RU2728731C1 - Integrated system of standby devices - Google Patents
Integrated system of standby devices Download PDFInfo
- Publication number
- RU2728731C1 RU2728731C1 RU2019123903A RU2019123903A RU2728731C1 RU 2728731 C1 RU2728731 C1 RU 2728731C1 RU 2019123903 A RU2019123903 A RU 2019123903A RU 2019123903 A RU2019123903 A RU 2019123903A RU 2728731 C1 RU2728731 C1 RU 2728731C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spatial orientation
- orientation module
- control device
- output
- calculator
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.The invention relates to measurement and display systems for piloting aircraft in case of failure of the main flight and navigation systems.
Известна система [1] комбинированных резервных приборов для самолетов и вертолетов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая датчик полного давления, датчик статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, ЖК индикатор, датчик торможения, устройство управления режимами работы, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, измерительный резистор, встроенную систему контроля, стабилизатор тока, коммутатор, аналого-цифровой преобразователь, источник опорного напряжения.The known system [1] of combined backup devices for aircraft and helicopters, made in the form of a separate unit, containing a total pressure sensor, a static pressure sensor, a signal processing and conversion device, a computer, a spatial orientation module, an LCD indicator, a braking sensor, a mode control device , krenoscope, photosensor, device for compensating the systematic component of the zero offset of the inertial sensors of the spatial orientation module, measuring resistor, built-in control system, current stabilizer, switch, analog-to-digital converter, reference voltage source.
Недостатком данной системы является то, что система не способна контролировать достоверность информации с датчика торможения.The disadvantage of this system is that the system is not able to control the reliability of information from the brake sensor.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение безопасности пилотирования летательного аппарата и надежности системы.The problem to be solved by the present invention is to improve the safety of piloting an aircraft and the reliability of the system.
Поставленная задача решается за счет того, что в интегрированную систему резервных приборов, выполненную в виде отдельного блока, содержащую датчики полного и статического давления, соединенные через устройство обработки и преобразования сигналов с вычислителем; модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, жидкокристаллический индикатор, соединенные с вычислителем; креноскоп, фотодатчик, соединенный с устройством управления режимами работы; устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, подключенное своим входом к модулю пространственной ориентации, а выходом - к вычислителю; встроенную систему контроля, подключенную своими входами к модулю пространственной ориентации, к датчикам полного и статического давления, а выходом - к вычислителю, стабилизатор тока, выход которого подключен к коммутатору и датчику торможения, выходы которого подключены к измерительному резистору и коммутатору, выход которого подключен к АЦП, на вход которого подается напряжение с источника опорного напряжения, дополнительно введено устройство контроля датчика торможения, подключенное входом - к АЦП, а выходом -к вычислителю.The problem is solved due to the fact that an integrated system of backup devices, made in the form of a separate unit, containing sensors of total and static pressure, connected through a device for processing and converting signals with a computer; spatial orientation module, operating mode control device, liquid crystal indicator connected to the calculator; krenoscope, photosensor connected to the operating mode control device; a device for compensating the systematic component of the zero offset of the inertial sensors of the spatial orientation module, connected by its input to the spatial orientation module, and by its output to the calculator; built-in monitoring system connected by its inputs to the spatial orientation module, to the total and static pressure sensors, and by its output to the calculator, the current stabilizer, the output of which is connected to the commutator and the brake sensor, the outputs of which are connected to the measuring resistor and the commutator, the output of which is connected to ADC, to the input of which voltage is supplied from a reference voltage source, a brake sensor control device is additionally introduced, connected by the input to the ADC, and the output to the calculator.
Отличительной особенностью заявленной системы является введение устройства контроля датчика торможения. Представленная схема позволяет повысить безопасность пилотирования летательного аппарата и надежность системы, за счет контроля поступающей информации с датчика торможения и исключения выдачи и индикации ложной пилотажной информации, а именно истинной скорости объекта.A distinctive feature of the claimed system is the introduction of a brake sensor control device. The presented scheme makes it possible to increase the safety of piloting the aircraft and the reliability of the system by monitoring the incoming information from the braking sensor and excluding the issuance and indication of false flight information, namely the true speed of the object.
На фиг. 1 представлена схема системы, в которую входят датчик 1 полного давления, датчик 2 статического давления, устройство 3 обработки и преобразования сигналов, вычислитель 4, модуль 5 пространственной ориентации, ЖК индикатор 6, датчик торможения 7, устройство 8 управления режимами работы, креноскоп 9, фотодатчик 10, устройство 11 компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля 5 пространственной ориентации, измерительный резистор 12, встроенная система 13 контроля, стабилизатор тока 14, коммутатор 15, АЦП 16, источник 17 опорного напряжения, устройство 18 контроля датчика торможения.FIG. 1 shows a diagram of the system, which includes a
Интегрированная система резервных приборов работает следующим образом. В процессе полета сигналы от встроенных в систему датчиков 1 и 2 полного и статического давлений поступают в устройство 3 обработки и преобразования сигналов УОПС, которое обрабатывает эти сигналы, вычисляет полное Рп и статическое Рст давления, а также корректирует сигналы с датчиков 1 и 2 давлений в зависимости от температуры окружающей среды. Скорректированные сигналы давлений (Рст, Рп) и сигнал Тп из УОПС 3 поступают в вычислитель 4. С помощью датчиков угловых скоростей, датчиков линейных ускорений и электронных вычислительных средств, размещенных в модуле 5 пространственной ориентации МПО, вычисляются основные параметры положения летательного аппарата (ЛА): угол крена, угол тангажа, гироскопический курс. Данные о пространственном положении ЛА передаются в вычислитель 4, который на основе полученных сигналов с блока УОПС 3 вычисляет по известным зависимостям основные пилотажные параметры: приборную скорость Vпр, истинную скорость V ист, абсолютную высоту Набс, относительную высоту Нотн, вертикальную скорость Vв, температуру наружного воздуха Тст, число М.The integrated system of redundant devices works as follows. During the flight, the signals from the
Встроенная система 13 контроля предназначена для проведения тест-контроля модуля пространственной ориентации 5, датчиков 1 и 2 полного и статического давления во время предполетной подготовки и в течение полета.The built-in
При контроле модуля пространственной ориентации 5 производится измерение потребляемых токов датчиков угловой скорости с последующим сравнением измеренного значения с ожидаемым. Контроль исправности датчиков линейного ускорения производится алгоритмически.When monitoring the
Креноскоп 9 позволяет пилоту контролировать величину скольжения летательного аппарата во время координированного разворота. При правильном координированном развороте скольжение должно отсутствовать.Krenoscope 9 allows the pilot to control the amount of aircraft slip during a coordinated turn. With a correct coordinated turn, there should be no slip.
Фотодатчик 10 расположен на лицевой панели прибора, рядом с ЖК индикатором 6 и выдает информацию о величине внешней освещенности, в устройство 8 управления режимами работы, которая через вычислитель 4 осуществляет автоматическую регулировку яркости ЖК индикатора 6. При увеличении внешней освещенности яркость ЖК индикатора 6 также увеличивается, а при снижении освещенности - снижается.Photosensor 10 is located on the front panel of the device, next to the
Устройство 11 компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля 5 пространственной ориентации позволяет повысить точность вычисления углов ориентации.The
Информация с датчика 7 торможения, обрабатывается схемой съема, реализованной на стабилизаторе (14) тока, коммутаторе (15), измерительном резисторе (12), аналого-цифровом преобразователе (16) и источнике (17) опорного напряжения, и передается на устройство 18 контроля датчика торможения.Information from the
Устройство контроля датчика торможения 18 реализовано на микроконтроллере и обеспечивает допусковый контроль, по величинам, хранящимся в памяти микроконтроллера, определяемым на этапе регулировки и калибровки системы, результат контроля передается на вычислитель 4, который в случае выхода за допуски, снимает параметр истинной скорости с индикации на ЖК-индикаторе 6.The control device of the
Источники информацииSources of information
1. Патент РФ №2635821, МПК G01C 21/00 2017 г. прототип.1. RF patent No. 2635821, IPC G01C 21/00 2017 prototype.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019123903A RU2728731C1 (en) | 2019-07-23 | 2019-07-23 | Integrated system of standby devices |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019123903A RU2728731C1 (en) | 2019-07-23 | 2019-07-23 | Integrated system of standby devices |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2728731C1 true RU2728731C1 (en) | 2020-07-30 |
Family
ID=72085795
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019123903A RU2728731C1 (en) | 2019-07-23 | 2019-07-23 | Integrated system of standby devices |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2728731C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2780634C2 (en) * | 2020-11-25 | 2022-09-28 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" | Integrated system of backup devices |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2337315C2 (en) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Airplane and helicopter integrated standby equipment system |
US20120209457A1 (en) * | 2007-09-28 | 2012-08-16 | The Boeing Company | Aircraft Traffic Separation System |
RU2520174C2 (en) * | 2012-08-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Helicopter onboard hardware complex |
RU2635821C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-11-16 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ПАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Integrated backup device system |
-
2019
- 2019-07-23 RU RU2019123903A patent/RU2728731C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2337315C2 (en) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Airplane and helicopter integrated standby equipment system |
US20120209457A1 (en) * | 2007-09-28 | 2012-08-16 | The Boeing Company | Aircraft Traffic Separation System |
RU2520174C2 (en) * | 2012-08-01 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Helicopter onboard hardware complex |
RU2635821C1 (en) * | 2016-05-19 | 2017-11-16 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ПАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Integrated backup device system |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2780634C2 (en) * | 2020-11-25 | 2022-09-28 | Публичное акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" | Integrated system of backup devices |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2386927C1 (en) | Integrated system of redundant instruments | |
RU2635821C1 (en) | Integrated backup device system | |
US9714100B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing a baro-inertial loop, and associated system | |
US5841537A (en) | Synthesized attitude and heading inertial reference | |
RU2337315C2 (en) | Airplane and helicopter integrated standby equipment system | |
US4598292A (en) | Electronic standby flight instrument | |
GB2088310A (en) | Angle of attack based pitch generator and head up display | |
KR100587998B1 (en) | Redundant Altimeter System With Self-Generating Dynamic Correction Curve | |
CN111781624B (en) | Universal integrated navigation system and method | |
US11015955B2 (en) | Dual channel air data system with inertially compensated backup channel | |
RU2728731C1 (en) | Integrated system of standby devices | |
CN101932910A (en) | Method for stand-alone alignment of an inertial unit for an onboard instrument capable of being mounted in an aircraft, and an onboard instrument being able to use such a method | |
RU58211U1 (en) | INTEGRATED RESERVE SYSTEM FOR PLANES AND HELICOPTERS | |
US7415396B2 (en) | Method and device for monitoring the validity of at least one parameter which is calculated by an anemometeric unit of an aircraft | |
US20220178699A1 (en) | Inertial reference unit and system with enhanced integrity and associated integrity-checking methods | |
US5134394A (en) | Light aircraft navigation apparatus | |
RU2780634C2 (en) | Integrated system of backup devices | |
RU2790217C2 (en) | Integrated system of backup devices | |
RU2733326C1 (en) | Integrated system of standby devices | |
US9146250B2 (en) | Methods and systems for displaying backup airspeed of an aircraft | |
US3052122A (en) | Flight path angle computer | |
RU2734278C2 (en) | Integrated system of standby devices | |
RU2690029C1 (en) | Integrated system of standby devices | |
US20190064198A1 (en) | Air data system architectures using integrated pressure probes | |
RU2656954C1 (en) | Integrated system of backup instruments |