2. Система авиагоризонтов, воспринимающая угловые отклонения ВС относительно центра масс в продольной и боковой плоскостях движения, определяет углы крена γ и тангажа θ.

3. Курсовые системы и приборы определяют значение углов истинного и магнитного курса ψ.

4. Навигационные системы, служащие для определения координат места положения центра масс ВС – широты φ, долготы λ.

5. Системы автоматического управления и стабилизации угловых координат γ, θ, ψ, а также линейных параметров движения центра масс ВС: высота Н, воздушная скорость V, число Маха М.

6. Средства предупреждения критических режимов полёта по таким параметрам, как угол атаки a, нормальная перегрузка:

минимальная Vmin доп и максимальная Vmax доп допустимые скорости движения ВС.

7. Средства восприятия, измерения и контроля параметров работы авиадвигателей, а также обеспечивающих эту работу топливной и масляной систем.

8. Бортовые устройства и системы регистрации параметров ВС, авиадвигателей и функциональных систем, предназначенные для проведения послеполётного контроля. Примерами таких систем являются БУР-СЛ-1, МСРП-12, САРПП-12.

Положение ВС в пространстве принято определять, используя три системы координат: земную, связанную и скоростную. Целесообразность выбора конкретной системы координат определяется в каждом отдельном случае в зависимости от решаемых вопросов.

При рассмотрении движения ВС в качестве отсчетной обычно выбирают систему координат, связанную с земными ориентирами: вертикалью места, меридианом или осевой линией ВПП – так, как показано на рис 1.3,а. Начало земной системы координат совмещают, например, с точкой исполнительного старта на ВПП или с точкой местоположения ВС на земной поверхности при выполнении полёта. Ось ОУg направляют по истинной вертикали места. Плоскость ОХg Zg при этом будет совмещена с плоскостью горизонта, ось ОХg может быть направлена по осевой линии ВПП или на север.

Оси связанной системы координат OXYZ (см. рис. 1.3,б) совпадают с осями эллипсоида инерции ВС. Начало координат помещается в центре масс самолёта, ось ОХ направлена по его продольной оси, ось ОУ – по нормальной оси и лежит в плоскости продольной симметрии ВС, ось ОZ – боковая, лежит в боковой плоскости OXZ.

Скоростная система координат ОХаYаZа (см. рис. 1.3,в), ось ОХа которой совмещена с вектором истинной воздушной скорости, необходима для получения аэродинамических характеристик обтекания ВС, в частности, углов атаки a и скольжения b. Ось OYa лежит в плоскости продольной симметрии, а ось OZa перпендикулярна плоскости OXaYa.

Движение самолёта в пространстве по отношению к выбранной земной системе координат можно представить состоящим из движения вокруг центра масс (вращательного) и движения центра масс (поступательного). Так как в каждом из этих движений самолёт обладает тремя степенями свободы, то в целом он имеет шесть степеней свободы.

Для определения положения самолёта в пространстве необходимо знать шесть координат: три линейных и три угловых. Эти шесть координат как функции времени являются параметрами движения самолёта. Линейные параметры Xg, Yg, Zg характеризуют положение центра масс самолёта относительно вы- бранной земной системы координат (см. рис. 1.3,а).

В данном случае по оси ОXg определяется пройденное расстояние по заданной линии пути, по оси ОУg – высота полёта и по оси ОZg – боковое уклонение. Их первые и вторые производные представляют соответственно линейные скорости и ускорения центра масс. Параметры γ, θ, ψ характеризуют угловое положение ВС относительно земной поверхности. Иначе говоря, угловые параметры характеризуют положение связанной с самолётом системы координат OXYZ относительно земной системы OXgYgZg (см. рис. 1.3,г).

Угол y называется углом рысканья. Это угол между осью ОXg и проекцией ОХ¢ продольной оси самолёта ОХ на горизонтальную плоскость. Угол y считается положительным, если продольная ось самолёта повернута влево от линии пути.

Угол θ называется углом тангажа. Это угол между продольной осью самолёта ОХ и плоскостью горизонта. Он считается положительным, если продольная ось самолёта повернута вверх от плоскости горизонта.

Угол γ называется углом крена. Он заключен между плоскостью симметрии самолета XOY и вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось самолёта. Угол крена считается положительным, если опущено правое крыло и приподнято левое.

Образование углов γ, θ, ψ можно продемонстрировать путём трех последовательных поворотов ВС и его связанной системы координат относительно центра масс. Пусть имеем земную систему координат OXgYgZg (см. рис. 1.3,г). В исходном положении совместим связанную систему координат с земной. Повернем связанную систему координат вокруг оси ОYg на угол ψ. Связанная система координат принимает в этом случае положение OX'YgZ'. Второй поворот производим вокруг оси ОZ' на угол θ. После этого поворота связанная система координат занимает положение OXY'Z'. После третьего поворота вокруг оси ОХ на угол γ связанная система координат занимает положение OXYZ.

Представленная на рис. 1.3,г картина трёх последовательных поворотов даёт возможность вывести известные кинематические уравнения Эйлера:

где ωx, ωy, ωz – угловые скорости ВС относительно соответствующих осей;
ψ , θ , γ – первые производные, угловые скорости рысканья, крена и тангажа соответственно.

Из системы уравнений (1.1) легко определяются соотношения, позволяющие при выполнении полёта вычислять угловые координаты ВС по измеренным угловым скоростям ψ , θ , γ :

Положение связанной системы относительно скоростной системы координат определяется двумя аэродинамическими параметрами – углом атаки a и углом скольжения b (см. рис. 1.3,д). Углом атаки называется угол между проекцией V' вектора истинной воздушной скорости на плоскость симметрии самолёта XOY и продольной осью самолёта ОХ. Углом скольжения b называется угол между вектором истинной воздушной скорости и продольной плоскостью симметрии ВС. В частном случае, когда b = 0, угол атаки есть угол между вектором истинной воздушной скорости и продольной осью ВС.

Показанные на рис. 1.3,д два последовательные поворота на углы b и a позволяют совместить скоростную систему координат со связанной, а также определяют составляющие вектора скорости ВС по осям ОХ, OY, OZ:

Приборное пилотажное и навигационное оборудование в процессе лётной эксплуатации ВС подвергается внешним воздействиям, связанным с:

- изменениями температуры и давления окружающей среды;

- вибрацией, линейными и угловыми ускорениями;

- механическими ударами;

- запыленностью и влажностью атмосферы и т.д.

Технические требования к оборудованию по внешним воздействиям определяются типом и назначением самолёта, условиями его эксплуатации, типом и местом размещения силовых установок на самолёте. Условия эксплуатации приборного оборудования, его испытаний регламентируются Нормами лётной годности самолётов гражданской авиации и Авиационными правилами.

На рис. 1.4 приведена схема, позволяющая классифицировать различные внешние факторы. Из них выделяются две группы: объективные, определяемые средой, и субъективные, определяемые уровнем обслуживания оборудования.

Среди факторов воздействия, прежде всего, следует выделить климатические, механические и субъективные. Влияние последних часто связывают с так называемым «человеческим фактором».

Как и прочее бортовое оборудование, приборы и системы ПНК должны сохранять работоспособность в условиях повышенной и пониженной температур, циклического и быстрого изменения температуры окружающей среды. Обычно диапазон изменения температуры составляет от –60 до +80°С, что приводит к изменению геометрических размеров деталей и физических параметров материалов. С ростом температуры увеличивается износ трущихся поверхностей, понижается механическая и электрическая прочность.

Понижение давления (до р ≈ 350 мм рт. ст. на высоте 6000 м, до р ≈ 200 мм рт. ст. на высоте 10 000 м) ухудшает отвод тепла от электрических и электромеханических узлов приборов, усиливает испарение смазки подшипников, уменьшает электрическое напряжение пробоя изоляции.

С подъёмом на высоту происходит конденсация влаги, выпадение её в виде росы, инея, снега, что отрицательно влияет на работу приборного оборудования. При этом ускоряется коррозия металлов, снижается сопротивление электрической изоляции, возможно заклинивание движущихся элементов с замерзанием конденсата.

Механические воздействия – ускорения, вибрации, удары – могут вызываться перегрузками от эволюций самолёта, турбулентности атмосферы, ударами при взлете и посадке, вибрациями от действия аэродинамических сил и работы двигателя.