# Lab 9. АНУ-1 (Eng) ()

advertisement
```LABORATORY WORK #6
Задатчик угла карты
счисление пути
Map angle master
Reckoning
AUTOMATIC NAVIGATIONAL DEVICE “АНУ-1”
Aim of the work:
 Learning of operational principle and construction of automatic navigational device АНУ-1;
BRIEF INFORMATION ABOUT TRAVEL COUNTING AND SET OF INSTRUMENTS
ABOARD, WHICH IMPLEMENT SUCH MEASURING
1. General navigation determination.
Air navigation device АНУ-1 is intended to continuous determination of the aircraft current
position in conditionally chosen rectangular coordination system, which is rotated relative to meridian
trough the map angle.
As a rule, position coordinates are read by counter arrow in kilometers of travel from starting
point (точки вылета) and lateral deflection from travel line set.
АНУ-1 continuously implements calculating of the aircraft coordinates by means of track
velocity components integrating on X and Y rectangular axes.
To get respective components W x and W y of the aircraft track velocity the heading velocity V
and wind velocity U on the navigational triangle axes are transformed in the device АНУ-1 to
projections of these velocities V x , V y , U x , U y on the rectangular axes X and Y . Using received
projections it is possible to calculate velocities W x and W y . Then integration of W x and W y allows
finding the aircraft coordinates.
The navigational triangle of velocities and its connection with rectangular axes are presented on
fig.1.
Fig. 1
Navigational equations, which show the connection between velocity components and aircraft
rectangular coordinates X and Y for different operation modes of АНУ-1, are the following:
“ДИСС” mode
t
X   W sin      dt
t0
t
Y   W cos     dt
t0
MEMORY mode (“ПАМЯТЬ”)
t


X   V sin      U xy dt
t0
1
t


Y   V cos     U xy dt
t0
AUTONOMOUS mode (“АВТОНОМНЫЙ”)
t
X   V sin      U sin    dt
t0
t
Y   V cos     U cos   dt
t0
2. Set of АНУ-1, purpose of its parts and units.
Automatic navigational device АНУ-1 consists of the following units:

Airspeed indicator НИ-50БМ ДВС;

Map angle master ЗУК-1;

Wind master ЗВ-1;

counter НИ-50 Сч;

temperature receiver П-1;

switching unit БК-1.
Functional scheme of АНУ-1 is presented on fig. 2.
Airspeed indicator НИ-50 БМ ДВС is intended for finding true airspeed V and giving voltage,
which is proportional to this airspeed.
Map angle master ЗУК-1 is intended to input automatically the aircraft heading  from the
heading system to the navigational device, and also to form angle    , where  is map angle.
Wind master ЗВ-1 is used for input of velocity U and wind direction  in the АНУ-1 scheme,
when it is operating in autonomous mode. Also the wind master implements decomposition of wind
vector U by axes of chosen coordinate system. Data, which are necessary to solve this problem – wind
velocity, wind direction and map angle are set in the master manually. For the mentioned purpose the
device has handle and scale of wind velocity U (0 – 200 km/h) with scale factor 5 km/h, and also
handle and scale of wind direction  (0 - 360&ordm;) with scale factor 5&ordm;. At the same time the wind
direction scale is used for map angle setting.
Counter НИ-50 Сч is the main indicator of the automatic navigational device. By indications of
its arrows it is possible to read current coordinates of the aircraft position in every point of time,
counted in kilometers of travel. When АНУ operates in the main mode (“ДИСС” mode) or WIND
MEMORY mode, the direct voltages, which are proportional to the velocity components W x and W y
in conditional rectangular coordinates, are integrated by time in the counter. In the АНУ-1 autonomous
mode the algebraic summation of true airspeed components V x , V y and wind velocity components U x
and U y in conditional rectangular coordinates is implemented in the counter. Integrating is made in
the counter by integrating motors.
Temperature receiver П1 is used to measure and transform the external air temperature to
electrical voltage and to give it to the electrical circuit of the airspeed indicator.
Switching unit БК-1 is set of one-drive calculating units, which implement forming the aircraft
ground speed components W x and W y relative to conditional rectangular coordinates in all the modes
of АНУ-1.
The switching unit contains the following blocks:
 heading processing unit HPU (узел отработки курса УОК);
2
 ground speed processing unit GSPU (узел отработки путевой скорости УОПС);
 course processing unit CPU (узел отработки путевого угла УОПУ);
 “wind memory” unit WMU (узел “памяти ветра” (УПВ)).
At the same time the switching unit is used to integrate all blocks of the automatic navigational
device into united system. With the help of switching unit the connection of the АНУ with the heading
system КС and ground speed and drift Doppler navigator GSDDN (доплеровским измерителем
путевой скорости и сноса (ДИСС)) is implemented.
Heading processing unit HPU (УОК) is intended to set heading angle  in the АНУ-1
calculating scheme taking into account the map angle  .
Ground speed processing unit GSPU (УОПС) is independent calculating unit an is used to
process signal, which is proportional to the ground speed W, received from ДИСС.
Course processing unit CPU (УОПУ) transforms the sum of angles      into voltage and
inputs this sum in the calculating scheme of the АНУ-1.
WIND MEMORY unit WMU (УПВ) is intended for calculating and storage of the wind
velocity components U x and U y relative to the conditional rectangular coordinate system:
U x  Wx  V x
U y  Wy  Vy
2.3. Operation modes of the АНУ-1.
The automatic navigational device АНУ-1 in accordance with functional scheme (fig.2) can
operate in the following three modes:
1. The main mode – mode of Doppler reckoning ( “ДИСС” mode);
2. “WIND MEMORY” mode, which is based on the method of air reckoning in presence of
“stored” values of the wind velocity components by information from ДИСС;
3. Autonomous mode – air reckoning mode.
ДИСС mode
The operation mode switch B1 is set in “ДИСС” position, the relay Р2 winding is de-energized.
Reckoning is implemented by the information from heading system and speed and drift Doppler
navigator. The voltage, which is proportional to the aircraft ground speed is processed by means of
follow-up system of the ground speed processing units and comes from its output potentiometer to
potentiometer СКП2 of course processing unit.
The course      is formed in a following way. The heading signal  comes to map angle
master ЗУК, in which the calculated map angle  is manually entered. The angle    comes from
map angle master output to switching unit. This angle is processed by heading processing unit (УОК).
Resulting signal, proportional to    , goes from selsyn transmitter СД1 to differential selsyn ДС1
of ДИСС. The rotor of selsyn ДС1 rotates through the drift angle   . Here, the signal     
comes from selsyn ДС1 to ground speed processing unit. This signal is processed by follow-up system,
which rotates the brushes of potentiometer СКП2 through the course angle      . Thus,
potentiometer, supplied by voltage proportional to the ground speed W , gives voltages W x and W y ,
which are proportional to multiplications W sin      and W cos     . Received voltages
comes through normally closed contacts Р2-1, Р2-2, Р2-3 and Р2-4 of relay Р2 to integrating motors
ИД1 and ИД2 of counter НИ-50 Сч. The current aircraft rectangular coordinates X c and Yc are read
by the counter scale.
3
Reckoning in the “WIND MEMORY” mode
When the speed and drift Doppler navigator switches to the “Memory” mode, the memory signal
automatically goes to relay Р1 of the switching unit. After the actuation of relay Р1, АНУ-1 switches
into “Wind memory” mode. Here, the moving contacts Р1–1 and Р1–2 shunt the inputs of magnetic
amplifiers МУ-х and МУ-у and brushes of СКП2 of course processing unit are switched off the
reckoning scheme. Brushes of potentiometers П x and П y of “Wind memory” unit stay in position,
according to the last calculated values of the wind velocity components U x and U y .
Voltages, proportional to the true airspeed components V x and V y , received from potentiometer
СКП1 brushes of the heading processing unit are summed with corresponding “stored” voltages,
which are proportional to the wind speed U x and U y . As a result of this procedure, we have algebraic
sums of voltages Vx  U x and V y  U y , proportional to the ground speed components. They go to
normally closed contacts of relay Р2 and further come to integrating motors ИД1 and ИД2 of the
counter НИ-50сч.
Reckoning in the autonomous mode
Switching on the autonomous mode is implemented by putting of the operation mode switch in
the “Autonomous” position. Here, signal + 27 V comes to relay Р2. Contacts Р2-1, Р2-2, Р2-3 and
Р2-4 switch and voltages, proportional to ground speed components come to integrating motors ИД1
and ИД2 of the counter. Voltages, proportional to true air speed components V x and V y received from
СКП1 brushes of the heading processing unit and come to the normally closed contacts Р2-1 and Р2-4
of relay Р2.
Voltages, proportional to wind velocity U x and U y , are received from СКП3 brushes and come
to the normally closed contacts Р2-2 and Р2-3 of relay Р2. Pairwise summation of voltages
proportional to Vx  U x and V y  U y , takes place directly on clemmas of corresponding integrating
electromotors of the counter Сч. This counter implements integration of the ground speed components
W x and W y by time. Readings of current rectangular coordinates X c and Yc of the aircraft position
are made by arrows “С” and “В” relative to counter Сч scale.
4
5
Fig. 2 Functional diagram of automatic navigational device
ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
1. Координатная система – условная прямоугольная с произвольной ориентировкой осей
2. Электропитание:
– от источника постоянного тока напряжением 27 В&plusmn;7%
– от источников переменного тока частотой 400 гц&plusmn;5% напряжениями 36 В+3% и
115 В+3%
3 Потребляемая мощность не превышает величин
– по постоянному току 40 Вт;
– по переменному току 100–110 ВА
4 Типы обслуживающих компасов см. в табл.1
Таблица 1
Модификации
автоматических
навигационных
устройств
АНУ-1, АНУ-1к
АНУ-1А-1,
АНУ-1А-1к
АНУ-1А-2,
АНУ-1А-2к
Типы компасов и
курсовых систем
Типы
допплеровских
измерителей
скорости и сноса
ГПК-52, АП-6Е, КС-5
ГПК-52, УЛАП-15,
ДАК-ДБ, КС-4, КС-6
ДИСС-1
ДИСС-НАС-1
ГИК-1, ДГМК-3,
ДГМК-5, ДГМК-7, ДИК46М
5. Типы обслуживающих допплеровских измерителей скорости и сноса см. в табл. 1
6. Рабочий диапазон высот…………………………………………………………0  20 км
7. Рабочий диапазон истинных воздушных скоростей на различных высотах указан в
табл. 2.
Таблица 2
Высота
км
0
Рабочий диапазон истинных
воздушных скоростей в км/час
от
до
200
От 0 до 2
Св. 2 до 4
„4 „6
„ 6 „ 10
300
900
1000
400
„ 10 ,, 12
„ 12 ,, 15
„ 15 „ 18
500
600
700
„ 18
800
, 20
800
1100
6
Примечание.
Данные
табл. 2
обусловлены
прочностными
характеристиками
чувствительного элемента датчика воздушной скорости.
8. Измеряемый диапазон скоростей ветра..........0  200 км/час
9. Рабочий диапазон путевых скоростей..…..200  1100 км/час
Примечание. При всех режимах работы в схему АНУ непрерывно поступает информация
о величине истинной воздушной скорости, возможность измерения которой в зависимости от
высоты полета ограничивается величинами, указанными в табл. 2. Поэтому максимальное
значение рабочего диапазона путевой скорости для каждой высоты полета определяется в
пределах указанного выше рабочего диапазона путевых скоростей суммой максимального
значения рабочего диапазона скоростей ветра и максимально допустимой для данной высоты
величины истинной воздушной скорости (см. табл. 2).
10. Температурный диапазон………………...от –60&deg; до +50 &deg;С
11. Инструментальные погрешности при указанном выше электропитании не превышают:
а) в основном режиме работы (режиме “ДИСС”) – величин указанных в табл. 3
Таблица 3
Инструментальные погрешности АНУ в
Температур режиме “ДИСС” в безветрии и при сносе
в % от номинала в рабочем диапазоне
а
путевых скоростей на высотах в км
окружающег
о воздуха &deg;С
0
св. 0 до 10
св. 10 до 20
не более
+20
&plusmn;1,75
+50
&plusmn;2,5
—
—
—60
&plusmn;2,5
б) дополнительная инструментальная погрешность при переходе из режима “ДИСС”
в режим “Память ветра” &plusmn;2%
в) в автономном режиме работы – величин, указанных в табл. 4.
Таблица 4
окружающего воздуха
приемников
температуры П-1
Температур
а &deg;С
+20
+20
+50
См.
табл.
5
—60
Инструментальные погрешности
АНУ в режиме “навигационного
индикатора” в безветрии и при сносе
в % от номинала на высотах в км
0
св. 0 до 10 св. 10 до 20
при истинных воздушных скоростях в
км/час
св.
от 200
500
см. табл. 2
до 500
до 800
не более
&plusmn;5,0
&plusmn;5,0
&plusmn;5,0
—
—
&plusmn;5,5
7
12. В табл. 5 приведены значения температуры заторможенного потока для приемников
температуры П-1 в зависимости от истинной воздушной скорости и температуры наружного
воздуха.
Таблица 5
Истинная
воздушная
скорость
км/час
300
400
500
600
700
800
900
1000
1100
Температура заторможенного потока в
&deg;С, измеряемая приемниками
температуры П-1, при температуре
окружающего воздуха
–60&deg;С
+50&deg;С
—56,5
+53,5
–54
+56
—50,5
+59,5
—46
+64
—41
+68,5
—35,5
-4-74,5
—29,0
+ 80,9
—21,8
+88,2
—13,7
+96,2
13 Вибропрочность, виброустойчивость и ударная прочность. Изделия, входящие в
комплект автоматического навигационного устройства, выдерживают без механических
повреждений и без нарушения нормальной работы:
а) вибрацию в диапазоне частот от 20 до 80 гц с перегрузкой:
1,5g – для задатчика угла карты, счетчика и задатчика ветра
4g – для блока коммутации, датчика воздушной скорости и приемников температуры
б) воздействие 10 000 ударов с перегрузкой 4g при частоте 40–100 ударов в минуту.
14. Уровень помех радиоприему, создаваемых работой автоматического навигационного
устройства в цепи питания постоянным током не превышает величин, указанных в табл. 6.
Таблица 6
Частота радиопомех
Мгц
0,16
0,5
1,0
4,0
6,0  150 и выше
Допускаемый уровень
напряжения радиопомех
мкв
100
60
45
25
20
15. Взаимозаменяемость. Все изделия, входящие в комплект, могут быть заменены
аналогичными.
16. Вес автоматического навигационного устройства без штепсельных разъемов и
монтажных деталей не превышает …………………….……………………………………..….15 –
15,5 кг
СОДЕРЖАНИЕ ОТЧЕТА
В отчете должно быть представлено:
- перечень приборов, входящих в состав АНУ-1;
- функциональная схема АНУ-1;
8
- заключение о соответствии устройства АНУ-1 тактико-техническим требованиям и
пригодности установки его на самолет.
КОНТРОЛЬНЫЕ ВОПРОСЫ
1. Назначение и принцип действия АНУ-1.
2. Какие уравнения используются устройством АНУ-1 при его работе в различных
режимах функционирования?
3. Какой из режимов работы АНУ-1 является наиболее точным?
4. Какие особенности работы устройства в режиме ПАМЯТЬ?
9
```