Система за управление на хеликоптер
Собственици на патент RU 2282562:
Изобретението се отнася до авиационната техника. Системата съдържа управляващ елемент във всеки канал за управление, който е кинематично свързан със своя датчик за положение, електрически свързан с електронен компютър, към който е свързана бордова информационна система за управление, която е свързана чрез аналогов изход към електрически задвижвания за дистанционно управление. Изходите на сензорите за параметрите на полета са свързани към електронен компютър. Позиционният сензор на управляващия елемент във всеки канал за управление и електронният калкулатор за цифровата и аналоговата част са направени поне два пъти резервирани с функцията за генериране и обработка на сигнали едновременно във всички резервирани канали. Техническият резултат от изобретението е повишаване на надеждността на управлението и безопасността на полета. 1 болен.
Изобретението се отнася до авиационната техника и по-специално до системите за управление на хеликоптери.
Понастоящем повечето пилотирани типове хеликоптери, както с ръчно управление, така и със системи за подобряване на стабилността, стабилизиране на параметрите и режимите, както и с автоматични системи за управление, се произвеждат с механично управление.
Структурно системата за управление на хеликоптер с ръчно управление е следната: в кабината на хеликоптера са монтирани циклични и колективни контроли на тангажа, както и контроли за посока, които са кинематично свързани с хидравлични усилватели (бустери) с помощта на пръти и кобилици.
Недостатъкът на хеликоптерите с механично окабеляване на системата за управление е, че за да се осигури безопасност в случай на повреда, механичното окабеляване и ACC е трудно да се дублират и почти невъзможно да се дублира два и три пъти. При фина настройка на хеликоптер по време на полеттестване, промяната на която и да е от техническите характеристики на системата за управление води до голяма промяна на цялото механично окабеляване или KAU.
Невъзможността в критична ситуация да се отблъснат погрешни или умишлено катастрофални действия на пилота, т.е. невъзможно е пилотът да се изключи от контролния контур.
Невъзможно е да се осигури имитация на различни видове хеликоптери за образователни цели, тъй като е много трудно да се променят предавателните отношения в механичното окабеляване и още повече да се осигури нелинеен закон за управление.
При хеликоптери със системи за подобряване на стабилността и стабилизация (система за автопилот) обичайната механична ръчна система за управление е допълнена с: електронен компютър с набор от сензори в зависимост от изискваните задачи, както и конвенционалните хидравлични усилватели, са заменени от комбинирани блокове за управление (CAU), в дизайна на които, в допълнение към факта, че има механична макара, управлявана директно от контролите, има електрохидравличен усилвател (EGD), който се управлява от електронния компютър на автопилота в диапазон 20% от работния ход на CAU пръта.
За да се гарантира безопасността в случай на повреда на автопилота, управлението от него се извършва в рамките на не повече от 20% от обхвата, а също и в случай на повреда всички органи за управление имат 20% по-голям обхват на ход, така че пилотът да може да парира фалшива команда на автопилота.
При хеликоптери с автоматични системи за управление (ACS) е необходимо управлението на хеликоптера да се извършва в 100% диапазон както от контролите, така и от командите на ACS, тъй като хеликоптер с такава система трябва да лети дълго време по даден маршрут с изпълнение на различни маневри, заложени с памет.
Описаната система за управление включвакомплекс от бордово оборудване за управление на полета на хеликоптер, съдържащ система от датчици за параметри на полета и интегрирана радионавигационна и радиокомуникационна система, свързани паралелно с дисплейната система и управляващ компютър, който е свързан с дисплейната система, четириканален автопилот с последователни кормилни механизми с ограничен ход, свързан на входа към системата от сензори за параметри на полета и на изхода - с комбиниран блок за управление на системата за управление на хеликоптера (B.M. Valish). ev и S.D. Аристов MI-172 - стъпка в бъдещето - Zh "Helicopter", 4 (7), Казан, 1999).
Този аналог се приема като прототип.
За да се постигне необходимото ниво на безопасност, е необходимо да се дублират (и понякога излишни три или четири пъти) всички системи, сензори и блокове ACS, тъй като автоматичният полет може да се извърши при пълна липса на видимост и пилотът може да не забележи повредата на системата или да я забележи твърде късно. При тези системи при полет в ръчен режим движението на органа за управление от пилота се предава с помощта на пръти и кобилици към КАУ, осигурявайки директно управление. Ако системата за подобряване на стабилността е активирана, тогава калкулаторът, получаващ сигнали от сензори, може да изпраща сигнали до KAU EGU и тогава движенията на KAU пръта ще бъдат сумата от движенията от механичното окабеляване и от електронния усилвател. Обикновено в режим на подобряване на стабилността сигналът от електронния калкулатор не надвишава 20% от диапазона.
В режим на автоматично управление цялото управление се извършва от системата ACS, това изисква пълна гама от пръти KAU, един от традиционните методи днес е инсталирането на кормилна машина в механичната верига на окабеляването, която съчетава електромагнитна спирачка, товарен механизъм и електрическо задвижване. Основензадачата на това устройство е да премести контролния елемент без участието на пилота по команди (ACS), за да осигури координацията на позицията на контролния елемент с позицията на пръта на ACS.
Не е възможно да се изключат всички кръстосани връзки в контролните канали.
Настоящото изобретение е насочено към решаване на техническия проблем за създаване на комбинирана система за управление, включваща механична част с контроли и електрически блок за управление на задвижващи устройства, поне два пъти излишни както в цифровата част, така и в аналоговата част.
Техническият резултат, постигнат в този случай, е повишаване на надеждността на системата и безопасността на полета.
Посоченият технически резултат се постига с факта, че в системата за управление на хеликоптера, съдържаща във всеки канал за управление управляващ елемент, кинематично свързан със своя датчик за положение, електрически свързан с електронен компютър, към който е свързана бордова информационна система за управление и който е свързан чрез аналогов изход към електрически задвижки за дистанционно управление, както и датчици за параметри на полета, чиито изходи са свързани към посочения компютър, датчикът за положение на контролния елемент във всеки канал за управление и електронният компютър за цифровата част и за аналоговата част поне два пъти резервиран и с функция за формиране и обработка на сигнали едновременно във всички резервирани канали.
Тези признаци са съществени и взаимосвързани с формирането на стабилен набор от съществени признаци, достатъчни за получаване на желания технически резултат.
Настоящото изобретение е илюстрирано с конкретен пример, който обаче не е единственият възможен, но ясно показва възможността за постигане на изискваноторезултат.
Чертежът показва блокова схема на система за управление на хеликоптер.
Съгласно настоящото изобретение системата за управление на хеликоптера съдържа във всеки канал за управление контролен елемент, кинематично свързан с неговия датчик за положение, електрически свързан с електронен компютър, към който е свързана бордовата информационна система за управление и който е свързан чрез аналогов изход към електрически изпълнителни механизми за дистанционно управление, както и сензори за параметри на полета, чиито изходи са свързани към посочения компютър. В същото време, за да се повиши експлоатационната надеждност на управлението и безопасността на полета, датчикът за положение на контролния елемент във всеки канал за управление и електронният компютър за цифровата част и за аналоговата част са направени поне два пъти резервирани и с функцията за генериране и обработка на сигнали едновременно във всички резервни канали.
Настоящото изобретение се отнася до хеликоптер, в който повече от два пъти (за предпочитане четири пъти) резервни сензори за положение 2 са свързани към традиционните контроли 1 вместо пръти и кобилици, които са електрически свързани към поне два пъти (за предпочитане четири пъти) цифрово излишен и поне два пъти (за предпочитане четири пъти) аналогов електронен калкулатор 3, който от своя страна е електрически свързан към електрически дистанционни задвижващи механизми 4, както и към сензори 5 параметър на полета s и с бордова информационна система за управление 6 (BISK) (виж чертежа).
Системата за управление на хеликоптера работи по следния начин. Движението на управлението 1 се предава на резервния датчик за положение 2, който предава електрически сигнал към електронния калкулатор 3, в който този сигнал се обработва и добавя към сигналите от сензорите 5хеликоптер и сигнала, генериран от самия електронен калкулатор 3 за париране на кръстосани връзки, и такъв сумиран сигнал отива към електрохидравличния усилвател на електрическото кормилно устройство 4. Подобен алгоритъм се изпълнява във всички канали за управление и едновременно във всички четири резерва за всеки канал за управление.
Възможно е да се разгледа пример за изпълнение на система за управление, в която четири резервни сензора за положение 2 са свързани към традиционните контроли вместо пръти и кобилици, които са електрически свързани към четири пъти излишни в цифровата част и четири пъти в аналогов електронен компютър 3, а това от своя страна е електрически свързано към електрически задвижващи механизми за дистанционно управление 4, както и към сензори и към бордовата система за управление на информацията (BISK) 6. Към управлението на коловоза и управлението на циклични стъпки в допълнение за кинематично позициониране на датчици, посредством механизъм за затягане на пружина, е свързан механизъм 7, фиксиращ неутралното положение на контролния елемент 1. Този механизъм работи на принципа на електромагнитна спирачка или на принципа на електрическо задвижване, тези функции могат да бъдат комбинирани в един механизъм, който се активира от пилота в режим на ръчно управление, а в режим на автоматично управление - от електронния компютър EDSU. В допълнение към датчика за положение, без механизъм за пружинно натоварване, лостът за управление на общата стъпка е кинематично свързан с механизъм за фиксиране на позицията на лоста, когато се освободи от пилота, който в система само с ръчно управление може да бъде направен или с фрикционна фиксация, или с фиксация чрез зъби, или от електромагнитен тип, или с помощта на хидравлична спирачка, а в система с автоматично управление, механизъм,заключваща позиция, направена на принципа на електрическо задвижване с електромагнитен съединител. В режим на ръчно управление пилотът управлява механизма, а в режим на автоматично управление - електронният компютър EDSU.
Системата работи по следния начин. Движението на контролния елемент се предава на резервния сензор за позиция, който предава електрически сигнал към електронния калкулатор, след което сигналът се обработва и добавя към сигналите от сензорите на хеликоптера и сигнала, генериран от самия електронен блок за париране на кръстосани връзки, и такъв сумиран сигнал отива към електрохидравличния усилвател на електрическо управляваното кормилно задвижване. Подобен алгоритъм се изпълнява във всички канали за управление и едновременно във всичките четири резерва, ако всички резерви на системата работят правилно. При отказ на резервите коефициентът на резервиране намалява, но останалите изправни продължават да работят, осигурявайки управление на вертолета.
В тази система резервирането може да бъде постигнато чрез инсталиране на няколко нередундантни сензора или дублирани два пъти, всеки от които е кинематично свързан с управлението, като по този начин се елиминират общите нередундантни сензорни елементи. По същия начин калкулаторът EDSU може да бъде направен под формата на два двойно излишни блока.
За подобряване на шумоустойчивостта на системата и намаляване на нейната маса, описаната по-горе система може да бъде изпълнена с оптични комуникационни канали между всички електрически елементи на системата. За тази цел всеки електрически елемент на системата е допълнен с електрооптичен преобразувател, който преобразува всички управляващи и информационни електрически сигнали в оптични, като в този случай електрическите комуникационни линии между елементите на системата се заменят соптично влакно. Това техническо решение в момента се използва във всички системи за предаване на данни чрез оптични канали.
Система за управление на хеликоптер, съдържаща във всеки канал за управление контролен елемент, кинематично свързан към неговия сензор за позиция, електрически свързан към електронен компютър, към който е свързана бордовата информационна контролна система и който е свързан чрез аналогов изход към електрически задвижващи механизми за дистанционно управление, както и датчици за параметри на полета, изходите на които са свързани към споменатия компютър, характеризираща се с това, че поне един сензор за позиция за управление във всеки канал за управление и електронният компютър са поне два пъти излишни в цифровата част и в аналоговата част с функцията за генериране и обработка на сигнали едновременно във всички излишни канали, като връзките между електрическите елементи на системата се осъществяват електрически или оптични с добавяне на електрически елементи чрез електрооптични преобразуватели.