Способ установки на приборную панель летательного аппарата резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса Российский патент 2024 года по МПК G01C23/00 G05D1/49 

Изобретение относится к области приборостроения и может использоваться в системе резервирования пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата (ЛА).

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 отсутствие в нем способа, реализующего выставку в горизонт при установке на приборную панель ЛА.

Известен способ установки на приборную панель летательного аппарата резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса, в процессе которого вычислитель автоматически сравнивает значения углов по крену и тангажу, формируемые резервным блоком ориентации со значениями углов основной системы, а их разности вводит в постоянное запоминающее устройство (ПЗУ) резервного блока ориентации, а при отсутствии информации о значении углов по внешнему интерфейсу резервный блок ориентации устанавливают по креноскопу с минимальным отклонением от нулевого положения.

Недостатком данного способа является недостаточная точность и невозможность точной установки блока ориентации по курсу.

Заявленное изобретение направлено на повышение точности выставки резервного блока ориентации в горизонтальной плоскости и относительно продольной оси летательного аппарата (по курсу) при установке его на приборную панель, что повышает точность и безопасность пилотирования ЛА при отказе основных источников информации об угловом положении.

В способе установки на приборную панель ЛА резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса, содержащего инерциальный блок с вычислителем, ПЗУ, устройством отображения информации, креноскопом, коммутирующим устройством и устройством внешнего интерфейса, заключающемся в 2-х этапном методе выставки блока ориентации в горизонтальной плоскости и относительно продольной оси ЛА, согласно изобретению на первом этапе устанавливают резервный блок ориентации в соответствии с точками крепления на приборную панель, затем с помощью органов управления на устройстве отображения информации переводят блок ориентации в режим «юстировка по горизонту», в процессе которого вычислитель сравнивает вычисленные значения крена и тангажа со значениями крена и тангажа, выдаваемыми основной системой, а их разность записывает в память вычислителя и используется в дальнейшем для вычисления ориентации.

На втором этапе метода проводится тестовый полет летательного аппарата с проведением эволюций пространственного положения и с выдачей блоком ориентации посредством устройства внешнего интерфейса информации по проекциям угловой скорости и линейных ускорений на связанные оси летательного аппарата и записью этих параметров совместно с аналогичными данными от основной точно выставленной системы определения параметров ориентации (БИНС). По результатам обработки материалов тестового полета, используя метод векторного согласования, определяется отклонение продольной оси блока ориентации от продольной оси БИНС, совпадающей с продольной осью летательного аппарата. Вычисленное таким образом отклонение записывается в память вычислителя и используется в дальнейшем для вычисления ориентации летательного аппарата.

К существенным признакам предложенного способа установки резервного блока ориентации на приборную панель относится введение 2-этапного метода определения отклонений (ошибок) установки блока ориентации на приборную панель. На первом шаге определяются отклонения установки блока ориентации в горизонтальной плоскости (по крену и тангажу) по показаниям основной системы, на втором шаге по материалам тестового полета определяется отклонение от продольной оси (по курсу). Определенные таким образом отклонения записываются в память блока ориентации и используются в дальнейшем для расчета параметров ориентации.

На фиг. 1 представлена схема устройства, которое содержит инерциальный измерительный блок 1, вычислитель 2, запоминающее устройство 3, устройство отображения информации 4, коммутирующее устройство 5, модуль внешнего интерфейса 6.

В предложенном устройстве к вычислителю 2 подключены инерциальный измерительный блок 1, запоминающее устройство 3, устройство отображения информации 4, коммутирующее устройство 5, модуль внешнего интерфейса 6.

Способ установки резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса летательного аппарата заключается в следующем.

Для обеспечения безопасного пилотирования ЛА при отказе основных источников пилотажно-навигационной информации на приборную панель устанавливают резервный блок ориентации. От точности установки резервной системы ориентации относительно строительных осей ЛА зависят точностные параметры полета. В процессе установки резервного блока ориентации необходимо обеспечить совмещение его осей с осями летательного аппарата.

На борту ЛА имеется основная система определения углов пространственного положения. После установки на приборную панель ЛА резервного блока ориентации производят вывешивание летательного аппарата (приведение самолета в горизонтальное нулевое положение), и с помощью коммутирующего устройства 6 переводят блок ориентации в режим «юстировка в горизонт» с соответствующей индикацией режима на устройстве отображения информации, при этом вычислитель 2 определяет углы крена и тангажа, одновременно вычислитель 2 с использованием модуля внешних интерфейсов 6 получает значение крена и тангажа от внешней системы. Разности полученных и измеренных значений крена и тангажа являются котировочными коэффициентами и записываются вычислителем 2 в запоминающее устройство 3. Данные котировочные коэффициенты используются для приведения резервного блока ориентации в горизонтальное положение в связанной системе координат. Затем проводится тестовый полет с выполнением эволюций по всем осям летательного аппарата, в процессе которого вычислитель 2 вычисляет с использованием ранее вычисленных котировочных коэффициентов проекции угловой скорости и линейного ускорения по связанным осям летательного аппарата и посредством модуля внешнего интерфейса 6 выдает эти значения на бортовой регистратор, в который одновременно записываются проекции угловой скорости и линейного ускорения по связанным осям летательного аппарата, измеряемые основной точно выставленной системой определения параметров ориентации (например, БИНС). По результатам обработки материалов тестового полета, используя метод векторного согласования, определяется отклонение продольной оси резервного блока ориентации от продольной оси основной точно выставленной системы определения параметров ориентации, совпадающей с продольной осью летательного аппарата. Далее через модуль внешнего интерфейса 6 эти данные передаются в резервный блок ориентации в вычислитель 2, который записывает данное значение в запоминающее устройство 3 и использует в дальнейшем это значение для курсового согласования осей резервной системы ориентации и летательного аппарата.

Предложенный способ установки блока ориентации на приборной панели ЛА используется в интегрированной системе резервных приборов, предназначенной для пилотирования самолетов.

Источники информации

1. Патент РФ №2386927 G01C21/00.

2. Патент РФ №2541727 G01C21/00 (прототип).

Изобретение относится к области авиационного приборостроения. Сущность технического решения заключается в том, что установку блока ориентации проводят в два этапа. На первом этапе устанавливают резервный блок ориентации на приборную панель, затем переводят летательный аппарат (ЛА) в горизонтальное положение и с помощью органов управления на устройстве отображения информации переводят блок ориентации в режим «юстировка в горизонт», в процессе которого сравнивают вычисленные значения крена и тангажа с принимаемыми от основной системы значениями крена и тангажа, а их разность записывают в память вычислителя для дальнейшего определения параметров ориентации. На втором этапе проводят тестовый полет ЛА с эволюциями пространственного положения, с выдачей блоком ориентации информации по проекциям угловой скорости и линейных ускорений на связанные оси ЛА и с записью этих параметров совместно с аналогичными данными от основной системы определения параметров ориентации (БИНС). По результатам обработки определяют отклонение продольной оси блока ориентации от продольной оси БИНС, совпадающей с продольной осью ЛА, записывают это значение в память вычислителя для дальнейшего определения ориентации ЛА. Техническим результатом является повышение точности измерения параметров ориентации ЛА. 1 ил.

Способ установки на приборную панель летательного аппарата резервного блока ориентации пилотажно-навигационного комплекса, содержащего инерциальный измерительный модуль с вычислителем, запоминающим устройством, устройством отображения информации, коммутирующим устройством и модулем внешнего интерфейса, заключающийся в выставке в горизонт по крену и тангажу и привязке к продольной оси летательного аппарата, отличающийся тем, что установку проводят в 2 этапа, на первом этапе устанавливают резервный блок ориентации согласно точкам крепления на приборную панель, затем с помощью органов управления на устройстве отображения информации переводят блок ориентации в режим «юстировка в горизонт», в процессе которого вычислитель сравнивает вычисленные значения крена и тангажа со значениями крена и тангажа, принимаемыми от основной системы, а их разность записывает в память вычислителя и использует в дальнейшем для вычисления ориентации, на втором этапе метода проводится тестовый полет летательного аппарата с проведением эволюций пространственного положения и с выдачей блоком ориентации посредством устройства внешнего интерфейса информации по проекциям угловой скорости и линейных ускорений на связанные оси летательного аппарата и записью этих параметров совместно с аналогичными данными от основной точно выставленной системы определения параметров ориентации (БИНС), затем по результатам обработки материалов тестового полета, используя метод векторного согласования, определяется отклонение продольной оси блока ориентации от продольной оси БИНС, совпадающей с продольной осью летательного аппарата, которое записывается в память вычислителя и используется в дальнейшем для вычисления параметров ориентации летательного аппарата.