RU2063647C1 - Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) - Google Patents
Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2063647C1 RU2063647C1 SU5064818A RU2063647C1 RU 2063647 C1 RU2063647 C1 RU 2063647C1 SU 5064818 A SU5064818 A SU 5064818A RU 2063647 C1 RU2063647 C1 RU 2063647C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sensor
- multiplier
- information
- output
- sensors
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Использование: для комплексного контроля основных датчиков пилотажной информации самолета, в том числе построителя вертикали, датчика воздушной скорости, датчика перегрузки и датчика угловой скорости по осям связанной системы координат. Сущность изобретения: сравнение вычисленных по показаниям датчиков тангажа и крена, датчика угловых скоростей и датчика скорости самолета оценок перегрузки по оси связанной системы координат с их измеренными значениями с датчика перегрузки по соответствующей оси. Устройство (варианты) содержит первый, второй умножители 2-1, 2-2, сумматор 1 и компаратор 3. Технический результат: своевременное обнаружение отказов датчиков, если они входят в состав системы автоматического управления самолета. 2 с. п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к комплексному контролю основных датчиков пилотажной информации самолета, в том числе построителя вертикали (гировертикали, авиагоризонта), датчика воздушной скорости, датчиков перегрузки и датчиков угловой скорости по осям связанной системы координат. Оно может быть также использовано в автоматических системах для повышения надежности пилотирования самолета в сложных метеоусловиях, а также для своевременного обнаружения отказов датчиков пилотирования, если они входят в состав системы автоматического управления самолета, не содержащей избыточного приборного оборудования и средств индивидуального контроля датчиков.
Известно устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее датчик угла крена и датчик угловой скорости по соответствующей оси связанной системы координат. Выход датчика угла крена гировертикали, через дифференциатор соединен с одним из входов компаратора, другой вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости самолета. При этом продифференцированный сигнал, пропорциональный угловой скорости крена, сравнивается с сигналом датчика угловой скорости по соответствующей оси.
Устройство проверяет сравнительно небольшое число датчиков пилотажной информации, а значит обладает малой информационной производительностью. Кроме того, оно обладает низкой достоверностью обнаружения отказов датчиков. Осуществляемый контроль зависит от сложных пространственных маневров самолета.
Техническая задача, решаемая изобретением, состоит в повышении эффективности обнаружения отказов датчиков пилотажной информации, обнаружении отказов не только построителя вертикали и соответствующего датчика угловой скорости, но и отказов датчиков перегрузки, датчика воздушной скорости, контроле построителя сразу по двум выходам, при отсутствии избыточных измерителей одноименных пилотажных параметров, минимальном весе, габаритах и стоимости устройства.
Решение технической задачи достигается тем, что в устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, введены первый умножитель, второй умножитель и сумматор, подключенный первым инверсным информационным входом к выходу первого умножителя, вторым инверсным информационным входом к выходу второго умножителя, а выходом к входу компаратора, первый и второй входы первого умножителя являются соответственно первым и вторым информационными входами устройства, служащими для подключении датчика проекции вектора угловой скорости на нормальную (поперечную) ось и датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, первый и второй входы второго умножителя являются соответственно третьим и четвертым информационными входами устройства, служащими для подключения соответственно датчика косинуса тангажа и датчика синуса (косинуса) крена, третий информационный вход сумматора является пятым информационным входом устройства, служащим для подключения датчика проекции вектора перегрузки на поверочную (нормальную) ось связанной системы координат.
Варианты изобретения отличаются друг от друга первым и вторым суммирующими или инверсными информационными входами сумматора, подключением к первому информационному входу устройства датчика проекции вектора угловой скорости на нормальную или поперечную ось связанной системы координат, подключением к четвертому информационному входу устройства либо датчика синуса крена, либо датчика косинуса крена построителя вертикали, а также подключением датчика проекции вектора перегрузки на поперечную или нормальную ось связанной системы координат к пятому информационному входу устройства.
Сущность изобретения заключается в сравнении вычисленной по показаниям датчиков крена и тангажа построители вертикали, датчика скорости и соответствующего датчика проекции вектора угловой скорости самолета оценки перегрузки no оси связанной системы координат с ее измеренным соответствующим датчиком перегрузки значением. При различии между оценкой и измеренным значением происходит срабатывание компаратора, сигнализирующее об отказе одного из датчиков пилотажной информации.
На фиг. 1 приведена структурная схема устройства для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты), где приняты следующие обозначения:
1 сумматор;
2-1,2-2 первый и второй умножители;
3 компаратор;
4- датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат;
5 датчик проекции вектора угловой скорости на нормальную (поперечную) ось связанной системы координат;
6 датчик синуса (косинуса) крена построителя вертикали;
7 датчик косинуса тангажа построителя вертикали;
8 построитель вертикали;
9 датчик проекции вектора перегрузки на поперечную (нормальную) ось связанной системы координат;
10 устройство для комплексного контроля.
1 сумматор;
2-1,2-2 первый и второй умножители;
3 компаратор;
4- датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат;
5 датчик проекции вектора угловой скорости на нормальную (поперечную) ось связанной системы координат;
6 датчик синуса (косинуса) крена построителя вертикали;
7 датчик косинуса тангажа построителя вертикали;
8 построитель вертикали;
9 датчик проекции вектора перегрузки на поперечную (нормальную) ось связанной системы координат;
10 устройство для комплексного контроля.
На фиг. 2 изображено угловое положение самолета и взаимное положение земной 0ξηζ и связанной OX1Y1Z1 систем координат через углы тангажа v и крена g. Проекции вектора угловой скорости 
самолета на оси связанной системы координат обозначены 
. Там же показаны проекции X, Y, Z вектора силы 
, действующей на самолет, без учета вектора силы 
тяжести. Дифференциальное уравнение движения самолета в векторной форме можно записать в виде
где m масса самолета;
вектор скорости, проекции которого на оси связанной системы координат Vx, Vy, Vz. Переходя к скалярной форме, в проекциях на оси Y1 и Z1 связанной системы координат, уравнение ( 1) получаем в виде
mωzVx=Y-GcosVcosγ; (2)
-mωyVx=Z+GcosVsinγ, (3)
где учтено очевидное соотношение Vx ≥ Vy; Vx ≥ Vz. Разделив правые и левые части уравнений (2), (3) на mg G, получаем
где ny, nz проекции вектора перегрузки на нормальную и поперечную ось связанной системы координат, g ускорение силы тяжести.
где m масса самолета;
mωzVx=Y-GcosVcosγ; (2)
-mωyVx=Z+GcosVsinγ, (3)
где учтено очевидное соотношение Vx ≥ Vy; Vx ≥ Vz. Разделив правые и левые части уравнений (2), (3) на mg G, получаем
где ny, nz проекции вектора перегрузки на нормальную и поперечную ось связанной системы координат, g ускорение силы тяжести.
Устройство 10 для комплексного контроля датчиков пилотажной информации содержит компаратор 3, выход которого является сигнальным выходом устройства, а вход соединен с выходом сумматора 1. Первый (инверсный) информационный вход сумматора 1 соединен с выходом первого умножителя 2-1, а второй (инверсный) информационный вход с выходом второго умножителя 2-2. Первый и второй входы первого умножителя 2-1 являются первым и вторым информационными входами устройства 10, служащими для подключения соответственно датчика 5 проекции вектора угловой скорости на нормальную (поперечную) ось и датчика 4 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Первый и второй входы второго умножителя 2-2 являются соответственно третьим и четвертым информационными входами устройства 10, служащими для подключения соответственно датчика 7 косинуса тангажа и датчика 6 синуса (косинуса) крена построителя 8 вертикали. Третий информационный вход сумматора 1 является пятым информационным входом устройства 10, служащим для подключения датчика 9 проекции вектора перегрузки на поперечную (нормальную) ось связанной системы координат.
Варианты изобретения отличаются друг от друга первым и вторым суммирующими или инверсными информационными входами сумматора 1, подключением к первому информационному входу устройства 10 датчика 5 проекции вектора угловой скорости на нормальную или поперечную ось связанной системы координат, подключением к четвертому информационному входу устройства 10 либо датчика 6 синуса крена, либо датчика 6 косинуса крена построителя 8 вертикали, а также подключением датчика 9 проекции вектора перегрузки на поперечную или нормальную ось связанной системы координат к пятому информационному входу устройства 10.
Устройство 10 для комплексного контроля датчиков пилотажной информации работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный проекции вектора угловой скорости самолета на нормальную (поперечную) ось, с датчика 5 проекции вектора угловой скорости поступает на первый информационный вход устройства 10 и на первый вход первого умножителя 2-1, на второй вход которого с второго информационного входа устройства 10 поступает сигнал, пропорциональный проекции вектора скорости самолета на продольную ось связанной системы координат, с датчика 4 проекции скорости. После перемножения этих сигналов в умножителе 2-1 его выходной сигнал поступает на первый (инверсный) информационный вход сумматора 1, где он с коэффициентом пропорциональности 1/g суммируется (вычитается) с выходным сигналом датчика 9 перегрузки, пропорциональным проекции вектора перегрузки на поперечную (нормальную) ось и поступившим на пятый информационный вход устройства 10 и третий суммирующий вход сумматора 1. Сигнал, пропорциональный косинусу угла тангажа, с датчика 7 косинуса тангажа поступает на третий информационный вход устройства 10 и на первый вход второго умножителя 2-2, на второй вход которого с четвертого информационного входа устройства 10 поступает сигнал, пропорциональный синусу (косинусу) угла крена, с датчика 6 синуса (косинуса) крена, построителя 8 вертикали. После перемножения этих сигналов в умножителе 2-2 его выходной сигнал поступает на второй (инверсный) информационный вход сумматора 1, где он также суммируется (вычитается) с выходным сигналом датчика 9 перегрузки. Выходной сигнал сумматора 1, для исправных датчиков пилотажной информации, равен нулю и поступает на вход компаратора 3, где он сравнивается с пороговым значением. При отказе любого из датчиков пилотажной информации условие (5) (или для другого варианта (4)), нарушается и на выходе компаратора 3 появляется сигнал, сигнализирующий об отказе.
Таким образом, обладая высокой эффективностью обнаружения отказов основных датчиков пилотажной информации, устройство контроля не требует установки на борт избыточных пилотажных приборов. Для контроля используется информация от уже имеющихся на борту самолета датчиков, входящих в состав пилотажно-навигационных средств и системы автоматического управления. Вес и габариты устройства контроля, отнесенные к аналогичным показателям контролируемых приборов, минимальны из-за отсутствия избыточности.
Claims (2)
1. Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, отличающееся тем, что в него введены первый умножитель, второй умножитель и сумматор, подключенный первым инверсным информационным входом к выходу первого умножителя, вторым инверсным информационным входом к выходу второго умножителя, а выходом к входу компаратора, первый и второй входы первого умножителя являются соответственно первым и вторым информационными входами устройства, служащими для подключения соответственно датчика проекции вектора угловой скорости на поперечную ось и датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, первый и второй входы второго умножителя являются соответственно третьим и четвертым информационными входами устройства, служащими для подключения соответственно датчика косинуса тангажа и датчика косинуса крена, третий информационный вход сумматора является пятым информационным входом устройства, служащим для подключения датчика проекции вектора перегрузки на нормальную ось связанной системы координат.
2. Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, отличающееся тем, что в него введены первый умножитель, второй умножитель и сумматор, подключенный первым информационным входом к выходу первого умножителя, вторым информационным входом к выходу второго умножителя, а выходом к входу компаратора, первый и второй входы первого умножителя являются соответственно первым и вторым информационными входами устройства, служащими дуя подключения соответственно датчика проекции вектора угловой скорости на нормальную ось и датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, первый и второй входы второго умножителя являются соответственно третьим и четвертым информационными входами устройства, служащими для подключения соответственно датчика косинуса тангажа и датчика синуса крена, третий информационный вход сумматора является пятым информационным входом устройства, служащим для подключения датчика проекции вектора перегрузки на поперечную ось связанной системы координат.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5064818 RU2063647C1 (ru) | 1992-05-22 | 1992-05-22 | Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5064818 RU2063647C1 (ru) | 1992-05-22 | 1992-05-22 | Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2063647C1 true RU2063647C1 (ru) | 1996-07-10 |
Family
ID=21614516
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5064818 RU2063647C1 (ru) | 1992-05-22 | 1992-05-22 | Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2063647C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2676225C1 (ru) * | 2018-02-07 | 2018-12-26 | Юрий Александрович Борисов | Контрольно-проверочный комплекс для проверки доплеровских измерителей скорости и сноса |
-
1992
- 1992-05-22 RU SU5064818 patent/RU2063647C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Белогорский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972, с .270 -271. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2676225C1 (ru) * | 2018-02-07 | 2018-12-26 | Юрий Александрович Борисов | Контрольно-проверочный комплекс для проверки доплеровских измерителей скорости и сноса |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6556897B2 (en) | Method and apparatus for limiting attitude drift during turns | |
| US6273370B1 (en) | Method and system for estimation and correction of angle-of-attack and sideslip angle from acceleration measurements | |
| US6452542B1 (en) | Integrated flight management system | |
| EP0511730A2 (en) | Fault-tolerant inertial navigation system | |
| SE464431B (sv) | Saett och anordning foer att bestaemma laeget foer en kropp | |
| WO1999003000A1 (en) | Integrated flight information and control system | |
| US4127249A (en) | Apparatus for computing the rate of change of energy of an aircraft | |
| CN101858748A (zh) | 高空长航无人机的多传感器容错自主导航方法 | |
| EP1256811A2 (en) | Multi-function air data probes using neural network for sideslip compensation | |
| CN109471144A (zh) | 基于伪距/伪距率的多传感器紧组合列车组合定位方法 | |
| KR101096113B1 (ko) | 신뢰도가 향상된 항법 시스템 및 그 제공방법 | |
| RU2256881C2 (ru) | Способ определения параметров ориентации и навигации и бесплатформенная инерциальная навигационная система для быстровращающихся объектов | |
| CN111141286A (zh) | 一种无人机飞控多传感器姿态置信解算方法 | |
| RU2063647C1 (ru) | Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) | |
| US3052122A (en) | Flight path angle computer | |
| Nakanishi et al. | Measurement model of barometer in ground effect of unmanned helicopter and its application to estimate terrain clearance | |
| RU2103718C1 (ru) | Устройство для контроля датчиков системы автоматического управления самолета | |
| US3391568A (en) | Navigation system | |
| RU2078367C1 (ru) | Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) | |
| Myschik et al. | Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft | |
| RU2187141C1 (ru) | Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата | |
| RU93051295A (ru) | Навигационный комплекс | |
| RU2790548C1 (ru) | Способ коррекции гировертикали по углу атаки | |
| Kumar et al. | Filtering and fusion based reconstruction of angle of attack | |
| Iqbal et al. | Nonlinear modeling of azimuth error for 2D car navigation using parallel cascade identification augmented with Kalman filtering |