Интегрированная система резервных приборов
INTEGRATED SYSTEM OF STANDBY DEVICES

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известна интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов [1], выполненная в виде отдельного блока, содержащая датчики полного и статического давлений, соединенные со входом устройства обработки и преобразования сигналов, выход с вычислителем, модуль пространственной ориентации, магнитный зонд, ЖК экран с органом управления им, устройство управления режимами работы, устройство ввода-вывода, соединенные с вычислителем.
Недостатком данной системы является невысокая надежность и недостаточная безопасность пилотирования летательного аппарата, в случае выхода из строя основных источников пилотажно-навигационной информации.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение надежности и безопасности полета, за счет введения устройства интерфейсного обмена, для выдачи информации об угловом положении летательного аппарата и высотно-скоростных параметрах интегрированной системы резервных приборов на бортовое оборудование, в том числе и на пилотажно-навигационные дисплеи, для обеспечения визуальной информацией пилота, в случае выхода из строя основных источников пилотажно-навигационной информации, что повышает безопасность полета.
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, магнитный зонд, 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; устройство списания девиационной погрешности с памятью, подключенное своим входом к магнитному зонду, а выходом к вычислителю; встроенную систему контроля, подключенную своими входами к магнитному зонду, к модулю пространственной ориентации, к датчикам полного и статического давления, а выходом - к вычислителю, согласно изобретения, дополнительно введено устройство интерфейсного обмена, подключенное входом к вычислителю, а выходом к введенному устройству гальванической развязки, выход которого подключен к входу бортового оборудования, в том числе и к пилотажно-навигационному дисплею, отображающему информацию с основных пилотажно-навигационных систем.
Отличительной особенностью заявленной системы является введение в нее устройства интерфейсного обмена и устройства гальванической развязки, которые обеспечивают обмен информацией между интегрированной системой резервных приборов и бортовым оборудованием летательного аппарата, причем электрические цепи не имеют непосредственного электрического контакта между устройствами.
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, магнитный зонд 7, устройство 8 управления режимами работы, креноскоп 9, фотодатчик 10, устройство 11 компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля 5 пространственной ориентации, устройство 12 списания девиационной погрешности с памятью, встроенная система 13 контроля, устройство 14 гальванической развязки, устройство 15 интерфейсного обмена.
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, магнитный зонд 7, 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, устройство 12 списания девиационной погрешности с памятью подключено своим входом к магнитному зонду, а выходом - к вычислителю 4. Встроенная система 13 контроля подключена своими входами к магнитному зонду 7, к модулю 5 пространственной ориентации к датчикам 1 и 2 полного и статического давления, а выходом - к вычислителю 4, устройство 15 интерфейсного обмена, подключенное входом к вычислителю 4, а выходом к устройству 14 гальванической развязки, выход которого подключен к бортовому оборудованию. Креноскоп 9 работает автономно.
п
ст
ст
п
п
пр
ист
абс
отн
в
ст
Заявляемая интегрированная система резервных приборов работает следующим образом: в процессе полета сигналы от встроенных в систему датчиков полного 1 и статического 2 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 полного 1 и статического 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 полного 1 и статического 2 давлений 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.
Вычислитель 4 выдает информацию в ЖК индикатор 6 и в модуль информационного обмена 15.
Модуль интерфейсного обмена 15 формирует и передает электрические сигналы, согласно спецификации используемого интерфейса (например, ARINC429, RS-422/485 или др.), на устройство 14 гальванической развязки для передачи этой информации на бортовое оборудование, в том числе на основные пилотажно-навигационные дисплеи.
Использование данного изобретения позволяет, в случае отказа основных источников пилотажно-навигационной информации, на пилотажно-навигационном дисплее индицировать соответствующую информацию, выдаваемую интегрированной системой резервных приборов, с помощью модуля интерфейсного обмена. Пилот летательного аппарата продолжает пилотирование, используя основной пилотажно-навигационный дисплей, размеры и разрешение экрана которого значительно превышают соответствующие характеристики интегрированной системы резервных приборов, что повышает безопасность полета и надежность летательного аппарата. В случае отказа основного пилотажно-навигационного дисплея пилот продолжает полет, но уже используя информацию, индицируемую на ЖК-индикаторе интегрированной системы резервных приборов, что также повышает безопасность полета.
Источники информации
1. Патент РФ №2386927, МПК G01C 21/00 2009 г. (прототип).