RU2748304C2 - Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации - Google Patents
Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2748304C2 RU2748304C2 RU2018145618A RU2018145618A RU2748304C2 RU 2748304 C2 RU2748304 C2 RU 2748304C2 RU 2018145618 A RU2018145618 A RU 2018145618A RU 2018145618 A RU2018145618 A RU 2018145618A RU 2748304 C2 RU2748304 C2 RU 2748304C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- inertial measuring
- measuring units
- output
- input
- units
- 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)
- Navigation (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим управление летательным аппаратом, пилотируемым 2 летчиками в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем. Технический результат заключается в повышении надежности пилотажного комплекса при пилотировании летательного аппарата 2 пилотами. Интегрированная система резервных приборов, содержащая два инерциальных измерительных блока, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки, в котором выходы первого и второго инерциальных измерительных блоков подключены к входам первого и второго узлов развязки, выходы которых подключены к входу магнитометра, выход которого подключен через первый и второй буферы к входам первого и второго инерциальных измерительных блоков, отличается тем, что в нее дополнительно введены 2 блока датчиков давления, 2 видеомодуля, датчик температуры торможения потока воздуха, 2 блока внешних интерфейсов. 1 ил.
Description
Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим управление летательным аппаратом, пилотируемым 2 летчиками в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известен блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса [1] содержащая первый и второй инерциальные измерительные блоки, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки.
Недостатком данного блока является недостаточная надежность и уровень безопасность при проведении полета в случае выхода из строя основных пилотажно-навигационных систем, невозможность вычисления высотно-скоростных параметров, отсутствие индикации вычисленных параметров, неоднозначность показаний блоков.
Известна интегрированная система резервных приборов, содержащая датчик полного давления, датчик статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, ЖК индикатор, магнитный зонд, устройство управления режимами работы, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, устройство списания девиационной погрешности с памятью и встроенную систему контроля.
Недостатком данной системы является неоднозначность выдаваемых параметров различными магнитометрами каждой из двух интегрированных систем резервных приборов, установленных на одном самолете, а также невозможность вычисления истинной скорости.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, повышение надежности пилотажного комплекса и безопасности пилотирования за счет обеспечения расчета высотно-скоростных параметров, в том числе истинной скорости, а также обеспечения идентичности показаний и индикаций интегрированной системы резервных приборов.
Поставленная задача решается за счет того, что в блок ориентации содержащий два инерциальных измерительных блока, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки, у котором выходы первого и второго инерциальных измерительных блоков подключены ко входам первого и второго узлов развязки, выходы которых подключены ко входу магнитометра, выход которого подключен через первый и второй буферы ко входам первого и второго инерциальных измерительных блоков, согласно изобретению дополнительно введены первый и второй блок датчиков давления, подключенные выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, первый и второй видеомодуль, подключенные входом и выходом к выходу и входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, датчик температуры торможения потока воздуха, подключенный выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков, первый и второй блок внешнего интерфейса, подключенные выходом и входом к входу и выходу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, вход и выход первого блока внешних интерфейсов подключен к выходу и входу второго блока внешних интерфейсов.
Отличительной особенностью заявленной системы является введение двух блоков датчиков давления, двух видеомодулей, содержащих органы управления, датчика температуры торможения потока воздуха, а также введение блоков внешних интерфейсов для организации обмена информацией между блоками ориентации.
При установке такого устройства на борт самолета или вертолета обеспечивается пилотирование летательного аппарата двумя пилотами, причем информация с магнитометра и датчика температуры торможения потока воздуха поступает в инерциальные блоки ориентации одновременно, обеспечивая однозначность показаний обоих блоков ориентации, что повышает точность и безопасность пилотирования.
На фиг. 1 представлена схема интегрированной системы резервных приборов, содержащая первый инерциальный измерительный блок 1, магнитометр 3, второй инерциальный блок 2, первый буфер 4, второй буфер 5, первый узел развязки 6, второй узел развязки 7, первый блок 8 датчиков давления, второй блок датчиков давления 9, первый видеомодуль 10, второй видеомодуль 11, первый блок 12 внешнего интерфейса, второй блок 13 внешнего интерфейса, датчик 14 температуры торможения потока воздуха.
Устройство работает следующим образом.
В процессе выполнения полета инерциальные измерительные блоки 1 и 2 обрабатывают информацию собственных датчиков первичной информации, внешнего магнитометра 3 и датчика 14 температуры торможения потока воздуха и выдают информацию на видеомодули 10 и 11. Согласно изобретению используется один магнитометр 3 при этом питающие напряжения на них поступают через первый 6 и второй узлы 7 развязки, а полезный сигнал с магнитометра 3 поступает на инерциальные блоки ориентации 1 и 2 через первый 4 и второй 5 буфер. Также согласно изобретению используется два видеомодуля 10 и 11 при этом информация для отображения поступает от инерциальных измерительных блоков 1 и 2, а выходная информация с видеомодулей 10 и 11 поступает для обработки в инерциальные измерительные блоки 1 и 2. Инерциальные измерительные блоки 1 и 2 обмениваются информацией, содержащей в том числе данные с видеомодулей 10 и 11, через первый и второй внешние интерфейсы 12 и 13. Причем в обработку вычислителей инерциальных измерительных блоков 1 и 2 и на индикацию поступает та информация с органов управления видеомодулей 10 и 11, которая изменялась последней. Инерциальные измерительные блоки 1 и 2 с помощью устройств внешних интерфейсов 12 и 13 обмениваются информацией о заданном курсе и давлении у Земли введенных с помощью органов управления видеомодулей 10 и 11. Расчет относительной высоты в каждом из инерциальных измерительных блоков 1 и 2 происходит по значениям давления у Земли, принятым из блоков внешнего интерфейса 12 и 13, введенных с помощью органов управления видеомодуля 10 и 11 в зависимости от того, что изменилось последним. Индикация заданного курса происходит аналогично, на индикацию видеомодулей 10 и 11 выдается значение, принятое инерциальными измерительными блоками 1 и 2 по внешнему интерфейсу 12 и 13, введенное с помощью органов управления видеомодуля 10 и 11 в зависимости от того, что изменилось последним. Вышеприведенный способ выбора и индикации значений обеспечивает идентичность показаний заданного курса и относительной высоты на обоих видеомодулях 10 и 11.
Таким образом, совместное использование одного магнитометра, одного датчика температуры торможения потока воздуха, двух видеомодулей и двух устройств внешних интерфейсов повышает надежность пилотажного комплекса, а обеспечение идентичности измерения и индикации параметров от инерциальных измерительных блоков повышает безопасность пилотирования летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2467288 G01C 21/12 (прототип)
2. Патент РФ №2386927 G01C 21/00.
Claims (1)
- Интегрированная система резервных приборов, содержащая два инерциальных измерительных блока, магнитометр, первый и второй буфер, первый и второй узел развязки, в котором выходы первого и второго инерциальных измерительных блоков подключены к входам первого и второго узлов развязки, выходы которых подключены к входу магнитометра, выход которого подключен через первый и второй буферы к входам первого и второго инерциальных измерительных блоков, согласно изобретению дополнительно введены первый и второй блок датчиков давления, подключенные выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, первый и второй видеомодуль, подключенные входом и выходом к выходу и входу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, датчик температуры торможения потока воздуха, подключенный выходом к входу первого и второго инерциальных измерительных блоков, первый и второй блок внешнего интерфейса, подключенные выходом и входом к входу и выходу первого и второго инерциальных измерительных блоков соответственно, вход и выход первого блока внешних интерфейсов подключен к выходу и входу второго блока внешних интерфейсов.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018145618A RU2748304C2 (ru) | 2018-12-21 | 2018-12-21 | Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018145618A RU2748304C2 (ru) | 2018-12-21 | 2018-12-21 | Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2018145618A3 RU2018145618A3 (ru) | 2020-06-22 |
RU2018145618A RU2018145618A (ru) | 2020-06-22 |
RU2748304C2 true RU2748304C2 (ru) | 2021-05-21 |
Family
ID=71135439
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018145618A RU2748304C2 (ru) | 2018-12-21 | 2018-12-21 | Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2748304C2 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2196302C2 (ru) * | 1997-10-08 | 2003-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Конструкторское бюро промышленной автоматики" | Устройство для измерения угла поворота летательного аппарата и источник питания |
US6564628B1 (en) * | 1998-10-13 | 2003-05-20 | Thomson-Csf Sextant | Combined standby instruments for aircraft |
WO2003069279A2 (en) * | 2002-01-23 | 2003-08-21 | Triad Sensors, Inc. | Gyroscopic navigation system |
RU2337315C2 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов |
RU2386927C1 (ru) * | 2009-01-26 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Интегрированная система резервных приборов |
RU2467288C1 (ru) * | 2011-11-15 | 2012-11-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса |
-
2018
- 2018-12-21 RU RU2018145618A patent/RU2748304C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2196302C2 (ru) * | 1997-10-08 | 2003-01-10 | Акционерное общество открытого типа "Конструкторское бюро промышленной автоматики" | Устройство для измерения угла поворота летательного аппарата и источник питания |
US6564628B1 (en) * | 1998-10-13 | 2003-05-20 | Thomson-Csf Sextant | Combined standby instruments for aircraft |
WO2003069279A2 (en) * | 2002-01-23 | 2003-08-21 | Triad Sensors, Inc. | Gyroscopic navigation system |
RU2337315C2 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов |
RU2386927C1 (ru) * | 2009-01-26 | 2010-04-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Интегрированная система резервных приборов |
RU2467288C1 (ru) * | 2011-11-15 | 2012-11-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2018145618A3 (ru) | 2020-06-22 |
RU2018145618A (ru) | 2020-06-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6654685B2 (en) | Apparatus and method for navigation of an aircraft | |
Alspaugh et al. | Software requirements for the A-7E aircraft | |
Jafari | Optimal redundant sensor configuration for accuracy increasing in space inertial navigation system | |
RU2386927C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
RU2236697C2 (ru) | Резервная система для индикации курса и пространственного положения на самолете | |
RU2337315C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов | |
CN102050226A (zh) | 一种航空应急仪表及其系统初始对准方法和组合导航算法 | |
CN105698788B (zh) | 产生两个独立不同的姿态解、惯性解或两者的系统和方法 | |
RU2635821C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
US20150006019A1 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
Pazychev et al. | Low-Cost Navigation System for UAV | |
JPH0710090A (ja) | 航空機の操縦情報の安全化の方法及び装置 | |
RU2427799C1 (ru) | Система для определения пространственного положения и курса летательного аппарата | |
RU2748304C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов и способ индикации информации | |
CA2706792A1 (en) | System including two combined instruments and method for aligning said system | |
CN113280834B (zh) | 一种飞机综合备份电子仪表系统 | |
US3071977A (en) | Gyroscope system | |
RU2467288C1 (ru) | Блок ориентации пилотажно-навигационного комплекса | |
Paces et al. | Advanced display and position angles measurement systems | |
RU2734278C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
Jiang et al. | Online calibration method of gyro constant drift for low-cost integrated navigator | |
RU2505786C2 (ru) | Система и способ определения пространственного положения и курса летательного аппарата | |
RU2590935C1 (ru) | Комплексная навигационная система летательного аппарата | |
CN112629521A (zh) | 一种旋翼飞行器双冗余组合的导航系统建模方法 | |
RU2690029C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов |