комплексная система формирования воздушных параметров

Формула изобретения

Комплексная система формирования воздушных параметров, содержащая последовательно соединенные систему воздушных сигналов, блок преобразования координат, блок коррекции, на второй вход которого подключены второй выход системы воздушных сигналов, и корректирующую систему, первый, второй и третий выходы которого подключены соответственно ко второму входу блока преобразования координат и к третьему и четвертому входам блока коррекции, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок коррекции температурного градиента, функциональный преобразователь и блок обратного преобразования координат, на первый, второй и третий входы которого подключены соответственно первый и второй выходы корректирующей системы и первый выход блока коррекции, второй выход которого подключен соответственно к первому входу блока коррекции температурного градиента и к первому входу функционального преобразователя, на второй и третий входы которого подключены соответственно выход блока обратного преобразования координат и выход блока коррекции температурного градиента, на второй и третий входы которого подключены соответственно третий и четвертый выходы системы воздушных сигналов, третий выход которого подключен также к пятому входу блока коррекции.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному приборостроению, в частности к информационным средствам навигации, прицеливания и пилотирования летательных аппаратов.

Из известных систем наиболее близкой по технической сущности является выбираемая в качестве прототипа комплексная система, описание которой приведено в книге [1] Помыкаева И.И. и др. Навигационные приборы и системы.- М. : Машиностроение, 1983 г., с. 385-386; структурная схема системы-прототипа приведена на фиг. 1, где обозначено: СВС - система воздушных сигналов, БПК - блок преобразования координат, БК - блок коррекции, КС - корректирующая (инерциально-спутниковая, инерциально-доплеровская и др.) система.

СВС формирует сигналы составляющих истинной воздушной скорости - V_Bi (i= 1; 2; 3), барометрическую высоту - H_Б, сигнал отключения СВС - m, температуру наружного воздуха - T, модуль истинной воздушной скорости - V, угол атаки - , угол скольжения , приборную скорость V₀, число Маха - M, скоростной напор - q.

Составляющие воздушной скорости в осях летательного аппарата V_Bi с первого выхода СВС поступают на первый вход БПК, сигнал барометрической высоты H_Б со второго выхода СВС поступает на второй вход БК.

Сигналы m, T, V, ,, V₀, M, q соответственно с третьего-десятого выходов СВС выдаются потребителям - в систему индикации, в прицельную систему, в систему управления.

КС измеряет углы эволюций _к (K=1; 2; 3) (₁ - угол курса, ₂ - угол крена, ₃ - угол тангажа), составляющие путевой скорости V_ni (i=1, 2, 3) и абсолютную высоту H; сигналы _к с первого выхода КС поступают на второй вход БПК, с выхода которого составляющие воздушной скорости в земных осях V_i(V_Вi,_к) = V_i поступают на первой вход БК. На третий и четвертый входы БК со второго и третьего выходов КС соответственно поступают V_ni и H.

В БК осуществляется коррекция параметров H_Б, V_i и выделение систематических составляющих скорости ветра

С первого-третьего выходов БК соответственно параметры откорректированная барометрическая высота и откорректированные составляющие путевой скорости выдаются потребителям для индикации, навигации, прицеливания, управления, пилотирования.

При отключении СВС, имеющем место при отказах или при выходе летательного аппарата на режимы недостоверной работы СВС, например при больших углах атаки, превышающих 90^o, параметры, формируемые СВС, становятся недостоверными, что является недостатком системы-прототипа.

Техническим результатом, получаемым при использовании предлагаемого технического решения, является расширение функциональных возможностей системы - формирование воздушных параметров при отключении (отказе) системы воздушных сигналов.

Достигается технический результат тем, что в комплексную систему формирования воздушных параметров, содержащую последовательно соединенные систему воздушных сигналов, блок преобразования координат, блок коррекции, на второй вход которого подключен второй выход системы воздушных сигналов, и корректирующую систему, первый, второй и третий выходы которой подключены соответственно ко второму входу блока преобразования координат, к третьему и четвертому входам блока коррекции, дополнительно введены блок коррекции температурного градиента, функциональный преобразователь и блок преобразования координат, на первый, второй и третий входы которого подключены соответственно первый и второй выходы корректирующей системы, первый выход блока коррекции, на пятый вход которого подключен третий выход системы воздушных сигналов. Второй выход блока коррекции подключен к первым входам блока коррекции температурного градиента и функционального преобразователя, на второй и третий входы которого подключены соответственно выход блока обратного преобразования координат и выход блока коррекции температурного градиента, на второй и третий входы которого подключены соответственно третий и четвертый выходы системы воздушных сигналов.

На фиг. 1 представлена структурная схема прототипа. На фиг. 2 представлена структурная схема предлагаемой системы, где: 1 - система воздушных сигналов СВС, 2 - блок преобразования координат БПК, 3 - блок коррекции БК, 4 - корректирующая система КС, 5 - блок коррекции температурного градиента БКГТ, 6 - функциональный преобразователь ФП, 7 - блок преобразования координат БОПК.

Система работает следующим образом.

С первого выхода СВС1 составляющие воздушной скорости в осях летательного аппарата V_Bi (продольная составляющая V_В1 = Vcoscos, вертикальная составляющая V_В2 = -Vsincos, боковая составляющая V_В3 = Vsin здесь V - модуль истинной воздушной скорости, - угол атаки, - угол скольжения) поступают на первый вход БПК2, на второй вход которого с первого выхода КС4 поступают углы эволюции летательного аппарата _к(₁ - угол курса, ₂ - угол крена, ₃ - угол тангажа).

В БПК2 формируются составляющие воздушной скорости в земных осях (см. [2] , Загайнов Г.И. Управление полетом самолетов.- М.: Машиностроение, 1980 г., с. 29) V_i = V_i(V_Вi,_к), поступающие на первый вход БК3, на второй, третий и четвертый входы которого поступают соответственно сигналы H_Б - барометрической высоты со второго выхода СВС1, составляющих путевой скорости V_ni в земных осях со второго выхода КС4 и абсолютной высоты относительно уровня моря H с третьего выхода КС4.

Сигнал отключения (отказа) СВС1 m (m = 0 - исправность СВС1, m > 0 - отключение СВС1) с третьего выхода СВС1 поступает на второй вход БКГТ5 и пятый вход БК3. С четвертого выхода СВС1 сигнал температуры наружного воздуха T поступает на третий вход БКГТ5.

В БК3 ([1], с. 385-387) при работающем СВС1 (m = 0) осуществляется коррекция V_i по V_ni и H_Б по H и осуществляется выделение составляющих скорости ветра

С третьего выхода БК3 откорректированные составляющие выдаются потребителям. Со второго выхода БК3 откорректированная барометрическая высота выдается потребителям и подается на первые входы БКГТ5 и ФП6. Систематические составляющие скорости ветра с первого выхода БК3 поступают на третий вход БОПК7, на первый и второй входы которого с первого и второго выходов КС4 соответственно поступают сигналы _к и V_ni.

При отключении СВС1 (сигнал m > 0) с первого выхода БК3 выдаются запомненные на момент появления сигнала m > 0 составляющие скорости ветра а со второго выхода выдается сигнал H, поступивший в БК3 с КС4.

БКГТ5 является оптимальным фильтром, например приведенным в книге [3], Сейдж Э. Теория оценивания и ее применение в связи и управлении.- М.: Cвязь, 1976 г., с. 288.

В БКГТ5 при m = 0 формируется сигнал где T₀ = const - абсолютная температура на уровне моря, = (₀+) - действительный температурный градиент, ₀ - заданный температурный градиент, - погрешность.

При T = T₀ - H (см. [4], Боднер В.А. Приборы первичной информации.- М.: Mашиностроение, 1981 г., с. 297) если (F H)^-1 = t + t₀, T₀ - постоянная времени, то

соответственно откорректированная температура



откуда следует, что откорректированная температура стремится к действительной.

При отключении СВС1 (m > 0) в БКГТ5 запоминается x₃ = , и с выхода БКГТ5 = T поступает на третий вход ФП6.

БОПК7 является обратным преобразователем координат (см. [5], Тетельбаум И. М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ.- М.: Энергия, 1978 г., с. 134), формирующим по составляющим воздушной скорости в земной системе координат синтезированные воздушные параметры: вектор истинной воздушной скорости угол атаки и угол скольжения (см. [2], стр. 30).

С первого выхода БОПК7 сигнал истинной воздушной скорости выдается потребителям и поступает на второй вход ФП6. Со второго и третьего выходов БОПК7 сформированные сигналы угла атаки и угла скольжения выдаются потребителям.

По поступившим в ФП6 сигналам на элементах функционального преобразования (см. [6] Смолов В.Б. Функциональные преобразователи информации. - Л.: Энергоатомиздат, 1981 г., с. 38, 54), осуществляется формирование синтезированных воздушных параметров - скоростного напора числа Маха и приборной скорости (см. [1], с. 45; [4] с. 313, 314, 321):







где постоянные величины p₀, T₀ - давление и абсолютная температура на уровне моря, g - ускорение силы тяжести, R - газовая постоянная, K - показатель адиабаты для воздуха, n = K(K-1)^-1.

С первого, второго и третьего выходов ФП6 параметры выдаются потребителям.

Таким образом, при отключениях (отказах) СВС1 обеспечивается формирование воздушных параметров - вектора воздушной скорости, углов атаки и скольжения, температуры воздуха на высоте полета, скоростного напора, числа Маха и приборной скорости, что свидетельствует о расширении функциональных возможностей системы и соответственно достижении технического результата.