RU2187141C1 - Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle - Google Patents
Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2187141C1 RU2187141C1 RU2001105006/09A RU2001105006A RU2187141C1 RU 2187141 C1 RU2187141 C1 RU 2187141C1 RU 2001105006/09 A RU2001105006/09 A RU 2001105006/09A RU 2001105006 A RU2001105006 A RU 2001105006A RU 2187141 C1 RU2187141 C1 RU 2187141C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sensor
- output
- input
- multiplier
- vertical
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области комплексного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации летательного аппарата (ЛА), а именно к полетному контролю построителя вертикали (гировертикали, авиагоризонта), включающего измерители-датчики тангажа, крена и указатель, и датчиков скоростей аппарата, построенных по аэрометрическому, доплеровскому или инерциальному методу [1, с. 263, 318, 353]. Оно может быть использовано для создания высоконадежных и простых аппаратурно неизбыточных пилотажно-навигационных комплексов маневренных ЛА с минимальным составом бортового приборного оборудования, как то дистанционные пилотируемые аппараты и легкие самолеты. The invention relates to the field of integrated monitoring of the main sensors for flight and navigation information of an aircraft (LA), and in particular to flight control of a vertical builder (gyrovertical, horizon), including pitch, roll and pointer meters, and speed sensors of the device constructed by aerometric Doppler or inertial method [1, p. 263, 318, 353]. It can be used to create highly reliable and simple hardware-redundant flight-navigation systems for maneuverable aircraft with a minimum composition of on-board instrumentation, such as remote manned vehicles and light aircraft.
Известен способ контроля гироскопических датчиков и указателей построителя вертикали по соответствию питающих напряжений их номинальным значениям [2, с. 26, 42] . При этом предполагается исправная работа контролируемого прибора, если питающие напряжения или токи в фазах не выходят за пределы поля допуска. Такой контроль реализуется в различных гироприборах с помощью пороговых элементов, реле или электродвигателя с возвратной пружиной, включенных в цепи питания проверяемого прибора. Наибольшее применение на современных ЛА нашло устройство, контролирующее падение напряжения, обрывы в цепях переменного и постоянного тока, называемое сигнализатором нарушения питания (СНП). Преимуществом подобных СНП устройств контроля является простота реализации, надежность, малые вес и габариты, позволяющие иногда размещать их в корпусе контролируемого прибора. К недостаткам, следует отнести невозможность обнаружения отказов сигнальных, корректирующих и других слаботочных цепей и, что самое главное, косвенный характер контроля. Точность работы контролируемого прибора не оценивается. A known method of monitoring gyroscopic sensors and pointers of the vertical builder according to the correspondence of the supply voltage to their nominal values [2, p. 26, 42]. In this case, it is assumed that the controlled device is operating properly if the supply voltages or currents in the phases do not go beyond the tolerance range. Such control is implemented in various gyro devices using threshold elements, a relay, or a spring return motor included in the power circuit of the device under test. The device that controls the voltage drop, breaks in the AC and DC circuits, called the power failure signaling device (SNP), has found the greatest application on modern aircraft. The advantage of such control devices is simplicity of implementation, reliability, low weight and dimensions, sometimes allowing them to be placed in the body of the device under control. The disadvantages include the impossibility of detecting failures of signal, corrective and other low-current circuits and, most importantly, the indirect nature of control. The accuracy of the monitored device is not evaluated.
Известно комплексное устройство полетного контроля построителя вертикали на основе гироскопического авиагоризонта [3, с. 205], включающее блок сравнения сигналов крена и тангажа двух одинаковых авиагоризонтов первого и второго пилотов. Контроль осуществляется путем сравнения выходных сигналов сельсинов-датчиков авиагоризонтов электромеханической следящей системой. При отказе одного из авиагоризонтов происходит рассогласование следящей системы, фиксируемое релейным усилителем, который выполняет функцию компаратора. Устройство обладает сравнительно низкой достоверностью контроля и не определяет какой именно авиагоризонт отказал Для его работы необходимо наличие избыточного числа контролируемых приборов, что ухудшает весовые, габаритные и стоимостные показатели приборного оборудования. A complex device for flight control of a vertical builder based on a gyroscopic horizon is known [3, p. 205], including a unit for comparing the roll and pitch signals of two identical first horizons of the first and second pilots. The control is carried out by comparing the output signals of the selsyn sensors of the horizons with an electromechanical servo system. If one of the horizon horizons fails, a follow-up system mismatch occurs, fixed by a relay amplifier, which performs the function of a comparator. The device has a relatively low reliability of control and does not determine which flight horizon failed. For its operation, it is necessary to have an excessive number of monitored devices, which affects the weight, overall and cost indicators of instrumentation.
Известно комплексное устройство полетного контроля построителя вертикали на основе использования сигналов датчиков угловых скоростей [4] и тригонометрических функций углов тангажа и крена построителя вертикали. Устройство содержит три датчика угловых скоростей соответственно по поперечной, нормальной и продольной осям связанной системы координат, три дифференциатора, выходы построителя вертикали, пропорциональные синусу и косинусу тангажа, крена, восемь умножителей, три сумматора, три компаратора, и схему ИЛИ. Взаимосвязи элементов устройства позволяют определять проекции абсолютной скорости единичного вектора, ориентированного по вертикали, через проекции угловой скорости в связанной системе координат, определяемые по сигналам датчиков и построителя. При различии между оценками производных изменения проекций по осям связанной системы координат, полученным по выходам построителя вертикали и измерениям датчиков угловых скоростей, определяется отказ построителя вертикали. Устройство не содержит избыточного контрольного состава приборов, но предполагается наличие датчиков угловых скоростей, входящих в систему автоматического управления ЛА. Точность контроля здесь определяется порогом чувствительности датчиков угловых скоростей и погрешностью вычисления производных тригонометрических функций углов тангажа и крена. Медленный завал построителя вертикали со скоростью, меньшей порога и погрешности вычисления производной устройством, не выявляется Информационная производительность устройства сравнительно невелика, так как оно контролирует только тангаж, крен и угловые скорости ЛА. Датчики скорости полета, углов атаки и скольжения не проверяются. A complex device for flight control of a vertical builder is known based on the use of signals from angular velocity sensors [4] and trigonometric functions of pitch and roll angles of a vertical builder. The device contains three angular velocity sensors along the transverse, normal, and longitudinal axes of the associated coordinate system, three differentiators, vertical builder outputs proportional to the sine and cosine of the pitch, roll, eight multipliers, three adders, three comparators, and an OR circuit. The relationship of the elements of the device allows you to determine the projection of the absolute speed of a single vector, oriented vertically, through the projection of the angular velocity in a connected coordinate system, determined by the signals of the sensors and the builder. With a difference between the estimates of the derivatives of the projection changes along the axes of the connected coordinate system obtained from the outputs of the vertical builder and measurements of the angular velocity sensors, the failure of the vertical builder is determined. The device does not contain an excessive control composition of devices, but it is assumed that there are angular velocity sensors included in the automatic control system of the aircraft. The control accuracy here is determined by the sensitivity threshold of the angular velocity sensors and the error in calculating the derivatives of the trigonometric functions of pitch and roll angles. The slow blocker of the vertical builder with a speed less than the threshold and the error in calculating the derivative device is not detected. The information productivity of the device is relatively small, since it only controls the pitch, roll and angular speeds of the aircraft. Sensors of flight speed, angle of attack and slip are not checked.
Известно устройство встроенного контроля работоспособности аэрометрического датчика скорости [5, с. 259; 6, с. 181], построенное по принципу тестового контроля. При этом ко входу усилителя отработки сигнала индукционного датчика чувствительного элемента прибора подключается эталонный тест-сигнал. Следящая система вычислителя аэрометрического датчика скорости, состоящая из индукционного датчика манометрических коробок, усилителя, двигателя и функционального потенциометра решающей мостовой схемы, отрабатывает известный эталонный сигнал. По указателю аэрометрического датчика скорости летчик сравнивает индицированное значение скорости с известным и делает вывод об исправности прибора, если оно находится в поле допуска. Недостатком устройства является отсутствие полноты контроля, так как оно не проверяет наименее надежные части аэрометрического датчика скорости - приемники и магистрали передачи давления, манометрические коробки, корректоры. Контроль эпизодический и проводится лишь в одной точке диапазона измерения скорости. Летчик активно участвует в контроле датчика скорости но, при этом, исключается из активной работы по определению параметров полета. Достоверность такого контроля сравнительно невелика и также имеет косвенный характер. A device for integrated monitoring of the performance of an aerometric speed sensor [5, p. 259; 6, p. 181], built on the principle of test control. In this case, a reference test signal is connected to the input of the signal processing amplifier of the induction sensor of the sensor element of the device. The tracking system of the calculator of the aerometric speed sensor, consisting of an induction sensor of pressure gauges, an amplifier, an engine, and a functional potentiometer of a critical bridge circuit, processes a known reference signal. Using the pointer of the aerometric sensor of speed, the pilot compares the indicated speed value with the known one and draws a conclusion about the serviceability of the device if it is in the tolerance field. The disadvantage of this device is the lack of completeness of control, since it does not check the least reliable parts of the aerometric speed sensor - receivers and pressure transmission lines, gauge boxes, and correctors. The control is episodic and is carried out only at one point in the range of speed measurement. The pilot is actively involved in monitoring the speed sensor but, at the same time, is excluded from active work to determine flight parameters. The reliability of such control is relatively small and also indirect.
Известно устройство контроля аэрометрического датчика скорости [5, с. 286; 6, с. 186], содержащего цифровой вычислитель. Устройство содержит счетчики циклов исправной работы вычислителя аэрометрического датчика скорости и триггер циклов, которые фиксируют сбои и отказы этого вычислителя при решении им контрольных задач в цикле. Сигнал исправности датчика скорости снимается при четырехкратном повторении неправильного решения тест-задачи вычислителем, контрольное значение которой хранится в памяти вычислителя. Контроль исправности датчика скорости таким устройством проводится все время работы аэрометрического датчика скорости без вмешательства летчика. Однако здесь, как и в предыдущем аналоге, полетный контроль приемников и магистралей передачи давлений от приемников, на корпусе ЛА, до манометрических коробок отсутствует. A device for controlling an aerometric speed sensor [5, p. 286; 6, p. 186], containing a digital computer. The device contains counters of cycles of good operation of the calculator of the aerometric speed sensor and a trigger of cycles, which record failures and failures of this calculator when it solves control problems in the cycle. The health signal of the speed sensor is removed by repeating the test solution incorrectly four times by the calculator, the control value of which is stored in the calculator's memory. The operability of the speed sensor by such a device is carried out all the time the aerometric sensor of speed is operating without pilot intervention. However, here, as in the previous analogue, flight control of receivers and pressure transmission lines from receivers, on the aircraft body, to manometric boxes is absent.
Известно устройство для полетного контроля доплеровского датчика скорости [7, с.233, 235], содержащее генератор низкочастотного тест-сигнала, иммитирующего измеряемый полезный сигнал доплеровской частоты. Тест-сигнал модулирует по амплитуде просочившийся из передающего тракта высокочастотный сигнал антенны. В вычислителе доплеровского датчика скорости этот сигнал обрабатывается подобно полезному сигналу скорости ЛА и далее поступает на индикатор, который при исправности прибора должен показать летчику конкретное значение скорости. Устройство контроля работает лишь эпизодически, когда доплеровский датчик скорости работать не может по своему принципу действия. Это так называемый режим "Память". Контроль эпизодический, в одной точке рабочего диапазона измеряемых скоростей, точность работы прибора в полете не оценивается. A device for flight control of a Doppler speed sensor [7, p.233, 235], containing a generator of a low-frequency test signal that simulates the measured useful signal of the Doppler frequency. The test signal modulates in amplitude the high-frequency antenna signal that has leaked from the transmitting path. In the Doppler speed sensor calculator, this signal is processed like a useful aircraft speed signal and then goes to an indicator, which, when the instrument is in good working order, should show the pilot a specific speed value. The control device only works occasionally when the Doppler speed sensor cannot work according to its principle of operation. This is the so-called "Memory" mode. The control is episodic, at one point of the operating range of measured speeds, the accuracy of the instrument in flight is not evaluated.
Известно устройство для полетного контроля доплеровского датчика скорости с четырехлучевой антенной системой [8, с. 92], содержащее вычислительную систему соотношения выходных частот узкополосной фильтрации. Устройство использует известное соотношение, когда сумма разностей доплеровских частот антенн, кососимметрично расположенных относительно плоскости симметрии ЛА, отнесенная к сумме доплеровских частот антенн, расположенных по одну из сторон этой плоскости, является сравнительно небольшой величиной, определяемой погрешностью системы узкополосной фильтрации. Контроль осуществляется непрерывно, в горизонтальном полете проверяется точность доплеровского датчика скорости. Однако точность такого контроля сравнительно невелика так как зависит от условий работы доплеровского датчика скорости, скольжения и кренов ЛА, несимметрии погрешностей каналов узкополосной фильтрации и естественной флюктуации доплеровских частот антенн в том числе и из-за свойств земной поверхности. A device for flight control of a Doppler speed sensor with a four-beam antenna system [8, p. 92], containing a computing system for the ratio of output frequencies of narrow-band filtering. The device uses the well-known relationship when the sum of the differences of the Doppler frequencies of the antennas that are skew-symmetrical relative to the plane of symmetry of the aircraft, referred to the sum of the Doppler frequencies of the antennas located on one side of this plane, is a relatively small value determined by the error of the narrow-band filtering system. Monitoring is carried out continuously, in horizontal flight, the accuracy of the Doppler speed sensor is checked. However, the accuracy of such control is relatively small since it depends on the operating conditions of the Doppler speed sensor, glide and roll of aircraft, asymmetry of errors in narrow-band filtering channels and the natural fluctuation of Doppler frequencies of antennas, including due to the properties of the earth's surface.
Известно устройство для контроля датчика скорости инерциального типа, построенного на основе интегрирующего маятникового акселерометра [6, с.341, 372], содержащее три квадратора, сумматор на три входа, компаратор и источник постоянного сигнала, пропорционального квадрату угловой скорости вращения Земли. Входы квадраторов устройства соединены с выходами трех взаимно ортогональных акселерометров, расположенных на ЛА, неподвижном относительно Земли, а выходы - с входами сумматора. Компаратор, подключенный к выходу сумматора, сравнивает постоянный сигнал, пропорциональный квадрату угловой скорости вращения Земли, с выходным сигналом сумматора и фиксирует отказ датчиков скорости, если разность этих сигналов больше допустимой. Основными недостатками данного устройства контроля являются: его работоспособность только на неподвижном ЛА, в режиме предстартовой подготовки, необходимость избыточного числа - трех акселерометров. A device for monitoring an inertial type speed sensor, built on the basis of an integrating pendulum accelerometer [6, p. 341, 372], containing three quadrators, an adder for three inputs, a comparator and a constant signal source proportional to the square of the angular velocity of the Earth's rotation. The inputs of the device’s quadrants are connected to the outputs of three mutually orthogonal accelerometers located on the aircraft stationary relative to the Earth, and the outputs are connected to the inputs of the adder. A comparator connected to the output of the adder compares a constant signal proportional to the square of the angular velocity of rotation of the Earth with the output signal of the adder and fixes the failure of the speed sensors if the difference of these signals is more than acceptable. The main disadvantages of this control device are: its operability only on a stationary aircraft, in the prelaunch mode, the need for an excessive number of three accelerometers.
Известно устройство для полетного контроля аэрометрического датчика скорости [2, с. 92], содержащее устройство сравнения показаний двух идентичных указателей скорости автомата тяги ЛА. Устройство сравнивает отклонения от заданного значения скорости двух аэрометрических систем в компараторах и обеспечивает отключение неисправного датчика скорости. Контроль охватывает все элементы аэрометрических датчиков скорости от приемников воздушного давления до указателей скорости летчиков, имеет высокую точность и достоверность контроля. Однако его применение на легком ЛА затруднено из-за необходимости установки на борт дополнительного комплекта аппаратуры. A device for flight control of an aerometric speed sensor [2, p. 92], comprising a device for comparing the readings of two identical speed indicators of an aircraft traction machine. The device compares the deviations from the set speed value of the two aerometric systems in the comparators and ensures that the faulty speed sensor is disabled. The control covers all elements of aerometric speed sensors from air pressure receivers to airspeed indicators, has high accuracy and reliability of control. However, its use in a light aircraft is difficult due to the need to install an additional set of equipment on board.
Известно устройство комплексного полетного контроля трех построителей вертикали (или трех датчиков скорости), построенное по мажоритарному методу контроля [2, с. 122, 38; 6, с. 194]. Оно содержит кворум-элементы и сигнализаторы напряжений, которые проводят непрерывное сравнение выходных сигналов каждого из трех проверяемых приборов с их осредненным сигналом, полученным на выходе кворум-элемента. При отказе одного из приборов его выходной сигнал будет существенно отличаться от выходного сигнала кворум-элемента. Это позволяет соответствующему сигнализатору напряжений, выполняющему функции компаратора, идентифицировать отказ. Устройства контроля, построенные по мажоритарному методу, находят широкое применение для полетного контроля датчиков ЛА. Они обладают высокой точностью. Обеспечивают отказоустойчивость получения приборной информации об угловой ориентации и скорости летчиком при единичных отказах датчиков. Однако трехкратное резервирование приборного оборудования целесообразно лишь на тяжелых пассажирских ЛА, где безопасность полета имеет первостепенное значение даже при ухудшении веса, стоимости, габаритов и энергопотреблении приборного оборудования. Информационная производительность такого устройства мала, так как оно проверяет только один полетный параметр. A device for integrated flight control of three vertical builders (or three speed sensors), built according to the majority control method [2, p. 122, 38; 6, p. 194]. It contains quorum elements and voltage detectors, which continuously compare the output signals of each of the three tested devices with their averaged signal received at the output of the quorum element. If one of the devices fails, its output signal will differ significantly from the output signal of the quorum element. This allows the corresponding voltage detector, which serves as a comparator, to identify a failure. Control devices built by the majority method are widely used for flight control of aircraft sensors. They are highly accurate. They provide fault tolerance for obtaining instrumental information on the angular orientation and speed by the pilot in case of single sensor failures. However, triple redundancy of instrumentation equipment is advisable only on heavy passenger aircraft, where flight safety is of paramount importance even when the weight, cost, dimensions and power consumption of instrumentation deteriorate. The information performance of such a device is small, since it only checks one flight parameter.
Известно устройство - прототип для комплексного контроля датчиков пилотажной информации [9], содержащее компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, 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 для 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. Устройство контроля, выбранное за прототип, обладает высокой информационной производительностью, так как оно использует для своей работы сигналы большого числа датчиков ЛА. Весовые и габаритные показатели качества устройства контроля невелики, что указывает на возможность его применения на легких ЛА. A device is known - a prototype for integrated monitoring of flight information sensors [9], containing a comparator, the output of which is the signal output of the device, the first multiplier, the second multiplier and the adder connected by the first information input to the output of the first multiplier, and the second information input to the output of the second multiplier, and the output is to the input of the comparator, the first and second inputs of the first multiplier are the first and second information inputs of the device, respectively, used to connect respectively about the projection sensor of the angular velocity vector onto the normal axis and the projection sensor of the velocity vector on the longitudinal axis of the associated coordinate system, the first and second inputs of the second multiplier are the third and fourth information inputs of the device, respectively, used to connect the pitch cosine sensor and the roll sine sensor, the third information the adder input is the fifth information input of the device, which serves to connect the sensor of the projection of the overload vector on the transverse axis of the associated system coordinate themes. The control device selected for the prototype has high information performance, since it uses the signals of a large number of aircraft sensors for its work. Weight and overall quality indicators of the control device are small, which indicates the possibility of its use on light aircraft.
Недостатком известного устройства-прототипа является низкая достоверность и точность контроля построителя вертикали и датчика скорости. Реализация такого устройства контроля на борту легкого ЛА может усложниться из-за отсутствия соответственно ориентированных датчиков перегрузки и угловых скоростей. A disadvantage of the known prototype device is the low reliability and accuracy of the control of the vertical builder and speed sensor. The implementation of such a control device on board a light aircraft can be complicated due to the lack of appropriately oriented overload sensors and angular velocities.
Причиной, препятствующей получению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства-прототипа, является применение датчиков перегрузки и угловых скоростей, снижающих надежность устройства контроля, и, как результат, достоверность обнаружения отказов. Обнаружение отказов датчика скорости возможно лишь при наличии угловой скорости ЛА по нормальной оси связанной системы координат, то есть при его маневрировании. Контроль построителя вертикали по углу тангажа затруднен из-за косинусной зависимости его учета в устройстве контроля-прототипе. Чувствительность к изменению угла тангажа при этом наименьшая, а точность контроля - наихудшая. Точность контроля тангажа зависит также от крена ЛА и имеет наихудшее значение в типовом прямолинейном горизонтальном полете. The reason that impedes the receipt of the technical result indicated below when using the known prototype device is the use of overload sensors and angular velocities that reduce the reliability of the control device, and, as a result, the reliability of failure detection. Failure of the speed sensor can be detected only if there is an angular velocity of the aircraft along the normal axis of the associated coordinate system, that is, when maneuvering it. The control of the vertical builder by the pitch angle is difficult due to the cosine dependence of its accounting in the prototype control device. Sensitivity to pitch pitch changes is the least, and control accuracy is the worst. The accuracy of the pitch control also depends on the roll of the aircraft and has the worst value in a typical straight horizontal flight.
Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый объект - устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата, является повышение достоверности и точности контроля построителя вертикали и датчика скорости при наименьших габаритах, весе, стоимости и составе приборного оборудования на борту легкого, маневренного ЛА. The main task to be solved by the claimed object - a device for controlling the vertical builder and speed sensors of an aircraft, is to increase the reliability and accuracy of the vertical builder and speed sensor monitoring at the smallest dimensions, weight, cost and composition of instrumentation on board a light, maneuverable aircraft.
Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата, содержащее первый умножитель, входы которого соединены соответственно с выходами датчика синуса крена построителя вертикали и датчика косинуса тангажа построителя вертикали, последовательно соединенные датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, второй умножитель, сумматор и компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства введены третий, четвертый, пятый умножители, датчик синуса тангажа построителя вертикали, выход которого соединен со вторым входом второго умножителя, датчик вертикальной скорости, выход которого соединен со вторым вычитающим входом сумматора, датчик проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат, выход которого соединен с первым входом третьего умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого умножителя, а выход - с третьим вычитающим входом сумматора, датчик косинуса крена построителя вертикали, выход которого соединен с первым входом четвертого умножителя, второй вход которого соединен с выходом датчика косинуса тангажа построителя вертикали, а выход - с первым входом пятого умножителя, датчик проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат, выход которого соединен со вторым входом пятого умножителя, выход которого, в свою очередь, соединен с четвертым суммирующим входом сумматора. The specified technical result is achieved by the fact that in the device for monitoring the vertical builder and speed sensors of the aircraft, containing the first multiplier, the inputs of which are connected respectively to the outputs of the sine roll sensor of the vertical builder and the cosine pitch sensor of the vertical builder, are connected in series to the velocity vector projection sensor on the longitudinal axis a connected coordinate system, a second multiplier, an adder and a comparator, the output of which is the signal output of the device tiy, fourth, fifth multipliers, the pitch sine sensor of the vertical builder, the output of which is connected to the second input of the second multiplier, the vertical speed sensor, the output of which is connected to the second subtracting input of the adder, the sensor of the projection of the velocity vector on the transverse axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the first input of the third multiplier, the second input of which is connected to the output of the first multiplier, and the output - with the third subtracting input of the adder, the cosine roll sensor of the vertical builder, the output of which о is connected to the first input of the fourth multiplier, the second input of which is connected to the output of the cosine pitch sensor of the vertical builder, and the output is connected to the first input of the fifth multiplier, the sensor of the projection of the velocity vector onto the normal axis of the associated coordinate system, the output of which is connected to the second input of the fifth multiplier, output which, in turn, is connected to the fourth adder input of the adder.
Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что датчик проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик угла скольжения летательного аппарата, первый функциональный преобразователь, шестой умножитель, седьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, а второй вход шестого умножителя соединен с выходом второго функционального преобразователя, подключенного к выходу датчика угла атаки летательного аппарата. The specified technical result in particular cases is achieved by the fact that the sensor of the projection of the velocity vector on the transverse axis of the associated coordinate system contains series-connected sensor of the angle of the aircraft, the first functional converter, the sixth multiplier, the seventh multiplier, the second input of which is connected to the output of the sensor of the projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the associated coordinate system, and the second input of the sixth multiplier is connected to the output of the second functional Converter, is connected to the output of the angle of attack sensor of the aircraft.
Указанный технический результат в частных случаях достигается тем, что датчик проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик угла атаки летательного аппарата, третий функциональный преобразователь, инвертор и восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. The specified technical result in particular cases is achieved by the fact that the sensor of the projection of the velocity vector on the normal axis of the associated coordinate system contains a series of sensors of the angle of attack of the aircraft, a third functional converter, an inverter and an eighth multiplier, the second input of which is connected to the output of the sensor axis of the associated coordinate system.
Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - устройства для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата. При этом сущность изобретения заключается в определении на борту аппарата проекции вектора скорости полета ЛА на вертикальную ось земной системы координат и сравнении ее значения с измеренной вертикальной скоростью, полученной с датчика вертикальной скорости. Проекция вычисляется в устройстве с помощью сигналов тригонометрических функций углов тангажа и крена, полученных с построителя вертикали. При появлении неисправности построителя вертикали или датчиков скоростей летательного аппарата, равенство измеренной и вычисленной вертикальных скоростей нарушается и устройство фиксирует отказ. The set of essential features of the invention ensures the achievement of the technical result achieved during the implementation of the invention is a device for monitoring the builder of the vertical and speed sensors of the aircraft. The essence of the invention consists in determining on board the apparatus a projection of the aircraft flight speed vector on the vertical axis of the Earth's coordinate system and comparing its value with the measured vertical speed obtained from the vertical speed sensor. The projection is calculated in the device using the signals of the trigonometric functions of the pitch and roll angles obtained from the vertical builder. If there is a malfunction of the vertical builder or aircraft speed sensors, the equality of the measured and calculated vertical speeds is violated and the device detects a failure.
Технический результат, в частных случаях заявленного изобретения, дополнительно достигается при контроле аэрометрического датчика скорости, наиболее распространенного на легких маневренных ЛА. Измерение скорости при этом ведется по манометрическому давлению набегающего потока воздуха в приемнике воздушного давления, ось чувствительности которого неизменно ориентирована по продольной оси связанной системы координат летательного аппарата. Аэрометрический датчик скорости измеряет проекцию вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Проекция вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат здесь вычисляется по информации об углах атаки, скольжения летательного аппарата и проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Аналогично, проекция вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат здесь также вычисляется по вышеуказанной информации об угле атаки и проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, полученной соответственно с датчика угла атаки летательного аппарата и аэрометрического датчика скорости ЛА. Контроль аэрометрического датчика скорости с помощью предлагаемого устройства включает и проверку в полете датчиков углов атаки и скольжения ЛА, информация которых используется в соотношениях для определения проекций вектора скорости на поперечную и нормальную оси связанной системы координат. The technical result, in particular cases of the claimed invention, is additionally achieved by monitoring the aerometric speed sensor, the most common in light maneuverable aircraft. In this case, the speed is measured by the gauge pressure of the incoming air flow in the air pressure receiver, the sensitivity axis of which is invariably oriented along the longitudinal axis of the associated coordinate system of the aircraft. An aerometric speed sensor measures the projection of the velocity vector onto the longitudinal axis of the associated coordinate system. The projection of the velocity vector on the transverse axis of the associated coordinate system here is calculated from information on the angles of attack, the aircraft’s slip and the projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the connected coordinate system. Similarly, the projection of the velocity vector on the normal axis of the coupled coordinate system here is also calculated from the above information about the angle of attack and the projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the coupled coordinate system, obtained respectively from the angle of attack sensor of the aircraft and the airborne speed sensor of the aircraft. Control of the aerometric sensor of speed using the proposed device also includes checking in flight sensors of angles of attack and slip of aircraft, the information of which is used in the ratios to determine the projections of the velocity vector on the transverse and normal axes of the associated coordinate system.
Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественным всем признакам заявленного устройства для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию "новизна". The analysis of the prior art by the applicant has established that there are no analogues that are characterized by sets of features identical to all the features of the claimed device for controlling the vertical builder and aircraft speed sensors, therefore, the claimed invention meets the “novelty” condition.
Результаты поиска известных технических решений в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Search results for known technical solutions in this and related fields of technology in order to identify features that match the distinctive features of the claimed invention from the prototype showed that they do not follow explicitly from the prior art.
Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано на:
- дополнении известного устройства - аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;
- замене какой-либо части устройства - аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;
- исключении какой-либо части устройства - аналога с одновременным исключением, обусловленной ее наличием функции, и достижением обычного для такого исключения результата;
- увеличении количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;
- выполнении известного устройства - аналога или его части из известного материала для достижения технического результата, обусловленного известными свойствами материала;
- создание устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;
- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставлении таких признаков во взаимосвязи либо изменение вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены, исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует "изобретательскому уровню".From the prior art determined by the applicant, the influence of the transformations provided for by the essential features of the claimed invention on the achievement of the indicated technical result is not revealed and the invention is not based on:
- supplementing a known device - an analogue with any known part, attached to it according to known rules, to achieve a technical result, in respect of which the effect of this addition is established;
- replacing any part of the device - analogue with another known part to achieve a technical result, in respect of which the effect of such an addition is established;
- the exclusion of any part of the device - analogue with the simultaneous exception due to its presence of the function, and the achievement of the usual result for such an exception;
- increasing the number of elements of the same type to enhance the technical result due to the presence in the device of just such elements;
- the implementation of the known device is an analogue or part thereof from a known material to achieve a technical result due to the known properties of the material;
- the creation of a device consisting of known parts, the choice of which and the relationship between them are based on known rules and the technical result achieved is due only to the known properties of the parts of this device and the connections between them;
- a change in the quantitative sign (s) of the device and the provision of such signs in the relationship or a change in the type of relationship, if the fact of the influence of each of them on the technical result is known and new values of these signs or their relationship could be obtained on the basis of known dependencies, therefore, the claimed invention corresponds to the "inventive step".
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображено взаимное положение систем координат Земли, аппарата и его скоростей. На фиг. 1 приняты следующие обозначения:
OX0 Y0 Z0 - земная система координат, центр которой - точка О, расположен в центре масс ЛА, ось ОХ0 - горизонтальная ось направления движения, ось ОY0 - местная вертикаль, а ось ОZ0 - горизонтальная и перпендикулярна направлению движения;
OX Y Z - связанная система координат аппарата, центр которой также расположен в центре масс ЛА, ось ОХ - продольная ось связанной системы координат, параллельна продольной строительной оси ЛА в плоскости его симметрии; ось ОY - нормальная ось связанной системы координат, перпендикулярна оси ОХ и лежит в плоскости симметрии ЛА; ось ОZ - поперечная ось связанной системы координат перпендикулярна плоскости симметрии и направлена в сторону правого крыла;
OXа Yа Zа - скоростная система координат, центр которой в центре масс ЛА, ось ОХа - скоростная ось совпадает по направлению с вектором скорости ЛА; ось OYа - ось подъемной силы, лежит в плоскости симметрии, перпендикулярна ОХа; ось OZа - боковая ось, направлена в сторону правого крыла и перпендикулярна плоскости ОХа Yа.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows the relative position of the coordinate systems of the Earth, the apparatus and its speeds. In FIG. 1 the following notation is accepted:
OX 0 Y 0 Z 0 is the Earth's coordinate system, the center of which is point O, located in the center of mass of the aircraft, the axis OX 0 is the horizontal axis of the direction of motion, the axis OY 0 is the local vertical, and the axis OZ 0 is horizontal and perpendicular to the direction of motion;
OX YZ is the associated coordinate system of the vehicle, the center of which is also located in the center of mass of the aircraft, the axis OX is the longitudinal axis of the connected coordinate system, parallel to the longitudinal construction axis of the aircraft in the plane of its symmetry; OY axis - the normal axis of the associated coordinate system, perpendicular to the OX axis and lies in the plane of symmetry of the aircraft; OZ axis - the transverse axis of the associated coordinate system is perpendicular to the plane of symmetry and directed towards the right wing;
OX a Y a Z a - speed coordinate system, the center of which is in the center of mass of the aircraft, the axis OX a - speed axis coincides in direction with the speed vector of the aircraft; axis OY a - axis of the lifting force, lies in the plane of symmetry, perpendicular to OX a ; axis OZ а - lateral axis, directed towards the right wing and perpendicular to the plane ОХ а Y а .
ψ, υ, γ - углы курса, тангажа и крена определяют взаимное угловое положение систем координат ОХ0 Y0 Z0 и OX Y Z;
α, β - углы атаки и скольжения определяют взаимное угловое положение систем координат ОХ Y Z и ОХа Yа Zа.ψ, υ, γ — heading, pitch and roll angles determine the mutual angular position of the coordinate systems OX 0 Y 0 Z 0 and OX YZ;
α, β — angle of attack and slip determine the mutual angular position of the coordinate systems OX YZ and OX a Y a Z a .
Vy0 - вертикальная скорость ЛА;
Vx, Vy, Vz - проекции вектора скорости ЛА на оси связанной системы координат.V y0 is the vertical speed of the aircraft;
V x , V y , V z - projection of the aircraft velocity vector on the axis of the associated coordinate system.
Очевидно, что вертикальная скорость Vy0 ЛА является суммой проекций Vx, Vy, Vz вектора скорости на вертикальную ось ОY0 земной системы координат. В частности, проектируя Vx на ось ОY0, получаем значение составляющей вертикальной скорости VxSinυ. Проектируя Vy и Vz на вертикальную ось, получаем соответственно остальные две составляющие вертикальной скорости - VyCosυCosγ и -VzCosυSinγ. Результирующее значение вертикальной скорости 
Учитывая, равенство измеренного значения Vy0 вертикальной скорости, полученного с датчика вертикальной скорости, и вычисленного 
VxSinυ+VyCosυCosγ-VzCosυSinγ-Vyo= 0. (2)
В случае контроля аэрометрического датчика скорости, когда с помощью приемника воздушного давления производится непосредственное измерение проекции Vx вектора скорости 
Vx= VCosαCosβ; Vy= -VSinαCoaβ; Vz= VSinβ. (3)
Откуда можно вычислить величину модуля вектора скорости, а затем и искомые проекции Vy, Vz, применяемые в устройстве контроля аэрометрического датчика скорости:
Vy= -Vxtgα; Vz= Vxtgβ/Cosα. (4)
На фиг.2 приведена структурная схема устройства для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей аппарата по п.1 формулы, где приняты следующие обозначения:
1-1,1-2,1-3,1-4,1-5 - первый, второй, третий, четвертый, пятый умножители;
2 - датчик синуса крена построителя вертикали;
3 - датчик косинуса тангажа построителя вертикали;
4 - построитель вертикали;
5 - датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат;
6 - сумматор;
7 - компаратор;
8 - датчик синуса тангажа построителя вертикали;
9 - датчик вертикальной скорости;
10 - датчик проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат;
11 - датчик проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат;
12 - датчик косинуса крена построителя вертикали.Obviously, the vertical speed V y0 of the aircraft is the sum of the projections V x , V y , V z of the velocity vector onto the vertical axis OY 0 of the earth's coordinate system. In particular, projecting V x on the axis OY 0 , we obtain the value of the vertical velocity component V x Sinυ. Projecting V y and V z on the vertical axis, we obtain the other two components of the vertical velocity, respectively, V y CosυCosγ and -V z CosυSinγ. The resulting vertical speed value
Given the equality of the measured vertical velocity V y0 obtained from the vertical velocity sensor and calculated
V x Sinυ + V y CosυCosγ-V z CosυSinγ-V yo = 0. (2)
In the case of monitoring an aerometric speed sensor, when using the air pressure receiver, the projection V x of the velocity vector is directly measured
V x = V CososCosβ; V y = -VSinαCoaβ; V z = VSinβ. (3)
Where can we calculate the magnitude of the velocity vector module, and then the desired projections V y , V z used in the control device of the aerometric speed sensor:
V y = -V x tgα; V z = V x tgβ / Cosα. (4)
Figure 2 shows the structural diagram of a device for monitoring the builder of the vertical and speed sensors of the apparatus according to
1-1,1-2,1-3,1-4,1-5 - the first, second, third, fourth, fifth multipliers;
2 - sine roll sensor of the vertical builder;
3 - cosine pitch sensor of the vertical builder;
4 - vertical builder;
5 - sensor projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the associated coordinate system;
6 - adder;
7 - a comparator;
8 - sine pitch sensor of the vertical builder;
9 - vertical speed sensor;
10 - sensor projection of the velocity vector on the transverse axis of the associated coordinate system;
11 - sensor projection of the velocity vector on the normal axis of the associated coordinate system;
12 - cosine sensor roll vertical builder.
На фиг.3 приведена структурная схема датчика 10 проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат по п.2 формулы, где приняты следующие обозначения:
1-6, 1-7 - шестой и седьмой умножители;
5 - датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат;
13 - датчик угла скольжения летательного аппарата;
14-1, 14-2 - первый и второй функциональные преобразователи;
15 - датчик угла атаки летательного аппарата.Figure 3 shows the structural diagram of the
1-6, 1-7 - the sixth and seventh multipliers;
5 - sensor projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the associated coordinate system;
13 - sensor angle of the aircraft;
14-1, 14-2 - the first and second functional converters;
15 - sensor angle of attack of the aircraft.
На фиг.4 приведена структурная схема датчика 11 проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат по п.3 формулы, где приняты следующие обозначения:
1-8 - восьмой умножитель;
5 - датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат;
14-3 - третий функциональный преобразователь;
15 - датчик угла атаки летательного аппарата;
16 - инвертор.Figure 4 shows the structural diagram of the
1-8 - the eighth multiplier;
5 - sensor projection of the velocity vector on the longitudinal axis of the associated coordinate system;
14-3 - the third functional Converter;
15 - sensor angle of attack of the aircraft;
16 - inverter.
Устройство (фиг.2) для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата содержит умножитель 1-1, входы которого соединены соответственно с выходами датчика 2 синуса крена построителя 4 вертикали и датчика 3 косинуса тангажа построителя 4 вертикали, последовательно соединенные датчик 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, умножитель 1-2, сумматор 6 и компаратор 7. Оно также содержит датчик 8 синуса тангажа построителя 4 вертикали, выход которого соединен со вторым входом умножителя 1-2, датчик 9 вертикальной скорости, выход которого соединен со вторым вычитающим входом сумматора 6, датчик 10 проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат, выход которого соединен с первым входом умножителя 1-3, второй вход которого соединен с выходом умножителя 1-1, а выход - с третьим вычитающим входом сумматора 6, датчик 12 косинуса крена построителя 4 вертикали, выход которого соединен с первым входом умножителя 1-4, второй вход которого соединен с выходом датчика 3 косинуса тангажа построителя 4 вертикали, а выход - с первым входом умножителя 1-5, датчик 11 проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат, выход которого соединен со вторым входом умножителя 1-5, выход которого, в свою очередь, соединен с четвертым суммирующим входом сумматора 6. Выход компаратора 7 является сигнальным выходом устройства контроля. The device (figure 2) for monitoring the vertical builder and the aircraft speed sensors contains a multiplier 1-1, the inputs of which are connected respectively to the outputs of the
Датчик 10 проекции вектора скорости (фиг.3) на поперечную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик 13 угла скольжения летательного аппарата, функциональный преобразователь 14-1, умножитель 1-6, умножитель 1-7, второй вход которого соединен с выходом датчика 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, а второй вход умножителя 1-6 соединен с выходом функционального преобразователя 14-2, подключенного к выходу датчика 15 угла атаки летательного аппарата. The
Датчик 11 проекции вектора скорости (фиг.4) на нормальную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик 15 угла атаки летательного аппарата, функциональный преобразователь 14-3, инвертор 16, умножитель 1-8, второй вход которого соединен с выходом датчика 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. The
Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата работает следующим образом. Сигнал с выхода датчика 2 синуса крена построителя 4 вертикали поступает на первый вход умножителя 1-1, на второй вход которого поступает сигнал с выхода датчика 3 косинуса тангажа построителя 4 вертикали. При этом на выходе умножителя 1-1 формируется сигнал, пропорциональный CosυSinγ. На первый вход умножителя 1-3 поступает сигнал с выхода датчика 10 проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат, на второй вход - сигнал с выхода умножителя 1-1. При этом на выходе умножителя 1-3 формируется сигнал, пропорциональный VzCosυSinγ. На первый вход умножителя 1-2 поступает сигнал с выхода датчика 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, а на второй вход - сигнал с выхода датчика 8 синуса тангажа построителя 4 вертикали. При этом на выходе умножителя 1-2 формируется сигнал, пропорциональный VxSinυ. На первый вход умножителя 1-4 поступает сигнал с выхода датчика 12 косинуса крена, а на второй вход - сигнал с выхода датчика 3 косинуса тангажа построителя 4 вертикали. При этом на выходе умножителя 1-4 получается сигнал, пропорциональный CosυCosγ, который поступает на первый вход умножителя 1-5. На второй вход умножителя 1-5 поступает сигнал с выхода датчика 11 проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат. При этом на выходе умножителя 1-5 получается сигнал, пропорциональный VyCosυCosγ. Выходной сигнал Vy0 датчика 9 вертикальной скорости поступает на второй вычитающий вход сумматора 6, на первый суммирующий вход которого одновременно поступает выходной сигнал умножителя 1-2, пропорциональный VxSinυ, на третий вычитающий вход - выходной сигнал умножителя 1-3, пропорциональный VzCosυSinγ, на четвертый суммирующий вход - выходной сигнал умножителя 1-5, пропорциональный VyCosυCosγ. При этом на выходе сумматора 6 формируется сигнал, пропорциональный сумме составляющих проекций вектора скорости на вертикальную ось и инвертированного сигнала датчика 9 вертикальной скорости, который равен нулю при отсутствии отказов построителя 4 вертикали и датчиков 5, 9, 10, 11 скоростей
VxSinυ+VyCosυCosγ-VzCosυSinγ-Vyo= 0. (5)
Выходной сигнал сумматора 6 поступает на вход компаратора 7, выход которого является сигнальным выходом устройства контроля. Компаратор 7 выдает сигнал отказа в том случае, если равенство (5) не выполняется. При этом порог срабатывания компаратора 7 учитывает допустимые погрешности работы исправных построителя 4 вертикали и датчиков 5, 9, 10, 11 скоростей.A device for monitoring the builder of the vertical and speed sensors of the aircraft operates as follows. The signal from the output of the
V x Sinυ + V y CosυCosγ-V z CosυSinγ-V yo = 0. (5)
The output signal of the adder 6 is fed to the input of the
В том случае, если контролируется аэрометрический датчик скорости, измеряющий только проекцию Vx вектора скорости 
Датчик 10 проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат работает по сигналу датчика 13 угла скольжения летательного аппарата, выходной сигнал которого поступает на вход функционального преобразователя 14-1. Последний реализует функцию tg входного сигнала β. Его выходной сигнал tgβ поступает на первый вход умножителя 1-6, на второй вход которого приходит сигнал, пропорциональный 1/Cosα с выхода функционального преобразователя 14-2. Последний реализует функцию 1/Соs входного сигнала α, полученного с датчика 15 угла атаки летательного аппарата. На выходе умножителя 1-6 получается сигнал, пропорциональный tgβ/Cosα. Он поступает на первый вход умножителя 1-7, на второй вход которого поступает выходной сигнал датчика 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Выходной сигнал умножителя 1-7 получается пропорциональным Vz= Vxtgβ/Cosα и может быть использован для работы заявляемого устройства контроля.The
Датчик 11 проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат работает по сигналу датчика 15 угла атаки летательного аппарата, выходной сигнал которого поступает на вход функционального преобразователя 14-3. Последний реализует функцию tg входного сигнала α. Его выходной сигнал поступает на вход инвертора 16. После изменения знака, сигнал, пропорциональный - tqα, поступает на первый вход умножителя 1-8, на второй вход которого приходит сигнал датчика 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Выходной сигнал умножителя 1-8 получается пропорциональным Vy=-Vxtgα и может быть использован для работы заявляемого устройства контроля.The
Практическая реализация заявляемого устройства контроля возможна программными средствами бортовой цифровой вычислительной машины, например ЦВМ80-400 [10, с. 14], или в микросхемном исполнении так, что умножители 1-1, 1-2, 1-3, 1-4, 1-5, 1-6, 1-7, 1-8 строятся на микросхеме К525ПС2 [11, с. 321], сумматор 6 и инвертор 16 на операционном усилителе К140УД8 [11, с. 286], компаратор 7 на микросхеме 521СА1 или К554СА1 [11, с. 310], функциональные преобразователи 14-1, 14-2, 14-3 на активных диодных функциональных преобразователях [12, с. 116]. Контролируемыми датчиками 2, 3, 8, 12 построителя 4 вертикали могут быть синусно-косинусные трансформаторы курсовертикали, например НКВ-72, или указателя - прибора командного пилотажного типа ПКП-72 [6, с. 368, 378] . Датчик 5 проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат может быть аэрометрическим измерителем системы воздушных сигналов СВС [6, с. 170] или указателем скорости этой системы с электрическим выходом, пропорциональным перемещению стрелки указателя [6, с. 182, рис. 14.12]. Датчики 10 и 11 проекций вектора скорости на поперечную и нормальную оси связанной системы координат при этом строятся по схемам п.2 и п. 3 формулы (фиг. 3, 4) с применением датчиков 13, 15 углов скольжения и атаки, которые могут быть либо отдельными приборами ЛА, например флюгерными датчиками аэродинамических углов типа ДАУ-85 [13, с. 115], либо входить в состав системы определения высотно-скоростных параметров типа СВС [14]. Practical implementation of the inventive control device is possible by software on-board digital computer, for example, CVM80-400 [10, p. 14], or in a microcircuit design so that the multipliers 1-1, 1-2, 1-3, 1-4, 1-5, 1-6, 1-7, 1-8 are built on the K525PS2 microcircuit [11, p. . 321], adder 6 and
Как следует из вышеизложенного заявляемое устройство контроля обладает высокой эффективностью по обеспечению непрерывного автоматического полетного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации легкого маневренного ЛА без привлечения к нему летчика. Оно обладает высокой информационной производительностью, так как одновременно охватывает контролем измеряемые этими датчиками углы тангажа, крена, атаки, скольжения, проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат (скорость ЛА) и вертикальную ось земной системы координат (скорость снижения или подъема ЛА относительно Земли). Достоверность контроля (при контроле аэрометрического датчика скорости), определяемая как вероятность обнаружения отказа именно контролируемых датчиков, здесь будет Рд 3(500)=0,987833. Это соответствует расчетному времени достоверного контроля Тд 3=40844 часа, которое более, чем на порядок превышает среднее время наработки на отказ проверяемых приборов и в 4,7 раза больше времени достоверного контроля тех же приборов в прототипе. Весовые и габаритные показатели качества, определяемые через отношение веса и габаритов устройства контроля (ЦВМ80-400) к весу и габаритам проверяемой аппаратуры для заявляемого устройства, наименьшие, и составляют соответственно g3= 0,229; v3=0,204. Аналогичные показатели прототипа -gп=0,315; vп= 0,336. Точность полетного контроля построителя вертикали по тангажу (по направлению полета ЛА) в заявляемом устройстве, наибольшая, и повышается с увеличением скорости Vx полета, что следует из выражения для погрешности работы устройств
где 
Where
Кроме указанного достигаемого технического результата и преимуществ следует также отметить дополнительные достоинства. Прежде всего это инвариантность реализации устройства к типу и физическому принципу работы контролируемых датчиков. Оно не требует установки на борт дополнительных измерителей, а использует сигналы уже имеющихся приборов и вычислителя - БЦВМ пилотажно-навигационного комплекса, что снижает вес, габариты, энергопотребление и стоимость авионики аппарата, при высокой безопасности его эксплуатации. Заявляемое устройство контроля обладает наибольшим быстродействием, так как содержит простейшие математические операции с выходными сигналами контролируемых приборов. Контроль датчика скорости охватывает все его элементы - от приемника воздушного давления до указателя скорости, на всех режимах полета летательного аппарата. In addition to the indicated achieved technical result and advantages, additional advantages should also be noted. First of all, it is the invariance of the implementation of the device to the type and physical principle of operation of the monitored sensors. It does not require the installation of additional meters on board, but uses the signals of existing instruments and a computer - a flight control and navigation computer, which reduces the weight, dimensions, power consumption and cost of the aircraft’s avionics, while its operation is highly safe. The inventive control device has the highest speed, as it contains the simplest mathematical operations with the output signals of the monitored devices. The control of the speed sensor covers all its elements - from the air pressure receiver to the speed indicator, in all flight modes of the aircraft.
Таким образом, приведенные сведения показывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:
- средство, воплощающее изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в области комплексного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации ЛА, а именно в устройстве для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата;
- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;
- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить получение указанного технического результата.Thus, the above information shows that when implementing the claimed invention, the following conditions are met:
- a tool embodying the invention in its implementation, is intended for use in the field of integrated monitoring of the main sensors of flight and navigation information of an aircraft, namely, in a device for monitoring a vertical builder and aircraft speed sensors;
- for the claimed invention as described in the independent claim, the possibility of its implementation using the described or other means known prior to the filing date of the application is confirmed;
- a tool embodying the claimed invention in its implementation, is able to provide the specified technical result.
Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость". Therefore, the claimed invention meets the condition of patentability "industrial applicability".
Источники информации
1. Селезнев В.П. Навигационные устройства. - М.: Машиностроение, 1974, с. 600.Sources of information
1. Seleznev V.P. Navigation devices. - M.: Mechanical Engineering, 1974, p. 600.
2. Алтухов В.Ю., Стадник В.В Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая реализация - М.: Машиностроение, 1991 г., с. 160. 2. Altukhov V.Yu., Stadnik V.V. Gyroscopic devices, automatic airborne control systems for aircraft and their technical implementation - M .: Mashinostroenie, 1991, p. 160.
3. Бондарчук И. Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. - М.: Транспорт, 1982 г., с. 180. 3. Bondarchuk I.E., Kharin V.I. Aviation and electronic equipment of the Yak-40 aircraft. - M.: Transport, 1982, p. 180.
4. Пат. 2106006 РФ, МКИ G 05 B 23/02. Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков угловых скоростей В.Ю. Чернов //Б.И. 1998, 6. 4. Pat. 2106006 RF, MKI G 05 B 23/02. Device for monitoring the vertical builder and angular velocity sensors V.Yu. Chernov //B.I. 1998, 6.
5. Авиационные приборы /Под ред. С.С. Дорофеева - М.: Воениздат, 1992 г. , с. 496. 5. Aviation devices / Ed. S.S. Dorofeeva - M .: Military Publishing House, 1992, p. 496.
6. Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. /Под ред. В.Г. Воробьева. - М.: Транспорт, 1992 г., с. 399. 6. Vorobyov V.G., Glukhov V.V., Kadyshev I.K. Aviation devices, information-measuring systems and complexes. / Ed. V.G. Vorobyov. - M .: Transport, 1992, p. 399.
7. Колчинский В.Е., Мандуровский И.А., Константиновский М.И. Автономные допплеровские устройства и системы навигации летательных аппаратов. /Под ред. В.Е. Колчинского.- М.: Сов.радио, 1975 г., с. 432. 7. Kolchinsky V.E., Mandurovsky I.A., Konstantinovsky M.I. Autonomous Doppler devices and aircraft navigation systems. / Ed. V.E. Kolchinsky.- M .: Sov.radio, 1975, p. 432.
8. Флеров A.Г., Тимофеев В.Т. Доплеровские устройства и системы навигации. - М.: Транспорт, 1987 г., с. 191. 8. Flerov A.G., Timofeev V.T. Doppler devices and navigation systems. - M .: Transport, 1987, p. 191.
9. Пат. 2063647 РФ, МКИ G 05 B 23/05. Устройство для комплексного контроля датчиков пилотажной информации (варианты) /В.Ю. Чернов //Б.И. 1996, 19 (прототип). 9. Pat. 2063647 RF, MKI G 05 B 23/05. Device for integrated control of flight information sensors (options) / V.Yu. Chernov //B.I. 1996, 19 (prototype).
10. Реферативный журнал. Воздушный транспорт, 12, 1990 г., с. 14. 10. Review journal. Air transport, 12, 1990, with. 14.
11. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы: Справочное пособие С. В. Якубовский, Н. А. Барканов, Л.И. Ниссельсон и др. /Под ред. С.В. Якубовского. 2-е изд. - М.: Радио и связь, 1984 г., с. 432. 11. Analog and digital integrated circuits: a reference guide S. V. Yakubovsky, N. A. Barkanov, L. I. Nisselson et al. / Ed. S.V. Yakubovsky. 2nd ed. - M .: Radio and communications, 1984, p. 432.
12. Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, 1981 г., с. 248. 12. Smolov VB Functional information converters. L .: Energoizdat, 1981, p. 248.
13. Авионика России. Энциклопедический справочник. /Под ред. С.Д. Бодрунова СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999 г., с. 780. 13. Avionics of Russia. Encyclopedic reference book. / Ed. S.D. Bodrunova SPb .: National Association of Aircraft Instrument Builders, 1999, p. 780.
14. Экспресс-информация. Авиастроение. 21, 1993 г. Разработка системы определения высотно-скоростных параметров при больших углах атаки. Development of a pneumatic high-angle-of-attack flush airdata sensing system. Whitmore Stephen A., SAE Techn. Pap. Ser.,. 1991, 911242, 1-31. 14. Express information. Aircraft industry. 21, 1993. Development of a system for determining altitude and speed parameters at large angles of attack. Development of a pneumatic high-angle-of-attack flush airdata sensing system. Whitmore Stephen A., SAE Techn. Pap. Ser.,. 1991, 911242, 1-31.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001105006/09A RU2187141C1 (en) | 2001-02-21 | 2001-02-21 | Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001105006/09A RU2187141C1 (en) | 2001-02-21 | 2001-02-21 | Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2187141C1 true RU2187141C1 (en) | 2002-08-10 |
Family
ID=20246365
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001105006/09A RU2187141C1 (en) | 2001-02-21 | 2001-02-21 | Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2187141C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2502050C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" | Method and device of control of inertial navigation system |
| RU2519622C2 (en) * | 2012-03-19 | 2014-06-20 | Игорь Николаевич Кочергин | Automatic instrumental system for transmitting meteorological characteristics of aerodrome and input thereof into pilot navigation system for aircraft flight control |
| RU2676049C1 (en) * | 2017-12-21 | 2018-12-25 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет Им. А.Н. Туполева-Каи" Книту-Каи | Damping gyroscopes units output signal generation system |
| RU2676225C1 (en) * | 2018-02-07 | 2018-12-26 | Юрий Александрович Борисов | Control and inspection complex for inspection of doppler velocity and speed meters |
-
2001
- 2001-02-21 RU RU2001105006/09A patent/RU2187141C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| БЕЛОГОРОДСКИЙ С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972, с.270-271. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2519622C2 (en) * | 2012-03-19 | 2014-06-20 | Игорь Николаевич Кочергин | Automatic instrumental system for transmitting meteorological characteristics of aerodrome and input thereof into pilot navigation system for aircraft flight control |
| RU2502050C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Инновационные технологии" | Method and device of control of inertial navigation system |
| RU2676049C1 (en) * | 2017-12-21 | 2018-12-25 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет Им. А.Н. Туполева-Каи" Книту-Каи | Damping gyroscopes units output signal generation system |
| RU2676225C1 (en) * | 2018-02-07 | 2018-12-26 | Юрий Александрович Борисов | Control and inspection complex for inspection of doppler velocity and speed meters |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0077504B1 (en) | Heading reference system | |
| US5184304A (en) | Fault-tolerant inertial navigation system | |
| EP2038608A2 (en) | Method and apparatus for limiting attitude drift during turns | |
| US4390950A (en) | Angle of attack based pitch generator and head up display | |
| CA1294707C (en) | Wind shear detection system | |
| US4127249A (en) | Apparatus for computing the rate of change of energy of an aircraft | |
| US9108745B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
| JP6983565B2 (en) | Methods and systems for compensating for soft iron magnetic disturbances in vehicle heading reference systems | |
| KR102702574B1 (en) | Inertial sensor | |
| RU2539140C1 (en) | Integrated strapdown system of navigation of average accuracy for unmanned aerial vehicle | |
| CN111141286A (en) | Unmanned aerial vehicle flight control multi-sensor attitude confidence resolving method | |
| US3930610A (en) | Method and apparatus for obtaining accurately the angle of attack of an aircraft | |
| RU2187141C1 (en) | Device for monitoring of horizon sensor and flying-velocity transducers of flight vehicle | |
| RU2373562C2 (en) | Method and device for controlling horizontal orientation of aircraft | |
| RU2487318C1 (en) | Platform-free inertial attitude and heading reference system based on sensitive elements of medium accuracy | |
| US3052122A (en) | Flight path angle computer | |
| US3140482A (en) | System providing error rate damping of an autonavigator | |
| Myschik et al. | Low-cost sensor based integrated airdata and navigation system for general aviation aircraft | |
| Kis et al. | Development of state estimation system with INS, magnetometer and carrier phase GPS for vehicle navigation | |
| RU2313067C2 (en) | Method of determination of flying vehicle navigational parameters and device for realization of this method | |
| RU2348011C1 (en) | Navigation system | |
| JPH0949737A (en) | Navigation signal outputting method | |
| Myschik et al. | Flight testing an integrated wind/airdata-and navigation system for general aviation aircraft | |
| Krasnov et al. | Gyro stabilization system of a gravimeter | |
| US20190286167A1 (en) | Systems and methods for providing multiple strapdown solutions in one attitude and heading reference system (ahrs) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050222 |