Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности движения самолета в условиях пробега, снижение нагрузки на носовые колеса и амортизационную стойку шасси. 7 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в пилотажно-навигационном оборудовании летательных аппаратов.

Из уровня техники известен способ управления продольным движением самолета на посадке, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются основной управляющий сигнал на привод руля высоты и вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом и изменяется в зависимости от величины угла (εц) между вектором траекторной скорости самолета и направлением на программно имитируемую «цель», движущуюся по заданной траектории на заданном расстоянии от центра масс самолета, а также скоростью изменения упомянутого угла [Навигация и управление летательными аппаратами. / Под общей редакцией А.Г. Кузнецова / Труды МИЭА. Выпуск 6. Москва, 2013, сс. 2-16].

Известный способ имеет следующие недостатки:

1. Низкую эффективность управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений, так как характеристики летчика определяют большой напряженностью по отношению к управлении на выравнивание на пробеге по взлетно-посадочной полосе и понижением качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является известный способ управления продольным движением самолета на посадке, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются основной управляющий сигнал на привод руля высоты и вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом и изменяется в зависимости от величины угла (εц) между вектором траекторной скорости самолета и направлением на программно имитируемую «цель. (патент RU №2588173, заявка на изобретение №2015120723 от 02.06.2015, заявитель Акционерное общество Московский институт элетро-механики и автоматики, автор Гребенкин Александр Витальевич, опубликован 27.06. 2016 Бюл. №18).

Известный способ имеет следующие недостатки:

1. Не регулируется нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси сразу после касания носовых колес поверхности взлетно-посадочной полосы посредством воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси.

2. Не учет при формировании сигналов параметров бокового движения, указывающих на возможность выкатывания самолета за боковую кромку взлетно-посадочной полосы (малые возмущения в боковом движении), что значительно увеличивает дистанцию пробега: вплоть до выкатывания самолета в продольном направлении за торец взлетно-посадочной полосы.

3. Низкая эффективность управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений, так как характеристики летчика определяют большой напряженностью по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и понижением качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.

Задачей заявляемого изобретения является устранения недостатков прототипа, разработка многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами, тормозами колес и секциями интерцепторов, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, а также на тормоза колес и секции интерцепторов.

Техническим результатом заявляемого способа является:

1. Разгрузка экипажа, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и повышение качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.

2. Повышение эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления и сильных боковых возмущений, за счет:

а) уменьшения боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз, за счет чего предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.

б) снижения нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси.

Технический результат достигается тем, что по сравнению с изобретением принятым за прототип, способом управления продольным движением самолета на посадке самолета, основанном на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов и, по меньшей мере, еще на один из элементов системы управления самолетом, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом, в заявляемом изобретении способе формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируют управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Kш: ,

после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки, по крайней мере, одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч., причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза, при этом вначале осуществляют по состоянию = 0 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию = 0 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек.

Такими существенными отличительными признаками, как «вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Кш:

достигается технический результат:

а) уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4 и фиг. 5… подтверждается графиками математического моделирования для самолета Ту-204СМ: снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси,

б) кроме того предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.

Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН, а при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН.

А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН.

Такими существенными отличительными признаками, как, «после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки, по крайней мере, одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч., причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза, при этом вначале осуществляют по состоянию = 0 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию = 0 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию = 1 для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., достигается такой технический результат, как « разработка многорежимного адаптивного способа управления тормозами колес и приводом секций интерцепторов, который позволяет повысить эффективность управляющих воздействий на элементы системы управления самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений и разгрузить экипаж, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосы и повышает качество управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления.

Система автоматического дифференциального управления полетом, реализующая способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поясняется чертежами, на которых изображены.

Фиг. 1 Логика автоматического дифференциального управления тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси и приводом секций интерцепторов.

Фиг. 2. Схема формирования управляющих сигналов.

Фиг. 3 Блок схема системы автоматического дифференциального управления.

Фиг. 4. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на сухую взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=13,1 кН.

Фиг. 5. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на влажную взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=7,8 кН

Фиг. 6. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на сухую взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) со свободной ориентацией колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=0,27 кН.

Фиг. 7. Представлен график математического моделирования самолета Ту-204СМ при посадке на влажную взлетно-посадочную полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) со свободной ориентацией колес передней стойки шасси, боковая нагрузка на которую составляет Z=2,0 кН (фиг. 7).

Сущность изобретения способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета.

Система автоматического дифференциального управления полетом, реализующая способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, содержит вычислительную систему автоматического управления полетом 1 (фиг 2, 3), датчики системы измерения параметров полета, включающие: датчик угла отклонения руля направления 2(фиг 2, 3), датчик угла отклонения носового колеса 3 (фиг 2, 3), концевой выключатель обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 (фиг. 2, 3), концевой выключатель обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3), концевой выключатель обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3), бортовой приемник сигнала курсового радиомаяка 7 (фиг 2, 3), курсовой радиомаяк 8 (фиг 2, 3) и реле времени 9 (фиг. 3). Автоматическая система управления полетом, реализующая заявленный способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, также содержит блок формирования вспомогательных управляющих сигналов 10 (фиг. 2, 3) на автоматическое дифференциальное управление тормозами колес и секциями интерцепторов, в котором реализуется прием и обработка входной информации с датчиков системы измерения параметров полета, а именно: с датчика угла отклонения руля направления 2(фиг 2, 3), датчика угла отклонения носового колеса 3(фиг 2, 3), с концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3) и концевого выключателя обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3). Элементы конструкции самолета, взаимодействующие с автоматизированной системой управления полетом, реализуемой данный способ, содержат руль направления 11 (фиг. 1-3), носовые колеса 12 (фиг. 1-3) передней амортизационной стойки шасси, колеса 13 (фиг. 1-3), колеса 14 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колеса 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси, секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3), расположенные на левом полукрыле 16 (фиг. 1, 2) и на правом полукрыле 17 (фиг. 1, 2) самолета. С концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 (фиг. 2, 3), через вычислительную систему автоматического управления полетом 1 (фиг 2, 3) и счетчик времени 9 (фиг. 3) управляющие сигналы реализуются на переднюю амортизационную стойку шасси (на чертеже не показана.) и носовые колеса 12 (фиг. 1-3), путем формирования вспомогательных управляющих сигналов на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес 13 (фиг. 1, 2) и 14 (фиг. 1, 2), а также секциями интерцепторов 15 (фиг. 1-3) для повышения эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений. Автоматическое дифференциальное управление тормозами колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стоки шасси (на чертеже не показана), осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза колес 13 (фиг. 1, 2) и 14 (фиг. 1, 2), при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси 5 (фиг. 2, 3) и концевого выключателя обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 (фиг. 2, 3), в зависимости от скорости раскрутки больше или равна 37 км/ч. тормозных колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и тормозных колес 14 (фиг. 1-3) правой стойки шасси, где состояние 0 и 1 для левой и правой педали тормоза. При этом состояние 0 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза не обжаты и колеса 13 (фиг. 1-3) и колеса 14 (фиг. 1-3) полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационной стойки шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса 13 (фиг. 1-3) и колеса 14 (фиг. 1-3) полностью заторможены. Торможение колес колес 13 (фиг. 1-3) и колес 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси (на чертеже не показаны), выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 сек. при полностью заторможенных колесах 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационных стоки шасси (на чертеже не показаны), а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 сек. при полностью расторможенных колесах 13 (фиг. 1-3) и колесах 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси (на чертеже не показаны). При этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес 13 (фиг. 1-3) и 14 (фиг. 1-3) для левой и правой амортизационных стоек шасси, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса 12 (фиг. 1-3). Формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педали тормоза колес 13 (фиг. 1-3) и колес 14 (фиг. 1-3) левой и правой амортизационных стоек шасси, для чего вначале осуществляют по состоянию для левой педали тормоза, колеса 13 (1-3) левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3) на левом полукрыле 16 (фиг. 2, 3). Причем полную уборку секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) выполняют за 1 сек., затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) осуществляют по состоянию для правой педали тормоза. Колеса 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов 15 (фиг. 1-3) на правом полукрыле 17 (фиг. 2). При этом полную уборку секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) выполняют за 1 сек., после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов 15 (фиг. 1-3) по состоянию для левой педали тормоза, колеса 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 сек., затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию для правой педали тормоза, причем колеса 14 ( фиг. 1-3) правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов 15 (фиг. 1, 2) на правом полукрыле 17 (фиг. 1, 2). Полный выпуск секций интерцепторов 15 (фиг. 1, 2) выполняют за 2 сек.

За счет автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 (фиг. 1-3) левой амортизационной стоки шасси и колес 14 (фиг. 1-3) правой амортизационной стоки шасси достигается технический результат повышения эффективности управляющих воздействий на элементы системы управления самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосы в условиях низких коэффициентов сцепления, сильных боковых возмущений и разгрузить экипаж, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлении на выравнивание на пробеге по взлетно-посадочной полосы.

За счет таких операций способа, как «вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент Kш:

обеспечивается технический результат:

а) уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4, фиг. 5 по графикам математического моделирования для самолета Ту-204СМ подтверждается снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз;

б) предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.

Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка, на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН. А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН, при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН Кроме того, свободная ориентация колес передней амортизационной стойки шасси позволяет получить дополнительный технический результат лучше удерживать самолет на оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета и уменьшает боковой увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы при боковом ветре и отказе двигателя.

Система автоматического управления полетом, реализующая заявленный способ работает следующим образом.

После касания носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируется управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 на реле времени 9, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса 12 передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 сек., повторно срабатывает реле времени 9 и подключает управление поворотом носовых колес 12 передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса 12 передней амортизационной стойки в штатный режим управления. Основной управляющий сигнал от летчика поступает на руль направления 11. Угол отклонения руля направления 11 регистрируется датчиком угла отклонения руля направления 2. По углу отклонения руля направления 11 посредством коэффициента Кш Пилот управляет рулем направления 11 и через Kш: углом отклонения носового колеса 12 формируется угол отклонения носового колеса 12, который регистрируется датчиком угла отклонения носового колеса 3. Сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4, установленного на штоке амортизатора передней стойки шасси (на чертеже не показана), поступают в блок выработки признаков обжатия бортового вычислителя 1 и осуществляют обжатие передней стойки шасси (на чертеже не показана). Сигнал от курсового радиомаяка 8 принимается бортовым приемником сигнала курсового радиомаяка 7 и передается в бортовой вычислитель 1. Кроме сигнала от бортового приемником сигнала курсового радиомаяка 7, бортовой вычислитель 1 принимает сигналы от датчика угла отклонения носового колеса 3 и концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 передней амортизационной стойки шасси (на чертеже не показана). Автоматическое дифференциальное управление тормозами колес 13 левой амортизационной стоки шасси и колес 14 правой амортизационной стойки шасси и секциями интерцепторов 15 на пробеге к выполняется следующими операциями. По признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси (на чертеже не показана), сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси 4 и скорости раскрутки по тормозных колес 13 левой амортизационной стоки шасси и колес 14 правой амортизационной стойки шасси больше или равна 37 км/ч формируется управляющий сигнал полного обжатия левой и правой педали тормоза, изменение и от 0, колеса 13 и 14 полностью расторможены, до 1, колеса 13 и 14 полностью заторможены, за 2 сек. В случае, если колеса 13 и 14 не раскрутились, то давление в тормоза должно быть подано сразу же после задержки в 1 сек после получения сигналов обжатия передней стойки шасси. В процессе пробега контролируется направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы, направление (знак) и величина угла отклонения носового колеса 12. При достижении максимального угла отклонения носового колеса 12 вправо (3+), при условии, что носовое колесо 12 находится на ограничении максимального угла отклонения более 2 сек или имеет место смещение самолета от оси взлетно-посадочной полосы влево <-0,3°, формируется сигнал на растормаживание колес 13 левой стойки шасси, изменение коэффициента от 1 до 0 за 1 сек и сигнал на уборку секций интерцепторов 15 на левом полукрыле 16. При условии снятия носового колеса 12 с ограничения, т.е. выполнении условия <+ в течении 1 сек и уменьшении бокового смещения самолета от оси взлетно-посадочной полосы влево >-0,2°, формируется сигнал на повторное полное торможение колес 13 левой амортизационной стойки шасси, изменение коэффициента от 0 до 1 за 2 сек. и повторный выпуск секций интерцепторов 15 на левом полукрыле 16. При достижении максимального угла отклонения носового колеса 12 влево (£-), при условии, что носовое колесо 12 находится на ограничении максимального угла отклонения более 2 сек, по сигналу с датчика 3 или по сигналу с концевой выключатель обжатия правой амортизационной стойки шасси 6 имеет или имеет место смещение самолета от оси взлетно-посадочной полосы вправо (>+0,3°), в бортовом вычислителе 1 формируется сигнал на растормаживание колес 14 правой стойки шасси (изменение коэффициента от 1 до 0 за 1 сек) и сигнал на уборку секций интерцепторов 15 на правом полукрыле 17. При условии снятия носового колеса 12 с ограничения, т.е. выполнении условия 3- в течении 1 сек и уменьшении бокового смещения самолета от оси взлетно-посадочной полосы вправо (<0,2°), формируется сигнал на повторное полное торможение колес 14 правой амортизационной стойки шасси (изменение коэффициента от 0 до 1 за 2 сек) к повторный выпуск секций интерцепторов 15 на правом полукрыле 17. Повторного срабатывания сигнала на раздельное торможение колес 13 левой и колес 14 правой амортизационных стоек шасси и соответствующее раздельное управление секциями интерцепторов 15 не выполняется по причине возможного недопустимого увеличения длины пробега. Отключение логики формирования автоматических вспомогательных сигналов возможно на любом участке пробега путем нажатия летчиком педалей тормоза. В этом случае выполняется симметричное торможение колес и симметричный выпуск всех секций интерцепторов в режиме торможения.

Оценка возможности формирования вспомогательных сигналов автоматической системы штурвального управления на пробеге по сухой взлетно-посадочной полосы в условиях сильных боковых возмущений и изменении качества управляющих воздействий летчика. Исследование возможности формирования дополнительного вспомогательного управляющего сигнала АСШУ на педали тормоза колес 13 и 14 левой и правой амортизационных стоек шасси и секции интерцепторов 15 на пробеге по сухой взлетно-посадочной полосе в режиме штурвального управления переменной строгости было выполнено на примере посадки самолета типа Ту-204 СМ. В качестве дополнительных факторов, усложняющих условия полета, были введены боковой ветер и отказ критического двигателя на глиссаде. По летным характеристикам, установленным для самолета ТУ-204СМ посадочная дистанция с максимальной посадочной массой 88 т не должна быть больше 2080 м. Без использования логики автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 и 14 левой и правой амортизационных стоек шасси секциями интерцепторов 15 на пробеге носовым колесом 12 и рулем направления 11, достигают максимального угла отклонения и находятся в этом положении практически до конца пробега. При этом боковое смещение от оси взлетно-посадочной полосы к концу пробега достигает величины Zg max=25,6 м при фактической посадочной дистанции Lпд=1531,2 м С использованием логики автоматического дифференциального управления тормозами колес основных опор шасси и секциями интерцепторов на пробеге Обеспечивается снятие носового колеса и руля направления с упора и устойчивое эффективное устранение бокового смещение от оси взлетно-посадочной полосы при максимальном смещении Zg max=-7,63 м. при фактической посадочной дистанции Lпд=1652,3 м., уменьшение боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4 - фиг. 7 подтверждается графиками математического моделирования для самолета Ту-204СМ;

б) снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси.

Так при посадке на сухую взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,6) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=13,1 кН (фиг. 4), а при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси Z=0,27 кН (фиг. 6). А при посадке на влажную взлетно-посадочной полосу (коэффициент сцепления Ms=0,4) без свободной ориентации колес передней опоры боковая нагрузка на опору составляет Z=7,8 кН (фиг. 5), при посадке со свободной ориентацией колес передней опоры боковая нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси составляет Z=2,0 кН (фиг. 7).

С использованием логики автоматического дифференциального управления тормозами колес 13 и 14 шасси и секциями интерцепторов 15 на пробеге обеспечивается снятие носового колеса 12 и руля направления 11 с упора и устойчивое эффективное устранение бокового смещение от оси взлетно-посадочной полосы при максимальном смещении Zg max=-7,63 м. при фактической посадочной дистанции Lпд=1652,3.

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений не известен способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанный на разработке многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, при которой переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а также путем формирования вспомогательных управляющих сигналов на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и секциями интерцепторов.

Предлагаемое техническое решение способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета имеет изобретательский уровень, поскольку из опубликованных научных данных и известных технических решений явным образом не следует, что заявленная последовательность операций способа формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанного на разработке многорежимного дифференциального автоматического управления носовыми колесами,, тормозами колес и секциями интерцепторов, путем воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси, а также на тормоза колес и секции интерцепторов.

Технико-экономическая эффективность предложенного способа, заключается в существенной разгрузке экипажа, при которой характеристика летчика определяет ослабление напряженности по отношению к управлению на выравнивание самолета на пробеге по взлетно-посадочной полосе и повышении качества управления самолетом на этапе после посадочного пробега в условиях значительных боковых возмущающих воздействий и ошибок управления, а также в повышении эффективности управляющих воздействий на пробеге в условиях низких коэффициентов сцепления и сильных боковых возмущений, за счет:

а) уменьшения боковой нагрузки Z на носовые колеса и переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз. Из фиг. 4, фиг. 5 по графикам математического моделирования для самолета Ту-204СМ подтверждается снижение нагрузки на переднюю амортизационную стойку шасси в несколько раз, за счет того, что регулируется нагрузка на переднюю амортизационную стойку шасси сразу после касания носовых колес поверхности взлетно-посадочной полосы посредством воздействия вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета на управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси;

б) предотвращается боковой бросок и увод самолета с оси взлетно-посадочной полосы на пробеге самолета в условиях бокового ветра и отказа двигателя.

Способ формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, основанный на использовании управляющих сигналов, поступающих с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, в которой формируются вспомогательный управляющий сигнал на привод секций интерцепторов и по меньшей мере еще на один из элементов системы управления самолетом, величина которых оказывает влияние на строгость автоматического управления самолетом, отличающийся тем, что вначале, сразу после касания носовых колес передней амортизационной стойки шасси поверхности взлетно-посадочной полосы, формируют управляющий сигнал с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси на реле времени, которое срабатывает и отключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в режим свободной ориентации, а затем, по истечении 1,5 с, повторно срабатывает реле времени и подключает управление поворотом носовых колес передней амортизационной стойки шасси и переводит носовые колеса передней амортизационной стойки в штатный режим управления, при этом управляющий сигнал определяют упомянутой вычислительной системой автоматического управления полетом по величине суммарного ограничительного сигнала на руль направления через коэффициент

,

после чего осуществляют упомянутое формирование вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета, поступающих с упомянутых датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом, путем воздействия на автоматическое дифференциальное управления тормозами колес и упомянутым приводом секций интерцепторов по признаку обжатия передней амортизационной стойки шасси при получении сигнала с концевого выключателя обжатия передней амортизационной стойки шасси в зависимости от скорости раскрутки по крайней мере одного тормозного колеса левой или правой амортизационных стоек шасси больше или равной 37 км/ч, причем упомянутое автоматическое дифференциальное управление тормозами колес левой и правой амортизационных стоек шасси осуществляют путем имитации обжатия, соответственно левой и правой педалей тормоза, при получении сигнала с соответствующего концевого выключателя обжатия левой амортизационной стойки шасси и правой амортизационной стойки шасси, где состояние 0 и 1 - для левой и правой педалей тормоза, при этом состояние 0 - для левой и правой амортизационных стоек шасси педали тормоза не обжаты и колеса полностью расторможены, а состояние 1 - для левой и правой амортизационных стоек шасси педали тормоза полностью обжаты и колеса полностью заторможены, причем торможение колес для левой и правой амортизационных стоек шасси выполняют путем линейного увеличения тормозного момента до максимальной величины за 2 с при полностью заторможенных колесах левой и правой амортизационных стоек шасси, а затем осуществляют линейное уменьшение тормозного момента до нуля за 1 с при полностью расторможенных колесах, при этом на пробеге контролируют степень заторможенности колес, для чего определяют фактическое состояние взлетно-посадочной полосы и величину посадочной дистанции, а также контролируют направление бокового смещения самолета относительно оси взлетно-посадочной полосы и угол отклонения носового колеса, причем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию имитации обжатия левой или правой педалей тормоза, при этом вначале осуществляют по состоянию для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 с, затем формирование сигналов на привод секций интерцепторов осуществляют по состоянию для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью расторможены и полностью убраны секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полную уборку секций интерцепторов выполняют за 1 с, после чего осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию для левой педали тормоза, колеса левой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на левом полукрыле, причем полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 с, затем осуществляют формирование сигналов на привод секций интерцепторов по состоянию для правой педали тормоза, колеса правой амортизационной стойки шасси полностью заторможены и полностью выпущены секции интерцепторов на правом полукрыле, при этом полный выпуск секций интерцепторов выполняют за 2 с.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации. Беспилотный самолет - амфибия содержит лодку, крыло, горизонтальное и вертикальное (8) оперение, размещенное на продольных балках.

Изобретение относится к авиационной технике и касается способа изменения клиренса летательного аппарата (ЛА) во время стоянки посредством изменения положения опор шасси.

Изобретение относится к шасси летательного аппарата и касается шасси вертолета. Шасси содержит несущий кронштейн, имеющий первый концевой участок, присоединенный к монтажным средствам, и второй концевой участок, противоположный первому, и к которому подвешено колесо.

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания посадочных устройств летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкциям основных опор лыжно-колесного шасси самолета. .

Изобретение относится к авиации, в частности к системам шасси. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании легких самолетов с шасси на воздушной подушке безаэродромного базирования. .

Изобретение относится к устройствам для управления летательным аппаратом (ЛА) с помощью подвижных аэродинамических поверхностей. Консоль крыла (1) ЛА содержит устройство для управления по курсу, установленное на концевой части консоли.

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Способ уменьшения донного сопротивления тела в форме снаряда или пули заключается в формировании разряжения в донной части тела и отсоса среды, в том числе пограничного слоя, с боковой поверхности данного тела в его донную часть через канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для формирования вспомогательных сигналов используют управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета, вычислительную систему автоматического управления полетом, осуществляют автоматическое дифференциальное управление тормозами колес и секциями интерцепторов по сигналам с концевого выключателя и от скорости раскрутки тормозных колес каждой основной опоры, определяют степень заторможенности колес, контролируют направление бокового смещения относительно оси взлетно-посадочной полосы.

Группа изобретений относится к оснастке ракет, преимущественно баллистических, а именно к аэродинамической игле – вариантам ее выполнения. Технический результат – повышение эффективности действия аэродинамической иглы – повышение конечной скорости ракеты и дальности ее полета.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способам статистического оценивания характеристик ракет. В способе определения оценок летно-технических характеристик ракет по результатам пусков в качестве исходных данных используют результаты измерений любого параметра, при этом в качестве модели оцениваемого параметра используют нестационарную локально-сплайновую модель второй степени гладкости, определяют первичные оценки параметра в дискретные моменты времени.

Группа изобретений относится к способу и системе управления для управления аэродинамическими средствами летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую систему.

Воздушное транспортное средство, имеющее двусторонне асимметричную конструкцию, содержит корпус, имеющий продольную ось, и асимметрично удлиненные гондолы двигателей.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Пилон (30) имеет обтекаемый профиль, определяемый двумя противоположными боковыми поверхностями и продольно между передней кромкой (31) и задней кромкой (33).

Изобретение относится к способу управления продольным движением самолета на посадке. Для управления продольным движением самолета на посадке формируют основной управляющий сигнал на привод руля высоты, формируют и адаптивно отслеживают заданную высоту полета путем определения и минимизации угла между вектором траекторной скорости полета и направлением на программно имитируемую цель, движущуюся по заданной траектории на заданном расстоянии от центра масс самолета, формируют вспомогательный сигнал на привод секций интерцепторов на этапах захвата и стабилизации глиссады, выравнивания с реализацией ухода на второй круг при необходимости.

Группа изобретений относится к способу и устройству формирования сигнала управления рулевым приводом беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для формирования сигнала управления задают сигнал управления, усиливают его и ограничивают, фильтруют сигнал вычитания, усиливают отфильтрованный сигнал, формируют текущий скоростной сигнал отклонения руля и масштабируют его, отрабатывают текущий сигнал отклонения руля исполнительным механизмом, при этом дополнительно измеряют скоростной напор, угол атаки, коэффициент эффективности шарнирного момента от угла атаки и от отклонения руля, формируют текущий сигнал скорости с учетом его нечувствительности в зоне текущего значения шарнирного момента определенным образом.

Изобретение относится к способу формирования вспомогательных управляющих сигналов на пробеге самолета. Для осуществления способа передают управляющие сигналы с датчиков системы измерения параметров полета в вычислительную систему автоматического управления полетом для формирования вспомогательного управляющего сигнала на привод секций интерцепторов, а также осуществляют дифференциальное управление тормозами колес определенным образом. Обеспечивается повышение безопасности движения самолета в условиях пробега, снижение нагрузки на носовые колеса и амортизационную стойку шасси. 7 ил.

Наверх