Разработка пульта проверки входного контроля
2 Анализ существующего способа проверки АЭ и ПИ
3 Структурная схема проверки АЭ и ПИ с использованием проверочной аппаратуры
4 Функциональная схема проверки АЭ и ПИ
5 Описание электрической принципиальной схемы пульта проверки
6 Описание электрической схемы цифро-аналового преобразователя
7 Расчет параметров в схеме датчика крена
10 Конструкторско-технологическая часть
11 Организационно-экономическая часть
12 Охрана труда и окружающей среды
Список используемой литературы
Приложение А
Приложение Б
Приложение В
Приложение Г
В связи с усложнением бортовой аппаратуры противотанковых управляемых ракет, применением в ней сложной цифровой и микропроцессорной схемотехники, возрастают требования к контрольно – проверочной аппаратуре, обеспечивающей качественную проверку параметров аппаратуры электронной (АЭ) и приемника излучения (ПИ) на входном контроле.
Назревшей необходимостью является разработка новых методов и средств проверки, исключающих выше перечисленные недостатки.
В дипломном проекте проведена разработка пульта проверки входного контроля и методики контроля, позволяющих провести проверку АЭ и ПИ по параметрам, обеспечивающим идентичность проверок как отдельно, так и в составе ракеты.
1 Постановка задачи
Требуется разработать пульт входного контроля аппаратуры электронной АЭ и приемника излучения ПИ изделий 9М133 (далее по тексту пульт проверки), отвечающий следующим требованиям:
- должна осуществляться проверка сквозного динамического коэффициента АЭ и ПИ на частотах вращения ракеты;
- в качестве имитатора вращения использовать имеющийся датчик крена гирокоординатора;
- должна осуществляться проверка цифровых выходов АЭ по каналам Y и Z;
- при проверках максимально использовать имеющиеся контрольно-измерительные средства и приспособления, применяемые для проверок изделия 9М133;
- время проверки ПИ и АЭ не более 1 минуты.
2 Анализ существующего способа проверки АЭ и ПИ
В настоящее время для контроля АЭ ПБА3.031.082 и ПИ ПБА2.029.001 используется достаточно сложная по устройству аппаратура, а ТУ на проверку включает множество пунктов от осмотра внешнего вида до контроля отдельных параметров.
Однако, при установке их в изделие возможны случаи, когда АЭ(ПИ) не удовлетворяют требованию, предъявляемому к изделию, которые возникают из-за различия методик проверок АЭ(ПИ) и АЭ(ПИ) в составе изделия.
Для устранения указанного недостатка возникла необходимость применения методики проверки АЭ и ПИ на входном контроле, идентичной методике проверки бортовой аппаратуры управления изделия 9М133.
Работоспособность бортовой аппаратуры управления в составе изделия 9М133 определяется по сквозному динамическому коэффициенту. Данный коэффициент характеризует совместную работу АЭ и ПИ в составе ракеты по отработке электромагнитом рулевого привода управляющих сигналов с выхода АЭ в зависимости от сигнала, поступающего на вход ПИ от контрольно-проверочной аппаратуры изделия 9М133.
3 Структурная схема проверки АЭ и ПИ с использованием проверочной аппаратуры
Во время преддипломной практики были изучены состав и электрические соединения составных частей изделия 9М133, а также контрольно-проверочная аппаратура, применяемая для проверки изделия, и с учетом этого была разработана структурная схема соединений для проверки АЭ и ПИ с использованием проверочной аппаратуры. Данная схема представлена в графической части и на рисунке 1. И включает в себя:
- проверочную аппаратуру;
- приемник излучения;
- аппаратуру электронную;
- отсек рулевого привода;
- источники питания.
Проверочная аппаратура предназначена для коммутации сигналов ПИ, АЭ, ОРП, источников питания и задания контрольных сигналов, подаваемых на вход ПИ, обработки сигналов с выхода АЭ и выдачи результатов проверки – «годен» или «отказ».
Отсек рулевого привода являются составной частью изделия и служит реальной нагрузкой для АЭ.
Данная схема отображает общий подход к проверке АЭ и ПИ на входном контроле как в составе изделия.
Рисунок 1.1 – Структурная схема проверки.
4 Функциональная схема проверки АЭ и ПИ
В соответствии с техническим заданием была разработана функциональная схема соединений для проведения проверок для изделия 9М133 с использованием имеющихся средства контроля и измерения 15С01.
Данная функциональная схема представлена в графической части.
Проверочная аппаратура представлена в виде двух составных частей – КПА 15С01 и пульта проверки.
В КПА входит модуль измерения, предназначенный для формирования тестовых сигналов, подаваемых на излучатель, сигналов ФД1, ФД2.
Модуль управления служит для контроля выхода на режим бортовой батареи (контроль +12В), контроль сигналов управления Вых1, Вых2, поступающих с АЭ. ОЗУ КПА запоминает определенные параметры сигналов и сравнивает с заложенными в ее ПЗУ эталонными значениями.
Модуль согласования КПА – для осуществления передачи выходных сигналов с КПА ФД1, ФД2, а также литеры L1 и инвертирования L4, питания ±12В на пульт проверки, сигналов Вых1,Вых2, контроль +12В на КПА.
Излучатель – для формирования лазерного излучения. Посредством него на приемник передаются команды изменения координат с проверочной аппаратуры.
Набор светофильтров предназначен для изменения уровня мощности излучателя на входе приемника излучения.
Пульт проверки осуществляет коммутацию электрических сигналов, поступающих с АЭ, ПИ, ОРП и КПА.
Для запитки КПА требуется четыре источника ±12В, один ±5В и один источник ±50В для питания излучателя.
Для проверки АЭ и ПИ используются поочередно два ОРП.
Вольтметр предназначен для контроля напряжения с выхода АЭ. Аппаратура электронная и приемник излучения является составной частью
бортовой аппаратуры управления ракеты. Бортовая аппаратура управления предназначена для приема модулированного излучения лазера, преобразования его в электрический сигналы, формирования сигнала, определяющего координаты относительно оси луча, преобразования координат из неподвижной системы координат в систему, связанную с ракетой, преобразования электрических сигналов управления в механические перемещения рулей.
Помимо аппаратуры электронной и приемника излучения в состав аппаратуры управления ракеты входят следующие составные части: гирокоординатор (ГК), бортовая батарея (ББ) и отсек рулевого привода (ОРП).
АЭ предназначена для преобразования кодовой последовательности информационных импульсов, поступающих с ПИ. АЭ формирует релейный сигнал, скважность которого в каждую четверть оборота ракеты по крену определяет величину команд управления по тангажу и курсу, усиливает его по мощности и выдает два противофазных сигнала на управление одноканальным двухпозиционным рулевым приводом ракеты. В соответствии с величиной угловой скорости вращения ракеты по крену и временем с момента старта ракеты, АЭ программно изменяет величину команд, подаваемых на рулевой привод. Кроме того, АЭ осуществляет изменение начальной фазировки сигналов управления в зависимости от положения ракеты на пусковой установке. В случае прерывания информационного сигнала, АЭ запоминает последние координаты ракеты до момента появления информационного сигнала, прием при отсутствии сигнала на время более 1,5 секунды обе координаты обнуляются.
Преобразование команд управления в отклонения рулей по курсу и тангажу происходит в бортовой аппаратуре ракеты следующим образом.
После входа ракеты в луч, расположенный на борту ракеты ПИ вырабатывает электрический сигнал U (см. рис. 4.1) пропорциональный отклонению h изделия от оси луча. В формирователе команд АЭ U корректируется, суммируется с независимыми от отклонения h программными командами и с помощью опорного сигнала Uг, вырабатываемого ГК соответственно крену ракеты g, преобразуется в одноканальный сигнал V, управляющий работой двухпозиционного релейного рулевого привода РП. Отклонение руля на угол d вызывает перемещение ракеты Р к оси луча.
Рисунок 4.1 – Формирование команд управления и преобразование их в отклонение ракеты по курсу и тангажу
Страницы: 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14
