УСТРОЙСТВО ДЛЯ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ УГЛОВОЙ ОРИЕНТАЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2005 года по МПК G05B23/02 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для комплексного контроля систем угловой ориентации самолетов, вертолетов, космических летательных аппаратов. Оно может быть использовано также для повышения надежности определения углов курса, тангажа, крена и угловых скоростей объекта в платформенных и бесплатформенных инерциальных навигационных системах. Для бесплатформенных инерциальных навигационных систем и их средств отображения полетной информации оно может использоваться для полетного контроля правильности представления углов ориентации летательного аппарата летчику. В системах автоматического управления оно может безынерционно обнаруживать полетные отказы основных измерителей - датчиков угловых скоростей без их аппаратурной избыточности.

Известно устройство дня контроля гироскопических систем ориентации типа сигнализатора нарушения питания (СНП) [Алтухов В.Ю., Стадник В. В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М.: Машиностроение, 1991, с.42]. Оно содержит три входных трансформатора, выпрямители, пороговые элементы и схему ИЛИ так, что проверяет соответствие питающих напряжений переменного и постоянного тока их номинальным значениям. Контролируемая гироскопическая система считается исправной, если ее питающие напряжения не выходят за поля допуска. Преимуществом подобных СНП устройств контроля являются: простота реализации, надежность, малые вес, габариты и стоимость. Основной недостаток СНП состоит в их неспособности обнаруживать отказы сигнальных, корректирующих и других слаботочных цепей. Контроль имеет косвенный характер, так как точность работы системы ориентации не оценивается.

Известно устройство для контроля системы угловой ориентации типа блока контроля вращения гироскопов (БКВГ) [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М.: Машиностроение, 1991, с.14], содержщее три датчика угловых скоростей гироскопического типа. Оно содержит три импульсных трансформатора и транзисторную схему совпадения, выход которой через транзистор подключен к реле. Если скорость вращения гиромоторов всех трех датчиков угловых скоростей одинакова, то импульсы со вторичных обмоток трансформаторов одновременно поступают на входы схемы совпадения. Открывается транзистор и замыкаются сигнальные контакты реле, которое выдает сигнал "Исправность". Если скорость вращения хотя бы одного гиромотора отличается от скоростей других, то импульсы поступают на схему совпадения неодновременно. Транзистор закрывается, что приводит к снятию сигнала "Исправность". Устройство контролирует только вращение гиромоторов, а выходные сигналы датчиков угловых скоростей не проверяются. Контроль также имеет косвенный характер, а его реализация требует троекратного увеличения числа датчиков угловых скоростей летательного аппарата.

Известно устройство контроля системы угловой ориентации летательного аппарата, построенной на двух одинаковых авиагоризонтах первого и второго пилота типа блока сравнения и предельного крена (БСПК) [Бондарчук И.Е, Харин В. И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета ЯК-40. М.: Транспорт. 1982, с.205]. Устройство содержит две следящие системы с сельсинами - датчиками авиагоризонтов и релейные усилители, выполняющие функции компараторов. Рассогласование одноименных сигналов сельсинов - датчиков авиагоризонтов при отказе приводит к срабатыванию релейного усилителя и информированию пилота о неисправности. Устройство имеет сравнительно низкую достоверность контроля из-за наличия электромеханических следящих систем. Дня его работы необходимо избыточное число однотипных контролируемых авиагоризонтов, что ухудшает весовые, габаритные и стоимостные показатели оборудования.

Известно устройство контроля системы угловой ориентации для синусно-косинусного трансформатора [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, 1992. C.376]. Устройство содержит сумматор, две схемы вычисления модулей сигналов синусной, косинусной обмоток трансформатора и схему 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. Достоверность обнаружения отказов системы здесь определяется надежностью синусно-косинусного трансформатора, являющегося только частью системы. Устройство не проверяет исправность всей системы угловой ориентации.

Известно устройство контроля системы угловой ориентации летательного аппарата типа блока контроля крена (БКК) [Алтухов В.Ю., Стадник В.В. Гироскопические приборы, автоматические бортовые системы управления самолетов и их техническая эксплуатация. М.: Машиностроение, 1991, с.38] или базовой системы курса и вертикали (БСКВ) [Воробьев В.Г., Глухов В.В., Кадышев И.К. Авиацинные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы. М.: Транспорт, с.290], построенное на трех однотипных датчиках угловой ориентации - гировертикалях или курсовертикалях. Устройство содержит кворум-элементы, мажоритарные схемы электронного или электромеханического типа, в которых происходит осреднение сигналов всех трех датчиков и сравнение в компараторах выходного сигнала каждого из трех датчиков угловой ориентации с осредненным сигналом. Достоверность контроля системы угловой ориентации здесь велика, но габариты, вес, энергопотребление и стоимость оборудования при этом в три раза больше необходимых. Контроль с троекратным составом системы угловой ориентации на легких, маневренных летательных аппаратах не целесообразен по эксплуатационным и экономическим соображениям.

Известно устройство для контроля построителя курсовертикали и датчиков угловых скоростей [Пат. 2122230 РФ, G 05 B 23/02. Устройство для контроля построителя курсовертикали и датчиков угловых скоростей / В.Ю.Чернов // Б.И. 1998, №32], содержащее выходы построителя курсовертикали, пропорциональные синусам и косинусам углов крена, курса и тангажа на синусно-косинусных трансформаторах (СКТ), конструктивно входящих в проверяемую курсовертикаль платформенного типа, блок направляющих косинусов на двенадцати умножителях, два сумматора и две схемы вычитания, блок проекций на двенадцати умножителях, шести сумматорах и шести дифференциаторах, инвертор. Устройство контроля использует взаимосвязь проекций абсолютных угловых скоростей, измеренных датчиками угловой скорости и вычисленных по показаниям выходов синусно-косинусных трансформаторов курсовертикали. Его реализация на летательном аппарате определяется платформенным типом именно с синусно-косинусными трансформаторами датчиков крена, курса и тангажа. Для широко распространенных платформенных систем угловой ориентации такой вариант устройства контроля предпочтителен. Однако его реализация в цифровых системах, где синусно-косинусные трансформаторы, как основные преобразователи информации датчиков, отсутствуют, вызывает дополнительные трудности.

Наиболее близким из числа известных технических решений является устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата [Белогородский С.Л. Автоматизация управления посадкой самолета. М.; Транспорт, 1972, с.270]. Оно содержит датчики угловых скоростей объекта по осям Х, Y, Z, три блока дифференцирования, датчики угла крена, курса и тангажа летательного аппарата, три схемы вычитания и компаратора. При этом ось чувствительности первого датчика угловой скорости по оси X параллельна продольной оси летательного аппарата. Ось чувствительности второго датчика угловой скорости по оси Y перпендикулярна плоскости крыльев. Ось чувствительности третьего датчика угловой скорости по оси Z перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата. Выход датчика угла крена соединен со входом первого блока дифференцирования, выход которого соединен с первым вычитающим входом первой схемы вычитания. Второй вход первой схемы вычитания соединен с выходом первого датчика угловой скорости по оси Х, а выход - с входом первого компаратора. Выход датчика угла курса соединен с входом второго блока дифференцирования, выход которого соединен с первым вычитающим входом второй схемы вычитания. Второй вход второй схемы вычитания соединен с выходом второго датчика угловой скорости по оси Y, а выход - с входом второго компаратора. Выход датчика угла тангажа соединен со входом третьего блока дифференцирования, выход которого соединен с первым вычитающим входом третьей схемы вычитания. Второй вход третьей схемы вычитания соединен с выходом третьего датчика угловой скорости по оси Z, а выход - с входом третьего компаратора. Сигналы рассогласования, пропорциональные соответствующим разностям угловых скоростей, измеренных первым, вторым, третьим датчиками угловых скоростей по осям Х, Y, Z, и их оценок, полученных дифференцированием сигналов датчиков крена, курса и тангажа в первом, втором и третьем блоках дифференцирования, полученные на выходах первой, второй и третьей схем вычитания, сравниваются с допуском в первом, втором и третьем компараторах. Отказ системы угловой ориентации, состоящей из датчиков крена, курса, тангажа, а также датчиков угловых скоростей по осям Х, Y, Z индицируется устройством контроля при существенном рассогласовании сигналов на выходах схем вычитания.

Недостатком известного устройства - прототипа является невозможность контроля системы ориентации при произвольных пространственных маневрах легкого летательного аппарата, когда крен, курс и тангаж имеют произвольное значение [Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. М.: Машиностроение, 1979, с.22; Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С.Бюшгенса. М.: Наука. Физматлит, 1998, с.468]. При этом равенства:

положенные в основу устройства контроля - прототипа, нарушаются. Это следует из точных соотношений [Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М.: Машиностроение, 1979, с.21, 22; Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г.С.Бюшгенса М.: Наука. Физматлит, 1998, с.468] угловых скоростей:

или

где ω_X, ω_Y, ω_Z - угловые скорости летательного аппарата, измеряемые первым, вторым, третьем датчиками угловых скоростей, по осям X, Y, Z связанной системы координат; γ, Ψ, υ, - углы крена, курса, тангажа и их угловые скорости.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение точности контроля системы угловой ориентации при произвольных пространственных маневрах летательного аппарата. Соотношения (2), (3) угловых скоростей учитываются в заявляемом устройстве. Оно в наиболее сжатой форме устанавливает взаимосвязь угловых скоростей летательного аппарата без ограничений на его маневренные свойства (тяжелый или легкий аппарат) и применяемые на нем датчики углов крена, курса и тангажа. Это особенно важно для перспективных систем угловой ориентации с бесплатформенными системами и дискретным кодовым съемом информации об углах и угловых скоростях аппарата в полностью цифровом комплексе бортового оборудования. Устройство может повысить достоверность контроля по обнаружению отказов и сбоев датчиков угловой скорости и датчиков углов.

Основной задачей, на решение которой направлен заявляемый объект - устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата, является повышение надежности системы угловой ориентации и достоверности ее контроля при минимальном весе, габаритах, стоимости оборудования легкого маневренного объекта. Дополнительно решаются задачи аппаратурно безызбыточного и безынерционнго контроля с простейшим алгоритмом. Устройство контроля не предъявляет дополнительные требования при сопряжении с аппаратурой системы ориентации платформенного или бесплатформенного типа. Его реализация проста как минимально программными, так и схемотехническими средствами.

Указанный технический результат достигается тем, что в устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата, содержащее три датчика угловых скоростей объекта по осям X, Y, Z, три блока дифференцирования, датчики угла крена, курса и тангажа летательного аппарата, схему вычитания и компаратор, при этом ось чувствительности первого датчика угловой скорости по оси Х параллельна продольной оси летательного аппарата, ось чувствительности второго датчика угловой скорости по оси Y перпендикулярна плоскости крыльев, а ось чувствительности третьего датчика угловой скорости по оси Z перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата, выход датчика угла крена соединен со входом первого блока дифференцирования, выход которого соединен с первым вычитающим входом схемы вычитания, второй вход которой соединен с выходом первого датчика угловой скорости по оси Х, выход датчика угла курса соединен со входом второго блока дифференцирования, выход датчика угла тангажа соединен со входом третьего блока дифференцирования, введены пять квадраторов, сумматор на пять входов, причем выход схемы вычитания, через первый квадратор, соединен с первым суммирующим входом сумматора на пять входов, второй вычитающий вход которого, через второй квадратор, соединен с выходом второго блока дифференцирования, третий суммирующий вход сумматора на пять входов, через третий квадратор, соединен с выходом второго датчика угловой скорости по оси Y, четвертый вычитающий вход сумматора на пять входов, через четвертый квадратор, соединен с выходом третьего блока дифференцирования, пятый суммирующий вход сумматора на пять входов, через пятый квадратор, соединен с выходом третьего датчика угловой скорости по оси Z, а выход сумматора на пять входов соединен со входом компаратора.

Совокупность существенных признаков изобретения обеспечивает получение технического результата, достигаемого при осуществлении изобретения - устройства для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата. При этом реализуется сравнение сигналов, пропорциональных квадрату модуля вектора угловой скорости летательного аппарата, измеренного через ортогональные проекции датчиками угловых скоростей по осям связанной системы координат и через косоугольные проекции этого же вектора по осям крена, курса и тангажа, измеренного соответственно датчиками системы угловой ориентации, при произвольном положении легкого маневренного объекта. По кинематическим соотношениям (2) можно определить выражение для квадрата модуля вектора угловой скорости летательного аппарата, возведя в квадрат правые и левые части уравнений и просуммировав их, тогда

Производя подстановку в (4) соотношения и из первого уравнения (2), получаем

или после переноса в левую часть и группировки

Выражение (6) является соотношением, которое реализуется устройством для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата.

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

Результаты поиска известных технических решений 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 обусловленной ее наличием функции и достижением обычного для такого исключения результата;

- увеличении количества однотипных элементов дня 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;

- создании 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 изображена структурная схема устройства для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата и приняты следующие обозначения:

1 - датчик угла крена;

2 - датчик угла курса;

3 - датчик угла тангажа;

4 - первый датчик угловой скорости по оси Х,

5 - второй датчик угловой скорости по оси Y;

6 - третий датчик угловой скорости по оси Z;

7, 8, 9 - первый, второй, третий блоки дифференцирования;

10 - схема вычитания;

11, 12, 13, 14, 15 - первый, второй, третий, четвертый, пятый квадраторы;

16 - сумматор на пять входов;

17 - компаратор.

Устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата содержит датчик 1 угла крена, датчик 2 угла курса, датчик 3 угла тангажа, первый датчик 4 угловой скорости по оси X, второй датчик 5 угловой скорости по оси Y, третий датчик 6 угловой скорости по оси Z так, что вход первого блока 7 дифференцирования соединен с выходом датчика 1 угла крена, вход второго блока 8 дифференцирования соединен с выходом датчика 2 угла курса, вход третьего блока 9 дифференцирования соединен с выходом датчика 3 угла тангажа. Первый вычитающий вход схемы 10 вычитания соединен с выходом первого блока 7 дифференцирования, ее второй вход соединен с выходом первого датчика 4 угловой скорости по оси Х, а выход - с входом первого квадратора 11. Входы второго квадратора 12, третьего квадратора 13, четвертого квадратора 14 и пятого квадратора 15 соединены соответственно с выходами второго блока 8 дифференцирования, второго датчика 5 угловой скорости по оси Y, третьего блока 9 дифференцирования и третьего датчика 6 угловой скорости по оси Z. Первый суммирующий вход сумматора 16 на пять входов соединен с выходом первого квадратора 11, второй вычитающий вход - с выходом второго квадратора 12, третий суммирующий вход - с выходом третьего квадратора 13, четвертый вычитающий вход - с выходом четвертого квадратора 14, пятый суммирующий вход - с выходом пятого квадратора 15, а выход - с входом компаратора 17, выход которого является выходом устройства для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата.

Практическая реализация устройства для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата возможна на аналоговой и цифровой схемотехнической базе. При этом следует учесть, что датчик 1 угла крена, датчик 2 угла курса и датчик 3 угла тангажа входят в состав системы угловой ориентации пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) либо в виде отдельных датчиков, например АГБ-98, АГР-29 и МКС-1, СБКВ-П, "Гребень" и др., либо совместно в платформенной инерциальной системой например И-11, И-21 и др., либо в серийно выпускаемых бесплатформенных инерцалыных навигационных системах (БИНС) И-42, БИНС-85 и др. Первый датчик 4 угловой скорости по оси X, второй датчик 5 угловой скорости по оси Y, третий датчик 6 угловой скорости по оси Z являются основными измерителями системы автоматического управления (САУ) летательного аппарата, например, типа ДУСУ-АС, ДУСУ-М, БДГ-25, БДГ-26, ФАП-14 AM, и др. или входят в состав тех же БИНС, как ГЛ-2, ДУС-500, ДУС-700 и др. [Авионика России. Энциклопедический справочник / Под общ. ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, с.94, 128, 64, 77, 78, 119, 126, 127]. В последнем варианте заявляемое устройство выполняет контроль и встроенного вычислителя БИНС. При схемотехнической реализации устройства блоки дифференцирования 7, 8, 9, схема 10 вычитания, квадраторы 11, 12, 13, 14, 15, сумматор 16 на пять входов и компаратор 17 реализуются на интегральных микросхемах [Алексенко А.Г., Коломбет Е.А., Стародуб Г.И. Применение прецизионных аналоговых ИС. М.; Радио и связь, 1981, с.75, 82, 98, 101, 94, 174]. Предпочтительна реализация заявляемого устройства программными средствами БЦВМ в полностью цифровой системе угловой ориентации самолета на ЦВМ 80, ЦВМ 90 [Авионика России. Энциклопедический справочник / Под общ. ред. С.Д.Бодрунова. СПб.: Национальная Ассоциация авиаприборостроителей, 1999, с.337] или микропроцессорах обработки сигналов [Цифровые процессоры обработки сигналов. Справочник / А.Г.Остапенко, С.И.Лавлинский, А.Б.Сушков и др. Под ред. А.Г.Остапенко. М.: Радио и связь, 1994, с.69; В.В.Сташин, А.В.Урусов, О.Ф.Мологонцев. Проектирование цифровых устройств на однокристальных микропроцессорах. М.: Энергоатомиздат, 1990].

Устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата работает следующим образом. Сигнал с датчика 1 угла крена, пропорциональный крену γ летательного аппарата, дифференцируется в первом блоке 7 дифференцирования и поступает на первый вычитающий вход схемы 10 вычитания. На второй суммирующий вход схемы 10 вычитания поступает сигнал с первого датчика 4 угловой скорости по оси Х, пропорциональный угловой скорости ω_X летательного аппарата. Выходной сигнал схемы 10 вычитания, пропорциональный , через квадратор 11 поступает на первый суммирующий вход сумматора 16 на пять входов. Одновременно сигнал с датчика 2 угла курса, пропорциональный курсу ψ летательного аппарата, дифференцируется во втором блоке 8 дифференцирования и поступает на вход квадратора 12. Выходной сигнал квадратора 12, пропоруциональный поступает на второй вычитающий вход сумматора 16 на пять входов, на третий суммирующий вход которого поступает сигнал, пропорциональный . Он получается на выходе квадратора 13, на вход которого поступает сигнал, пропорциональный ω_Y, с выхода второго датчика 5 угловой скорости по оси Y. Одновременно сигнал с датчика 3 угла тангажа, пропорциональный тангажу υ летательного аппарата, дифференцируется в третьем блоке 9 дифференцирования и поступает на вход квадратора 14. Выходной сигнал квадратора 14, пропорциональный поступает на четвертый вычитающий вход сумматора 16 на пять входов, на пятый суммирующий вход которого поступает сигнал, пропорциональный . Он получается на выходе квадратора 15, на вход которого поступает сигнал, пропорциональный ω_Z,_{с выхода третьего датчика 6 угловой скорости по оси Z. На выходе сумматора 16 на пять входов получается сигнал, пропорциональный который поступает на вход компаратора 17. Выходной сигнал сумматора 16 на пять входов для исправной системы угловой ориентации отличается от нуля не более чем на величину, определяемую погрешностями ее датчиков и вычислений в устройстве контроля. Утроенное значение этой величины, равное порогу срабатывания компаратора 17, сравнивается с выходным сигналом сумматора 16 на пять входов. В случае отказа системы угловой ориентации сигнал на входе компаратора 17 превышает его порог срабатывания и устройство контроля фиксирует этот отказ выдачей выходного сигнала компаратора 17.}

Как следует из вышеизложенного, достижение технического результата - контроля системы угловой ориентации летательного аппарата обеспечивается при сравнении не проекций вектора угловой скорости объекта на ортогональные оси связанной системы координат и косоугольные проекции этого же вектора по осям крена, курса и тангажа, как в прототипе, а при сравнении сигналов, пропорциональных квадрату модуля вектора угловой скорости ортогональных проекций и квадратов косоугольных проекций этого же вектора. Ортогональные проекции получаются по сигналам первого, второго и третьего датчиков угловых скоростей по осям X, Y, Z, а косоугольные проекции - по сигналам датчиков крена, курса и тангажа. Устройство не содержит преобразователей тригонометрических функций углов крена, курса и тангажа, а значит, его реализация в БЦВМ основана только на самых коротких по времени элементарных арифметических операциях. Это обеспечивает ему наибольшее быстродействие по сравнению со всеми известными алгоритмами контроля систем угловой ориентации. Точность его работы не зависит от произвольной ориентации летательного аппарата, чего нет в прототипе. Заявляемое устройство контроля работает практически безынерционно, так как в нем нет статистической обработки сигналов. Его информационно-операционный анализ качества [Горелик А.Л., Бутко Г.И., Белоусов Ю.А. Бортовые цифровые вычислительные машины. М.: Машиностроение, 1975, с.106] приближенно дает длину алгоритма - 34 единицы коротких операций БЦВМ. Аналогичная оценка качества прототипа - 24 единицы, а аналога по Пат. №2122230 РФ - 110 единиц при контроле датчиков крена, курса, тангажа с СКТ и 528 единиц при их контроле по дискретным кодовым сигналам. Время реализации заявляемого алгоритма наименьшее при наивысшей точности. Устройство обладает повышенной помехозащищенностью из-за квадратической нелинейной зависимости всех входящих в него сигналов. Одновременно это обеспечивает повышенную чувствительность к отказам системы угловой ориентации, когда один или несколько сигналов существенно отличаются от их нормальных значений. Реализация устройства в БЦВМ не предъявляет никаких дополнительных условий к конструкции, схеме, выходным сигналам системы угловой ориентации платформенного или бесплатформенного типа. Проверяемые сигналы не являются тригонометрическими функциями углов, что устраняет необходимость дополнительных их преобразований на входах БЦВМ и дополнительных ошибок и временных затрат от этого. Устройство может применяться изолированно в бесплатформенной системе как программное контрольное соотношение для определения ошибок и сбоев [Матов В.И., Белоусов Ю.А., Федосеев Е.П. Бортовые цифровые вычислительные машины и системы. М.: Высшая школа, 1988, с.105] встроенного вычислителя системы. Безынерционность соотношения позволяет на такте решения основной задачи системы угловой ориентации - определения углов крена, курса, тангажа по сигналам датчиков угловой скорости определять и правильность этого решения, одновременно вычисляя заявляемое соотношение (6). Программная реализация устройства по числу шагов и объему программы контроля может характеризоваться минимальной сложностью. Это обеспечивает высокую достоверность контроля и широкие возможности по ее встраиванию в локальные вычислители интегрированного комплекса бортового оборудования объекта. В частности, для удаленных средств отображения полетной информации это может способствовать не только контролю названных датчиков, но и обнаружению нарушений в индикаторах и каналах связи оборудования.

Таким образом, приведенные сведения доказывают, что при осуществлении заявленного изобретения выполняются следующие условия:

- средство, воплощающее устройство-изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в авиационной технике и, в частности, для комплексного контроля систем угловой ориентации летательных аппаратов. Оно может использоваться на легких маневренных объектах без аппаратурной избыточности с целью выявления отказов датчиков и защиты от сбоев в системе;

- 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, способно обеспечить получение указанного техническою результата.

Следовательно, заявленное изобретение соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».

Изобретение относится к авиационному приборосроению: к системам контроля систем угловой ориентации. Технический результат заключается в повышении надежности системы угловой ориентации и достоверности ее контроля. Для этого устройство содержит датчики угла крена, курса, тангажа и угловых скоростей по курсу, крену, тангажу, три блока дифференцирования (БД), соединенных с соответствующими датчиками угловых скоростей, вычитатель, первый вход которого соединен с датчиком угловой скорости по крену, а второй соединен с выходом соответствующего БД, выход вычитателя, как и выходы датчиков угловых скоростей по курсу, тангажу и выходы двух других БД соединены с соответствующими квадраторами, а выходы квадраторов - соответственно с складывающим, вычитающим, складывающим, вычитающим, складывающим входами сумматора, выход которого подключен к первому входу компаратора, второй вход опорный, выход которого является выходом устройства. 1 ил.

Устройство для контроля системы угловой ориентации летательного аппарата, содержащее три датчика угловых скоростей объекта по осям X, Y, Z, три блока дифференцирования, датчики угла крена, курса и тангажа летательного аппарата, схему вычитания и компаратор, при этом ось чувствительности первого датчика угловой скорости по оси Х параллельна продольной оси летательного аппарата, ось чувствительности второго датчика угловой скорости по оси Y перпендикулярна плоскости крыльев, а ось чувствительности третьего датчика угловой скорости по оси Z перпендикулярна плоскости симметрии летательного аппарата, выход датчика угла крена соединен со входом первого блока дифференцирования, выход которого соединен с первым вычитающим входом схемы вычитания, второй вход которой соединен с выходом первого датчика угловой скорости по X, выход датчика угла курса соединен со входом второго блока дифференцирования, выход датчика угла тангажа соединен со входом третьего блока дифференцирования, отличающееся тем, что в него введены пять квадраторов, сумматор на пять входов, причем выход схемы вычитания, через первый квадратор, соединен с первым суммирующим входом сумматора на пять входов, второй вычитающий вход которого, через второй квадратор, соединен с выходом второго блока дифференцирования, третий суммирующий вход сумматора на пять входов, через третий квадратор, соединен с выходом второго датчика угловой скорости по оси Y, четвертый вычитающий вход сумматора на пять входов, через четвертый квадратор, соединен с выходом третьего блока дифференцирования, пятый суммирующий вход сумматора на пять входов, через пятый квадратор, соединен с выходом третьего датчика угловой скорости по оси Z, а выход сумматора на пять входов соединен со входом компаратора.