СПОСОБ АВТОМАТИЧЕСКОГО КОНТРОЛЯ В ПОЛЕТЕ ПРИЕМНИКОВ ВОЗДУШНЫХ ДАВЛЕНИЙ Российский патент 2025 года по МПК B64D43/02 

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полетов и может быть использовано для предупреждения летчика о возникновении особого случая в полете, связанного с отказом основного приемника воздушных давлений (ПВД), с автоматическим переключением на аварийный ПВД потребителей воздушных давлений (аэрометрических датчиков и сигнализаторов, системы воздушных сигналов (СВС), пилотажных анероидно-мембранных приборов и оборудования, использующего высотно-скоростные параметры в своей работе) при отказе основного ПВД, и снижения вероятности его ошибочных действий при ручном переключении потребителей воздушных давлений на аварийный ПВД.

Известно, что процесс контроля и управления приемниками воздушных давлений основан на сравнении летчиком показаний пилотажных анероидно-мембранных приборов с режимами полета и работы силовой установки, а также на установлении наличия отказа основного ПВД и ручного переключения на аварийный ПВД [см. «Техническая эксплуатация авиационного оборудования» / Под редакцией Воробьева В.Г. Учебник для вузов гражданской авиации. - М.: Транспорт, 1990. Стр. 277], [см. выпуск 6621 «Особенности эксплуатации систем приемников воздушных давлений и анероидно-мембранных приборов». Методические рекомендации. Введено в действие Указанием № 254 (0068) Главного инженера ВВС от 29 мая 1991 г. Стр.18].

Летчик принимает решение о наличии отказа основного ПВД и вручную переключает потребители на аварийный ПВД, например, при обнаружении хотя бы одного из ниже перечисленных признаков неисправностей [см. «Техническая эксплуатация авиационного оборудования» / Под редакцией Воробьева В.Г. Учебник для вузов гражданской авиации. - М: Транспорт, 1990. Стр. 278-279]:

1. Показание указателя скорости медленно уменьшается. Это возможно при закупорке носка ПВД, так как в камере полного давления приемника устанавливается давление, равное атмосферному, и приемник полного давления становится приемником статического давления.

2. Показание указателя скорости при разгоне или торможении на постоянной высоте не изменяется, при наборе высоты показание указателя скорости превышает действительное значение скорости, а при снижении - действительное значение скорости превышает показание указателя скорости. Это возможно при закупорке магистрали полного давления, так как при этом происходит стравливание избыточного давления в атмосферу через дренажное отверстие камеры полного давления.

3. Показание указателя скорости при наборе высоты ниже действительного значения скорости, а при снижении - выше. При этом показания высотомера и вариометра при наборе высоты или снижении не изменяются. Это возможно при закупорке магистрали статического давления, так как возникает аэродинамическая погрешность восприятия статического давления ПВД и статического давления внутри фюзеляжа.

4. Показание указателя скорости возрастает при наборе высоты полета. Это возможно при разгерметизации магистрали полного давления, поскольку в систему полного давления поступает давление воздуха из кабины, которое практически не изменяется с увеличением высоты.

Недостатком данного способа является несвоевременное определение летчиком момента отказа основного ПВД при осуществлении пилотирования из-за возникновения функциональных расстройств (ослабление внимания, ухудшение фиксации взгляда), что связано с воздействием на летчика перегрузок. Также известно, что при выполнении полета на малых высотах и больших скоростях у летчика становится значительно меньше запаса времени на контроль показаний приборов в кабине.

Известен способ управления приемниками воздушного давления, выбранный в качестве прототипа [см. патент RU 2615813 С1, МПК G01M 9/06, В64С 17/00, опубл. 11.04.2017 г.]. Сущность изобретения заключается в том, что устройство имеет два аналогичных по структуре канала контроля полного и статического давлений, получаемых от основного и аварийного ПВД, и работает следующим образом. Способ управления приемниками ПВД, заключающийся в измерении полного и статического давлений основного и резервного ПВД, выявлении неисправного ПВД и переключении летчиком на аварийный ПВД, отличающийся тем, что определяют модули разности соответствующих полных и статических давлений основного и резервного ПВД, сравнивают их с заданными значениями статических и полных давлений и, если хотя бы одно из условий и где ΔР_ст и ΔР_пол - модули разности статических и полных давлений основного и резервного ПВД соответственно, и - заданные значения статических и полных давлений основного и резервного ПВД соответственно, не выполняется, то выдают летчику сигнал оповещения об отказе системы ПВД.

Недостатком данного способа является отсутствие автоматизации определения места отказа в системе из двух ПВД, а также отсутствие автоматического переключения потребителей воздушных давлений на аварийный ПВД.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение безопасности полетов за счет сокращения времени автоматического определения момента и места отказа в системе из двух ПВД и автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД в случае отказа основного ПВД.

Способ осуществляют следующим образом (фиг. 1). Устройство диагностирования (4), получая от устройства контроля (3) сигнал об отказе в системе ПВД, состоящей из основного ПВД (1) и аварийного ПВД (2), вычисляет проекцию путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной системы координат (СК) по данным от СВС и сравнивает ее с проекцией путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной СК, полученной от инерциальной навигационной системы (ИНС), являющейся автономным по отношению к ПВД измерителем путевой скорости. В случае существенного различия модуля данных скоростей, превышающего величину максимальной суммарной погрешности измерения скорости от СВС и ИНС, устройство выдает сигнал об отказе основного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации (САС) воздушного судна с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации воздушного судна (БУР), а также на сервопривод для автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД при отказе основного ПВД (сервопривод перемещает кран переключения ПВД).

В случае, когда различие между данными скоростями не превышает величину максимальной суммарной погрешности измерения скорости от СВС и ИНС, устройство выдает сигнал об отказе аварийного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации воздушного судна.

Способ реализуется следующим образом (фиг. 4). При получении сигнала от устройства контроля об отказе в системе ПВД, устройство диагностирования вычисляет проекцию путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной системы координат (СК) по данным от СВС и сравнивает ее с проекцией путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной СК, полученной от ИНС

Путевую скорость по данным от системы СВС можно рассчитать, используя навигационный треугольник скоростей, показанный на фиг. 2.

С помощью данного треугольника выведем формулу, отражающую зависимость путевой скорости - V_n от V_u, W, Ψ_w [см. Иткинов Х.Г. «Штурманский справочник» - М.: ДОСААФ, 1978. Стр. 85]:

где V_u - истинная воздушная скорость ЛА; W - скорость ветра; Ψ_w - угол ветра; β - угол сноса.

Поскольку Р обычно невелик, то cos β ≈ 1 и тогда можно использовать соотношение

где δ_н - навигационный угол ветра; ψ - истинный курс.

Проекцию полученной путевой скорости от системы СВС на горизонтальную плоскость нормальной СК, можно найти, используя направляющие косинусы

Для расчетов используется V_u от СВС; W, δ_н - по данным от бортового вычислителя; α, β - угол атаки и угол сноса соответственно, полученные от датчиков аэродинамических углов (ДАУ); ψ и υ от ИНС. Данные по W и δ_н получают от метеослужбы и вводят в бортовой вычислитель на предполетной подготовке.

Для того чтобы выбрать знак в формуле (1.2), обратимся к фиг. 3, которая поясняет выбор данного знака, в зависимости от Ψ_w.

Положительный знак в формуле (1.2) будет в случае, когда:

- 0°<Ψ_w<90°;

- 270°<Ψ_w<360°.

Отрицательный знак в формуле (1.2) будет в случае, когда:

- 90°<Ψ_w<180°;

- 180°<Ψ_w<270°.

На основании выражений (1.2), (1.3), (1.4) на фиг. 4 представлена структурная схема устройства диагностирования.

Решающее устройство рассчитывает путевую скорость ВС данным от СВС и находит проекцию этой скорости на горизонтальную ось О_η связанной СК.

В устройстве сравнения выполняется:

- вычитание по модулю

- сравнение полученной разности с максимальной суммарной погрешностью измерений скорости Δ.

Максимальная суммарная погрешность измерений скорости Δ равна сумме максимальных погрешностей измерения истинной воздушной скорости системой воздушных сигналов и путевой скорости инерциальной навигационной системой.

В случае, когда устройство сравнения выдает сигнал об отказе основного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации воздушного судна, а также подает управляющий сигнал на сервопривод для автоматического переключения на аварийный ПВД (кран переключения ПВД сервопривод перемещает по часовой стрелке на угол 90°).

Если то устройство сравнения выдает сигнал об отказе аварийного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации воздушного судна.

На фиг. 4 представлены: 5 - решающее устройство; 6 - устройство сравнения; 7 - система СВС; 8 - ИНС; 9 - ДАУ (α); 10 - ДАУ (β); 11 - бортовой вычислитель; V_u - истинная воздушная скорость ЛА; W - скорость ветра; δ_н - навигационный угол ветра; α - угол атаки; υ - угол тангажа; ψ - истинный курс; - проекция путевой скорости на горизонтальную ось нормальной СК, рассчитанная от СВС; - проекция путевой скорости на горизонтальную ось нормальной СК, полученная от ИНС; Δ - максимальная суммарная погрешность измерений скорости; 12 - сервопривод; 13 - кран переключения ПВД; 14 - бортовое устройство регистрации (БУР).

Для того чтобы не перегружать УАК ПВД дополнительными вычислительными устройствами, вычисление и сравнение и будет производиться в бортовом вычислителе. Это возможно благодаря тому, что в состав комплекса авиационного оборудования (АО) входит мультиплексный канал информационного обмена, по которому необходимая для вычислений информация в двоичном коде поступает от датчиков в бортовой вычислитель.

Способ позволяет устранить трудности, связанные с необходимостью загружать память и внимание экипажа, а также противоречие между необходимостью увеличивать число контролируемых параметров и уменьшать число приборов контроля. Разработанное устройство будет автоматически переключать потребители воздушных давлений на аварийный ПВД при отказе основного ПВД, а также информировать экипаж об отказе в системе ПВД воздушного судна, с записью разовой команды в бортовое устройство регистрации.

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известно устройство автоматического контроля в полете приемников воздушных давлений путем получения электрического сигнала рассогласования, являющегося сигналом об отказе основного ПВД, в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации воздушного судна, а также на сервопривод для автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД при отказе основного ПВД.

Предлагаемое техническое решение имеет изобретательский уровень, поскольку из опубликованных научных данных и известных технических решений явным образом не следует, что заявленная последовательность операций и оценивание качества функционирования систем ПВД приводят к повышению надежности, объективности и достоверности определения неисправностей систем ПВД.

Таким образом, предложенный способ автоматического контроля в полете приемников воздушных давлений позволяет при выявлении отказа основного ПВД предупредить летчика о возникновении особого случая в полете, а также автоматически переключить на аварийный ПВД потребители воздушных давлений, тем самым повысив уровень безопасности полетов воздушного судна.

Изобретение относится к области обеспечения безопасности полетов и может быть использовано для предупреждения летчика о возникновении особого случая в полете, связанного с отказом основного ПВД, с автоматическим переключением потребителей при отказе основного ПВД на аварийный, и снижения вероятности его ошибочных действий при переключении потребителей воздушных давлений. Устройство диагностирования, получая сигнал об отказе в системе ПВД, вычисляет проекцию путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной системы координат по данным от системы воздушных сигналов и сравнивает ее с проекцией путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной системы координат, полученной от ИНС, и, если модуль разности проекций скоростей превышает величину максимальной суммарной погрешности измерения скорости от системы воздушных сигналов и ИНС, выдает сигнал об отказе основного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна с одновременной записью разовой команды в БУР ВС, а также на сервопривод для автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД. Повышается безопасность полетов за счет сокращения времени автоматического определения момента и места отказа в системе из двух ПВД и автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД в случае отказа основного ПВД. 4 ил.

Способ автоматического контроля в полете приемников воздушных давлений (ПВД), заключающийся в измерении полного и статического давлений основного и резервного ПВД, выявлении отказа в системе ПВД, определении отказавшего ПВД, выдаче сигнала оповещения об отказавшем ПВД и автоматическом переключении потребителей на работоспособный ПВД, отличающийся тем, что устройство диагностирования, получая от устройства контроля сигнал об отказе в системе ПВД, вычисляет проекцию путевой скорости воздушного судна (ВС) на горизонтальную ось нормальной системы координат по данным от системы воздушных сигналов и сравнивает ее с проекцией путевой скорости ВС на горизонтальную ось нормальной системы координат, полученной от инерциальной навигационной системы (ИНС), и, если модуль разности проекций скоростей превышает величину максимальной суммарной погрешности измерения скорости от системы воздушных сигналов и ИНС, выдает сигнал об отказе основного ПВД в систему аварийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализации воздушного судна (САС) с одновременной записью разовой команды в бортовое устройство регистрации (БУР) ВС, а также на сервопривод для автоматического переключения потребителей на аварийный ПВД; в противном случае - выдает сигнал об отказе аварийного ПВД в САС с одновременной записью разовой команды в БУР.