RU8813U1 - Система управления положением вертолета - Google Patents
Система управления положением вертолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU8813U1 RU8813U1 RU98106612/20U RU98106612U RU8813U1 RU 8813 U1 RU8813 U1 RU 8813U1 RU 98106612/20 U RU98106612/20 U RU 98106612/20U RU 98106612 U RU98106612 U RU 98106612U RU 8813 U1 RU8813 U1 RU 8813U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control
- unit
- output
- signal
- autopilot
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
1. Система управления вертолетом, содержащая кинематически связанные блок ручного управления, механизм триммирования, раздвижную тягу и исполнительный элемент управления, блок автопилота, сигнальные входы которого связаны с датчиками, управляющий выход соединен с раздвижной тягой, сигнальный выход обратной связи последней подключен к сигнальному входу блока автопилота, отличающаяся тем, что в систему введен блок автоматического триммирования, сигнальные вход и выход которого связаны с соответствующими выходом и входом автопилота, управляющий выход соединен с управляющим входом параллельного привода.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что один сигнальный вход блока автоматического триммирования соединен с сигнальным выходом раздвижной тяги.3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что сигнальный выход механизма триммирования соединен с другим сигнальным входом блока автоматического триммирования.
Description
, Система управления положением вертолета
Предложение относится к области авиационной техники, в частности, к системам управления положением вертолета или летательным аппаратам.
Известен механизм управления для летательного аппарата, например, самолета, механизм состоит из ручной и автоматической систем управления. С ручной системой взаимосвязан .формирователь сигнала, который содержит датчик угла тангажа. Этот датчик обеспечивает получение управляющего сигнала, детерминирующее значение указанного угла. Гироскоп формирует сигнала обратной связи, представляющий значение угловой скорости и угла тангажа. Механизм содержит блок автопилота, вьшолненный на процессоре, связанным с датчиками и гироскопом, осуществляющий дифференциальную обработку сигналов с помощью дифференциального усилителя. На вход исполнительного органа управления, связанного с двигателями летательного аппарата, через управляющий ограничитель подают управляющий сигнал. В механизме предусмотрен элемент, соединяющий выход дифференциального усилителя блока автопилота с исполнительным органом управления. Дополнительный блок, состоящий из преобразуюпшх сигналы элементов взаимосвязывает управляющий ограничитель сигналов с
G 05 D 1/08
автоматической системой управления. Указанные сигналы поступают
также на ручную систему управления (US, патент 4236685, кл. G 05 D 1/08, 02.12.80).
В указанном механизме предусмотрена возможность одновременного управления летательным аппаратом самому летчику и автоматически посредством блока автопилота . Механизм также снабжен ограничителем входного управляющего сигнала, поступающего на исполнительный орган управления от управляющих органов в зависимости от величины сигнала рассогласования. Однако указанный механизм не обеспечивает режима автоматического триммирования, т .е., режима, позволяющего удерживать управляющий механизм летательного аппарата в заданном летчиком положении, что существенно при управлении вертолетом.
Наиболее близким по технической сущности к заявленной конструкции является система управления вертолетом, содержащая кинематически связанные блок ручного управления, механизм триммирбвания, раздвижную тягу и исполнительный элемент, блок автопилота, сигнальные входы которого связаны с д -тчиками, выход управления соединен с раздвижной -тягой, сигнальный выход последней подключен к сигнальному входу блока автопилота (WO 93/05463, кл G 05 D 1/08, 18.03.93).
Известные системы и в том числе наиболее близкий аналог применяют для управления, дифференциальной обработки сигналов в блоке автопилота, т.е. в них обеспечивается возможность одновременной работы и летчика и блока автопилота. при ,этом исполнительный привод блока автопилота
конструктивно связан последовательно с приводом управления исполнительным элементом и в связи с этим получил название раздвижная тяга, т.е. такая тяга, которая имеет возможность раздвигаться и сдвигаться (изменяя ход тяги) в зависимости от управляющё о воздействия. ,
Между ручкой управления вертолета и раздвижной тягой обычно устанавливают в известных системах управления механизмы,
удерживающие управляющие органы летательного аппарата в заданном летчиком положении. Он состоит в общем случае из последовательно соединенных пружинного устройства, механизма
привода (например, электропривода) и управляемого тормозного устройства (например, электромуфты), этот механизм и является механизмом триммирования.
При этом ручное управление летательным аппаратом осуществляется летчиком либо с определенным усилием на пружинное устройство, либо без усилий при растормаживании, что затрудняет управление вертолета в целом, т.к. требует летного навыка.
.
В этих системах малые величины коррекции положения при управлении осуществляются летчиком или автоматическим включением механизма триммирования, называемого параллельным приводом, предназначенным для перемещения с небольшой скоростью всех механизмов, входящих в систему управления связанных кинематически друг с другом, в том числе и ручки управления.
3 Недостатками таких систем управления являются
необходимость контроля летчиком за безопасным положением раздвижной тяги, выход которой на упор, т.е. в крайнее положение по существу приводит к выключению блока автопилота. При этом летчику необходимо вмешиваться в управление летательным аппаратом и корректировать положение вертолета,
удерживая раздвижную тягу вблизи нейтрального положения. Это осложняет управление вертолетом и ограничивает
автоматизацию управление через автопилот.
Техническим результатом, на достижение которого направлена заявленная конструкция системы управления, является создание условий, обеспечивающих безопасность полета и возможность стабилизации процессов управления с учетом ограничений по ходу раздвижной тяги.
Кроме того, в задачу заявленного устройства также входит обеспечение стабильного режима управления не только при полете, но и при посадке, полете на малых высотах, при работе с внешней подвеской груза, в режиме зависания над заданной точкой местности и т.п.
Такие режимы, Ьыполняемые в непосредственной близости земли, предъявляют повышенные требования к точности нахождения раздвижной тяги вблизи нейтрали или заданного положения, а режим автотриммирования не должен оказывать воздействия на вертолет. Эти требования продиктованы необходимостью обеспечения безопасности и отказобезопасности автопилота. Триммирование блока автопилота, осуществляющего коррекцию положения вертолета за счет сигналов от датчиков, в ряде
4 случаев может оказаться недопустимым (например, при посадке и
монтаже), поскольку даже небольшие изменения положения вертолета могут привести к аварии или усложнению процессов управления.
Технический результат достигается тем, что в систему управления вертолетом, содержащую кинематически связанные блок ручного управления, механизм триммирования, раздвижную тягу и исполнительный элемент управления, блок автопилота, сигнальные входы которого связаны с датчиками, управляющий выход соединен с раздвижной тягой, сигнальный выход обратной связи последней подключен к сигнальному входу блока автопилота, введен блок автоматического триммирования, сигнальные вход и выход которого связаны с соответствующими выходом и входом автопилота, управляющий выход соединен с управляющим входом параллельного привода.
Кроме того, один сигнальный вход блока автоматического триммирования соединен с сигнальным выходом раздвижной тяги.
Кроме того, сигнальный выход механизма триммирования соединен с другим сигнальным входом блока автоматического триммирования.
Система управления вертолетом представлена на фиг.1-4. На фиг.1 приведена функциональная схема системы, на фиг.2 схема, поясняющая работу системы, на фиг.З и 4 показаны функциональные связи блока автоматического триммирования с раздвижной тягой и механизмом триммирования.
Система управления вертолетом состоит из последовательно кинематически (механически) связанных блока 1 ручного
5 управления (например, ручки управления или педалей), механизма 2 триммирования (параллельный привод) , состоящего из собственно привода 3, пружинного механизма 4 и тормозного устройства 5, раздвижной тяги б и исполнительного элемента управления 8 системы управления (обычно бустеры), блок 9 автопилота, Сигнальные входы которого соединены с датчиками 10 и сигнальным выходом обратной связи раздвижной тяги б, а выход автопилота 9 соединен с сигнальным входом раздвижной тяги. В состав системы управления входит блок автоматического триммирования 7, вход которого связан с другим выходом блока автопилота 9, а первый и второй выходы связаны соответственно с сигнальным входом механизма триммирования 2 и другим сигнальным входом блока автопилота 9, Работает система следующим образом. Через последовательно механически связанные ручку управления (или педали) блока 1, механизм 2 триммирования (параллельный привод), раздвижную тягу б и исполнительный элемент 8 (бустер) летчик осуществляет ручное управление вертолетом. Блок автопилота 9, получая информацию от датчиков 10 осуществляет стабилизацию заданного режима, управляя раздвижной тягой б. При этом в автопилот поступает сигнал от раздвижной тяги б о величине отклонения ее от нейтрального положения (обратная связь). Летчик осуществляет ручное триммирование управления нажатием кнопки на ручке управления. На вход блока автотриммирования 7 с сигнального выхода блока 9 автопилота подается сигнал, пропорциональный положению раздвижной тяги б. В блоке автотриммирования 7 этот сигнал анализируется и с учетом величины и длительности отклонения
раздвижной тяги от нейтрали или заданного положения сигналом с управляющего выхода включает механизм триммирования 2 (параллельный привод) и одновременно сформированный в блоке 7 управляющий сигнал, характеризующий направление, величину и скорость.работы механизма 2 параллельного привода со второго выхода блока 7 подается на вход блока 9 автопилота. Это приводит к одновременному движению раздвижной тяги б и механизма параллельного привода 2 на ту же величину. Поскольку движения параллельного привода 2 и раздвижной тяги б, произведенные по командам с блока 7, синхронны, но противоположны по направлению, на входе в исполнительный элемент 8 (бустер) управляющих перемещений нет. ,Таким образом, режим автотриммирования осуществляется без воздействия на вертолет.
Сигнал, подаваемый блоком 7 в блок 9 автопилота, характеризующий работу параллельного привода, может быть сформирован двумя способами. Если параллельный привод 2 имеет известную и достаточно стабильную скоростную характеристику (например, работает с постоянной скоростью), то сигнал для блока 9 автопилота может быть сформирован без замера фактического движения параллельного привода 2 с использованием информации о моменте включения и выключения его.
Если динамические и скоростные характеристики
параллельного привода 2 не стабильны, используется прямой замер перемещения параллельного привода 2 с помощью установленного на
7
нем датчика (на чертеже не показан) и на основе этой информации вырабатывается управляющий для блока автопилота сигнал.
Сигнал, характеризующий положение раздвижной тяги б, подаваемый в блок 7 может быть получен также двумя способами.
В первом случае может быть использована информация от датчика положения (обратной связи) на раздвижной тяге (сигнальный выход)(датчик обратной связи на чертеже не показан), либо непосредственно с этого датчика, либо после обработки с блоке автопилота.
Во втором случае используется косвенная информация о положении раздвижной тяги 6, полученная как сумма всех сигналов на входе блока автопилота, кроме сигнала с раздвижной тяги.
Второй вариант обеспечивает повьппенную отказобезопасность системы в целом при отказах раздвижной тяги.
Блок автоматического триммирования может быть выполнен в виде самостоятельного блока, на входы которого, как было указано выше, поступают сигналы от блока 9 о величине и длительности отклонения раздвижной тяги, непосредственно от раздвижной тяги (датчик положения на чертеже не показан) и от механизма триммировАния 2 (датчик его положения на чертеже не показан), после преобразования указанных сигналов формируют сигнал управления для подачи на управляющий вход блока 2 и информацию от этой величины на вход блока 9 автопилота. Этот блок может быть реализован программно на базе микропроцессора. Либо блок автоматического триммирования может быть реализован программно на базе микропроцессора блока автопилота. В случае, если автопилот интегрирован с системой автоматического управления программно вертолета, блок автотриммирования реализуется в системе автоматического управления. 9
Claims (3)
1. Система управления вертолетом, содержащая кинематически связанные блок ручного управления, механизм триммирования, раздвижную тягу и исполнительный элемент управления, блок автопилота, сигнальные входы которого связаны с датчиками, управляющий выход соединен с раздвижной тягой, сигнальный выход обратной связи последней подключен к сигнальному входу блока автопилота, отличающаяся тем, что в систему введен блок автоматического триммирования, сигнальные вход и выход которого связаны с соответствующими выходом и входом автопилота, управляющий выход соединен с управляющим входом параллельного привода.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что один сигнальный вход блока автоматического триммирования соединен с сигнальным выходом раздвижной тяги.
3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что сигнальный выход механизма триммирования соединен с другим сигнальным входом блока автоматического триммирования.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98106612/20U RU8813U1 (ru) | 1998-04-15 | 1998-04-15 | Система управления положением вертолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98106612/20U RU8813U1 (ru) | 1998-04-15 | 1998-04-15 | Система управления положением вертолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU8813U1 true RU8813U1 (ru) | 1998-12-16 |
Family
ID=48270618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98106612/20U RU8813U1 (ru) | 1998-04-15 | 1998-04-15 | Система управления положением вертолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU8813U1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013120031A1 (en) * | 2012-02-10 | 2013-08-15 | Merlin Technology, Inc. | Autopilot control arrangement and methods |
| US9150308B2 (en) | 2012-02-10 | 2015-10-06 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot system, components and methods |
-
1998
- 1998-04-15 RU RU98106612/20U patent/RU8813U1/ru active
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013120031A1 (en) * | 2012-02-10 | 2013-08-15 | Merlin Technology, Inc. | Autopilot control arrangement and methods |
| WO2013169320A3 (en) * | 2012-02-10 | 2014-02-13 | Merlin Technology, Inc. | Autopilot and methods |
| US9150308B2 (en) | 2012-02-10 | 2015-10-06 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot system, components and methods |
| US9272780B2 (en) | 2012-02-10 | 2016-03-01 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot and methods |
| US9586681B2 (en) | 2012-02-10 | 2017-03-07 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot system, components and methods |
| RU2619675C2 (ru) * | 2012-02-10 | 2017-05-17 | Мерлин Технолоджи, Инк. | Автопилот |
| RU2623792C2 (ru) * | 2012-02-10 | 2017-06-29 | Мерлин Технолоджи, Инк. | Система и способы управления с помощью автопилота |
| US9758244B2 (en) | 2012-02-10 | 2017-09-12 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot and methods |
| CN107992033A (zh) * | 2012-02-10 | 2018-05-04 | 默林科技股份有限公司 | 自动驾驶仪及其方法 |
| US10059441B2 (en) | 2012-02-10 | 2018-08-28 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot system, components and methods |
| US10351231B2 (en) | 2012-02-10 | 2019-07-16 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot and methods |
| US10464662B2 (en) | 2012-02-10 | 2019-11-05 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot system, components and methods |
| US10843796B2 (en) | 2012-02-10 | 2020-11-24 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft advanced autopilot control arrangement and methods |
| US10926872B2 (en) | 2012-02-10 | 2021-02-23 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot and methods |
| US11591078B2 (en) | 2012-02-10 | 2023-02-28 | Merlin Technology, Inc. | Rotorcraft autopilot and methods |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1050633A (en) | Semi-automatic flight control system utilizing limited authority stabilization system | |
| EP0601000B1 (en) | Vertical control system for rotary wing aircraft | |
| US9377784B2 (en) | Adaptable automatic nacelle conversion for tilt rotor aircraft | |
| US5000404A (en) | Aircraft precision approach control system | |
| KR100235272B1 (ko) | 헬리콥터 비행제어 시스템 | |
| US8231085B2 (en) | Automatic trim system for fly-by-wire aircraft with unique trim controllers | |
| US6059226A (en) | Navigation of helicopter with limited polar groundspeed commands | |
| US4382283A (en) | Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system | |
| EP0743243A1 (en) | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system | |
| EP0601016B1 (en) | Low speed turn coordination for rotary wing aircraft | |
| EP0431655A2 (en) | Throttle control system having real time computed thrust vs. throttle position function | |
| US9915954B2 (en) | Rotorcraft control system, associated rotorcraft, and corresponding control method | |
| EP0384992B1 (en) | Pitch attitude command flight control system for landing flare | |
| US3711042A (en) | Aircraft control system | |
| US4198017A (en) | Control augmentation system for flight vehicles | |
| JPH09510933A (ja) | 対気速度を制御するヘリコプターの自動操縦装置 | |
| EP0092500A2 (en) | Helicopter engine torque compensator | |
| EP1080398B1 (en) | Earth-referenced wind adjustment for hovering aircraft | |
| US5738310A (en) | Rudder bar system with force gradient for a helicopter | |
| RU8813U1 (ru) | Система управления положением вертолета | |
| JPH07112835B2 (ja) | 航空機の操縦力勾配付与装置 | |
| US4460964A (en) | Multiaxis hardover protection apparatus for automatic flight control systems | |
| EP0088614B1 (en) | Stability augmentation systems for navigable crafts | |
| US6338454B1 (en) | Aircraft flight control device | |
| IL87382A (en) | Approach system for accurate landing of aircraft |