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 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, устройство управления режимами работы, устройство ввода-вывода, соединенные с вычислителем.
Недостатком данной системы является то, что она не способна определять температуру торможения, а из нее истинную скорость летательного аппарата, при отказе основного источника информации.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение надежности, за счет возможности определения температуры наружного воздуха, используя предварительно заложенные данные.
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 введены устройство контроля, вход которого подключен к выходу аналого-цифрового преобразователя, а выход соединен с седьмым входом вычислителя, и запоминающее устройство, выход которого подключен к восьмому входу вычислителя.
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, устройство 18 контроля, запоминающее устройство 19.
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 вычислителю 4. Устройство 18 контроля, вход которого подключен к выходу аналого-цифрового преобразователя 16, а выход подключен к седьмому входу вычислителя 4. Запоминающее устройство 19 подключено к восьмому входу вычислителя.
п
ст
ст
п
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 и сигнал Т 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 полете.
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.
Устройство 18 контроля отслеживает работу датчика торможения, при отказе выдает в вычислитель 4 признак неисправности и разрешает вычислителю 4 определять температуру наружного воздуха используя данные, согласно ГОСТ 4401-81, которые предварительно заложены в запоминающее устройство 19. Из температуры наружного воздуха, по известной зависимости, в вычислителе 4 происходит расчет температуры торможения, которая используется для расчета вычислителем 4 истинной скорости летательного аппарата. Одновременно происходит выдача на ЖК индикатор 6 признака отказа датчика торможения и признака ухудшения точности вычисления истинной скорости летательного аппарата.
Косвенное определение температуры торможения, а из нее истинной скорости, позволяет при отказе основного источника информации о температуре торможения, несмотря на некоторое увеличение погрешности, безопасно завершить полет, что повышает надежность летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2635821, МПК G01C 21/00 2017 г. прототип.
2. ГОСТ 4401-81 «Межгосударственный стандарт. Атмосфера стандартная».