CN110087991A - 具有集成控制系统的多功能单座飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及具有多功能控制系统的高度机动飞行器。本飞行器包括集成控制系统(ICS)，集成控制系统包括：计算单元，该计算单元经由线缆网络通过输入端和输出端连接至飞行控制面致动器和推进单元旋转喷管致动器；以及飞行器运动检测器和信号调节单元，它们通过内部多路复用线路连接至计算单元，计算单元通过外部多路复用线路连接至信息和控制系统。ICS包含连接至气压接收器转换器和停滞流温度传感器并且还连接至计算单元的空速参数计算机。ICS设置有起落架控制单元，起落架控制单元包含：计算机，其用于计算控制使轮转动和制动的致动机构的信号；以及功率放大器，其连接至使轮转动和制动的致动机构、连接至所述机构的传感器并且还连接至起落架偏转传感器和起落架轮转速传感器。ICS使得可以在各种操作模式下控制飞行器的运动，而无需飞行员的直接参与。
Description
本发明涉及多功能高度机动飞行器，其控制系统执行远程控制系统(remotecontrol system，RCS)、自动控制系统(automatic control system，ACS)、限制信号系统(restriction signal system,RSS)的功能。
说明中使用的缩写：
| ICS | 集成控制系统 |
| RCS | 远程控制系统 |
| ACS | 自动控制系统 |
| RSS | 限制信号系统 |
| ASP MS | 海拔高度和速度测量系统 |
| ATC | 自动发动机推进控制 |
| LGWB | 起落架轮制动系统 |
| NWS | 前轮转向系统 |
| APR | 气压接收器 |
| RWY | 跑道 |
| APRT | 气压接收器换能器 |
| FASP | 飞行空速参数 |
| APC | 空气参数计算机 |
| ECL | 发动机控制杆 |
| LGC | 起落架控制单元 |
| OICS | 机载信息和控制系统 |
| NLG | 前起落架 |
| ADS | 空气数据系统 |
常规的飞行器包括控制系统，所述控制系统包括：四个相同的计算装置，所述四个相同的计算装置设置在两个连接的舱中并且经由多路复用通信线路通过输入端和输出端连接至彼此；四个电源，所述四个电源设置在相同的连接的舱中并且具有连接至计算装置的输入端的输出端；功率放大器，所述功率放大器的输入端连接至计算机的输出端并且功率放大器的输出端经由连接的舱和飞行器线缆网络连接至飞行控制面和旋转喷管的电动液压致动器的输入端，电动液压致动器的输出端经由线缆网络和连接的舱连接至计算机的输入端；飞行器运动参数传感器，所述飞行器运动参数传感器具有连接至计算机的输入端的输出端；驾驶舱中的打开和关闭系统的操作模式的按钮和开关(杂志“POLET”，Su的规范问题；1999年；文章“Development of Su Aircraft Control Systems”，或者第五届国际研讨会的作品集“Aviation Technologies of the XXI Century”，第1卷，TsAGI PublishingHouse；1999年；第515至521页，或者“Su Fighter”，第5章和第7章，Badretdinov&Co.GroupPublishing House，莫斯科，2005年)。
飞行器的控制系统具有以下缺点：
1.针对ACS、RSS、喷管提供各自单独的计算机，ACS、RSS、喷管每个具有其自己的电源、安装架、开关网络(线、连接器等)，这显著损害了系统的重量和尺寸特征。
2.在该系统中实践的控制律并未规定执行许多便于飞行员控制飞行器的功能，特别是：
a)飞行员的控制杆压力的自动配平；
b)取决于给定飞行阶段的特定任务的每单位G(迎角)的杆压力变化(精确控制模式)；
c)对由一个发动机故障引起的使飞行器转弯的力矩的自动补偿。
3.现有技术飞行器中使用的空气制动需要提供独立的翼面(空气制动器)，这也损害了飞机的重量和尺寸特征，减少了可用空间并且不允许飞行员改变制动强度。
本发明的最接近的模拟(原型)是在专利RU2472672中描述的具有远程控制系统的飞行器。该飞行器的控制系统的特征在于RCS、ACS、RSS系统和旋转喷管控制装置的功能在集成计算机中实现。系统的控制律规定执行便于飞行器控制的功能，例如自动配平、精确控制、由发动机故障引起的右前力矩的自动补偿、空气制动。
该飞行器控制系统的缺点是缺少执行以下这样的基本功能：
1.海拔高度和速度参数的测量(ASP MS)
2.自动发动机推进控制(ATC)
3.起落架轮制动控制(LGWB)
4.前轮转向(NWS)。
在接近的相关飞行器中，空速参数由接收来自气压接收器(皮托管)(APR)的信息的空气数据系统(ADS)测量(参见“Su-27Fighter.Beginning of History”，第5章，Badretdinov&Co.Group的出版物，莫斯科，2005年)。这一事实显著增加了系统的重量和飞行器的雷达特征信号(radar signature)。
飞行器中没有自动发动机推进控制功能，这大大增加了飞行员驾驶飞行器时对飞行员的心理生理影响。
LGWB和NWS系统在飞行器中是液压机械的，这增加了系统的重量并且防止了飞行器的地面处理特征的显著改善。
本发明的目的是提供一种具有集成控制系统(ICS)的飞行器，该集成控制系统(ICS)考虑到机动飞机器的特性所指示的需求，不仅可以执行RCS、ACS、RSS、旋转喷管的控制装置的功能，还可以执行ASP MS、ATC、LGWB、NWS的功能。
存在许多与ASP MS、LGWB和NWS相关的发明：
1.专利RU2290646中公开的发明提供了将ASP MS系统的传感器、单元和组件容纳在附接至飞行器的单个专用的流线型主体中。该系统不适用于机动飞行器，因为额外容器的附接影响飞行器的空气动力学特征。本发明的目的是克服这个缺点。
2.专利RU2102283中公开的发明确保了驾驶员指定的制动杆(方向舵踏板的制动衬块或单独的制动杆)的移动与飞行器的减速度之间的顺应性。此外，杆的完全移动对应于最大减速度。该系统不适用于具有减速伞(drag parachute)的机动飞行器，因为当使用该系统时减速伞的展开将不会增加减速度。本发明的目的是还克服这个缺点。
3.专利RU2070140中公开的发明提供了使用由飞行员致动的单独的杆来改变踏板的偏转与前轮之间的关系。这样的解决方案对于机动飞行器是不可接受的，因为要在驾驶舱中提供另外的控制杆，从而会在着陆行驶和滑行期间分散飞行员的注意力。
本发明意在实现以下技术效果：通过实践自动发动机推进控制功能来降低飞行员的心理生理压力；通过使用小型气压接收器换能器(APRT)代替常规的APR(皮托管)来减弱飞行器雷达特征信号；通过省略APR并且显著减少可移动机械布线的长度来改善飞行器的重量和尺寸特征；通过利用考虑了减速伞展开的自动着陆行驶减速控制电路实现LGWB功能来提高制动效率；考虑到跑道(RWY)上的速度来改进NWS控制律。
上述技术效果在具有集成控制系统的飞行器中实现，该飞行器包括机身、机翼、尾翼、起落架、推进系统、集成控制系统，该集成控制系统包括：计算单元，所述计算单元具有经由线缆网络连接至飞行控制面和推进系统的旋转喷管的致动器的输出端和输入端；飞行器运动参数传感器，所述飞行器运动参数传感器具有经由内部多路复用通信线路连接至计算单元的输出端；信号调节单元，所述信号调节单元经由内部多路复用通信线路连接至计算单元，所述计算单元通过外部多路复用通信线路连接至机载信息和控制系统，其中根据本发明，集成控制系统包括至少一个空速参数计算机，所述至少一个空速参数计算机具有如下输入端和输出端：所述输入端和输出端连接至意在测量总压和静压的至少一个气压接收器换能器(APRT)、连接至至少一个停滞流温度传感器并且还连接至具有连接至设置在飞行器内部舱中并且意在测量总压和静压的至少一个APRT的输入端和输出端的计算单元；集成控制系统还包括起落架控制单元(LGC)，所述起落架控制单元包括用于计算轮转向和制动致动器的控制信号的控制信号计算机，所述计算机的输出端连接至功率放大器的输入端，功率放大器的输出端经由LGC和线缆网络连接至轮转向和制动致动器的输入端，计算机的输入端经由飞行器线缆网络和LGC连接至轮转向和制动致动器的传感器、起落架减震支柱压缩传感器和起落架轮转速传感器的输出端。
控制系统的计算单元包括算法单元，该算法单元意在基于从驾驶舱控制装置接收的设定的速度变化信号或者从RCS、ACS、RSS、飞行控制面致动器和推进系统旋转喷管致动器的控制装置的算法单元接收的设定的速度信号或设定的发动机控制杆位置信号来计算所需位置信号并将所需位置信号传输至发动机控制杆致动器。
LGC计算机包括如下算法单元：所述算法单元用于根据基于从驾驶舱控制装置接收的信号的驾驶舱控制装置位置、减速伞展开、起落架减震支柱压缩和起落架轮转速来计算起落架轮制动系统中的所需压力，所述算法单元的输出端连接至用于监测和控制起落架轮制动组件的算法单元的输入端，所述用于监测和控制起落架轮制动组件的算法单元的输出端经由功率放大器和线缆网络连接至所述起落架轮制动组件的输入端；所述LGC还包括用于根据所述控制装置的位置计算所需前轮转向角的算法单元，所述用于根据所述控制装置的位置计算所需前轮转向角的算法单元在输入端处接收来自所述驾驶舱轮转向控制装置的信号和前轮转速信号并且其输出端连接至用于监测和控制所述前轮转向系统致动器的算法单元的输入端，所述用于监测和控制所述前轮转向系统致动器的算法单元的输出端经由功率放大器、LGC和线缆网络连接至所述前轮转向致动器的输入端。
为了克服LGWB中的缺陷，使用减速伞展开信号，该减速伞展开信号被馈送至算法单元，算法单元确定起落架制动控制单元中的压力与方向舵踏板的制动衬块的偏转之间的依赖性并且根据飞行器的速度和减速伞展开以来的时间对其进行改变。
为了克服NWS的缺陷，基于根据前轮转速传感器的信号确定的滑行速度来自动调节前轮转向角与踏板位移之间的依赖性。
通过实现上述措施，本发明的集成控制系统(ICS)提供不仅在空中的而且在地面上的对飞行器的控制，并且还显著减少飞行员的工作量。
本发明通过附图进行说明，在附图中：
图1是ICS系统的示意图；
图2是ICS算法的流程图。
飞行器包括机身、机翼、尾翼、起落架、推进系统(未示出)和集成控制系统(integrated control system，ICS)，集成控制系统在图1中示意性地示出。ICS包括计算单元1，计算单元1根据RCS、ACS、RSS系统的算法来计算负责飞行器姿态变化的旋转喷管和飞行控制面的所需偏转的信号。基于所计算的旋转喷管和飞行控制面的所需偏转的信号，同一计算单元1计算飞行控制面致动器2和旋转喷管3的阀的所需移动的信号。计算单元1的输出端经由飞行器的线缆网络4连接至飞行控制面偏转和推进矢量的致动器特别是飞行控制面致动器2和发动机旋转喷管致动器3的输入端。
来自致动器2、3的位置传感器的信号通过飞行器线缆网络4传输至计算单元1并在计算单元1处用作反馈。
为确保飞行控制面的控制的可靠性，该系统是四重冗余的。
飞行器运动参数(过载和姿态速率(attitude rate))由冗余的传感器5确定，冗余的传感器5经由内部多路复用通信线路6向飞行面控制计算单元1输出信号。来自驾驶舱传感器和控制装置的模拟信号被馈送至信号调节单元7的输入端，被转换成数字信号并且也经由内部多路复用通信线路6传送至计算单元1。
ACS、RSS和RCS的操作所需的飞行器系统信号经由机载信息和控制系统(OICS)9通过外部多路复用通信线路8传输至计算单元1。OICS通过同一线路从ICS接收信号，以向飞行员显示操作模式和系统状态。
为了执行ASP MS功能，ICS包括：设置在机身前表面上并且意在测量总压和静压的四个APRT 10；设置在设备舱中并且意在测量总压和静压的一个APRT 11；两个停滞流温度传感器12；以及两个双通道空气参数计算机(APC)13。
APRT的接收部具有在不同的已知方向上形成的至少四个径向通道。径向通道连接至容纳在APRT中的气压传感器。径向通道中的压力大小取决于通道轴线与主流方向形成的角度。因此，知道APRT通道相对于飞行器轴线的方向，可以根据在通道中测量的压力差来计算飞行空速参数(FASP)。
本发明中使用的APRT针对ICS生成四个气压信号。
由APRT 10测量的压力被转换成数字信号，APRT 10将数字信号输出至APC 13的输入端，在APC 13处，根据ASP MS算法基于测量的压力的差异计算飞行空速参数(FASP)。来自传感器12的输出端的停滞流温度的模拟信号被传输至APC 13的输入端，在APC 13处，它们也被用于计算FASP。来自APC 13输出端的FASP信号被馈送至计算单元1的输入端。
为了校正设置在机身前表面上的APRT 10的测量值，在机载设备舱内设置另外的APRT 11。APRT 11的所有开口测量设备舱内的静压。测量的压力被转换成数字信号并被馈送至计算单元1的输入端，从计算单元1处，它们通过数字线路被传送至APC 13的输入端。
APRT加热控制信号被从APC 13的输出端馈送至APRT 10和APRT11的输入端。
为了执行自动发动机推进控制功能，计算单元1连接至发动机控制杆(enginecontrol lever，ECL)的致动器14。为确保ATC功能的可靠性，系统是双重冗余的。
计算单元1将设定的ECL偏转角的信号输出至ECL致动器14的输入端。ECL致动器14将实际的ECL偏转角的信号用作反馈输出至计算单元1的输入端。
ICS包括用于执行LGWB和NWS的功能的LGC单元15。为确保LGWB和NWS的可靠性，系统是双重冗余的。
LGC 15包括两个相同类型的计算通道，每个计算通道具有计算机16以执行：
a)用于生成所需前轮转向角和所需着陆行驶减速度的信号的算法(NWS和LGWB算法)；
b)用于NWS致动器和LGWB单元的控制和功能检查的算法。
LGC 15容纳电源17，电源17具有连接至计算机16和功率放大器18的输入端的电压输出端，功率放大器18的输入端连接至计算机16的输出端，并且功率放大器18的输出端经由LGC 15和飞行器线缆网络4连接至轮转向和制动致动器的输入端，特别是连接至NWS致动器19和轮制动组件20的输入端。
LGWB和NWS控制信号从驾驶舱控制装置通过模拟线路馈送至信号调节单元7，在信号调节单元7处，它们被转换成数字形式并经由内部多路复用通信线路6传送至计算单元1，然后通过内部传输多路复用通信线路6和LGC 15传输至计算机16的输入端。
减速伞展开信号经由OICS 9通过外部多路复用通信线路8馈送至计算单元1，并且然后经由内部多路复用通信线路6和LGC 15，它被馈送至计算机16的输入端，在计算机16处它被用于改变设定的飞行器减速度值与方向舵踏板的制动衬板偏转之间的依赖性。LGWB和NWS系统的操作模式和状态的信号从LGC 15通过同一线路6传输至计算单元1，以便后续显示给飞行员。
来自减震支柱压缩传感器21、前轮转速传感器22和主轮转速传感器23的模拟信号经由飞行器线缆网络4和LGC 15传输至计算机16的输入端。
来自NWS致动器19和轮制动组件20的杆和阀的位置传感器的信号以及轮制动系统中的压力值的信号经由飞行器线缆网络4和LGC 15传输至计算机16的输入端并且在计算机16处被用于生成致动器阀的控制信号。
图2示出了ICS算法的流程图，示出了RCS、ACS、RSS、主致动器和旋转喷管的控制装置、ASP MS、ATC、LGWB和NWS的任务的解决方案。
RCS、ACS、RSS、主致动器和旋转喷管的控制装置的算法单元24接收以下作为输入：驾驶舱控制装置的位置信号、来自FASP计算算法单元25的空速参数、来自导航和目标瞄准系统的信号、来自燃料料位计的燃料重量值、来自武器控制系统的现有硬点、它们的类型和位置的信号。此外，单元24接收飞行控制面和推进系统旋转喷管的致动器的实际阀位置的信号作为输入。单元24将用于飞行控制面和推进系统旋转喷管的致动器的阀控制信号输出至功率放大器，在功率放大器处，信号被放大并被传输至飞行控制面和推进系统旋转喷管的致动器的输入端。单元24还通过将设定的阀位置值与实际值进行比较来执行致动器的功能检查。
FASP计算算法单元25接收以下作为输入：来自设置在机身前表面上的APRT的总压信号和静压信号、来自设置在设备舱中的APRT的静压信号、来自停滞流温度传感器的温度信号、来自惯性系统的信号、来自驾驶舱控制装置的信号。该单元25将FASP信号输出至算法单元24的输入端。
算法单元26基于在ATC算法单元26的输入端处接收的以下信号之一计算设定的ECL偏转角(αECL设定)的信号并将它们传输至ECL致动器的输入端：来自驾驶舱控制装置的设定的速度变化信号，或者来自算法单元24的设定速度信号(V设定)，或者来自算法单元24的设定ECL位置信号(αECL设定)。ECL致动器将实际ECL位置信号输出至算法单元26的输入端以用作反馈。
NWS算法单元27从驾驶舱接收轮转向致动器位置信号和前起落架(NLG)轮转速信号作为输入。算法单元27根据驾驶舱控制装置的位置计算所需的NLG轮转向角。NLG轮旋转信号被用于计算RWY速度并且根据所计算的速度计算踏板位移与NLG轮旋转之间的响应关系的变化。单元27将所需的轮旋转角度值输出至NWS致动器监测和控制单元28的输入端，该NWS致动器监测和控制单元28执行根据所述值和电动液压NLG轮旋转致动器的杆和阀位置传感器的信号确定致动器阀控制信号的值的算法。这些信号经由功率放大器、LGC和线缆网络传输至NLG轮旋转致动器的输入端。此外，单元28通过将NLG轮旋转致动器的设定阀位置值与实际值进行比较来执行NLG轮旋转致动器的功能检查。
LGWB算法单元29接收以下作为输入：驾驶舱控制装置位置信号、减速伞展开信号、减震支柱压缩信号和起落架轮转速信号。算法单元29根据控制装置位置、减震支柱压缩信号和起落架轮转速信号计算制动系统中的所需压力。减速伞展开信号被用于改变在减速伞展开时飞行器减速度与驾驶舱控制装置的致动之间的依赖性。
单元29将制动系统中所需压力的值输出至起落架轮制动组件监测和控制单元30的输入端，该起落架轮制动组件监测和控制单元30执行根据所述值和所接收的轮制动组件的阀的位置信号和制动系统中的压力值来确定轮制动组件阀的控制信号的值的算法。信号经由功率放大器、LGC和线缆网络传输至轮制动组件的输入端。单元30还通过将轮制动组件的阀的设定位置值与实际值进行比较来执行轮制动组件的功能检查。
在ICS中实现自动发动机推进控制功能使得能够在各种目标应用模式下对飞行器运动进行无飞行员控制。这显著降低了与控制飞行相关的多功能飞行器的飞行员的心理生理压力，并且增加了飞行员解决其他目标任务的能力。
使用小型APRT而不是常规的APR可以显著降低飞行器的雷达特征信号。
此外，通过省略传统的ARP以及借助于用电的布线代替NWS的广泛的机械布线而省略广泛的机械布线，可以大大降低飞行器重量。
在ICS中包括如下LGC——该LGC包含在着陆运行中考虑减速伞展开的LGWB算法以及考虑RWY速度以用于自动校正前轮转向角与踏板位移之间的依赖性的NWS算法，可以大大提高制动性能并且改善跑道转向特性。
Claims (3)
1.一种飞行器，包括机身、机翼、尾翼、起落架、推进系统、集成控制系统，所述集成控制系统包括：计算单元，所述计算单元具有经由线缆网络连接至飞行控制面和所述推进系统的旋转喷管的致动器的输出端和输入端；飞行器运动参数传感器，所述飞行器运动参数传感器具有经由内部多路复用通信线路连接至计算单元的输出端；信号调节单元，所述信号调节单元经由所述内部多路复用通信线路连接至所述计算单元，所述计算单元通过外部多路复用通信线路连接至机载信息和控制系统，其特征在于，所述集成控制系统包括至少一个空速参数计算机，所述至少一个空速参数计算机具有如下输入端和输出端，所述输入端和输出端连接至意在测量总压和静压的至少一个气压接收器换能器APRT、连接至至少一个停滞流温度传感器并且还连接至具有连接至设置在飞行器内部舱中并且意在测量总压和静压的至少一个APRT的输入端和输出端的计算单元；所述集成控制系统还包括起落架控制单元LGC，所述起落架控制单元LGC包括用于计算轮转向和制动致动器的控制信号的控制信号计算机，所述计算机的输出端连接至功率放大器的输入端，所述功率放大器具有经由所述LGC和所述线缆网络连接至所述轮转向和制动致动器的输入端的输出端，所述计算机的输入端经由所述飞行器的线缆网络和所述LGC连接至所述轮转向和制动致动器的传感器、起落架减震支柱压缩传感器和起落架轮转速传感器的输出端。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述计算单元包括算法单元，所述算法单元意在基于从驾驶舱控制装置接收的设定的速度变化信号或者从RCS、ACS、RSS、飞行控制面致动器和推进系统旋转喷管致动器的控制装置的算法单元接收的设定的速度信号或设定的发动机控制杆位置信号来计算所需位置信号并将所需位置信号传输至发动机控制杆致动器。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述LGC计算机包括如下算法单元：所述算法单元用于根据基于从驾驶舱控制装置接收的信号的驾驶舱控制装置位置、减速伞展开、起落架减震支柱压缩和起落架轮转速来计算起落架轮制动系统中的所需压力，所述算法单元使其输出端连接至用于监测和控制起落架轮制动组件的算法单元的输入端，所述用于监测和控制起落架轮制动组件的算法单元的输出端经由功率放大器和所述线缆网络连接至所述起落架轮制动组件的输入端；所述LGC还包括用于根据所述控制装置的位置计算所需前轮转向角的算法单元，所述用于根据所述控制装置的位置计算所需前轮转向角的算法单元接收来自所述驾驶舱轮转向控制装置的信号和前轮转速信号作为输入并且使其输出端连接至用于监测和控制所述前轮转向系统致动器的算法单元的输入端，所述用于监测和控制所述前轮转向系统致动器的算法单元使其输出端经由功率放大器、所述LGC和所述线缆网络连接至所述前轮转向致动器的输入端。
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