УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНТРОЛЯ ДАТЧИКОВ УГЛОВОЙ ОРИЕНТАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2004 года по МПК G05B23/02 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к системам комплексного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации летательного аппарата (ЛА), а именно к полетному контролю датчика тангажа (авиагоризонта, гировертикали, инерциальной курсовертикали, канала вычисления тангажа бесплатформенной инерциальной навигационной системы с их индикаторами) и датчика угла атаки (датчика угла атаки и перегрузок, канала определения угла атаки системы воздушных сигналов (СВС)), как измерителя угла между продольной осью ЛА и проекцией его вектора скорости на плоскость симметрии аппарата. Эти датчики угловой ориентации информируют летчика об угловом движении ЛА в вертикальной плоскости и в наибольшей степени определяют безопасность пилотирования самолета на всех режимах полета [1, с.141-170; 2, с.31-33; 3, с.18].

Известны устройства контроля гироскопических датчиков угла тангажа по соответствию питающих напряжений их номинальным значениям [4, с.26, 42]. Контролируемый прибор считается исправным, если питающие его напряжения или токи в фазах не выходят за пределы поля допуска. Такой контроль реализуется в различных гироприборах с помощью пороговых элементов, реле или электродвигателя с возвратной пружиной, включенных в цепи питания проверяемого прибора. Наибольшее применение на ЛА нашло устройство, контролирующее падение напряжения, обрывы в цепях переменного и постоянного тока, называемое сигнализатором напряжения питания (СНП). Преимуществом подобных СНП устройств контроля являются: простота реализации, надежность, малые вес, габариты и стоимость. К их недостаткам следует отнести: невозможность обнаружения отказов сигнальных, корректирующих и других слаботочных цепей и, что самое главное, косвенный характер контроля, при котором точность работы проверяемого прибора не оценивается.

Известно устройство для контроля датчиков утла тангажа на основе гироскопических авиагоризонтов [5, с.205], включающее блок сравнения сигналов кренов и тангажа двух одинаковых авиагоризонтов первого и второго пилотов. При отказе одного из авиагоризонтов происходит рассогласование следящей системы, в которую входят сельсины - датчики тангажа. Отказ фиксируется релейным усилителем следящей системы, выполняющим функцию компаратора. Устройство обладает сравнительно низкой достоверностью контроля, что обусловлено наличием электромеханических следящих систем. Для его работы необходимо избыточное число однотипных контролируемых датчиков тангажа, что ухудшает весовые, габаритные и стоимостные показатели оборудования ЛА.

Известно комплексное устройство полетного контроля построителя вертикали [6], состоящее из измерителя - датчика тангажа, указателя и датчиков угловых скоростей. Устройство содержит три взаимно ортогональных датчика угловых скоростей соответственно по поперечной, нормальной и продольной осям связанной системы координат, три дифференциатора, выходы построителя вертикали, пропорциональные синусу и косинусу тангажа, крена, восемь умножителей, три сумматора, три компаратора и схему ИЛИ. Взаимосвязи элементов устройства позволяют определять проекции абсолютной скорости единичного вектора, ориентированного по вертикали, через проекции угловой скорости в связанной системе координат, определяемые по сигналам датчиков и построителя. При различии между оценками производных изменения проекций по осям связанной системы координат, подученным по выходным сигналам построителя вертикали и измерениям датчиков угловых скоростей, индицируется отказ построителя вертикали. Устройство не содержит избытка однотипных приборов, но в нем предполагается наличие датчиков угловых скоростей, входящих в систему автоматического управления (САУ) самолета. Точность контроля здесь определяется порогом чувствительности датчиков угловых скоростей и погрешностью вычисления производных тригонометрических функций углов тангажа и крена. Медленный завал построителя вертикали и датчика тангажа со скоростью, меньшей порога и погрешностей вычисления производной, устройством не выявляется. Устройство не способно контролировать датчик угла атаки ЛА.

Известно устройство для комплексного контроля датчика тангажа - гировертикали и датчика угловой скорости тангажа [7, с.270], содержащее последовательно соединенные корректирующий фильтр и компаратор. Выход последнего является сигнальным выходом устройства. Устройство имеет два варианта схемы подключения корректирующего фильтра и его исполнения. В том случае, если датчик тангажа подключен ко второму входу компаратора, то корректирующий фильтр - интегратор, а его вход соединен с выходом датчика угловой скорости тангажа. Если же ко второму входа компаратора подключен выход датчика угловой скорости тангажа, то корректирующий фильтр - дифференциатор, а его вход соединен с выходом датчика тангажа гировертикали. Устройство простое в реализации, обладает высокой достоверностью контроля датчика тангажа. Недостаток первого варианта устройства связан с накапливанием ошибок на выходе интегратора с течением времени работы. Второй вариант устройства не может контролировать медленные завалы гировертикали с угловыми скоростями меньше порогов срабатывания компаратора и чувствительности датчика угловой скорости тангажа. Устройство имеет минимальные вес, габариты, стоимость, но так же, как в предшествующем аналоге, предполагает наличие датчиков угловых скоростей САУ самолета. Оно также не способно контролировать датчик угла атаки ЛА.

Известно устройство для контроля датчика углового отклонения ЛА относительно гиростабилизированной платформы типа синусно-косинусного трансформатора [8, с.370, 376]. Для контроля используется сумматор, две схемы вычисления модулей сигналов синусной, косинусной обмоток трасформатора и схема сравнения. Проверяется выполнение условия: сумма модулей сигналов синусной и косинусной обмоток трансформатора должна быть меньше номинального выходного напряжения синусно-косинусного трансформатора не более чем на допуск. Устройство способно контролировать широко распространенные синусно-косинусные трансформаторы датчиков угловой ориентации: датчика тангажа, например типа инерциальной курсовертикали ИКВ-72, платформы гироскопической ПГ-1В, малогабаритной гировертикали МГВ-1 [8, с.360, 371], датчика угла атаки флюгерного типа, например датчика аэродинамического угла ДАУ-85 [9, с.115]. При этом определяется исправность только синусно-косинусного трансформатора, его электромагнитной системы, но не приборов в целом. Правильность работы датчиков тангажа и утла атаки, их точность, оно не контролирует.

Известен автомат углов атаки и перегрузок (АУАСП), измеряющий и выдающий сигналы, пропорциональные углам атаки, критическим углам атаки и вертикальным перегрузкам [8, с.189]. Для определения его работоспособности предусмотрен эпизодический встроенный тест-контроль, при котором вместо датчика угла атаки для взлетного режима с дополнительного потенциометра подается тест-напряжение, пропорциональное взлетному углу атаки. Указатель датчика угла атаки при этом должен точно отработать этот тест-сигнал. Контроль проводится лишь для системы отработки угла атаки, проверяется усилительно-преобразовательный тракт и указатель. Точность и работоспособность самого датчика угла атаки здесь не проверяется.

Известно устройство обнаружения отказов системы воздушных сигналов, использующей измерения давлений на носовой части фюзеляжа ЛА в отверстиях, расположенных на концентрических окружностях [10]. Угол атаки ЛА получается по алгоритму обработки линеаризованных измерений давлений с учетом начальных значений параметров полета. Оценки угла атаки последовательно получаются в итерационном процессе вычислений. Для контроля функционирования применяется определение невязок между избыточными измерениями по всем отверстиям и прогнозируемыми значениями давлений. Полагая, что распределение этих невязок подчиняется гауссовскому распределению, используется критерий χ ² постоянная проверка которого в процессе вычисления угла атаки и дает информацию об исправности системы и правильности определения угла атаки. Алгоритм и его реализация требует большого объема сложных вычислений в реальном масштабе времени измерения угла атаки. Достоверность контроля и его точностные характеристики не определены. Это в немалой степени связано с возможностью расходимости алгоритма при определении угла атаки и контроле правильности его определения. Устройство не способно контролировать датчик тангажа.

Известны устройства контроля датчиков угловой ориентации ЛА, например трех однотипных датчиков тангажа (или трех однотипных датчиков углов атаки), содержащие кворум-элемент [3, с.38; 7, с.284; 8]. Они также содержат мажоритарные схемы и компараторы, в которых происходит сравнение выходных сигналов каждого из трех датчиков угловой ориентации ЛА с осредненным сигналом всех трех датчиков. Вероятность обнаружения именно отказа датчиков - достоверность контроля [11, с.87], здесь для трех датчиков тангажа типа инерциальной курсовертикали ИКВ-72 и устройства контроля типа блока контроля крена БКК-18 составляет . Аналогичный контроль трех датчиков утла атаки типа датчика угла атаки и скольжения ДУ АС-64 вторым отдельным БКК-18 проводится с достоверностью . Совместное применение двух кворум-элементов для контроля трех датчиков тангажа и трех датчиков угла атаки здесь возможен с достоверностью , что соответствует среднему времени достоверного контроля . Весовой g₁ и габаритный ν ₁ показатели качества, как отношения соответственно веса и габаритов потребной для контроля аппаратуры, к весу и габаритам проверяемых приборов, для устройства контроля с кворум-элементами весьма велики и составляют и . Вес и габариты контролирующей аппаратуры более, чем в два раза больше веса и габаритов проверяемых приборов. Это весьма плохо для оборудования ЛА. Алгоритмическая реализация этого же принципа контроля в БЦВМ, например типа ЦВМ80-401, дает существенно лучшие показатели достоверности контроля ИКВ-72 и ИДУАС-64: , что соответствует среднему времени достоверного контроля всех датчиков часа. Однако и в этом варианте устройства контроля с кворум-элементом весовой и габаритный показатели качества сравнительно велики.

Наиболее близким из числа известных технических решений является устройство для контроля построителя вертикали датчика тангажа и датчиков скоростей летательного аппарата [12], содержащее первый умножитель, входы которого соединены соответственно с синусным выходом датчика крена построителя вертикали и косинусным выходом датчика тангажа построителя вертикали, последовательно соединенные датчик проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, второй умножитель, сумматор и компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, третий, четвертый, пятый умножители, датчик тангажа построителя вертикали, синусный выход которого соединен со вторым входом второго умножителя, датчик вертикальной скорости, выход которого соединен со вторым вычитающим входом сумматора, датчик проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат, выход которого соединен с первым входом третьего умножителя, второй вход которого соединен с выходом первого умножителя, а выход - с третьим вычитающим входом сумматора, датчик крена построителя вертикали, косинусный выход которого соединен с первым входом четвертого умножителя, второй вход которого соединен с косинусным выходом датчика тангажа построителя вертикали, а выход - с первым входом пятого умножителя, выход которого, в свою очередь, соединен с четвертым суммирующим входом сумматора. При этом датчик проекции вектора скорости на поперечную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик угла скольжения аппарата, первый функциональный преобразователь, шестой умножитель, второй вход которого соединен с выходом второго функционального преобразователя, подключенного к выходу датчика угла атаки аппарата, седьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат. Датчик проекции вектора скорости на нормальную ось связанной системы координат содержит последовательно соединенные датчик угла атаки аппарата, третий функциональный преобразователь, инвертор и восьмой умножитель, второй вход которого соединен с выходом датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат.

Недостатком известного устройства-прототипа является низкая достоверность контроля датчиков угловой ориентации ЛА - датчика тангажа и датчика утла атаки. Реализация такого устройства контроля на борту ЛА может быть затруднена из-за отсутствия датчиков угла скольжения и вертикальной скорости. Весовой и габаритный показатели качества этого устройства сравнительно велики.

Причиной, препятствующей получению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства-прототипа, является применение датчика проекции вектора скорости на продольную ось связанной системы координат, датчика вертикальной скорости и датчика угла скольжения, снижающих надежность устройства контроля - прототипа, и, как результат, достоверность обнаружения отказов. Габариты и вес этих датчиков, особенно датчика проекции вектора скорости на продольную ось и датчика вертикальной скорости, существенно влияют на вес и габариты контролирующего устройства. Точность контроля в наибольшей мере зависит от точности датчика вертикальной скорости, угла наклона траектории и скорости полета ЛА.

Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый объект - устройство для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата, является повышение достоверности и точности контроля датчиков тангажа и угла атаки, при наименьших весе и габаритах приборного оборудования.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки, датчик тангажа, последовательно соединенные сумматор и компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства введены первый и второй дифференциаторы, первый, второй и третий усилители, входы первого усилителя и первого дифференциатора соединены с выходом датчика угла атаки, а их выходы - с первым и вторым вычитающими входами сумматора, третий и четвертый суммирующие входы которого соединены с выходами второго усилителя и второго дифференциатора, входы которых соединены с выходом третьего усилителя, подключенного к выходу датчика тангажа.

Совокупность существенных признаков изобретения: первого, второго дифференциатора, первого, второго, третьего усилителя и связей между блоками обеспечивает достижение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - устройства для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата. При этом сущность изобретения заключается в формировании сопоставления динамически и статически подобных сигналов в устройстве по выходным сигналам датчика тангажа и датчика угла атаки с учетом их временных запаздываний и масштабных изменений друг относительно друга на различных этапах полета ЛА. При появлении неисправности датчика тангажа или датчика угла атаки это динамическое и статическое подобие нарушается и устройство фиксирует отказ.

Проведенный заявителем анализ уровня техники установил, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественным всем признакам заявленного устройства для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата, отсутствуют, следовательно, заявленное изобретение соответствует условию “новизна”.

Результаты поиска известных технических решении в данной и смежных областях техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипа признаками заявленного изобретения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники.

Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявленного изобретения преобразований на достижение указанного технического результата и изобретение не основано на:

- дополнении известного устройства-аналога какой-либо известной частью, присоединенной к нему по известным правилам, для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно этого дополнения;

- замене какой-либо части устройства-аналога другой известной частью для достижения технического результата, в отношении которого установлено влияние именно такого дополнения;

- исключении какой-либо части устройства-аналога с одновременным исключением, обусловленным ее наличием функции, и достижением обычного для такого исключения результата;

- увеличением количества однотипных элементов для усиления технического результата, обусловленного наличием в устройстве именно таких элементов;

- выполнении известного устройства-аналога или его части из известного материала для достижения технического результата, обусловленного известными свойствами материала;

- создание устройства, состоящего из известных частей, выбор которых и связь между которыми осуществлены на основании известных правил и достигаемый при этом технический результат обусловлен только известными свойствами частей этого устройства и связей между ними;

- изменении количественного признака (признаков) устройства и предоставлении таких признаков во взаимосвязи либо изменение вида взаимосвязи, если известен факт влияния каждого из них на технический результат и новые значения этих признаков или их взаимосвязь могли быть получены, исходя из известных зависимостей, следовательно, заявленное изобретение соответствует “изобретательскому уровню”.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где приведена структурная схема устройства для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата. Приняты следующие обозначения:

1 - датчик угла атаки;

2 - датчик тангажа;

3 - сумматор;

4 - компаратор;

5-1, 5-2 - первый, второй дифференциаторы;

6-1, 6-2, 6-3 - первый, второй, третий усилители.

Устройство для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата содержит датчик 1 угла атаки, датчик 2 тангажа, последовательно соединенные сумматор 3 и компаратор 4, выход которого является сигнальным выходом устройства. Оно также содержит дифференциаторы 5-1, 5-2 и усилители 6-1, 6-2, 6-3 так, что входы усилителя 6-1 и дифференциатора 5-1 соединены с выходом датчика 1 угла атаки, а их выходы - с первым и вторым вычитающими входами сумматора 3, третий и четвертый суммирующие входы которого соединены с выходами усилителя 6-2 и дифференциатора 5-2, входы которых соединены с выходом усилителя 6-3, подключенного к выходу датчика 2 тангажа.

Практическая реализация заявляемого устройства контроля предпочтительна программными средствами бортовой вычислительной машины, например типа ЦВМ 80-401 [13, с.14], или в микросхемном исполнении так, что сумматор 3, дифференциаторы 5-1, 5-2 и усилители 6-1, 6-2, 6-3 строятся на микросхемах типа К140УД8 [14, с.270-272, 286], компаратор 4 на микросхеме типа 52.1СА1 или 554СА1 [14, с.310].

Контролируемыми датчиками 1 угла атаки могут быть, например, датчики типа: ДУ АС-64, ДУ АС-133, ДУ АС-9, ДАУ-72, ДАУ-85 и др., а датчиками 2 тангажа - например ИКВ-72, МГВ-1, МГВ-4, ПГ-1В, АГБ-3, ИКВ-802 и др. [9, с.78, 115].

Структура устройства для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата получается из дифференциального уравнения продольного движения самолета по нормали к траектории в скоростной системе координат [15, с.19]

mVΘ =Рsinα +Y-G cosΘ +Y^В; (1)

Θ =υ -α , (2)

где m - масса ЛА;

V - скорость полета;

Θ - угол наклона траектории;

Р - сила тяги двигателя;

α - угол атаки;

Y - подъемная сила;

G - сила тяжести (вес) ЛА;

Y^В - возмущающая сила на ЛА;

υ - угол тангажа.

Рассматривая слабовозмущенное движение с малыми приращениями переменных: Δ V, Δ α , Δ υ , Δ Θ ,... можно записать:

V=V₀+Δ V; α =α ₀+Δ α ; υ =υ ₀+Δ υ ; Θ =Θ ₀+Δ Θ ; Р=Р₀+Δ Р... , (3)

(4)

Δ Θ = Δ υ -Δ α , (5)

где V₀, α ₀, υ ₀, Θ ₀, Р₀,... - постоянные, установившиеся значения параметров движения ЛА; g - ускорение силы тяжести: - частная производная подъемной силы по углу атаки при установившемся движении ЛА. После подстановки (5) в (4), при малых углах наклона траектории, получаем

Δ α +ω ₁ Δ α =Δ υ , (6)

где (7)

или в операторной форме, учитывая, что р Δ υ =р(υ ₀+Δ υ )=рυ

(8)

Приращение угла атаки до; в левой части (8) связано с полным значением этого угла α , в общем виде, следующим соотношением

Δ α =рα /k(р+ω ₂) (9)

После подстановки (9) в (8) и преобразования окончательно получаем соотношение, положенное в основу работы заявляемого устройства для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата:

F=kрυ +kω ₂υ_{-рα -ω 1α=0, (10)}

где k, ω ₂ - параметры, получаемые при параметрической оптимизации F→ 0 функции контроля (10), для всех υ , α на этапе установившегося движения ЛА. [16 с.30 7, 895].

Устройство для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата работает следующим образом. Сигнал, пропорциональный углу атаки ЛА, с выхода датчика 1 угла атаки поступает на входы дифференциатора 5-1 и усилителя 6-1 Выходные сигналы усилителя 6-1 и дифференциатора 5-1, соответственно пропорциональные ω ₁α_{и рα , поступают на первый и второй вычитающие входы сумматора 3, где они суммируются с выходными сигналами усилителя 6-2. и дифференциатора 5-2, соответственно пропорциональными kω 2υи kрυ , поступающими на его третий и четвертый суммирующие входы. Выходной сигнал датчика 2 тангажа, пропорциональный углу тангажа , поступает на вход усилителя 6-3. С выхода усилителя 6-3 сигнал, пропорциональный kν , поступает на входы дифференциатора 5-2 и усилителя 6-2, выходы которых подключены к четвертому и третьему сталирующим входам сумматора 3. При исправных датчике 1 угла атаки и датчике 2 угла тангажа на выходе сумматора 3 сигнал отсутствует и выходной сигнал компаратора 4, являющийся выходным сигналом устройства, равен нулю. В том случае, если происходит отказ или датчика 1 угла атаки, или датчика 2 тангажа, на выходе сумматора. 3 появляется сигнал рассогласования, превышающий порог срабатывания компаратора. Это приводит к срабатыванию компаратора 4, выдающего сигнал об отказе контролируемых приборов ЛА.}

Предлагаемое устройство обладает повышенной эффективностью непрерывного автоматического полетного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации ЛА. Достоверность контроля [11, с.87], как вероятность обнаружения отказа именно датчика угла атаки и датчика тангажа, а не вычислителя ЦВМ 80-4-01, где реализован предлагаемый алгоритм, для сопоставимых с аналогом (БКК-18) и прототипом (Пат. РФ 2187141) с датчиками ИКВ-72 н ДУАС-64, много выше и составляет Р_Д.3(500)=0,9587,что соответствует среднем} времени достоверного контроля Т_Д.3=11855 часов. Аналогичный показатель прототипа Р_Д.2(500)=0,7211, Т_Д.2=152.9 часов. Время достоверного контроля с прототипом в 7,8 раза меньше. Весовой g₃ и габаритный υ ₃ показатели заявляемого устройства наименьшие и составляют, g₃=0,305; v₃=0,29, что меньше, чем у прототипа g₂=0,619; v₂=1,37.

Сопоставление с аналогом (БКК-18) еще более в пользу заявляемого устройства, так как различие весового и габаритного показателей получается на порядок. Точностная оценка контроля для заявляемого устройства, в наибольшей мере, определяется точностью контролируемых датчика тангажа и датчика угла атаки и приближенно составляет . Контроль в заявляемом устройстве ведется в безызбыточном варианте состава бортового оборудования, что важно для легких, маневренных ЛА. Устройство является частью интегрированного комплекса общей системы контроля и управления самолета с экспертизой исправности и адаптацией к отказам. Оно позволяет снизить эксплуатационные расходы по обслуживанию самолета и универсально по применению к различным типам контролируемого оборудования. Программная реализация устройства включает простейшие математические операции, экономно расходует вычислительные ресурсы БЦВМ и решает задачу контроля датчиков параллельно с решением задач управления ЛА, в которых актуальна информация датчика тангажа и датчика угла атаки. Имеет место полный контроль датчиков - от входа до выходного сигнала, используемого потребителями без пороговой оценки промежуточных сигналов их внутренней структуры. Это открывает возможность снижения вероятности появления самоустраняющихся отказов, например из-за широко применяемого порогового контроля промежуточных сигналов в проверяемых приборах, которые могут иметь неучтенно широкий диапазон изменения в реальном полете.

Таким образом, приведенные сведения показывают, что при осуществлении заявляемого изобретения выполняются следующие условия:

- средство, воплощающее изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в области комплексного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации, а именно в устройстве для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата;

- для заявленного изобретения в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных или других известных до даты подачи заявки средств;

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способна обеспечить получение, указанного технического результата.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности “промышленная применимость”.

Источники информации

1. Склянский Ф.И. Динамика полета и управляемость тяжелых реактивных самолетов. - М.: Машиностроение, 1976 г., с.208.

2. Дюпин С. Почему падают самолеты - Коммерсант власть, №3, 29.01.02, с.28-34.

3. Аралов Г.Д. Неисправность прибора привела к катастрофе самолета ВOEING //Проблемы безопасности полетов. №10, 2002 г., с.18.

4. Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. - М.: Машиностроение, 1991 г., с.160.

5. Бондарчук И.Е., Харин В.И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. - М.: Транспорт, 1982 г., с.180.

6. Пат. 2106006 РФ. МКИ G 05 B 23/02. Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков угловых скоростей /В.Ю.Чернов //БИ 1998, №6.

7. Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. - М.: Транспорт, 1972 г., с.352.

8. Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадшаев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. - М.: Транспорт, 1992 г., с.399.

9. Авионика России: Энциклопедический справочник /Под ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей. 1999 г., с.780.

10. Whitmore S., Moes Т., Leondes C. Failure detection and fault management: techniques flush airdata sensing systems. “AIAA Pap”, №263, 1992, 1-21.

11. Голинкевич Т.А. Оценка надежности радиоэлектронной аппаратуры. - М.: Сов. радио, 1969 г., с.176.

12. Пат. 2187141 РФ, МКИ G 05 B 23/00. Устройство для контроля построителя вертикали и датчиков скоростей летательного аппарата. /В.Ю.Чернов//БИ 2002, №22 (прототип).

13. Реферативный журнал. Воздушный транспорт, №12, 1990 г., с.14.

14. Аналоговые и цифровые интегральные микросхемы; Справочное пособие /С.В.Якубовский, Н.А.Барканов, Л.И.Несельсон и др. /Под ред. С.В.Якубовского, 2-е изд. - М.: Радио и связь, 1984 г., с.432.

15. Боднер В.А. Системы управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1973 г., с.506.

16. Бесекерский В.К., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. - М.: Наука, 1966 г., с.992.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к области комплексного контроля основных датчиков пилотажно-навигационной информации летательного аппарата. Технический результат заключается в повышении достоверности обнаружения отказа датчиков. Устройство состоит из сумматора, компаратора, двух дифференциаторов и трех усилителей, с помощью которых в компараторе происходит сравнение преобразованных динамически подобных сигналов датчика тангажа и датчика угла атаки. При отказе одного из датчиков подобие нарушается, происходит срабатывание компаратора и устройство фиксирует отказ. 1 ил.

Устройство для контроля датчиков угловой ориентации летательного аппарата, содержащее датчик угла атаки, датчик тангажа, последовательно соединенные сумматор и компаратор, выход которого является сигнальным выходом устройства, отличающееся тем, что в него введены первый и второй дифференциаторы, первый, второй и третий усилители, входы первого усилителя и первого дифференциатора соединены с выходом датчика угла атаки, а их выходы - с первым и вторым вычитающими входами сумматора, третий и четвертый суммирующие входы которого соединены с выходами второго усилителя и второго дифференциатора, входы которых соединены с выходом третьего усилителя, подключенного к выходу датчика тангажа.