопастей остановленного винта (или винтов) назад по потоку.

Силовая установка П. а. в зависимости от его компоновки и типа движителя может быть такой же, как у вертолёта (турбовинтовой двигатель), комбинированной (турбовинтовой двигатель и турбореактивный двигатель), преобразуемой (турбовинтовой двигатель в турбореактивный двигатель, и наоборот, полностью или частично, в зависимости от режима полёта). Наиболее близка к широкому практическому использованию компоновка П. а. с двумя поворотными несущетянущими винтами на концах крыла.

По сравнению с вертолётом П. а. имеет большую скорость и дальность полёта, но меньшую весовую отдачу. В зависимости от нагрузки на несущий винт П. а. делятся на аппараты с тяжелонагруженными (иногда их причисляют к самолёт вертикального взлёта и посадки) и легконагруженными винтами (называемыми также преобразуемыми вертолётами или вертолётами-самолётами). Винт П. а. должен работать на двух различных режимах — на вертолётном и самолётном. На вертолётном режиме необходим винт большого диаметра с небольшими круткой лопастей и нагрузкой на ометаемую поверхность, а на самолётном — винт меньшего диаметра с большими круткой и нагрузкой. Так как получить винт, хорошо работающий на обоих режимах, не представляется возможным, выбираются компромиссные параметры винта в соответствии с предполагаемыми условиями эксплуатации и назначением П. а. Окружные скорости, необходимые для получения максимального кпд винта на обоих режимах, различны. Поэтому при переходе с одного режима на другой приходится существенно изменять обороты двигателя. Двигатели могут быть установлены как в фюзеляже, так и на концах крыльев и поворачиваться вместе с винтами. Крыло П. а. — обычного самолётного типа с проходящим через него синхронизирующим валом. Для того чтобы избежать задевания лопасти за крыло (на самолётном режиме), оно может быть установлено с обратной стреловидностью.

Построенные и летавшие в 60 е гг. П. а. ХС-142А (США) и CL-84 (Канада) имели тяжелонагруженые винты самолётного типа. Чтобы избежать значительных потерь тяги при обдувке крыла потоком от винтов на режиме висения, крыло на П. а. этого типа делают поворачивающимся вместе с винтами. Такая схема создаёт проблемы в области аэродинамики на вертикальных и переходных режимах. Для продольного и путевого управления на переходных режимах в хвостовой части устанавливаются устройства, создающие тягу (рулевые винты, реактивные сопла). Кроме того, используется отклонение аэродинамических поверхностей, расположенных в потоке от винтов. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги винтов. Большая нагрузка на винт у П. а. этого типа не позволяет совершать посадку на режиме авторотации, а также на неподготовленные площадки. П. а. с тяжелонагруженными винтами могут совершать взлёт (посадку) и по-самолётному. При этом они перевозят значительно большую нагрузку. На самолётных режимах управление П. а. обоих типов производится обычными аэродинамическими рулями.



П. а. с легконагруженными винтами — XV-3, XV-15 фирмы «Белл» (США, 1954—1975) имеют винты вертолётного типа с циклическим управлением лопастей. В связи с тем, что потеря тяги винтов от обдувки крыла у легконагруженных винтов значительно меньше, чем у тяжелонагруженных (вследствие меньшей относительной площади обдувки), на эти П. а. устанавливаются неподвижные крылья. Для уменьшения при взлёте эффекта обдувки крыла устанавливаются отклоняемые вниз закрылки, элероны и носок крыла. Управление П. а. на вертолётных режимах полностью соответствует управлению вертолётом поперечной схемы.

В конце XIX в. стали появляться первые патенты и проекты П. а., получивших в конце 1930 х гг. за рубежом название «конвертопланы». Первыми были предложены П. а. с поворотными винтами. В начале 20 х гг. появились проекты П. а. с поворотным крылом. В 30 е гг. была предложена схема П. а. с останавливаемым в полёте несущим винтом, который превращался в крыло. В 50—70 е гг. построен ряд экспериментальных П. а. с поворотными винтами (например, Белл XV-15, см. рис. в таблице XXXVII) и поворотными крыльями, а в 80 х гг. начались работы по созданию П. а. практического назначения (по схеме с поворотными винтами) — V-22 фирмы «Белл» (США) — опытная серия (см. рис. в статьt «Белл»).



Лит.: Курочкин Ф. П., Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой, 2 изд., М., 1977; Тараненко В. Т., Динамика самолета с вертикальными взлетом и посадкой, М., 1978.

О. П. Бахов.

прерванный взлет — взлёт, прекращённый в процессе разбега самолета, причиной П. в. может быть отказ какой-либо системы, затрудняющий выполнение полёта, или отказ двигателя многодвигательного самолёта, обнаруженный на скорости, которая меньше скорости принятия решения. Торможение самолёта при П. в. выполняется с применением всех средств гашения скорости (торможение колёс шасси, реверсирование тяги двигателя, выпуск интерцепторов и т. п.) до полной остановки самолёта.

претензии и иски при воздушных перевозках — см. в статье Ответственность имущественная.

приборная доска — элемент конструкции рабочего места члена экипажа; служит для размещения в соответствии с определенными правилами или требованиями средств системы отображения информации и управления, используемых членом экипажа. По назначению различают П. д. летчика, штурмана, бортинженера и т. п. Они могут быть амортизированными или неамортизированными, каркасными или панельными, однопанельными (сплошными) или многопанельными, плоскими или изогнутыми, наклонными или вертикальными, откидными или неподвижными.

Основные элементы конструкции П. д. — панель (панели), каркас, амортизаторы и крепёжные детали. Для установки индикаторов в П. д. делаются вырезы. Расстояние между вырезами для соседних индикаторов по линии, соединяющей их центры, должно быть не менее 5 мм. П. д. изготовляются из листового дуралюмина толщиной 3—5 мм и окрашиваются в чёрный или серый цвет или цвет интерьера кабины. П. д. устанавливаются на расстоянии 600—900 мм от глаз члена экипажа и таким образом, чтобы направление взгляда по отношению к плоскости П. д. было как можно ближе к перпендикуляру. Недостаточный наклон («разворот») П. д. приводит к погрешностям параллакса при отсчёте показаний индикаторов и к «колодезному» эффекту (затенению шкалы индикатора корпусом). Компоновка П. д. лётчиков самолётов и вертолётов регламентируется стандартами. В наилучших по обзору зонах П. д. устанавливают наиболее важные и часто используемые индикаторы. Не рекомендуется установка индикаторов и сигнализаторов в зоне П. д., затеняемой ручкой управления или штурвалом.

На П. д. самолётов 30 х гг. было от 5 до 10 приборов. В период Второй мировой войны на истребителях устанавливалось до 20 индикаторов. В 60—70 е гг. число индикаторов и сигнализаторов возросло до 50, а к началу 80 х гг. на некоторых самолётах до 150. Число приборов на П. д. сокращается при использовании экранных индикаторов.

См. рис. к статье Кабина экипажа.



М. И. Юровицкий.

приборная скорость — скорость летательного аппарата, которую показывает в полёте бортовой прибор-указатель, если принцип его работы основан на измерении разности давлений в динамической и статической камерах приёмника воздушных давлений (приёмник воздушного давления). Реальная система приёмник воздушного давления, в отличие от «идеальной», не индицирует непосредственно значение индикаторной земной скорости V{{a}} (см. Индикаторная скорость) вследствие неидеальности приёмника давлений, нахождения его в возмущённом летательным аппаратом воздушном потоке, инерционности воздухопроводов, связывающих приёмник воздушного давления с указателем, и неиндивидуальной градуировки шкалы указателя. Для определения V{{ia}} в индицируемую указателем скорость V необходимо ввести поправки: {{δ}}Va — аэродинамическую, учитывающую погрешности, вносимые как летательным аппаратом, так и самим приёмником воздушного давления в измерения полного и статического давлений, она определяется в ходе лётно-конструкторских (заводских) испытаний каждого нового летательного аппарата:{{δ}}Vзaп — на запаздывание передачи давления по воздухопроводу из статической (а иногда и динамической) камеры приёмника воздушного давления в корпус прибора-указателя; {{δ}}Vинстр — инструментальную, учитывающую то, что градуировка шкал указателей скорости при массовом их производстве осуществляется по осреднённым для всей партии характеристикам манометрических и анероидных коробок. Расчёт индикаторной земной скорости V{{iz}}, индикаторной скорости Vi и воздушной скорости V осуществляется по формулам: V{{13}} = Vpr + {{δ}}Va + {{δ}}Vзап; V1 = V{{13}} + {{δ}}Vсж; V = V1/{{∆}}1/2, где Vpr = Vук + {{δ}}Vинстр — скорость летательного аппарата, регистрируемая бортовой системой измерений; {{δ}}Vсж = Vi-V{{iз}} — поправка на сжимаемость воздуха;

{{∆}} = QH/Qc = PHTc/pcTH

— относительная плотность воздуха на высоте полета; QH, рн, Тн — плотность, атмосферное давление и температура воздуха на высоте полёта; Qc, pс, Тс — то же на нулевой высоте в стандартных земных условиях (см. Международная стандартная атмосфера).



И. М. Пашковский.

приведённая скорость течения — безразмерная величина {{λ}}, равная отношению скорости газа V к критической скорости течения a*: {{λ}} = V/a*. Используется при анализе движения идеального совершенного газа. Для адиабатического течения П. с. изменяется на конечном интервале 0≤{{λ}}≤{{λ}}max = [({{γ}} + l)/({{γ}}-l)]1/2, где {{γ}} — показатель адиабаты, и связана с местным Маха числом М и максимальной скоростью Vmax формулами

{{формула}}

получаемыми на основе Бернулли уравнения. Величины {{λ}} и М одновременно принимают значение, равное 1, поэтому для дозвуковых течений {{λ}} < 1, а для сверхзвуковых {{λ}} > 1.

приведенные параметры двигателя — параметры газотурбинного двигателя, приведённые к стандартным атмосферным условиям с использованием формул приведения. При испытаниях авиационных газотурбинных жвигателей значения параметров внешней среды (давление, температура и влажность) отличаются от их стандартных значений, соответствующих заданным условиям полёта (высота H и Маха число полёта М{{}}). Поэтому полученные в этих испытаниях значения основных параметров двигателя приводятся к стандартным атмосферным условиям. На земле им соответствуют температура воздуха {{ГЯ()}} = 288,16 К, давление {{р//0}} = 101325 Па, влажность d0 = 0. Сравнение параметров газотурбинных двигателей, определённых в атмосферных условиях, отличных от стандартных, производится с использованием формул приведения, которые имеют следующий вид: приведённая частота вращения

{{формула}}

приведённая тяга (мощность)

{{формула}}

где р*вх и T*вх — полные давление и температура воздушного потока перед компрессором двигателя;

приведённый расход топлива

{{формула}}

приведённый расход воздуха

{{формула}}

приведённый удельный расход топлива

{{формула}}

приведённая температура рабочего тела в j-м сечении проточной части двигателя

{{формула}}

приведённое давление рабочего тела в /-м сечении проточной части

{{формула}}

Формулы приведения параметров газотурбинных двигателей к стандартным условиям широко применяются в практике стендовых испытаний двигателей, а также при анализе результатов лётных испытаний. Они получены на основе безразмерных соотношений, определяющих необходимые и достаточные условия подобия в газотурбинных двигателях (исключая процессы в камерах сгорания) в предположении, что возможное влияние изменения атмосферных условий на геометрические характеристики проточной части, на свойства рабочего тела и Рейнольдса числа Re в элементах двигателя не сопровождается заметным отличием характеристик элементов в условиях испытаний и при стандартных атмосферных условиях.

Практика испытаний авиационных двигателей показала, что допущения, принятые при выводе формул приведения, недостаточно обоснованы и в ряде случаев приводят к значительным погрешностям. В результате многочисленных исследований влияния изменения атмосферных условий (температуры, влажности атмосферного воздуха), числа Re на характеристики газотурбинных двигателей обычные формулы приведения основных параметров двигателя к стандартным атмосферным условиям были уточнены с помощью коэффициентов. Уточняющие коэффициенты к формулам приведения определяются расчётным, экспериментальным и статистическим методами.

В. О. Боровик, Б. Ш. Ланда.

привязной аэростат — аэростат, поднимающийся на удерживающем его привязном тросе, нижний конец которого закреплён на лебёдке. П. а. применяются для подъёма с экипажем и без экипажа. П. а. с экипажем, поднимаемые на высоту до 2 км при скорости ветра до 23—25 м/с, применялись для наблюдения за полем боя, обнаружения целей, корректировки огня, обучения и тренировки парашютистов и как обзорные вышки. П. а. без экипажа используются для исследовательских целей, в качестве средств связи, для защиты от налётов авиации (аэростаты заграждения) и других целей. Подъёмы П. а. для исследовательских целей и как средств связи обычно проводятся на высоте до 2—5 км при скоростях ветра до 35—40 м/с. Для подъёма выше 5 км применяются системы из двух или трёх последовательно соединяемых аэростатов (системы тандем и триплет), что позволяет достигать высоты 8—10 км при скоростях ветра до 22—23 м/с. Объём П. а. — от нескольких м3 до 12 тысяч м3.

Изменяя длину троса при помощи лебёдки, можно регулировать высоту подъёма П. а., а также перемещать его в горизонтальной плоскости. Для закрепления П. а. на земле оборудуется площадка и применяются специальные устройства. П. а. включает наполненный подъёмным газом (водородом, гелием) обтекаемый корпус (оболочку), кормовое оперение, обеспечивающее устойчивость и аэродинамическую подъёмную силу (змейковый эффект), устройства крепления к корпусу гондолы с экипажем или специальной аппаратуры и устройства крепления корпуса к привязному тросу. Неизменность формы и жёсткость корпуса П. а. обеспечиваются путём наполнения воздухом баллонета, расположенного в нижней части оболочки, либо посредством системы из резиновых стяжек. Баллонет и пневматические стабилизаторы наполняются встречным воздушн потоком (через улавливатели) или при помощи вентиляторов, работающих от бортовой энергосистемы.

Привязной трос изготавливается из высокопрочных стальных проволок или синтетических нитей. При использовании П. а. в качестве антенн трос имеет наружную медную оплётку. Для телефонной связи и электропитания бортовых систем применяют привязные кабель-тросы с токопроводящей центральной жилой.

Лебёдки, используемые для подъёма П. а., могут устанавливаться на автомобилях, судах и специальных стационарных устройствах. Для П. а. с объёмом до 100 м3 применяют лебёдки с ручным или моторным приводом, а при больших объёмах — только с приводом от специальных двигателей или двигателей автомобилей.

С конца 60 х гг. во Франции и США разрабатываются стратосферные П. а. для подъёма на высоту 13 км и более с научной аппаратурой. Для этих П. а. применяются оболочки так называемой оптимальной (естественной) формы, используемые для автоматических аэростатов (см. Свободный аэростат), изготавливаемые из плёночных каркасированных материалов. Подъём проводится на тросах из стеклонитей со специальным защитным покрытием, из нитей нейлона и других материалов. В 1971 французский стратосферный П. а. был поднят на высоту 18 км с полезным грузом массой 60 кг и находился на этой высоте 6 ч. Подъём таких П. а. проводится при особо благоприятных атмосферных условиях.

См. рис. к статье Аэростат.



Р. В. Пятышев.

приемистость двигателя — процесс быстрого увеличения тяги (мощности) двигателя путём повышения расхода топлива при резком перемещении рычага управления, оцениваемый временем от начала перемещения рычага управления до момента достижения тяги (мощности), равной 95% её значения на конечном режиме. Исходными режимами при П. д. обычно являются режимы земного и полётного малого газа, конечными — максимальный бесфорсажный режим и режим полного форсирования, а также режимы, специфичные для двигателя конкретного летательного аппарата (см. также Режим работы двигателя). В соответствии с Нормами лётной годности самолётов гражданской авиации время П. д. от малого газа до максимального (взлётного) режима в стандартных атмосферных условиях на уровне моря должно быть не более 5 с. Это время назначается из условия обеспечения безопасного ухода летательного аппарата на второй круг при неудавшейся посадке. Определенные требования предъявляются к линейности изменения тяги (мощности) и т. п. Изменение времени П. д. по высоте, скорости полёта и температуре атмосферного воздуха существенно зависит от динамических свойств двигателя, программы регулирования подачи топлива, изменения положения регулирующих устройств в элементах двигателя. Для программ регулирования двигателя, подчинённых законам подобия, характерно увеличение времени П. д. при возрастании высоты, уменьшении скорости полёта и повышении температуры атмосферного воздуха.

На практике под П. д. нередко понимают способность двигателя быстро изменять свой режим работы.



Лит.: Сосунов В. А., Литвинов Ю. А., Неустановившиеся режимы работы авиационных газотурбинных двигателей, М., 1975.

Ю. А. Литвинов.

приемник воздушных давлений (ПВД) — приёмник давлений, устанавливаемый на наружной поверхности летательного аппарата и служащий для восприятия полного и статического давлений, используемых для измерения скорости и высоты полёта летательного аппарата. Представляет собой цилиндр (диаметр 20—25 мм, длина около 300 мм; ось направлена вдоль потока) с оживальной головной частью, на прямом срезе которой расположено отверстие, воспринимающее полное давление набегающего потока. На расстоянии 160—250 мм от среза размещается приёмник статического давления в виде системы отверстий, расположенных группами сверху и снизу на боковой поверхности приёмник воздушного давления и объединённых кольцевой осреднительной камерой (для уменьшения чувствительности приёмника к изменению ориентации ПВД по отношению к набегающему потоку). Для передачи давлений к чувствительным элементам служат специальные трубопроводы.

приемники давлений, насадки аэродинамические, — устройства для восприятия давлений (в том числе полного и статического) газового потока, передачи их к измерительным преобразователям для измерения значений и определения по ним скорости (Маха числа) потока относительно летательного аппарата (его модели). Многообразные П. д. отличаются геометрическими, конструктивными и функциональными признаками. Простейшими из них являются Пито трубка, отверстия в стенке (дренажные отверстия) и другие. На летательных аппаратах для измерения скорости и высоты полёта широко используются приёмники воздушных давлений. Особый класс составляют П. д., используемые в аэродинамическом эксперименте. Наиболее типичными из них являются шеститочечный (полусферический) приёмник Центрального аэрогидродинамического института для измерений в дозвуковом потоке и конический — в сверхзвуковом (см. рис.). По разности давлений в точках 1, 3 и 4, 5 судят о значениях углов, образуемых вектором скорости потока с осью приёмника. Таким же образом определяется направление скорости сверхзвукового потока коническим приёмником. При этом скорость (число Маха) определяется по отношению средний давления в точках 1, 3, 4 и 5 к полному давлению за прямым скачком уплотнения.

Лит.: Петунин А. Н., Методы и техника измерений параметров газового потока, М., 1972.

Приёмники давлений: а—для измерений на дозвуковых скоростях; б — для измерений на сверхзвуковых скоростях.



приземление — см. в статье Посадка.

присоединенная маасса — величина с размерностью массы, которая прибавляется к массе тела, неравномерно движущегося в жидкости (газе), для учёта воздействия жидкости на это тело. Если тело движется поступательно в идеальной жидкости с переменный скоростью V(t), то, несмотря на отсутствие трения, на него действует сила сопротивления аэродинамического X. Причина её появления состоит в том, что тело вовлекает в движение окружающую жидкость и сообщает ей некоторую кинетическую энергию Т; например, для сферы радиуса а: T = {{λ}}V2/2, где {{λ}} = 2{{πρ}}a3/3, {{ρ}} — плотность жидкости. Приращение кинетической энергии жидкости происходит за счёт работы тела против силы сопротивления, следовательно, Х = (l/V)dT/dt = -{{λ}}dV/dt. Для сферы массы m, движущейся под действием силы F, второй закон механики принимает вид (m + {{λ}})dV/dt = F. Таким образом, величина {{λ}} характеризует как бы дополнительную инерционность сферы при её движении в жидкости; поэтому {{λ}} и называют П. м.

Аналогичным образом можно вычислить П. м. и в общем случае произвольного тела, но в этом случае она будет тензорной величиной, характеризующей кажущееся увеличение массы, моментов инерции, статических и центробежных моментов тела в жидкости по сравнению с их значениями в вакууме. По порядку величины П. м. равна массе жидкости (газа) в объёме тела, и при движении самолёта или ракеты в воздухе она мала по сравнению с их массой, и её можно не учитывать. Но в ряде случаев, например, при полёте дирижабля или движении крыла под водой с переменной скоростью, ударе о воду и др., П. м. имеет существенное значение. В связи с этим разработаны и используются экспериментальные методы определения П. м.



Лит.: Лэмб Г., Гидродинамика, пер. с англ., М.—Л., 1947; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. Н. Голубкин.

прицел авиационный — устройство для прицеливания при стрельбе из авиационного пулемётно-пушечного оружия, при пуске неуправляемых ракет, при бомбометании. Основные блоки П. — визирное устройство, вычислитель, блок связи с пилотажными датчиками, пульт ввода данных и управления, прицельный индикатор. При совмещении визира и прицельного индикатора в некоторых конструкциях П. прицельные данные отображаются в поле зрения визира.

Визирное устройство определяет координаты цели относительно положения летательного аппарат и выдаёт эти данные в вычислитель. В вычислитель вводятся также данные датчиков параметров полёта — высоты, скорости, углов наклона траектории, атаки и скольжения и т. п. Вручную с помощью пульта ввода данных вводятся баллистические характеристики оружия. Вычислитель вырабатывает угловые поправки стрельбы — углы упреждения, которые отображаются на прицельном индикаторе или выдаются на автопилот. Задачей лётчика или автопилота является такое управление летательным аппаратом, при котором направление вектора его скорости совпадает с вычисленным направлением стрельбы относительно цели.

В период Великой Отечественной войны и в послевоенные годы в СССР были созданы серии П. с различной степенью автоматизации решения прицельных задач, в том числе ОПБ — оптический П. бомбометания и АСП — авиационные стрелковые П. Внедрение П. на боевых летательных аппаратах существенно повысило точность и боевую эффективность применения авиационного оружия по сравнению с точностью и эффективностью, которые обеспечивались простейшими механическими и оптическими коллиматорными прицельными устройствами довоенного периода. С появлением в авиации вычислительной техники П. стали заменяться прицельно-навигационными системами.

A. Г. Зайцев.

прицельно-навигационная система — система, предназначенная для комплексного решения задач навигации и применения оружия. Решение двух задач в одной системе вызвано общностью математического аппарата, сложным взаимодействием алгоритмов и использованием одних и тех же датчиков информации. Данные о положении летательного аппарата в пространстве, о векторах скорости и ускорения, об угловых положениях используются при решении задач применения оружия в баллистических алгоритмах, алгоритмах прицеливания, наведения летательного аппарата в точку пуска оружия, управления визирным устройством (визиром). Данные визирного устройства об относительных координатах наземных ориентиров используются для коррекции навигационных данных на маршруте полёта.

В состав П.-н. с. входят (см. рис.) визирные устройства 1, индикаторы 2—4, отображающие соответственно прицельно-пилотажную, обзорную и навигационную информацию, пульты 5 ввода предполетной оперативной информации, вычислительная система 6, объединяющая все устройства в единую систему, навигационные датчики — инерциальная навигационная система 9, система 10 воздушных сигналов, радиовысотомер 11 и другие датчики, блок 12 целеуказания.

Визирные устройства обеспечивают обзор воздушного или наземного пространства, обнаружение и распознавание цели, сопровождение одной или нескольких целей по углам и дальности, подсвет цели или наведение управляемого оружия. Информация от визирных устройств поступает на вычислительную систему, на систему индикации и в виде сигналов целеуказания в бортовую систему оружия. Индикаторы объединяются в систему отображения информации. На прицельно-пилотажном индикаторе, имеющем полупрозрачное стекло, отображаются данные о цели (дальность, скорость сближения), условия прицеливания (подвижные метки, разрешённая дальность пуска), пилотажно-навигационные данные (высота, скорость, курс летательного аппарата). Прицеливание осуществляется путём совмещения подвижной прицельной метки с целью, наблюдаемой через полупрозрачное стекло и фонарь кабины. Обзорная информация (радиолокационная, телевизионная, тепловизионная) отображается на обзорно-прицельном индикаторе, на который могут быть выведены пилотажно-навигационные и прицельные данные. Навигационный индикатор отображает карту местности, положение летательного аппарата над местностью, направление полёта, взаимное расположение летательных аппаратов в группе, размещение зон противовоздушной обороны противника. Навигационные датчики определяют положение летательного аппарата в пространстве, значения и направление скорости и ускорения, угловое положение осей летательного аппарата. На самолётах-истребителях, особенно перехватчиках, при выполнении боевой задачи наличие навигационной информации (в частности, карты местности) несущественно, и устройства её отображения из П.-н. с. исключают, а такие «упрощённые» П.-н. с. называют обзорно-прицельными системами.

Центральным элементом П.-н. с. является вычислительная система, которая управляет режимами работы всех устройств (общий диспетчер), ведёт обмен информацией с датчиками, пультами и системами индикации, осуществляет комплексную обработку информации от различных датчиков, формирует данные для системы индикации, вычисляет прицельные и навигационные данные, зоны применения оружия и сигналы программного управления визирными устройствами, вырабатывает сигналы целеуказания оружию, команды управления траекторией летательного аппарата в соответствии с принятыми законами наведения и команды сброса оружия, контролирует состояние всех устройств системы, включает и выключает резервные устройства. П.-н. с. сопрягается с пилотажной системой 7 при управлении траекторией летательного аппарата на маршруте и атаке цели, с системой 8 подготовки и пуска оружия, с бортовыми системами 13 оружия.



Каталог: library
library -> Практикум по дисциплине «Основы организационного управления в информационной сфере»
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Последовательный ввод-вывод и измерение температуры
library -> Программа вступительного экзамена для магистерской подготовки по специальности 1-40 80 01
library -> Лабораторная работа № Изучение микроконтроллера msp430. Аналоговый ввод-вывод и коммуникация
library -> Космодром Байконур. Наша гордость или боль?: Проблема крупным планом/Г. Искакова // Индустриальная Караганда. 2002. 19 янв
library -> Системы мониторинга региональных финансов
library -> Н. А. Иванова поведение домохозяйств на рынке труда в трансформационной экономике


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   106   107   108   109   110   111   112   113   ...   170


База данных защищена авторским правом ©grazit.ru 2019
обратиться к администрации

войти | регистрация
    Главная страница


загрузить материал