RU2790217C2 - Интегрированная система резервных приборов - Google Patents
Интегрированная система резервных приборов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2790217C2 RU2790217C2 RU2020128076A RU2020128076A RU2790217C2 RU 2790217 C2 RU2790217 C2 RU 2790217C2 RU 2020128076 A RU2020128076 A RU 2020128076A RU 2020128076 A RU2020128076 A RU 2020128076A RU 2790217 C2 RU2790217 C2 RU 2790217C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- calculator
- spatial orientation
- orientation module
- input
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем и систем воздушных сигналов. Интегрированная система резервных приборов содержит 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. В данную систему резервных приборов дополнительно введены устройство контроля и запоминающее устройство. Технический результат – повышение надежности за счет возможности определения температуры наружного воздуха, используя предварительно заложенные данные. 1 ил.
Description
Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.
Известна система [1] комбинированных резервных приборов для самолетов и вертолетов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая датчики полного и статического давлений, соединенные с входом устройства обработки и преобразования сигналов, выход с вычислителем, модуль пространственной ориентации, ЖК экран с органом управления, устройство управления режимами работы, устройство ввода-вывода, соединенные с вычислителем.
Недостатком данной системы является то, что она не способна определять температуру торможения, а из нее истинную скорость летательного аппарата, при отказе основного источника информации.
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение надежности, за счет возможности определения температуры наружного воздуха, используя предварительно заложенные данные.
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, датчикам полного и статического давления, а выходом к вычислителю, согласно изобретению,
дополнительно введены устройство контроля, вход которого подключен к выходу аналого-цифрового преобразователя, а выход соединен с седьмым входом вычислителя, и запоминающее устройство, выход которого подключен к восьмому входу вычислителя.
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 7 торможения, 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 14 тока, коммутатор 15, аналого-цифровой преобразователь 16, источник 17 опорного напряжения, устройство 18 контроля, запоминающее устройство 19.
В предложенной системе датчики 1 и 2 полного и статического давления подключены через устройство 3 обработки и преобразования сигналов к вычислителю 4. Модуль 5 пространственной ориентации, устройство 8 управления режимами работы, ЖК индикатор 6 подключены также к вычислителю 4. Фотодатчик 10 соединен с устройством 8 управления режимами работы. Устройство 11 компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля 5 пространственной ориентации подключено своим входом к модулю 5 пространственной ориентации, а выходом к вычислителю 4. Встроенная система 13 контроля подключена своими входами к модулю 5 пространственной ориентации, к датчикам 1 и 2 полного и статического давления, а выходом к вычислителю 4. Креноскоп 9 работает автономно. Стабилизатор 14 тока, выход которого подключен к коммутатору 15 и датчику 7 торможения, выходы которого подключены к измерительному резистору 12 и коммутатору 15, выход которого подключен к аналого-цифровому преобразователю 16, на вход которого подается напряжение с
источника 17 опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю 4. Устройство 18 контроля, вход которого подключен к выходу аналого-цифрового преобразователя 16, а выход подключен к седьмому входу вычислителя 4. Запоминающее устройство 19 подключено к восьмому входу вычислителя.
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, 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 устройства 3 обработки и преобразования сигналов поступают в вычислитель 4. С помощью датчиков угловых скоростей, датчиков линейных ускорений и электронных вычислительных средств, размещенных в модуле 5 пространственной ориентации, вычисляются основные параметры положения летательного аппарата: угол крена, угол тангажа, гироскопический курс. Данные о пространственном положении летательного аппарата передаются в вычислитель 4, который на основе полученных сигналов с блока устройства 3 обработки и преобразования сигналов вычисляет по известным зависимостям основные пилотажные параметры: приборную скорость Vпр, истинную скорость Vист, абсолютную высоту Набс, относительную высоту Нотн, вертикальную скорость Vв, температуру наружного воздуха Тст, число М.
Встроенная система 13 контроля предназначена для проведения тест-контроля модуля 5 пространственной ориентации, датчиков 1 и 2 полного и статического давления во время предполетной подготовки и в полете.
При контроле модуля 5 пространственной ориентации производится измерение потребляемых токов датчиков угловой скорости с последующим сравнением измеренного значения с ожидаемым значением. Контроль исправности датчиков линейного ускорения производится алгоритмически.
Креноскоп 9 позволяет пилоту контролировать величину скольжения летательного аппарата во время координированного разворота. При правильном координированном развороте скольжение должно отсутствовать.
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, которое 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.
Устройство 11 компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля 5 пространственной ориентации позволяет повысить точность вычисления углов ориентации.
Устройство 18 контроля отслеживает работу датчика торможения, при отказе выдает в вычислитель 4 признак неисправности и разрешает вычислителю 4 определять температуру наружного воздуха используя данные, согласно ГОСТ 4401-81, которые предварительно заложены в запоминающее устройство 19. Из температуры наружного воздуха, по известной зависимости, в вычислителе 4 происходит расчет температуры торможения, которая используется для расчета вычислителем 4 истинной скорости летательного аппарата. Одновременно происходит выдача на ЖК индикатор 6 признака отказа датчика торможения и признака ухудшения точности вычисления истинной скорости летательного аппарата.
Косвенное определение температуры торможения, а из нее истинной скорости, позволяет при отказе основного источника информации о температуре торможения, несмотря на некоторое увеличение погрешности, безопасно завершить полет, что повышает надежность летательного аппарата.
Источники информации
1. Патент РФ №2635821, МПК G01C 21/00 2017 г. прототип.
2. ГОСТ 4401-81 «Межгосударственный стандарт. Атмосфера стандартная».
Claims (1)
- Интегрированная система резервных приборов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая 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, 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 аналого-цифровому преобразователю, на вход которого подается напряжение с источника опорного напряжения, а выход подключен к вычислителю, отличающаяся тем, что дополнительно введены устройство контроля, вход которого подключен к выходу аналого-цифрового преобразователя, а выход соединен с седьмым входом вычислителя, и запоминающее устройство, выход которого подключен к восьмому входу вычислителя.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020128076A RU2790217C2 (ru) | 2020-08-21 | Интегрированная система резервных приборов |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020128076A RU2790217C2 (ru) | 2020-08-21 | Интегрированная система резервных приборов |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2020128076A RU2020128076A (ru) | 2022-02-21 |
| RU2790217C2 true RU2790217C2 (ru) | 2023-02-15 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2337315C2 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов |
| US20120209457A1 (en) * | 2007-09-28 | 2012-08-16 | The Boeing Company | Aircraft Traffic Separation System |
| RU2541727C2 (ru) * | 2013-02-12 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Способ установки на приборную панель летательного аппарата резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса |
| RU2606712C2 (ru) * | 2015-02-03 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Интегрированная система резервных приборов |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2337315C2 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-10-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" (ОАО "УКБП") | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов |
| US20120209457A1 (en) * | 2007-09-28 | 2012-08-16 | The Boeing Company | Aircraft Traffic Separation System |
| RU2541727C2 (ru) * | 2013-02-12 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Способ установки на приборную панель летательного аппарата резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса |
| RU2606712C2 (ru) * | 2015-02-03 | 2017-01-10 | Открытое акционерное общество Арзамасское научно-производственное предприятие "ТЕМП-АВИА" (ОАО АНПП "ТЕМП-АВИА") | Интегрированная система резервных приборов |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2386927C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2635821C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2337315C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов для самолетов и вертолетов | |
| US9658064B2 (en) | Method and system for compensating for soft iron magnetic disturbances in a heading reference system | |
| US4598292A (en) | Electronic standby flight instrument | |
| US3731543A (en) | Gyroscopic boresight alignment system and apparatus | |
| US9108745B2 (en) | Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing an anemo-inertial loop, and associated system | |
| US2896145A (en) | Flight path angle control systems | |
| EP3910289A2 (en) | Method, apparatus, device and medium for calibrating temperature drift | |
| KR100587998B1 (ko) | 자가 생성되는 동적 보정 곡선을 가지는 예비 고도계 시스템 | |
| Pazychev et al. | Low-Cost Navigation System for UAV | |
| US3967799A (en) | Head up display and pitch generator | |
| RU2790217C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2661446C1 (ru) | Способ определения навигационных параметров объекта и бесплатформенная инерциальная навигационная система для осуществления способа | |
| RU2780634C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| US20220178699A1 (en) | Inertial reference unit and system with enhanced integrity and associated integrity-checking methods | |
| RU2733326C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| US3052122A (en) | Flight path angle computer | |
| RU2728731C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2690029C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2734278C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2656954C1 (ru) | Интегрированная система резервных приборов | |
| RU2572403C1 (ru) | Способ инерциальной навигации и устройство для его осуществления | |
| US3205707A (en) | Performance meter | |
| RU2748275C2 (ru) | Интегрированная система резервных приборов летательного аппарата |