Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации
INTEGRATED SYSTEM OF STANDBY DEVICES AND INFORMATION DISPLAY METHOD

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим управление летательным аппаратом, пилотируемым 2 летчиками в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известен блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса [1] содержащая первый и второй инерциальные измерительные блоки, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки.
Недостатком данного блока является недостаточная надежность и уровень безопасность при проведении полета в случае выхода из строя основных пилотажно-навигационных систем, невозможность вычисления высотно-скоростных параметров, отсутствие индикации вычисленных параметров, неоднозначность показаний блоков.
Известна интегрированная система резервных приборов, содержащая датчик полного давления, датчик статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, ЖК индикатор, магнитный зонд, устройство управления режимами работы, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, устройство списания девиационной погрешности с памятью и встроенную систему контроля.
Недостатком данной системы является неоднозначность выдаваемых параметров различными магнитометрами каждой из двух интегрированных систем резервных приборов, установленных на одном самолете, а также невозможность вычисления истинной скорости.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, повышение надежности пилотажного комплекса и безопасности пилотирования за счет обеспечения расчета высотно-скоростных параметров, в том числе истинной скорости, а также обеспечения идентичности показаний и индикаций интегрированной системы резервных приборов.
Поставленная задача решается за счет того, что в блок ориентации содержащий два инерциальных измерительных блока, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки, у котором выходы первого и второго инерциальных измерительных блоков подключены ко входам первого и второго узлов развязки, выходы которых подключены ко входу магнитометра, выход которого подключен через первый и второй буферы ко входам первого и второго инерциальных измерительных блоков, согласно изобретению дополнительно введены первый и второй блок датчиков давления, подключенные выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, первый и второй видеомодуль, подключенные входом и выходом к выходу и входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, датчик температуры торможения потока воздуха, подключенный выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков, первый и второй блок внешнего интерфейса, подключенные выходом и входом к входу и выходу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, вход и выход первого блока внешних интерфейсов подключен к выходу и входу второго блока внешних интерфейсов.
Отличительной особенностью заявленной системы является введение двух блоков датчиков давления, двух видеомодулей, содержащих органы управления, датчика температуры торможения потока воздуха, а также введение блоков внешних интерфейсов для организации обмена информацией между блоками ориентации.
При установке такого устройства на борт самолета или вертолета обеспечивается пилотирование летательного аппарата двумя пилотами, причем информация с магнитометра и датчика температуры торможения потока воздуха поступает в инерциальные блоки ориентации одновременно, обеспечивая однозначность показаний обоих блоков ориентации, что повышает точность и безопасность пилотирования.
На фиг. 1 представлена схема интегрированной системы резервных приборов, содержащая первый инерциальный измерительный блок 1, магнитометр 3, второй инерциальный блок 2, первый буфер 4, второй буфер 5, первый узел развязки 6, второй узел развязки 7, первый блок 8 датчиков давления, второй блок датчиков давления 9, первый видеомодуль 10, второй видеомодуль 11, первый блок 12 внешнего интерфейса, второй блок 13 внешнего интерфейса, датчик 14 температуры торможения потока воздуха.
Устройство работает следующим образом.
В процессе выполнения полета инерциальные измерительные блоки 1 и 2 обрабатывают информацию собственных датчиков первичной информации, внешнего магнитометра 3 и датчика 14 температуры торможения потока воздуха и выдают информацию на видеомодули 10 и 11. Согласно изобретению используется один магнитометр 3 при этом питающие напряжения на них поступают через первый 6 и второй узлы 7 развязки, а полезный сигнал с магнитометра 3 поступает на инерциальные блоки ориентации 1 и 2 через первый 4 и второй 5 буфер. Также согласно изобретению используется два видеомодуля 10 и 11 при этом информация для отображения поступает от инерциальных измерительных блоков 1 и 2, а выходная информация с видеомодулей 10 и 11 поступает для обработки в инерциальные измерительные блоки 1 и 2. Инерциальные измерительные блоки 1 и 2 обмениваются информацией, содержащей в том числе данные с видеомодулей 10 и 11, через первый и второй внешние интерфейсы 12 и 13. Причем в обработку вычислителей инерциальных измерительных блоков 1 и 2 и на индикацию поступает та информация с органов управления видеомодулей 10 и 11, которая изменялась последней. Инерциальные измерительные блоки 1 и 2 с помощью устройств внешних интерфейсов 12 и 13 обмениваются информацией о заданном курсе и давлении у Земли введенных с помощью органов управления видеомодулей 10 и 11. Расчет относительной высоты в каждом из инерциальных измерительных блоков 1 и 2 происходит по значениям давления у Земли, принятым из блоков внешнего интерфейса 12 и 13, введенных с помощью органов управления видеомодуля 10 и 11 в зависимости от того, что изменилось последним. Индикация заданного курса происходит аналогично, на индикацию видеомодулей 10 и 11 выдается значение, принятое инерциальными измерительными блоками 1 и 2 по внешнему интерфейсу 12 и 13, введенное с помощью органов управления видеомодуля 10 и 11 в зависимости от того, что изменилось последним. Вышеприведенный способ выбора и индикации значений обеспечивает идентичность показаний заданного курса и относительной высоты на обоих видеомодулях 10 и 11.
Таким образом, совместное использование одного магнитометра, одного датчика температуры торможения потока воздуха, двух видеомодулей и двух устройств внешних интерфейсов повышает надежность пилотажного комплекса, а обеспечение идентичности измерения и индикации параметров от инерциальных измерительных блоков повышает безопасность пилотирования летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2467288 G01C 21/12 (прототип)
2. Патент РФ №2386927 G01C 21/00.