Интегрированная система резервных приборов
INTEGRATED BACKUP DEVICE SYSTEM

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известна система [1] комбинированных резервных приборов для самолетов и вертолетов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая датчики полного и статического давлений, соединенные с входом устройства обработки и преобразования сигналов, выход с вычислителем, модуль пространственной ориентации, ЖК экран с органом управления им, устройство управления режимами работы, устройство ввода-вывода, соединенные с вычислителем.
Недостатком данной системы является то, что система не способна вычислить и индицировать истинную скорость летательного аппарата.
Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении точности и расширении функциональных возможностей интегрированной системы резервных приборов.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение точности измерения истинной скорости летательного аппарата.
Поставленная задача решается за счет того, что в интегрированную систему резервных приборов, выполненную в виде отдельного блока, содержащую датчики полного и статического давления, соединенные через устройство обработки и преобразования сигналов с вычислителем, модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, жидкокристаллический индикатор, соединенные с вычислителем, креноскоп, фотодатчик, соединенный с устройством управления режимами работы, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, подключенное своим входом к модулю пространственной ориентации, а выходом к вычислителю, встроенную систему контроля, подключенную своими входами к модулю пространственной ориентации, датчикам полного и статического давления, а выходом к вычислителю, согласно изобретению, дополнительно введен стабилизатор тока, выход которого подключен к первому входу коммутатора и датчику торможения, другой вывод датчика торможения подключен к измерительному резистору, второму и третьему входу коммутатора, выход которого подключен к аналого-цифровому преобразователю, на вход которого подается напряжение с источника опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю.
Отличительной особенностью заявленной системы является введение устройств для обработки информации с датчика торможения. Представленная схема съема информации с датчика торможения и ее преобразование позволяют расширить функциональные возможности интегрированной системы резервных приборов и повысить точность вычисления истинной скорости.
На фиг. 1 представлена схема системы, в которую входят датчик (1) полного давления, датчик (2) статического давления, устройство (3) обработки и преобразования сигналов, вычислитель (4), модуль (5) пространственной ориентации, ЖК индикатор (6), датчик (7) торможения, устройство (8) управления режимами работы, креноскоп (9), фотодатчик (10), устройство (11) компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля (5) пространственной ориентации, измерительный резистор (12), встроенная система (13) контроля, стабилизатор (14) тока, коммутатор (15), аналого-цифровой преобразователь (16), источник (17) опорного напряжения.
В предложенной системе датчики (1) и (2) полного и статического давления подключены через устройство (3) обработки и преобразования сигналов к вычислителю (4). Модуль (5) пространственной ориентации, устройство (8) управления режимами работы, ЖК индикатор (6) подключены также к вычислителю (4). Фотодатчик (10) соединен с устройством (8) управления режимами работы. Устройство (11) компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля (5) пространственной ориентации подключено своим входом к модулю (5) пространственной ориентации, а выходом к вычислителю (4). Встроенная система (13) контроля подключена своими входами к модулю (5) пространственной ориентации, к датчикам (1) и (2) полного и статического давления, а выходом к вычислителю (4). Креноскоп (9) работает автономно. Стабилизатор (14) тока, выход которого подключен к коммутатору (15) и датчику (7) торможения, подключается к измерительному резистору (12) и коммутатору (15), выход которого подключен к аналого-цифровому преобразователю (16), на вход которого подается напряжение с источника (17) опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю (4).
Интегрированная система резервных приборов работает следующим образом.
п
ст
ст
п
п
пр
ист
абс
отн
в
ст
В процессе полета сигналы от встроенных в систему датчиков (1) и (2) полного и статического давлений поступают в устройство (3) обработки и преобразования сигналов, которое обрабатывает эти сигналы, вычисляет полное Р и статическое Р давления, а также корректирует сигналы с датчиков (1) и (2) давлений в зависимости от температуры окружающей среды. Скорректированные сигналы давлений (Р, Р) и сигнал Т из устройства (3) обработки и преобразования сигналов поступают на вычислитель (4). С помощью датчиков угловых скоростей, датчиков линейных ускорений и электронных вычислительных средств, размещенных в модуле (5) пространственной ориентации, вычисляются основные параметры положения летательного аппарата: угол крена, угол тангажа, гироскопический курс. Данные о пространственном положении летательного аппарата передаются на вычислитель (4), который, на основе полученных сигналов из устройства (3) обработки и преобразования сигналов, вычисляет по известным зависимостям основные пилотажные параметры: приборную скорость V, истинную скорость V, абсолютную высоту Н, относительную высоту Н, вертикальную скорость V, температуру Тнаружного воздуха, число М.
Встроенная система (13) контроля предназначена для проведения тест-контроля модуля (5) пространственной ориентации, датчиков (1) и (2) полного и статического давления во время предполетной подготовки и в течение полета.
При контроле модуля (5) пространственной ориентации производится измерение потребляемых токов датчиков угловой скорости с последующим сравнением измеренного значения с ожидаемым значением. Контроль исправности датчиков линейного ускорения производится алгоритмически.
Креноскоп (9) позволяет пилоту контролировать величину скольжения летательного аппарата во время координированного разворота. При правильном координированном развороте скольжение должно отсутствовать.
Фотодатчик (10) расположен на лицевой панели прибора, рядом с ЖК индикатором (6) и выдает информацию о величине внешней освещенности в устройство (8) управления режимами работы, которое через вычислитель (4) осуществляет автоматическую регулировку яркости ЖК индикатора (6). При увеличении внешней освещенности яркость ЖК индикатора (6) также увеличивается, а при снижении освещенности - снижается.
Устройство (11) компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля (5) пространственной ориентации позволяет повысить точность вычисления углов ориентации.
Резервная система выполнена в виде отдельного блока. На передней панели размещен ЖК индикатор (6), на задней панели размещены датчики (1) и (2) полного и статического давлений. В средней части размещены модуль (5) пространственной ориентации, источник электропитания и вычислитель (4). Датчик (7) торможения находится на корпусе летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2386927, МПК G01С 21/00, 2009 г. (прототип).