Відмовостійка система орієнтування датчиків повітряних параметрів

1. Відмовостійка система орієнтування датчиків повітряних параметрів, що містить закріплені на поверхні літального апарата корпус приймача повітряного тиску та корпус датчика температури загальмованого потоку повітря, яка відрізняється тим, що в неї введені двовісний гіроскопічний стабілізатор, перший і другий аналогічні двовісні карданові підвіси, кожний з яких містить внутрішню раму, зв'язану зі скобою внутрішньої рами, зовнішню раму та по два - перший та другий - датчики кута на осях підвісу внутрішньої та зовнішньої рам, а на внутрішній рамі першого двовісного карданового підвісу закріплений корпус приймача повітряного тиску, на внутрішній рамі другого двовісного карданового підвісу закріплений корпус датчика температури загальмованого потоку повітря, флюгерні датчики кута атаки та кута ковзання з перетворювачами кутів атаки та ковзання в електричні сигнали на осях підвісу флюгерних датчиків, фільтр нижніх частот, перший та другий компаратори, обчислювальний пристрій та перший перетворювач-підсилювач каналу кута атаки, фільтр нижніх частот, третій та четвертий компаратори, обчислювальний пристрій та другий перетворювач-підсилювач каналу кута ковзання, блок формування вихідних електричних сигналів для кутів атаки та ковзання, причому скоба платформи і рама двовісного гіроскопічного стабілізатора механічно зав'язані за допомогою шістнадцяти шарнірів та восьми жорстких тяг зі скобами внутрішніх рам та зовнішніми рамами відповідно першого двовісного карданового підвісу приймача повітряного тиску і другого двовісного карданового підвісу приймача температури загальмованого потоку повітря, вихід перетворювача кута атаки в електричний сигнал з'єднаний з фільтром нижніх частот каналу кута атаки, перший вихід фільтра нижніх частот каналу кута атаки з'єднаний з першим входом першого компаратора каналу кута атаки, та 2 (19) 1 3 62526 4 взаємно ортогональними осями чутливості та датчиками кута та моменту на осях підвісу кожного гіроскопа, дві системи силової гіроскопічної стабілізації, перша з яких складається з першого двоступеневого гіроскопа, датчика кута на осі підвісу першого двоступеневого гіроскопа, третього перетворювача-підсилювача і датчика моменту на осі підвісу скоби платформи, причому вихід датчика кута першого двоступеневого гіроскопа з'єднаний з входом третього перетворювача-підсилювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту на осі підвісу скоби платформи, друга система силової гіроскопічної стабілізації складається з другого двоступеневого гіроскопа, датчика кута на осі підвісу другого двоступеневого гіроскопа, четвертого перетворювача-підсилювача і датчика моменту на осі підвісу рами, причому вихід датчика кута другого двоступеневого гіроскопа з'єднаний з входом четвертого перетворювачапідсилювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту на осі підвісу рами. Корисна модель належить до вимірювальної техніки і може бути використана в аерометричних системах та системах повітряних сигналів високоманеврених пілотованих та безпілотних літальних апаратів. В якості аналогу вибрана система орієнтування приймача повітряного тиску [Пат № 56886 України. МПК (2011.01) G01P 5/14,G01P13/00 опубл. 25.01.2011 Бюл. № 2], який містить закріплений на корпусі літального апарату приймач повітряного тиску в носовій частині якого виконаний отвір для визначення повного тиску, збоку знаходяться отвори для визначення статичного тиску, двовісний гіроскопічний стабілізатор та двовісний кардановий підвіс приймача повітряного тиску, на кожній осі якого розміщені по два датчика кута, флюгерні датчики кута атаки та кута ковзання з перетворювачами кутів в електричні сигнали. Недоліками цієї системи є використання лише приймача повітряного тиску в якості вимірювального пристрою, адже в системах повітряних сигналів використовується два вимірювача для отримання коректної інформації про величину статичного та повного тиску і температури загальмованого потоку повітря. Значним її недоліком є також висока міра зашумленості сигналів з перетворювачів кутів атаки та ковзання в електричний сигнал, адже флюгерні датчики кутів працюють у турбулентному потоці повітря. Окрім того при появі відмови карданового підвісу чи одного з датчиків кутів на осях карданового підвісу, з яких знімаються вихідні сигнали кутів атаки та ковзання, блок формування вихідних сигналів буде сприймати невірні значення кутів атаки та ковзання, які неможливо буде використовувати далі. Відома найбільш близька та вибрана в якості прототипу система, яка вміщує приймач повітряного тиску, в носовій частині якого виконаний отвір для визначення повного тиску, збоку знаходяться отвори для визначення статичного тиску, та датчик температури загальмованого потоку повітря, який має електричний.[Боднер В. А. Авиационные приборы. М.: Машиностроение, 1969, с. 210-216,326330. Браславский Д. А., Логунов С. С, Пельпор Д. С. Авиационные приборы и автоматы. М.: Машиностроение, 1978, с. 180-182,217-222. Браславский Д. А., Логунов С. С, Пельпор Д. С. Авиационные приборы. М.: Машиностроение, 1964, с. 186187. Браславский Д. А. Приборы и датчики лета тельных аппаратов. М.: Машиностроение, 1964, с. 293,306,307,318-322]. Недоліками цієї системи є значні похибки вимірювання температури загальмованого потоку повітря та статичного і повного повітряного тиску при польоті з великими кутами атаки і ковзання, адже кути атаки і ковзання високо маневреного рухомого об'єкта можуть змінюватися в межах ±80°. Задачею корисної моделі є збільшення точності вимірювання повного та статичного тиску та температури загальмованого потоку повітря за рахунок введення системи орієнтування приймача повітряного тиску та датчика температури загальмованого потоку повітря, а також забезпечення відмовостійкості шляхом реалізації схеми двоканальної системи управління гіростабілізатором з використанням інформації від датчиків кутів атаки і ковзання та датчиків кутів осей карданових підвісів приймача повітряного тиску та датчика температури загальмованого потоку повітря. Поставлена задача досягається тим, що в систему орієнтування датчиків повітряних параметрів, що містить закріплені на поверхні літального апарату корпус приймача повітряного тиску та корпус приймача температури загальмованого потоку повітря, згідно з корисною моделлю, введені двовісний гіроскопічний стабілізатор, перший і другий аналогічні двовісні карданові підвіси, кожний з яких містить внутрішню раму, зв'язану зі скобою внутрішньої рами, зовнішню раму та по два - перший та другий - датчика кута на осях підвісу внутрішньої та зовнішньої рами, а на внутрішній рамі першого двовісного карданового підвісу закріплений корпус приймача повітряного тиску, на внутрішній рамі другого двовісного карданового підвісу закріплений корпус датчика температури загальмованого потоку повітря, флюгерні датчики кута атаки та кута ковзання з перетворювачами кутів атаки та ковзання в електричні сигнали на осях підвісу флюгерних датчиків, фільтр нижніх частот, перший та другий компаратори, обчислювальний пристрій та перший перетворювач-підсилювач каналу кута атаки, фільтр нижніх частот, третій та четвертий компаратори, обчислювальний пристрій та другий перетворювач-підсилювач каналу кута ковзання, блок формування вихідних електричних сигналів для кутів атаки та ковзання, причому скоба платформи і рама двовісного гіроскопічного стабілізатора механічно зав'язані за допомогою шістнадця 5 ти шарнірів та восьми жорстких тяг зі скобами внутрішніх рам та зовнішніми рамами відповідно першого двовісного карданового підвісу приймача повітряного тиску і другого двовісного карданового підвісу приймача температури загальмованого потоку повітря, вихід перетворювача кута атаки в електричний сигнал з'єднаний з фільтром нижніх частот каналу кута атаки, перший вихід фільтра нижніх частот каналу кута атаки з'єднаний з першим входом першого компаратора каналу кута атаки та вихід першого датчика кута на осі підвісу зовнішньої рами першого двовісного карданового підвісу з'єднаний з другим входом першого компаратора каналу кута атаки, другий вихід фільтра нижніх частот каналу кута атаки з'єднаний з першим входом другого компаратора каналу кута атаки та вихід першого датчика кута на осі підвісу зовнішньої рами другого двовісного карданового підвісу з'єднаний з другим входом другого компаратора каналу кута атаки, а вихідні сигнали першого і другого компараторів каналу кута атаки з'єднані з входом обчислювального пристрою каналу кута атаки, вихід якого з'єднаний з входом першого підсилювача-перетворювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту другого двостепеневого гіроскопа гіроскопічного стабілізатора, вихід перетворювача кута ковзання в електричний сигнал з'єднаний з фільтром нижніх частот каналу кута ковзання, перший вихід фільтра нижніх частот кута ковзання з'єднаний з першим входом першого компаратора каналу кута ковзання та вихід першого датчика кута на осі підвісу внутрішньої рами другого двовісного карданового підвісу з'єднаний з другим входом першого компаратора каналу кута ковзання, другий вихід фільтра нижніх частот каналу кута ковзання з'єднаний з першим входом другого компаратора каналу кута ковзання та вихід першого датчика кута на осі підвісу внутрішньої рами першого двовісного карданового підвісу з'єднаний з другим входом другого компаратора каналу кута ковзання, а вихідні сигнали першого і другого компараторів каналу кута ковзання з'єднані з входами обчислювального пристрою каналу кута ковзання, вихід якого з'єднаний з входом другого перетворювача-підсилювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту першого двоступеневого гіроскопа гіроскопічного стабілізатора, виходи других датчиків кутів на осях підвісу внутрішніх рам та других датчиків кутів на осях підвісу зовнішніх рам першого і другого двовісних карданових підвісів з'єднані з входами блока формування вихідних електричних сигналів для кута атаки і кута ковзання. Поставлена задача досягається також тим, що двовісний гіроскопічний стабілізатор містить платформу, раму, скобу платформи, перший і другий двостепеневі гіроскопи з взаємно ортогональними осями чутливості та датчиками кута та моменту на осях підвісу кожного гіроскопа, дві системи силової гіроскопічної стабілізації, перша з яких складається з першого двоступеневого гіроскопа, датчика кута на осі підвісу першого двостепеневого гіроскопа, третього перетворювача-підсилювача і датчика моменту на осі підвісу скоби платформи, причому вихід датчика кута першого двостепеневого 62526 6 гіроскопа з'єднаний з входом третього перетворювача-підсилювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту на осі підвісу скоби платформи, друга система силової гіроскопічної стабілізації складається з другого двостепеневого гіроскопа, датчика кута на осі підвісу другого двостепеневого гіроскопа, четвертого перетворювача-підсилювача і датчика моменту на осі підвісу рами, причому вихід датчика кута другого двоступеневого гіроскопа з'єднаний з входом четвертого перетворювача-підсилювача, вихід якого з'єднаний з входом датчика моменту на осі підвісу рами. На фіг. наведена структурно-кінематична схема відмовостійкої системи орієнтування датчиків повітряних параметрів. Відмовостійка система орієнтування датчиків повітряних параметрів містить двовісний гіроскопічний стабілізатор 1 та перший та другий двовісні карданові підвіси 2 і 3, елементи яких за допомогою опор закріплені на корпусі 4. Перший двовісний кардановий підвіс 2 містить внутрішню раму 5, на якій закріплений приймач повітряного тиску 6, скобу 7 внутрішньої рами 5 та зовнішню раму 8. Другий двовісний кардановий підвіс 3 містить внутрішню раму 9, на якій закріплений датчик температури загальмованого потоку повітря 10, скобу 11 внутрішньої рами 9 та зовнішню раму 12. На осі підвісу внутрішньої рами 5 першого двовісного карданового підвісу 2 розміщені перший датчик кута 12 та другий датчик кута 13 на осі підвісу внутрішньої рами 5 першого двовісного карданового підвісу 2, на осі підвісу зовнішньої рами 8 першого двовісного карданового підвісу 2 розміщені перший датчик кута 15 та другий датчик кута 16. На осі підвісу внутрішньої рами 9 другого двовісного карданового підвісу 3 розміщені перший датчик кута 17 та другий датчик кута 18, на осі підвісу зовнішньої рами 12 другого двовісного карданового підвісу 3 розміщені перший датчик кута 19 та другий датчик кута 20. На корпусі 4 за допомогою опор розміщені флюгерний датчик 21 кута атаки та флюгерний датчик 22 кута ковзання, а на осях підвісу цих датчиків розміщені відповідно перетворювач 23 кута атаки в електричний сигнал та перетворювач 24 кута ковзання в електричний сигнал. Для обробки інформації з першого датчика кута 15 на осі підвісу зовнішньої рами 8 першого двовісного карданового підвісу 2 та першого перетворювача 23 кута атаки в електричний сигнал використані фільтр нижніх частот 25 каналу кута атаки, перший компаратор 27 каналу кута атаки, другий компаратор 28 каналу кута атаки, обчислювальний пристрій 31 каналу кута атаки та перший перетворювачпідсилювач 33, а з першого датчика кута 16 на осі підвісу внутрішньої рами 9 другого двовісного карданового підвісу 3 та другого перетворювача 24 кута ковзання в електричний сигнал використані фільтр нижніх частот 26 каналу кута ковзання, перший компаратор 29 каналу кута ковзання, другий компаратор 30 каналу кута ковзання, обчислювальний пристрій 32 каналу кута ковзання та другий підсилювач-перетворювач 34. Двовісний гіроскопічний стабілізатор 1 містить платформу 35, розміщену за допомогою осей 36 і 7 37 в рамі 38, яка в свою чергу підвішена в корпусі 4. Платформа 35 кінематично зв'язана зі скобою 39 платформи, шарнірно закріпленою в корпусі 4. У середині платформи 35 розміщені перший двоступеневий гіроскоп 40 та другий двоступеневий гіроскоп 41 із взаємно ортогональними осями чутливості. Вісь чутливості першого двоступеневого гіроскопа 40 паралельна осі підвісу рами 38. На осі підвісу першого двоступеневого гіроскопа 40 розміщені датчик кута 42 та датчик моменту 43; на осі підвісу другого двоступеневого гіроскопа 41 розміщені датчик кута 44 та датчик моменту 45. Двовісний гіроскопічний стабілізатор 1 містить дві системи силової гіроскопічної стабілізації. Перша з них складається з першого двоступеневого гіроскопа 40, датчика кута 42, третього підсилювачаперетворювача 46 і датчика моменту 48 на осі підвісу скоби 39 платформи 35. Друга система силової гіроскопічної стабілізації складається з другого двоступеневого гіроскопа 41, датчика кута 44, четвертого підсилювача-перетворювача 47 і датчика моменту 49 на осі підвісу рами 38. В кожній системі силової гіроскопічної стабілізації виходи датчиків кута 42, 44 з'єднані з входами третього та другого перетворювачів-підсилювачів 46 та 47, виходи яких з'єднані з відповідними датчиками моментів: 48 в системі стабілізації платформи 35 та 49 в системі стабілізації рами 38. Скоба 7 внутрішньої рами 5 першого двовісного карданового підвісу 2 механічно зв'язана зі скобою 39 платформи 35 двовісного гіроскопічного стабілізатора 1 за допомогою двох жорстких тяг 50,51 та чотирьох шарнірів 52, 53, 54, 55. Скоба 11 внутрішньої рами 9 другого двовісного карданову підвісу 3 механічно зв'язана зі скобою 39 платформи 35 двовісного гіроскопічного стабілізатора 1 за допомогою двох жорстких тяг 62, 63 та чотирьох шарнірів 64, 65, 66, 67. Зовнішня рама 8 першого двовісного карданового підвісу 2 механічно зв'язана з рамою 38 двовісного гіроскопічного стабілізатора 1 за допомогою двох жорстких тяг 56, 57 та чотирьох шарнірів 58, 59, 60, 61. Зовнішня рама 12 другого двовісного карданового підвісу 3 механічно зв'язана з рамою 38 двовісного гіроскопічного стабілізатора 1 за допомогою двох жорстких тяг 68, 69 та чотирьох шарнірів 70, 71, 72, 73. Вихід перетворювача 23 кута атаки в електричний сигнал з'єднаний з фільтром нижніх частот 25 каналу кута атаки, перший вихід якого з'єднаний з першим входом першого компаратора 27 каналу кута атаки та вихід першого датчика кута 15 на осі підвісу зовнішньої рами 8 першого двовісного карданового підвісу 2 з'єднані з другим входом першого компаратора 27 каналу кута атаки. Другий вихід фільтра нижніх частот 25 каналу кута атаки з'єднаний з першим входом другого компаратора 28 каналу кута атаки та вихід першого датчика кута 19 на осі підвісу зовнішньої рами 12 другого двовісного карданового підвісу 3 з'єднаний з другим входом другого компаратора 28 каналу кута атаки. Вихідні сигнали першого та другого компаратора 27 та 28 каналу кута атаки подані на обчислювальний пристрій 31 каналу кута атаки, вихідний сигнал якого поданий на перший перетворювач-підсилювач 33, а вихідний сигнал 62526 8 цього блока подається на датчик моменту 45 другого двоступеневого гіроскопа 41. Вихід перетворювача 24 кута ковзання в електричний сигнал з'єднаний з фільтром нижніх частот 26 каналу кута ковзання, перший вихід якого з'єднаний з першим входом першого компаратора 29 каналу кута ковзання та вихід першого датчика кута 17 на осі підвісу внутрішньої рами 9 другого двовісного карданового підвісу 3 з'єднані з другим входом першого компаратора 29 каналу кута ковзання. Другий вихід фільтра нижніх частот 26 каналу кута ковзання з'єднаний з першим входом другого компаратора 30 каналу кута ковзання та вихід першого датчика кута 13 на осі підвісу внутрішньої рами 5 першого двовісного карданового підвісу 2 з'єднаний з другим входом другого компаратора 30 каналу кута ковзання. Вихідні сигнали першого та другого компаратора 29 та 30 каналу кута ковзання подані на обчислювальний пристрій 32 каналу кута ковзання, вихідний сигнал якого поданий на другий перетворювач-підсилювач 34, а вихідний сигнал цього блока подається на датчик моменту 43 першого двоступеневого гіроскопа 40. Приймач повітряного тиску 6 має пневматичні виходи 74 та 75 повного та статичного тиску, а датчик температури загальмованого потоку повітря 10 має електричний вихід 76. Для формування вихідних сигналів, пропорційних кутам атаки і ковзання, служить блок 77, на входи якого подаються вихідні сигнали з датчиків кутів 14 та 16 першого двовісного карданового підвісу 2 та вихідні сигнали з датчиків кутів 18 та 20 другого двовісного карданового підвісу 3. Вихідні сигнали 78,79 блока 77 пропорційні кутам атаки і ковзання відповідно. Відмовостійка система орієнтування датчиків повітряних параметрів працює наступним чином. Задача системи в цілому - орієнтування приймача повітряного тиску 6 та датчика температури 10 загальмованого потоку повітря в просторі таким чином, щоб їх повздовжні осі в процесі руху корпуса 4 співпадали з вектором швидкості набігаючого потоку повітря. Це можливо реалізувати при наявності інформації про кути атаки і ковзання, які характеризують стан корпусу 4 в просторі відносно вектора швидкості набігаючого потоку повітря. В початковий момент часу приймач повітряного тиску 6 в першому двовісному карданову підвісі 2 та датчик температури 10 загальмованого потоку повітря в другому двовісному карданову підвісі 3 займають певне довільне положення відносно корпусу 4 і відносно вектора швидкості набігаючого потоку повітря. Кут відхилення флюгерного датчика 21 відносно осі OZ зв'язаної з корпусом 4 системи координат OXYZ є пропорційним куту атаки. Тому різниця вихідних сигналів перетворювача 23 кута атаки в електричний сигнал і першого датчика кута 15 на осі підвісу зовнішньої рами 8 двовісного підвісу 2 є сигналом неузгодженості положення приймача повітряного тиску 6 відносно осі OZ. Цей сигнал подається через фільтр нижніх частот 25, а формується за допомогою першого і другого компараторів 27 і 28 каналу кута атаки, обчислювального пристрою 31 каналу кута атаки, перетворюється та підсилюється за допомогою першого перетворювача-підсилювача 33 і подається на 9 датчик моменту 45 другого двоступеневого гіроскопа 41. В результаті має місце прецесія рами 38 гіроскопічного стабілізатора 1 відносно осі її підвісу. Поворот рами 38 за допомогою двох жорстких тяг 50,51 та чотирьох шарнірів 70,71,72,73. обумовлює поворот рами 8 першого двовісного карданового підвісу 2 приймача повітряного тиску 6. Система працює таким чином, що сигнал неузгодженості на вході першого та другого компараторів 27 та 28 каналу кута атаки наближається до нуля, тобто приймач повітряного тиску 6 орієнтується вздовж вектора швидкості набігаючого потоку повітря в площині XOY зв'язаної з корпусом 4 системи координат OXYZ. Аналогічним чином працює система в каналі кута ковзання. Кут відхилення флюгерного датчика 22 відносно осі OY зв'язаної з корпусом 4 системи координат OXYZ є пропорційним куту ковзання. Різниця вихідних сигналів перетворювача 24 кута ковзання в електричний сигнал і першого датчика кута 17 скоби 10 на осі підвісу внутрішньої рами 9 другого двовісного карданового підвісу 3 є сигнал неузгодженості положення датчика температури 10 загальмованого потоку повітря відносно осі OY. Цей сигнал проходить через фільтр нижніх частот 26 каналу кута ковзання та формується за допомогою першого і другого компараторів 29 і 30 каналу кута ковзання, обчислювального пристрою 32 каналу кута ковзання, перетворюється та підсилюється за допомогою другого перетворювачапідсилювача 34 і подається на датчик моменту 43 першого двоступеневого гіроскопа 40. В результаті з'являється прецесія платформи 38 і скоби 39 гіроскопічного стабілізатора 1 відносно осі їх підвісу. Поворот скоби 39 за допомогою жорстких тяг 68,69 та шарнірів 70,71,72,73 обумовлює поворот скоби 11 та внутрішньої рами 9 другого двовісного карданового підвісу 3 приймача температури 10 загальмованого потоку повітря. При цьому поворот внутрішньої рами 9 здійснюється в такому напрямку, що сигнал неузгодженості на входах першого та другого компараторів 29 та 30 каналу кута ковзання наближається до нуля, тобто датчик температури 10 загальмованого потоку повітря орієнтується вздовж вектора швидкості набігаючого потоку повітря в площині XOZ зв'язаної з корпусом 4 системи координат OXYZ. Спільна робота системи в каналах кутів атаки і ковзання обумовлює орієнтацію повздовжніх осей приймача повітряного тиску 6 та датчика температури 10 загальмованого потоку повітря вздовж вектора швидкості набігаючого потоку повітря. Дві ідентичні системи силової гіроскопічної стабілізації призначені для компенсації збурюючих моментів відносно осей підвісу платформи 35, скоби 39 та рами 38 гіроскопічного стабілізатора 1. Чутливими елементами цих систем є двоступеневі гіроскопи - перший 40 (вісь чутливості паралельна осі OY) та другий 41 (вісь чутливості паралельна осі OZ). При виникненні збурюючого моменту відносно осей підвісу платформи 35 і скоби 39 виникає прецесія першого гіроскопа 40, з датчика кута 42 знімається вихідний сигнал, який подається на вхід третього підсилювача-перетворювача 46, а далі - на датчик моменту 48. Момент датчика 48, 62526 10 прикладений до осей підвісу платформи 35 та скоби 39, є рівним збурюючому моменту відносно цих осей, а його вектор направлений протилежно вектору збурюючого моменту. При виникненні збурюючого моменту відносно осей підвісу рами 38 виникає прецесія другого гіроскопа 41, з датчика кута 44 знімається вихідний сигнал, який подається на вхід четвертого перетворювача-підсилювача 47, а далі - на датчик моменту 49. Момент датчика 49, прикладений до осей підвісу рами 38, є рівним збурюючому моменту відносно цієї осі, а його вектор направлений протилежно вектору збурюючого моменту. Вихідні сигнали, пропорційні кутам атаки і ковзання, знімаються з другого датчика кута 14 на осі підвісу внутрішньої рами та з другого датчика кута 16 на осі підвісу зовнішньої рами першого двовісного карданового підвісу 2 та з другого датчика кута 18 на осі підвісу внутрішньої рами та з другого датчика кута 20 на осі підвісу зовнішньої рами другого двовісного карданового підвісу 3 і подаються на блок 77, за допомогою якого формуються вихідні сигнали 78 і 79, пропорційні кутам атаки та ковзання, у потрібному вигляді. Використання системи у складі гіроскопічного стабілізатора 1, карданового підвісу 2 та 3 і блока 77 для формування вихідних сигналів, пропорційних кутам атаки і ковзання, дозволяє виключити вплив високочастотних збурень в цих сигналах, які присутні в вихідних сигналах перетворювачів 23 і 24 флюгерних датчиків кута атаки 21 і кута ковзання 22. Щодо відмовостійкості системи, яка пропонується, треба врахувати наступне. 1. В разі жорсткого закріплення приймача повітряного тиску та датчика температури загальмованого потоку повітря на корпусі рухомого об'єкта (прототип) припустимі похибки останніх відповідають значенням кутів атаки і ковзання рухомого об'єкта в межах ±15°. При збільшенні значень кутів атаки і ковзання, що є цілком природньо для маневрених рухомих об'єктів, похибки приймача повітряного тиску і датчика загальмованого потоку повітря значно перевищують допустимі межі, що еквівалентно відмові цих пристроїв і, відповідно, вимірювальних комплексів, в які вони входять. В запропонованій системі кути атаки і ковзання рухомого об'єкта можуть змінюватися в межах ±80°, що не викликає похибок датчиків повітряних параметрів і відповідних вимірювальних комплексів. 2. В системі, яка пропонується, з урахуванням принципу структурно-функціональної надлишковості реалізовані двоканальні системи управління гіростабілізатором з використанням інформації від датчиків кутів атаки і ковзання та датчиків кутів осей карданових підвісів приймача повітряного тиску та датчика температури загальмованого потоку повітря (елементи 15,27,31,23,25,28 в каналі кута атаки та 17,30,32,24,26,29 в каналі кута ковзання). При появі відмови одного з карданових підвісів чи одного з датчиків кута на осях карданового підвісу роботоспроможність всієї системи орієнтування датчиків повітряних параметрів зберігається. 3. В системі, яка пропонується, вихідна інформація про кути атаки і ковзання формується за 11 допомогою блока 77, на який подаються вихідні сигнали з відповідних датчиків кутів карданових підвісів 2 приймача повітряного тиску та 3 датчика температури загальмованого потоку повітря. За допомогою обчислювального пристрою блоку 77 у відповідності до цих сигналів формується інформація про кути атаки та ковзання. При появі відмови одного з карданових підвісів чи одного з датчиків кута на осях карданових підвісів інформація Комп’ютерна верстка І. Скворцова 62526 12 про кути атаки і ковзання на виході блоку 77 зберігається. Таким чином, запропонована система дозволяє збільшити точність вимірювання повного та статичного тиску і температури загальмованого потоку повітря за рахунок введення відмовостійкої системи орієнтування датчиків повітряних параметрів. Підписне Тираж 23 прим. Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601