Разработка пульта проверки входного контроля

Содержание Введение 1 Постановка задачи 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 8 Расчет параметров схемы

ЦАП 9 Методика проверки 10 Конструкторско-технологическая часть 11 Организационно-экономическая часть 12 Приложение В Приложение Г Введение 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. Существующие методы проверки аппаратуры электронной (АЭ) и приемника излучения (ПИ) на входном контроле в отличие от проверки их в составе ракеты , имеют ряд существенных недостатков, а именно – проверки АЭ и ПИ на соответствие требованиям ТУ осуществляются отдельно и обладают большой трудоемкостью и длительностью

проверки. 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 9М3 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 , преобразуется в одноканальный сигнал V, управляющий работой двухпозиционного релейного рулевого привода РП. Отклонение руля на угол  вызывает перемещение ракеты

Р к оси луча. Рисунок 4.1 – Формирование команд управления и преобразование их в отклонение ракеты по курсу и тангажу Для контроля параметров бортовой аппаратуры изделия в контрольно-проверочной аппаратуре заложен следующий способ. Формируют электрический сигнал, имитирующий отклонение изделия относительно точки прицеливания по определенному закону, преобразовывают его в электромагнитное излучение и подают на вход приемного тракта изделия. Одновременно с заданием сигнала, поступающего на вход приемного тракта,

формируют сигнал, имитирующий вращение изделия по углу крена на траектории, и подают его на датчик крена изделия. Сравнивают текущие величины команд управления на рулевом приводе с расчетными значениями команд, соответствующим сигналу, имитирующего отклонения изделия относительно точки прицеливания по определенному закону, и по результатам сравнения производят оценку работы бортовой аппаратуры изделия. В изделии для создания опорных сигналов, по которым в

АЭ происходит преобразование команд управления из измерительной системы координат в систему, связанную с вращающей по крену ракетой предназначен гирокоординатор (ГК), представляющий собой трехстепенной свободный гироскоп с пружинным разгоном ротора и оптронным датчиком крена. В проверочной аппаратуре имитация вращения датчика крена осуществляется с помощью генератора и ключевого устройства. Сигналы ФД1,ФД2 (см. «Эпюры сигналов» и рисунок 4.2) имеют форму меандр.

При этом сигнал ФД1 опережает ФД2 на 90. Рисунок 4.2 – Сигналы ФД1, ФД2 Сигнал ИКООР. представляет собой посылки координатных импульсов (см. граф. часть «Эпюры сигналов» и рис.4.3). Данный сигнал от КПА поступает на излучатель, сигнал с выхода излучателя поступает на приемник излучения. Рисунок 4.3 – Координатные импульсы Информация о координатах

Y, Z (об отклонениях по курсу и тангажу) заключена в длительности интервалов от t1 до t2. А различие Y, Z по литерным интервалам L1, L2 – длительностям между импульсами в паре. Определение координат производится по среднему значению длительностей первого и последнего в посылке интервалов времени между парными импульсами, соответствующими началу и концу посылки. Концом посылки является пара, после которой отсутствует сигнал данной литеры в течении времени более

(0.125 – 0.5) мс. Команда К – закон изменения длительностей координатных интервалов t, t1, t2, с учетом изменения частот fФД в интервале от 2,9 до 17,4 Гц (см. «Эпюры сигналов» и рисунок 4.4). Рисунок 4.4 – Закон изменения координат Переключение частот применяется в связи с изменением частоты вращения ракеты в процессе полета по зависимости 2,9 Гц – 5,8 Гц – 7,2 Гц – 17,4 Гц – 2,9 Гц. Таким образом, на

АЭ поступает информация о координатах Y, Z, опорный сигнал об изменении положения ракеты по крену – ФД1, ФД2, и, кроме того, при формировании команд управления Вых1, Вых2 должна учитываться компенсация веса по координатам Z. Компенсация веса необходима для уравновешивания силы тяжести, при чем, в начале полета она должна быть большой величины, с увеличением скорости ракеты она уменьшается, когда же скорость ракеты падает,

компенсация веса снова увеличивается. Сигналы управления с отработкой компенсации веса и без учета изменения координат показаны на рисунке 4.5 и в графической части «Эпюры сигналов». Рисунок 4.5 – Сигналы управления Вых 1, Вых 2 и их параметры, которые запоминает КПА Данные сигналы являются двухполярными и противофазными, и, как видно из рисунка 4.5, ОЗУ КПА запоминает положительную полуволну одного из сигналов и затем микропроцессор сравнивает ее величину

с заложенными в ПЗУ величинами. Кроме того, АЭ должна отрабатывать такие сигналы, как установка литеры 1(L1) и литеры 2 (L2), а также L4 (инвертирование/ неинвертирование). Установка литеры 1 и литеры 2 предназначена для приема изделием информационного сигнала от своей ПУ при одновременной работе двух ПУ по двум целям (перекрестная стрельба). В этом случае на первой ПУ при работе с L1 производят закоротку входа

АЭ по цепи L1, а при работе с L2 на второй ПУ вход по цепи L1 находится в обрыве. Команда установки L4 (закоротка входа АЭ по цепи L4) производится только при работе с боевой машины в случае крепления изделия на установке с разворотом продольной оси на 180. в этом случае АЭ формирует сигналы Вых 1, Вых 2 со сдвигом фазы на 180 для компенсации разворота изделия.

Сигнал «контроль +12В» обеспечивает проверку выхода бортовой батареи на режим. За время не менее 0,4 с напряжение батареи должно достигнуть значения не менее 10,9В, т.к. это наименьшее напряжение, при котором может работать АЭ. 5 Описание электрической принципиальной схемы пульта проверки Электрическая схема пульта проверки приведена в графической части ПП. 000.Э3. Разъемы Х1, Х2 относятся к АЭ и ПИ соответственно,

А1 – цифро-аналоговый преобразователь, А2 – датчик крена, Х3 – разъем, соединяющий пульт проверки с КПА, Х6, Х7 относятся к двум отсекам рулевых приводов. Конденсаторы С1…С4 предназначены для фильтрации источника питания. Стабилизатор напряжения DA1, реализованный на микросхеме

К142ЕН8А, стабилизирует напряжение с 12В до 9В, необходимого для работы датчика крена. Тумблер SA1 предназначен для подачи питания. Причем после завершения проверки и выключения SA1 автоматически происходит соединение с ОРП2, а ОРП1,который был подключен во время проверки отключается. Следующая проверка будет проводиться с ОРП2. Переключение отсеков рулевых приводов обеспечивается переключением

реле К1…К3. Конденсаторы С8…С10 за время проверки (с момента включения SA1) заряжаются и в момент выключения SA1 разряжаются на К1…К3 соответственно, реле переключаются. Тумблер SA2 предназначен для возможности замера напряжения открытого и закрытого ключа, а также тока утечки ключа датчика оборотов. Вольтметр подключается к зажимам ХS5, ХS6. При нажатии переключателя

SA3 (6 раз) и соответственно заряда конденсатора С11 имитируется отсчет 6 оборотов ракеты. После шестого нажатия должен загореться светодиод «-12В МР». Отсчет шести оборотов ракеты необходимо обеспечивать, для того, чтобы сигнал на заряд конденсаторов ПИМов с датчика оборотов пошел после достижения ракетой расстояния порядка 100м от места пуска. Зажимы ХS1, XS2 предназначены для снятия сигналов

Y, Z с аналоговых выходов ЦАП. 6 Описание электрической схемы цифро-аналового преобразователя Цифро-аналоговый преобразователь реализован на двух микросхемах типа К572ПА1А, и вне ОУ на микросхеме 1401УД2А. Микросхема умножающего ЦАП типа К572ПА1 является универсальным структурным звеном для построения микроэлектронных ЦАП, АЦП и управляемых кодом делителей тока. Благодаря малой потребляемой мощности, достаточно высокому

быстродействию, возможности реализации полного двух- и четырехквадратного умножения, небольшим габаритам ЦАП К572ПА1 находит широкое применение в различной аппаратуре. Все ее элементы выполнены в одном кристалле. Данная микросхема предназначена для преобразования 10-разрядного прямого параллельного двоичного кода на цифровых входах в ток на аналоговом выходе, который пропорционален значениям кода и (или) опорного напряжения. В состав

ИС ЦАП К572ПА1 входят прецизионная поликремневая резисторная матрица (РМ) типа R – 2R, усилители-инверторы (УИ) для управления токовыми ключами, токовые двухпозиционные ключи. Двоичный закон распределения токов в ветвях РМ соблюдается при условии равенства потенциалов выходов 1 и 2 микросхемы. Это обеспечивается подключением выхода 1 к инвертирующему входу ОУ, охваченного отрицательной обратной связью. Неинвертирующий вход

ОУ соединяется с выходом 2 и с шиной аналоговой земли. При этом осуществляется преобразование тока на выходе 1 в пропорциональное ему напряжение на выходе ОУ. Резистор Rо.с определяет значение коэффициента преобразования и напряжения в конечной точке шкалы. Для достижения стабильности основных параметров преобразования при воздействии внешних факторов резистор обратной связи Rо.с = R размещен на кристале микросхемы.

При использовании источника опорного напряжения (ИОН) UИОН = 10,24 В с внутренним резистором Rо.с значение Uвых ОУ = 10,24 В, а шаг квантования, т. е. расчетное приращение выходного напряжения при изменении входного кода на единицу младшего разряда, h = 10 мВ. Номинальное значение выходного тока составляет 1 мА, а фактическое может изменяться в пределах от 0,5

до 2 мА. Значения основных параметров ИС зависят в первую очередь от точности соблюдения отношения Rо.с / R = 1 и R / 2R = 0,5 для всех звеньев РМ. Преобразователь К572ПА1 допускает работу при напряжении питания в диапазоне от 5 до 17 В и изменении опорного напряжения в пределах 17 В. Использование внешнего ОУ предполагает правильный его выбор, исходя из точностных и скоростных свойств

преобразователя. Для сохранения точности ЦАП следует использовать ИС ОУ с напряжением смещения не более 5 мВ (т.е. 0,5 МР). Желательно также, чтобы время установления ОУ не превышало 2 – 5 мкс. В качестве внешнего ОУ, на основании использования двух микросхем ЦАП, была выбрана микросхема серии К1401 представляющая собой сборку, состоящую из четырех

ОУ. Микросхема К1401УД2А имеет напряжение питания от 3 до 16,5 В; Iвых = 2…10 мА, Uвых = 2,5…12,5 В. Схема электрическая принципиальная цифро-аналогового преобразователя представлена в графической части ПП.020 Э3. Напряжение питания данной схемы 12 В (Е1 = +12 В, Е2 = - 12 В). Опорное напряжение UR = – 2 В микросхем ЦАП, которое получается делением напряжения источника питания

Е1 = - 12 В делителем, реализованном на R1,R2 и VD1 Электрические сигналы с аппаратуры электронной А1 (Y0 – Y4; Z0 – Z4) в виде двоичного кода поступают на цифровые входы микросхем ЦАП DD1, DD2, при чем младшие разряды (МР) микросхем ЦАП соединены с общим проводом. Двоичный код с выходов

А1 Y5, Z5 поступает на инверсные входы ОУ DA1.3, DA1.4, выполняющих роль инверторов и используемых в данной схеме для уменьшения количества микросхем, выходные сигналы с данных ОУ поступают на цифровые входы 4 (СР) DD1, DD2. Выходы 1 (J1) DD1, DD2 соединены с инверсными входами ОУ DA1.1, DA1.2 выходы 2 (J2) DD1, DD2 – с не инверсными входами ОУ DA1.1, DA1.2.

Включение резисторов R3, R4, с питанием 5 В обеспечивает смещение напряжений на выходах DA1.1, DA1.2 от (2, 0) до (-1, +1). Конденсаторы C1, C2, включенные в выходные цепи DA1.1, DA1.2, образуют фильтр. Выходные сигналы DA1.1, DA1.2 (Y, Z) являются аналоговыми.