Система управління вертольотом
Власники патенту UA 2282562:
Винахід відноситься до авіаційної техніки. Система містить у кожному каналі управління орган управління, кінематично пов'язаний з датчиком його положення, електрично пов'язаний з електронним обчислювачем, якого підключена бортова інформаційна система контролю, яка по аналоговому виходу пов'язана з електродистанційними рульовими приводами. Виходи датчиків параметрів польоту підключено до електронного обчислювача. Датчик положення органу управління в кожному каналі управління та електронний обчислювач по цифровій та аналоговій частині виконані щонайменше дворазово резервованими з функцією формування та обробки сигналів одночасно у всіх резервованих каналах. Технічним результатом винаходу є підвищення надійності управління та безпеки польоту. 1 іл.
Винахід відноситься до авіаційної техніки, зокрема до систем управління вертольотом.
В даний час більшість пілотованих типів гелікоптерів як з ручним керуванням, так і з системами поліпшення стійкості, стабілізації параметрів і режимів, а також із системами автоматичного керування виконані з механічною проводкою керування.
Структурно схема системи керування вертольота з ручним керуванням виглядає наступним чином: у кабіні вертольота встановлені органи керування циклічним та загальним кроком, а також органи дорожнього керування, які кінематично, за допомогою тяг та качалок, пов'язані з гідропідсилювачами (бустерами).
Недоліком гелікоптерів з механічною проводкою системи управління є те, що для забезпечення безпеки на випадок відмови механічну проводку та КАУ складно дублювати та практично неможливо резервувати двічі та тричі. При доведенні вертольота в процесі льотнихвипробувань зміна будь-яких технічних характеристик системи управління спричиняє велику переробку всієї механічної проводки або КАУ.
Неможливість у критичній ситуації парирувати помилкові або навмисно, що мають катастрофічні наслідки дії пілота, тобто неможливо вимкнути пілота з контуру керування.
Неможливо забезпечити імітацію різних типів гелікоптерів для навчальних цілей, оскільки дуже складно змінювати передавальні коефіцієнти в механічній проводці і тим паче забезпечувати нелінійний закон управління.
У вертольотах із системами покращення стійкості та стабілізації (система автопілот) до звичайної механічної системи ручного управління додані: електронний обчислювач з набором датчиків залежно від потрібних завдань, а також звичайні гідропідсилювачі замінені на комбіновані агрегати управління (КАУ), в конструкції яких крім того, що є механічний золотник, що керується безпосередньо від органів управління, є електрогідравлічний підсилювач (ЕГУ), який керується від електронного обчислювача автопілота в 20% діапазоні від робочого ходу штока КАУ.
Для забезпечення безпеки при відмові автопілота управління від нього виконують не більше ніж у 20% діапазоні, а також на випадок відмови всі органи управління мають на 20% більший діапазон ходу, для того щоб льотчик мав можливість парирувати помилкову команду автопілота.
У гелікоптерах із системами автоматичного управління (САУ) необхідно, щоб управління гелікоптером здійснювалося в 100% діапазоні як від органів управління, так і від команд САУ, оскільки гелікоптер з такою системою повинен тривалий час летіти по заданому маршруту з виконанням різних закладених з пам'яті маневрів. .
До описаної системи керування можна віднестикомплекс бортового обладнання управління польотом вертольота, що містить систему датчиків параметрів польоту та інтегровану систему радіонавігації та радіозв'язку, паралельно з'єднані з системою індикації та обчислювачем директорного управління, який пов'язаний із системою індикації, чотириканальний автопілот, що має послідовні рульові машини з обмеженим ходом, з'єднаний системою датчиків параметрів польоту та на виході - з комбінованим агрегатом управління системи керування вертольотом (Б.М.Валішев та С.Д.Аристов. МІ-172 - крок у майбутнє. - Ж. "Вертоліт", 4 (7), м. Київ Казань, 1999).
Цей аналог прийнято за прототип.
Для досягнення необхідного рівня безпеки потрібно продублювати (а іноді тричі або чотири рази резервувати) всі системи, датчики та агрегати САУ, тому що політ в автоматичному режимі може виконуватися у повній відсутності видимості і відмова системи льотчик може не помітити або пізно помітити. У цих системах при польоті в ручному режимі переміщення органу управління льотчиком передається за допомогою тяг і качалок на КАУ, забезпечуючи пряме керування. Якщо включена система поліпшення стійкості, то обчислювач, отримуючи сигнали від датчиків, може подавати сигнали на ЕГУ КАУ і тоді рухи штока КАУ будуть сумою рухів від механічної проводки і від електронного підсилювача. Зазвичай у режимі покращення стійкості сигнал від електронного обчислювача не перевищує 20% діапазону.
У режимі автоматичного управління все управління здійснює система САУ, для цього необхідний повний діапазон штоків КАУ, одним з традиційних способів сьогодні є установка в ланцюзі механічної проводки рульової машинки, що поєднує електромагнітне гальмо, завантажувальний механізм і електричний привід. Основназавдання цього агрегату пересувати орган управління без участі льотчика за командами (САУ) задля забезпечення погодження становища органу управління з положенням штока КАУ.
Неможливо унеможливити всі перехресні зв'язки в каналах управління.
Даний винахід спрямовано на вирішення технічної задачі створення комбінованої системи управління, що включає механічну частину з органами управління і електричний блок управління виконавчими вузлами, як мінімум двічі резервований як по цифровій частині, так і по аналоговій частині.
Технічний результат, що досягається при цьому, полягає в підвищенні надійності системи та безпеки польотів.
Зазначений технічний результат досягається тим, що в системі управління гелікоптером, що містить у кожному каналі управління орган управління, кінематично пов'язаний з датчиком його положення, електрично пов'язаним з електронним обчислювачем, до якого підключена бортова інформаційна система контролю і який аналоговим виходом пов'язаний з електродистанційними рульовими приводами , а також датчики параметрів польоту, виходи якого підключені до зазначеного обчислювача, датчик положення органу управління в кожному каналі управління та електронний обчислювач по цифровій частині та аналогової частини виконані мінімум дворазово резервованими і з функцією формування та обробки сигналів одночасно у всіх резервованих каналах.
Зазначені ознаки є суттєвими та взаємопов'язані між собою з утворенням стійкої сукупності суттєвих ознак, достатньої для отримання необхідного технічного результату.
Даний винахід пояснюється конкретним прикладом, який, однак, не є єдиним можливим, але наочно демонструє можливість досягнення необхідногорезультату.
На кресленні показано блок-схему системи управління вертольотом.
Згідно цього винаходу система управління вертольотом містить у кожному каналі управління орган управління, кінематично пов'язаний з датчиком його положення, електрично пов'язаним з електронним обчислювачем, до якого підключена бортова інформаційна система контролю і який по аналоговому виходу пов'язаний з рульовими електродистанційними приводами, а також датчики параметрів польоту , Виходи якого підключені до зазначеного обчислювача. При цьому для підвищення експлуатаційної надійності управління та безпеки польотів датчик положення органу управління в кожному каналі управління та електронний обчислювач по цифровій частині та аналоговій частині виконані мінімум дворазово резервованими та з функцією формування та обробки сигналів одночасно у всіх резервованих каналах.
Даний винахід стосується вертольота, у якого до традиційних органів управління 1 замість тяг і качалок підключені більш ніж двічі (переважно, чотири рази) резервовані датчики положення 2, які електрично з'єднані з мінімум дворазово (переважно чотирикратно) резервованим по цифровій частині і мінімум дворазово (переважно , чотири рази) за аналоговою електронним обчислювачем 3, а той, у свою чергу, електрично з'єднаний з електродистанційними рульовими приводами 4, а також з датчиками параметрів 5 польоту і з бортовою інформаційною системою контролю 6 (БІСК) (див. креслення).
Система управління вертольотом працює в такий спосіб. Переміщення органу управління 1 передається на резервований датчик положення 2, який передає електросигнал в електронний обчислювач 3, який цей сигнал обробляється і підсумовується з сигналами від датчиків 5вертольота і сигналом, виробленим самим електронним обчислювачем 3 для парування перехресних зв'язків, і такий сумований сигнал йде на електрогідравлічний підсилювач електродистанційного рульового приводу 4. Аналогічний алгоритм виконується у всіх каналах управління і одночасно у всіх чотирьох резервах кожного каналу управління.
Можна розглянути приклад виконання системи управління, в якій до традиційних органів управління замість тяг і качалок підключені чотири рази резервовані датчики положення 2, які електрично з'єднані з чотириразово резервованим по цифровій частині і чотири рази за аналоговим електронним обчислювачем 3, а той, у свою чергу, електрично з'єднаний з електродистанційними рульовими приводами 4, а також з датчиками і з бортовою інформаційною системою контролю (БІБК) 6. До органів колійного управління та управління циклічним кроком крім датчиків положення кінематично, за допомогою пружинного завантажувального механізму, приєднаний механізм 7, що фіксує нейтральне положення органу управління 1. Цей механізм працює за принципом електромагнітного гальма або за принципом електричного приводу, ці функції можуть бути об'єднані в один механізм, який у ручному режимі управління задіюється льотчиком, а в режимі автоматичного управління - електронним обчислювачем ЕДСУ. До важеля управління загальним кроком крім датчика положення, без пружинного завантажувального механізму, кінематично приєднаний механізм фіксування положення важеля при відпусканні його льотчиком, який у системі тільки з ручним управлінням може бути виконаний або з фрикційним фіксуванням, або з фіксуванням за допомогою зубців або електромагнітного типу, або за допомогою гідравлічного гальма, а в системі з автоматичним керуванням механізм,що фіксує положення, виконаний за принципом електричного приводу з електромагнітною муфтою. У режимі ручного управління механізмом управляє льотчик, а режимі автоматичного управління - електронний обчислювач ЭДСУ.
Система працює в такий спосіб. Переміщення органу управління передається на резервований датчик положення, який передає електричний сигнал в електронний обчислювач, далі в ньому сигнал обробляється і підсумовується з сигналами від датчиків вертольота і сигналом, виробленим самим електронним блоком для парування перехресних зв'язків, і такий сумований сигнал йде на електрогідравлічний підсилювач електродистанційного кермового приводу. Аналогічний алгоритм виконується у всіх каналах управління та одночасно у всіх чотирьох резервах при справній роботі всіх резервів системи. При відмовах резервів кратність резервування знижується, але справні, що залишилися, продовжують працювати, забезпечуючи управління вертольотом.
У цій системі резервування може бути виконано за допомогою установки декількох нерезервованих датчиків або резервованих двічі, кожен з яких кінематично приєднаний до органу управління, виключаються загальні нерезервовані елементи датчиків. Аналогічно може бути виконаний і обчислювач ЕРС у вигляді двох дворазово резервованих блоків.
Для поліпшення схибленості системи і зниження її маси, вищеописана система може бути виконана з оптичними каналами зв'язку між усіма електричними елементами системи. Для цього кожен електричний елемент системи доповнюється електрооптичним перетворювачем, який перетворює всі керуючі та інформаційні електричні сигнали на оптичні, в цьому випадку електричні лінії зв'язку між елементами системи замінюються наоптоволоконні. Таке технічне рішення сьогодні використовується у всіх системах передачі даних оптичними каналами.
Система управління гелікоптером, що містить у кожному каналі управління орган управління, кінематично пов'язаний з датчиком його положення, електрично пов'язаним з електронним обчислювачем, до якого підключена бортова інформаційна система контролю і який по аналоговому виходу пов'язаний з електродистанційними рульовими приводами, а також датчики параметрів польоту, виходи яких підключені до згаданого обчислювача, яка відрізняється тим, що принаймні один датчик положення органу управління в кожному каналі управління та електронний обчислювач по цифровій частині та по аналоговій частині виконані мінімум дворазово резервованими і з функцією формування та обробки сигналів одночасно у всіх резервованих каналах, при цьому зв'язку між електричними елементами системи виконані електричними або оптичними з доповненням електричних елементів електрооптичних перетворювачів.