RU2727225C1 - Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway - Google Patents
Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway Download PDFInfo
- Publication number
- RU2727225C1 RU2727225C1 RU2019134894A RU2019134894A RU2727225C1 RU 2727225 C1 RU2727225 C1 RU 2727225C1 RU 2019134894 A RU2019134894 A RU 2019134894A RU 2019134894 A RU2019134894 A RU 2019134894A RU 2727225 C1 RU2727225 C1 RU 2727225C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wheels
- landing gear
- block
- aircraft
- moment
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B62—LAND VEHICLES FOR TRAVELLING OTHERWISE THAN ON RAILS
- B62D—MOTOR VEHICLES; TRAILERS
- B62D6/00—Arrangements for automatically controlling steering depending on driving conditions sensed and responded to, e.g. control circuits
- B62D6/04—Arrangements for automatically controlling steering depending on driving conditions sensed and responded to, e.g. control circuits responsive only to forces disturbing the intended course of the vehicle, e.g. forces acting transversely to the direction of vehicle travel
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C25/50—Steerable undercarriages; Shimmy-damping
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Transportation (AREA)
- Regulating Braking Force (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к авиационной технике. Предназначены для предотвращения схода летательного аппарата (ЛА) за пределы боковой кромки взлетно-посадочной полосы (ВПП) и расширения эксплуатационных условий на этапах взлета и посадки. Изобретение может быть использовано на современных пилотируемых и беспилотных ЛА с дистанционным управлением.The inventions relate to aviation technology. Designed to prevent the descent of the aircraft (AC) beyond the side edge of the runway (runway) and to expand operational conditions at the stages of takeoff and landing. The invention can be used on modern manned and unmanned aircraft with remote control.
В известной литературе имеется довольно много разработок по предотвращению выкатываний ЛА на взлете и посадке за пределы ВПП в продольном направлении. Хотя, как следует из анализа статистики летных происшествий, значительная часть выкатываний связана со сходом ЛА за пределы боковой кромки ВПП из-за потери путевой устойчивости и управляемости.In the known literature there are quite a few developments to prevent aircraft roll-out during takeoff and landing outside the runway in the longitudinal direction. Although, as follows from the analysis of statistics of flight accidents, a significant part of the roll-out is associated with the departure of the aircraft beyond the runway side edge due to the loss of directional stability and controllability.
Настоящие изобретения направлены на предотвращение выкатываний ЛА за пределы боковой кромки ВПП на этапах взлета и посадки путем повышения эффективности управления поворотом колес передней опоры шасси без потери путевой устойчивости движения ЛА, в том числе на покрытых неравномерно атмосферными осадками ВПП в условиях значительного бокового ветра с порывами.The present inventions are aimed at preventing the aircraft from rolling out beyond the runway side edge at the take-off and landing stages by increasing the efficiency of steering the wheels of the front landing gear without losing track stability of the aircraft movement, including on runways covered with uneven atmospheric precipitation in conditions of significant side wind with gusts.
На современных ЛА управление поворотом колес передней опоры шасси на взлетно-посадочных режимах обычно осуществляется отклонениями рычагов управления, связанных с педалями управления рулем направления. Причем величина отклонения колес полностью определятся положением рычагов управления. В автоматическом режиме взлета и посадки положение рычагов задается автопилотом. Как показывает опыт эксплуатации, недостатком такой схемы управления является возможность с высокой долей вероятности потеря устойчивости движения ЛА на ВПП с неоднородным состоянием поверхности в условиях бокового ветра с порывами.On modern aircraft, the steering of the wheels of the front landing gear in takeoff and landing modes is usually carried out by deflections of the control levers associated with the rudder pedals. Moreover, the amount of wheel deflection is fully determined by the position of the control levers. In automatic takeoff and landing mode, the position of the levers is set by the autopilot. As operating experience shows, the disadvantage of such a control scheme is the possibility, with a high degree of probability, of loss of stability of aircraft movement on a runway with an inhomogeneous state of the surface in conditions of a side wind with gusts.
Известно «Поворотное двухопорное шасси», патент US 3285541 от 15.11.1966 г., предусматривающее кроме управления поворотом колес передней опоры шасси поворот основных опор шасси на посадке для облегчения управления самолетом укороченного взлета и посадки в условиях сильного бокового ветра. Однако в этом случае существенно усложняется конструкция шасси ЛА, повышается вес шасси. Предлагаемый способ управления поворотом колес шасси не решает проблему обеспечения устойчивости бокового движения самолета на покрытых атмосферными осадками ВПП.Known "Swivel two-bearing landing gear", patent US 3285541 dated 11/15/1966, providing, in addition to steering the wheels of the front landing gear, turning the main landing gear on landing to facilitate aircraft control of short take-off and landing in a strong crosswind. However, in this case, the design of the aircraft chassis becomes significantly more complicated, and the weight of the chassis increases. The proposed method of steering the chassis wheels does not solve the problem of ensuring the stability of the lateral movement of the aircraft on the runways covered with atmospheric precipitation.
Известна «Система управления поворотом воздушного судна», патент РФ №2499733 от 27.11.2013, содержащая рычаг управления, скоростной гироскоп, инерциальную систему, формирующие входные параметры, блок определения скольжения колес передней опоры шасси и блок вычисления номинального значения угла поворота. Однако эта система пригодна только для малых скоростей руления и разворотов воздушного судна при отклонениях колес передней опоры шасси, значительно превышающих предельные углы поворота колес на взлетно-посадочных режимах. Система неприменима при движении ЛА по ВПП на взлете и посадке.Known "Aircraft steering control system", RF patent No. 2499733 dated 11/27/2013, containing a control lever, a high-speed gyroscope, an inertial system that form input parameters, a unit for determining the slip of the wheels of the front landing gear and a unit for calculating the nominal value of the angle of rotation. However, this system is suitable only for low speeds of taxiing and turns of the aircraft with deviations of the wheels of the front landing gear, significantly exceeding the maximum steering angles for takeoff and landing modes. The system is not applicable when the aircraft is moving along the runway during takeoff and landing.
Известен патент US 9884679 от 6.02.2018 г. «Контроллер системы управления движения самолета на ВПП», формирующий командные отклонения колес передней опоры шасси и угловой скорости рыскания в сумме с дополнительными углами поворота колес, исходя из поперечных нагрузок в исполнительном механизме поворота колес передней опоры. Однако предлагаемая система, направленная по существу на повышение эффективности управления поворотом колес передней опоры шасси, не учитывает движения центра масс ЛА, а также боковые уводы колес основных опор шасси, определяющих динамику движения ЛА в целом. В результате при определенных условиях, например, неоднородной поверхности ВПП и низкой аэродинамической эффективности путевого управления, возможна потеря устойчивости с выкатыванием ЛА за боковую кромку ВПП. Для функционирования системы необходима установка специального датчика нагружения механизма поворота колес передней опоры шасси. Показания датчика существенно зависят от состояния поверхности полосы. Расчетные методы оценки поперечной нагрузки весьма приблизительны. Сложность системы в сочетании с необходимостью установки дополнительного датчика нагружения с учетом требований к безопасности полета делают ее реализацию применительно к этапам движения ЛА по ВПП на взлете и посадке проблематичной.Known patent US 9884679 dated 02/06/2018 "Controller of the aircraft movement control system on the runway", which forms the command deviations of the wheels of the front landing gear and the yaw rate in total with additional angles of rotation of the wheels, based on the lateral loads in the actuator for turning the wheels of the front support ... However, the proposed system, which is essentially aimed at improving the efficiency of steering the wheels of the front landing gear, does not take into account the movement of the aircraft center of mass, as well as the lateral deviations of the wheels of the main landing gear, which determine the dynamics of the aircraft as a whole. As a result, under certain conditions, for example, an inhomogeneous runway surface and low aerodynamic efficiency of directional control, loss of stability is possible with the aircraft rolling out beyond the side edge of the runway. For the system to function, it is necessary to install a special load sensor for the wheel steering mechanism of the front landing gear. The sensor readings depend significantly on the condition of the strip surface. The calculation methods for estimating the lateral load are very approximate. The complexity of the system, combined with the need to install an additional load sensor, taking into account the requirements for flight safety, make its implementation in relation to the stages of the aircraft movement along the runway during takeoff and landing problematic.
Предлагаемые изобретения направлены на достижение технического результата, заключающегося в повышении безопасности взлета и посадки, снижения аварийности из-за выкатываний за пределы боковой кромки ВПП, в расширении эксплуатационных возможностей по состоянию ВПП и боковому ветру путем обеспечения эффективного управления поворотом колес передней опоры шасси без потери устойчивости движения ЛА, в том числе в условиях бокового ветра с порывами и неоднородной по состоянию поверхности ВПП.The proposed inventions are aimed at achieving a technical result, which consists in improving the safety of takeoff and landing, reducing accidents due to rollouts beyond the runway side edge, expanding the operational capabilities of the runway condition and side wind by ensuring effective steering of the wheels of the front landing gear without loss of stability aircraft movement, including in conditions of a crosswind with gusts and a runway that is non-uniform in terms of the surface condition.
Для получения указанного технического результата в предлагаемой системе предотвращения бокового увода летательного аппарата с взлетно-посадочной полосы, содержащей автопилот и рычаг управления поворотом колес передней опоры шасси, связанные с сумматором (С1) через задатчик командного угла поворота колес передней опоры шасси, дополнительно введены блок расчета компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, потребного для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей, выход которого связан с сумматором (С1), блок сигнала первый об исправности входной информации, связанный с блоком отключения сумматора (С2), связанного с блоками расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес передней опоры шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП и расчета угла поворота колес передней опоры шасси для демпфирования бокового движения ЛА на ВПП, связанных с блоком входной информации о параметрах движения центра масс ЛА по ВПП на взлете и посадке - продольной и поперечной составляющей путевой скорости ЛА, поперечной перегрузке, скорости рыскания, - выходы которого также через блок расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес основных опор шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП связаны с блоком расчета угла поворота колес передней опоры шасси для демпфирования бокового движения ЛА на ВПП; выход сумматора (С1) связан с исполнительным механизмом поворота колес передней опоры шасси; при этом блок расчета компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, потребного для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей, включает блок уточнения нормальной составляющей взаимодействия - нормальной реакции - колес передней опоры шасси с поверхностью ВПП, входы которого соединены с выходами: блока расчета продольного момента сил торможения колес основных опор шасси, блока расчета номинального значения нормальной реакции колес передней опоры шасси, блок расчета продольного момента аэродинамических сил, обусловленных отклонениями рулей продольного управления ЛА и соответственно последовательно подключенных входами к выходам: блока входной информации о давлениях в тормозных колесах основной опоры шасси, блока входной информации о конфигурации, массе и центровке ЛА, этапе полета - взлете или посадке, блока входной информации о положении рулей продольного управления ЛА; кроме того, блок входной информации об оборотах маршевых двигателей и истинной скорости ЛА через блок расчета путевой составляющей момента тяги двигателей связан с входом блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей, а блок входной информации о давлениях в тормозных колесах основной опоры шасси через блок расчета путевой составляющей момента сил торможения колес основных опор шасси соединен с блоком расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси; при этом блок входной информации о режимах торможения и положении рычагов управления торможением колес основных опор шасси связан с входом блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси; блок входной информации о положении рычагов управления двигателями связан с блоком расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей, а выход блока уточнения нормальной составляющей взаимодействия - нормальной реакции - колес передней опоры шасси с поверхностью ВПП подключен к входам блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси и блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей; к выходам этих двух блоков подключен блок сигнала второй об исправности входной информации по отдельности через переключатели, соединяющих их с сумматором (С3) для передачи суммарного компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, связанного с сумматором (С1).To obtain the specified technical result in the proposed system for preventing lateral slip of an aircraft from the runway, containing an autopilot and a steering lever for steering the wheels of the front landing gear, connected with the adder (C1) through the command angle of rotation of the wheels of the front landing gear, a calculation unit is additionally introduced the compensation angle of rotation of the wheels of the front landing gear, required to counter the moment of asymmetric braking of the wheels of the main landing gear and asymmetric thrust of the engines, the output of which is connected to the adder (C1), the first signal unit about the serviceability of the input information, connected to the block of disconnection of the adder (C2), associated with the blocks for calculating the average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the front landing gear and the projection of the longitudinal axis of the aircraft on the surface of the runway and calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear for damping the lateral movement of the aircraft on the runway, associated with the block of input information about pairs meters of movement of the center of mass of the aircraft along the runway during takeoff and landing - the longitudinal and transverse components of the aircraft ground speed, transverse overload, yaw rate, - the outputs of which also through the unit for calculating the average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the main landing gear and the projection of the longitudinal axis of the aircraft to the surface of the runway connected to the unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear support for damping the aircraft's lateral movement on the runway; the output of the adder (C1) is associated with an actuator for turning the wheels of the front chassis support; in this case, the unit for calculating the compensation angle of rotation of the wheels of the front landing gear, required to counter the moment of asymmetric braking of the wheels of the main landing gear and asymmetrical thrust of the engines, includes a unit for clarifying the normal component of the interaction - normal reaction - of the wheels of the front landing gear with the runway surface, the inputs of which are connected to outputs: a block for calculating the longitudinal moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear, a block for calculating the nominal value of the normal reaction of the wheels of the front landing gear, a block for calculating the longitudinal moment of aerodynamic forces due to deviations of the longitudinal control surfaces of the aircraft and, accordingly, serially connected inputs to the outputs: a block of input pressure information in the brake wheels of the main landing gear, the block of input information about the configuration, mass and centering of the aircraft, the stage of flight - takeoff or landing, the block of input information about the position of the rudders of the aircraft longitudinal control; in addition, the block of input information on the rotational speed of the main engines and the true speed of the aircraft through the block for calculating the track component of the thrust torque of the engines is connected to the input of the block for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear to counter the thrust torque of the engines, and the block of input information on the pressures in the brake wheels of the main support the chassis through the block for calculating the track component of the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear is connected to the block for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear to counter the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear; the block of input information about the braking modes and the position of the braking control levers of the wheels of the main landing gear is connected with the input of the block for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear to counter the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear; the block of input information about the position of the engine control levers is connected with the block for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear to counter the thrust torque of the engines, and the output of the block for clarifying the normal component of the interaction - the normal reaction - of the wheels of the front landing gear with the runway surface is connected to the inputs of the block for calculating the angle of rotation of the wheels the front landing gear for parrying the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear and the unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear for parrying the thrust torque of the engines; to the outputs of these two blocks, the signal unit of the second about the serviceability of the input information is connected separately through switches connecting them to the adder (C3) to transmit the total compensation angle of rotation of the wheels of the front chassis support associated with the adder (C1).
Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе предотвращения бокового увода летательного аппарата с взлетно-посадочной полосы, включающем парирование момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей, использование углов поворота колес передней опоры шасси от задатчика командного управления пилотом, полученного от блока входной информации о положении рычагов управления поворотом колес передней опоры шасси или автопилота, передаваемые в сумматор (С1), дополнительно на сумматор (С1) передается сигнал от сумматора (С2), суммирующего сигналы, полученные от блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для демпфирования бокового движения ЛА на ВПП с учетом расчетного среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес основных опор шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП и блока расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес передней опоры шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП, формируемые по входной информации о продольной и поперечной составляющих путевой скорости центра масс ЛА, поперечной перегрузке, скорости рыскания;To achieve the named technical result in the proposed method for preventing lateral slip of an aircraft from the runway, including parrying the moment of asymmetric braking forces of the wheels of the main landing gear and asymmetric thrust of the engines, using the angles of rotation of the wheels of the front landing gear from the pilot command control unit received from the unit input information about the position of the steering levers of the front landing gear or the autopilot, transmitted to the adder (C1), in addition to the adder (C1), a signal is transmitted from the adder (C2), which sums up the signals received from the unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear for damping lateral movement of the aircraft on the runway, taking into account the calculated average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the main landing gear and the projection of the longitudinal axis of the aircraft on the surface of the runway and the block for calculating the average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the front support si and the projection of the longitudinal axis of the aircraft onto the runway surface, formed by the input information about the longitudinal and transverse components of the ground speed of the aircraft center of mass, transverse overload, yaw rate;
выходной сигнал сумматора (С2) отключается в случае неисправности входной информации или по команде пилота, на сумматор (С1) подается также из блока расчета через сумматор (С3) компенсационный угол поворота колес передней опоры шасси, потребный для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей без измерения поперечных нагрузок на передней опоре шасси (в отличие от прототипа); эти углы рассчитываются по давлениям в тормозных колесах и оборотам двигателей с учетом путевого момента сил торможения колес, уточненной реакции колес передней опоры шасси, путевого момента тяги двигателей, режима торможения колес, положения рычагов торможения, положения рычагов управления двигателями; уточненная реакция колес передней опоры рассчитывается с учетом продольного момента сил торможения, определяемого по давлению в тормозных колесах, продольному моменту аэродинамических сил, определяемого в зависимости от положения рулей продольного управления, и нормальной реакции колес передней опоры, определяемой для фактических значений веса, центровки, конфигурации, этапа полета ЛА;the output signal of the adder (C2) is turned off in the event of a malfunction of the input information or at the command of the pilot, the adder (C1) is also fed from the calculation unit through the adder (C3) a compensation angle of rotation of the wheels of the front landing gear, which is required to counter the moment of asymmetric braking of the wheels of the main supports chassis and asymmetrical thrust of engines without measuring lateral loads on the front landing gear (unlike the prototype); these angles are calculated from the pressures in the brake wheels and the engine speed, taking into account the travel moment of the wheel braking forces, the refined reaction of the wheels of the front landing gear, the travel moment of the engine thrust, the wheel braking mode, the position of the brake levers, the position of the engine control levers; The refined reaction of the front support wheels is calculated taking into account the longitudinal moment of the braking forces, determined by the pressure in the brake wheels, the longitudinal moment of the aerodynamic forces, determined depending on the position of the longitudinal control rudders, and the normal reaction of the front support wheels, determined for the actual values of weight, centering, configuration , phase of the aircraft flight;
в зависимости от оборотов маршевых двигателей и истинной скорости определяется путевой момент тяги двигателей для расчета и передачи в сумматор (С3) потребного угла поворота колес передней опоры для парирования этого момента с учетом положения рычагов управления тягой двигателей; в зависимости от давления в тормозных колесах вычисляется путевой момент торможения, используемый для расчета и передачи в сумматор (С3) потребного угла поворота колес передней опоры для парирования этого момента с учетом режима торможения и положения рычагов управления торможением колес основных опор шасси;depending on the revolutions of the main engines and the true speed, the thrust thrust of the engines is determined to calculate and transfer to the adder (C3) the required angle of rotation of the front support wheels to counter this moment, taking into account the position of the engine thrust control levers; depending on the pressure in the brake wheels, the braking moment is calculated, which is used to calculate and transfer to the adder (C3) the required angle of rotation of the wheels of the front support to counter this moment, taking into account the braking mode and the position of the brake control levers of the wheels of the main landing gear;
компенсационные значения углов поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей отключаются по сигналу неисправности входной информации по давлению на тормозах, конфигурации, весу, центровки, этапу полета, положению рулей, обороту двигателей и истинной скорости ЛА или по команде пилота и не поступают в сумматор С3, связанный с сумматором С1.the compensation values of the steering angles of the front landing gear wheels to counter the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear and asymmetrical thrust of the engines are switched off upon the signal of a malfunction of the input information on the pressure on the brakes, configuration, weight, centering, stage of flight, position of rudders, engine revolutions and true aircraft speed or at the command of the pilot and do not enter the adder C3 connected to the adder C1.
Таким образом, описанные способ и система предотвращения бокового увода с ВПП основаны на использовании информации и вычислителей, имеющихся на борту современных ЛА. Установка дополнительных средств измерения в отличие от прототипа не требуется. Наличие блоков об исправности входной информации и отключения элементов управления предлагаемой системы позволяет снизить уровень ее критичности и тем самым сократить расходы на ее реализацию при сохранении безопасности системы управления поворотом колес передней опоры шасси в целом.Thus, the described method and system for avoiding runway side slip are based on the use of information and computers available on board modern aircraft. Installation of additional measuring instruments, unlike the prototype, is not required. The presence of blocks on the serviceability of the input information and disconnection of the control elements of the proposed system allows to reduce the level of its criticality and thereby reduce the cost of its implementation while maintaining the safety of the steering system for steering the wheels of the front landing gear as a whole.
Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых изображены:The proposed inventions are illustrated by drawings, which show:
на фиг. 1 - схема системы управления поворотом колес шасси ЛА для осуществления предложенного способа;in fig. 1 is a diagram of a control system for steering the wheels of an aircraft landing gear for implementing the proposed method;
на фиг. 2 - схема расчета компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, потребного для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей,in fig. 2 is a diagram for calculating the compensation angle of rotation of the wheels of the front landing gear, required to counter the moment of asymmetric braking forces of the wheels of the main landing gear and asymmetric thrust of the engines,
где:Where:
1 - блоки входной информации;1 - blocks of input information;
2 -блок сигнала первый об исправности входной информации;2 - the first signal block about the serviceability of the input information;
3 - блок входной информации о продольной и поперечной составляющих путевой скорости центра масс ЛА, поперечной перегрузке и угловой скорости рыскания ЛА;3 - block of input information about the longitudinal and transverse components of the ground speed of the aircraft center of mass, transverse overload and the aircraft yaw rate;
4 - блок расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес основных опор шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП;4 - block for calculating the average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the main landing gear and the projection of the longitudinal axis of the aircraft on the surface of the runway;
5 - блок расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес передней опоры шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП;,5 - block for calculating the average value of the angles between the vector of the ground speed of the wheels of the front landing gear support and the projection of the longitudinal axis of the aircraft onto the runway surface ;,
6 - блок расчета угла поворота колес передней опоры шасси для демпфирования бокового движения ЛА на ВПП;6 - unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear for damping the aircraft lateral movement on the runway;
7 - блок отключения;7 - shutdown block;
8 - блок расчета компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, потребного для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей;8 - block for calculating the compensation angle of rotation of the wheels of the front landing gear, required to counter the moment of asymmetric braking forces of the wheels of the main landing gear and asymmetrical thrust of the engines;
9 - задатчик командного угла поворота колес передней опоры шасси;9 - presetter of the command angle of rotation of the wheels of the front chassis support;
10 - автопилот;10 - autopilot;
11 - исполнительный механизм поворота колес передней опоры шасси;11 - actuator for turning the wheels of the front chassis support;
12 - блок уточнения нормальной составляющей взаимодействия - нормальной реакции - колес передней опоры шасси с поверхностью ВПП;12 - block for refining the normal component of interaction - normal reaction - of the wheels of the front landing gear with the runway surface;
13 - блок расчета продольного момента сил торможения колес основных опор шасси;13 - block for calculating the longitudinal moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear;
14 - блок расчета номинального значения нормальной реакции колес передней опоры шасси;14 - block for calculating the nominal value of the normal reaction of the wheels of the front landing gear;
15 - блок расчета продольного момента аэродинамических сил, обусловленных отклонениями рулей продольного управления ЛА;15 - block for calculating the longitudinal moment of aerodynamic forces due to deviations of the rudders of the aircraft longitudinal control;
16 - блок входной информации о давлениях в тормозных колесах основной опоры шасси;16 - block of input information about the pressures in the brake wheels of the main landing gear;
17 - блок входной информации о конфигурации, массе и центровке ЛА, этапе полета - взлете или посадке;17 - block of input information about the configuration, weight and balance of the aircraft, flight stage - takeoff or landing;
18 - блок входной информации о положении рулей продольного управления ЛА;18 - block of input information about the position of the rudders of the aircraft longitudinal control;
19 - блок входной информации об оборотах маршевых двигателей и истинной скорости ЛА;19 - block of input information about the speed of the main engines and the true speed of the aircraft;
20 - блок расчета путевой составляющей момента тяги двигателей;20 - block for calculating the track component of the engine thrust torque;
21 - блок расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей;21 - unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear to counter the thrust torque of the engines;
22 - блок расчета путевой составляющей момента сил торможения колес основных опор шасси;22 - block for calculating the track component of the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear;
23 - блок расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси;23 - unit for calculating the angle of rotation of the wheels of the front landing gear for parrying the moment of braking forces of the wheels of the main landing gear;
24 - блок входной информации о режимах торможения и положении рычагов управления торможением колес основных опор шасси;24 - block of input information about the braking modes and the position of the brake control levers of the wheels of the main landing gear;
25 - блок входной информации о положении рычагов управления двигателями;25 - block of input information about the position of the engine control levers;
26 - блок сигнала второй об исправности входной информации;26 - block of the signal of the second about the serviceability of the input information;
27 - блок отключения расчетов угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей и поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси;27 - block for disabling calculations of the angle of rotation of the wheels of the front landing gear support to counter the thrust torque of the engines and turn the wheels of the front landing gear support to counter the moment of the braking forces of the wheels of the main landing gear;
28 - блок входной информации о положении рычагов управления поворотом колес передней опоры шасси.28 - block of input information about the position of the steering levers of the wheels of the front chassis support.
На фиг. 3 и 4 представлены примеры движения ЛА на послепосадочном пробеге с обычной системой управления и предлагаемой системой управления заявленным способом.FIG. Figures 3 and 4 show examples of aircraft movement on a post-landing run with a conventional control system and the proposed control system in the claimed manner.
Предлагаемая система для предотвращения бокового увода ЛА с ВПП содержит (фиг. 1, 2) блоки входной информации 1, блок сигнала первый об исправности входной информации 2 в блоке 3. Блок 2 связан с блоком 7 отключения сумматора (С2) от сумматора (С1). Выходы блока входной информации о продольной и поперечной составляющих путевой скорости центра масс ЛА, поперечной перегрузке и угловой скорости рыскания ЛА 3 связаны с блоком расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес основных опор шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП 4, с блоком расчета угла поворота колес передней опоры шасси для демпфирования бокового движения ЛА на ВПП 6, и с входом блока расчета среднего значения углов между вектором путевой скорости движения колес передней опоры шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП 5. Выход блока 4 связан с блоком 6. Выходы блоков 5 и 6 связаны с сумматором (С2), формирующим демпфирующее значение угла поворота колес передней опоры шасси относительно их направления движения по ВПП и передающим его в сумматор (С1).The proposed system for preventing aircraft side slip from the runway contains (Fig. 1, 2) blocks of
Автопилот 10 и блок входной информации о положении рычагов управления поворотом колес передней опоры шасси 28 через задатчик командного угла поворота колес передней опоры шасси 9 соединен с сумматором (С1), с которым соединен также блок расчета компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, потребного для парирования момента сил несимметричного торможения колес основных опор шасси и несимметричной тяги двигателей 8. Выход сумматора С1 подключен к входу исполнительного механизма носового колеса рулевого управления носового колеса 11.The
Блок уточнения нормальной составляющей взаимодействия - нормальной реакции - колес передней опоры шасси с поверхностью ВПП 12 выполнен с входами, соединенными с выходами: блока расчета продольного момента сил торможения колес основных опор шасси 13, блока расчета номинального значения номинальной реакции колес передней опоры шасси 14, блока расчета продольного момента аэродинамических сил, обусловленных отклонениями рулей продольного управления ЛА, 15 и соответственно последовательно подключенных входами к выходам: блока входной информации о давлениях в тормозных колесах основной опоры шасси 16, блока входной информации о конфигурации, массе, центровки, этапа полета взлета и посадки 17, блока входной информации о положении рулей продольного управления ЛА 18. Блок входной информации об оборотах маршевых двигателей и истинной скорости 19 через блок расчета путевой составляющей момента тяги двигателей связан с входом блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей 21. Блок входной информации о давлениях в тормозных колесах 16 через блок расчета путевой составляющей момента сил торможения колес основных опор шасси 22 соединен с блоком расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси 23. Блок входной информации о режимах торможения и положении рычагов управления торможением колес основных опор шасси 24, связан с входом блок расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси для парирования момента сил торможения основных опор шасси 23, а блок входной информации о положении рычагов управления двигателями 25 связан с блоком расчета угла поворота носового колеса передней опоры шасси для парирования путевого момента тяги двигателей 21. Выход блока уточнения нормальной составляющей взаимодействия - нормальной реакции - колес передней опоры шасси с поверхностью ВПП 12 подключен к входам блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования путевого момента сил торможения 23 и блока расчета угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента тяги двигателей 21. Блок сигнала второй об исправности входной информации 26 по отдельности связан с блоками 23 и 21 через блок отключения расчетов угла поворота колес передней опоры шасси для парирования момента сил торможения колес основных опор шасси и тяги двигателей 27 через переключатели, соединенными с сумматором (С3) для определения суммарного компенсационного угла поворота колес передней опоры шасси, связанного с сумматором (С1).The unit for clarifying the normal component of the interaction - the normal reaction - of the wheels of the front landing gear with the surface of the
Система работает следующим образом.The system works as follows.
Для предотвращения бокового увода ЛА с ВПП, обусловленного потерей устойчивости и управляемости движения ЛА на ВПП, заявленная система обеспечивает через задатчик 9 командное отклонение колес передней опоры шасси, формируемое автопилотом (блок 10) или рычагом управления поворотом колес передней опоры шасси (блок 28), дополненное отклонениями колес передней опоры шасси в сумматоре С1, формируемыми блоками 5, 6, 8.To prevent side slip of the aircraft from the runway, due to the loss of stability and controllability of the aircraft movement on the runway, the claimed system provides, through the
Блок 6 представляет собой демпфер бокового движения ЛА на ВПП. Входными сигналами блока является угловая скорость рыскания, поперечная перегрузка с блока 3 и среднее значение углов между вектором путевой скорости движения колес основных опор шасси и проекцией продольной оси ЛА на поверхность ВПП с блока 4. Выходной сигнал в блоке 4 рассчитывается по значениям продольной, поперечной составляющих скорости центра масс ЛА, угловой скорости рыскания, получаемых с блока 3, а также проекции на ВПП расстояний от центра масс ЛА до оси вращения колес основных опор шасси. В качестве простейшего демпфера могут быть использованы, например, инерционные звенья или изодромные звенья с коэффициентами усиления угловой скорости рыскания, поперчной перегрузки.
В блоке 5 формируется значение угла между проекцией оси самолета на ВПП и путевой скоростью движения колес передней опоры шасси. Расчет угла производится по значениям угловой скорости рыскания, путевой скорости центра масс ЛА, поставляемых блоком 3, а также проекции на ВПП расстояний от центра масс ЛА до оси вращения колес передней опоры шасси.In
Блок 8 формирует сигнал для поворота колес передней опоры шасси для парирования момента рыскания из-за различий в силах трения колес основных опор шасси. Сигнал формируется в блоке 23 по значениям путевого момента сил торможения колес, определяемого в блоке 22, и уточненной нормальной реакции колес носовой опоры шасси, определяемой в блоке 12. Путевой момент сил торможения колес в блоке 22 рассчитывается по рассогласованию осредненных значений давлений в тормозах опор шасси, поставляемых блоком 16.
Рассогласование давлений в тормозах учитывается только при автоматическом торможении колес основных опор шасси и симметричном положении рычагов управления торможением колес при управлении пилотом. В случае дифференцированного торможения колес рассогласование давлений, выдаваемое блоком 16, обнуляется. Расчет реакции носовой опоры шасси, выдаваемой блоком 12, определяется по значениям номинальной реакции колес носовой опоры шасси, определяемой блоком 14 в зависимости от конфигурации, веса, центровки и этапа полета (взлет или посадка) из блока 17. При этом учитываются продольный момент сил торможения колес основных отпор шасси, рассчитываемый в блоке 13 по значениям давления в тормозных колесах из блока 16, и продольный момент аэродинамических сил, рассчитываемый в блоке 15 по положению рулей продольного управления из блока 18.The mismatch of the brake pressures is taken into account only with automatic braking of the wheels of the main landing gear and the symmetrical position of the wheel brake control levers during pilot control. In the case of differential wheel braking, the pressure mismatch issued by the
Блок 21 формирует потребные отклонения колес передней опоры шасси по значениям путевого момента тяги двигателей, определяемого блоком 20 по значениям оборотов в маршевых двигателях и истинной скорости ЛА, получаемых с блока 19. В блоке 21 учитывается уточненная в блоке 12 реакция колес носовой опоры шасси. Расчет выходного сигнала блока 21 осуществляется лишь при симметричном положении рычагов управления двигателями, в противном случае сигнал обнуляется. Информацию о положении рычагов управления двигателями поставляет блок 25.
Значения отклонений носового колеса для парирования путевого момента сил торможения колес (блок 23) и несимметричной тяги (блок 21) поступают в сумматор (С3) и далее в сумматор (С1). Выходы блоков 23 и 21 обнуляются независимо блоком отключения 27 по сигналу исправности соответствующей входной информации с блока 26 либо пилотом.The values of the deviations of the nose wheel for parrying the travel moment of the braking forces of the wheels (block 23) and asymmetric thrust (block 21) are fed to the adder (C3) and then to the adder (C1). The outputs of
Суммарное значение сигналов, выдаваемых блоками 5, 6, 8, 9, от сумматора С1 подается на исполнительный механизм поворота колес передней опоры шасси 11.The total value of the signals issued by
Пример.Example.
На фиг. 3 показаны параметры движения ЛА с обычной системой управления поворотом колес передней опоры шасси по ВПП, покрытой атмосферными осадками, в условиях интенсивного бокового ветра с порывами. Отклонения рычага поворота колес передней опоры шасси пилотом представлены в процентах относительно предельного отклонения. ЛА выкатывается за пределы боковой кромки ВПП несмотря на полное отклонение рычагов управления. С заявленной системой управления в тех же условиях посадки, как видно из графиков на фиг. 4, ЛА не выкатывается с ВПП. Наличие демпфера в системе обеспечивает устойчивую траекторию движения ЛА. При этом расходы рычага управления поворотом колес передней опоры шасси заметно снижаются.FIG. 3 shows the parameters of the movement of an aircraft with a conventional steering system for steering the wheels of the front landing gear on a runway covered with atmospheric precipitation, in conditions of an intense crosswind with gusts. Pilot deflections of the steering arm of the wheels of the front landing gear are presented as a percentage of the deflection limit. The aircraft rolls out of the runway side edge despite the complete deflection of the control levers. With the declared control system under the same landing conditions, as can be seen from the graphs in FIG. 4, the aircraft does not roll off the runway. The presence of a damper in the system ensures a stable trajectory of the aircraft. In this case, the costs of the steering lever for the steering of the wheels of the front landing gear are significantly reduced.
Таким образом, технический результат достигается путем эффективного управления поворотом колес передних опор шасси, обеспечивающего устойчивое движение ЛА при всех состояниях ВПП, в том числе неоднородных с неравномерно покрытыми атмосферными осадками поверхностями, в условиях значительного бокового ветра с порывами.Thus, the technical result is achieved by efficient steering of the wheels of the front landing gear legs, which ensures stable aircraft movement under all runway conditions, including non-uniform surfaces with unevenly precipitated surfaces, in conditions of significant side wind with gusts.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019134894A RU2727225C1 (en) | 2019-10-30 | 2019-10-30 | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019134894A RU2727225C1 (en) | 2019-10-30 | 2019-10-30 | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2727225C1 true RU2727225C1 (en) | 2020-07-21 |
Family
ID=71741144
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019134894A RU2727225C1 (en) | 2019-10-30 | 2019-10-30 | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2727225C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2626530A (en) * | 2023-01-19 | 2024-07-31 | Airbus Operations Ltd | System for controlling aircraft ground manoeuvres |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5242131A (en) * | 1992-04-08 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Steerable landing gear |
| US6722610B1 (en) * | 2002-11-25 | 2004-04-20 | The Boeing Company | Method, system, and computer program product for controlling maneuverable wheels on a vehicle |
| US20170158316A1 (en) * | 2015-12-07 | 2017-06-08 | Safran Landing Systems UK Limited | Fully electric speed-proportional nose wheel steering system for an aircraft |
| RU2630030C1 (en) * | 2016-10-28 | 2017-09-05 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system |
| US20190168864A1 (en) * | 2017-12-01 | 2019-06-06 | Borealis Technical Limited | Aircraft electric taxi system design and operation |
-
2019
- 2019-10-30 RU RU2019134894A patent/RU2727225C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5242131A (en) * | 1992-04-08 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Steerable landing gear |
| US6722610B1 (en) * | 2002-11-25 | 2004-04-20 | The Boeing Company | Method, system, and computer program product for controlling maneuverable wheels on a vehicle |
| US20170158316A1 (en) * | 2015-12-07 | 2017-06-08 | Safran Landing Systems UK Limited | Fully electric speed-proportional nose wheel steering system for an aircraft |
| RU2630030C1 (en) * | 2016-10-28 | 2017-09-05 | Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system |
| US20190168864A1 (en) * | 2017-12-01 | 2019-06-06 | Borealis Technical Limited | Aircraft electric taxi system design and operation |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2626530A (en) * | 2023-01-19 | 2024-07-31 | Airbus Operations Ltd | System for controlling aircraft ground manoeuvres |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8229641B2 (en) | Aircraft braking control | |
| US20170066541A1 (en) | Method of regulating a three-engined power plant for a rotary wing aircraft | |
| US20090062973A1 (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system | |
| US20070030174A1 (en) | Heading reference command and control algorithm and cueing systems and methods for aircraft turn-to-target maneuvers | |
| CN106335634B (en) | Aircraft, steering system, steering method and steering system controller thereof | |
| CN105857586B (en) | Method and apparatus for controlling steerable landing gear | |
| US9272770B2 (en) | Method and apparatus for improved lateral control of an aircraft on the ground during takeoff | |
| US20160327958A1 (en) | Rotorcraft control system, associated rotorcraft, and corresponding control method | |
| RU2727225C1 (en) | Method and system for preventing of sideways deflection of aircraft from runway | |
| JP2009528202A (en) | Electrical control system for aircraft control wing | |
| CN107745822B (en) | Crosswind landing control method for unmanned aerial vehicle | |
| CN107618655B (en) | Improved braking performance using automatic pitch control | |
| RU2695897C1 (en) | Method and system for controlling longitudinal movement during takeoff on flight strip and climbing of unmanned aerial vehicle with specially arranged front and rear wings | |
| US20080133074A1 (en) | Autonomous rollout control of air vehicle | |
| US20140244076A1 (en) | Stability based taxiing and turning method for aircraft with electric taxi system | |
| US9718537B2 (en) | System and method for piloting an aircraft | |
| EP3232284B1 (en) | Method and apparatus for control of a steerable landing gear | |
| EP3031715B1 (en) | Control method and apparatus for an aircraft when taxiing | |
| CN114740902B (en) | Rocket-assisted launching and taking-off control method for unmanned aerial vehicle with flying wing layout | |
| US20220365531A1 (en) | Heading control system | |
| CN113492971B (en) | Flying device, control method and control device thereof | |
| RU2630030C1 (en) | Multifunctional single-seat aircraft with integrated control system | |
| CN113190023B (en) | Control method for full-autonomous arresting landing of carrier-borne unmanned aerial vehicle | |
| US20190256195A1 (en) | Reducing gust loads acting on an aircraft | |
| RU2692740C1 (en) | Method and device for improving track controllability of amphibious aircraft (hydroplane) during gliding |