Интегрированная система резервных приборов
INTEGRATED SYSTEM OF BACKUP DEVICES

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известна интегрированная система [1] резервных приборов для самолетов и вертолетов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая датчик полного давления, датчик статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, ЖК индикатор, датчик торможения, устройство управления режимами работы, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, измерительный резистор, встроенную систему контроля, стабилизатор тока, коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, источник опорного напряжения.
Недостатком данной системы является невысокая надежность и недостаточная безопасность пилотирования летательного аппарата, в случае выхода из строя датчика торможения, как основного источника информации об истинной скорости летательного аппарата.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение надежности и безопасности полета, за счет введения датчика температуры наружного воздуха, устройства преобразования параметров, устройство выбора данных, и способа, позволяющего вычислять истинную скорость летательного аппарата, при отказе основного источника пилотажно-навигационной информации.
Поставленная задача решается за счет того, что в интегрированную систему резервных приборов, дополнительно введены датчик наружного воздуха, устройство преобразования параметров и устройство выбора данных, а заявленный способ позволяет вычислять истинную скорость летательного аппарата на основе датчиков с разными физическими принципами, при отказе основного источника пилотажно-навигационной информации, что повышает надежность и безопасность полета.
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), фото датчик (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, датчик температуры наружного воздуха(18), устройство преобразования параметров (19), устройство выбора данных (20).
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, выходы которого подключены 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 устройству выбора данных (20), выход датчика (18) температуры наружного воздуха подключен ко входу устройства (19) преобразования параметров, выход которого подключен ко второму входу устройства выбора данных (20).
п
ст
ст
п
пр
ист
абс
отн
в
ст
Интегрированная система резервных приборов работает следующим образом. 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) из устройства (3) обработки и преобразования сигналов поступают в 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 в вычислитель (4), который на основе полученных сигналов с блока 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 наружного воздуха Т, 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. 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.
Информация с датчика (7) торможения, обрабатывается схемой съема, реализованной на стабилизаторе (14) тока, коммутаторе (15), измерительном резисторе (12), аналого-цифровом преобразователе (16) и источнике (17) опорного напряжения, и передается на устройство выбора данных (20). Способ вычисления истинной скорости заключается в том, что с датчика наружного воздуха (18) поступает напряжение пропорциональное температуре наружного воздуха, на устройство преобразования параметров (19), реализованное на микроконтроллере, которое обрабатывает аналоговый сигнал, преобразует через функциональные зависимости, и. выдает на устройство выбора данных (20). Устройство выбора данных (20) формирует выходной сигнал, используя значения с чувствительных элементов - датчика торможения (7) или датчика температуры наружного воздуха (18) и передает его в вычислитель (4). Причем, приоритетной считается информация с датчика торможения (7), а информация с датчика температуры наружного воздуха (18) является резервной.
Использование данного изобретения позволяет вычислять истинную скорость летательного аппарата, при отказе основного источника информации - датчика торможения, в случае его отказа устройство выбора данных (20) принимает информацию с датчика температуры наружного воздуха (18), что повышает надежность системы и безопасность пилотирования летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2635821, MITKG01C 21/00 2017 г. прототип.