RU2078367C1 - Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) - Google Patents
Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2078367C1 RU2078367C1 RU93044767A RU93044767A RU2078367C1 RU 2078367 C1 RU2078367 C1 RU 2078367C1 RU 93044767 A RU93044767 A RU 93044767A RU 93044767 A RU93044767 A RU 93044767A RU 2078367 C1 RU2078367 C1 RU 2078367C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- sensor
- adder
- sensors
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области комплексного контроля датчиков пилотажной информации самолета, в том числе датчика тангажа (построителя вертикали), датчика скорости и датчика продольной перегрузки. Оно позволяет повысить эффективность и точность контроля датчиков при отсутствии избыточного приборного оборудования самолета. Устройство содержит дифференциатор, последовательно соединенные компаратор и индикатор, а также сумматор на три входа, первый вычитающий вход которого соединен с выходом дифференциатора, вход которого подключен к выходу датчика скорости, второй суммирующий вход - с выходом датчика продольной перегрузки, а третий вычитающий вход - с выходом угла или выходом синуса угла датчика тангажа. Сущность изобретения заключается в сравнении оценки продольной перегрузки, вычисленной по показаниям датчика тангажа и датчика скорости, с ее измеренным значением датчиком продольной перегрузки. 2 с.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области комплексного контроля датчиков пилотажной информации самолета, в том числе датчика тангажа (построителя вертикали), датчика скорости и датчика продольной перегрузки. Оно может быть использовано в системах автоматического управления самолетов для повышения надежности пилотирования, а также для своевременного обнаружения отказов датчиков. Наибольшее значение оно имеет для контроля датчиков легких летательных аппаратов, не содержащих избыточного приборного оборудования.
Известно устройство для полетного контроля датчика пилотажной информации, проверяющее датчик угла тангажа и датчик угловой скорости (ДУС) тангажа. При этом выход угла датчика тангажа через дифференциатор соединен с одним из входов компаратора, другой вход которого соединен с выходом ДУС тангажа самолета. Продифференцированный сигнал, пропорциональный угловой скорости тангажа, сравнивается с сигналом ДУС тангажа по соответствующей оси связанной системы координат самолета. Устройство одновременно контролирует датчик тангажа и ДУС тангажа, сравнивая оценку угловой скорости тангажа самолета по оси связанной системы координат с ее значением, непосредственно измеренным ДУСом.
Устройство проверяет только датчик угла тангажа и ДУС тангажа. Оно неспособно проверять датчики скорости и продольной перегрузки самолета. Точность контроля датчика тангажа этим устройством низкая, особенно при маневрах самолета.
Техническая задача, решаемая изобретением, состоит в повышении эффективности и точности полетного контроля датчиков тангажа, скорости и продольной перегрузки без установки на борт самолета избыточных датчиков, при минимальном весе и повышенной надежности контролирующего устройства, с учетом состава датчика тангажа и условий его работы на самолете, летающем с малыми или произвольными значениями угла тангажа.
Решение поставленной задачи контроля датчиков для первого варианта их установки на самолете, летающем с малыми значениями угла тангажа, достигается тем, что в устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом ко входу индикатора, введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.
Решение поставленной задачи контроля датчиков для второго варианта их установки на самолете, летающем с произвольными значениями угла тангажа, достигается тем, что в устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом ко входу индикатора, введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий сумматор является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.
Варианты изобретения отличаются друг от друга подключением выхода датчика тангажа либо продольного углу тангажа, либо пропорционального синусу угла тангажа.
Сущность изобретения заключается в сравнении оценки продольной перегрузки, вычисленной по показаниям датчика тангажа и продифференцированному сигналу датчика скорости, с ее измеренным значением с датчика продольной перегрузки. При различии между оценкой и измеренным значением перегрузки происходит срабатывание компаратора, сигнализирующего об отказе одного из датчиков пилотажной информации.
На фиг. 1 приведена структурная схема первого варианта устройства для полетного контроля датчиков пилотажной информации (1 сумматор; 2 - компаратор; 3 индикатор; 4 дифференциатор; 5 датчик скорости; 6 датчик продольной перегрузки; 7 датчик тангажа; 8 выход угла датчика тангажа; 9 - устройство для полетного контроля датчиков); на фиг. 2 cтруктурная схема второго варианта устройства для полетного контроля датчиков пилотажной информации (1 сумматор; 2 компаратор; 3 индикатор; 4 дифференциатор; 5 датчик скорости; 6 датчик продольной перегрузки; 7 датчик тангажа; 9 - устройство для полетного контроля датчика; 10 выход синуса угла тангажа); на фиг. 3 изображено взаимное положение земной 0ξηζ и связанной OX1Y1Z1 систем координат через углы тангажа n и крена g самолета. Там же показаны проекции X, Y, Z вектора суммарной силы 
, действующей на самолет, без учета вектора силы 
тяжести самолета, и проекции вектора 
угловой скорости самолета. 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.
где m масса самолета;
Переходя к скалярной форме, в проекциях на ось x1 связанной системы координат, уравнение (1) запишем в виде
где учтено очевидное для самолета соотношение Vx>Vy, Vx>Vz.
где учтено очевидное для самолета соотношение Vx>Vy, Vx>Vz.
Разделив правую и левую часть уравнения (2) на σ = mg получаем
где
оценка проекции вектора перегрузки на продольную ось x1 связанной системы координат; g ускорение силы тяжести.
где
Реализация изобретения по второму варианту предполагает использование соотношения
для произвольных значений угла тангажа ν или по первому варианту изобретения по соотношению
для малых углов тангажа, когда Linν ≈ ν.
Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации по первому варианту содержит последовательно соединенные сумматор 1 и компаратор 2, выход которого соединен с индикатором 3. Первый вычитающий вход сумматора 1 соединен с выходом дифференциатора 4, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 5 скорости. Второй суммирующий вход сумматора 1 является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 6 продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 3 является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла 8 датчика 7 тангажа. Выход угла 8 может быть потенциометром или индукционным датчиком.
для произвольных значений угла тангажа ν или по первому варианту изобретения по соотношению
для малых углов тангажа, когда Linν ≈ ν.
Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации по первому варианту содержит последовательно соединенные сумматор 1 и компаратор 2, выход которого соединен с индикатором 3. Первый вычитающий вход сумматора 1 соединен с выходом дифференциатора 4, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 5 скорости. Второй суммирующий вход сумматора 1 является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 6 продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 3 является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла 8 датчика 7 тангажа. Выход угла 8 может быть потенциометром или индукционным датчиком.
В том случае, если устройство 9 полетного контроля датчиков применяется для второго варианта их установки на самолете, летающем с произвольными значениями угла тангажа, то оно содержит последовательно соединенные сумматор 1 и компаратор 2, выход которого соединен с индикатором 3. Первый вычитающий вход сумматора 1 соединен с выходом дифференциатора 4, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 5 скорости. Второй суммирующий вход сумматора 1 является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода 6 датчика продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 3 является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла 10 датчика 7 тангажа. Выход синуса угла 10 может быть в одном из возможных ее реализаций синусной обмоткой синусно-косинусного трансформатора (СКТ).
Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации по первому варианту работает следующим образом.
Сигнал, пропорциональный скорости самолета, с датчика 5 скорости поступает на вход дифференциатора 4. С выхода последнего получается сигнал 
пропорциональный ускорению и поступающий на первый вычитающий вход сумматора 1. Этот сигнал с коэффициентом пропорциональности 1/g вычитается из сигнала датчика 6 пропорциональной перегрузки, поступающего на суммирующий вход сумматора 1. Аналогично из сигнала nx в сумматоре 1 вычитается сигнал, пропорциональный углу ν с выхода угла 8 датчика 7 тангажа. Выходной сигнал сумматора 1 должен быть равен нулю при исправных датчиках тангажа 7 скорости 5 и перегрузки 6. При невыполнении этого условия из-за отказа названных датчиков соотношение (5) нарушается, на выходе сумматора 1 появляется сигнал, который приводит к срабатыванию компаратора 2 и последующей сигнализации неисправности индикатором 3 на приборной доске пилота. Во втором варианте устройства контроля датчиков пилотажной информации, если датчик 7 тангажа содержит выход синуса 10 СКТ, то в сумматоре 1 из сигнала nx датчика 6 продольной перегрузки вычитается сигнал, пропорциональный Linν. При этом выходной сигнал сумматора 1 должен быть равен нулю при исправных датчиках и выполнении условия (4). Нарушение этого устройства из-за отказа какого-либо датчика приводит к срабатыванию компаратора 2 и сигнализации индикатором 3 отказа.
Устройство не требует установки на борт самолета избыточных датчиков, повышает безопасность полета, освобождая летчика от визуального контроля датчиков пилотажной информации.
Claims (2)
1. Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом к входу индикатора, отличающееся тем, что в устройство введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.
2. Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом к входу индикатора, отличающееся тем, что в устройство введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93044767A RU2078367C1 (ru) | 1993-09-01 | 1993-09-01 | Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93044767A RU2078367C1 (ru) | 1993-09-01 | 1993-09-01 | Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93044767A RU93044767A (ru) | 1996-12-10 |
| RU2078367C1 true RU2078367C1 (ru) | 1997-04-27 |
Family
ID=20147463
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93044767A RU2078367C1 (ru) | 1993-09-01 | 1993-09-01 | Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2078367C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594631C1 (ru) * | 2015-05-08 | 2016-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления |
-
1993
- 1993-09-01 RU RU93044767A patent/RU2078367C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972, с. 270 - 271, рис. 4.28(Б). * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594631C1 (ru) * | 2015-05-08 | 2016-08-20 | Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") | Способ определения углов пространственной ориентации летательного аппарата и устройство для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6556897B2 (en) | Method and apparatus for limiting attitude drift during turns | |
| US6285298B1 (en) | Safety critical system with a common sensor detector | |
| US6389333B1 (en) | Integrated flight information and control system | |
| RU2236697C2 (ru) | Резервная система для индикации курса и пространственного положения на самолете | |
| US6564628B1 (en) | Combined standby instruments for aircraft | |
| US6452542B1 (en) | Integrated flight management system | |
| BR102019025680A2 (pt) | sistema de controle de voo, e, método para determinar uma falha com um valor de ângulo de ataque | |
| CA1171530A (en) | Angle of attack based pitch generator and head up display | |
| EP0263179A1 (en) | Wind shear detector head-up display system | |
| SE464431B (sv) | Saett och anordning foer att bestaemma laeget foer en kropp | |
| US6188330B1 (en) | Windshear detection system | |
| US4127249A (en) | Apparatus for computing the rate of change of energy of an aircraft | |
| GB955597A (en) | Aircraft take-off monitors | |
| US5335177A (en) | Method and system for ensuring the reliability of data used to pilot an aircraft | |
| US3200642A (en) | Maximum performance take-off director | |
| RU2078367C1 (ru) | Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) | |
| EP1852762A1 (en) | Vortex detection and turbulence measurement | |
| RU2063647C1 (ru) | Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) | |
| RU2103718C1 (ru) | Устройство для контроля датчиков системы автоматического управления самолета | |
| US3391568A (en) | Navigation system | |
| Iloputaife | Design of deep stall protection for the C-17A | |
| RU2240507C1 (ru) | Устройство для определения угловой ориентации самолета | |
| US3094877A (en) | Acceleration measuring apparatus | |
| US4295372A (en) | Gravity measurement apparatus for ships | |
| Kumar et al. | Filtering and fusion based reconstruction of angle of attack |