RU2539708C1 - Helicopter flight command indicator - Google Patents
Helicopter flight command indicator Download PDFInfo
- Publication number
- RU2539708C1 RU2539708C1 RU2013158499/11A RU2013158499A RU2539708C1 RU 2539708 C1 RU2539708 C1 RU 2539708C1 RU 2013158499/11 A RU2013158499/11 A RU 2013158499/11A RU 2013158499 A RU2013158499 A RU 2013158499A RU 2539708 C1 RU2539708 C1 RU 2539708C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- helicopter
- flight
- index
- aircraft
- speed
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам отображения информации, используемой пилотом и членами экипажа при пилотировании вертолетом, а именно к командно-пилотажным индикаторам (КПИ).The invention relates to devices for displaying information used by the pilot and crew when piloting a helicopter, and in particular to flight control indicators (KPI).
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому техническому решению является «Командно-пилотажный индикатор». Патент на изобретение РФ №2474862, заявка №2011153634, приоритет изобретения 28 декабря 2011 г., МПК G01C 23/00, G05D 1/00, который состоит из экрана на котором индицируются:The closest in technical essence to the claimed technical solution is the "Flight indicator". RF patent No. 2474862, application No. 2011153634, priority of invention December 28, 2011, IPC G01C 23/00, G05D 1/00, which consists of a screen on which are displayed:
- неподвижный относительно центра индикационного поля экрана отсчетный индекс в виде стилизованного изображения самолета при виде сзади с выпущенными шасси ("Самолет"), индекс "Самолет" выполнен с возможностью поворота вокруг своего центра симметрии, обозначающий текущее положение вертолета в пространстве;- a reference index in the form of a stylized image of the plane, fixed relative to the center of the display field of the screen when viewed from the rear with the landing gear (“Airplane”), the “Airplane” index is rotatable around its center of symmetry, indicating the current position of the helicopter in space;
- подвижный индекс в виде стилизованного изображения самолета при виде сзади с выпущенными шасси, обозначающий требуемое положение вертолета в пространстве "Лидер", имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет".- a moving index in the form of a stylized image of the aircraft when viewed from the rear with the landing gear extended, indicating the desired position of the helicopter in the Leader space, having the ability to rotate around its center of symmetry, as well as moving vertically and horizontally relative to the Airplane index.
Стилизованное изображение индексов "Самолет" и "Лидер" выполнено в виде одной горизонтальной прямой, символизирующей крылья летательного аппарата (ЛА), и одной вертикальной прямой, символизирующей киль ЛА и пересекающей горизонтальную прямую в ее центре под прямым углом, создается в генераторе символов, соединенном с экраном.The stylized image of the indices “Aircraft” and “Leader” is made in the form of one horizontal line symbolizing the wings of an aircraft (LA), and one vertical line symbolizing the keel of the aircraft and intersecting the horizontal line in its center at a right angle, is created in the symbol generator connected with a screen.
Средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блоков вычисления характеристик "Лидера", на входы которых поступают сигналы из систем ЛА и снабжены блоком вычисления параметров текущего угла скольжения, блоком вычисления значения расчетного угла крена, блоком вычисления расчетного угла скольжения, блоком расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА, блоком вычисления значения расчетного угла тангажа, блоком расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА, на входы которых поступают сигналы из систем ЛА, а с выходов которых на генератор символов поступают сигналы в соответствии с величиной ошибки управления по высоте, обеспечивающее перемещение индекса "Лидер" по индикационному полю в вертикальном направлении, по углу тангажа и поворотом его вокруг центра симметрии в соответствии с величиной ошибки по углу крена, увеличением или уменьшением линейных размеров индекса "Лидер" при увеличении или уменьшении соответственно заданной скорости полета таким образом, что при нулевых значениях ошибок по всем контролируемым параметрам индекс "Лидер" совмещается с индексом "Самолет", а выходы которых соединены с входами генератора символов, а также выполнен с возможностью индикации индекса "радиовысота" и неподвижной неравномерной шкалы значения высоты полета, индицируемой на вертикальной стороне границы индикационного поля экрана с нулевым значением высоты, расположенным на уровне горизонтальной линии, проходящей через центр индикационного поля экрана, при этом оба индекса "Самолет" и "Лидер" выполнены с возможностью одновременного отображения текущего угла скольжения и угла тангажа индекса "Самолет" и отклонение от заданного угла скольжения и угла тангажа индекса "Лидер" путем индикации треугольника, основание которого равно длине горизонтальной прямой линии, символизирующей крылья ЛА, а положение вершины треугольника соответствует текущему значению угла тангажа и угла скольжения индекса "Самолет" и отклонению от заданного значения угла тангажа и угла скольжения индекса "Лидер".Means of control of the Leader moving index, made in the form of Leader characteristics calculation blocks, the inputs of which receive signals from aircraft systems and are equipped with a unit for calculating the parameters of the current sliding angle, a unit for calculating the value of the estimated roll angle, a unit for calculating the estimated sliding angle, and a calculation unit aircraft deviations in flight altitude and scale factor of aircraft altitude deviation, unit for calculating the value of the estimated pitch angle, unit for calculating lateral deviation and scale factor for lateral aircraft deflection, to the inputs of which signals from aircraft systems are received, and from the outputs of which signals are sent to the symbol generator in accordance with the height control error value, which allows the Leader index to move along the display field in the vertical direction, along the pitch angle and rotate it around center of symmetry in accordance with the error in roll angle, increase or decrease in linear dimensions of the Leader index with an increase or decrease in accordance with a given flight speed in such a way that at zero the error conditions for all controlled parameters, the Leader index is combined with the Airplane index, and the outputs of which are connected to the inputs of the symbol generator, and is also configured to display the radio altitude index and a fixed uneven scale of the flight altitude value displayed on the vertical side of the display boundary fields of the screen with a zero height value, located at the level of a horizontal line passing through the center of the display field of the screen, while both “Airplane” and “Leader” indexes are made with the possibility simultaneously displaying the current glide angle and pitch angle of the Airplane index and the deviation from the specified glide angle and pitch angle of the Leader index by indicating a triangle whose base is equal to the length of a horizontal straight line symbolizing the wings of the aircraft, and the position of the apex of the triangle corresponds to the current value of the pitch angle and the slip angle of the "Airplane" index and the deviation from the set value of the pitch angle and the slip angle of the "Leader" index.
В прототипе командно-пилотажного индикатора представленная индикация в виде отклонения текущей скорости полета ЛА от программно-заданной скорости полета визуализируется увеличением или уменьшением подобия геометрического размера фигуры индекса "Лидер" («для учета влияния текущей скорости полета ЛА величина отклонения текущей скорости полета ЛА от заданной скорости полета ΔV=(Vзад-Vтек), масштабируется и, как визуализирующий сигнал коэффициента масштаба скорости полета ЛА mV, подается в генератор символов (ГС) 15 для индикации увеличения или уменьшения подобия геометрического размера фигуры индекса "Лидер" 4»). «Разность скоростей ΔV=(Vзад-Vтек) определяет коэффициент масштаба скорости полета ЛА-mV. Когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек меньше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад, индекс "Лидер" 4 уменьшается в размерах - "удаляется". Когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек больше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад, индекс "Лидер" 4 увеличивается в размерах - "приближается". Когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек равно программно заданному вектору скорости ЛА Vзад, индекс "Лидер" 4, имеет геометрический размер равный геометрическому размеру индекса "Самолет" 5». Управляя своим вертолетом в продольной плоскости по углу тангажа, летчик наблюдает изменение геометрической фигуры угла тангажа индекса "Самолет", который индицируется на экране КПИ в виде треугольника, линия основания которого равна длине горизонтальной прямой линии, символизирующей крылья ЛА, а «положение вершины треугольника соответствует текущему значению угла тангажа индекса "Самолет"». Как видно из описания прототипа командно-пилотажного индикатора, летчику, управляющему своим самолетом в директорном режиме ручного управления, достаточно выдерживать геометрическое подобие индекса «Самолет» с геометрическим подобием фигуры индекса «Лидер», представленных на экране КПИ, не задумываясь о числовом значении величины скорости полета ЛА на данном участке маршрута. В директорном режиме ручного управления полетом процесс перевода вертолета со значения одной текущей скорости полета на другое значение текущей скорости полета выполняется осторожно, напряженно и растягивается во времени с одновременным увеличением ошибочных действий органами продольного управления полетом вертолета. Но может случиться так, что летчик получит радиокоманду о том, чтобы срочно измененить величину первоначально заданной программированной для директорного режима автоматического управления текущей скорости полета в связи со сложными метеоусловиями или с условиями изменения полетного задания на вполне конкретное числовое значение скорости для пограммируемого вновь директорного режима автоматического управления полетом. Инерция большой массы вертолета при директорном режиме ручного управления вертолетом значительно усложняет процесс изменения вновь задаваемой программируемой скорости полета для директорного режима автоматического управления.In the pilot-flight indicator prototype, the presented indication in the form of a deviation of the current flight speed of the aircraft from the programmed flight speed is visualized by increasing or decreasing the similarity of the geometric size of the Leader index figure (“to take into account the influence of the current flight speed of the aircraft, the deviation of the current flight speed of the aircraft from the specified flight speed ΔV = (Vsp-Vtek), is scaled and, as the visualizing signal of the coefficient of the scale of the flight speed of the aircraft mV, is supplied to the symbol generator (GS) 15 to indicate an increase or reducing the similarity of the geometric size of the figure of the
Срочное изменение текущей скорости полета вертолета (в директорном режиме ручного управлении полетом) на скорость полета, соответствующую определенному числовому значению, потребует от летчика большого нервного напряжения и профессионального опыта, т.к. делая управляющее движение органами управления, и тем самым изменяя угол тангажа, он приводит в угловое движение массу вертолета. Летчику придется интуитивно определять, что угловая скорость угла тангажа его вертолета установилась и равна нулю и одновременно по указателю скорости считывать показания установившейся текущей скорости полета и затем повторять следующее управляющее движение органами управления по углу тангажа до тех пор, пока не будет достигнута заданная скорость полета вертолета. Такой способ изменения скорости полета требует большого количества приближений управляющими движениями органов управления.An urgent change in the current helicopter flight speed (in the director mode of manual flight control) to a flight speed corresponding to a certain numerical value will require a lot of nervous tension and professional experience from the pilot, since making control motion by the controls, and thereby changing the pitch angle, it leads to the angular motion of the mass of the helicopter. The pilot will have to intuitively determine that the angular velocity of the pitch angle of his helicopter is set to zero and at the same time read the steady current speed reading using the speed indicator and then repeat the next control movement by the pitch angle control until the helicopter reaches the desired flight speed . This method of changing flight speed requires a large number of approximations by the control movements of the controls.
Технической задачей заявляемого изобретения является:The technical task of the invention is:
- повышение безопасности и упрощение пилотирования вертолетом на горизонтальном участке маршрута за счет повышения информационной наглядности представления на экране КПИ заданной скорости полета вертолета и снятия психофизиологической нагрузки с летчика в процессе изменения текущей скорости полета, при переходных скоростных режимах полетов с одного числового значения текущей скорости полета вертолета на другое числовое значение скорости полета вертолета в условиях синдрома эмоционального выгорания (эмоциональные нагрузки, вибрации, нехватка кислорода, перепады давления, дефицит времени на принятие решения, полет на малой высоте и другие аналогичные факторы);- improving the safety and simplification of helicopter piloting on a horizontal section of the route by increasing the information clarity of the presentation on the KPI screen of a given helicopter flight speed and removing the psychophysiological load from the pilot in the process of changing the current flight speed, with transient high-speed flight modes from one numerical value of the current helicopter flight speed to another numerical value of the helicopter flight speed in the conditions of the syndrome of emotional burnout (emotional stress, vibration AI, lack of oxygen, pressure differentials, lack of time for decision-making, flying at low altitude, and other similar factors);
- упрощение контроля выполнения программных режимов полета.- simplification of control over the implementation of program flight modes.
Техническая задача достигается тем, что командно-пилотажный индикатор вертолета, содержащий экран, на котором индицируются неподвижный относительно центра индикационного поля экрана отсчетный индекс "Самолет", выполненный в виде одной горизонтальной прямой, символизирующей крылья летательного аппарата (ЛА), и одной вертикальной прямой, символизирующей киль ЛА, и пересекающей горизонтальную прямую в ее центре под прямым углом, имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии и обозначающий текущее положение вертолета в пространстве, индицируемый на экране подвижный индекс "Лидер", выполненный в виде одной горизонтальной прямой, символизирующей крылья ЛА, и одной вертикальной прямой, символизирующей киль ЛА, и пересекающей горизонтальную прямую в ее центре под прямым углом, имеющий возможность поворота вокруг своего центра симметрии, а также перемещения по вертикали и горизонтали относительно индекса "Самолет" и обозначающий требуемое положение в пространстве, генератор символов, соединенный с экраном, средства управления подвижным индексом "Лидер", выполненные в виде блока вычисления характеристик "Лидера", а именно блока вычисления параметров текущего угла скольжения, блока вычисления значения расчетного угла крена, блока вычисления расчетного угла скольжения, блока расчета отклонения ЛА по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА, блока вычисления значения расчетного угла тангажа, блока расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА, на входы которых поступают сигналы из систем ЛА, а с выходов которых на генератор символов поступают сигналы в соответствии с величиной ошибки управления по высоте, обеспечивающие перемещение индекса "Лидер" по индикационному полю в вертикальном направлении, с возможностью индикации индекса "радиовысота" и неподвижной неравномерной шкалы значения высоты полета, индицируемой на вертикальной стороне границы индикационного поля экрана с нулевым значением высоты, расположенным на уровне горизонтальной линии, проходящей через центр индикационного поля экрана, при этом индекс "Самолет" и индекс "Лидер" выполнены с возможностью одновременного отображения угла скольжения и угла тангажа, путем индикации треугольника, основание которого равно длине горизонтальной прямой линии, символизирующей крылья ЛА, а положение вершины треугольника соответствует текущему значению угла тангажа и угла скольжения индексом "Самолет" и отклонению от заданного значения угла тангажа и угла скольжения индексом "Лидер" поворотом индекса "Лидер" вокруг центра симметрии в соответствии с величиной ошибки по углу крена, увеличением или уменьшением линейных размеров индекса «Лидер» при увеличении или уменьшении, соответственно, заданной скорости полета таким образом, что при нулевых значениях ошибок по всем контролируемым параметрам индекс "Лидер" совмещается с индексом "Самолет", дополнительно снабжен блоком учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета, блоком, индицирующим указатель скорости полета вертолета, блоком вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значения параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта, блоком расчета прогнозируемой скорости полета вертолета и переключателем блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости, причем вход блока учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета соединен с системами ЛА по параметрам расходуемой в полете массы полезной нагрузки вертолета, а выход соединен с входом блока вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значения параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта по параметру расходуемой в полете полезной нагрузки вертолета, выход которого соединен с первым входом блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета по параметру продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта, а второй вход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета соединен через переключатель блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости по параметру текущего значения угла тангажа, а выход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета по параметру заданной скорости полета вертолета и выход блока системы автоматического управления полетом по параметру текущей скорости полета вертолета соединены с входом блока, индицирующего на навигационном поле экрана указатель скорости полета вертолета, выход которого соединен с генератором символов, который выполнен с возможностью индикации указателя скорости полета вертолета с числовой шкалой и индексом указателя текущей скорости полета вертолета и индексом указателя заданной скорости полета вертолета.The technical problem is achieved by the fact that the flight indicator of a helicopter containing a screen on which the reference index "Airplane" is displayed, fixed relative to the center of the display field of the screen, is made in the form of one horizontal line, symbolizing the wings of an aircraft (LA), and one vertical line, symbolizing the keel of the aircraft, and intersecting the horizontal line in its center at a right angle, having the ability to rotate around its center of symmetry and indicating the current position of the helicopter in transference, the Leader moving index displayed on the screen, made in the form of one horizontal line symbolizing the wings of the aircraft, and one vertical line symbolizing the keel of the aircraft, and intersecting the horizontal line in its center at a right angle, having the ability to rotate around its center of symmetry, as well as moving vertically and horizontally relative to the “Airplane” index and indicating the required position in space, a symbol generator connected to the screen, controls for the moving index “Leader”, execution data in the form of a block for calculating the characteristics of the Leader, namely, a block for calculating the parameters of the current glide angle, a block for calculating the value of the estimated roll angle, a block for calculating the calculated glide angle, a block for calculating the aircraft deviation in flight altitude, and a scale factor for deviating the aircraft altitude, and a value calculating block the calculated pitch angle, the lateral deviation calculation unit, and the lateral deviation scale factor of the aircraft, the inputs of which receive signals from the aircraft systems, and from the outputs of which to the input symbol generator signals in accordance with the magnitude of the control error in height, ensuring the movement of the Leader index along the display field in the vertical direction, with the possibility of indicating the radio height index and a fixed uneven scale of the flight altitude value displayed on the vertical side of the display field border of the screen with a zero value height, located at the level of a horizontal line passing through the center of the display display field, while the index “Aircraft” and the index “Leader” are made with the possibility of simultaneous displaying the glide angle and pitch angle, by indicating a triangle whose base is the length of a horizontal straight line symbolizing the wings of the aircraft, and the position of the top of the triangle corresponds to the current value of the pitch angle and glide index “Airplane” and the deviation from the set pitch angle and glide angle “Leader” index by turning the “Leader” index around the center of symmetry in accordance with the size of the error in the angle of heel, increasing or decreasing the linear dimensions of the “Leader” index with increasing and or reducing, respectively, the set flight speed in such a way that at zero error values for all the controlled parameters, the Leader index is combined with the Airplane index, is additionally equipped with a helicopter payload flow meter in flight, a block indicating the airspeed indicator the helicopter, the calculation unit in the coordinate system associated with the helicopter of the spatial position of the center of mass, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the parameter of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter that to the rotor axis, the calculation unit of the predicted helicopter flight speed and the switch of the autopilot blocks of the automatic stabilization functions in pitch, height and speed, and the input of the metering unit for the flight in flight of the helicopter payload mass is connected to the aircraft systems according to the parameters of the helicopter payload mass spent in flight and the output is connected to the input of the calculation unit in the coordinate system of the spatial position of the center of mass associated with the helicopter, the moments of inertia of the helicopter in flight, and the parameter n the distance from the helicopter’s center of mass to the rotor axis according to the parameter of the helicopter’s useful payload, the output of which is connected to the first input of the predicted helicopter flight speed calculation unit according to the longitudinal distance from the helicopter’s center of mass to the rotor axis, and the second input of the predicted the helicopter flight speed is connected via a switch of the autopilot blocks of the automatic stabilization functions for pitch, altitude and speed according to the parameter of the current pitch angle value, and the output of the unit for calculating the predicted flight speed of the helicopter according to the parameter of the given flight speed of the helicopter and the output of the block of the automatic flight control system according to the parameter of the current flight speed of the helicopter are connected to the input of the block, which displays the indicator of the speed of flight of the helicopter, the output of which is connected to the symbol generator, which configured to display a helicopter flight speed indicator with a numerical scale and an index of a current helicopter flight speed index and an index index Atelier given flight speed of the helicopter.
Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг.1 изображена схема сопряжения систем вертолета с командно-пилотажным индикатором.Figure 1 shows a diagram of a pairing of helicopter systems with a flight indicator.
На фиг.2 изображена функциональная схема командно-пилотажного индикатора.Figure 2 shows a functional diagram of a flight indicator.
На фиг.3 изображен экран командно-пилотажного индикатора с указателем скорости полета вертолета (УС), с числовой шкалой значений величин скоростей полета ЛА, индексом указателя текущей скорости полета вертолета и индексом указателя заданной скорости полета вертолета.Figure 3 shows the screen of the flight control indicator with an indicator of the helicopter flight speed (US), with a numerical scale of the values of the flight speeds of the aircraft, an index of the indicator of the current flight speed of the helicopter, and an index of the pointer of the given flight speed of the helicopter.
На фиг.4 изображена опорная траектория полета вертолета с горизонтальным прямолинейным участком АВ.Figure 4 shows the reference flight path of a helicopter with a horizontal straight section AB.
На фиг.5 изображена схема выбора летчиком режимов управления полетом вертолета.Figure 5 shows a diagram of a pilot choosing a helicopter flight control mode.
На фиг.6 изображен характерный вид кривых продольной балансировки одновинтового вертолета для горизонтального участка маршрута.Figure 6 shows a typical view of the longitudinal balancing curves of a single-rotor helicopter for a horizontal section of the route.
На фиг.7 изображена диаграмма управления вертолетом с использованием летчиком заявляемого командно-пилотажного индикатора вертолета.Figure 7 shows a diagram of the control of a helicopter using a pilot of the inventive flight control indicator of a helicopter.
На фиг.8 изображена диаграмма управления вертолетом без использования летчиком заявляемого командно-пилотажного индикатора вертолета.On Fig shows a diagram of the control of a helicopter without the use of the pilot of the inventive flight indicator of the helicopter.
Заявляемый командно-пилотажный индикатор вертолета состоит из:The inventive flight control indicator of a helicopter consists of:
- экрана командно-пилотажного индикатора 1, далее экран 1, разделенного на навигационное поле 2 экрана 1 и индикационное поле 3 экрана 1;- the screen of the
- блока, индицирующего на индикационном поле 3 экрана 1 подвижный индекс неуправляемый летчиком "Лидер" 4, далее "Лидер" 4:- a block indicating on the
- блока, индицирующего на индикационном поле 3 экрана 1 подвижный индекс управляемого летчиком "Самолет" 5 далее "Самолет" 5;- a block indicating on the
- блока, индицирующего на навигационном поле 2 и индикационном поле 3 экрана 1 неподвижную неравномерную расположенную на вертикальной стороне границы навигационного поля 2 и индикационного поля 3 экрана 1 шкалу значения высоты 6 полета вертолета, далее шкала высоты 6;- a block indicating on the
- блока, индицирующего на навигационном поле 2 экрана 1 различную навигационную информацию текущих значений параметров полета вертолета 7 (например: указатель курса, указатель вертикальной скорости полета и другие);- a block that displays on the
- блока, индицирующего на экране 1 индекс "радиовысоты" 8;- a block, indicating on the
- блока командно-пилотажного индикатора (КПИ) 9;- block flight control indicator (KPI) 9;
- блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10;- block automatic flight control system (SAUP) 10;
- блока системы воздушных сигналов (СВС) 11;- block system of air signals (SHS) 11;
- блока инерциальной навигационной системы (ИНС) 12;- block inertial navigation system (ANN) 12;
- блока навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13;- block navigation computer source data (NV ID) 13;
- блока навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14;- block navigation computer calculating data (NV RD) 14;
- блока генератора символов (ГС) 15;- block symbol generator (HS) 15;
- блока вычисления параметров текущего угла скольжения 16;- a unit for calculating the parameters of the current
- блока вычисления значения расчетного угла крена 17;- unit for calculating the value of the estimated angle of
- блока вычисления расчетного угла скольжения 18;- a unit for calculating the estimated
- блока вычисления коэффициента скорости полета вертолета 19;- a unit for calculating the helicopter
- блока расчета отклонения вертолета по высоте полета и коэффициента масштаба отклонения высоты полета вертолета 20;- a unit for calculating the deviation of the helicopter by flight altitude and the scale factor of the deviation of the flight altitude of the
- блока вычисления значения расчетного угла тангажа 21;- a unit for calculating a value of a calculated
- блока расчета бокового отклонения и коэффициента масштаба бокового отклонения вертолета 22;- a unit for calculating the lateral deviation and the coefficient of scale of the lateral deviation of the
- переключатель блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23;- the switch of the autopilot blocks of the functions of automatic stabilization by pitch, altitude and speed (VAP) 23;
- органов управления вертолетом в вертикальной плоскости по тангажу и высоте (ОУ) 24;- helicopter controls in a vertical plane in pitch and height (OS) 24;
- блока автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25;- autopilot block automatic stabilization (AC) 25;
- блока автопилота функции стабилизации по тангажу (Aυ) 26;- autopilot block pitch stabilization function (Aυ) 26;
- блока автопилота функции стабилизации по высоте (Ан) 27;- autopilot block of the function of stabilization in height (An) 27;
- блока автопилота функции стабилизации по скорости (Av) 28;- block autopilot speed stabilization function (Av) 28;
- блока автопилота функции стабилизации по крену (Аγ) 29;- autopilot block roll stabilization function (Aγ) 29;
- блока автопилота функции стабилизации по курсу (Аψ) 30;- autopilot block stabilization function at the rate of (Aψ) 30;
- блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31;- a unit for calculating the predicted helicopter (PS) flight speed 31;
- блока вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значение параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32;- a calculation unit in the coordinate system associated with the helicopter of the spatial position of the center of mass, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the parameter of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the rotor axis (CM) 32;
- блока учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета (например: топливо, грузы, боезапас) (РПН) 33;- unit for accounting the flow rate in flight of the mass of the helicopter payload (for example: fuel, cargo, ammunition) (RPN) 33;
- переключатель ввода исходных данных параметров программной трехмерной траектории полета вертолета (В) 34;- a switch for entering the initial data of the parameters of the software three-dimensional flight path of the helicopter (B) 34;
- блока, индицирующего на индикационном поле 3 экрана 1 команду «убрать шасси»/«выпустить шасси» для индекса "Лидер" 4 (КШ) 35;- a block indicating on the
- блока внутреннего языка для визуализации переменной шкалы высоты полета вертолета (Ш) 36;- the block of the internal language for visualizing a variable scale of the height of the flight of the helicopter (W) 36;
- указателя скорости полета вертолета (УС) 37 с числовой шкалой 38, индексом указателя текущей скорости полета вертолета 39, индексом указателя заданной скорости полета вертолета 40;- a helicopter flight speed indicator (CS) 37 with a
- блока, индицирующего указатель скорости полета вертолета (БУС) 41.- a block indicating a helicopter flight speed indicator (BEAD) 41.
Полетная информация (фиг.2) визуализируется летчику вертолета на индикационном поле 3 и навигационном поле 2 экрана 1 блока командно-пилотажного индикатора (КПИ) 9, по параметрам полета, поступающим с выхода блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 на вход (КПИ) 9.Flight information (Fig. 2) is visualized to the pilot of the helicopter on the
- текущее значение высоты полета вертолета - Нтек;- the current value of the height of the helicopter - Ntek;
- программно задаваемая высота полета вертолета на маршруте - Нзад;- programmed helicopter flight altitude on the route - Nzad;
- текущее боковое отклонение вертолета - Zтек;- the current lateral deviation of the helicopter - Ztek;
- программно задаваемое боковое отклонение полета вертолета - Zзад;- programmed lateral deviation of the helicopter flight - Z back;
- текущее значение вектора скорости вертолета - Vтек;- the current value of the helicopter speed vector - Vtek;
- текущее значение угла поворота траектории вертолета - Ψтек;- the current value of the angle of rotation of the trajectory of the helicopter - Ψ tech;
- программно задаваемый угол поворота траектории вертолета - Ψзад;- programmable angle of rotation of the trajectory of the helicopter - ад back;
- текущее значение угла наклона траектории вертолета - Θтек;- the current value of the angle of the trajectory of the helicopter - Θ tech;
- программно задаваемый угол наклона траектории вертолета - Θзад;- software-defined angle of inclination of the trajectory of the helicopter - ад back;
- текущее значение угла тангажа - υтек;- the current value of the pitch angle - υtek;
- программно задаваемое угловое положение вертолета на траектории по углу тангажа - υзад;- programmable angular position of the helicopter on the trajectory along the pitch angle - υ to the rear;
- текущее значение угла крена - γтек;- the current value of the angle of heel - γtek;
- программно задаваемое угловое положение вертолета на траектории по углу крена - γзад;- programmable angular position of the helicopter on the trajectory along the roll angle - γ back;
- текущее значение угла рыскания - φтек;- the current value of the yaw angle - φtek;
- программно задаваемое угловое положение вертолета на траектории по углу рыскания - φзад;- programmable angular position of the helicopter on the trajectory along the yaw angle - φset;
- программно задаваемая высота полета вертолета на исполнение команды «убрать шасси»/«выпустить шасси» - Ншас.- programmed helicopter flight altitude for the execution of the command “remove the chassis” / “release the landing gear” - Nshas.
- заданная скорость полета вертолета - Vзад.- preset helicopter flight speed - Vset.
Для визуализации полетной информации в блоке командно-пилотажного индикатора (КПИ) 9 используются внутренние рабочие переменные блока:To visualize flight information in the block of the flight control indicator (KPI) 9, the internal working variables of the block are used:
- текущее значение угла тангажа - υтек;- the current value of the pitch angle - υtek;
- расчетное значение угла тангажа - υрасч;- the calculated value of the pitch angle is υ calc;
- текущее значение угла крена - γтек;- the current value of the angle of heel - γtek;
- расчетное значение угла крена - γрасч;- the estimated value of the angle of heel - γcalc;
- текущее значение угла скольжения - βтек;- the current value of the angle of slip - βtek;
- расчетное значение угла крена - βрасч;- the estimated value of the angle of heel - βcalc;
- коэффициента масштаба отклонения высоты полета ЛА - mH;- the coefficient of the scale deviation of the flight altitude of the aircraft - mH;
- коэффициента масштаба бокового отклонения ЛА - mZ;- the coefficient of scale of the lateral deviation of the aircraft - mZ;
- коэффициента масштаба скорости полета ЛА - mV.- the coefficient of scale of the flight speed of the aircraft - mV.
На вход блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 для вычисления управляющих сигналов и параметров визуализации поступают параметры полета от основных систем вертолета:To the input of the automatic flight control system (SAUP) 10 block for calculating control signals and visualization parameters, flight parameters from the main helicopter systems are received:
- с выхода блока системы воздушных сигналов (СВС) 11 параметры текущего значения высоты полета вертолета - Нтек, текущего значения вектора скорости вертолета - Vтек и текущей проекции вектора вертикальной скорости вертолета - Vyg тек;- from the output of the airborne signal system (SHS) block 11, the parameters of the current value of the helicopter flight altitude - Ntek, the current value of the helicopter speed vector - Vtek and the current projection of the helicopter vertical speed vector - Vyg tech;
- с выхода блока инерциальной навигационной системы (ИНС) 12 поступают параметры углового и пространственного положения вертолета: υтек, γтек, φтек соответственно, текущее значение угла тангажа, текущее значение угла крена, текущее значение угла рыскания и Хтек - текущее значение дальности полета вертолета, Zтек - текущее боковое отклонении вертолета;- from the output of the inertial navigation system (ANS)
- с выхода блока навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13 поступают параметры трехмерной программной траектории полета в земной системе координат: время полета на маршруте - Т, дальность на маршруте от точки старта - Хзад, высота полета на маршруте - Нзад, боковое отклонение - Zзад, программно задаваемая высота полета вертолета на исполнение команды «убрать шасси»/«выпустить шасси» - Ншас.- the parameters of the three-dimensional programmed flight path in the Earth's coordinate system come from the output of the block of the navigation calculator of initial data (НВ ИД) 13: flight time on the route - Т, distance on the route from the start point - Khzad, flight altitude on the route - Nzad, lateral deviation - Zzad, programmable helicopter flight altitude to execute the command “remove the chassis” / “release the chassis” - Nshas.
Одновременно эти же параметры трехмерной программной траектории полета в земной системе координат, дополненные инерционно-массовыми характеристиками Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz для связанных осей вертолета, поступают на вход блока навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14:At the same time, the same parameters of the three-dimensional programmed flight path in the Earth's coordinate system, supplemented by the inertial-mass characteristics Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz for the connected axes of the helicopter, are input to the block of the navigation computer for calculating calculated data (NV RD) 14:
- с выхода блока навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14 поступают на вход блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 (вычисленные по входным параметрам блока (НВ ИД) 13) дополнительно задаваемые параметры полета:- from the output of the unit of the navigation computer for calculating the calculated data (NV RD) 14, the following additional flight parameters are supplied to the input of the block of the automatic flight control system (SAUP) 10 (calculated by the input parameters of the block (NV ID) 13):
- в земной системе координат (ЗСК) oXgYgZg:- in the Earth's coordinate system (GSC) oXgYgZg:
Vxg зад - проекции скорости на ось Xg;Vxg ass - projection of speed on the Xg axis;
Vyg зад - проекции скорости на ось Yg;Vyg ass - projection of speed on the Yg axis;
Vzg зад - проекции скорости на ось Zg;Vzg ass - projection of speed on the Zg axis;
Ψзад - угол поворота траектории полета вертолета;Ψzad - the angle of rotation of the flight path of the helicopter;
Θзад - угол наклона траектории ЛА;Θzad - the angle of inclination of the aircraft trajectory;
- в связанной с вертолетом системе координат oX1Y1Z1:- in the coordinate system oX1Y1Z1 associated with the helicopter:
γзад - угол крена,γset - roll angle,
υзад - угол тангажа,υset - pitch angle,
φзад - угол рыскания.φset - yaw angle.
Ixx - центральный момент инерции вдоль оси X1;Ixx is the central moment of inertia along the X1 axis;
Iyy - центральный момент инерции вдоль оси Y1;Iyy is the central moment of inertia along the Y1 axis;
Izz - центральный момент инерции вдоль оси Z1;Izz is the central moment of inertia along the Z1 axis;
Ixy - центробежный момент инерции в плоскости oX1Y1;Ixy - centrifugal moment of inertia in the plane oX1Y1;
Ixz - центробежный момент инерции в плоскости oX1Z1;Ixz — centrifugal moment of inertia in the plane oX1Z1;
Iyz - центробежный момент инерции в плоскости oY1Z1.Iyz is the centrifugal moment of inertia in the oY1Z1 plane.
На вход блока учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета (например: топливо, грузы, боезапас) (РПН) 33 от основных систем вертолета поступают значения параметров расходуемой в полете массы полезной нагрузки вертолета: Мо (t, xm, ym, zm) - масса полезной нагрузки;The values of the parameters of the helicopter payload mass consumed in flight of the helicopter: Mo (t, xm, ym, zm) are received at the input of the unit for accounting the flow rate in flight of the helicopter payload mass (for example: fuel, cargo, ammunition) (RPN) 33 from the main helicopter systems: payload mass
t - время полета;t is the flight time;
xm, ym, zm - координаты центра масс полезной нагрузки в связанной с вертолетом системе координат;xm, ym, zm - coordinates of the center of mass of the payload in the coordinate system associated with the helicopter;
с выхода блока учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета (например: топливо, грузы, боезапас) (РПН) 33 поступают параметры массы полезной нагрузки и ее координаты, измененные во времени в связанной с вертолетом системе координат в блок вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значение параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32, в котором определяется текущая масса вертолета (Мв) и координаты центра масс вертолета в связанной с вертолетом системе координат.the output of the helicopter payload mass flow in flight unit (for example: fuel, cargo, ammunition) (RPN) 33 receives the payload mass parameters and its coordinates, changed in time in the coordinate system associated with the helicopter, into the calculation unit in the helicopter-related system the coordinates of the spatial position of the center of mass, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the parameter of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the rotor axis (CM) 32, in which the current mass of the helicopter (MW) and coordinates are determined the center of mass of the helicopter in the coordinate system associated with the helicopter.
Мв (t, хв, ув, zb) - текущая масса вертолетаMv (t, hv, uv, zb) - current mass of the helicopter
t - время полета;t is the flight time;
хв, ув, zb - координаты текущего центра масс вертолета в связанной с вертолетом системе координат, величины моментов инерции вертолета в полете Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz и текущее значение Хт(1) продольного расстояния от оси несущего винта до центра масс вертолета.xb, uv, zb - coordinates of the current center of mass of the helicopter in the coordinate system associated with the helicopter, values of the moments of inertia of the helicopter in flight Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz and the current value Xt (1) of the longitudinal distance from the axis of the rotor to the center helicopter masses.
С одного выхода блока вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значения параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32 в блок системы автоматического управления полетом (САУП) 10 поступают параметры текущей массы вертолета - Мв, координаты текущего центра масс вертолета в связанной с вертолетом системе координат - хв, ув, zb, величины моментов инерции вертолета в полете Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz и текущее значение Хт(t) продольного расстояния от оси несущего винта до центра масс вертолета. Со второго выхода блока вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значение параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32 на первый вход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 передается параметр текущего значения Хт(t) продольного расстояния от оси несущего винта до центра масс вертолета. С выхода блока автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25 на второй вход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 через переключатель блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23 при работе системы автоматического управления полетом в директорном режиме ручного управления поступает параметр υтек - текущее значение угла тангажа. С выхода блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 через вход блока командно-пилотажного индикатора (КПП) 9 на вход блока (БУС) 41 поступает параметр (Vтек), необходимый для индикации индекса указателя текущей скорости полета вертолета 39, параметр (Vзад), необходимый для индикации индекса указателя заданной скорости полета вертолета 40, с выхода которого поступают на вход блока генератора символов (ГС) 15 для индикации на навигационном поле 2 экрана 1 указателя скорости 37, с числовой шкалой 38, индексом текущей скорости полета вертолета 39, индексом указателя заданной скорости полета вертолета 40. В предлагаемом командно-пилотажном индикаторе отдельное представление блоков, выполняющих прием и обработку пилотажно-навигационной информации, используемой для управления фигурами, символами, подвижными шкалами, указателями и другими элементами формата изображения на фиг.2 не показаны.From one output of the calculation unit in the coordinate system of the spatial position of the center of mass associated with the helicopter, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the longitudinal distance parameter from the helicopter's center of mass to the rotor axis (CM) 32, the automatic flight control system (SAUP) 10 receives the parameters the current mass of the helicopter - MV, the coordinates of the current center of mass of the helicopter in the coordinate system associated with the helicopter - xb, uv, zb, the values of the moments of inertia of the helicopter in flight Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz and the current value Xt (t) pr the same distance from the axis of the rotor to the center of mass of the helicopter. From the second output of the calculation unit in the coordinate system of the spatial position of the center of mass associated with the helicopter, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the longitudinal distance parameter from the center of mass of the helicopter to the rotor axis (CM) 32 to the first input of the predicted helicopter flight speed (PS) calculation unit 31, the parameter of the current value Xt (t) of the longitudinal distance from the rotor axis to the center of mass of the helicopter is transmitted. From the output of the autopilot block of automatic stabilization functions (AC) 25 to the second input of the block for calculating the predicted helicopter (PS) 31 flight speed through the switch of the autopilot blocks of automatic stabilization functions of pitch, altitude and speed (VAP) 23 when the automatic flight control system is in director mode manual control receives the parameter υтек - the current value of the pitch angle. From the output of the unit for calculating the predicted flight speed of the helicopter (PS) 31 through the input of the flight-pilot indicator (PPC) block 9, the parameter (Vtek), necessary for indicating the index of the current
Работа командно-пилотажного индикатора начинается с того, что летчик при подготовке к полету устанавливает переключатель ввода исходных данных параметров программной трехмерной траектории полета вертолета (В) 34 в положение «ввод исходных данных параметров программной трехмерной траектории полета вертолета». В блок навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13 летчик вводит параметры программной трехмерной траектории полета и инерционно-массовые характеристики вертолета, подготовленные к обработке в пространстве земной системы координат. После ввода исходных данных, летчик переводит переключатель ввода исходных данных параметров программной трехмерной траектории полета вертолета (В) 34 (фиг.1) в положение, которое соответствует команде «ввод данных прекращен». По этой команде на вход блока навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14 поступают все исходные данные параметров программной трехмерной траектории полета вертолета и инерционно-массовые характеристики вертолета с выхода блока навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13. В блоке навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14 исходные данные параметров трехмерной программной траектории полета и инерционно-массовые характеристики вертолета пересчитываются в дополнительно задаваемые параметры полета вертолета, которые необходимы для движения в директорном режиме автоматического управления полетом вертолета и для работы блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10. На маршруте полета в директорном режиме автоматического управления полетом (фиг.1) на вход блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 постоянно поступают сигналы с выходов основных систем вертолета таких, как блок системы воздушных сигналов (СВС) 11, блок инерциальной навигационной системы (ИНС) 12, блок навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13, блок навигационного вычислителя расчетных данных (НВ РД) 14, блок учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета (РПН) 33, блок вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значение параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32. Рабочие параметры блока (ЦМ) 32 инерционно-массовые характеристики - Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz, масса полезной нагрузки и координаты центра масс полезной нагрузки - Мо, xm, ym, zm в текущий момент времени t используются в блоке системы автоматического управления полетом (САУП) 10 для управления полетом вертолета. В блоке системы автоматического управления полетом (САУП) 10 входные параметры обрабатываются (в заявляемом предложении рассматриваются параметры для блока автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25). С выхода блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 параметры поступают в блок командно-пилотажного индикатора (КПИ) 9, где в блоке генератора символов (ГС) 15 преобразуются в управляющие индексы параметров полета и выводятся на экран 1, по визуальной информации которой летчик контролирует полет в директорном режиме автоматического управления полетом по индексам «Лидер» 4 и «Самолет» 5, а также навигационным приборам, визуализирующим параметры горизонтального полета на маршруте от пункта А в направлении пункта В (фиг.4): угол поворота траектории - Ψтек=Ψзад, указатель вертикальной скорости и другие. В пункте S маршрута АВ (фиг.4) траектории полета, летчик получает радиокоманду: "изменить текущую скорость полета вертолета на горизонтальном участке маршрута" до конкретного числового значения. Последовательность действий летчика, исполняющего эту радиокоманду, будет определяться динамическими свойствами присущими только вертолету, для которого величина скорости полета зависит от угла наклона плоскости вращения несущего винта. Для вертолета, как динамической системы. Vтек - текущее значение вектора скорости вертолета и Vтек - текущее значение угла тангажа, в заявляемом КПИ рассматриваются как величины функционально зависимые, т.к., при прочих равных условиях, в горизонтальном полете каждому значению угла тангажа соответствует единственное значение горизонтальной скорости полета вертолета. Для заявляемого КПИ эту функциональную зависимость в первом приближении выразим формулой Vтек=f(υтек). Летчик, исполняя радиокоманду, во-первых, обращает внимание на указатель скорости полета вертолета (УС) 37, на котором индексом указателя текущей скорости полета 39 отмечено числовое значение текущей скорости полета вертолета, индекс указателя заданной скорости полета вертолета 40 в этот момент времени совпадает с индексом указателя текущей скорости полета вертолета 39 (т.к. балансировочный режим полета). Затем летчик переключателем блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23 (фиг.1) (фиг.5) отключает в блоке автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25 блок автопилота функции стабилизации по тангажу (Av) 26, блок автопилота функции стабилизации по высоте (Ан) 27 и блок автопилота функции стабилизации по скорости (Av) 28. Тем самым летчик переводит систему управления вертолетом в директорный режим ручного управления полетом по углу тангажа, высоте и скорости полета, не отключая работу других основных систем вертолета. В следующий момент летчик органами управления (ОУ) 24 изменяет угол тангажа. Изменяя угол тангажа, летчик изменяет величину скорости полета вертолета. Этот маневр фиксируется основными системами вертолета и в параметрическом виде (через протоколы обмена) передается в блок системы автоматического управления полетом (САУП) 10. Из протокола обмена данных, поступающих с выхода блока инерциальной навигационной системы (ИНС) 12, выбирается только один параметр - утек, который передается на вход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31. На другой вход блока расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 постоянно поступает значение параметра Хт(t) - продольное расстояние от центра масс вертолета до оси несущего винта. В блоке расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 по аналитическим формулам вычисляется числовое значение функциональной зависимости прогнозируемой скорости полета вертолета Vзад=Vпр=f(υтек, Хт(t)=const) для горизонтального участка маршрута.The operation of the flight-pilot indicator begins when the pilot, in preparation for flight, sets the switch for inputting the initial data of the parameters of the program three-dimensional flight path of the helicopter (B) 34 to the position "input of the initial data of the parameters of the software three-dimensional flight path of the helicopter". 13, the pilot enters the parameters of the software three-dimensional flight path and the inertial-mass characteristics of the helicopter prepared for processing in the space of the earth coordinate system in the block of the navigation calculator of initial data (NV ID) 13. After entering the source data, the pilot switches the input switch of the input parameters of the software three-dimensional flight path of the helicopter (B) 34 (figure 1) to the position that corresponds to the command "data entry is stopped". By this command, the input of the block of the navigational calculator of calculated data (NV RD) 14 receives all the initial data of the parameters of the program three-dimensional flight path of the helicopter and the inertial mass characteristics of the helicopter from the output of the block of the navigational calculator of initial data (NV ID) 13. In the block of the navigational calculator of calculated data (НВ РД) 14 the initial data of the parameters of the three-dimensional programmed flight path and the inertial mass characteristics of the helicopter are recalculated into additionally set helicopter flight parameters one that is necessary for movement in the director mode of automatic control of the helicopter’s flight and for the operation of the block of the automatic flight control system (SAUP) 10. On the flight path in the director mode of automatic flight control (FIG. 1) to the input of the block of the automatic flight control system (SAUP) 10, signals from the outputs of the main helicopter systems, such as the block of the air signal system (SHS) 11, the block of the inertial navigation system (ANS) 12, the block of the navigation calculator of the initial data (HB ID) 1, constantly arrive 3, the unit of the navigation computer for calculating data (НВ РД) 14, the unit for accounting the flow rate in flight of the mass of the helicopter payload (RPN) 33, the calculation unit in the helicopter-associated coordinate system of the spatial position of the center of mass, the moments of inertia of the helicopter in flight and the value of the longitudinal distance parameter from the center of mass of the helicopter to the axis of the rotor (CM) 32. The operating parameters of the block (CM) 32 are inertial mass characteristics — Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz, payload mass and coordinates of the center of mass of the payload — Mo, xm , ym, zm at the moment t time t are used in the block of the automatic flight control system (SAUP) 10 to control the flight of the helicopter. In the block of the automatic flight control system (SAUP) 10, the input parameters are processed (in the present proposal, the parameters for the autopilot block of the automatic stabilization functions (AC) 25 are considered). From the output of the automatic flight control system (SAUP)
Геометрический смысл вычисления функциональной зависимости прогнозируемой скорости полета вертолета (Vпр) представлен на графике фигуры 6, где по оси ординат отложены экспериментально-расчетные числовые значения текущего угла тангажа, а по оси абсцисс отложены экспериментально-расчетные числовые значения текущей балансировочной скорости горизонтального полета вертолета. Балансировочная скорость горизонтального полета вертолета соответствует скорости полета вертолета, при которой сумма всех внешних сил и моментов, действующих на вертолет в полете, равна нулю. Балансировочную скорость полета вертолет достигает не сразу (из-за инерционности массы вертолета), а спустя некоторое время, после того как уравновесятся все действующие на вертолет внешние силы и моменты. В поле графика фигуры 6 изображены известные экспериментально-расчетные кривые функциональной зависимости, например: Хт=0.36 м и Хт=-0.20 м, которые представлены в виде функции υ=f(V, Хт=const) изменения угла тангажа (υ) в зависимости от величины изменения балансировочной скорости полета вертолета (V) при постоянном значении продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (при Хт=0.36 м или Хт=-0.20 м). Эти же экспериментально-расчетные кривые функциональной зависимости Хт=0.36 м и Хт=-0.20 м можно рассматривать как V=f(υ, Хт=const) изменение балансировочной скорости полета вертолета (V) в зависимости от изменения угла тангажа (υ) при постоянном значении продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (при Хт=0.36 м или Хт=-0.20 м). Это означает, что при известном значении угла тангажа и известной экспериментально-расчетной функциональной зависимости Хт всегда можно определить балансировочное значение скорости полета вертолета. Однако текущее входное (в блоке расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31) значение Хт(t)- продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта может и не совпадать с экспериментально-расчетными численными значениями, обозначенными как (Хт) на графике фигуры 6. В этом случае в блоке расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31 выполняется процедура интерполяции функции υ=f(V, Хт(t)=const). Интерполяция выполняется для всего диапазона экспериментально-расчетных значений балансировочной скорости полета вертолета (V) и текущего (вычисленного в связанной с вертолетом системе координат) числового значения параметра пространственного положения продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (Хт(t)). На графике фигуры 6 интерполированные значения функции υ=f(V, Хт(t)=const) обозначены пунктирной линией. Совместное решение функции параметров входного текущего значения угла тангажа (υтек) (горизонтальная линия) и входного текущего значения (Хт(t)=const) (пунктирная линия), однозначно определяет числовое значение балансировочной скорости полета вертолета (точка на пунктирной линии и вертикальная прямая на ось абсцисс) - это и есть значение Vпр=Vзад. Изменение летчиком угла тангажа вертолета осуществляется до тех пор, пока индекс заданной скорости полета вертолета 40 не установится на шкале прибора 38 указателя скорости полета вертолета (УС) 37 на новое цифровое значение заданной скорости полета на горизонтальном участке маршрута. В этот момент времени летчик переключателем блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23 (фиг.1), (фиг.5) включает в работу в блоке автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25 блок автопилота функции стабилизации по тангажу (Аυ) 26, блок автопилота функции стабилизации по высоте (Ан) 27 и блок автопилота функции стабилизации по скорости (Av) 28. Тем самым летчик возвращает систему управления вертолетом в директорный режим автоматического управления полетом с новыми параметрами стабилизации по углу тангажа, высоте и скорости полета. Прогнозируемая скорость полета вертолета в (БУС) 41 в директорном режиме автоматического управления полетом не вычисляется, т.к. она является стабилизируемым параметром в блоке автопилота функции стабилизации по скорости (Av) 28. Как результат этих действий на экране командно-пилотажного индикатора 1 летчик увидит на индикационном поле 3 экрана 1 изменившуюся фигуру «Лидера» 4, соответствующую Vзад, вычисленной в (БУС) 41 и на навигационном поле 2 экрана 1 указатель скорости полета вертолета (УС) 37 с числовой шкалой 38, индекс указателя текущей скорости полета вертолета 39, индекс указателя заданной скорости полета вертолета 40, которые будут показывать разные числовые значения на шкале указателя скорости 38, т.к. в этот момент времени балансировочная скорость не равна заданной скорости полета вертолета. В момент перехода на директорный режим автоматического управления полетом, из протоколов обмена текущих выходных параметров полета с выхода блока системы автоматического управления полетом (САУП) 10 выбирается последний протокол обмена текущих значений выходных параметров полета:The geometric meaning of calculating the functional dependence of the predicted helicopter flight speed (Vpr) is shown in the graph of Figure 6, where the experimental and calculated numerical values of the current pitch angle are plotted along the ordinate axis, and the experimental and calculated numerical values of the current balancing speed of the horizontal helicopter flight are plotted along the abscissa. The balancing speed of the horizontal flight of the helicopter corresponds to the speed of the helicopter, at which the sum of all external forces and moments acting on the helicopter in flight is zero. The helicopter does not reach the balancing speed of flight immediately (due to the inertia of the mass of the helicopter), but after some time, after all external forces and moments acting on the helicopter are balanced. In the graph field of figure 6, the well-known experimentally calculated curves of the functional dependence are shown, for example: Xm = 0.36 m and Xm = -0.20 m, which are presented as a function of υ = f (V, Xm = const) of the pitch angle (υ) depending from the magnitude of the change in the balancing speed of the helicopter (V) with a constant value of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the axis of the rotor (with Xt = 0.36 m or Xt = -0.20 m). The same experimental and calculated curves of the functional dependence Xm = 0.36 m and Xm = -0.20 m can be considered as V = f (υ, Xm = const) change in the balancing speed of the helicopter (V) depending on the change in pitch angle (υ) at a constant the value of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the axis of the rotor (with Xt = 0.36 m or Xt = -0.20 m). This means that with a known value of the pitch angle and a known experimental and calculated functional dependence Xm, one can always determine the balancing value of the helicopter flight speed. However, the current input (in the block for calculating the predicted flight speed of the helicopter (PS) 31), the value of Xm (t) - the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the axis of the rotor may not coincide with the experimentally calculated numerical values indicated as (Xm) on the graph figure 6. In this case, in the calculation unit of the predicted flight speed of the helicopter (PS) 31, the interpolation of the function υ = f (V, Xm (t) = const) is performed. Interpolation is performed for the entire range of experimental-calculated values of the helicopter's balancing flight speed (V) and the current (calculated in the coordinate system associated with the helicopter) numerical value of the parameter of the spatial position of the longitudinal distance from the center of mass of the helicopter to the rotor axis (Xt (t)). On the graph of figure 6, the interpolated values of the function υ = f (V, Xm (t) = const) are indicated by a dashed line. The joint solution of the function of the parameters of the input current pitch angle value (υтек) (horizontal line) and the input current value (Хт (t) = const) (dashed line) uniquely determines the numerical value of the balancing speed of the helicopter (a point on the dashed line and a vertical line on abscissa axis) - this is the value of Vpr = Vset. The pilot changes the pitch angle of the helicopter until the index of the target speed of the
- время полета на маршруте - Т;- flight time on the route - T;
- текущее значение дальности полета ЛА - Хтек,- the current value of the flight range of the aircraft - Htek,
- текущее значение высоты полета вертолета - Нтек;- the current value of the height of the helicopter - Ntek;
- текущее боковое отклонении вертолета - Zтек;- the current lateral deviation of the helicopter - Ztek;
- программно задаваемая высота полета вертолета на исполнение команды «убрать шасси»/«выпустить шасси» - Ншас.- programmed helicopter flight altitude for the execution of the command “remove the chassis” / “release the landing gear” - Nshas.
- заданная скорость полета вертолета Vзад;- a given helicopter flight speed Vset;
- текущее значение угла тангажа - υтек;- the current value of the pitch angle - υtek;
- инерционно-массовые характеристики Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz для связанных осей вертолета.- inertial-mass characteristics Ixx, Iyy, Izz, Ixy, Ixz, Iyz for the associated axes of the helicopter.
С этого момента времени, последний протокол обмена текущих значений выходных параметров полета является параметрическим описанием начальных условий инерционно-массового и пространственного положения вертолета в точке (пункт S), с которой будет вычислена задаваемая вновь опорная трехмерная траектория полета вертолета до пункта "В" с заданной скоростью полета вертолета Vзад (равной скорости, выбранной для дальнейшего полета по маршруту в блоке расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31). Вычисление задаваемой вновь опорной трехмерной траектории полета вертолета осуществляется в блоке навигационного вычислителя исходных данных (НВ ИД) 13 и блоке навигационного вычислителя расчетных данных (НВ ИД) 14. Блок автопилота функций автоматической стабилизации (АС) 25 принимает вновь задаваемые значения параметров полета на маршруте по высоте, скорости и углу тангажа, как начальные условия для их стабилизации. Дальнейший директорный режим автоматического полета своего вертолета летчик контролирует, наблюдая на индикационном поле 3 экрана 1 изменение положения и формы геометрических фигур индексов «Лидер» 4 и «Самолет» 5, а на навигационном поле 2 экрана 1 в указателе скорости полета вертолета (УС) 37 с числовой шкалой 38, индексом указателя текущей скорости полета вертолета 39, индексом указателя заданной скорости полета вертолета 40 как перемещается индекс текущей скорости полета 39 к новому числовому значению Vзад на шкале 38 указателя скорости (УС) 37 до совпадения указателя индекса Утек текущей скорости полета вертолета с указателем индекса заданной скорости полета вертолета Vзад, на которое указывает индекс заданной скорости полета вертолета 40, в режиме летчика-оператора (заданная скорость равна балансировочной скорости). Геометрический размер индекса «Лидер» 4 будет изменяться в зависимости от величины отклонения текущей скорости полета вертолета относительно величины заданной скорости полета Vзад. Разность скоростей ΔV=(Vзад-Vтек) определяет коэффициент масштаба скорости полета ЛА - mV из блока вычисления коэффициента скорости полета вертолета 19. Когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек меньше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад, индекс "Лидер" 4 уменьшится в размерах - "удалится". Когда текущее значение вектора скорости ЛА Vтек больше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад, индекс "Лидер" 4 увеличится в размерах - "приблизится". При позиции переключателя блоков автопилота функций автоматической стабилизации по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23 в положение «0-2» - «Автомат» - директорное автоматическое управление» при условии текущего значения вектора скорости ЛА Vтек меньше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад индекс "Лидер" 4 будет увеличиваться в размерах при увеличении текущей скорости полета вертолета. При значении текущего значения вектора скорости ЛА Vтек больше программно заданного вектора скорости ЛА Vзад индекс "Лидер" 4 будет уменьшаться в размерах при уменьшении текущей скорости полета вертолета. Процесс управления вертолетом при переходе с одного числового значения скорости полета вертолета на другое числовое значение скорости полета вертолета с использованием заявляемого командно-пилотажного индикатора вертолета наглядно изображен на диаграмме управления вертолетом (фиг.7). Процесс управления вертолетом при переходе с одного значения скорости полета вертолета без использования заявляемого командно-пилотажного индикатора наглядно изображен на диаграмме управления вертолетом (фиг.8). Из анализа диаграмм видно, что на участке горизонтального полета АВ, который осуществляется в директорном режиме автоматического управления полетом. В определенный момент времени нахождения вертолета в точке «S» траектории АВ летчик получает команду на изменение числового значения скорости полета вертолета. Из представленных диаграмм видно, что переход на новую скорость полета вертолета в заявляемом устройстве осуществляется за один переход (SM) и скорость выполнения этого перехода определяется (зависит) от быстродействия блока вычисления прогнозируемой скорости полета вертолета и выполняется в директорном режиме ручного управления полетом путем воздействия пилота на органы управления вертолетом и занимает несколько секунд, после чего внимание летчика освобождается для выполнения поставленной задачи. Если бы летчик не использовал заявляемое устройство, то на этапе SM летчику потребуется органами управления вертолетом в вертикальной плоскости по тангажу и высоте (ОУ) 24 очень аккуратно изменять текущий угол тангажа, постоянно и медленно корректируя по приборам угол тангажа, и чередовать взгляд с осмотра других навигационных приборов со взглядом на указатель скорости полета вертолета, чтобы наблюдать переход указателя текущей скорости полета вертолета в новую позицию числового значения. От летчика требуется большой опыт и мастерство, чтобы управлять вертолетом выполняя эту команду. Процесс действия органами управления, взгляд на прибор угла тангажа, на другие навигационные приборы и выдерживание вертолета до балансировочного полета, повторяется многократно и занимает от 20 до 60 секунд полета. Это простой, в общем-то, процесс сильно усложняется и становится опасным при пилотировании только по приборам в сложных метеоусловиях и условиях синдрома эмоционального выгорания. Возможность управления полетом вертолета с предлагаемым командно-пилотажным индикатором (КПИ), в котором дополнительно используются: блок учета расхода в полете массы полезной нагрузки вертолета (например: топливо, грузы, боезапас) (РПН) 33, блок вычисления в связанной с вертолетом системе координат пространственного положения центра масс, моментов инерции вертолета в полете и значение параметра продольного расстояния от центра масс вертолета до оси несущего винта (ЦМ) 32, переключатель стабилизирующих функций автопилота по тангажу, высоте и скорости (вАП) 23, массив данных формируемый протоколом обмена в блоке системы автоматического управления полетом (САУП) 10; блок расчета прогнозируемой скорости полета вертолета (ПС) 31, блок, индицирующий указатель скорости полета вертолета (БУС) 41, визуализация на навигационном поле 2 экрана 1 (КПИ) 9 прибора указателя скорости полета вертолета (УС) 37 с числовой шкалой 38 с индексом указателя текущей скорости полета вертолета 39 и индексом указателя заданной скорости полета вертолета 40 обеспечивает летчику:From this moment in time, the last protocol for exchanging the current values of the flight output parameters is a parametric description of the initial conditions of the inertial mass and spatial position of the helicopter at the point (point S), from which the newly set reference three-dimensional flight path of the helicopter to point B will be calculated the helicopter flight speed Vset (equal to the speed selected for further flight along the route in the unit for calculating the predicted helicopter flight speed (PS) 31). The calculation of the newly specified reference three-dimensional flight path of the helicopter is carried out in the block of the navigation calculator of the initial data (NV ID) 13 and the block of the navigation calculator of the calculated data (NV ID) 14. The autopilot block of the automatic stabilization functions (AC) 25 receives the newly set values of the flight parameters along the route pitch, speed and pitch angle as initial conditions for their stabilization. The pilot controls the further director mode of automatic flight of his helicopter by observing on the
- повышение безопасности и упрощение пилотирования вертолетом на горизонтальном участке маршрута за счет повышения информационной наглядности представления на экране КПИ заданной скорости полета вертолета и снятия психофизиологической нагрузки с летчика в процессе изменения текущей скорости полета, при переходных скоростных режимах полетов с одного числового значения текущей скорости полета вертолета на другое числовое значение скорости полета вертолета в условиях синдрома эмоционального выгорания (эмоциональные нагрузки, вибрации, нехватка кислорода, перепады давления, дефицит времени на принятие решения, полет на малой высоте и другие аналогичные факторы);- improving the safety and simplification of helicopter piloting on a horizontal section of the route by increasing the information clarity of the presentation on the KPI screen of a given helicopter flight speed and removing the psychophysiological load from the pilot in the process of changing the current flight speed, with transient high-speed flight modes from one numerical value of the current helicopter flight speed to another numerical value of the helicopter flight speed in the conditions of the syndrome of emotional burnout (emotional stress, vibration AI, lack of oxygen, pressure differentials, lack of time for decision-making, flying at low altitude, and other similar factors);
- упрощение контроля выполнения программных режимов полета.- simplification of control over the implementation of program flight modes.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013158499/11A RU2539708C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Helicopter flight command indicator |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013158499/11A RU2539708C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Helicopter flight command indicator |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2539708C1 true RU2539708C1 (en) | 2015-01-27 |
Family
ID=53286622
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013158499/11A RU2539708C1 (en) | 2013-12-30 | 2013-12-30 | Helicopter flight command indicator |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2539708C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2716886C1 (en) * | 2019-05-28 | 2020-03-17 | Николай Павлович Бездетнов | Command-and-flight indicator |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2207514C1 (en) * | 2002-01-10 | 2003-06-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" | Flight director |
| RU47509U1 (en) * | 2005-04-05 | 2005-08-27 | Пленцов Александр Пантелеевич | COMMAND AND PILOT INSTRUMENT OF THE LOGIC INDICATION OF THE POSITION AND MANAGEMENT OF THE AIRCRAFT IN SPACE |
| EP2154484A2 (en) * | 2008-08-08 | 2010-02-17 | Honeywell International Inc. | Method and system for operating a display device on-board an aircraft |
| US8271151B2 (en) * | 2008-03-31 | 2012-09-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flight control system for rotary wing aircraft |
| RU2474862C1 (en) * | 2011-12-28 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Flight director display |
-
2013
- 2013-12-30 RU RU2013158499/11A patent/RU2539708C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2207514C1 (en) * | 2002-01-10 | 2003-06-27 | ОАО "Ульяновское конструкторское бюро приборостроения" | Flight director |
| RU47509U1 (en) * | 2005-04-05 | 2005-08-27 | Пленцов Александр Пантелеевич | COMMAND AND PILOT INSTRUMENT OF THE LOGIC INDICATION OF THE POSITION AND MANAGEMENT OF THE AIRCRAFT IN SPACE |
| US8271151B2 (en) * | 2008-03-31 | 2012-09-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flight control system for rotary wing aircraft |
| EP2154484A2 (en) * | 2008-08-08 | 2010-02-17 | Honeywell International Inc. | Method and system for operating a display device on-board an aircraft |
| RU2474862C1 (en) * | 2011-12-28 | 2013-02-10 | Открытое акционерное общество "Камов" | Flight director display |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2716886C1 (en) * | 2019-05-28 | 2020-03-17 | Николай Павлович Бездетнов | Command-and-flight indicator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2523175B1 (en) | System and method for improving viewability of primary flight display | |
| EP2182325B1 (en) | Aircraft display system for display of flight path information | |
| CA2767681C (en) | Methods and systems for controlling an information display | |
| US20180156633A1 (en) | System and method for vertical flight display | |
| RU2474862C1 (en) | Flight director display | |
| UA82378C2 (en) | Aviation simulator | |
| US10392126B2 (en) | Method and apparatus for controlling vehicle attitude display | |
| US5675328A (en) | Optoelectronic device for assistance in the piloting of an aircraft under conditions of poor visibility | |
| RU2716886C1 (en) | Command-and-flight indicator | |
| RU2539708C1 (en) | Helicopter flight command indicator | |
| EP2846134B1 (en) | Helicopter system and method for integrating collective flight director cues | |
| RU2241642C2 (en) | Method and device for piloting of aircraft and aircraft | |
| RU2711196C1 (en) | Flight director display | |
| RU2207514C1 (en) | Flight director | |
| US9978166B2 (en) | Speed display | |
| RU2778955C1 (en) | Flight director indicator of a helicopter | |
| RU2778716C2 (en) | Command and flight indicator of helicopter | |
| Szoboszlay et al. | Symbology for brown-out landings: the first simulation for the 3D-LZ program | |
| Rafi et al. | Real-time Adaptive Optimal Prediction of Safe Control Spaces and Augmented-Reality Head-Up Displays Towards Aircraft Loss-of-Control Mitigation | |
| US20240053770A1 (en) | Vehicle control loops and interfaces | |
| US20220189315A1 (en) | Assisted turbulence efb interaction | |
| Adamski et al. | Study of the pilot’s attention in the cabin during the flight | |
| WO2024091629A1 (en) | Improved vehicle control loops and interfaces | |
| GB2568719A (en) | Method and system for selecting and displaying an operating protocol for an aerial vehicle | |
| JPH11271101A (en) | Indicator for instrument |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151231 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20161227 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |