Курсовая работа по курсу Измерительно-управляющие комплексы

Московский Авиационный Институт

(Национальный Исследовательский Университет)

Каф.305

Курсовая работа

по курсу

Измерительно-управляющие комплексы

Выполнил

Студентка гр.03-511

Грызлова А. А.

Принял

Веремеенко К. К.

Москва, 2013г

Московский авиационный институт

(национальный исследовательский университет)

Кафедра № 305

Задание
на курсовой проект (работу) по курсу _Измерительно-управляющие комплексы__

студенту Грызловой А. А. ___________ группы _03-511_ _

Тема проекта (работы) Обобщенная структура модернизированного пилотажно-навигационного комплекса подводной лодки....
Подпись студента _

Фамилия, имя, отчество, ученая степень, должность и подпись консультанта______________________________________________________ __________

Начало проектирования	06 марта 2013
Конец проектирования	25 мая 2013

Отзыв консультанта
Выполненный студентом

курсовой проект (работа) представлен в полном объеме и заслуживает оценки ___

“ ” 2013 г. Подпись

Исходные данные
Обосновать состав и разработать структуру модернизированного ПНК самолёта Boeing 737. Основное внимание уделить разработке структуры комплекса с учетом алгоритмов комплексной обработки информации в ПНК.

Основные вопросы, подлежащие разработке:

Анализ особенностей задач, измерительных средств и динамики самолёта Boeing 737
Обоснование состава комплекса навигационных систем.
Разработка общего облика системы управления
Структурная схема ПНК
Структурная схема первичной обработки информации.
Структурная схема комплексной обработки информации.

Введение

В качестве объекта в курсовой работе выбран подводная лодка.... Самолёт производится корпорацией Boeing с 1967 года. Он является самым массово производимым реактивным пассажирским самолётом за всю историю пассажирского авиастроения.

Предельные значения скоростей и углов при эксплуатации лодки:

Линейная скорость: 900км\ч = 250м\с;

Дальность полёта: 6230 км;

Угловые скорости:

Крен: 15 гр\сек;

Курс: 20 гр\сек;

Тангаж: 15 гр\сек

Углы:

Крен: +\-35 градусов;

Курс: 0-360 градусов;

Тангаж: +\-20 градусов;

Высота: 13000м;

Ускорение: от +5g до -5g.

Структура системы

Исходя из описанных предельных значений скоростей и углов, а также исходя из свойств и условий эксплуатации объекта, повышенных требований к безопасности полётов состав пилотажно-навигационного комплекса выбран таким:

- Комбинированная система воздушных сигналов и инерциальных датчиков (Air Data Inertial Reference System, ADIRS), состоящая из двух блоков, содержащих в себе обработчик показаний с аэрометрических датчиков и набор инерциальных датчиков (лазерных гироскопов и акселерометров, Air data inertial reference unit).

-Спутниковая система коррекции, состоящая из двух спутниковых приёмников GPS/GLONASS;

-Flight Mission Computer;

-Система VOR/DME;

-Система предупреждения столкновения с поверхностью земли (TAWS);

-Система предупреждения столкновения самолётов в воздухе (TCAS);

-Система отображения информации, представляющая собой многофункциональный дисплей, способный работать в нескольких режимах (вкладках).

Взаимодействие компонентов осуществляется в цифровом виде.

Схема интеграции БИНС-СНС выбрана слабосвязанной. Это обеспечивает:

-высокую надёжность (отказ одного из блоков ADIRU или СНС не остановит работу всей системы);

-минимальные изменения в существующей бортовой аппаратуре;

-основное достоинство жесткосвязанной схемы (устойчивость слежения за СНС сигналами при динамических манёврах) в этом объекте не нужно.

GNSS 2

Баровысотомер

ARINC 429

Air Data Inertial Reference System, ADIRS

Навигационный Режим TAWS Режим TCAS Другие режимы работы

режим (метео и т.д.)

MFD

(Multi-functional display)

GNSS 1

Приём. ст. и дин. двл

ADIRU №1

φ_сп, λ_сп, h_сп

Данные

Вариометр

СВС(1)

Изм. угла атаки и ск.

Автопилот

Термодатчик

φ, λ, h, V_φ, V _λ,V_h,α, β, γ, α_атак, α_ск

Проек. ист. и приб. возд. скор.

Flight Mission Computer

φ, λ, h, V_φ, V _λ,V_h,α, β, γ φ, λ, h, V_φ, V _λ,V_h

VOR/DME
TCAS

TAWS

FMC

Display

Режимы работы

многофункционального дисплея

(1) Барометрическая высота полета

Вертикальная скорость

Истинная и приборная воздушная скорость

Температура наружного воздуха

Углы атаки и скольжения

Давление (полное и динамическое)

4. Air Data Inertial Reference System, ADIRS

Внешний вид Air data inertial reference unit

Принципиальная схема работы одного юнита:

Система ADIRS состоит из 1-3 блоков инерциальных чувствительных элементов и обработчиков СВС, а также дистанционно подключаемых датчиков воздушных сигналов. В случае использования трёх блоков ADIRU, третий блок является резервным и в нормальных условиях участия в измерениях не принимает.

Аэрометрическая часть каждого ADIRU позволяет получить:

- барометрическую высоту полета

- вертикальную скорость

- воздушную скорость

- температуру наружного воздуха

- углы атаки и скольжения

- давление (полное и динамическое).

Внешний вид аэрометрических датчиков (на примере поколения NG):

Датчик динамического давления,

Измеритель угла атаки.

(До модификации NG здесь же располагался датчик температуры. Также до версии NG датчики располагались ближе к люку, что нередко приводило к их повреждению телетрапами.)

Основной сдвоенный датчик статического давления воздуха. Находится на левой стороне фюзеляжа, на правой стороне располагается резервный одиночный датчик. Переключение производится вручную.

Улучшенный датчик температуры забортного воздуха (TAT probe, начиная с NG). В отличии от традиционного датчика позволяет получить более точные данные на малых скоростях полёта, при рулёжке и стоянке.

Подключение аэрометрических датчиков осуществляется через шину ARINC 429. Все аэрометрические датчики снабжены подогревателями.

Инерциальная часть ADIRU состоит из трёх кольцевых лазерных гироскопов и трёх акселерометров.
Инерциальная и аэрометрическая части ADIRU при отказе одной из них могут работать по отдельности, выдавая лишь часть параметров (например, при отказе инерциальной части с этого ADIRU будем получать лишь данные СВС).

5. Визуализация полётной информации

Изображение приборной панели самолёта Boeing 737Classic

Видно симметрично-расположенные блоки дисплеев. На данной модификации самолёта, выпускавшейся с 1983 по 2000 год, дисплеи могут работать только в одном режиме и не имеют дополнительных вкладок.

Блок дисплеев состоит из двух дисплеев:

-дисплей, отображающий по центру - авиагоризонт, слева – текущую скорость, справа и внизу - точки для индикации отклонения от глиссады, и справа внизу - индикация радиовысотомера;
-дисплей, отображающий план полёта и информацию от системы TCAS.

Изображение приборной панели самолёта Boeing 737NG

Видно, что в современной модификации самолёта (с 1997 года) максимальное количество необходимой информации размещено на многофункциональных дисплеях. Такой подход позволяет разместить гораздо больше полезной информации, чем традиционный набор раздельных указателей, так как информацию можно разместить в разных вкладках (режимах) дисплеев. Каждый дисплей отвечает за свою группу функций:

По центру: параметры работы двигателей (температура, давление масла, потребление топлива и т.д. ), параметры работы ВСУ, информация о топливе (остаток, расход, балансировка топлива в баках, «запас хода» и тд),

Вторые дисплеи симметрично: Многофункциональный дисплей (MFD), выполняющий навигационные функции (см. схему),

Третьи дисплеи симметрично: изображение авиагоризонта, отображение текущей скорости, индикатор отклонения от глиссады и показания радиовысотомера.

Один из вариантов панели управления МФД. Внизу панели видны кнопки режимов работы МФД.

Вкладка TAWS (Vertical Situation Display, один из вариантов)

Boeing 737NG head-up display

В 1995-м году корпорация Boeing представила проекционный дисплей в качестве будущей опции для самолётов 737NG. Дисплей предоставляет пилоту наглядную информацию о глиссаде при посадке и о траектории при взлёте. Использование данного дисплея разрешено на высотах до 200 метров при посадке после 90 метрах при взлёте.

Осреднение

ОФК

СНС 2

СНС 1

СНС

ОФК

ФИ

ИНС

6. Структурная схема комплексной обработки информации

Где:

ИНС – инерциальная навигационная система;

СНС – спутниковая навигационная система;

ОФК – оптимальный фильтр Калмана;

ФИ – формирователь измерений.

7. Структурная схема первичной обработки информации

Осреднение

ИНС 2

ИНС 1

Где:

ИНС 1, ИНС 2 – инерциальные навигационные системы;

СНС 1, СНС 2 – приёмники спутниковой навигационной системы;

ОФК – оптимальный фильтр Калмана.

Выходные данные систем ИНС и СНС представлены в виде координат в системе WGS 84.

Пример выходных данных со всех доступных систем на экране FMC:

Где строка №:

1: результат обработки информации от 5-и источников

2: ИНС №1

3: ИНС №2

4: Приёмник СНС №1

5: Приёмник СНС №2

6: VOR/DME приёмник

Показано соотношение RNP/ANP (Required Navigation Performance/Actual Navigation Performance). Так как ANP характеризует текущую погрешность определения местоположения, а RNP – требуемую точность на данном этапе полёта, RNP всегда должен быть больше ANP.

8. Выводы

Предложенная схема пилотажно-навигационного комплекса полностью удовлетворяет поставленным требованиям, обеспечивает необходимые точность пилотирования и безопасность полётов. В то же время, возможно дальнейшее развитие предложенной системы с целью улучшения точностных параметров и отказоустойчивости.

9. Список литературы

1. Boeing 737 Technical Guide, Chris Brady, 2013

2. Digital Avionics Systems, 1995

3. AD/INST/45 Honeywell Air Data Inertial Reference Units 6/2000 DM, Australian Civil Aviation Safety Authority. 2000.

4. http://honeywell.com