RU2103718C1

RU2103718C1 - Gear testing pickups of automatic control system of aircraft

Info

Publication number: RU2103718C1
Application number: RU94043315A
Authority: RU
Inventors: В.Ю. Чернов; С.Ю. Чернов
Original assignee: Санкт-Петербургская государственная академия аэрокосмического приборостроения
Priority date: 1994-12-07
Filing date: 1994-12-07
Publication date: 1998-01-27
Also published as: RU94043315A

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: invention refers to field of complex test of pickups of automatic control system of aircraft. It is most significant for in-flight test of velocity pickup, pickup of angle of attack, pickups of angular velocities and pickups of overloads along axes of body axes system. Gear includes four adders, five multipliers, three squarers, functional converter and unit of square root extraction. With their aid comparator compares differences of vectors of overload acting on aircraft measured and calculated by reading of pickups with its value known beforehand. If this difference differs from known value comparator operates warning of failure of pickups of automatic control system. EFFECT: enhanced authenticity of detection of failure of pickups without excess of hardware on board the aircraft. 2 dwg

Description

Изобретение относится к комплексному контролю исправности основного комплекта датчиков системы автоматического управления (САУ) самолета, а именно: датчика скорости, датчика угла атаки, датчиков угловых скоростей и датчиков перегрузок по осям связанной системы координат. Оно может быть использовано для контроля датчиков бесплатформенных инерциальных навигационных систем и в САУ самолетов для повышения безопасности пилотирования, простоты обслуживания и уменьшения веса и стоимости бортового оборудования. Наибольшее значение оно имеет для контроля комплекта датчиков легких, маневренных самолетов, не содержащих избыточного приборного оборудования. The invention relates to integrated health monitoring of the main set of sensors of an automatic control system (ACS) of an aircraft, namely: a speed sensor, an angle of attack sensor, angular velocity sensors and overload sensors along the axes of the associated coordinate system. It can be used to monitor sensors of strapdown inertial navigation systems and in self-propelled guns of aircraft to increase the safety of piloting, ease of maintenance and reduce the weight and cost of on-board equipment. It is of the greatest importance for monitoring a set of sensors for light, maneuverable aircraft that do not contain excess instrumentation.

Известно устройство для контроля датчиков системы автоматического управления самолета, содержащее, в частности, три одинаково ориентированных однотипных датчика угловых скоростей, подключенных к кворум-элементу. Устройство построено по мажоритарному принципу с кворум-элементом, содержащим первую, вторую и третью схему вычитания, первые, вторые и третьи нелинейные звенья, сумматор на три входа, усилитель, первый, второй и третий компараторы, источник стабилизированного сигнала. Суммирующие входы первой, второй и третьей схем вычитания соединены с соответствующими выходами первого, второго и третьего контролируемых датчиков угловых скоростей, вычитающие входы - с выходом усилителя, а выходы - с соответствующими входами первого, второго и третьего нелинейных звеньев и одним из входов соответственно первого, второго и третьего компараторов, другой вход которых соединен с источником стабилизированного сигнала. Входы сумматора соединены с выходами первого, второго и третьего нелинейных звеньев, а выход - с входом усилителя. Устройство предназначено для контроля только трех однотипных датчиков угловых скоростей (или трех датчиков перегрузок, или трех датчиков углов атаки, ...) и выдачи сигнализации об отказе одного из них при отличии его показаний от двух других. Сигналы трех контролируемых датчиков угловых скоростей поступают на суммирующие входы соответственно первой, второй и третьей схем вычитания, на другие вычитающие входы которых поступает усредненный сигнал всех трех датчиков с выхода усилителя. Последний получается после прохождения разностных выходных сигналов первой, второй и третьей схем вычитания через соответственно первое, второе и третье нелинейное звено и их суммирования в сумматоре. Выходной сигнал последнего поступает на вход усилителя. Разностные выходные сигналы первой, второй и третьей схем вычитания поступают соответственно на один из входов первого, второго и третьего компараторов, на другой вход которых поступает стабилизированный сигнал, пропорциональный допустимой разности между усредненным сигналом всех датчиков и выходным сигналом каждого из трех исправных датчиков. При отказе одного из датчиков его выходной сигнал отличается от усредненного сигнала с выхода усилителя на величину больше допустимой разности - порога срабатывания соответствующего компаратора, что приводит к сигнализации отказа компаратором. A device is known for monitoring sensors of an automatic control system of an aircraft, comprising, in particular, three identically oriented, same-type angular velocity sensors connected to a quorum element. The device is built according to the majority principle with a quorum element containing the first, second and third subtraction schemes, first, second and third nonlinear links, an adder for three inputs, an amplifier, first, second and third comparators, a stabilized signal source. The summing inputs of the first, second, and third subtraction schemes are connected to the corresponding outputs of the first, second, and third monitored angular velocity sensors, the subtracting inputs to the amplifier output, and the outputs to the corresponding inputs of the first, second, and third nonlinear links and one of the inputs of the first, second and third comparators, the other input of which is connected to a stabilized signal source. The inputs of the adder are connected to the outputs of the first, second and third non-linear links, and the output is connected to the input of the amplifier. The device is designed to monitor only three of the same type of angular velocity sensors (or three overload sensors, or three sensors of angles of attack, ...) and to issue an alarm about the failure of one of them when its readings differ from the other two. The signals of the three monitored angular velocity sensors are fed to the summing inputs of the first, second, and third subtraction schemes, respectively, to the other subtracting inputs of which is the averaged signal of all three sensors from the amplifier output. The latter is obtained after passing the differential output signals of the first, second, and third subtraction schemes through the first, second, and third nonlinear units, respectively, and summing them in the adder. The output signal of the latter goes to the input of the amplifier. The differential output signals of the first, second, and third subtraction schemes are respectively supplied to one of the inputs of the first, second, and third comparators, the other input of which receives a stabilized signal proportional to the allowable difference between the averaged signal of all sensors and the output signal of each of the three healthy sensors. If one of the sensors fails, its output signal differs from the average signal from the amplifier output by an amount greater than the allowable difference - the response threshold of the corresponding comparator, which leads to a failure signal by the comparator.

Устройство проверяет не менее трех однотипных датчиков, что требует установки на борт самолета избыточного тройного комплекта приборов, что приводит к повышению веса и стоимости оборудования. Кроме того, оно обладает низкой достоверностью обнаружения отказа. The device checks at least three sensors of the same type, which requires the installation of an excess triple set of devices on board the aircraft, which leads to an increase in the weight and cost of equipment. In addition, it has a low reliability of failure detection.

Техническая задача, решаемая изобретением, состоит в создании простейшего устройства контроля основных датчиков САУ самолета, с наибольшей достоверностью определяющего их отказ, без установки на борт избыточных комплектов этих датчиков при минимальном весе, стоимости и габаритах устройства контроля и приборного оборудования в целом. The technical problem solved by the invention is to create the simplest device for monitoring the main sensors of the ACS of the aircraft, with the highest reliability determining their failure, without installing on board redundant sets of these sensors with the minimum weight, cost and dimensions of the control device and instrumentation as a whole.

Решение технической задачи достигается тем, что в устройство для контроля датчиков системы автоматического управления, содержащее первый сумматор и компаратор, один из входов которого соединен с источником стабилизированного сигнала, введены второй, третий и четвертый сумматоры, первый, второй, третий, четвертый и пятый умножители, первый и второй дифференциаторы, первый, второй, третий квадраторы, тангенсный функциональный преобразователь и блок извлечения квадратного корня, причем первый суммирующий вход второго сумматора соединен с выходом контролируемого датчика поперечной перегрузки, второй суммирующий вход - с выходом первого умножителя, входы которого соединены с выходами контролируемых датчика угловой скорости рыскания и датчика скорости, третий суммирующий вход - с выходом второго умножителя, входы которого соединены с выходом контролируемого датчика угловой скорости крена и выходом третьего умножителя, причем контролируемый датчик скорости соединен с одним входом третьего умножителя, а контролируемый датчик угла атаки через тангенсный функциональный преобразователь - с другим входом третьего умножителя, первый суммирующий вход третьего сумматора соединен с выходом контролируемого датчика нормальной перегрузки, второй суммирующий вход через первый дифференциатор соединен с выходом третьего умножителя, а третий вычитающий вход - с выходом четвертого умножителя, входы которого соединены с выходами контролируемых датчика угловой скорости тангажа и датчика скорости, первый суммирующий вход четвертого сумматора соединен с выходом контролируемого датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход через второй дифференциатор соединен с выходом контролируемого датчика скорости, а третий вычитающий вход - с выходом пятого умножителя, входы которого соединены с выходом третьего умножителя и выходом контролируемого датчика угловой скорости тангажа, выходы второго, третьего и четвертого сумматора соответственно через первый, второй и третий квадраторы соединены с первым, вторым и третьим суммирующими входами первого сумматора, выход которого через блок извлечения квадратного корня соединен с вторым входом компаратора, выход которого служит выходом устройства. The solution to the technical problem is achieved by the fact that the second, third and fourth adders, the first, second, third, fourth and fifth multipliers are introduced into the device for monitoring sensors of the automatic control system containing the first adder and a comparator, one of the inputs of which is connected to a stabilized signal source , first and second differentiators, first, second, third quadrators, a tangent functional converter and a square root extraction unit, the first summing input of the second adder being connected the output of the controlled transverse overload sensor, the second summing input - with the output of the first multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the controlled yaw rate sensor and speed sensor, the third summing input - with the output of the second multiplier, the inputs of which are connected to the output of the controlled angular velocity sensor and output the third multiplier, moreover, the controlled speed sensor is connected to one input of the third multiplier, and the controlled sensor of the angle of attack through the tangent functional a converter with another input of the third multiplier, the first summing input of the third adder is connected to the output of the controlled normal overload sensor, the second summing input through the first differentiator is connected to the output of the third multiplier, and the third subtracting input is connected to the output of the fourth multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the controlled sensor the pitch angular velocity and the velocity sensor, the first summing input of the fourth adder is connected to the output of the controlled longitudinal overload sensor, the second the subtracting input through the second differentiator is connected to the output of the monitored speed sensor, and the third subtracting input is connected to the output of the fifth multiplier, the inputs of which are connected to the output of the third multiplier and the output of the controlled pitch angular velocity sensor, the outputs of the second, third, and fourth adders, respectively, through the first, second, and the third quadrators are connected to the first, second and third summing inputs of the first adder, the output of which through the square root extraction unit is connected to the second input of the comparator pa, whose output serves as output of the apparatus.

Сущность изобретения заключается в сравнении разности векторов измеренной и вычисленной по показаниям контролируемых датчиков перегрузки, действующей на самолет, с ее заранее известным значением, равным единице при исправности датчика скорости, датчика угла атаки, датчиков угловых скоростей и датчиков перегрузок. При отличии этой разности векторов, вычисляемой в устройстве, от единицы происходит срабатывание компаратора, сигнализирующее об отказе одного из датчиков. The essence of the invention consists in comparing the difference of vectors measured and calculated according to the testimony of controlled overload sensors acting on the aircraft, with its predetermined value equal to one when the speed sensor, angle of attack sensor, angular velocity sensors and overload sensors are operational. When this difference of the vectors calculated in the device differs from unity, the comparator is triggered, signaling the failure of one of the sensors.

На фиг. 1 приведена структурная схема устройства для контроля датчиков системы автоматического управления, где приняты следующие обозначения: 1 - датчик скорости самолета; 2 - датчик угла атаки самолета; 3-1, 3-2, 3-3 - датчики продольной, нормальной и поперечной перегрузки самолета; 4-1, 4-2, 4-3 - датчики угловых скоростей крена, рыскания и тангажа самолета; 5-1, 5-2, 5-3, 5-4 - первый, второй, третий и четвертый сумматоры; 6-1, 6-2, 6-3, 6-4, 6-5 - первый, второй, третий, четвертый и пятый умножители; 7-1, 7-2 - первый и второй дифференциаторы; 8-1, 8-2, 8-3 - первый, второй и третий квадраторы; 9 - блок извлечения квадратного корня; 10 - компаратор; 11 - источник стабилизированного сигнала; 12 - тангенсный функциональный преобразователь. In FIG. 1 is a structural diagram of a device for monitoring sensors of an automatic control system, where the following notation is adopted: 1 - aircraft speed sensor; 2 - aircraft angle of attack sensor; 3-1, 3-2, 3-3 - sensors of longitudinal, normal and transverse overload of the aircraft; 4-1, 4-2, 4-3 - angular velocity sensors of roll, yaw and pitch of the aircraft; 5-1, 5-2, 5-3, 5-4 - the first, second, third and fourth adders; 6-1, 6-2, 6-3, 6-4, 6-5 - the first, second, third, fourth and fifth multipliers; 7-1, 7-2 - the first and second differentiators; 8-1, 8-2, 8-3 - the first, second and third quadrators; 9 - square root extraction unit; 10 - a comparator; 11 - source of stabilized signal; 12 - tangent functional transducer.

На фиг. 2 изображено угловое положение самолета и взаимное положение земной Oξηφ и связанной OX₁Y₁Z₁ систем координат через углы тангажа ν и крена γ . Там же показаны проекции X, Y, Z вектора суммарной силы

, действующей на самолет, без учета вектора силы

тяжести, проекции ω_x, ω_y, ω_z вектора угловой скорости, проекции V_x, V_y, V_z вектора скорости

угла атаки α самолета и расположение датчика 1 скорости, датчика 2 угла атаки, датчиков 3-1, 3-2, 3-3 продольной, нормальной и поперечной перегрузок, датчиков 4-1, 4-2, 4-3 угловых скоростей крена, рыскания и тангажа.In FIG. 2 shows the angular position of the aircraft and the relative position of the ground Oξηφ and the associated OX ₁ Y ₁ Z ₁ coordinate systems through the pitch angles ν and roll γ. The projections X, Y, Z of the total force vector are also shown there.

acting on an airplane, excluding force vector

gravity projection ω _x , ω _y , ω _z angular velocity vector, projection V _x , V _y , V _z velocity vector

angle of attack α of the aircraft and the location of the sensor 1 speed, sensor 2 angle of attack, sensors 3-1, 3-2, 3-3 longitudinal, normal and transverse overloads, sensors 4-1, 4-2, 4-3 angular roll speeds, yaw and pitch.

Дифференциальное уравнение движения самолета в векторной форме можно записать в виде

,
где m - масса самолета,

- вектор скорости, проекции которого на оси, связанной системы координат - V_x, V_y, V_z. Переходя к скалярной форме записи уравнений (1), в проекциях на оси X₁Y₁Z₁ связанной системы координат получаем:

Разделив правую и левую часть уравнений (2) на σ = mg, учитывая априорно малое значение скорости V_z и ускорения

, получаем

где n_x, n_y, n_z - продольная, нормальная и боковая перегрузка; g - ускорение силы тяжести. В правой части уравнений (3) присутствуют составляющие, выражаемые через углы тангажа ν и крена γ самолета, измеряемые обычно бортовым построителем вертикали гироскопического типа (авиагоризонт, гировертикаль, курсовертикаль, ...), который не входит в штатный состав комплекта датчиков САУ. Поэтому для получения контролируемых соотношений, не зависимых от показаний построителя вертикали, имеющегося или нет на борту самолета, и включающих сигналы только датчиков САУ, преобразуем уравнения (3). Возведем в квадрат правые и левые части (3) и просуммируем их с последующим извлечением корня квадратного из полученной суммы:

Поскольку обычно приемник воздушного давления датчика скорости ориентирован по оси X₁ связанной системы координат, то указанный датчик непосредственно измеряет проекцию скорости V_x. Другая составляющая V_y в этом случае получается с учетом взаимосвязи (фиг. 2) проекций V_x, V_y и значения полной скорости полета при малом угле β скольжения:
v_x = vcosα; v_y = -sinα. (5)
Учитывая известные измеряемые значения V_x и α , получаем выражение для проекции:
v_y = -v_xtgα. (6)
Реализация устройства контроля предполагает использование соотношений (4), (6).The differential equation of motion of the aircraft in vector form can be written as

,
where m is the mass of the aircraft,

is the velocity vector whose projection on the axis of the connected coordinate system is V _x , V _y , V _z . Passing to the scalar form of writing equations (1), in projections on the X ₁ Y ₁ Z ₁ axis _{of the} connected coordinate system, we obtain:

Dividing the right and left side of equations (2) by σ = mg, taking into account the a priori small value of the velocity V _z and acceleration

we get

where n _x , n _y , n _z - longitudinal, normal and lateral overload; g is the acceleration of gravity. On the right side of equations (3), there are components expressed through the pitch ν and roll γ of the aircraft, usually measured by the on-board vertical builder of the gyroscopic type (horizon, gyrovertical, course vertical ...), which is not part of the standard set of self-propelled guns. Therefore, to obtain controlled ratios that are not dependent on the readings of the vertical builder, whether or not on board the aircraft, and which include signals from self-propelled guns only, we transform equations (3). We square the right and left parts (3) and sum them up, followed by extracting the square root from the sum obtained:

Since usually the air pressure receiver of the speed sensor is oriented along the X ₁ axis _{of the} associated coordinate system, this sensor directly measures the projection of the velocity V _x . Another component V _y in this case is obtained taking into account the relationship (Fig. 2) of the projections V _x , V _y and the value of the total flight speed at a small angle β of sliding:
v _x = vcosα; v _y = -sinα. (5)
Given the known measured values of V _x and α, we obtain the expression for the projection:
v _y = -v _x tgα. (6)
The implementation of the control device involves the use of relations (4), (6).

Устройство для контроля датчиков системы автоматического управления содержит сумматор 5-2, первый суммирующий вход которого соединен с выходом контролируемого датчика 3-3 поперечной перегрузки. Второй суммирующий вход сумматора 5-2 соединен с выходом умножителя 6-1, входы которого соединены с выходами контролируемых датчика 4-2 угловой скорости рыскания и датчика 1 скорости. Третий суммирующий вход сумматора 5-2 соединен с выходом умножителя 6-2, входы которого соединены с выходом контролируемого датчика 4-1 угловой скорости крена и выходом умножителя 6-3. Входы умножителя 6-3 соединены с выходом контролируемого датчика 1 скорости и через тангенсный функциональный преобразователь 12 с выходом датчика 2 угла атаки. Первый суммирующий вход сумматора 5-3 соединен с выходом контролируемого датчика 3-2 нормальной перегрузки. Второй суммирующий вход сумматора 5-3 через дифференциатор 7-1 соединен с выходом умножителя 6-3. Третий вычитающий вход сумматора 5-3 соединен с выходом умножителя 6-4, входы которого соединены с выходом контролируемого датчика 4-3 угловой скорости тангажа и выходом контролируемого датчика 1 скорости. Первый суммирующий вход сумматора 5-4 соединен с выходом контролируемого датчика 3-1 продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 5-4 через дифференциатор 7-2 соединен с выходом контролируемого датчика 1 скорости. Третий вычитающий вход сумматора 5-4 соединен с выходом умножителя 6-5, входы которого соединены с выходом умножителя 6-3 и выходом контролируемого датчика 4-3 угловой скорости тангажа. Вход квадратора 8-1 соединен с выходом сумматора 5-2, а выход - с первым суммирующим входом сумматора 5-1. Вход квадратора 8-2 соединен с выходом сумматора 5-3, а выход - с вторым суммирующим входом сумматора 5-1. Вход квадратора 8-3 соединен с выходом сумматора 5-4, а выход - с третьим суммирующим входом сумматора 5-1. Один вход компаратора 10 соединен с выходом источника 11 стабилизированного сигнала, а другой - с выходом блока 9 извлечения квадратного корня, вход которого соединен с выходом сумматора 5-1. Выход компаратора 10 служит выходом устройства. The device for monitoring sensors of the automatic control system comprises an adder 5-2, the first summing input of which is connected to the output of the transverse overload sensor 3-3 being monitored. The second summing input of the adder 5-2 is connected to the output of the multiplier 6-1, the inputs of which are connected to the outputs of the controlled yaw rate sensor 4-2 and speed sensor 1. The third summing input of the adder 5-2 is connected to the output of the multiplier 6-2, the inputs of which are connected to the output of the controlled sensor 4-1 of the angular roll speed and the output of the multiplier 6-3. The inputs of the multiplier 6-3 are connected to the output of the monitored speed sensor 1 and through a tangent functional converter 12 with the output of the sensor 2 of the angle of attack. The first summing input of adder 5-3 is connected to the output of the monitored sensor 3-2 of normal overload. The second summing input of the adder 5-3 through the differentiator 7-1 is connected to the output of the multiplier 6-3. The third subtractive input of the adder 5-3 is connected to the output of the multiplier 6-4, the inputs of which are connected to the output of the controlled sensor 4-3 of the angular pitch velocity and the output of the controlled speed sensor 1. The first summing input of the adder 5-4 is connected to the output of the controlled sensor 3-1 longitudinal overload. The second subtracting input of the adder 5-4 through the differentiator 7-2 is connected to the output of the controlled speed sensor 1. The third subtractive input of the adder 5-4 is connected to the output of the multiplier 6-5, the inputs of which are connected to the output of the multiplier 6-3 and the output of the controlled sensor 4-3 of the angular pitch velocity. The input of the quadrator 8-1 is connected to the output of the adder 5-2, and the output is connected to the first summing input of the adder 5-1. The input of the quadrator 8-2 is connected to the output of the adder 5-3, and the output is connected to the second summing input of the adder 5-1. The input of the quadrator 8-3 is connected to the output of the adder 5-4, and the output is connected to the third summing input of the adder 5-1. One input of the comparator 10 is connected to the output of the stabilized signal source 11, and the other to the output of the square root extraction unit 9, the input of which is connected to the output of the adder 5-1. The output of the comparator 10 serves as the output of the device.

Устройство для контроля датчиков системы автоматического управления самолета работает следующим образом. A device for monitoring sensors of the automatic control system of the aircraft operates as follows.

Сигнал, пропорциональный скорости V_x, с контролируемого датчика 1 скорости поступает на один вход умножителя 6-3. Сигнал с контролируемого датчика 2 угла атаки предварительно поступает на тангенсный функциональный преобразователь 12, где формируется функция tgα . Выходной сигнал, пропорциональный tgα , поступает на другой вход умножителя 6-3. Тем самым формируется сигнал, пропорциональный проекции скорости V_y по вышеуказанному выражению (6). Сигнал V_y с выхода умножителя 6-3 поступает на один из входов умножителей 6-2, 6-5, а также на вход дифференциатора 7-1. После дифференцирования в дифференциаторе 7-1 сигнал

поступает на второй суммирующий вход сумматора 5-3, на первый суммирующий вход которого поступает сигнал, пропорциональный нормальной перегрузке n_y, с контролируемого датчика 3-2 нормальной перегрузки самолета, а на третий вычитающий вход - сигнал с выхода умножителя 6-4. Последний получается после перемножения в умножителе 6-4 сигналов, пропорциональных скорости V_x и угловой скорости ω_z тангажа, поступающих на входы умножителя 6-4 с контролируемых датчика 1 скорости самолета и датчика 4-3 угловой скорости тангажа. Одновременно выходной сигнал контролируемого датчика 3-1 продольной перегрузки самолета поступает на первый суммирующий вход сумматора 5-4, на второй вычитающий вход которого поступает продифференцированный в дифференциаторе 7-2 выходной сигнал

с выхода контролируемого датчика 1 скорости, а на третий вычитающий вход - сигнал с выхода умножителя 6-5. Последний получается после перемножения в умножителе 6-5 сигналов, пропорциональных скорости V_y и угловой скорости ω_z тангажа, поступающих на входы умножителя 6-5 с умножителя 6-3 и контролируемого датчика 4-3 угловой скорости тангажа самолета. Одновременно выходной сигнал контролируемого датчика 3-3 поперечной перегрузки самолета поступает на первый суммирующий вход сумматора 5-2, на второй суммирующий вход которого поступает выходной сигнал умножителя 6-1, а на третий суммирующий вход - сигнал с выхода умножителя 6-2. Выходной сигнал умножителя 6-1 получается после перемножения сигналов, пропорциональных скорости V_x и угловой скорости ω_y рыскания, поступающих на входы умножителя 6-1 с контролируемых датчика 1 скорости самолета и датчика 4-2 угловой скорости рыскания. Выходной сигнал умножителя 6-2 получается после перемножения сигналов, пропорциональных скорости V_y и угловой скорости ω_x крена, поступающих на входы умножителя 6-2 с умножителя 6-3 и контролируемого датчика 4-1 угловой скорости крена. Суммирование вышеуказанных сигналов, поступающих на входы сумматоров 5-2, 5-3, 5-4, осуществляется с различными весовыми коэффициентами. Если сигналы датчиков 3-1, 3-2, 3-3, поступающие на первые входы сумматоров 5-2, 5-3, 5-4, суммируются с весовыми коэффициентами, равными единице, то сигналы, поступающие на второй и третий входы сумматоров 5-2, 5-3, 5-4, суммируются с весовыми коэффициентами 1/g, т.е. с коэффициентами, обратными ускорению g силы тяжести. Сигнал с выхода сумматора 5-2, пропорциональный разности измеренной и вычисленной проекции поперечной перегрузки, поступает на вход квадратора 8-1, где он возводится в квадрат, и с выхода последнего поступает на первый вход сумматора 5-1. Сигнал с выхода сумматора 5-3, пропорциональный разности измеренной и вычисленной нормальной перегрузки, поступает на вход квадратора 8-2, где он возводится в квадрат, и с выхода последнего поступает на второй вход сумматора 5-1. Сигнал с выхода сумматора 5-4, пропорциональный разности измеренной и вычисленной продольной перегрузки, поступает на вход квадратора 8-3, где он возводится в квадрат, и с выхода последнего поступает на третий вход сумматора 5-1. После суммирования выходных сигналов квадраторов 8-1, 8-2, 8-3 в сумматоре 5-1 сигнал поступает на вход блока 9 извлечения квадратного корня, на выходе которого и формируется сигнал, пропорциональный разности векторов измеренной и вычисленной перегрузок. Для исправных датчиков системы автоматического управления эта разность равняется единице, что и проверяется в компараторе 10, на первый вход которого поступает выходной сигнал блока 9 извлечения квадратного корня, а на второй вход - постоянный сигнал, пропорциональный единичной перегрузке, с источника 11 стабилизированного сигнала. При отказе одного или нескольких датчиков реализуемые в устройстве соотношения (4), (6) сигналов нарушаются, т.е. разность между векторами измеренной и вычисленной перегрузок становится отличной от единицы, что приводит к срабатыванию компаратора 10 и выдаче на его выход сигнала об отказе контролируемых датчиков.A signal proportional to the speed V _x from the monitored speed sensor 1 is fed to one input of the multiplier 6-3. The signal from the monitored sensor 2 of the angle of attack is preliminarily fed to the tangent functional converter 12, where the function tgα is formed. The output signal proportional to tgα is supplied to another input of the 6-3 multiplier. This forms a signal proportional to the projection of the velocity V _y according to the above expression (6). The signal V _y from the output of the multiplier 6-3 goes to one of the inputs of the multipliers 6-2, 6-5, as well as to the input of the differentiator 7-1. After differentiation in the differentiator 7-1 signal

arrives at the second summing input of the adder 5-3, the first summing input of which receives a signal proportional to the normal overload n _y from the controlled sensor 3-2 of the normal overload of the aircraft, and the third subtracting input receives a signal from the output of the multiplier 6-4. The latter is obtained after multiplying in the multiplier 6-4 signals proportional to the speed V _x and the angular velocity ω _{z of the} pitch supplied to the inputs of the multiplier 6-4 from the controlled aircraft speed sensor 1 and the angular pitch sensor 4-3. At the same time, the output signal of the controlled sensor 3-1 of the longitudinal overload of the aircraft is fed to the first summing input of the adder 5-4, the second subtracting input of which receives the output signal differentiated in the differentiator 7-2

from the output of the monitored speed sensor 1, and to the third subtracting input, the signal from the output of the multiplier 6-5. The latter is obtained after multiplying in the multiplier 6-5 signals proportional to the speed V _y and the angular velocity ω _{z of the} pitch supplied to the inputs of the multiplier 6-5 from the multiplier 6-3 and the sensor 4-3 of the angular pitch velocity of the aircraft. At the same time, the output signal of the controlled transverse overload sensor 3-3 of the aircraft is fed to the first summing input of the adder 5-2, the second summing input of which receives the output signal of the multiplier 6-1, and the third summing input receives the signal from the output of the multiplier 6-2. The output signal of the multiplier 6-1 is obtained after the multiplication of the signals proportional to the speed V _x and the angular velocity ω _{y of} yaw, arriving at the inputs of the multiplier 6-1 from the controlled aircraft speed sensor 1 and the yaw rate sensor 4-2. The output signal of the multiplier 6-2 is obtained after the multiplication of the signals proportional to the speed V _y and the angular velocity ω _{x of the} roll, which are supplied to the inputs of the multiplier 6-2 from the multiplier 6-3 and the controlled sensor 4-1 of the angular roll speed. The summation of the above signals arriving at the inputs of the adders 5-2, 5-3, 5-4, is carried out with different weights. If the signals of sensors 3-1, 3-2, 3-3, arriving at the first inputs of adders 5-2, 5-3, 5-4, are summed with weighting factors equal to one, then the signals arriving at the second and third inputs of adders 5-2, 5-3, 5-4, are summarized with 1 / g weights, i.e. with coefficients inverse to the acceleration g of gravity. The signal from the output of the adder 5-2, proportional to the difference between the measured and calculated projection of the transverse overload, is fed to the input of the quadrator 8-1, where it is squared, and the output of the latter goes to the first input of the adder 5-1. The signal from the output of the adder 5-3, proportional to the difference between the measured and calculated normal overload, is fed to the input of the squared 8-2, where it is squared, and from the output of the latter goes to the second input of the adder 5-1. The signal from the output of the adder 5-4, proportional to the difference between the measured and calculated longitudinal overload, is fed to the input of the quadrator 8-3, where it is squared, and from the output of the latter goes to the third input of the adder 5-1. After summing the output signals of the quadrants 8-1, 8-2, 8-3 in the adder 5-1, the signal is fed to the input of the square root extraction unit 9, at the output of which a signal is generated proportional to the difference between the vectors of the measured and calculated overloads. For serviceable sensors of the automatic control system, this difference is unity, which is checked in the comparator 10, the first input of which receives the output signal of the square root extraction unit 9, and the second input receives a constant signal proportional to unit overload from the stabilized signal source 11. In case of failure of one or several sensors, the relationships (4), (6) of the signals implemented in the device are violated, i.e. the difference between the vectors of the measured and calculated overloads becomes different from unity, which leads to the operation of the comparator 10 and the output of a signal about the failure of the monitored sensors to its output.

Таким образом, обладая высокой эффективностью обнаружения отказов основных датчиков САУ самолета, устройство контроля не требует установки на борт избыточных комплектов этих датчиков при минимальном весе, стоимости и габаритах. Для контроля используется информация от уже имеющихся на борту самолета датчиков. Thus, having high efficiency of detecting failures of the main sensors of the aircraft self-propelled guns, the control device does not require the installation of excessive sets of these sensors on board with a minimum weight, cost and dimensions. For control, information from sensors already on board the aircraft is used.

Claims

A device for monitoring sensors of an automatic control system of an aircraft, comprising a first adder and a comparator, one of the inputs of which is connected to a stabilized signal source, characterized in that the second, third and fourth adders, the first, second, third, fourth and fifth multipliers are inserted into it, first and second differentiators, first, second, third quadrators, a tangent functional converter and a square root extraction unit, the first summing input of the second adder being connected to the output of the con trolled transverse overload sensor, the second summing input with the output of the first multiplier, the inputs of which are connected to the outputs of the controlled yaw rate sensor and the speed sensor, the third summing input with the output of the second multiplier, the inputs of which are connected with the output of the controlled angular velocity sensor and the output of the third multiplier, moreover, a controlled speed sensor is connected to one input of the third multiplier, and a controlled sensor of the angle of attack through a tangent functional converter with another input of the third multiplier, the first summing input of the third adder is connected to the output of the monitored normal overload sensor, the second summing input through the first differentiator is connected to the output of the third multiplier, and the third subtracting input is the output of the fourth multiplier, the inputs of which are connected to the output of the fourth multiplier, the inputs of which connected to the outputs of the controlled pitch angle sensor and speed sensor, the first summing input of the fourth adder is connected to the output of the longitudinal longitudinal overload sensor, the second subtractive input through the second differentiator is connected to the output of the controlled speed sensor, and the third subtractive input with the output of the fifth multiplier, the inputs of which are connected to the output of the third multiplier and the output of the controlled pitch angular velocity sensor, the outputs of the second, third and fourth adders, respectively through the first, second and third quadrators are connected to the first, second and third summing inputs of the first adder, the output of which is through the square about the root is connected to the second input of the comparator, the output of which serves as the output of the device.