устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации (варианты)

Формула изобретения

1. Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом к входу индикатора, отличающееся тем, что в устройство введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.

2. Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом к входу индикатора, отличающееся тем, что в устройство введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области комплексного контроля датчиков пилотажной информации самолета, в том числе датчика тангажа (построителя вертикали), датчика скорости и датчика продольной перегрузки. Оно может быть использовано в системах автоматического управления самолетов для повышения надежности пилотирования, а также для своевременного обнаружения отказов датчиков. Наибольшее значение оно имеет для контроля датчиков легких летательных аппаратов, не содержащих избыточного приборного оборудования.

Известно устройство для полетного контроля датчика пилотажной информации, проверяющее датчик угла тангажа и датчик угловой скорости (ДУС) тангажа. При этом выход угла датчика тангажа через дифференциатор соединен с одним из входов компаратора, другой вход которого соединен с выходом ДУС тангажа самолета. Продифференцированный сигнал, пропорциональный угловой скорости тангажа, сравнивается с сигналом ДУС тангажа по соответствующей оси связанной системы координат самолета. Устройство одновременно контролирует датчик тангажа и ДУС тангажа, сравнивая оценку угловой скорости тангажа самолета по оси связанной системы координат с ее значением, непосредственно измеренным ДУСом.

Устройство проверяет только датчик угла тангажа и ДУС тангажа. Оно неспособно проверять датчики скорости и продольной перегрузки самолета. Точность контроля датчика тангажа этим устройством низкая, особенно при маневрах самолета.

Техническая задача, решаемая изобретением, состоит в повышении эффективности и точности полетного контроля датчиков тангажа, скорости и продольной перегрузки без установки на борт самолета избыточных датчиков, при минимальном весе и повышенной надежности контролирующего устройства, с учетом состава датчика тангажа и условий его работы на самолете, летающем с малыми или произвольными значениями угла тангажа.

Решение поставленной задачи контроля датчиков для первого варианта их установки на самолете, летающем с малыми значениями угла тангажа, достигается тем, что в устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом ко входу индикатора, введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий вход сумматора является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.

Решение поставленной задачи контроля датчиков для второго варианта их установки на самолете, летающем с произвольными значениями угла тангажа, достигается тем, что в устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации, содержащее дифференциатор, компаратор, подключенный выходом ко входу индикатора, введен сумматор, соединенный первым вычитающим входом с выходом дифференциатора, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика скорости, суммирующий вход сумматора является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика продольной перегрузки, второй вычитающий сумматор является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла датчика тангажа, выход сумматора соединен с информационным входом компаратора.

Варианты изобретения отличаются друг от друга подключением выхода датчика тангажа либо продольного углу тангажа, либо пропорционального синусу угла тангажа.

Сущность изобретения заключается в сравнении оценки продольной перегрузки, вычисленной по показаниям датчика тангажа и продифференцированному сигналу датчика скорости, с ее измеренным значением с датчика продольной перегрузки. При различии между оценкой и измеренным значением перегрузки происходит срабатывание компаратора, сигнализирующего об отказе одного из датчиков пилотажной информации.

На фиг. 1 приведена структурная схема первого варианта устройства для полетного контроля датчиков пилотажной информации (1 сумматор; 2 - компаратор; 3 индикатор; 4 дифференциатор; 5 датчик скорости; 6 датчик продольной перегрузки; 7 датчик тангажа; 8 выход угла датчика тангажа; 9 - устройство для полетного контроля датчиков); на фиг. 2 cтруктурная схема второго варианта устройства для полетного контроля датчиков пилотажной информации (1 сумматор; 2 компаратор; 3 индикатор; 4 дифференциатор; 5 датчик скорости; 6 датчик продольной перегрузки; 7 датчик тангажа; 9 - устройство для полетного контроля датчика; 10 выход синуса угла тангажа); на фиг. 3 изображено взаимное положение земной 0 и связанной OX₁Y₁Z₁ систем координат через углы тангажа n и крена g самолета. Там же показаны проекции X, Y, Z вектора суммарной силы , действующей на самолет, без учета вектора силы тяжести самолета, и проекции вектора угловой скорости самолета. Дифференциальное уравнение движения самолета в векторной форме можно записать в виде



где m масса самолета;

вектор скорости, проекции которого на оси связанной системы координат V_x, V_y, V_z.

Переходя к скалярной форме, в проекциях на ось x₁ связанной системы координат, уравнение (1) запишем в виде



где учтено очевидное для самолета соотношение V_x>V_y, V_x>V_z.

Разделив правую и левую часть уравнения (2) на = mg получаем



где оценка проекции вектора перегрузки на продольную ось x₁ связанной системы координат; g ускорение силы тяжести.

Реализация изобретения по второму варианту предполагает использование соотношения



для произвольных значений угла тангажа или по первому варианту изобретения по соотношению



для малых углов тангажа, когда Lin .

Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации по первому варианту содержит последовательно соединенные сумматор 1 и компаратор 2, выход которого соединен с индикатором 3. Первый вычитающий вход сумматора 1 соединен с выходом дифференциатора 4, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 5 скорости. Второй суммирующий вход сумматора 1 является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 6 продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 3 является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода угла 8 датчика 7 тангажа. Выход угла 8 может быть потенциометром или индукционным датчиком.

В том случае, если устройство 9 полетного контроля датчиков применяется для второго варианта их установки на самолете, летающем с произвольными значениями угла тангажа, то оно содержит последовательно соединенные сумматор 1 и компаратор 2, выход которого соединен с индикатором 3. Первый вычитающий вход сумматора 1 соединен с выходом дифференциатора 4, вход которого является первым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода датчика 5 скорости. Второй суммирующий вход сумматора 1 является вторым информационным входом устройства, служащим для подключения выхода 6 датчика продольной перегрузки. Второй вычитающий вход сумматора 3 является третьим информационным входом устройства, служащим для подключения выхода синуса угла 10 датчика 7 тангажа. Выход синуса угла 10 может быть в одном из возможных ее реализаций синусной обмоткой синусно-косинусного трансформатора (СКТ).

Устройство для полетного контроля датчиков пилотажной информации по первому варианту работает следующим образом.

Сигнал, пропорциональный скорости самолета, с датчика 5 скорости поступает на вход дифференциатора 4. С выхода последнего получается сигнал пропорциональный ускорению и поступающий на первый вычитающий вход сумматора 1. Этот сигнал с коэффициентом пропорциональности 1/g вычитается из сигнала датчика 6 пропорциональной перегрузки, поступающего на суммирующий вход сумматора 1. Аналогично из сигнала n_x в сумматоре 1 вычитается сигнал, пропорциональный углу с выхода угла 8 датчика 7 тангажа. Выходной сигнал сумматора 1 должен быть равен нулю при исправных датчиках тангажа 7 скорости 5 и перегрузки 6. При невыполнении этого условия из-за отказа названных датчиков соотношение (5) нарушается, на выходе сумматора 1 появляется сигнал, который приводит к срабатыванию компаратора 2 и последующей сигнализации неисправности индикатором 3 на приборной доске пилота. Во втором варианте устройства контроля датчиков пилотажной информации, если датчик 7 тангажа содержит выход синуса 10 СКТ, то в сумматоре 1 из сигнала n_x датчика 6 продольной перегрузки вычитается сигнал, пропорциональный Lin. При этом выходной сигнал сумматора 1 должен быть равен нулю при исправных датчиках и выполнении условия (4). Нарушение этого устройства из-за отказа какого-либо датчика приводит к срабатыванию компаратора 2 и сигнализации индикатором 3 отказа.

Устройство не требует установки на борт самолета избыточных датчиков, повышает безопасность полета, освобождая летчика от визуального контроля датчиков пилотажной информации.