ИНТЕГРИРОВАННАЯ СИСТЕМА РЕЗЕРВНЫХ ПРИБОРОВ

Изобретение относится к области приборостроения и может использоваться в системах резервирования пилотажно-навигационных устройств.

Известна интегрированная система резервных приборов [1], 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, магнитный зонд, ЖК экран с органом управления им, устройство управления режимами работы, устройство ввода-вывода, соединенные с вычислителем.

Недостатком данной системы является недостаточная точность измерения высотно-скоростных параметров.

Наиболее близкой к заявленному изобретению является интегрированная система резервных приборов [2] для самолетов и вертолетов, выполненная в виде отдельного блока, содержащая ЖК индикатор, датчики полного и статического давлений, соединенные трубопроводами с бортовыми зондами полного и статического давлений, электронные средства для вычисления полного и статического давлений, модуль пространственной ориентации с автономными датчиками инерциальных измерений, электронные средства для вычисления данных о приборной скорости, барометрической высоте, вертикальной скорости и числа Маха, средства для приема информации от спутниковой навигационной системы, бортовой навигационной системы, информации от бортового магнитного зонда, радиосредств и приемника температуры торможения, средства для приема данных от системы управления двигателем, средства для вычисления пространственного положения и курса с учетом коррекции по данным спутниковой навигационной системы и бортовой навигационной системы, средства для вычисления курса с коррекцией по информации магнитного зонда и данных от радиосредств, а также электронные средства преобразования скорректированных сигналов в нужную форму и вывода их на экран индикатора и в бортовые системы.

Недостатком данной системы является недостаточная точность измерения высотно-скоростных параметров из-за отсутствия учета аэродинамических поправок к показаниям приемников воздушных давлений.

Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является повышение точности измерения высотно-скоростных параметров за счет использования данных об аэродинамических поправках.

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, магнитный зонд, жидкокристаллический индикатор, соединенные с вычислителем, согласно изобретению дополнительно введен блок приема режимов полета летательного аппарата и запоминающее устройство, предназначенное для хранения аэродинамических поправок к показаниям приемников воздушных давлений для конкретного летательного аппарата, соединенных с датчиками статического и полного давлений.

Отличительной особенностью заявленной системы является введение в нее блока приема режима полета ЛА, что позволяет в зависимости от режима полета использовать соответствующие массивы аэродинамических поправок, хранящихся в запоминающем устройстве, для расчета высотно-скоростных параметров, таких как высота, приборная скорость, вертикальная скорость, число Маха.

На фиг. 1 представлена схема системы, содержащей датчик 1 полного давления, датчик 2 статического давления, устройство 3 обработки и преобразования сигналов, вычислитель 4, модуль 5 пространственной ориентации, ЖК индикатор 6, магнитный зонд 7, блок 8 приема режимов полета, запоминающее устройство 9.

Заявляемая резервная система 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 и статическое давления, а также корректирует сигналы с датчиков 1 и 2 давлений в зависимости от температуры окружающей среды. Скорректированные сигналы полного и статического давлений и сигнал температуры окружающей среды 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 (МПО), вычисляются основные параметры положения летательного аппарата (ЛА): угол крена, угол тангажа, гироскопический курс. Данные о статическом и полном давлении поступают в вычислитель 4, который по известным зависимостям вычисляет основные высотно-скоростные параметры: приборную скорость, истинную скорость, абсолютную высоту, относительную высоту, вертикальную скорость, температуру наружного воздуха, число Маха. Вычислитель 4 получает из блока 8 информацию о текущем режиме полета и выбирает из памяти запоминающего устройства соответствующий массив с аэродинамическими поправками к показаниям приемников воздушных давлений для данного режима и повторно проводит вычисления пилотажных параметров с учетом вышеуказанных поправок и выдает эту информацию на индикатор 6.

Таким образом, предложенная система повышает точность определения высотно-скоростных параметров, необходимых для безопасного пилотирования, за счет учета аэродинамических поправок к показаниям приемников воздушных давлений.

Источники информации

1. Патент РФ №2386927, G01C 21/00.

2. Патент РФ №2337315, G01C 21/00 (прототип).