UA127118C2

UA127118C2 - MULTIFUNCTIONAL PILOTAGE AND NAVIGATION INDICATOR

Info

Publication number: UA127118C2
Application number: UAA202101035A
Authority: UA
Inventors: Віталій Романович Любчик; Володимир Олександрович Ковалев; Андрій Валерійович Клепіковський
Original assignee: Буковинський Державний Медичний Університет Моз України
Priority date: 2021-03-02
Filing date: 2021-03-02
Publication date: 2023-05-03

Abstract

Винахід належить до галузі авіаційного приладобудування, а саме до багатофункціональних пристроїв індикації пілотажно-навігаційних параметрів польоту, і може бути використаний для точного визначення кутової орієнтації літального апарата за каналами крену і тангажа. Багатофункціональний пілотажно-навігаційний індикатор містить модуль індикації, модуль висотно-швидкісних параметрів з датчиком абсолютного тиску та трьома датчиками диференційного тиску для вимірювання повітряної швидкості та додатних кутів атаки, модуль абсолютної орієнтації, представлений друкованим вузлом, що об'єднує датчики кутових та лінійних прискорень та магнітометричний датчик, розташований в полі дії котушки розмагнічування; всі датчики разом з модулем індикації розташовані в корпусі індикатора, на якому розміщені органи керування та технологічні роз'єми. Запропонований винахід дозволяє ефективно визначати кутову орієнтацію літального апарата за каналами крену і тангажа з похибкою не більше за 0.11 градусів, за курсовим каналом - не більше 0.09 градусів.The invention belongs to the field of aviation instrumentation, namely to multifunctional devices for indicating aerobatic and navigational flight parameters, and can be used to accurately determine the angular orientation of an aircraft by the roll and pitch channels. The multifunctional aerobatic navigation indicator contains an indication module, an altitude-speed parameter module with an absolute pressure sensor and three differential pressure sensors for measuring airspeed and positive angles of attack, an absolute orientation module represented by a printed unit that combines angular and linear acceleration sensors and magnetometric sensor located in the field of action of the demagnetization coil; all sensors, together with the display module, are located in the indicator housing, which houses the controls and technological connectors. The proposed invention allows you to effectively determine the angular orientation of the aircraft by the roll and pitch channels with an error of no more than 0.11 degrees, by the course channel - no more than 0.09 degrees.

Description

Винахід належить до галузі авіаційного приладобудування, а саме до багатофункціональних пристроїв індикації пілотажно-навігаційних параметрів польоту, і може бути використаний для точного визначення кутової орієнтації літального апарата за каналами крену і тангажа.The invention belongs to the field of aviation instrumentation, namely to multifunctional devices for indicating aerobatic and navigational flight parameters, and can be used to accurately determine the angular orientation of an aircraft by the roll and pitch channels.

Багатофункціональні пристрої індикації пілотажно-навігаційних параметрів широко використовуються у військовій та цивільній авіації для вирішення широкого спектра завдань, а саме: - для визначення та індикації просторового положення літального апарата; - для визначення та індикації висотно-швидкісних параметрів літального апарата; - для індикації картографічної інформації з прив'язкою до поточних координат літального апарата; - для підвищення безпеки польоту шляхом індикації синтезованої тривимірної моделі рельєфу місцевості; - для індикації параметрів силової установки літального апарата. Відомі багатофункціональні пристрої індикації пілотажно-навігаційних параметрів, які використовуються на даний час, мають наступні недоліки: дрейф показників датчиків кутової орієнтації викликаний вібраціями та лінійними прискореннями літального апарата, що призводить до виникнення значної накопичувальної похибки під час здійснення польоту; недостовірність показників курсового каналу, обумовлена підмагнічуванням чутливих елементів електронних компасів в умовах роботи в складі бортової апаратури, що обумовлює необхідність просторового рознесення вузлів індикації і датчиків магнітного поля та збільшує масогабаритні показники системи, а також обумовлює необхідність підтвердження магнітометричної інформації за допомогою систем супутникової або візуальної навігації, тому актуальною є розробка нових пристроїв, які усувають вказані недоліки.Multifunctional devices for indicating pilotage and navigation parameters are widely used in military and civil aviation to solve a wide range of tasks, namely: - to determine and indicate the spatial position of the aircraft; - to determine and indicate the altitude and speed parameters of the aircraft; - for displaying cartographic information linked to the current coordinates of the aircraft; - to increase flight safety by indicating a synthesized three-dimensional model of the terrain; - for indicating the parameters of the aircraft's power plant. The well-known multi-functional display devices for pilotage and navigation parameters, which are currently used, have the following disadvantages: the drift of the indicators of the angular orientation sensors is caused by vibrations and linear accelerations of the aircraft, which leads to the occurrence of a significant cumulative error during the flight; the unreliability of the course channel indicators is caused by the magnetization of the sensitive elements of electronic compasses in the operating conditions as part of the on-board equipment, which causes the need for spatial separation of the indication nodes and magnetic field sensors and increases the mass and dimensional indicators of the system, and also causes the need to confirm magnetometric information using satellite or visual navigation systems , therefore, the development of new devices that eliminate the indicated shortcomings is relevant.

Аналогом винаходу є багатофункціональний пілотажно-навігаційний індикатор загального призначення (Маг. аміопісв ІЕРІБЗ пЕрзв/Лимли. таїаміопісв.со.27а/Оос5ЛЕРІБов20изегоо2Отапиа!.раї), який складається з пристрою індикації, модуля інерційної системи, магнітометричного модуля, модуля супутникової навігації.An analog of the invention is a multi-functional aerobatic navigation indicator of general purpose (Mag. amiopisv IERIBZ pErzv/Lymly. taiamiopisv.so.27a/Oos5LERIBov20izegoo2Otapia!.rai), which consists of an indication device, an inertial system module, a magnetometric module, and a satellite navigation module.

Недоліком аналогу-пристрою є те, що показники магнітометричного модуля не підлягають коригуванню протягом польоту та на етапі передпольотної підготовки і в разі виникненняThe disadvantage of the analogue device is that the indicators of the magnetometric module cannot be adjusted during the flight and at the stage of pre-flight preparation and in the event of

Зо електромагнітних завад в зоні дії магнітометричного датчика виникає накопичувальна помилка, яка спричиняє некоректне представлення закабінної обстановки.Due to electromagnetic disturbances in the area of operation of the magnetometric sensor, a accumulative error occurs, which causes an incorrect representation of the cabin situation.

Прототипом винаходу є багатофункціональний пілотажно-навігаційний індикатор (Пат 052003/0193411), який складається з модуля індикації, модуля супутникової навігації, модуля вимірювання кутових параметрів, магнітометричного датчика, модуля висотно-швидкісних параметрів з датчиком абсолютного тиску та двома датчиками диференційного тиску для вимірювання повітряної швидкості та додатних кутів атаки.The prototype of the invention is a multifunctional aerobatic navigation indicator (Pat 052003/0193411), which consists of an indication module, a satellite navigation module, a module for measuring angular parameters, a magnetometric sensor, a module for altitude-speed parameters with an absolute pressure sensor and two differential pressure sensors for measuring air speed and positive angles of attack.

Недоліком прототипу-пристрою є необхідність постійного коригування показників магнітометра і гіроскопа за допомогою супутникової системи навігації, датчиків повітряної швидкості та кута атаки. Процес коригування не враховує швидкість оточуючого потоку відносно поверхні землі та магнітне схилення в районі польоту. Таким чином, коригування модуля магнітометрії відбувається з точністю 3...14 градусів відносно географічного меридіану, що обумовлює суттєві відхилення в синтезованих картографічних кадрах та в разі втрати сигналів курсоглісадної або супутникової системи заходу на посадку в складних метеоумовах може призвести до дезорієнтації пілота. Також недоліком прототипу-пристрою є необхідність просторового рознесення модулів, що збільшує масогабаритні показники та енергоспоживання пристрою, а також потребує додаткових заходів по забезпеченню завадостійкості довгих ліній передавання даних.The disadvantage of the prototype device is the need to constantly adjust the magnetometer and gyroscope indicators using the satellite navigation system, air speed and angle of attack sensors. The adjustment process does not take into account the velocity of the surrounding flow relative to the earth's surface and the magnetic declination in the flight area. Thus, the adjustment of the magnetometry module takes place with an accuracy of 3...14 degrees relative to the geographic meridian, which causes significant deviations in the synthesized cartographic frames and in case of loss of signals of the course tracking or satellite approach system in difficult weather conditions can lead to disorientation of the pilot. Also, the disadvantage of the prototype device is the need for spatial separation of the modules, which increases the weight and size indicators and energy consumption of the device, and also requires additional measures to ensure the interference resistance of long data transmission lines.

В основу винаходу поставлено задачу вдосконалити багатофункціональний пілотажно- навігаційний індикатор шляхом того, що в структуру пристрою входять модуль індикації, модуль висотно-швидкісних параметрів з датчиком абсолютного тиску та трьома датчиками диференційного тиску для вимірювання повітряної швидкості та додатних кутів атаки, модуль абсолютної орієнтації, представлений друкованим вузлом, що об'єднує датчики кутових та лінійних прискорень та магнітометричний датчик, розташований в полі дії котушки розмагнічування; всі датчики разом з модулем індикації, розташовані в корпусі індикатора, на якому розміщені органи керування та технологічні роз'єми.The invention is based on the task of improving a multi-functional aerobatics and navigation indicator by including an indication module, an altitude-speed parameters module with an absolute pressure sensor and three differential pressure sensors for measuring air speed and positive angles of attack, an absolute orientation module presented in the structure of the device a printed unit that combines angular and linear acceleration sensors and a magnetometric sensor located in the field of action of the demagnetization coil; all sensors, together with the display module, are located in the indicator housing, which houses the controls and technological connectors.

Спільними ознаками винаходу та прототипу є те, що в структуру пристрою входять модуль індикації, магнітометричний датчик, модуль висотно-швидкісних параметрів з датчиком абсолютного тиску та двома датчиками диференційного тиску для вимірювання повітряної швидкості та додатних кутів атаки.Common features of the invention and the prototype are that the structure of the device includes an indication module, a magnetometric sensor, an altitude-speed parameters module with an absolute pressure sensor and two differential pressure sensors for measuring airspeed and positive angles of attack.

Відмінними ознаками винаходу від прототипу є те, що в структуру пристрою додатково входять модуль абсолютної орієнтації, представлений друкованим вузлом, що об'єднує датчики кутових та лінійних прискорень та магнітометричний датчик, розташований в полі дії котушки розмагнічування, яка із налаштованим проміжком часу генерує затухаючі синусоїдальні коливання, які призводять до зняття залишкової намагніченості з елементів вузла; додатковий третій датчик диференційного тиску для вимірювання від'ємних кутів атаки в модулі висотно- швидкісних параметрів; всі датчики разом з модулем індикації, який виконує функції обробки та формування інформаційних кадрів, розташовані в корпусі індикатора, на якому розміщені органи керування та технологічні роз'єми.Distinctive features of the invention from the prototype are that the structure of the device additionally includes an absolute orientation module, represented by a printed unit that combines sensors of angular and linear accelerations and a magnetometric sensor located in the field of action of the demagnetization coil, which with a set time interval generates decaying sinusoidal fluctuations that lead to the removal of residual magnetization from the elements of the node; an additional third differential pressure sensor for measuring negative angles of attack in the altitude-speed parameters module; all sensors, together with the display module, which performs the functions of processing and forming information frames, are located in the indicator body, which houses the control bodies and technological connectors.

Визначення термінів, які використовуються при описі винаходу: пілотажно-навігаційний індикатор, модуль абсолютної орієнтації, магнітометричний датчик, котушка розмагнічування, датчик диференційного тиску.Definition of terms used in the description of the invention: aerobatic navigation indicator, absolute orientation module, magnetometric sensor, demagnetization coil, differential pressure sensor.

Теоретичні передумови здійснення пристрою, що заявляється.Theoretical prerequisites for the implementation of the claimed device.

В сучасних багатофункціональних пілотажно-навігаційних пристроях індикації для реалізації навігаційних задач з визначення поточного положення літального апарата, сліпого заходу на посадку, попередження повітряних зіткнень за сигналами вторинної локації використовуються дані з датчиків мікромеханічних гіроскопів та датчиків напруженості магнітного поля (магнітометричних датчиків).In modern multi-functional pilotage and navigation display devices, data from micromechanical gyroscope sensors and magnetic field strength sensors (magnetometric sensors) are used to implement navigational tasks of determining the current position of the aircraft, blind approach, and prevention of mid-air collisions based on secondary location signals.

Для повноцінного функціонування таких пристроїв необхідно визначати кутову орієнтацію літального апарата з точністю порядку 0.1...0.23 градуса.For the full functioning of such devices, it is necessary to determine the angular orientation of the aircraft with an accuracy of 0.1...0.23 degrees.

Визначення кутової орієнтації проводиться за допомогою гіроскопів, за каналами тангажа і крену, верифікація показників гіроскопів проводиться за допомогою акселерометрів, корекція за курсовим каналом проводиться за показниками магнітометричних датчиків.Determination of the angular orientation is carried out using gyroscopes, using pitch and roll channels, verification of the indicators of gyroscopes is carried out using accelerometers, correction of the course channel is carried out using the indicators of magnetometric sensors.

Недолік мікромеханічних систем з магнітометричним коригуванням полягає в тому, що під час польоту внаслідок функціонування систем радіотехнічного забезпечення літального апарата чутливі елементи датчика магнітного поля та тензорезистивні елементи акселерометрів намагнічуються, що істотно впливає на показники роботи пристрою в цілому.The disadvantage of micromechanical systems with magnetometric adjustment is that during flight, as a result of the operation of the radio technical support systems of the aircraft, the sensitive elements of the magnetic field sensor and the tensor-resistive elements of the accelerometers are magnetized, which significantly affects the performance of the device as a whole.

Коригування показників відбувається різними шляхами. Переважно коригування відбувається за рахунок показників супутникової системи навігації. Курсовий кут розраховуєтьсяAdjustment of indicators takes place in different ways. Mostly, the adjustment takes place due to the indicators of the satellite navigation system. Course angle is calculated

Зо як азимут між координатами, отриманими за два попередніх вимірювання. Однак при цьому не враховується швидкість та кут зносу, що може викликати похибки порядку 3...15 градусів залежно від співвідношення швидкостей літального апарата та повітряного потоку.Zo as the azimuth between the coordinates obtained from the two previous measurements. However, this does not take into account the speed and angle of wear, which can cause errors of the order of 3...15 degrees depending on the ratio of the speed of the aircraft and the air flow.

Спосіб коригування за відеопристроями є більш точним, але не працює в складних метеоумовах.The method of adjustment by video devices is more accurate, but does not work in difficult weather conditions.

До того ж, при всіх видах коригування не враховується викривлення еліпсоїда діаграми чутливості чутливого елемента датчика, тобто характер похибки відносно істинного курсового кута буде нелінійним.In addition, all types of correction do not take into account the distortion of the ellipsoid of the sensitivity diagram of the sensitive element of the sensor, that is, the nature of the error relative to the true course angle will be nonlinear.

Вищезазначений недолік усунуто у запропонованому винаході за допомогою використання модуля абсолютної орієнтації, виконаного у вигляді друкованого вузла, що об'єднує датчики кутових та лінійних прискорень та магнітометричний датчик, розташований в полі дії котушки розмагнічування, яка із налаштованим проміжком часу генерує затухаючі синусоїдальні коливання, які призводять до зняття залишкової намагніченості з елементів вузла. Таким чином досягається похибка вимірювання 0.07...0.1 кутовий градус. Похибка прототипу становить З градуса.The above-mentioned drawback is eliminated in the proposed invention by using an absolute orientation module made in the form of a printed unit that combines angular and linear acceleration sensors and a magnetometric sensor located in the field of action of the demagnetization coil, which with a set time interval generates decaying sinusoidal oscillations, which lead to the removal of residual magnetization from the node elements. In this way, a measurement error of 0.07...0.1 angular degrees is achieved. The error of the prototype is 3 degrees.

В умовах швидкого маневрування літального апарата коригування показників гіроскопічного датчика за допомогою акселерометрів може вносити суттєві похибки в розрахунок кутів крену і тангажа.In the conditions of rapid maneuvering of the aircraft, adjusting the indicators of the gyroscopic sensor with the help of accelerometers can introduce significant errors into the calculation of roll and pitch angles.

Вищезазначений недолік усунуто у запропонованому винаході шляхом використання трьох датчиків диференційного тиску додатного та від'ємного кутів атаки. Коригуючий коефіцієнт обчислюється як алгебраїчна різниця кута набору висоти та кута атаки. Використання коригуючого коефіцієнта дає змогу проводити вимірювання кута тангажа з похибкою 0.11 градусів в усьому діапазоні кутової орієнтації літального апарата та коригування кутів крену з похибкою 0.13 градуса. Заявлена похибка прототипу - 0.5 градуса.The above-mentioned drawback is eliminated in the proposed invention by using three differential pressure sensors of positive and negative angles of attack. The correction factor is calculated as the algebraic difference between the angle of climb and the angle of attack. The use of the correction coefficient makes it possible to measure the pitch angle with an error of 0.11 degrees in the entire range of the angular orientation of the aircraft and to correct roll angles with an error of 0.13 degrees. The declared error of the prototype is 0.5 degrees.

Додатково, використання датчиків від'ємного та додатного кутів атаки надає змогу видавання сигналів попередження критичних режимів роботи літального апарата в повздовжньому каналі з метою уникнення звалювання літального апарата.In addition, the use of sensors of negative and positive angles of attack makes it possible to issue warning signals of critical modes of operation of the aircraft in the longitudinal channel in order to avoid stalling of the aircraft.

Винахід здійснюється наступним чином.The invention is carried out as follows.

На кресл. представлений багатофункціональний пілотажно-навігаційний індикатор, в структуру якого входять модуль абсолютної орієнтації 1, в якому жорстко закріплені датчик бо кутових та лінійних прискорень 2 та магнітометричний датчик З, котушка розмагнічування 4,On the chair. a multifunctional pilotage and navigation indicator is presented, the structure of which includes an absolute orientation module 1, in which the angular and linear acceleration sensor 2 and the magnetometric sensor З, the demagnetization coil 4 are rigidly fixed,

модуль індикації 5, на друкованому вузлі якого розташовані датчики диференційного тиску 6, 7, 8 та датчик абсолютного тиску 9, закріплений на шасі корпуса 10, на якому розташовані органи керування 11; задня кришка 12, на якій розташовані технологічні електричні роз'єми 13 та технологічні роз'єми приймачів тиску 14; світлопровід фронтальної панелі 15.the display module 5, on the printed unit of which the differential pressure sensors 6, 7, 8 and the absolute pressure sensor 9 are located, is fixed on the body chassis 10, on which the control bodies 11 are located; the back cover 12, on which there are technological electrical connectors 13 and technological connectors of pressure receivers 14; light guide of the front panel 15.

Контролер модуля індикації 5 генерує з періодичністю, яка регламентується початковими налаштуваннями пристрою, затухаючі синусоїдальні коливання, які створюють в котушці розмагнічування 4 змінне затухаюче магнітне поле, яке при проходженні крізь чутливий елемент магнітометричного датчика З призводить до зняття залишкової намагніченості елемента. Після цього дані з датчика надходять до модуля індикації де обробляються без додаткового коригування та виводяться у вигляді курсового кута.The controller of the display module 5 generates with a frequency regulated by the initial settings of the device, damping sinusoidal oscillations, which create in the demagnetization coil 4 a variable damping magnetic field, which, when passing through the sensitive element of the magnetometric sensor C, leads to the removal of the residual magnetization of the element. After that, the data from the sensor is sent to the display module, where it is processed without additional correction and displayed as a heading angle.

Через технологічні роз'єми приймачів тиску 14 диференційний тиск з приймача повного тиску надходить до датчиків б, 7, 8, 9, які генерують аналогові сигнали, пропорційні до повітряної швидкості, додатного кута атаки, від'ємного кута атаки та висоти відповідно. Сигнали оцифровуються та обробляються контролером модуля індикації 5 та виводяться у вигляді повітряної та істинної швидкості, кута атаки, висоти, вертикальної швидкості, скоригованого тангажа та крену.Through the technological connectors of the pressure receivers 14, the differential pressure from the full pressure receiver goes to the sensors b, 7, 8, 9, which generate analog signals proportional to the airspeed, positive angle of attack, negative angle of attack and altitude, respectively. The signals are digitized and processed by the display module controller 5 and output as airspeed and true speed, angle of attack, altitude, vertical speed, corrected pitch and roll.

Приклади практичного використання винаходу.Examples of practical use of the invention.

Були проведені лабораторні та бортові дослідження запропонованого багатофункціонального пілотажно-навігаційного індикатора в умовах кутових швидкостей літального апарата 0.3...2 рад/с, лінійних швидкостей порядку 160...330 км/год. з додатковими електромагнітними завадами напруженістю до 50 Гс, при цьому похибка вимірювання кутової орієнтації літального апарата за каналами крену і тангажа склала 0.11 градусів, за курсовим каналом - 0.09 градусів без врахування магнітного схилення. Заявлена похибка прототипу - 0.5 градуса за каналами крену і тангажа, З градуси - за каналом курсу.Laboratory and on-board studies of the proposed multi-functional aerobatics and navigation indicator were carried out under the conditions of angular speeds of the aircraft of 0.3...2 rad/s, linear speeds of the order of 160...330 km/h. with additional electromagnetic interference with a voltage of up to 50 Hz, while the error of measuring the angular orientation of the aircraft by the roll and pitch channels was 0.11 degrees, by the heading channel - 0.09 degrees without taking into account the magnetic inclination. The declared error of the prototype is 0.5 degrees on the roll and pitch channels, C degrees - on the heading channel.

З отриманих даних видно, що запропонований спосіб є більш ефективним і точним.The obtained data show that the proposed method is more effective and accurate.

Технічний результат. Запропонований винахід дозволяє ефективно визначати кутову орієнтацію літального апарата за каналами крену і тангажа з похибкою не більше за 0.11 градуса, за курсовим каналом - не більше 0.09 градуса.Technical result. The proposed invention allows you to effectively determine the angular orientation of the aircraft by the roll and pitch channels with an error of no more than 0.11 degrees, by the course channel - no more than 0.09 degrees.

Claims

SUMMARY OF THE INVENTION A multifunctional aerobatic navigation indicator containing an indication module, a magnetometric sensor, an altitude-speed parameters module with an absolute pressure sensor and two differential pressure sensors for measuring airspeed and positive angles of attack, which is distinguished by the fact that a module is additionally introduced into the structure of the device absolute orientation, represented by a printed unit that combines angular and linear acceleration sensors and a magnetometric sensor, located in the field of action of the demagnetization coil, which with a set time interval generates damping sinusoidal oscillations, which lead to the removal of residual magnetization from the elements of the unit; an additional third differential pressure sensor for measuring negative angles of attack in the altitude-speed parameters module; all sensors, together with the display module, which performs the functions of processing and forming information frames, are located in the indicator housing, which houses the control bodies and technological connectors.

p shchi dev, p onyasch sh 7 th : kaA i ! s t n E . And! what what I and and yah WHAT tyn I vu Bi po y v shchi a