Патент на изобретение №2381958
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПИЛОТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ ОДНОЙ ОСИ ПИЛОТИРОВАНИЯ
(57) Реферат:
Изобретение относится к способу и устройству для пилотирования летательного аппарата. Устройство содержит средство (2) для определения управляющего значения, соответствующего значению команды, представляющей отклонение пилотом органа (3) управления, средство (5) для регулирования эффективного управляющего значения, соответствующего указанному значению команды, которая фактически применяется к летательному аппарату, средство (6) для автоматического управления летательным аппаратом, средство (11) для вычисления вспомогательного управляющего значения, которое находится ближе к эффективному регулируемому значению, и средство (16) для контроля управляющего значения и для обнаружения создаваемого пилотом колебания. Осуществляется автоматическое управление с помощью регулируемого эффективного значения и вспомогательного управляющего значения. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для пилотирования летательного аппарата, например транспортного самолета, в соответствии с, по меньшей мере, одной осью пилотирования (а именно, осью крена, рыскания и/или тангажа). Известно, что во время ручного пилотирования самолета пилот может неумышленно взаимодействовать с самолетом на частотах собственных колебаний указанного самолета. Это взаимодействие может стать неустойчивым и быть причиной незатухающих переменных команд пилота. В частности, такая ситуация может возникать, если коэффициент передачи в цепи управления от пилота к рулевым приводам является неподходящим (слишком высоким) для возможностей самолета, относящихся к его инерционности и с характеристиками его различных приводов. Если самолет с запозданием реагирует на действие пилота, последний обычно повышает свое усилие, что вызывает приближение системы к состоянию неустойчивости, дополнительно увеличивая расфазирование между командой, представляющей командный сигнал пилота, и командой, фактически подводимой к самолету. Неконтролируемое колебательное перемещение самолета, происходящее вследствие такого критического расфазирования между воздействием пилота на органы управления и реакцией самолета, называют создаваемым пилотом колебанием (СПК, PIO). Задача настоящего изобретения заключается в устранении этих недостатков. Оно относится к способу пилотирования летательного аппарата, в частности самолета, в соответствии с, по меньшей мере, одной осью пилотирования указанного летательного аппарата, что делает возможным предотвращение возникновения указанного выше неустойчивого взаимодействия по указанной оси пилотирования и, следовательно, сохранение особенно стабильного пилотирования. С этой целью согласно изобретению указанный способ, в соответствии с которым: A) определяют управляющее значение, которое соответствует значению команды пилотирования, относящейся к указанной оси пилотирования, при этом указанное значение является представляющим отклонение, по меньшей мере, одного органа (3) управления летательного аппарата пилотом указанного летательного аппарата; B) определяют фактическое регулируемое значение, которое соответствует значению указанной команды пилотирования, фактически применяемой к летательному аппарату; и C) осуществляют отслеживание летательным аппаратом в отношении указанной команды пилотирования с помощью указанного управляющего значения и указанного фактического регулируемого значения путем применения к летательному аппарату команды, делающей возможным сведение к нулю, если это приемлемо, разности между указанным управляющим значением и указанным фактическим регулируемым значением, характеризуется тем, что: – вычисляют вспомогательное управляющее значение, которое находится ближе к указанному фактическому регулируемому значению, чем указанное управляющее значение, на основании указанного управляющего значения и указанного фактического регулируемого значения; – осуществляют контроль указанного управляющего значения, делающий возможным обнаружение создаваемого пилотом колебания; и – в случае, когда обнаруживают создаваемое пилотом колебание, осуществляют отслеживание на этапе С) с помощью указанного фактического регулируемого значения и указанного вспомогательного управляющего значения. Таким образом, посредством изобретения корректирующее действие осуществляют сразу при появлении создаваемого пилотом колебания, в результате чего обеспечивается возможность предотвращения установления неустойчивой взаимосвязи указанного выше вида и, следовательно, сохранение особенно стабильного пилотирования. Следует отметить, что путем вычисления вспомогательного управляющего значения и путем применения этого вспомогательного управляющего значения для управления, когда обнаруживается создаваемое пилотом колебание, расфазирование между используемым управляющим значением и фактическим регулируемым значением уменьшается, поскольку указанное вычисленное вспомогательное управляющее значение находится (по определению) ближе к указанному фактическому регулируемому значению, чем к указанному управляющему значению (непосредственной команде пилота). Поэтому при уменьшении этого расфазирования предотвращается возникновение указанной выше неустойчивости. Кроме того, поскольку указанное вспомогательное управляющее значение определяют, в частности, на основании указанного управляющего значения и, следовательно, с учетом команды, задаваемой пилотом, поправка, вводимая посредством способа согласно изобретению, не нарушает (по меньшей мере, избыточно) пилотирования летательного аппарата. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления, указанная ось пилотирования соответствует оси пилотирования по крену, а указанная команда пилотирования представляет угловую скорость крена. В этом случае является предпочтительным, когда для вычисления указанного вспомогательного управляющего значения: – определяют значение – вычисляют произведение этого значения – на основании этого вычисления: – если это произведение больше нуля, вычисляют вспомогательное управляющее значение Paux, представляющее вспомогательную угловую скорость крена, с помощью следующего выражения:
где K – заранее заданное значение коэффициента передачи; Т – заранее заданная постоянная времени; и s – собственная переменная преобразования Лапласа; а – если это произведение меньше нуля, вычисляют вспомогательное управляющее значение Paux, представляющее вспомогательную угловую скорость крена, с помощью следующего выражения:
В этом случае является предпочтительным, чтобы указанное значение
Таким образом, способ согласно изобретению не мешает пилотированию, когда создаваемое пилотом колебание отсутствует, и в этом случае существенно не ухудшает управляемость летательного аппарата. Поэтому настоящим изобретением минимизируется расфазирование между управляющим значением (например, управляющей угловой скоростью крена) и фактическим регулируемым значением (например, фактической регулируемой угловой скоростью крена) путем нелинейного воздействия на указанное управляющее значение посредством формирования и применения указанного вспомогательного управляющего значения. Предпочтительно, создаваемое пилотом колебание обнаруживают при выполнении одного из следующих двух условий: – управляющее значение Р, представляющее угловую скорость крена, последовательно превышает +NIVPIO, -NIVPIO и +NIVPIO на частоте, лежащей между двумя заранее заданными частотами, при этом NIVPIO представляет заранее заданное значение; – указанное управляющее значение Р, представляющее угловую скорость крена, последовательно превышает -NIVPIO, +NIVPIO и -NIVPIO на частоте, лежащей между указанными двумя заранее заданными частотами. Кроме того, предпочтительно, чтобы отслеживание на основании вспомогательного управляющего значения было задействовано на протяжении первого заранее заданного отрезка времени и полностью прекращено после второго заранее заданного отрезка времени. В дополнение к этому, в соответствии с другим вариантом осуществления, указанная ось пилотирования может также соответствовать оси пилотирования по тангажу или оси пилотирования по рысканию указанного летательного аппарата. Настоящее изобретение также относится к устройству для пилотирования летательного аппарата, в частности транспортного самолета, в соответствии с, по меньшей мере, одной осью пилотирования (крена, рыскания, тангажа). Согласно изобретению указанное устройство такого типа содержит: – первое средство для определения управляющего значения, которое соответствует значению команды пилотирования, относящейся к указанной оси пилотирования, причем это значение является представляющим отклонение, по меньшей мере, одного органа управления летательного аппарата пилотом указанного летательного аппарата; – второе средство для определения фактического регулируемого значения, которое соответствует значению указанной команды пилотирования, фактически применяемой к летательному аппарату; и – третье средство для осуществления с помощью указанного управляющего значения и указанного фактического регулируемого значения управления летательным аппаратом соответственно указанной команде пилотирования путем применения к летательному аппарату команды, делающей возможным сведение к нулю, если это необходимо, разности между указанным управляющим значением и указанным фактическим регулируемым значением, характеризующиеся тем, что: – указанное устройство дополнительно содержит: – четвертое средство для вычисления на основании указанного управляющего значения и указанного фактического регулируемого значения вспомогательного управляющего значения, которое находится ближе к указанному фактическому регулируемому значению, чем указанное управляющее значение; и – пятое средство для осуществления контроля указанного управляющего значения, делающего возможным обнаружение создаваемого пилотом колебания; а – указанное третье средство выполнено так, чтобы осуществлять отслеживание с помощью указанного фактического регулируемого значения и указанного вспомогательного управляющего значения в случае, когда указанное пятое средство обнаруживает создаваемое пилотом колебание. Фигуры приложенных чертежей иллюстрируют способ, которым настоящее изобретение может быть осуществлено. На этих фигурах чертежи с одинаковыми позициями обозначены аналогичные элементы: фиг.1 – структурная схема устройства согласно изобретению; и фиг.2 – структурная схема конкретного исполнения средства из устройства согласно изобретению. Устройство 1 согласно изобретению, схематически показанное на Фиг.1, представляет собой устройство пилотирования (с электрическими органами управления) летательного аппарата, непоказанного, в частности гражданского транспортного самолета. Указанное устройство 1 относится к типу, содержащему: – средство 2 для определения управляющего значения, которое соответствует значению команды пилотирования, относящейся к, по меньшей мере, одной конкретной оси пилотирования указанного летательного аппарата, например оси крена, тангажа и/или рыскания. Значение этой команды пилотирования является представляющим отклонение, по меньшей мере, одного типового органа 3 управления летательного аппарата пилотом указанного летательного аппарата. Указанное средство 2 выполнено так, что может быть измерена амплитуда отклонения указанного органа 3 управления, например малоразмерной ручки управления, что показано штрихпунктирной линией 4 на Фиг.1; – средство 5 для определения фактического регулируемого значения, которое соответствует значению указанной команды пилотирования (в соответствии с указанной выбранной осью пилотирования), которая фактически применяется к летательному аппарату; и – следящую систему 6, которая выполнена так, чтобы осуществлять с помощью управляющего значения, принимаемого от указанного средства 2, и фактического регулируемого значения, принимаемого от указанного средства 5, отслеживание летательным аппаратом в отношении указанной команды пилотирования путем применения к этому летательному аппарату команды, делающей возможным сведение к нулю, если это приемлемо, разности между указанным управляющим значением и указанным фактическим регулируемым значением. В соответствии с этим в типовом виде указанная следящая система 6 содержит: – по меньшей мере, один руль 7 направления, который способен оказывать воздействие на выбранную ось пилотирования летательного аппарата и который управляется, по меньшей мере, одним приводом 8; и – средство 9, которое определяет команду, делающую возможным приведение к нулю разности между управляющим значением и фактическим регулируемым значением, и которое передает эту команду приводу 8 руля 7 направления по линии 10. Согласно изобретению устройство 1 содержит также корректирующий блок 11, который соединен посредством линий 12, 13 и 14 с указанными средствами 2, 5 и 6, соответственно, и который, как показано на Фиг.2, содержит: – средство 15 для вычисления на основании управляющего значения, принимаемого от указанного средства 2 (по линии 12А, соединенной с указанной линией 12), с одной стороны, и указанного фактического регулируемого значения, принимаемого от указанного средства 5 (по линии 13), с другой стороны, вспомогательного управляющего значения, которое по определению находится ближе к указанному фактическому регулируемому значению, чем указанное управляющее значение; и – средство 16, подробно описанное ниже, для осуществления контроля указанного управляющего значения, принимаемого от указанного средства 2 по линии 12В, соединенной с указанной линией 12. Этот контроль осуществляется с тем, чтобы сделать возможным обнаружение создаваемых пилотом колебаний, то есть любого неконтролируемого колебательного движения летательного аппарата, являющегося результатом критического расфазирования между воздействием пилота на орган 3 управления и реакцией летательного аппарата на это воздействие. Кроме того, согласно изобретению указанное средство 9 следящего блока 6 образовано с тем, чтобы осуществлять управление с помощью указанного фактического регулируемого значения (определяемого указанным средством 5) и указанного вспомогательного управляющего значения (вычисляемого указанным средством 15) в случае, когда создаваемое пилотом колебание обнаруживается указанным средством 16. Таким образом, устройством 1 согласно изобретению осуществляется корректирующее воздействие сразу после возникновения создаваемого пилотом колебания, в результате чего делается возможным предотвращение установления неустойчивого взаимодействия указанного выше типа и, следовательно, сохранение особенно стабильного пилотирования. Следует отметить, что благодаря вычислению вспомогательного управляющего значения и применению этого вспомогательного управляющего значения для управления во время обнаружения создаваемого пилотом колебания посредством корректирующего блока 11 и следящего блока 6 уменьшается расфазирование между используемым управляющим значением и фактическим регулируемым значением, поскольку указанное вычисленное вспомогательное управляющее значение находится (по определению) ближе к указанному фактическому регулируемому значению, чем к указанному управляющему значению (непосредственной команде пилота). Поэтому при уменьшении этого расфазирования предотвращается возникновение указанной выше неустойчивости. Кроме того, поскольку указанное вспомогательное управляющее значение определяют (с помощью указанного средства 15), в частности, на основании указанного управляющего значения, и поэтому учитывают команду, задаваемую пилотом (путем отклонения органа 3 управления), поправка, вводимая устройством 1 согласно изобретению, не нарушает (по меньшей мере, избыточно) пилотирования летательного аппарата. В рамках настоящего изобретения указанная ось пилотирования может быть осью крена, осью тангажа или осью рыскания. Кроме того, как можно представить, устройство 1 согласно изобретению способно осуществлять указанную выше коррекцию одновременно по нескольким из этих осей пилотирования. С иллюстративной (не создающей ограничения) целью ниже представлено конкретное осуществление изобретения, относящееся к пилотированию, соответствующему оси пилотирования по крену. В этом случае указанная выше команда управления представляет собой угловую скорость крена, выраженную в градусах в секунду. Кроме того, в этом случае для вычисления указанного вспомогательного управляющего значения указанным средством 15: – определяют значение – вычисляют произведение этого значения – на основании этого вычисления: – если это произведение больше нуля, вычисляют вспомогательное управляющее значение Paux, представляющее вспомогательную угловую скорость крена, с помощью следующего выражения:
где K – заранее заданное значение коэффициента передачи; Т – заранее заданная постоянная времени; и s – собственная переменная преобразования Лапласа; а – если это произведение меньше нуля, вычисляют вспомогательное управляющее значение Paux, представляющее вспомогательную угловую скорость крена, с помощью следующего выражения:
В этом случае предпочтительно, чтобы указанным средством 15 определялось указанное значение
Таким образом, устройство 1 согласно изобретению не мешает пилотированию, когда создаваемое пилотом колебание отсутствует, и в этом случае не вызывает значительного снижения управляемости летательного аппарата. Следовательно, настоящим изобретением минимизируется расфазирование между управляющим значением (например, управляющей угловой скоростью Р крена) и фактическим регулируемым значением (например, фактической регулируемой угловой скоростью p крена) путем нелинейного воздействия на указанное управляющее значение посредством формирования и применения указанного вспомогательного управляющего значения (например, вспомогательной угловой скорости Paux крена). Кроме того, согласно изобретению указанным средством 16 обнаруживается создаваемое пилотом колебание на основании контроля управляющего значения Р, возникающего в указанном средстве 2. Точнее, указанным средством 16 обнаруживается создаваемое пилотом колебание, когда выполняется одно из следующих двух условий: – управляющее значение Р, представляющее угловую скорость крена, последовательно превышает +NIVPIO, -NIVPIO и +NIVPIO на частоте, лежащей между двумя заранее заданными частотами, f1 (например, f1=0,125 Гц) и f2 (например, f2=0,5 Гц). NIVPIO представляет заранее заданное значение градуировки органа 3 управления, так что любое создаваемое колебание активирует закон управления только в случае, если орган 3 управления отклоняется на значение, превышающее NIVPIO; – указанное управляющее значение Р, представляющее угловую скорость крена, последовательно превышает -NIVPIO, +NIVPIO и -NIVPIO на частоте, лежащей между двумя указанными выше частотами f1 и f2. Конечно, при условии, что управляющее значение Р продолжает переходить между двумя состояниями от +NIVPIO к -NIVPIO, создаваемое пилотом колебание обнаруживается. В соответствии с конкретным вариантом осуществления, показанным на Фиг.2, корректирующий блок 11 дополнительно содержит: – умножитель 17, который умножает вспомогательное управляющее значение Paux (принимаемое от указанного средства 15 по линии 18) на параметр K, принимаемый от указанного средства 16 по линии 19; – умножитель 20, который умножает управляющее значение Р (принимаемое от указанного средства 2 по линии 12С, соединенной с указанной линией 12) на коэффициент (1-K), принимаемый от указанного средства 16 по линии 21; и – сумматор 22, который соединен посредством линий 23 и 24 с указанными умножителями 17 и 20, соответственно, и который вычисляет сумму результатов умножений, осуществляемых этими умножителями 17 и 20, и который посылает эту сумму по линии 14. В этом случае указанное средство 16 выполнено так, чтобы передавать: – нулевое значение K, когда указанное средство 16 не обнаруживает никакого создаваемого пилотом колебания, так что значение, которое в таком случае передается по линии 14 и которое используется средством 9 для осуществления отслеживания, соответствует управляющему значению Р, представляющему отклонение органа 3 управления пилотом; и – значение K, равное 1, когда указанное средство 16 обнаруживает создаваемое пилотом колебание, так что значение, которое передается по линии 14, в таком случае соответствует вспомогательному управляющему значению Paux. В этом случае по этой причине средство 9 осуществляет отслеживание на основании этого вспомогательного управляющего значения Paux, так что в таком случае в соответствии с изобретением имеет силу закон корректирования. В соответствии с изобретением закона корректирования задействуют в течение заранее заданного отрезка Т1 времени (промежутка времени для перехода K от 0 до 1) и полностью прекращают после заранее заданного отрезка Т2 времени (промежутка времени для перехода K от 1 до 0). Чтобы исключить нарушение пилотирования во время активации и деактивации закона корректирования, отрезки Т1 и Т2 времени являются фиксированными.
Формула изобретения
1. Способ пилотирования летательного аппарата в соответствии с, по меньшей мере, одной осью пилотирования указанного летательного аппарата, согласно которому в способе 2. Способ по п.1, в котором указанная ось пилотирования соответствует оси пилотирования по крену, а указанная команда пилотирования представляет угловую скорость крена. 3. Способ по п.2, в котором для вычисления указанного вспомогательного управляющего значения 4. Способ по п.3, в котором указанное значение 5. Способ по п.2, в котором создаваемое пилотом колебание обнаруживают, когда выполняется одно из следующих двух условий: 6. Способ по п.1, в котором отслеживание на основании вспомогательного управляющего значения задействуют на протяжении первого заранее заданного отрезка времени и полностью прекращают после второго заранее заданного отрезка времени. 7. Способ по п.1, в котором указанная ось пилотирования соответствует оси пилотирования по тангажу. 8. Способ по п.1, в котором указанная ось пилотирования соответствует оси пилотирования по рысканию. 9. Устройство для пилотирования летательного аппарата в соответствии с, по меньшей мере, одной осью пилотирования, при этом указанное устройство (1) содержит 10. Летательный аппарат, который содержит устройство (1) по п.9. 11. Летательный аппарат, который содержит устройство (1), способное реализовывать способ по п.1.
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
364
Р, зависящее от указанного управляющего значения Р, представляющего угловую скорость крена;
