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 Охрана труда и окружающей среды
Заключение
Список используемой литературы
Приложение А
Приложение Б
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 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
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.
7 Расчет параметров в схеме датчика крена
Для работы данного датчика необходим стабилизатор напряжения, стабилизирующий напряжение на уровне +9В. Данный стабилизатор реализован на микросхеме К142ЕН8А. Электрическая схема соединений стабилизатора и датчика крена приведена на рисунке 7.1. Входное напряжение +12В подается на вывод 17 стабилизатора напряжения DA1, с вывода 2 DA1 снимается напряжение + 9В, которое является входным для датчика крена, реализованном на светодиодах VD5,VD6 и фотодиодах VD4,VD3. При чем в цепь VD1,VD2 включено нагрузочное сопротивление RН, нагрузкой VD3,VD4 являются резисторы RФД1 и RФД2 соответственно, которые находятся в аппаратуре электронной. Конденсаторы С5…С7 включены в цепь DA1 для защиты стабилизатора от самовозбуждения при перепадах входного напряжения.
Рисунок 7.1 – Датчик крена. Схема электрическая
Так как необходимо обеспечить ток через резисторы RФД1 и RФД2 IRфд1 = IRфд2 = 50мкА, для поддержания фронтов и спадов выходных импульсов токов светодиодов, (а соответственно и характеристик ФД1 и ФД2), принимаем ток через резистор RН IRн = 50мА.
Рассчитаем сопротивление RН, при условии, что падение напряжения на светодиодах VD1,VD2 UVD1= UVD2 = 1,8 В.
URн = Uвх – (UVD5+ UVD6), (7.1)
RН = , (7.2)
где URн – падение напряжения на резисторе RН,В;
Uвх – входное напряжение датчика крена, равное + 9В;
UVD5,UVD6 – прямое падение напряжения на светодиодах VD5,VD6, равное 1,8В;
IRн – ток, протекающий через резистор Rн, равный 50мА.
URн = 9 – (1,8+ 1,8) = 5,4В
RН = = 108 Ом.
Рассчитаем мощность резистора RН по следующей формуле:
Р = IRн* URн, (7.3)
Р = 50*10-3*5,4 = 0,27 Вт.
Следовательно, выбираем резистор RН типа С2-33Н-0,5-110 Ом ± 5%-А-Д-В. Согласно схеме ПП.000 Э3 RН = R9.
Рассчитаем сопротивления RФД1 и RФД2.
RФД1 = RФД2 =, (7.4)
IR = IRфд1 = IRфд2, (7.5)
где IR1 – ток, равный токам через резисторы RФД1,RФД2, равный 50 мкА.
RФД1 = RФД2 = = 180
8 Расчет параметров схемы ЦАП
Рассчитаем делитель напряжения, обеспечивающий опорное напряжение ЦАП UR = – 2 В, реализованный на стабилитроне VD1 и резисторах R1,R2.
Электрическая схема делителя представлена на рисунке 8.1.
Рисунок 8.1 – Делитель напряжения. Схема электрическая
В соответствии с рисунком 8.1 в т. 1 UR = – 2 В. Известно, что резистор РМ R = 10,24 кОм, и по закону Кирхгофа имеем:
IR1 = IR + IR, (8.1)
где IR1 – ток, протекающий через резистор R1, мА;
IR – ток, протекающий через резистор R резисторной матрицы ЦАП, мА.
Ток IR рассчитаем по формуле (8.2):
IR = , (8.2)
где UR – напряжение на резисторе R РМ, В;
R – резистор РМ, кОм.
IR = » 0,2 мА.
В соответствии с формулой (8.1) определим IR1.
IR1 = 2*0,2 = 0,4 мА.
Так как необходимо понизить напряжение с Е1 = – 12 В до UR = – 2, в качестве опорного элемента выбираем стабилитрон 2С170А с напряжением стабилизации UVD = 7 В. Для дальнейших расчетов необходимо знать ток Iст стабилитрона, при котором нормируется напряжение стабилизации, для 2С170А Iст = 10 мА. Тогда по закону Кирхгофа в т.2 имеем:
IR2 = IR1 + Iст., (8.3)
где IR2 – ток, протекающий через резистор R2,мА;
Iст. - ток стабилитрона 2С170А, при котором нормируется напряжение стабилизации UVD = 7 В, мА.
IR2 = 0,4 + 10 = 10,4 мА.
Тогда можем рассчитать сопротивление R2:
R2 = (8.4)
R2 =» 510 Ом
Далее рассчитаем сопротивление R1:
R1 = , (8.5)
U2 = Е1 - UVD, (8.6)
где U2 – падение напряжения на резисторе R1, равное 5В.
R1 = »12,4 кОм.
Рассчитаем мощность R1, R2 по формуле (8.7):
РR1(R2) = U2*IR1(R2), (8.7)
PR1 = 5*0,004 = 0,02 Вт
PR2 = 5*10,4*10 = 0,052 Вт
Из стандартного ряда сопротивлений выбираем сопротивления R1 С2-29-0,125-12,4кОм ± 1% -А-В, R2 С2-33Н-0,125-510 ОМ ± 5% -А-Д-В.
Для того, чтобы на выходах DA1.1, DA1.2 сместить напряжение на 1 В, в схему включены резисторы R3, R4. Расчет их номиналов поясняет