Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПИЛОТИРОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТНОСИТЕЛЬНО ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ ОДНОЙ ОСИ ПИЛОТИРОВАНИЯ

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 ΔР, зависящее от указанного управляющего значения Р, представляющего угловую скорость крена;

- вычисляют произведение этого значения ΔР и указанного фактического регулируемого значения p, представляющего фактическую регулируемую угловую скорость крена; и

- 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 ΔР определялось с помощью следующего выражения:

ΔР=Р/5.

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 ΔP, зависящее от указанного управляющего значения Р, представляющего угловую скорость крена;

- вычисляют произведение этого значения ΔP и указанного фактического регулируемого значения p, представляющего фактическую регулируемую угловую скорость крена; и

- 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 ΔP с помощью следующего выражения:

ΔP=P/5.

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.