RU2114029C1 - Кинестетическое устройство управления двигателями самолета - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиации. Кинестетическое устройство управления двигателями самолета может быть использовано для работы в составе электродистанционной системы управления самолетом или любым другим летательным аппаратом. Кинестетическое устройство управления двигателями самолета содержит кистевые рычаги управления правым и левым двигателями, которые закреплены на основании, соединенном с подлокотником, который с помощью следящей системы поступательно перемещается по сигналам, пропорциональным приборной, абсолютной, относительной скорости и числу Маха в зависимости от текущего этапа полета. Это позволяет летчику по углу сгиба руки в локтевом суставе (кинестетически) судить о параметрах, косвенно связанных с управлением движением летательного аппарата и работой двигателей. При этом повышается безопасность полета, увеличивается точность пилотирования и снижается нагрузка на летчика. 5 з.п.ф-лы, 14 ил.

Description

Изобретение относится к авиации и предназначено для работы в составе электродистанционной системы управления самолетом (ЭДСУ). Наиболее эффективно изобретение может быть использовано в концепции управления самолетом и его системами без снятия рук с рычагов управления (HOTAS).

Известные системы управления двигателями самолета имеют жестко прикрепленные к конструкции кабины самолета рычаги управления двигателями (РУД) секторно или линейно перемещающегося типов, в которых летчик может поступательно перемещать рукоятку РУД и тем самым изменять мощность двигателей, а соответственно и скорость полета. Однако, такие РУД позволяют летчику по его положению судить только о режиме работы двигателей (малый газ, максимал, форсаж, полный форсаж) и не позволяют непосредственно судить о величине скорости полета и тенденции ее изменения. Традиционные РУД расположены так, что рука летчика, а точнее его локоть, не имеют опоры, что усложняет пилотирование скоростных маневренных самолетов на перегрузках вследствие действующих на руку летчика значительных сил. Кроме того, в случае возникновения катастрофических ситуаций традиционные РУД не позволяют реализовать неожиданный для летчика режим его автоматического принудительного катапультирования, так как в этом случае лежащая на РУД его левая рука будет обязательно повреждена.

Наиболее важная для пилотирования самолета информация воспринимается летчиком визуально, поэтому большое значение приобретают другие способы передачи летчику полетной информации, одним из которых является кинестетический. К системам, имеющим кинестетически "чувствительные" органы управления, относится система (патент США N 4696445 от 9.1987), имеющая подвижную совмещенную ручку управления общим шагом ротора вертолета и многоосевую боковую ручку управления. В этом изобретении ручка "следит" (используя электромеханическую следящую систему с электродвигателем) за величиной общего шага ротора вертолета, поэтому летчик по положению совмещенной ручки управления может судить о величине общего шага ротора вертолета и с помощью совмещенной ручки управления или многоосевой ручки управления может косвенно воздействовать на общий шаг ротора. Также зарегистрировано изобретение (патент США N 5076517 от 31.12.1991. ), отличающееся от патента N 4696445 тем, что имеет дополнительные возможности регулировки с помощью подстроечных резисторов такого параметра, как чувствительность ручки (коэффициент передачи), которая подбирается индивидуально для разных летчиков.

Описанные изобретения позволяют кинестетически "чувствовать" величину загрузки ротора вертолета, а значит, более эффективно использовать мощность двигателей вертолета, исключить неправильные действия летчика, приводящие к резкой потере скорости полета, и в целом повысить рациональность управления вертолетом.

Эти изобретения обладают следующими недостатками:
1. Они предназначены для работы только в системе управления вертолетом.

2. Отслеживают только один обобщенный параметр - величину загрузки ротора вертолета.

3. Имеют ременную передачу в приводе следящей системы ручки управления, что снижает надежность за счет большой вероятности заклинивания ручки управления (вследствие значительных усилий, прикладываемых летчиком к ней, например, в стрессовой ситуации) и увеличивает затраты на постоянный контроль и профилактическое обслуживание.

4. Имеют электродвигатель постоянного тока и редуктор, что усложняет конструкцию, увеличивает ее вес и уменьшает точность позиционирования ручки управления.

5. В целом не обеспечивают существенного уменьшения отвлечения внимания летчика на восприятие полетной информации.

Технические результаты от использования изобретения сводятся к следующему:
1. Оно предназначено для работы в составе ЭДСУ самолета, а также любого другого ЛА.

2. Обладает высокой гибкостью применения на различных этапах и режимах полета ("Атака цели", "Дозаправка", "Строй", "Воздушный бой", "Посадка", "Высокоточное выдерживание") и обеспечивает кинестетическую передачу летчику информации об абсолютной и приборной скоростях, о числе Маха и относительной скорости сближения с любыми объектами в воздухе и на земле.

3. Имеет червячное зацепление между ШД и КинУУД, что увеличивает надежность (предотвращает ее заклинивание по усилиям, прикладываемым к ней летчиком), уменьшает вес и затраты на ее профилактическое обслуживание.

4. Имеет шаговый электродвигатель, управляемый блоком управления движением подлокотника, и червячное зацепление между ШД и КинУУД, что обеспечивает необходимую точность перемещения КинУУД.

5. Обеспечивает существенное уменьшение отвлечения внимания летчика на восприятие полетной информации о скоростях.

Конечными целями настоящего изобретения являются повышение безопасности полета и точности пилотирования с одновременным снижением нагрузки на летчика за счет:
1. Обеспечения летчику передачи кинестетической информации о скорости полета и скорости сближения с ЛА или любым другим объектом.

2. Включения высокоадаптируемой к режимам полета и индивидуальным антропометрическим особенностям летчика КинУУД в состав ЭДСУ самолета.

3. Реализации кистевого управления с гидродемпфированием для обеспечения плавного и высокоточного перемещения КРУДП и КРУДЛ на больших перегрузках.

4. Наличия на КинУУД переключателя на 4 положения, переключателя "Вкл" и кнопки "Фиксация", позволяющих летчику удобно выбирать режимы работы КинУУД.

5. Расположения КинУУД на подлокотнике кресла летчика, позволяющего без ущерба для него реализовать режим принудительного автоматического катапультирования и улучшить компоновку кабины за счет дополнительных возможностей использования левого бокового пульта кабины.

6. Наличия цепи защиты ШД, обеспечивающей ограничение тока, текущего через обмотки ШД, для предохранения его от перегрева и выхода из строя.

7. Высокой надежности (отказоустойчивости), малых габаритов массы, компактности и легкости установки с левой стороны от катапультного кресла летчика.

8. Сохранения всех преимуществ традиционных РУД.

9. Сохранения хода перемещения подлокотника такого же, как и хода традиционных РУД, что обеспечивает наилучшие условия "досягаемости".

Изобретение представляет собой кинестетическое устройство управления двигателями (КинУУД) самолета, обеспечивающее передачу летчику кинестетической информации с помощью следящей системы, на вход которой подается электрический сигнал, пропорциональный параметрам полета, косвенно связанным с управлением ЛА и двигателями.

Указанные технические результаты достигаются тем, что КинУУД поступательно перемещается вместе с лежащей на подлокотнике кресла рукой, пропорционально различным скоростям полета, скорости сближения с другим летательным аппаратом (ЛА) или объектом на земле, а управление тягой двигателей осуществляется вращательным движением кисти руки летчика, консольно закрепленных на подлокотнике КРУДП и КРУДЛ. В результате по углу сгиба руки в локтевом суставе летчик может судить о параметрах, косвенно связанных с изменением мощности двигателей.

Указанные конечные цели достигаются тем, что КинУУД используется в составе ЭДСУ. Это позволяет сделать его высокоадаптируемым к режимам и этапам полета самолета с использованием его в качестве сигнала обратной связи по скоростям. Блок управления движением подлокотника считывает выходные сигналы положения КинУУД, КРУДП, КРУДЛ, полетные данные для соответствующего режима и этапа полета от бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) самолета и выдает соответствующий сигнал управления на шаговый электродвигатель (ШД) пропорционально величине изменения скорости полета или скорости сближения. КинУУД перемещается при помощи ШД на величину, формируемую блоком управления движением подлокотника, так, чтобы передавать летчику информацию о скорости полета самолета через перемещение подлокотника, к которому жестко прикреплены кистевые рычаги. Они консольно закреплены на подлокотнике, который, в свою очередь, жестко прикреплен к салазкам, двигающимся по сдвоенным направляющим стержням.

Существенным отличием изобретения является то, что программное обеспечение позволяет переходить на различные режимы и этапы полета, гибко изменяя дискрет (коэффициент передачи) индицируемого изменения скорости полета или скорости сближения для режимов и этапов полета:
- "Подгонка" (установка КинУУД в удобное положение);
- "Атака";
- "Дозаправка";
- "Строй";
- "Высокоточное выдерживание" абсолютной, приборной, относительной скоростей или числа Маха;
- "Воздушный бой";
- "Посадка".

Для пояснения состава и функционирования изобретения используются следующие чертежи, на которых:
Фиг. 1 - блок-схема КинУУД.

Фиг. 2 - детальное изображение конструкции КинУУД с КРУДЛ и КРУДП.

Фиг. 3 - часть изображения КРУДЛ и КРУДП с размещенным на КРУДП кнопочным полем.

Фиг. 4 - часть изображения узла соединения КРУДП с тягой гидродемпфера и датчика положения КРУДП.

Фиг. 5 - разрез А-А на фиг. 1.

Фиг. 6 - изображение разреза гидродемпфера с узлами его крепления к подлокотнику и к КРУДП.

Фиг. 7 - часть изображения узла крепления гидродемпфера к подлокотнику.

Фиг. 8 - часть изображения узла зацепления зубчатого колеса и зубчатой рейки.

Фиг. 9 - упрощенная кинематическая схема движения КинУУД.

Фиг. 10 - 13 - блок-схема алгоритма выполнения программы (хранящейся в памяти блока управления движением подлокотника) для реализации функции управления КинУУД.

Фиг. 14 - линии уровня экспертных оценок летчиков - трудности выполнения захода на посадку в координатах: резервы внимания (R) - вероятность благополучной посадки (Q), полученные по результатам сравнительных испытаний КинУУД с обычным секторным РУД на пилотажном стенде в ВВИА им. Н.Е. Жуковского.

Устройство в своем составе имеет следующие детали. Для управления перемещением изобретение имеет блок управления движением подлокотника, выполняющий операции аналого-цифрового преобразования, математические и логические вычисления для выдачи соответствующих управляющих сигналов на ШД, что позволяет сохранить вычислительные ресурсы центральной БЦВМ. Салазки 3, к которым прикреплена КинУУД, движутся по направляющим стержням 5. Направляющие стержни 5 обеспечивают скольжение без люфта и крепятся к передней стойке 43 и к задней стойке 42. Передняя и задняя стойки (43 и 42 соответственно) крепятся к основанию 15, обеспечивая жесткость и единство конструкции. Блок управления движением подлокотника 25, узел защиты ШД 26, ключи управления ШД 27, датчик положения подлокотника 16 и датчики положения КРУДЛ 59 и КРУДП 34 обеспечиваются питанием от источника питания 14, как показано на фиг. 1 и 2. ШД 1 и ведущий вал 4 жестко соединены при помощи втулки 45. Подлокотник 35 крепится к салазкам 3 с помощью винтов 142. Переключатель 39, переключатель "Вкл" 40 и кнопка "Фиксация" 38 установлены на кнопочном поле 141, жестко прикрепленном к КРУДП 12. Кнопочное поле 141 расположено так, что летчик может манипулировать переключателем 39, переключателем "Вкл" 40 и кнопкой "Фиксация" 38, используя только большой палец левой руки.

Конструкции КРУДП и КРУДЛ (согласно фиг. 1, 2 и 5) совершенно идентичны, поэтому в дальнейшем будем рассматривать работу КРУДП и КРУДЛ на примере работы КРУДП, делая при этом необходимые пояснения и для КРУДЛ. КинУУД состоит из КРУДЛ 13 и КРУДП 12, которые прикреплены соответственно к основаниям 67 и 9 так, что могут вращаться вокруг своих осей. Основания 67 и 9 жестко прикреплены к подлокотнику 35, который, в свою очередь, жестко присоединен к салазкам 3, которые с помощью ведущего вала 4 присоединены к ШД 1. К салазкам 3 с помощью кронштейна 36 жестко крепится потенциометр 16, служащий датчиком положения подлокотника (ДПП) 35. На его вал установлено зубчатое колесо 17, которое в момент движения салазок 3 движется по зубчатой рейке 18, тем самым вращая вал ДПП 16 и изменяя сигнал, считываемый с него, блок управления движением подлокотника 25 по линии 19. К кронштейнам обоих КРУД 10 и 11 присоединены штоки гидродемпферов (к КРУДП присоединяется шток 7 гидродемпфера 6 согласно фиг. 6 и 7), которые прикреплены одним концом к подлокотнику 35, тем самым обеспечивая плавное, без рывков движение КРУДП в обоих направлениях.

Блок управления движением подлокотника 25, который управляет работой КинУУД, обменивается по шине данных 28 данными с БЦВМ 29. По внутренней шине данных 24 блок управления движением подлокотника 25 опрашивает переключатель 39, кнопку "Фиксация" 38, переключатель "Вкл" 40 и выдает данные опроса в БЦВМ 29. Блок управления движением подлокотника 25 опрашивает концевые выключатели D_max 8 и D_min 2, потенциометр 16, служащий ДПП, и использует их для вычисления необходимых управляющих сигналов для управления ШД 1. Для этого блок управления движением подлокотника 25 вырабатывает соответствующие управляющие сигналы, которые по внутренней шине данных 30 подаются на ключи управления ШД 27. Ключи управления ШД 27 формируют необходимые по мощности сигналы управления ШД 1, которые по внутренней шине управления ШД 31 подаются на ШД 1. Токи, протекающие по обмоткам ШД 1, контролируются узлом защиты ШД 26. По линии 33 узел защиты ШД 26 измеряет токи, протекающие через обмотки ШД 1, и в случае превышения ими установленного ограничительного уровня тока I_max узел защиты ШД 26 по линии 32 выдает на ключи управления ШД 27 управляющий сигнал, который обесточивает ШД 1. До тех пор, пока токи, протекающие через обмотки ШД, будут превышать этот уровень, узел защиты ШД 26 будет обесточивать обмотки. Блок управления движением подлокотника 25 опрашивает потенциометры КРУДП 34 и КРУДЛ 59, которые являются датчиками положения обоих КРУДов, выполняет необходимые вычисления и выдает обработанные данные в БЦВМ 29, которые затем используются для управления мощностью двигателей самолета.

Описываемая система управления работает следующим образом. Блок управления движением подлокотника 25 выполняет необходимые вычисления для того, чтобы обеспечить ШД 1 управляющим сигналом (эти вычисления показаны в виде блок-схемы алгоритмов, изображенных на фиг. 10 - 13). Постоянные величины в этих вычислениях обеспечивают гибкость работы КинРУД. Так, постоянные V_max а, V_min а и Δ Da; V_max ф, V_min ф, Δ Dф, V_пд; V_max б, V_min б и Δ Dб, V_max п, V_min п и Δ Dп позволяют определить для КинУУД диапазон индицируемых скоростей между максимальным и минимальным значениями скоростей полета или скорости сближения и минимальный дискрет перемещения КинУУД соответственно для режимов: "Атака цели", "Дозаправка", "Строй"; "Воздушный бой"; "Высокоточное выдерживание", "Посадка". Для всех этих режимов полета требуются свои значения выдерживания скорости полета. Таким образом, КинУУД позволяет существенно увеличить безопасность полетов, добиться более эффективного использования энергетики двигателей и уменьшить нагрузку и утомляемость летчика. Переход от одного режима полета к другому осуществляется посредством переключателя 39, переключателя "Вкл" 40 и кнопки "Фиксация" 38.

Рассмотрим более подробно работу КинРУД, основываясь на фиг. 1 - 9 и алгоритме выполнения программы, изображенной на фиг. 10 - 13. Локоть левой руки летчика лежит на подлокотнике 35 так, что, прикладывая усилие кистью руки, он легко может вращать КРУДП и КРУДЛ (12 и 13 соответственно) одновременно или дифференциально, устанавливая их в необходимое положение и тем самым добиваясь требуемой мощности двигателей самолета. Устанавливание любой из КРУД (12 или 13) на режим необходимой мощности обеспечивается с помощью следующих деталей, изображенных на фиг. 4 и 5. Например, летчик прикладывает усилие к обоим КРУД одновременно, которое направлено вниз, тем самым желая увеличить мощность обоих двигателей. За счет наличия трения до момента страгивания КРУДы находятся в зафиксированном положении. Для обоих КРУД это обеспечивается одинаково, поэтому рассмотрим их работу на примере работы КРУДП 12. На вал 78, жестко прикрепленный к кронштейну 11, надет подшипник 56, который плотно вставлен в основание 9. Подшипник 56 обеспечивает безлюфтовое вращение КРУДП 12. К кронштейну 11 жестко прикреплена пластина 55, к которой жестко присоединена втулка 51, в которую помещен стальной шарик 53, поддавливаемый пружиной 52. Вращением регулировочного винта 50 ослабляется или сжимается пружина, тем самым обеспечивая величину момента страгивания КРУДП 12. Шарик 53 находится в одном из двух состояний: зафиксированном или промежуточном. Зафиксированное положение - это одно из нескольких положений, в котором находится шарик 53, а вместе с ним и КРУДП 12. По траектории движения шарика 53 находятся несколько отверстий 68, насверленных в основании 9, глубиной в треть диаметра шарика. При движении КРУДП 12 шарик 53 попадает в одно из этих углублений и под воздействием пружины 52 фиксирует КРУДП 12 в одном из полетных режимов, а именно: малый газ, максимал, форсаж, полный форсаж. В промежуточном положении шарик 53 легко скользит по поверхности основания 9, позволяя летчику движением кисти левой руки реагировать на изменения скорости полета в выбранном режиме полета и изменять величину мощности двигателей. Аналогичным образом соединены и взаимодействуют детали 10, 41, 54, 67, 66, 65, 62, 143 изображенного на фиг. 5 КРУДЛ 13.

В моменты страгивания и движения КРУДП 12 для того, чтобы устранить рывки и обеспечить плавность его движения, введено устройство гидродемпфирования. Его жиклеры 69 и зазоры, а также тип жидкости подбираются в соответствии с динамическими характеристиками приемистости двигателя. Устройство показано на фиг. 5 - 7. Конструкции гидродемпферов КРУДП 12 и КРУДЛ 13 идентичны, поэтому рассмотрим их работу на примере КРУДП 12. Гидродемпфер КРУДП 12 состоит из цилиндра 6, в который ввинчены заглушки: задняя 74 и передняя 72. Между передней 72 и задней 74 заглушками и цилиндром 6 установлены прокладки 73 и 75 соответственно, обеспечивающие герметичность цилиндра 6. К задней заглушке 74 одним концом жестко крепится уголок 41 с помощью винта 142, другим своим концом с помощью винта 76 он крепится к стойке 37 таким образом, что позволяет уголку 41 с прикрепленным к нему цилиндром 6 свободно, но без люфта вращаться относительно винта 76. Стойка 37 жестко крепится к подлокотнику 35. Внутрь цилиндра 6 помещен поршень 69, диаметр которого немного меньше внутреннего диаметра цилиндра 6. Одним концом к поршню 69 жестко крепится шток 7, ко второму его концу жестко прикреплен переходник 49. Переходник с помощью ввинченного в него винта 48 соединяется с пластиной 46 так, что позволяет переходнику 49 с прикрепленным к нему штоком 7 свободно, но без люфта вращаться относительно винта 48. Для обеспечения герметичности шток 7 проходит через сальник 71, запрессованный в переднюю заглушку 72. Внутри цилиндра 6 находится рабочая вязкая жидкость 70, обеспечивающая плавность движения поршня 69. Пластина 46, с которой соединяется переходник 49, с помощью стоек 47 жестко крепится к пластине 55, тем самым обеспечивая единство конструкции. Таким образом, когда летчик передвигает КРУДП 12 вверх или вниз и шарик 53 находится в промежуточном положении, поршень 69, приводимый в действие КРУДП 12, движется внутри цилиндра 6 плавно, поскольку диаметры поршня 69 и цилиндра 6 различны и через зазор между цилиндром 6 и поршнем 69 вязкая рабочая жидкость 70 перекачивается из левой полости цилиндра 6 в правую и наоборот, в зависимости от направления движения поршня 69. Детали 64, 63, 61, 60 КРУДЛ 13 выполняют аналогичные функции деталей 49, 48, 46, 47 КРУДП 12, поскольку их конструкции одинаковы.

К валу 78, жестко прикрепленному к кронштейну 11 с помощью винта 77, крепится вал датчика положения КРУДП 34. Датчик положения КРУДП 34 жестко крепится к подлокотнику 35 с помощью уголка 44. Аналогично датчик положения КРУДЛ 59 крепится к подлокотнику 35 с помощью уголка 58. Конструкция и работа левого и правого датчиков идентичны, поэтому рассмотрим действие только КРУДП 12. При прикладывании усилия летчиком к КРУДП 12 вал датчика положения 34 вращается и электрическое напряжение, снимаемое с него, изменяется и считывается по линии 21 в блок управления движением подлокотника 25. Обратимся теперь к алгоритму работы КинУУД, изображенному на фиг. 10 - 13. Работа программы КинУУД начинается с точки входа 79 и блока загрузки 80, в котором загружается из памяти фиксированное значение Δ КРУД для необходимых в процессе работы блока управления движением подлокотника 25 вычислений.

Затем выполняется подпрограмма обработки КРУДЛ, показанная командами 81 - 85. Сначала производится определение: произошло ли изменение положения КРУДЛ, т.е. вычисляется разница между предшествующим значением КРУДЛО и текущим значением КРУДЛ командой 81. По линии 20 значение КРУДЛ поступает в блок управления движением подлокотника 25 и там командой 82 проверяется равенство между значениями КРУДЛО и КРУДЛ. Если они равны, т.е. Δ КРУДЛ равна нулю, то производится последовательный повторный опрос датчика положения КРУДЛ 59 до тех пор, пока его значение не изменится. Если же эти значения не равны, то выполняется команда 83, в которой определяется превышение значения Δ КРУДЛ эталонного значения Δ КРУД, взятого из памяти блока управления движением подлокотника 25. Введение в программу этой команды позволяет избавиться от влияния вибрации конструкции самолета и непроизвольных колебаний кисти летчика. В случае, если положение КРУДЛ 13 изменилось на величину, большую, чем значение Δ КРУД, то выполняется команда 84, в которой определяется знак величины Δ КРУДЛ, что говорит о направлении перемещения КРУДЛ 13. Вычисленное значение положения КРУДЛ командой 85 по шине данных 28 выдается в БЦВМ 29 для выработки ею команд управления мощностью левого двигателя.

Затем выполняется подпрограмма обработки КРУДП командами 86 - 90 совершенно идентично командам 81 - 85 обработки КРУДЛ. Сначала вычисляется разница между предшествующим значением КРУДПО и текущим значением КРУДП командой 86. По линии 21 значение КРУДП поступает в блок управления движением подлокотника 25 и там командой 87 проверяется равенство между значениями КРУДПО и КРУДП. Если они равны, т.е. Δ КРУДП равна нулю, то производится последовательный повторный опрос датчика положения КРУДП 34 до тех пор, пока его значение не изменится. Если же эти значения не равны, то выполняется команда 88, в которой определяется превышение значения Δ КРУДП эталонного значения КРУД, взятого из памяти блока управления движением подлокотника 25. Так же, как и для КРУДЛ, введение в программу этой команды позволяет избавиться от влияния вибрации конструкции самолета и непроизвольных колебаний кисти летчика. В случае, если положение КРУДП 12 изменилось на величину, большую, чем значение Δ КРУД, то выполняется команда 89, в которой определяется знак величины Δ КРУДП, что говорит о направлении перемещения КРУДП 12. Значение положения КРУДП командой 90 по шине данных 28 выдается в БЦВМ 29 для выработки ею команд управления мощностью правого двигателя.

Затем выполняется подпрограмма "Подгонка". Данная подпрограмма необходима для того, чтобы летчик перед выполнением полета мог в течение предполетной подготовки установить КинУУД в наиболее удобное для него положение. Вследствие того, что антропометрические данные летчиков, а именно длина руки от кисти до локтя, различны и субъективное ощущение комфорта (удобства) разнится, то введение этой подпрограммы является необходимым. Это позволяет любому летчику сдвинуть немного вперед или назад подлокотник 35 от исходного положения. Подпрограмма начинается командой 91, которая анализирует включение переключателя "Вкл" 40. До момента включения этого переключателя электрическая схема управления перемещением находится в отключенном состоянии, а подлокотник 35 - в исходном положении, что позволяет летчику включать и выключать "перемещение" КинУУД в любое время как на земле, так и в полете (после переведения переключателя "Вкл" в отключенное положение подлокотник автоматически возвращается в исходное положение). При включении этого переключателя (в тексте подпрограммы оно обозначается равным нулю) вырабатывается сигнал управления ШД 1 для установки подлокотника 35 в исходное положение. Если такое переключение произошло, то командой 92 выполняется проверка положения переключателя 39. Если летчик нажал его влево, то включается описанный ранее режим работы. Затем командой 93 блок управления движением подлокотника 25 загружает из памяти значение VO, которое является исходным положением подлокотника 35. По линии 19 в блок управления движением подлокотника 25 считывается значение ДПП 16, которое индицирует предыдущее значение скорости полета самолета V_прО, в котором находился подлокотник 35. Затем командой 94 вычисляется значение Δ V_у, которое является разницей между значением исходного положения подлокотника 35 VO и значением предыдущей приборной скорости V_прО (скорости, при которой была отключена схема управления перемещением или положением, в которое установился подлокотник 35 в момент включения питания). Команда 95 анализирует, равны ли эти значения, т.е. Δ V_у = 0. Если они равны, то происходит переход к команде 104, что означает, что подлокотник 35 находится в исходном положении VO. Если же значение Δ V_у не равно нулю, то выполняется команда 96, которая анализирует знак рассогласования между этими значениями. Если VO меньше чем V_прO, т.е. знак рассогласования отрицательный, то выполняется команда 97, которая вырабатывает сигнал управления ШД 1 F_ун, сдвигающий подлокотник 35 назад, который получается путем подачи сигнала F_у на ШД 1 в течение времени Δt . Аналогично выполняется и процедура сдвига подлокотника 35 вперед. Если VO больше, чем V_прO, т. е. знак рассогласования положительный, то выполняется команда 98, которая вырабатывает сигнал управления ШД 1 F_ув, сдвигающий подлокотник 35 вперед, который получается путем подачи сигнала F_у на ШД 1 в течение времени Δt . При перемещении подлокотника 35 выполняется проверка срабатывания D_min 2 и D_max8. При движении назад командой 100 проверяется срабатывание датчика D_min2, а при движении вперед командой 101 проверяется срабатывание датчика D_max 8, что необходимо для того, чтобы не перемещать подлокотник 35 еще дальше его крайних ограничительных положений, поскольку это выведет КинУУД из строя. В случае срабатывания какого-либо из датчиков выполняется команда 99 или 102, которые имеют одно и то же значение. По этим командам значению V_прO присваивается значение VO и производится переход к выполнению уже описанной команды 94, что обеспечивает прекращение работы ШД 1. В случае, если ни один из датчиков не сработал, то выполняется команда 103, которая анализирует, не сравнялись ли значения V_прO и VO. Если они не равны, то цикл установки продолжается переходом к команде 94. Если же эти значения сравнялись, то перемещение подлокотника 35 прекращается, что говорит о том, что установка в исходное положение завершена, и выполняется команда 104. Эта команда анализирует направление нажатия переключателя 39. Если переключатель 39 нажат вправо (в тексте программы срабатывание обозначено равным нулю), то выполняется команда 107 движения подлокотника 35 вперед формированием управляющего сигнала подгонки вперед - F_пв, подачей сигнала F_п в течение времени Δt и команда 109 анализа срабатывания "максимального" концевого датчика положения D_max 8. Эта процедура будет выполняться до тех пор, пока летчик будет удерживать переключатель 39 нажатым вправо. После перевода переключателя 39 в нейтральное положение выполняется команда 105 анализа нажатия этого же переключателя 39 влево. При его нажатии (в тексте программы срабатывание обозначено равным нулю) выполняется команда 106 движения подлокотника 35 назад формированием управляющего сигнала подгонки назад - F_пн, подачей сигнала F_п в течение времени Δt и команда 108 анализа срабатывания "минимального" концевого датчика положения D_min 2. Эта процедура будет выполняться до тех пор, пока летчик будет удерживать переключатель 39 нажатым влево. Таким образом, летчик, нажимая переключатель 39 влево или вправо, может "подгонять" КинУУД в наиболее удобное для него положение. При переводе переключателя 39 в нейтральное положение и при срабатывании любого из концевых датчиков положения 2 или 8 осуществляется переход к команде 110 фиксации "подогнанного" положения подлокотника 35. В случае нажатия кнопки "Фиксация" 38 выполняется команда 111 запоминания установленного "подогнанного" положения V_пд подлокотника 35 для дальнейших вычислений. До момента нажатия этой кнопки летчик может "подгонять" КинУУД, что показано в тексте программы переходом от команды 110 к команде 104. Далее в процессе работы при переходе в режим "высокоточного выдерживания скорости" и при выключении КинУУД КинУУД установится в это "подогнанное" положение V_пд.

После запоминания "подогнанного" значения положения V_пд КинУУД выполняется команда 112, которая анализирует направление нажатия переключателя 39. Если переключатель 39 нажат вправо, то выполняется подпрограмма индикации режимов работы - "Атака цели", "Дозаправка", "Строй". Подпрограмма начинается командой 113, которая загружает из памяти значения Da, Vmin a, Vmax a для дальнейших вычислений. По линии 19 в блок управления движением подлокотника 25 считывается значение ДПП 16 подлокотника 35, которое индицирует предыдущее значение скорости полета V_прO самолета. Затем блок управления движением подлокотника 25 командой 114 выполняет операцию определения величины разности между предыдущим значением скорости полета V_прO и величиной скорости полета цели V_ц, поскольку в этих режимах индикации требуется индицировать значение скорости сближения с другим ЛА или объектом. После этого вычисления выполняется команда 115 вычисления разности Δ Va между предыдущим значением скорости сближения с объектом V_aO и новым значением этой же скорости сближения V_a. Команда 116 определяет, изменилась ли разность этих скоростей сближения, и определяет дальнейшее направление работы подпрограммы блока управления движением подлокотника 25. Если вычислено, что Δ V_a не равно 0, т.е. скорость сближения изменилась, то команда 117 определяет, не является ли разница вычисленных скоростей Δ V_a больше установленной для соответствующего режима полета Δ D_a, т.е. вычисляется "мертвая зона" КинУУД. Если Δ V_a больше Δ D_a, то затем определяется, не является ли текущее значение V_a больше или равным значению установленной максимальной величины V_max а командой 119. Эта команда выполняет операцию сравнения больше или равно V_a, чем V_max a. Если определено, что это так, то значение текущей скорости сближения игнорируется и ему присваивается значение V_aO командой 118. Это делается для того, чтобы не выдавать управляющий сигнал на ШД 1, поскольку подлокотник 35 уже находится в крайнем максимальном положении и дальнейшее его движение приведет к выходу из строя КинУУД. Если же V_a не равно V_max a, то командой 121 выполняется операция сравнения меньше или равно V_a, чем V_min a. Если определено, что это так, то значение текущей скорости сближения игнорируется, а ему присваивается значение V_aO командой 120. Это делается для того, чтобы не выдавать управляющий сигнал на ШД 1, поскольку подлокотник 35 уже находится в крайнем минимальном положении и дальнейшее его движение приведет к выходу из строя КинУУД. Затем командой 122 выполняется операция определения знака разности скоростей Δ V_a, т. е. определяется направление, в котором должен двигаться подлокотник 35, чтобы отследить изменение скорости сближения. Затем, в зависимости от полученного знака рассогласования, выполняется или команда 123 - при отрицательном знаке, или команда 124 - при положительном знаке. Назначение обеих команд одинаково, а именно не превышает ли значение V_a значений V_огр min, V_огр max - ограничений соответственно для минимальной и максимальной скоростей сближения для этого режима полета, или иными словами - не перешло ли V_a в границы диапазона ограничений (фиг. 9). Если значение V_a перешло в границы минимального или максимального диапазона ограничения скоростей, то выполняется соответственно или команда 125, или команда 128. Назначение обеих команд идентично: они формируют управляющие сигналы F_н или F_в, подаваемые на ШД 1, который перемещает КинУУД. Формирование осуществляется подачей управляющего сигнала удвоенной частоты F_а в течение времени Δt . Подача сигнала удвоенной частоты приводит к вдвое большей скорости перемещения подлокотника 35 с закрепленным на нем КинУУД. Это необходимо для того, чтобы летчик по резкому изменению скорости движения подлокотника 35 мог судить о приближении к минимальной V_min а или максимальной скорости сближения V_max а в зависимости от направления движения подлокотника 35. Таким образом, летчик кинестетически получает информацию о тенденции изменения скорости сближения с целью. Затем происходит переход от команды 125 к выполнению команды 130 (проверке, не сработал ли D_min 2) и от команды 128 к выполнению команды 131 (не сработал ли D_max 8). Если V_a не входит в границы минимального или максимального ограничения скоростей, то после выполнения команды 122 определения знака рассогласования скоростей происходит переход к команде 126, если знак отрицательный, или к команде 127, если знак рассогласования положительный. В зависимости от полученного результата выполняется команда 126 или команда 127. Команда 126 выполняется тогда, когда необходимо передвинуть подлокотник 35 назад, показав тем самым летчику уменьшение скорости сближения. На ШД 1 выдается управляющий сигнал. ШД 1 начинает вращать ходовой вал 4 (согласно фиг. 1 и 8), который будет с помощью зубчатого зацепления передвигать вдоль направляющих стержней 5 салазки 3, на которых закреплен подлокотник 35 с установленными на нем КРУДП 12 и КРУДЛ 13. При движении салазок 3, на которых закреплен подлокотник 35 с установленными на нем КРУДП 12 и КРУДЛ 13, зубчатое колесо 17 начнет двигаться по зубчатой рейке 18, поскольку вращающееся зубчатое колесо 17 установлено на вале датчика положения 16 подлокотника 35 и при движении оно изменяет сигнал, считываемый по линии 19, в блок управления движением подлокотника 25. Команда 127 выполняется, когда необходимо передвинуть подлокотник 35 вперед, показав тем самым летчику увеличение скорости сближения. Значения F_н и F_в получаются одинаково формированием сигнала управления F_а в течение времени Δt , за которое необходимо передвинуть подлокотник 35 так, чтобы скорости V_а и V_aO стали равны (как это показано на фиг. 12 в командах 126 и 127 умножением F_a на Δt). В зависимости от направления движения подлокотника 35 выполняется команда 130 или команда 131. Команда 130 выполняется при движении назад, а команда 131 - при движении вперед. Этими командами проверяется срабатывание концевых датчиков положения D_min 2 и D_max 8. В случае, если сработал датчик D_min 2 (в алгоритме значение срабатывания датчика D_min2 обозначается равным нулю), выполняется команда 129, в которой значению текущей скорости сближения V_a присваивается значение V_aO. Это делается для того, чтобы не выдавать управляющий сигнал на ШД 1, поскольку подлокотник 35 уже находится в крайнем минимальном положении и дальнейшее его движение приведет к выходу из строя КинУУД. Если же сработал датчик D_max 8 (в алгоритме значение срабатывания датчика D_max 8 обозначается равным нулю), выполняется команда 132, в которой значению текущей скорости сближения V_a присваивается значение V_aO, поскольку она не изменилась. Это делается для того, чтобы не выдавать управляющий сигнал на ШД 1, поскольку подлокотник 35 уже находится в крайнем максимальном положении и дальнейшее его движение приведет к выходу из строя КинУУД. Затем командой 133 определяется, не сравнялись ли скорости V_a и V_aO. Если скорости не сравнялись, то цикл отслеживания скорости сближения повторяется переходом к выполнению команды 115 до тех пор, пока скорости V_a и V_aO не сравняются.

Если скорости сравнялись, то выполняется команда 135 анализа состояния переключателя 39. Если переключатель 39 нажат вверх, то выполняется подпрограмма индикации режима работы "Воздушный бой". Для режимов полета, в которых требуется чувство скорости, а не скорости сближения от БЦВМ 29, могут выдаваться значения приборной и абсолютной скоростей, а также скорости по числу Маха. Подпрограмма начинается командой 134, которая загружает из памяти значения ΔDб , V_min б, V_max б для дальнейших вычислений. Затем производится переход к выполнению команды 115, назначение которой описано выше. Таким образом, процедура вычисления перемещений подлокотника 35 и управления ШД 1 для режима "Воздушный бой" аналогична процедурам режима "Атака цели", "Дозаправка", "Строй", только во всей описанной выше подпрограмме для работы в режиме "Атака цели", "Дозаправка", "Строй" вместо индекса "а" при всех скоростях используется индекс "б", поскольку командой 134 загружаются параметры скоростей и ограничений для режима "Воздушный бой".

Если переключатель 39 не нажат, то производится переход от выполнения команды 135 к команде 136. Эта команда производит анализ состояния кнопки "Фиксация" 38. В случае, если эта кнопка нажата, то выполняется команда 137, которая является переходом к работе в режиме высокоточного выдерживания скорости. По этой команде из памяти блока управления движением подлокотника 25 извлекают параметры: ΔDф , V_max ф, V_min ф для дальнейших вычислений и значение "подогнанного" (фиг. 9) положения подлокотника V_пд, относительно которого будет кинестетически индицироваться скорость. Затем командой 138 производится анализ состояния кнопки "Фиксация" 38 с тем, чтобы летчик мог зафиксировать значение скорости, относительно которой будет индицироваться рассогласование скоростей в этом режиме полета. И вновь производится переход к выполнению команды 115, назначение которой описано выше. Таким образом, процедура вычисления перемещений подлокотника 35 и управления ШД 1 для режима высокоточного выдерживания скорости аналогична процедурам режима "Атака цели", "Дозаправка", "Строй", только во всей описанной выше подпрограмме для работы в режиме "Атака цели", "Дозаправка", "Строй" вместо индекса "а" при всех скоростях используется индекс "ф", поскольку командой 137 загружаются параметры скоростей и ограничений для режима высокоточного выдерживания скорости. В режиме высокоточного выдерживания скорости летчик сначала переключателем 39 выбирает этот режим работы, затем разгоняет или гасит скорость и нажимает кнопку "Фиксация" 38, после чего может, не глядя на указатель скорости, чувствовать заданную скорость полета и реагировать на ее изменения.

В случае, если кнопка 38 не нажата, то производится переход от выполнения команды 136 к команде 139. По этой команде производится анализ состояния переключателя 39. В случае, если он нажат вниз, то выполняется команда 140, которая является переходом к работе на этапе "Посадка". По этой команде из памяти блок управления движением подлокотника извлекает параметры: D_п, V_max п, V_min п для дальнейших вычислений. И вновь производится переход к выполнению команды 115, назначение которой описано выше, только во всей описанной выше подпрограмме для работы в режиме "Атака цели", "Дозаправка", "Строй" вместо индекса "а" при всех скоростях используется индекс "п", поскольку командой 140 загружаются параметры скоростей и ограничений для режима "Воздушный бой". Если же переключатель 39 не нажат, то производится переход к выполнению команды 81 и цикл работы блока управления движением подлокотника повторяется.

Основными преимуществами кинестетического способа являются его непрерывность и слабая зашумленность, позволяющие достаточно точно воспринимать информацию не только о текущем значении параметра, но и о тенденции его изменения. Этот способ заведомо предполагает выработку у летчика неосознанных моторных навыков, в результате чего он управляет как бы автоматически, не задумываясь, чувствуя информацию. Финогенетически мышечно-суставная (проприоцептивная) чувствительность является эволюционно более развитой у человека, что способствует более быстрому развитию моторных рефлексов у летчиков. Проприоцептивная память не требует осмысления, на которое тратится значительное время, а позволяет выработать моторный автоматизм в ответных реакциях на перемещение сустава.

Существующий автомат тяги не позволяет решать задачу облегчения пилотирования для всей совокупности условий полета, включая нештатные ситуации и сильные ветровые возмущения. Для обеспечения высокого качества ручного управления летчик должен не только определять текущую величину скорости, но и тенденцию ее изменения, т.е. ее производные, в результате чего, при медленном изменении скорости отвлечения летчика на указатель скорости получаются достаточно большими и могут составить до 44% от всего времени считывания приборной информации. Исследования показывают, что в среднем летчик затрачивает время на чтение информации с одного прибора от 0,6 до 1 с, и при этом человек является одноканальной системой, то есть информация принимается в единицу времени от одного прибора и не может одновременно считываться с двух и более приборов. Для сохранения образа полета и пространственного положения летчик вынужден последовательно считывать необходимую информацию с различных приборов, при этом частота обращения к конкретному прибору зависит от важности поступающей информации с прибора в зависимости от этапа полета. Таким образом, необходимо создать такой "чувствительный" РУД, который позволял бы летчику управлять самолетом с помощью РУД традиционного типа с сохранением его достоинств и при этом с помощью дополнительно введенной следящей электромеханической системы позволял бы обеспечить ему возможность линейного перемещения вперед-назад при изменении скорости полета. Таким образом, в ЭДСУ с таким РУД любое силовое воздействие на самолет, как управляющее так и внешнее, будет вызывать перемещение самого РУД пропорционально скорости полета самолета.

Использование изобретения позволяет обеспечить безопасность полета, повысить точность пилотирования и одновременно снизить нагрузку на летчика за счет:
1. Улучшения пространственной ориентировки летчика, поскольку он непрерывно (в любой момент времени) знает информацию о величине скорости и тенденции ее изменения.

2. Увеличения резервов внимания летчика, поскольку ему в значительно меньшей степени требуется переводить взгляд на указатель скорости или вообще не требуется, что, в свою очередь, приводит к повышению вероятности обнаружения и парирования нештатных ситуаций за счет того, что значительные резервы внимания используются летчиком для усиления осмотрительности в кабине и в закабинном пространстве, а при возникновении нештатной ситуации - для ее успешного парирования. Кроме того, повышается точность пилотирования за счет того, что летчик использует резервы внимания для концентрации внимания на необходимых параметрах движения ЛА, а также за счет информации о тенденции изменения величины вектора скорости при отклонении ручки управления самолетом.

3. Вероятности успешного завершения полета в сложных метеоусловиях при отсутствии визуальной видимости (даже в случае полного отказа систем индикации) за счет того, что летчик по командам с земли имеет возможность продолжать полет и даже выполнить заход на посадку.

4. Обеспечения высокого психологического комфорта, поскольку летчик как бы чувствует самолет, а также непрерывно контролирует степень близости скорости полета к ограничениям в силу ограниченности диапазона перемещения подлокотника.

5. Повышения уровня контроля за функционированием автоматики, поскольку в автоматическом режиме полета летчик непрерывно контролирует ее работу.

6. Снижения утомляемости летчика в длительных полетах и при воздействии перегрузок.

Кроме того, использование КинУУД позволяет достичь практически одновременного управления в двух каналах: скорости и ее ориентации, что приводит к увеличению резервов внимания летчика и повышению точности пилотирования. В результате использования КинУУД летчик имеет возможность без переноса взгляда на указатель скорости непрерывно концентрировать внимание на закабинном пространстве, например, при поиске, а затем и визуальном сопровождении цели, либо символах наведения вектора скорости в заданную точку пространства, либо прицельных марках. Все это приводит как к снижению вероятности срыва слежения, так и к существенному повышению его точности, однозначно связанной с критериями боевой эффективности. Безопасность полета обеспечивается тем, что по положению руки летчик знает тенденцию и близость подхода к предельным значениям скоростей полета самолета.

Экспериментальный образец КинУУД прошел испытания на пилотажном стенде в ВВИА им. Н.Е.Жуковского в сравнении с обычным секторным РУД на этапе выполнения захода на посадку. По результатам испытаний (фиг. 14) получено повышение вероятности благополучной посадки (Q) примерно на порядок с одновременным повышением резервов внимания (R) на 10%, что косвенно характеризует снижение нагрузки на летчика. При этом качественная оценка летчиком трудности выполнения захода на посадку по 5-бальной шкале экспертных оценок улучшилась более, чем на балл (было "не очень трудно" пилотировать самолет, а стало более, чем "не трудно").

Claims (6)

1. Кинестетическое устройство управления двигателями самолета, содержащее рычаг управления, электромеханическую следящую систему с электродвигателем, отличающееся тем, что содержит кистевые рычаги управления правым и левым двигателями, прикрепленные к основанию с возможностью вращения, подлокотник, жестко соединенный с основанием с возможностью перемещения вдоль направляющих стержней шаговым электродвигателем, который через ведущий вал и червячное зацепление соединен с подлокотником, датчик текущего положения подлокотника и концевой датчик положения подлокотника, устройство гидродемпфирования движения кистевых рычагов, датчик положения кистевых рычагов, четырехпозиционный переключатель режимов работы, кнопка фиксации положения подлокотника, переключатель "включено" и блок управления перемещением подлокотника, который имеет вход для приема сигналов о текущих параметрах полета, а также входы для соединения с переключателем режимов работы, кнопкой фиксации положения подлокотника, переключателем "включено", датчиком углового положения кистевых рычагов, датчиком текущего положения подлокотника, концевыми датчиками положения подлокотника и выход для соединения с шаговым электродвигателем.
2. 2. Кинестетическое устройство по п.1, отличающееся тем, что в устройстве гидродемпфирования размер отверстий в жиклере и зазор выбирается в зависимости от динамических характеристик двигателя.
3. 3. Кинестетическое устройство по п. 1, отличающееся тем, что в режимах "Атака цели", "Дозировка", "Строй" на блок управления движением подлокотника поступает сигнал, пропорциональный скорости сближения с другими объектами.
4. 4. Кинестетическое устройство по п. 1, отличающееся тем, что в режиме "Воздушный бой" на блок управления движением подлокотника поступает сигнал, пропорциональный приборной скорости в диапазоне ее изменения от нулевых до максимальных скоростей полета с нелинейным коэффициентом передачи.
5. 5. Кинестетическое устройство по п. 1, отличающееся тем, что в режиме "Высокоточное выдерживание скорости" на блок управления движением подлокотника поступает сигнал, прямо пропорциональный разности между заданной и текущей скоростями полета.
6. 6. Кинестетическое устройство по п. 1, отличающееся тем, что в режиме "Посадка" на блок управления движением подлокотника поступает сигнал, пропорциональный текущей скорости полета, изменяющейся в диапазоне посадочных скоростей.

Images