СИСТЕМА ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ СКОЛЬЖЕНИЯ
SIDESLIP PREVENTION SYSTEM

Настоящее изобретение касается авиационной техники, а именно систем предупреждения о приближении к опасным значениям параметров полета, используемых на самолетах и вертолетах. Изобретение относится к рубрике B64D43/02 МКИ.
Из уровня техники известна классическая система управления летательного аппарата, изображение которой размещено в сети Интернет по адресу https://i.pinimq.com/564x/f4ed222730d60944ffa4b176bd838da0.ipq и включающая в себя ручку либо штурвал, предназначенный для управления в каналах тангажа и крена, и педали управления, используемые для управления в канале рыскания.
Характерной особенностью классической системы управления является мнемоническое противоречие, так как в отличие от ручки управления или штурвала, которая как бы наклоняет пол кабины в ту сторону, в которую отклоняется пилотом, тогда как педали управления движутся в противоположную сторону относительно вызываемой ими реакции летательного аппарата.
Причины этого не до конца понятны, поскольку классическая система управления является частью наследия, доставшегося современным авиаторам от эмпирического этапа развития авиации, в котором кажущаяся практичность того или иного решения стояла выше его логического и научного обоснования.
Доказательством наличия данного противоречия является эксперимент на авиасимуляторе, поставленный автором данной заявки в 2015 году на группе из 30 добровольцев, не знакомых с управлением летательными аппаратами. В ходе этого эксперимента более 70% испытуемых в процессе симуляции впервые пробуя осуществить руление для поворота направо давали левую педаль и наоборот.
Кроме того, опрос 20 частных пилотов, также проведенный автором данной заявки выявил, что привыкание к реакции самолета на педали управления является одной из главных проблем, с которыми они сталкивались в процессе обучения пилотированию. Кроме того, около 20% процентов пилотов признали, что на момент опроса не смогли в полной мере привыкнуть к реакции самолета на дачу педали и вынуждены периодически сознательно контролировать работу ног в процессе пилотирования.
Существует несколько гипотез, объясняющих данную особенность системы управления, наиболее вероятной можно считать гипотезу отрицательной обратной связи по боковой перегрузке. Суть данной гипотезы состоит в том, что пилот, тело которого отклоняется вправо под действием боковой перегрузки, рефлекторно стремится упереться в пол кабины правой ногой, при этом дача правой ноги способствует устранению возникшей боковой перегрузки. В пользу данной гипотезы также говорят конструктивные особенности аэропланов начала XX века, среди которых можно отметить сиденье пилота, выполненное в виде стула с низкой спинкой, частое отсутствие привязных ремней и педали, выполненные в виде поворотного стержня (rudder bar), расположенного существенно ниже уровня подушки сиденья. Такая эргономика предполагала позу, напоминающую позу всадника, который балансирует на стременах, сидя в седле.
С другой стороны, типичная кабина современного легкого самолета или планера, выглядит иначе: нижняя точка подушки сиденья находится на одном уровне с педалями управления, а само сиденье имеет высокую спинку и систему привязных ремней. Таким образом, никакого балансирования на педалях в данном случае быть не может, и работа ног в соответствии с общепринятым алгоритмом становится не интуитивным действием, а выученным навыком.
Еще одной гипотезой, объясняющей принятый алгоритм работы педалей управления, можно считать гипотезу обеспечения большего удобства одновременного отклонения ручки и педалей управления. Ее сущность заключается в том, что при вводе в правый разворот дача правой ноги обеспечивает опускание правого бедра и колена, что создает запас свободного пространства для отклонения ручки управления вправо, таким образом, компенсируя вредный момент рыскания, создаваемый элеронами на вводе в разворот и на выводе из него, пилот испытывает минимальные неудобства.
Из уровня техники известен также указатель скольжения, изображение которого приводится в сети Интернет по адресу http://aero-shop.ru/uploads/6/incl_1.jpg
Данное устройство представляет собой уклономер, выполненный в виде дугообразной стеклянной трубки, заполненной жидкостью, в которую помещен контрастно окрашенный шарик, при этом нейтральное положение шарика соответствует вектору перегрузки, направленному вертикально вниз в связанной системе координат.
Характерной особенностью указателя скольжения является то, что он также мнемонически инвертирован, как и педали управления: когда нос самолета уходит влево, шарик вместе с вектором перегрузки уходит вправо и из этой особенности вытекает третья версия о причинах использования в системе управления инвертированных педалей - версия мнемонической совместимости педалей и указателя скольжения.
Эта совместимость выражается в том, что, давая правую педаль управления, пилот выталкивает шарик влево, то есть шариком (но не самолетом) педали управляют по прямому, а не инвертированному алгоритму, поскольку в большинстве ситуаций дача ноги производится на основании положения шарика, а не оценки закабинной обстановки.
С другой стороны, когда пилоту приходится использовать педали управления не глядя на шарик, а это происходит в основном при рулении, во время разбега и пробега, а также при выводе из сваливания и штопора, то в этом случае реакция управляемого объекта, которым в данном случае становится самолет, из прямой превращается в обратную.
Кроме того, недостатком указателя скольжения является необходимость периодического отвлечение внимания пилота, при этом положение шарика на определенных этапах полета, например, при выполнении четвертого разворота при полете по кругу, является вторым по важности после воздушной скорости контролируемым параметром полета и его выход из контура распределения внимания легко становится предпосылкой к тяжелому летному происшествию.
Из уровня техники известен также механизм тряски штурвала самолета Boeing 737, фотография которого размещена в сети Интернет по адресу https://www.fsc.it/Gallery/Products/118576/IMAGEMASTER/FSC-B737-STICK-SHAKER-SINGLE-MASTER.jpg
Данный механизм представляется собой электровибратор, содержащий электродвигатель, понижающую зубчатую передачу и груз, размещенные в корпусе и крепящиеся к штурвальной колонке при помощи хомута.
Недостатком данной системы является то, что у недостаточно подготовленных пилотов она провоцирует усиление стресса, вызванное включением мощного вибратора на фоне звучащего в кабине громкого звукового сигнала, что приводит к эффекту «укрощения штурвала», то есть попыткам удержать штурвал на месте через приложение к нему максимальных мускульных усилий, при этом пилот полностью выпадает из контура управления.
Вышеописанный механизм тряски штурвала также входит в состав известной из уровня техники «системы оповещения о сваливании самолета» описание которой приводится в патенте США №4908619 от 13.11.1984, и которая по совокупности своих конструктивных признаков является ближайшим аналогом предложенного изобретения. Данная система предупреждения установлена на пилотируемом летательном аппарате, включающем в себя пост управления с органами управления, выполненными, в том числе, в виде педалей управления, обеспечивающих управление летательным аппаратом в канале рыскания и содержит, по меньшей мере, один вибратор, конструктивно связанный с, по меньшей мере, одним органом управления, а также средства активации, включающие в себя, по меньшей мере, один, электронный блок управления, а также, по меньшей мере, один источник входного сигнала, при этом средства активации выполнены с возможностью включения вибратора и передачи на орган управления вибрации при приближении, по меньшей мере, одного из параметров полета к опасному значению.
Недостатком данного технического решения является неспособность оповещения пилота о наличии асимметрии обтекания, что теоретически может привести к развитию асимметричного срыва на крыле до достижения угла атаки, при котором срабатывает известная система предупреждения.
Из уровня техники известна также автомобильная педаль газа с тактильной обратной связью, представленная компанией Bosch в 2016 году. Описание работы данной педали размещено в сети Интернет по адресу https://os1.ru/event/8621-bosch-predstavlyaet-pedal-akseleratora-s-obratnoy-svyazyu
Данная педаль оснащена актуатором с электроприводом, способным извещать водителя о неэкономичном режиме вождения, превышении допустимой скорости и так далее через вибрацию, «постукивание» и противодавление.
Таким образом, при разработке предложенной системы предупреждения скольжения была поставлена основная задача максимального упрощения выполнения координированных маневров, в том числе разворотов и виражей за счет обеспечения тактильного контроля асимметрии обтекания летательного аппарата.
Дополнительной задачей было обеспечение максимального быстродействия системы предупреждения.
Цель изобретения - повышение безопасности полетов за счет уменьшения вероятности потери управления.
Для достижения поставленной цели в известную конструкцию системы предупреждения, установленную на пилотируемом летательном аппарате, включающем в себя пост управления с органами управления, выполненными в том числе в виде педалей управления, обеспечивающих управление летательным аппаратом в канале рыскания и содержащая средства активации, включающие в себя, по меньшей мере, один электронный блок управления, по меньшей мере, один источник входного сигнала, а также два вибратора, каждый из которых конструктивно связан с одной из педалей управления с возможностью передачи вибрации на одну из ног пилота, при этом конструктивное исполнение средств активации обеспечивает включение одного из двух вибраторов при превышении пороговой величины боковой составляющей перегрузки или угла скольжения.
Кроме того, конструктивное исполнение электронного блока управления обеспечивает подачу вибрационного сигнала на педаль управления, расположенную с наветренной стороны летательного аппарата, при этом устранение скольжения достигается нажатием на вибрирующую педаль управления вплоть до прекращения вибрации.
Кроме того, конструктивное исполнение электронного блока управления обеспечивает подачу вибрационного сигнала на педаль управления, расположенную с подветренной стороны летательного аппарата, при этом устранение скольжения достигается отпусканием вибрирующей педали управления и нажатием на противоположную педаль управления вплоть до прекращения вибрации.
Кроме того, источник входного сигнала выполнен в виде, по меньшей мере, одного акселерометра, установленного с возможностью измерения величин вертикальной и боковой составляющих перегрузки, при этом конструктивное исполнение электронного блока управления обеспечивает определение порога срабатывания системы предупреждения на основании функциональной зависимости величин вертикальной и боковой составляющих перегрузки.
Кроме того, источник входного сигнала выполнен в виде датчика угла скольжения, выполненного в виде флюгированной аэродинамической поверхности с датчиком положения, установленной на внешней поверхности летательного аппарата с возможностью непосредственного измерения степени асимметрии обтекания летательного аппарата.
Кроме того, конструктивное исполнение электронного блока управления обеспечивает разность порогов включения и выключения вибраторов, при этом порог отключения ниже порога включения.
Кроме того, конструктивное исполнение вибраторов и электронного блока управления обеспечивает изменение интенсивности передаваемой на педаль управления вибрации при изменении величины боковой перегрузки либо угла скольжения, в соответствии с заложенной в электронный блок управления функциональной зависимостью.
Кроме того, конструктивное исполнение электронного блока управления обеспечивает отключение вибраторов при уменьшении вертикальной перегрузки ниже порогового значения независимо от величины и направления боковой перегрузки.
Кроме того, каждый из вибраторов содержит корпус, бесколлекторный электродвигатель постоянного тока, противовес и контроллер, при этом бесколлекторный электродвигатель постоянного тока расположен в корпусе и включает в себя ось, статор с катушками индуктивности и, по меньшей мере, тремя выводами, а также ротор с постоянными магнитами, при этом статор и ось неподвижно установлены в корпусе, ротор установлен на оси при помощи подшипников качения и выполнен с кольцевой выточкой, постоянные магниты расположены на внешней цилиндрической поверхности кольцевой выточки ротора, статор с катушками индуктивности входит в кольцевую выточку ротора, противовес расположен на внешней поверхности ротора или является его составной частью, при этом каждый из вибраторов неподвижно закреплен на педали управления с возможностью передачи на нее сил инерции, возникающих при вращении ротора в сборе с противовесом, каждый из контроллеров конструктивно связан с электронным блоком управления с возможностью приема управляющих сигналов и выводами бесколлекторного электродвигателя постоянного тока с возможностью раскрутки ротора до необходимых оборотов при включении вибратора и электродинамического торможения ротора при выключении вибратора, а электронный блок управления выполнен с возможностью подачи на контроллеры вибраторов управляющих сигналов.
Кроме того, система предупреждения установлена на летательном аппарате, каждая из педалей управления которого включает в себя рычаг, ось и тормозную площадку, при этом тормозная гашетка установлена на рычаге при помощи оси с возможностью колебательного движения, а каждый из вибраторов установлен на педали управления таким образом, что ось тормозной площадки параллельна оси ротора бесколлекторного электродвигателя постоянного тока.
Благодаря введенным конструктивным признакам уменьшается вероятность потери управления при выполнении различных маневров, таких как виражи и развороты, за счет обеспечения тактильного контроля асимметрии обтекания летательного аппарата и вывода расположенного на панели приборов указателя скольжения из контура распределения внимания пилота.
Настоящее изобретение иллюстрируется чертежами, на которых обозначено:
На Фиг. 1 Общий вид педалей управления, оснащенных вибраторами по П. 9 и 10 Формулы.
На Фиг. 2 - Структурная схема системы предупреждения скольжения по П. 4 Формулы.
На Фиг. 3 - Структурная схема системы предупреждения скольжения по П. 5 Формулы.
На Фиг. 4 Органы управления и указатель скольжения до ввода в правый разворот.
На Фиг. 5 Органы управления и указатель скольжения в момент выдачи предупреждающего сигнала на правую педаль по П. 2 Формулы.
На Фиг. 6 Органы управления и указатель скольжения после ввода в координированный разворот.
На Фиг. 7 Графики зависимости от времени угла скольжения бета, угла отклонения руля направления дельта и амплитуды колебаний площадки педали управления D на вводе в координированный правый разворот.
На Фиг. 8 Графики зависимости порога срабатывания системы предупреждения скольжения от соотношения вертикальной и боковой перегрузок по П. 4 Формулы.
На Фиг. 9 Диаграмма разности порогов включения и выключения по П. 6 Формулы.
На Фиг. 10 График зависимости амплитуды вибраций от величины угла скольжения или боковой перегрузки.
На Фиг. 11 График областей срабатывания системы предупреждения скольжения по П. 8 Формулы.
Система предупреждения скольжения, согласно изобретению, установлена на посту управления летательного аппарата, содержащем, в том числе, сиденье пилота (1), ручку управления (2), педали управления (3), а также указатель скольжения (4) с шариком (5).
Предлагаемая система предупреждения скольжения включает в себя два вибратора по П. 9 Формулы, каждый из которых включает в себя контроллер (6) и бесколлекторный электродвигатель постоянного тока, содержащий корпус (7), статор (8) с выводами (9), ротор (10), ось ротора (11), постоянные магниты (12) и противовес (13), при этом статор (8) и постоянные магниты (12) расположены в кольцевой выточке ротора (10) с возможностью перемещения относительно друг друга, противовес (13) расположен на наружной поверхности ротора (10), ротор (10) установлен в корпусе (7) на оси ротора (11) при помощи подшипников качения (14), а статор (8) неподвижно установлен в корпусе (7).
Кроме того, согласно П.9 и 10 Формулы каждый из вибраторов установлен на педали управления (3), содержащей рычаг (15), ось педали (16) с гнездом (17) и тормозную площадку (18), при этом корпус (7) установлен на рычаге (15), а ось ротора (11) входит в гнездо (17) оси педали (16) и параллельна ей. Кроме того, система предупреждения скольжения включает в себя электронный блок управления (19), а также источники входного сигнала, которые могут быть выполнены как в виде акселерометров (20) по П. 4 Формулы, так и в виде датчика угла скольжения по П. 5 Формулы, представляющего собой флюгированную аэродинамическую поверхность (21) с датчиком положения (22), при этом контроллеры (6), а также акселерометры (20) и датчик положения (22) конструктивно связаны с электронным блоком управления.
Система предупреждения скольжения по П. 1 Формулы, структурная схема которой изображена на Фиг. 2 и 3, работает следующим образом:
Исходное положение самолета до ввода в правый разворот изображено на Фиг. 4, при этом шарик (5), ручка управления (2) и педали управления (3) находятся в положении близком к нейтральному. При вводе самолета в правый разворот пилот отклоняет ручку управления (2) вправо и на себя, что приводит к дифференциальному отклонению элеронов и отклонению руля высоты на кабрирование. В свою очередь, отклонение указанных рулей создает моменты крена Мх рыскания My и тангажа Mz, при этом момент рыскания My при виде на самолет сверху направлен против часовой стрелки, что приводит к отклонению носа самолета влево, а шарик (5) указателя скольжения (4) отклоняется вправо и когда величина скольжения превышает пороговое значение, средства активации приводят в действие один из вибраторов, что приводит к передаче вибрационного сигнала на правую педаль управления (3) в соответствии с П. 2 Формулы, что показано на Фиг. 5. Ощутив вибрацию правой педали управления (3), пилот сразу же начинает отклонять вперед (дает) правую педаль управления (3) до прекращения вибрации педали управления (3), что приводит к уменьшению угла скольжения до безопасной величины, что показано на Фиг. 6, при этом динамика угла скольжения бета, угла отклонения руля направления дельта и амплитуды вибрации педали управления (3) в описанном выше процессе ввода в правый разворот изображена на Фиг. 7.
При этом технический результат, заключающийся в упрощении пилотирования, достигается за счет того, что пилот в ряде случаев может не смотреть на указатель скольжения (4) для координации полета, что упрощает структуру контура распределения внимания и снижает вероятность ошибки пилота в устранении скольжения.
При этом выбор педали управления (3), на которую должен подаваться вибрационный сигнал при возникновении скольжения летательного аппарата, не очевиден на момент составления данной заявки и требует дополнительных исследований. С одной стороны наиболее логичным выглядит устранение скольжение через нажатие на вибрирующую педаль управления (3) до прекращения ее вибрации, соответствующий П. 2 Формулы.
С другой стороны в отпускании вибрирующей педали управления (3) в соответствии с П. 3 Формулы также присутствует логика, поскольку при даче той или иной ноги появление на перемещаемой вперед педали вибрации на уровне подсознания указывает на переход летательного аппарата в нежелательный режим полета.
Вместе с тем, следует отметить, что если в соответствии с П. 3 Формулы для устранения скольжения от пилота требуется не нажатие на вибрирующую педаль управления (3), а, напротив, ее отпускание и нажатие на противоположную педаль управления (3), присутствует теоретическая вероятность того, что отпускание одной из педалей управления (3) приведет к снятию с нее давления до исчезновения ощущения вибрации, при этом противоположная педаль управления (3) не будет нажата на необходимую величину и таким образом скольжение не будет должным образом скомпенсировано отклонением руля направления. Такого рода развитие событий может иметь место, например, в случае слишком большого для данного пилота расстояния от сиденья пилота (1) до педалей управления (3) или при высокой величине скоростного напора, увеличивающей шарнирный момент руля направления и усилие на педалях управления (3).
Функционирование средств активации по П. 4 Формулы, отличается, тем, что выработка управляющего сигнала осуществляется на основе сравнения величин вертикальной и боковой перегрузок, регистрируемых двумя акселерометрами (20) на основе заложенной в электронный блок управления (19) функциональной зависимости, изображенной на Фиг. 8, при этом структурная схема данного варианта реализации изобретения изображена на Фиг. 2.
Наличие возможности коррекции данной функциональной зависимости на программном уровне обеспечивает технический результат в виде точной настройки системы предупреждения под особенности пилотирования конкретного типа самолета. Так, например, приближение порога включения вибраторов к вертикали (линия а на Фиг. 8) делает систему предупреждения более «строгой» с ростом перегрузки, что может быть очень полезной для некоторых типов самолетов.
При этом расположенная под большим углом к вертикали зависимость (линия b на Фиг. 8) соответствует включению вибраторов по одному и тому же положению шарика (5) классического указателя скольжения (4).
Работа средств активации по П. 5 отличается непосредственным измерением угла скольжения за счет определения положения флюгированной аэродинамической поверхности (21) при помощи датчика положения (22), при этом порог срабатывания вибраторов может быть как постоянным, так и корректируемым по другим параметрам полета, таким как вертикальная перегрузка, воздушная скорость, угол атаки, угол крена и так далее, при этом структурная схема данного варианта реализации изобретения изображена на Фиг. 3.
Работа средств активации по П. 6 Формулы отличается тем, что порог отключения вибратора меньше порога включения, что показано на Фиг. 9, при этом основным техническим результатом является уменьшение вероятности отвлекающего пилота циклического срабатывания вибратора, что обеспечивается интервалом между порогами включения и выключения вибраторов, показанным на Фиг. 9 в виде заштрихованной зоны.
Работа средств активации по П. 7 Формулы отличается возможностью увеличения интенсивности вибрации, передаваемой на педаль управления (3) по мере увеличения боковой перегрузки или угла скольжения, в соответствии с заложенной в электронный блок управления (18) функциональной зависимостью, в упрощенном виде изображенной на Фиг. 10. Данная возможность дополнительно повышает информативность системы предупреждения скольжения и упрощает соразмерное реагирование пилота на выданное предупреждение.
Работа средств активации по П. 8 Формулы отличается тем, что электронный блок управления (18) отключает вибраторы при попадании летательного аппарата в условия околонулевой вертикальной перегрузки, что соответствует зазору d на Фиг. 11, Благодаря этому исключается срабатывание системы предупреждения скольжения в условиях, при которых превышение порога боковой перегрузки не оказывает существенного влияния на безопасность полета.
При срабатывании средств активации независимо от их конструктивного исполнения работа вибратора характеризуется следующими особенностями: при подаче управляющего сигнала от электронного блока управления (19) на один из контроллеров (6), контроллер (6) запускает бесколлекторный электродвигатель постоянного тока, за счет подачи импульсов напряжения на выводы (9) статора (8). Ротор (10) с противовесом (13), начинает вращаться на оси ротора (11), часть которой расположена в гнезде (17) оси педали (16) обеспечивая передачу вибрации непосредственно на ось педали (16) и тормозную площадку (18). При этом свойственная бесколлекторному электродвигателю постоянного тока высокая приемистость, обеспечивает быстродействие создаваемой вибратором обратной связи, что жизненно важно для нормального функционирования системы предупреждения скольжения, поскольку угол скольжения относится к наиболее быстро меняющимся параметрам полета.
Дале при устранении пилотом скольжения путем нажатия на одну из педалей управления (3) электронный блок управления (19) прекращает подачу управляющего сигнала на контроллер (6), при этом конструктивное исполнение контроллера (6) при отсутствии управляющего сигнала от электронного блока управления (18) обеспечивает электродинамическое торможение ротора (10) за счет замыкания между собой выводов (9) статора (8), что позволяет пилоту своевременно ощутить достаточность введенной коррекции (3).
При установке вибраторов на педалях управления (3) по П. 10 Формулы технический результат заключается в более эффективной передаче вибрации на ноги пилота, что позволяет уменьшить вес и габариты вибраторов, при этом данный вариант реализации изобретения изображен на Фиг. 1 чертежей.
Таким образом, введение в известную систему предупреждения вышеописанных конструктивных признаков обеспечивает упрощение пилотирования, повышает безопасность выполнения маневров за счет обеспечения тактильного контроля асимметрии обтекания летательного аппарата и выведения расположенного на панели приборов указателя скольжения (4) из контура распределения внимания пилота.