СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ УГЛОМ ПОВОРОТА ВОЗДУШНОГО СУДНА
AIRCRAFT TURN ANGLE CONTROL SYSTEM

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Настоящее изобретение относится к системе управления углом поворота воздушного судна, обеспечивающей поворот корпуса выруливающего воздушного судна в заданном направлении, используя в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса управляющий сигнал, соответствующий углу поворота; в частности, изобретение относится к системе управления углом поворота воздушного судна, минимизирующей степень проскальзывания корпуса воздушного судна, поворачивающего на рулежной дорожке с низким коэффициентом µ, например на покрытой льдом рулежной дорожке, и позволяющей управлять направлением перемещения корпуса воздушного судна по команде управления.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0002] В системе управления углом поворота воздушного судна, управляющей носовым колесом посредством электрического сигнала, сигнал команды управления, поданный посредством штурвала управления, педали или аналогичного устройства, используют в качестве управляющей команды для управляемого носового колеса, и за счет изменения угла управляемого носового колеса воздушное судно совершает поворот в заданном направлении.
На фиг.6 приведена поясняющая схема, показывающая связь между командой управления, углом поворота управляемого носового колеса и скоростью поворота в обычной системе управления углом поворота (см., например, патентный документ 1). Имеется прямое соответствие между командами управления и углами управляемого носового колеса, и при увеличении пилотом команды управления увеличивается и угол управляемого носового колеса. Таким образом возрастает и скорость поворота корпуса воздушного судна. При этом, если при повороте происходит проскальзывание воздушного судна, то скорость поворота уменьшается даже несмотря на увеличение команды, так что уже невозможно вести корпус воздушного судна в заданном направлении, причем в худшем случае происходит переход корпуса воздушного судна в так называемое неуправляемое состояние (состояние, в котором невозможно маневрирование). По этой причине во время движения по покрытой льдом рулежной дорожке часто возникают такие аварийные ситуации, как отклонение корпуса воздушного судна в сторону от рулежной дорожки или столкновение с препятствием в результате потери управления направлением перемещения по команде управления.
СПИСОК ПРОТИВОПОСТАВЛЕННЫХ МАТЕРИАЛОВ
ПАТЕНТНЫЕ ДОКУМЕНТЫ
[0003] Д1
Патентный документ 1: нерассмотренная заявка на патент в Японии, опубликованная под № Hei 8-133189.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
ТЕХНИЧЕСКАЯ ЗАДАЧА ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0004] Настоящее изобретение создано для устранения указанных выше недостатков существующего уровня техники, то есть задачей изобретения является создание системы управления углом поворота управляемого колеса воздушного судна, минимизирующей степень проскальзывания корпуса воздушного судна при повороте на рулежной дорожке с низким коэффициентом µ, например на покрытой льдом рулежной дорожке, и позволяющей управлять направлением перемещения корпуса воздушного судна по команде управления.
ТЕХНИЧЕСКОЕ РЕШЕНИЕ
[0005] Для решения указанной задачи предложена система управления углом поворота с признаками по п.1 формулы изобретения, представляющая собой систему управления углом поворота воздушного судна, на выходе которой в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса обеспечено получение управляющего сигнала, соответствующего углу поворота, причем по управляющей команде происходит поворот в заданном направлении корпуса выруливающего воздушного судна; при этом указанная система содержит: задатчик номинального угла поворота, вычисляющий номинальный угол поворота в предположении отсутствия проскальзывания корпуса воздушного судна; устройство обнаружения проскальзывания, выявляющее проскальзывание корпуса воздушного судна на основе номинального угла поворота; переключающее устройство, выбирающее и подающее на выход сигнал управляющей команды совместно с устройством обнаружения проскальзывания,
причем при обнаружении проскальзывания корпуса воздушного судна обеспечено использование сигнала, соответствующего номинальному углу поворота, и подача указанного сигнала на выход в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса, без использования и подачи на выход управляющего сигнала, соответствующего углу поворота.
Описанная выше система управления углом поворота воздушного судна выполнена таким образом, что при наличии проскальзывания обнаружение проскальзывания корпуса воздушного судна и подача на выход оптимальной управляющей команды для управляемого носового колеса происходит не на основе угла (поворота) управляемого носового колеса, а на основе командной информации рулевого оборудования, например управляемого пилотом штурвала. То есть, при нормальном повороте корпуса воздушного судна происходит прямая подача управляющего сигнала, соответствующего углу поворота, на управляемое носовое колесо в качестве сигнала управляющей команды; после же обнаружения проскальзывания подача управляющего сигнала, соответствующего углу поворота, на управляемое носовое колесо в качестве сигнала управляющей команды происходит не напрямую. В качестве сигнала управляющей команды на управляемое носовое колесо поступает сигнал, соответствующий номинальному углу поворота (номинальный угол поворота). То есть, после обнаружения проскальзывания корпуса воздушного судна обеспечено управление углом поворота рулевого оборудования таким образом, чтобы указанный угол имел по существу постоянное значение (= номинальному углу поворота) независимо от управляющей команды, заданной пилотом. Тем самым в заявленной системе управления углом поворота реализована так называемая функция защиты управляемого носового колеса от выхода за предельные границы, которая при обнаружении проскальзывания корпуса воздушного судна предотвращает передачу на управляемое носовое колесо в качестве управляющей команды излишне большого угла поворота, который иначе способствовал бы проскальзыванию корпуса воздушного судна, что позволяет осуществлять автоматическое управление углом управляемого носового колеса. Такое решение позволяет минимизировать степень проскальзывания корпуса воздушного судна, поворачивающего на рулежной дорожке с низким коэффициентом µ, например на покрытой льдом рулежной дорожке, и, следовательно, позволяет управлять направлением движения корпуса воздушного судна по команде управления.
[0006] В системе управления углом поворота воздушного судна с признаками по п.2 формулы изобретения номинальный угол поворота определяют по формуле L*ω/V, где V - скорость корпуса воздушного судна относительно земли; ω - угловая скорость рыскания корпуса воздушного судна; и L -расстояние между центром тяжести корпуса воздушного судна и носовым колесом.
По измерительным приборам, имеющимся на воздушном судне, легко получить скорость V относительно земли и угловую скорость ω рыскания, поэтому в описанной выше системе управления углом поворота воздушного судна легко определить номинальный угол поворота, являющийся основным параметром вышеупомянутой функции защиты управляемого носового колеса от выхода за предельные границы. Таким образом, техническую задачу изобретения можно решить путем небольшого усовершенствования существующей системы управления углом поворота.
ПОЛОЖИТЕЛЬНЫЕ ЭФФЕКТЫ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0007] Заявленная система управления углом поворота выполнена как система управления углом поворота воздушного судна, на выходе которой в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса обеспечено получение управляющего сигнала, соответствующего углу поворота, и которая содержит средства защиты управляемого носового колеса от выхода за предельные границы, причем указанные средства защиты содержат задатчик номинального угла поворота, вычисляющий номинальный угол поворота в предположении отсутствия проскальзывания воздушного судна; устройство обнаружения проскальзывания, выявляющее проскальзывание корпуса воздушного судна на основе номинального угла поворота; и переключающее устройство, выбирающее сигнал управляющей команды для носового колеса совместно с устройством обнаружения проскальзывания. Это позволяет обнаруживать проскальзывание корпуса воздушного судна на основе информации об угле поворота управляемого пилотом рулевого оборудования, предотвращать передачу на управляемое носовое колесо в качестве управляющей команды излишне большого угла поворота, который иначе способствовал бы проскальзыванию корпуса воздушного судна, и автоматически управлять углом управляемого носового колеса. Поэтому в отношении руления воздушное судно, снабженное заявленной системой управления углом поворота, имеет устойчивые характеристики управляемости направлением движения (характеристики на разворотах). Это позволяет пилоту осуществлять устойчивые повороты корпуса воздушного судна по команде управления независимо от состояния поверхности рулежной дорожки и своего опыта и навыков руления. В результате обеспечена возможность осуществления устойчивого руления и значительного снижения рабочей нагрузки на пилота. Кроме того, за счет использования в изобретении функции защиты управляемого носового колеса от выхода за предельные границы, пилот редко сталкивается с состоянием, в котором невозможно выполнять маневрирование, соответственно предполагается уменьшение числа таких аварийных ситуаций, как отклонение воздушного судна от рулежной дорожки или столкновение с препятствием вследствие потери управления направлением движения, и существенное повышение безопасности при выполнении выруливания.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0008] На фиг.1 представлена схема, поясняющая структуру заявленной системы управления углом поворота.
На фиг.2 приведен поясняющий график, показывающий связь между командой управления, углом управляемого носового колеса и скоростью поворота заявленной системы управления управляемым носовым колесом.
На фиг.3 приведен поясняющий график, показывающий заданную траекторию движения при проверочных испытаниях.
На фиг.4 приведены поясняющие графики, показывающие временные ряды команды (сплошная жирная линия), угла управляемого носового колеса (сплошная линия) и скорости поворота (пунктирная линия) при движении корпуса воздушного судна по заданной траектории с фиг.3.
На фиг.5 приведен поясняющий график, показывающий ошибку траектории между действительной траекторией следования и заданной траекторией.
На фиг.6 приведен поясняющий график, показывающий связь между командой управления, углом управляемого носового колеса и скоростью поворота обычной системы управления углом поворота.
НОМЕРА ПОЗИЦИЙ
[0009]
1 Штурвал управления
2 Инерциальный датчик
3 Скоростной гироскоп
4 Средства защиты носового колеса от выхода за предельные границы
41 Устройство вычисления номинального угла поворота
42 Устройство обнаружения проскальзывания
43 Переключающее устройство
100 Система управления углом поворота
ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0010] Ниже изобретение описано более подробно на примере одного из вариантов осуществления, проиллюстрированного на чертежах. Следует понимать, что изобретение не ограничено описанным вариантом осуществления.
[0011] На фиг.1 приведена схема, поясняющая структуру заявленной системы 100 управления углом поворота.
S
S
Система 100 управления углом поворота содержит штурвал 1 управления, выдающий сигнал управляющей команды (угол поворота S) на носовое колесо в соответствии с заданной пилотом командой; инерциальный датчик 2, измеряющий скорость V движущегося воздушного судна (корпуса воздушного судна) относительно земли; скоростной гироскоп 3, измеряющий угловую скорость ω рыскания корпуса воздушного судна; и средства 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы, собирающие данные по скорости V относительно земли и угловой скорости ω рыскания, вычисляющие угол поворота S в предположении отсутствия проскальзывания корпуса воздушного судна, определяющие на основе угла поворота S, имеется ли проскальзывание корпуса воздушного судна, и, в случае выявления проскальзывания, предотвращающие подачу чрезмерно большого угла S, который иначе способствовал бы проскальзыванию корпуса воздушного судна. Следует отметить, что можно использовать штурвал 1 управления любого вида, например выполненный в виде ручки, рычага или педали, при условии выдачи им линейного электрического сигнала в соответствии с командой.
S
S
[0012] Средства 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы содержат устройство 41 вычисления номинального угла поворота, обеспечивающее вычисление вышеупомянутого угла поворота S, устройство 42 обнаружения проскальзывания, выявляющее проскальзывание корпуса воздушного судна на основе вышеупомянутого угла поворота S и угла поворота S, и переключающее устройство 43, выбирающее сигнал управляющей команды для носового колеса (управляемого носового колеса) совместно с устройством 42 обнаружения проскальзывания.
S
S
S
S
S
S
S
S
[0013] Перейдем к краткому описанию функционирования системы 100 управления углом поворота. Сигнал управляющей команды угла поворота S, выданный пилотом, управляющим штурвалом 1, поступает на вход устройства 42 обнаружения проскальзывания средств 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы и на вход переключающего устройства 43. В исходном состоянии задействован контакт А переключающего устройства 43, так что на выход в качестве сигнала управляющей команды для носового колеса напрямую поступает угол поворота S. При этом другое устройство, то есть устройство 42 обнаружения проскальзывания, на вход которого поступает сигнал управляющей команды угла поворота S, получает от задатчика 41 номинального угла поворота угол поворота S (далее именуемый номинальным углом поворота S), рассчитанный в предположении отсутствия проскальзывания, сравнивает значения номинального угла поворота S и угла поворота S, и переключает контакт таким образом, чтобы задействовать контакт В переключающего устройства 43 в случае, если угол поворота S больше номинального угла поворота S (если определено, что имеется проскальзывание корпуса воздушного судна). Таким образом обеспечено блокирование поступающего от пилота сигнала управляющей команды на чрезмерно большой угол поворота S, и в качестве сигнала управляющей команды на поворот носового колеса (управляемого носового колеса) на выход через контакт В переключающего устройства 43 поступает номинальный угол поворота S, вычисленный задатчиком 41 номинального угла поворота. Что касается номинального угла поворота S, следует отметить, что номинальный угол поворота S можно подавать на выход в соответствии с последними значениями скорости относительно земли и угловой скорости рыскания (V, ω), или же номинальный угол поворота S можно зафиксировать сразу непосредственно перед переключением между контактами и затем передавать на выход сигнал об указанном угле.
S
S
[0014] Кроме того, для получения вышеописанного номинального угла поворота S, вычисленного в предположении отсутствия проскальзывания корпуса воздушного судна, можно использовать измеренную инерциальным датчиком скорость V относительно земли, измеренную скоростным гироскопом действительную угловую скорость ω рыскания, и расстояние L между центром тяжести корпуса воздушного судна и носовым колесом, применяя следующее уравнение: S=L×ω/V.
S
S
[0015] Как уже указано, на фиг.2 представлен график, поясняющий связь между командой управления, углом управляемого носового колеса и скоростью поворота системы 100 управления углом поворота. Иными словами, при нормальном повороте корпуса воздушного судна угол поворота управляемого носового колеса возрастает вместе с командой управления, заданной пилотом. В результате скорость поворота корпуса воздушного судна также возрастает вместе с заданной пилотом командой управления. Затем, при обнаружении системой 100 управления углом поворота проскальзывания корпуса воздушного судна, происходит переключение выходной линии к носовому колесу, предотвращающее подачу на носовое колесо в качестве сигнала управляющей команды чрезмерно большого угла поворота S, который иначе способствовал бы проскальзыванию корпуса воздушного судна. В результате заданный пилотом чрезмерный угол S поворота не поступает на выход в качестве сигнала управляющей команды для носового колеса, и вместо этого в качестве нового сигнала команды управления на носовое колесо поступает номинальный угол поворота S. Поэтому при обнаружении системой 100 управления углом поворота проскальзывания корпуса воздушного судна обеспечено сохранение постоянства угла ( = номинальному углу поворота S) или регулировка с обеспечением постоянства угла управляемого носового колеса. Таким образом будет также обеспечено постоянство скорости поворота корпуса воздушного судна и минимизирована степень проскальзывания корпуса воздушного судна. Соответственно, пилот не столкнется с неуправляемой ситуацией, при которой невозможно осуществлять прямое управление корпусом воздушного судна по команде управления, при этом дополнительным преимуществом будет снижение рабочей нагрузки на пилота. Результаты проверочных испытаний вышеописанной системы 100 управления углом поворота приведены ниже со ссылками на фиг.3-5.
[0016] На фиг.3 приведен поясняющий график, показывающий заданную траекторию при проверочных испытаниях.
Для подтверждения положительных эффектов заявленного изобретения были проведены проверочные испытания с определением ошибки траектории между действительной траекторией следования и заданной траекторией во время перемещения корпуса воздушного судна при заранее заданных условиях и заданной траектории с фиг.3.
[0017] На фиг.4 приведены поясняющие графики, показывающие временные ряды данных команды управления (сплошная жирная линия), угла управляемого носового колеса (сплошная линия) и скорости поворота (пунктирная линия) во время движения корпуса воздушного судна по заданной траектории с фиг.3. Следует отметить, что на фиг.4(a) показаны данные управляющей команды, угла управляемого носового колеса и скорости поворота в случае разрешения функционирования (защита включена) средств 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы, выполненных в соответствии с настоящим изобретением, при этом на фиг.4(b) показаны данные управляющей команды, угла управляемого носового колеса и скорости поворота в случае отказа в разрешении функционирования (защита отключена) средств 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы, выполненных в соответствии с настоящим изобретением.
В нормальном состоянии, при котором отсутствует проскальзывание корпуса воздушного судна, скорость поворота по существу согласована с управляющей командой. Другими словами, имеется совпадение указанных трех видов линий.
При этом, как показано на фиг.4(b), если имеется проскальзывание корпуса воздушного судна в результате большого угла поворота, скорость поворота уже не согласована с управляющей командой. Другими словами, имеется отклонение пунктирной линии от двух других видов линий.
С другой стороны, как показано на фиг.4(a), в случае, когда средствам защиты носового колеса от выхода за предельные границы, выполненным в соответствии с настоящим изобретением, разрешено функционировать, действительный угол колеса ограничен даже при повышенной команде управления, так что скорость поворота согласована с углом колеса в диапазоне, в котором не происходит проскальзывания. Это указывает на то, что угол колеса имеет согласование и хорошую управляемость по отношению к поступающему от пилота сигналу управляющей команды угла поворота S, и корпус воздушного судна перемещается по заданной траектории.
[0018] На фиг.5 приведен поясняющий график, показывающий ошибку траектории между действительной траекторией следования и заданной траекторией.
Разрешение функционирования средств защиты носового колеса от выхода за предельные границы, выполненных в соответствии с настоящим изобретением, на особо скользкой рулежной дорожке привело к желательному уменьшению (средней) ошибки траектории.
S
S
[0019] Как уже указано, заявленная система 100 управления углом поворота выполнена как система управления углом поворота воздушного судна, на выходе которой в качестве сигнала управляющей команды для управляемого носового колеса (носового колеса) обеспечено получение управляющего сигнала, соответствующего углу S поворота, и которая содержит средства 4 защиты носового колеса от выхода за предельные границы, в состав которых входит задатчик 41 номинального угла поворота, вычисляющий номинальный угол S поворота в предположении отсутствия проскальзывания воздушного судна; устройство 42 обнаружения проскальзывания, выявляющее проскальзывание корпуса воздушного судна на основе номинального угла S поворота; и переключающее устройство 43, выбирающее сигнал управляющей команды для носового колеса совместно с устройством 42 обнаружения проскальзывания. Это позволяет пилоту осуществлять устойчивые повороты корпуса воздушного судна по команде управления независимо от состояния поверхности рулежной дорожки и своего опыта и навыков руления. В результате обеспечена возможность осуществления устойчивого руления и значительного снижения рабочей нагрузки на пилота. Кроме того, за счет использования средств 4 защиты, выполненных в соответствии с заявленным изобретением, пилот редко сталкивается с состоянием, в котором невозможно выполнять маневрирование, соответственно предполагается уменьшение числа таких аварийных ситуаций, как отклонение воздушного судна от рулежной дорожки или столкновение с препятствием вследствие потери управления направлением движения, и существенное повышение безопасности при выполнении выруливания.
ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬ
[0020] Заявленную систему управления углом поворота целесообразно использовать в оборудовании, предназначенном для предотвращения проскальзывания управляемого носового колеса воздушного судна.