RU2079142C1 - Способ контроля измерителя аэрометрических параметров летательного аппарата и устройство для его осуществления - Google Patents

Abstract

Использование: в системах для измерения барометрической высоты, приборной скорости полета, числа Маха, аэродинамических углов летательного аппарата. Сущность изобретения: непрерывно в полете осуществляют слежение за совпадением фактической собственной частоты колебаний флюгера датчика угла атаки с расчетной, вычисляемой на основе выходных данных измерителя аэродинамических параметров, что существенно повышает достоверность контроля и достоверность измерения аэродинамических параметров летательного аппарата. 2 с. п.ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах для измерения барометрической высоты, приборной скорости полета, числа М полета и аэродинамических углов летательного аппарата /л.а./.

Известны способ и устройство контроля достоверного измерения аэродинамических параметров л.а. заключающиеся в попарном сравнении между собой выходных сигналов трех идентичных подканалов по каждому измеряемому параметру /1/. При расхождении двух сигналов на определенную величину снимают сигнал исправности отказавшего подканала, а при отказе двух подканалов снимают сигнал исправности измерителя по данному параметру.

Такой способ контроля не позволяет определить исправный подканал из оставшихся двух в случае отказа одного из них и, кроме того, требует построения многоканальной системы, что не всегда возможно /например, в маломерных самолетах/. Проблема контроля исправности одноканального измерителя аэродинамических параметров связана прежде всего с проблемой обеспечения контроля исправности приемников, трактов передачи и преобразователей давлений воздушного потока.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ контроля измерителя аэродинамических параметров, заключающийся в том, что суждение об исправности измерителя осуществляется на основе одновременного наличия питающего напряжения измерителя и сигнала исправности вычислителя /2/.

Известное устройство контроля исправности измерителя аэродинамических параметров содержит блок контроля наличия питающего напряжения, блок контроля исправности вычислителя измерителя и схему совпадения.

Недостаток известного способа и устройства заключается в том, что они не обеспечивают контроль исправности приемников давления воздушного потока, преобразователей /датчиков/ давления и пневмопроводов, соединяющих приемники давления воздушного потока с датчиками давления. Исправные обогревательные элементы приемника статистического давления воздушного потока, приемника полного давления воздушного потока, флюгера датчика угла атаки /скольжения/л.а. обеспечивают лишь защиту пневмоканалов приемников воздушного давления и пневмопроводов от возможной закупорки льдом и потери симметрии формы лопатки флюгера и заклинивания /потери подвижности/ вала флюгера датчика угла атаки при полете в условиях обледенения, а наличие питающего напряжения и исправный вычислитель измерителя обеспечивают правильное вычисление барометрической высоты, приборной скорости, числа М полета лишь при исправных приемниках полного и статического давления воздушного потока, исправных пневмоканалах и исправных преобразователях давления, а правильное вычисление истинного угла атаки /скольжения/ лишь при исправном первичном флюгерном датчике угла атаки, контроль исправности которых в полете в известном устройстве не обеспечивается. Это обстоятельство и является первопричиной недостаточной глубины контроля измерителя аэрометрических параметров и малой достоверности измерения, что является одной из причин необходимости построения многоканального измерителя аэрометрических параметров.

Техническим результатом изобретения является повышение достоверности измерения аэрометрических параметров, а именно статического давления, полного давления, динамического давления, барометрической высоты полета, приборной и вертикальной скорости, числа М полета и истинного угла атаки /скольжения/ л. а. Указанный результат достигается тем, что в известном способе контроля измерителя аэрометрических параметров путем непрерывного слежения за одновременным присутствием сигнала о наличии питающего напряжения измерителя и сигнала исправности вычислителя согласно изобретению входной сигнал с флюгерного датчика угла атаки /скольжения/ пропускают через фильтр, измеряют частоту ω_ф переменной составляющей сигнала после фильтра, вычисляют собственную частоту ω_o колебаний флюгера в потоке при текущих параметрах потока, вычисляют границы ω₀₁ и ω₀₂ допустимого изменения собственной частоты колебаний флюгера в потоке с учетом разрешенного допуска измерения аэрометрических параметров, осуществляют слежение за нахождением измеренной частоты ω_ф переменной составляющей сигнала после фильтра в вычисленных границах ω₀₁ и ω₀₂ и суждение о достоверности измерения аэрометрических параметров осуществляют путем непрерывного слежения за одновременным совпадением сигнала о наличии питающего напряжения измерителя, сигнала исправности вычислителя и наличии сигналов, соответствующих нахождению частоты ω_ф в пределах найденных допустимых границ ω₀₁₁и ω₀₂ при этом фильтр настраивают на полосу пропускания сигнала с флюгерного датчика угла атаки в пределах от максимальной эксплуатационной частоты колебания летательного аппарата в его коротко-периодическом движении до максимально возможной собственной частоты колебания флюгера в потоке при полете л.а. в эксплуатационных для него границах по высоте и скорости полета, причем собственную частоту ω_o колебания флюгера в потоке и границы ее изменения ω₀₁₁и ω₀₂ вычисляют по формулам

m $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{α}}{\text{z}}$ аэродинамический коэффициент момента флюгера, являющейся однозначной функцией числа М полета;
P_Н измеряемое статическое /барометрическое/ давление;
M измеряемое число М полета;
S_ф, b_ф постоянные, соответственно характерная площадь и средняя аэродинамическая хорда лопатки флюгера;
j_zф момент инерции флюгера относительно его оси вращения;

коэффициенты погрешностей /могут быть выбраны постоянными или быть вычислены/;
[ΔP_н], [ΔM] допустимый допуск на контроль измерения статического давления и числа М.

Указанный результат достигается также тем, что в известное устройство контроля измерения аэрометрических параметров л.а. содержащее устройство контроля питающего напряжения, формирующего сигнал исправности цепей питания и наличия питающего напряжения, устройство контроля вычислителя, формирующего сигнал исправности его электронной части, и схему совпадения, входы которой подключены к выходам указанных средств контроля, введены последовательно соединенные между собой фильтр и датчик частоты /частотомер/, блок формирования первой и второй граничной собственной частоты колебаний флюгера в потоке и два устройства сравнения, причем входы блока формирования граничных собственных частот колебаний флюгера подключены к выходу измерителя аэрометрических параметров по измеряемым им статическому давлению и числу М, входы первого устройства сравнения подключены к выходу датчика частоты /частотомера/ и выходу блока формирования граничных частот, соответствующему первой граничной собственной частоте колебаний флюгера, входы второго устройства сравнения подключены к выходу датчика частоты /частотомеру/ и выходу блока формирования граничных частот, соответствующему второй граничной собственной частоте колебаний флюгера, вход фильтра подключен к преобразователю флюгерного датчика угла атаки /скольжения/, а выходы первого и второго устройств сравнения подключены к входам схемы совпадения, при этом частоты пропускания фильтра устанавливаются в пределах от максимальной эксплуатационной частоты колебания л. а. в его короткопериодическом движении до максимально возможной собственной частоты колебания флюгера в потоке в эксплуатационных для л.а. границах по высоте и скорости полета, а формирование граничных собственных частот колебаний флюгера в блоке их формирования осуществляется в соответствии с формулами предлагаемого способа.

Предлагаемый способ контроля достоверности измерения аэрометрической информации относится к функциональному контроля и основан на физической взаимообусловленности измеряемого статического и полного давлений воздуха /барометрической высоты, приборной скорости полета и числа М полета/ с собственной частотой колебаний флюгерного датчика аэродинамического угла атаки /скольжения/ в потоке воздуха в процессе полета л.а. Это обстоятельство обуславливает и предлагаемое устройство для реализации этого способа контроля.

На чертеже представлена блок-схема устройства контроля измерения одноканального измерителя аэрометрических параметров л.а. и блок-схема измерителя.

Устройство контроля содержит блок контроля питающего напряжения I, формирующего сигнал исправности цепей питания и наличия питающего напряжения, измерителя 2 аэрометрических параметров, блок контроля 3, вычислителя 4, формирующего сигнал исправности электронной схемы вычислителя 4 измерителя 2, схему совпадения 5, фильтр 6, датчик частоты /частотомер/ 7, блок формирования 8 граничных собственных частот колебания флюгера в потоке, первое 9 и второе 10 блоки сравнения.

На чертеже также представлены традиционные элементы измерителя 2 аэрометрических параметров. Это приемники воздушных /полного и статистического/ давлений 11, тракт 12 полного и тракт 13 статического давлений, блок датчиков давлений 14, датчик угла атаки /скольжения/ 15, состоящий из флюгера 16 и преобразователя 17, блок контроля 18 наличия тока в цепях обогревателей приемников давлений 11 и блок контроля 19 наличия тока в цепях обогревателя флюгера 16 датчика 15.

На чертеже объект контроля измеритель 2 изображен штриховой линией, а предлагаемое устройство контроля 20 изображено штрих пунктирной линией.

Устройство работает следующим образом.

Экспериментально установлено, что флюгер датчика угла атаки /скольжения/ в процессе полета совершает непрерывные колебания относительно своего текущего равновесного положения, причем частота этих колебаний совпадает с его собственной частотой ω_o на данном режиме полета по барометрической высоте и числу M /спектральная плотность выходного сигнала флюгерного датчика угла атаки имеет явно выраженный максимум на частоте ω_o причем, как указывалось выше

т. е. собственная частота колебаний флюгера датчика в потоке однозначно определяется его конструктивными параметрами, S_ф, b_ф, J_zф, m $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{α}}{\text{z}}$ и режимом полета, определяемым статическим P_H и полным P_п давлением потока воздуха, т. е. барометрической высотой и числом M полета л.а. Сигнал с преобразователя 17 флюгерного датчика угла атаки /скольжения/ поступает на вход фильтра 6, который настроен на частоту пропускания от максимально возможной частоты колебаний конкретного л. а. в его короткопериодическом движении до максимально возможной собственной частоты колебаний флюгера датчика угла атаки в потоке при полете л. а. в разрешающей для него области по барометрической высоте и числу M. Фильтр 6 отфильтровывает из сигнала с преобразователя 17 датчика угла атаки 15 переменную составляющую сигнала с частотой колебаний л. а. в его коротко периодическом движении, которая присутствует в выходном сигнале датчика на переходных режимах движения л.а. и составляющие сигнала с частотами выше максимально возможной собственной частоты колебаний флюгера датчика угла атаки в потоке. Такая настройка фильтра 6 возможна, так как собственная частота колебаний флюгера датчика угла атаки в потоке порядка в 5-10 раз выше собственной частоты колебаний л.а. в его коротко-периодическом движении на всех эксплуатационных его режимах полета. Сигнал с выхода фильтра 6 поступает на вход датчика частоты 7, который измеряет частоту переменной составляющей сигнала /фактическую собственную частоту колебаний флюгера датчика угла атаки на текущем режиме полета л.а./. По сигналам статического давления /барометрической высоты/ и числа M с измерителя 2 в блоке формирования 8 осуществляется вычисление граничных собственных частот колебаний флюгера ω₀₁ и ω₀₂ в потоке. Сигнал с датчика частоты 7, соответствующий фактической частоте ω_ф колебаний флюгера 16 в потоке, поступает на входы первого 9 и второго 10 блоков сравнения, где непрерывно осуществляется сравнение этого сигнала с сигналами блока формирования 8 граничных собственных частот ω₀₁ и ω₀₂.

Блоки сравнения 9,10 настроены таким образом, что на выходе первого 9 блока сравнения сигнал в виде логической "1" появляется при ω_ф ≥ ω₀₁, а на выходе второго 10 блока сравнения сигнал в виде логической "1" появляется при ω_ф≅ ω₀₂ Выходные сигналы с блоков сравнения 9 и 10 вместе с сигналами исправности с блоков контроля 1 и 3, формирующих соответственно сигналы исправности цепей питания /наличия питающего напряжения/ и электронной схемы вычислителя 4 измерителя 2, поступают на вход схемы совпадения 5. При одновременном наличии сигналов на всех входах схемы совпадения 5 на ее выходе формируется сигнал, соответствующий логической "1", определяющий исправность измерителя 2 в целом. При отсутствии хотя бы одного из сигналов на входе схемы 5 сигнал исправности на ее выходе снимается /появляется логический "0"/, что указывает на отказ измерителя 2.

Постоянное слежение за нахождением частоты ω_ф с датчика частоты 7 в рассчитанных границах собственных частот колебаний флюгера 16 в потоке ω₀₁ и ω₀₂, которые определяются по измеренным в измерителе 2 давлениям /числу M/ для текущего режима полета л.а. с учетом контрольного допуска на эти параметры, позволяет существенным образом повысить степень и глубину контроля измерителя 2 и его элементов, что существенно повышает достоверность измерения аэродинамических параметров л.а. известным измерителем.

В предложенном устройстве контроля в отличие от известного контролем охвачены как элементы восприятия первичных параметров, так и тракты давлений и датчики /преобразователи/ первичных параметров, при этом практически все возможные виды отказов этих элементов, определяющих точность измерения аэродинамических параметров, фиксируются предложенным устройством контроля.

Так, предложенное устройство контроля не пропустит информацию об измеряемых аэрометрических параметрах при обледенении, приведшем к закупорке пневмоканалов льдом, грязь или др. неисправностях приемников и трактов воздушных давлений /обрыв и разгерметизация трактов давлений/, отказ преобразователей /датчиков/ давлений, в том числе их разгерметизация, выход за пределы допуска по точности преобразования и обрыв линий связи преобразователя с вычислителем, обледенение флюгера, отказ преобразователя флюгерного датчика угла атаки /обрыв линий связи, короткое замыкание и выход за пределы допусков по точности измерения/ и пр.

Это достигается основой предложенного способа контроля, в котором всегда должно быть соответствие между фактической собственной частотой колебаний флюгера в потоке и расчетной /истинной/ частотой собственных колебаний флюгера для того же потока. Так как равенство этих частот, как и измеряемые аэродинамические параметры /число M, приборная скорость, барометрическая высота, вертикальная скорость и истинный угол атаки /скольжения/ определяются через первичные параметры потока, то любое их несоответствие по тем или иным причинам и на любом этапе: восприятия, передачи, измерения и преобразования распознается предложенным способом и устройством контроля, обеспечивающим высокую достоверность измерения аэрометрических параметров.

Использование предлагаемых способа и устройства позволяет по сравнению с известным способом и устройством существенно повысить достоверность измерения этих параметров одноканальным измерителем и применять одноканальный измеритель с предложенным контролем в бортовых системах, где многоканальные измерители не могут быть применены. Использование же предложенного способа и устройства в многоканальных измерителях аэродинамических параметров л.а. позволяет выделить и использовать один оставшийся исправный подканал измерителя.

Claims (2)

1. Способ контроля измерителя аэрометрических параметров летательного аппарата путем непрерывного слежения за одновременным присутствием сигнала о наличии питающего напряжения измерителя аэрометрических параметров и сигнала исправности вычислителя аэрометрических параметров, отличающийся тем, что выходной сигнал с флюгерного датчика угла атаки пропускают через фильтр, измеряют частоту после фильтра, вычисляют собственную частоту колебаний флюгера в потоке, вычисляют допустимые границы изменения собственной частоты колебаний флюгера в потоке с учетом разрешенного допуска измерения аэрометрических параметров, осуществляют слежение за нахождением измеренной частоты переменной составляющей сигнала после фильтра в пределах найденных допустимых границ изменения собственной частоты колебаний флюгера в потоке, а о достоверности измерения аэрометрических параметров судят по одновременному присутствию сигнала о наличии питающего напряжения измерителя аэрометрических параметров, сигнала исправности вычислителя измерителя аэрометрических параметров и сигналов, соответствующих нахождению частоты переменной составляющей сигнала после фильтра в пределах найденных допустимых границ изменения собственной частоты колебаний флюгера в потоке, при этом фильтр настраивают на полосу пропускания сигнала с флюгерного датчика угла атаки в пределах от максимальной эксплуатационной частоты колебаний летательного аппарата в его коротко-периодическом движении до максимально возможной собственной частоты колебаний флюгера в потоке в эксплуатационных границах летательного аппарата по высоте и скорости полета, а собственную частоту колебаний флюгера в потоке и допустимые границы ее изменения вычисляют по соотношениям:

ω₀₁ = ω₀- Δω₀
ω₀₂ = ω₀+ Δω₀

где ω₀- собственная частота колебаний флюгера в потоке,
ω₀₁, ω₀₂- первое и второе граничные значения допустимого изменения собственной частоты колебаний флюгера,
Δω₀- допуск на изменение собственной частоты,
m $\genfrac{}{}{0ex}{}{\text{α}}{\text{z}}$ - аэродинамический коэффициент момента флюгера, являющийся однозначной функцией числа М полета,
P_H, M измеряемые измерителем аэрометрических параметров соответственно статическое давление и число М полета,
S_ф, b_ф постоянные флюгера, соответственно его характерная и средняя аэродинамическая хорда,
I_zф момент инерции флюгера относительно его оси вращения,

коэффициенты погрешностей;
[ΔP_н], [ΔM]- допуски на контроль измерения статического давления и числа М.

2. Устройство контроля измерителя аэрометрических параметров летательного аппарата, содержащее блок контроля наличия питающего напряжения измерителя и блок контроля исправности вычислителя измерителя, выходы которых подключены к входам схемы совпадения, отличающееся тем, что в него введены последовательно соединенные фильтр и датчик частоты, блок формирования первого и второго значений граничной собственной частоты колебания флюгера в потоке, входы которого служат для подключения к выходам измерителя аэрометрических параметров по статическому давлению и числу М, два блока сравнения, первые входы которых подключены соответственно к первому и второму выходам блока формирования граничных значений собственных частот колебаний флюгера в потоке, а вторые входы подключены к выходу датчика частоты, причем вход фильтра служит для подключения к преобразователю датчика угла атаки, а выходы блоков сравнения подключены к входам схемы совпадения, при этом частота пропускания фильтра устанавливается в пределах от максимальной эксплуатационной частоты колебаний летательного аппарата в его короткопериодическом движении до максимально возможной собственной частоты колебаний флюгера в потоке в эксплуатационных для летательного аппарата границах по высоте и скорости полета.