Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2525357:

ЭЙРБАС ХЕЛИКОПТЕРС (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления гибридными вертолетами. Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета, содержащего, по меньшей мере, один несущий винт и один движительный воздушный винт, снабженный совокупностью лопастей с изменяемым шагом, приводимые во вращение, по меньшей мере, одним двигателем, включает пилотируемый процесс, в котором выработку команд управления заданным значением среднего шага лопастей движительного воздушного винта генерируют при помощи ручного органа управления в зависимости от мощности, потребляемой этим винтом, и корректирующего процесса, в котором команды пилотирования корректируют с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, связанного со свойствами прочности гибридного вертолета. Команды пилотирования касаются заданного значения воздушной скорости, а корректирующий процесс применяют на основании заданных значений воздушной скорости согласно, по меньшей мере, первому режиму коррекции, в котором команды пилотирования корректируют согласно первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости. Достигается повышение эффективности управления гибридным вертолетом в оптимизированных условиях безопасности. 12 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к области винтокрылых летательных аппаратов и, в частности, гибридных вертолетов, содержащих, по меньшей мере, один несущий винт для создания подъемной силы и даже движения и, по меньшей мере, один движительный воздушный винт. В частности, настоящее изобретение относится к автоматическим средствам генерирования команд пилотирования, которыми оборудованы гибридные вертолеты и которые имеют, по меньшей мере, одну функцию регулирования их движения. Объектом настоящего изобретения является способ управления, создающий регулирование движения гибридного вертолета, в частности, в том, что касается выдерживания скорости движения.

Среди винтокрылых летательных аппаратов гибридным вертолетом называют летательный аппарат, который содержит, по меньшей мере, один несущий винт и, по меньшей мере, один движительный воздушный винт. Такой гибридный вертолет считается скоростным вертолетом с большим радиусом действия, в котором, по меньшей мере, один движительный воздушный винт обеспечивает поступательное движение вертолета.

Несущий винт является винтом с по существу вертикальной осью, который обеспечивает подъемную силу винтокрылого летательного аппарата и даже второстепенно его движение. Движительный воздушный винт является винтом с горизонтальной осью, который обеспечивает движение винтокрылого летательного аппарата. Соответствующие оси вращения несущего винта и движительного воздушного винта являются по существу ортогональными между собой. Вертикальные и горизонтальные направления следует рассматривать относительно главного направления винтокрылого летательного аппарата, при этом горизонтальная ось проходит между передней и задней частью винтокрылого летательного аппарата, если рассматривать направление его поступательного движения. Гибридный вертолет может содержать единый движительный воздушный винт или может быть оборудован несколькими движительными воздушными винтами, которые распределены по бокам с двух сторон гибридного вертолета.

Несущий винт и движительный воздушный винт содержат, каждый, совокупность лопастей, приводимых во вращение двигательным устройством, в частности газотурбинным двигателем. Обычно двигательное устройство является общим для приведения во вращение несущего винта и движительного воздушного винта. Двигательное устройство в первую очередь приводит во вращение несущий винт, а остаток мощности, развиваемой двигателем, является мощностью, используемой для приведения во вращение движительного воздушного винта. Можно предусмотреть двигательные устройства отдельно для несущего винта и для движительного воздушного винта, однако такое решение не является желательным, хотя и может применяться в рамках настоящего изобретения, по причине соответственного утяжеления винтокрылого летательного аппарата.

При этом возникает проблема регулирования скорости движения гибридного вертолета. В частности, в документе FR2946315 (EUROCOPTER) рассмотрены трудности, которые следует преодолеть для управления движительным воздушным винтом, которым оборудован гибридный вертолет.

Чтобы изменять скорость движения гибридного вертолета, изменение среднего шага лопастей движительного воздушного винта поставлено в зависимость от автоматических средств управления, применяемых при помощи органа управления. Орган управления является ручным органом управления, которым манипулирует человек и который выполнен, например, в виде органа управления, часто называемого специалистами конусной кнопкой или “beep trim”. Орган управления является, в частности, органом, выдающим заданное значение изменения тяги. Понятие “ручной” следует рассматривать как противопоставление автоматическому органу управления. Пилот гибридного вертолета использует ручной орган управления, чтобы передавать команды пилотирования, относящиеся к задаваемой тяге, которую должен обеспечивать движительный воздушный винт. Средства управления являются вычислительными средствами, которые вырабатывают заданное значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта на основании переданных команд пилотирования и которые генерируют команды управления, соответствующие упомянутому заданному значению, с целью регулирования шага лопастей движительного воздушного винта. Регулирование шага лопастей движительного воздушного винта должно учитывать различные рабочие ограничения гибридного вертолета, в частности ограничения, связанные с обеспечением безопасности его работы.

Например, средства управления должны учитывать возможную несвоевременную команду пилотирования или команду на изменение шага, которую пилот подает намеренно, но которая является чрезмерной. Например, в случае потери скорости гибридным вертолетом вследствие кабрирования аэродинамический угол атаки лопастей увеличивается в отсутствие коррекции шага лопастей пилотом. Увеличение аэродинамического угла атаки лопастей приводит к увеличению мощности, потребляемой движительным воздушным винтом, вследствие чего появляется риск превышения запаса мощности двигателя, используемого для его приведения во вращение.

Необходимо также учитывать свойства прочности гибридного вертолета в связи с требованием системы управления полетом на чрезмерную тягу, которая может ее повредить. Такую прочность следует рассматривать не только относительно прочности и номинальной мощности двигателя, используемого для приведения в действие движительного воздушного винта, но также в отношении всех органов, входящих в состав кинематической цепи, соединяющей двигатель с движительным воздушным винтом.

Для защиты гибридного вертолета в документе FR2946315 предложены различные способы управления движительным воздушным винтом, которые позволяют корректировать шаг лопастей в зависимости от скорости перемещения гибридного вертолета. Такая коррекция позволяет избежать любого расхождения между мощностью, необходимой для движительного воздушного винта, и свойствами прочности гибридного вертолета по отношению к такой затребованной мощности. В частности, в документе FR2946315 предложено регулировать работу движительного воздушного винта в соответствии со следующими режимами работы средств управления:

*) Прямой режим, при котором средства управления вырабатывают значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта непосредственно на основании команды пилотирования, касающейся изменения тяги. Команда управления соответствует заданному значению среднего шага лопастей, которое средства управления создают непосредственно на основании команды пилотирования для увеличения скорости движения, обеспечиваемой движительным воздушным винтом.

*) Форсированный режим, который применяют в ситуации авторотации несущего винта. В форсированном режиме команду управления получают на основании значения, вычисляемого средствами управления, и она соответствует заданному значению среднего шага лопастей, которое принудительно задается по требованию, передаваемому пилотом при помощи ручного органа управления.

*) Регулируемый режим, при котором мощность, потребляемую движительным воздушным винтом, регулируют средствами управления. В регулируемом режиме средства управления генерируют команды управления в зависимости от заданного значения мощности, получаемого из команды пилотирования, связанной с изменением тяги. Пилот передает команду пилотирования при помощи ручного органа управления, и ее обрабатывают средства управления для регулирования мощности, потребляемой движительным воздушным винтом.

*) Защищенный режим, который применяют для каждого из других режимов, кроме форсированного режима. В защищенном режиме команды управления, генерируемые средствами управления, регламентированы условиями безопасности. Средства управления вырабатывают заданные значения среднего шага лопастей на основании команды пилотирования, передаваемой безразлично в прямом режиме или в регулируемом режиме, при условии, что определенные параметры ограничения мощности, потребляемой движительным воздушным винтом, достигли и даже превысили допустимый предел.

Средства управления применяют защищенный режим спонтанно для защиты гибридного вертолета от возможного повреждения и, в частности, для предохранения двигательного устройства и/или различных органов, входящих в состав кинематической цепи, соединяющей двигательное устройство с движительным воздушным винтом. На основании команды пилотирования, передаваемой пилотом при помощи ручного органа управления, средства управления автоматически генерируют команду управления, касающуюся заданного значения среднего шага, которое они вырабатывают в соответствии с определенными параметрами, связанными со свойствами прочности гибридного вертолета. В защищенном режиме средства управления при необходимости автоматически уменьшают заданное значение среднего шага лопастей, предварительно определенное на основании команды пилотирования, связанной с требованием изменения тяги и передаваемой в прямом режиме, и/или связанной с заданным значением мощности, выдаваемым средствами управления в регулируемом режиме.

Таким образом, различают два процесса пилотирования при движении гибридного вертолета в зависимости от условий вмешательства средств управления. Независимо от применяемого процесса потребляемую мощность непрерывно контролируют в соответствии с правилами защиты работы гибридного вертолета, чтобы средства управления могли вмешаться согласно одному и/или другому из режимов работы.

В соответствии с пилотируемым процессом средства управления вырабатывают заданное значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта на основании команды пилотирования, поступающей напрямую в результате воздействия пилота на ручной орган управления. В результате воздействия пилота на ручку управления полетом пилотируемый процесс позволяет развивать шаг лопастей движительного воздушного винта с постоянным темпом, чтобы контролировать ускорения гибридного вертолета.

В соответствии с корректирующим процессом, предназначенным для защиты гибридного вертолета, средства управления вырабатывают заданное значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта на основании команды пилотирования, передаваемой пилотом посредством воздействия на ручной орган управления и автоматически корректируемой средствами управления в зависимости от мощности, потребляемой движительным воздушным винтом. Команды управления адаптируются спонтанно в зависимости от ограничений, связанных с защищенной работой гибридного вертолета. Корректирующий процесс применяют таким образом, чтобы при низкой потребляемой мощности шаг лопастей движительного воздушного винта оставался неизменным и чтобы при высокой потребляемой мощности управление шагом лопастей движительного воздушного винта происходило в соответствии с законом управления, который стремится поддерживать потребляемую мощность постоянной.

Как выяснилось, такие меры можно усовершенствовать. В частности, средства управления управляют скоростью движения гибридного вертолета независимо от изменения положения гибридного вертолета по тангажу. Возможным решением было бы регулирование между скоростью и шагом лопастей движительного воздушного винта, однако в этом случае возникает ограничение по безопасности работы гибридного вертолета. В частности, такое решение регулирования может привести к превышению допустимого предела мощности двигательного устройства, приводящего в движение движительный воздушный винт.

Согласно документу FR2946315 поддержание скорости обеспечивают за счет увеличения шага лопастей движительного воздушного винта. В этом контексте усовершенствование условий применения средств управления должно учитывать недопустимость риска повреждения или нарушения работы гибридного вертолета. В частности, следует следить, чтобы команда пилотирования, связанная с изменением шага лопастей или связанная с тягой, развиваемой движительным воздушным винтом, не привела к риску превышения максимальной разрешенной воздушной скорости или пределов безопасности работы гибридного вертолета.

Настоящее изобретение призвано предложить способ управления, обеспечивающий регулирование поддержания скорости движения гибридного вертолета. Такой способ управления призван, в частности, усовершенствовать интерфейс между пилотом и средствами управления, в частности, что касается условий безопасного полета гибридного вертолета.

В частности, настоящее изобретение ставит своей задачей усовершенствование системы управления, предложенной в документе FR2946315, для улучшения эргономии между пилотом и средствами управления в связи с таким поддержанием скорости движения. Это улучшение можно осуществить, не забывая о недопустимости любого риска повреждения гибридного вертолета.

В частности, изобретение призвано предложить меры, предназначенные для поддержания скорости движения с учетом ограничений, связанных с безопасностью работы гибридного вертолета и раскрытых в документе FR2946315. В частности, желаемое усовершенствование направлено на улучшение помощи, обеспечиваемой средствами управления, для пилота в отношении пилотирования, связанного с движением гибридного вертолета, причем в оптимизированных условиях безопасности.

Способ управления в соответствии с настоящим изобретением является способом регулирования скорости движения гибридного вертолета. Гибридный вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, который содержит, по меньшей мере, один несущий винт для создания подъемной силы и даже дополнительно движения и, по меньшей мере, один движительный воздушный винт, оборудованный совокупностью лопастей с изменяемым шагом. Число движительных воздушных винтов гибридного вертолета может быть любым, но способ управления согласно изобретению адаптирован, в частности, для гибридного вертолета, содержащего несколько движительных воздушных винтов и, в частности, пару движительных воздушных винтов, распределенных по бокам с двух сторон гибридного вертолета. Несущий винт и движительный воздушный винт или движительные воздушные винты приводятся во вращение независимо друг от друга, по меньшей мере, одним двигательным устройством, которым оборудован гибридный вертолет. Предпочтительно двигательное устройство является общим для приведения в движение несущего винта и движительного воздушного винта или движительных воздушных винтов, но в первую очередь двигательное устройство приводит во вращение несущий винт. Остальная часть мощности, обеспечиваемой двигательным устройством, - это мощность, имеющаяся для независимого приведения во вращение движительного воздушного винта или движительных воздушных винтов.

Способ регулирования в соответствии с изобретением использует средства управления, которые вырабатывают команды управления, касающиеся заданного значения изменения среднего шага лопастей, по меньшей мере, одного движительного воздушного винта или каждого из движительных воздушных винтов в случае применения способа для гибридного вертолета, оснащенного несколькими движительными воздушными винтами. На основании заданного значения изменения шага средства управления генерируют команды управления, приводящие к изменению среднего шага лопастей движительного воздушного винта или движительных воздушных винтов.

Заданные значения изменения шага регулируют скорость движения гибридного вертолета в зависимости от команды пилотирования, которую подает пилот гибридного вертолета при помощи ручного органа управления. Такой ручной орган является органом управления, на который действует пилот гибридного вертолета, что позволяет ему задавать изменение тяги, обеспечиваемой движительным воздушным винтом и даже, в случае необходимости, обеспечиваемой одним и/или другим из движительных воздушных винтов, которыми оборудован гибридный вертолет. Ручной орган управления передает команду пилотирования, которая поступает на средства управления, с целью генерирования соответствующих команд управления. Средства управления выполнены также с возможностью выработки заданного значения изменения шага в зависимости от мощности, потребляемой движительным воздушным винтом или, в случае необходимости, каждым из движительных воздушных винтов, которыми оборудован гибридный вертолет.

Способ регулирования в соответствии с изобретением включает в себя различные процессы пилотирования, в том числе пилотируемый процесс и корректирующий процесс. В рамках пилотируемого процесса средства управления вырабатывают команды управления, соответствующие заданному значению шага, на основании команд пилотирования для изменения шага упомянутых лопастей, которые генерирует ручной орган управления. В рамках корректирующего процесса средства управления вырабатывают команды управления, соответствующие заданному значению шага, на основании скорректированных команд пилотирования для изменения шага упомянутых лопастей, которые формируются на основании команды пилотирования, скорректированной средствами управления, по меньшей мере, по одному ограничительному параметру регулирования. Ограничительный параметр регулирования является заранее определенным параметром, который касается известного свойства прочности гибридного вертолета относительно его общей работы и/или работы различных входящих в его состав агрегатов.

Согласно настоящему изобретению различные процессы пилотирования следует рассматривать в связи с применением различных режимов работы приборов управления движительным воздушным винтом. Такие режимы работы и приборы управления используют средства управления для генерирования команд управления и относятся к режимам и приборам, связанным со способом управления для винтокрылого летательного аппарата, являющегося объектом документа FR2946315. В частности, пилотируемый процесс активируют в так называемом прямом режиме, а корректирующий процесс, в случае необходимости, активируется средствами управления в так называемом прямом режиме и в так называемом регулируемом режиме с целью защиты гибридного вертолета.

Согласно настоящему изобретению способ регулирования в основном отличается тем, что команды пилотирования касаются заданного значения воздушной скорости. Рассматриваемая воздушная скорость может быть как истинной воздушной скоростью, так и индикаторной воздушной скоростью. Истинная воздушная скорость соответствует обычно скорости вертолета относительно воздуха с учетом плотности воздуха, окружающего вертолет, по отношению к плотности воздуха на уровне моря. Индикаторная воздушная скорость соответствует скорости вертолета, которую измеряет бортовой измерительный прибор и которую корректируют с учетом влияния сжимаемости в стандартных атмосферных условиях на уровне моря.

Исходя из таких заданных значений воздушной скорости корректирующий процесс применяют, по меньшей мере, согласно первому режиму коррекции. В соответствии с таким первым режимом коррекции скорректированные команды пилотирования получают на основании команд пилотирования, которые корректируют согласно первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости, вытекающему из команды пилотирования.

В частности, упомянутый первый закон основан на следующем правиле с учетом задаваемого значения воздушной скорости, генерируемого ручным органом управления:

βprop=kp2(P-P*)+ki2∫(P-P*)·dt.

Согласно этому первому закону βprop соответствует среднему шагу лопастей каждого движительного воздушного винта, Р соответствует потребляемой мощности, Р* соответствует заданной потребляемой мощности, и kp2 и ki2 соответствуют постоянным параметрам регулирования, предварительно определенным путем моделирования.

Предпочтительно предложенный способ учитывает различные режимы коррекции в зависимости от мощности, потребляемой движительным воздушным винтом. Условия применения корректирующего процесса диверсифицированы на основании определения мощности, потребляемой движительным воздушным винтом, которую селективно рассматривают как низкую потребляемую мощность и как высокую потребляемую мощность.

Понятия низкой мощности и высокой мощности следует рассматривать в относительных значениях, при этом низкая мощность имеет значение, меньшее значения высокой мощности. В частности, понятия низкой мощности и высокой мощности следует оценивать относительно скоростей движения винтокрылого летательного аппарата и, в частности, относительно состояний полета винтокрылого летательного аппарата, для которых соответственно определяют потребности в мощности гибридного вертолета.

В этом контексте такие потребности могут меняться и зависеть от собственной конструкции винтокрылого летательного аппарата и, в случае необходимости, от общей массы винтокрылого летательного аппарата, включая возможную нагрузку, и, в частности, от собственных способностей винтокрылого летательного аппарата развивать и потреблять мощность в зависимости от потребностей винтокрылого летательного аппарата для данной ситуации полета и, в частности, по отношению к упомянутым состояниям полета винтокрылого летательного аппарата и переходным фазам между такими состояниями полета.

В частности, следует рассматривать различные общепринятые состояния полета винтокрылого летательного аппарата, такие как состояния висения и/или полета на низких скоростях, состояние крейсерского полета и даже состояние переходного полета между упомянутыми состояниями висения и/или на низких скоростях и упомянутым состоянием крейсерского полета. В состоянии висения скорость движения винтокрылого летательного аппарата может не превышать 40 узлов и даже не превышать 20 узлов. В состоянии полета на низких скоростях скорость движения винтокрылого летательного аппарата можно оценивать как не превышающую 120 узлов и даже не превышающую 150 узлов. В состоянии висения и/или на низких скоростях рассматривают низкие потребляемые мощности. В состоянии переходного полета или в состоянии крейсерского полета при скоростях винтокрылого летательного аппарата, которые могут превышать 120 узлов и даже 150 узлов, следует учитывать высокие потребляемые мощности.

Чтобы проиллюстрировать различие между понятиями низких мощностей и высоких мощностей, путем испытаний для винтокрылого летательного аппарата данной конструкции был установлен порог разделения между понятием низкой мощности и понятием высокой мощности. Такой порог разделения был определен в рамках этих испытаний как составляющий между 15% и 25% располагаемой мощности двигательного устройства для приведения в движение движительного воздушного винта или, в случае необходимости, различных движительных воздушных винтов, которыми оборудован гибридный вертолет. Этот результат испытаний приведен в данном случае в качестве примера.

В частности, первый режим коррекции применяют при высокой потребляемой мощности. При низкой потребляемой мощности применяют корректирующий процесс на основании упомянутых заданных значений воздушной скорости, по меньшей мере, согласно второму режиму коррекции, в котором скорректированные команды пилотирования получают из команд пилотирования, корректируемых согласно второму закону, которое напрямую учитывает упомянутое заданное значение воздушной скорости, вытекающее из команды пилотирования.

В частности, упомянутый второй закон основан на следующем отношении на основании заданного значения воздушной скорости, генерируемого ручным органом управления:

βprop=kp1(TAS-TAS*)+ki1∫(TAS-TAS*)·dt.

Согласно этому второму закону βprop соответствует среднему шагу лопастей каждого движительного воздушного винта, TAS соответствует воздушной скорости, TAS* соответствует заданному значению воздушной скорости, и kp1 и ki1 соответствуют постоянным параметрам регулирования, предварительно определенным путем моделирования.

При высокой потребляемой мощности средства управления генерируют скорректированные команды пилотирования на основании команд пилотирования, корректируемых по первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность. Заданная потребляемая мощность является теоретической потребляемой мощностью, которая соответствует упомянутому заданному значению воздушной скорости, вытекающему из команды пилотирования, и, в частности, безразлично в упомянутом прямом режиме или в упомянутом регулируемом режиме работы средств управления.

При низкой потребляемой мощности средства управления генерируют скорректированные команды пилотирования на основании команд пилотирования, корректируемых по второму закону, учитывающему заданное значение воздушной скорости, вытекающее из команды пилотирования. Средства управления напрямую используют заданное значение воздушной скорости, чтобы, в случае необходимости, скорректировать команды пилотирования согласно корректирующему процессу и выдать соответствующие команды управления.

Ручной орган управления, используемый пилотом для регулирования скорости движения гибридного вертолета, является средством генерирования заданного значения воздушной скорости. Средства управления используют это заданное значение воздушной скорости для генерирования скорректированных команд управления, которые приводят к изменению среднего шага лопастей, с учетом безопасности работы гибридного вертолета.

Условия применения заданного значения воздушной скорости средствами управления для коррекции команд пилотирования в рамках корректирующего процесса различают в зависимости от мощности, потребляемой движительным воздушным винтом, которую постоянно контролируют соответствующие средства, которыми оборудован гибридный вертолет. При низкой потребляемой мощности коррекция команды пилотирования представляет собой поправку, применяемую в зависимости от заданного значения воздушной скорости, на которой основана команда пилотирования. При высокой потребляемой мощности средства управления преобразуют заданное значение воздушной скорости, на котором основана команда пилотирования, в соответствующую заданную потребляемую мощность. На основании упомянутого преобразования средства управления генерируют скорректированные команды пилотирования, на основании которых вырабатывают команды управления, относящиеся к изменению шага лопастей. При высокой потребляемой мощности коррекция команды пилотирования в скорректированную команду пилотирования представляет собой поправку, применяемую к потребляемой мощности, соответствующей заданному значению воздушной скорости, на котором основана команда пилотирования. Эту поправку вырабатывают средства управления при высокой потребляемой мощности для генерирования команд управления, приводящих к изменению шага лопастей движительного воздушного винта.

Такое разграничение применения заданного значения воздушной скорости в зависимости от контролируемой потребляемой мощности обеспечивает достаточную эргономию и удобство пилотирования для пилота. Команда пилотирования, применяемая согласно корректирующему процессу, постоянно основана на заданном значении воздушной скорости. Защита работы гибридного вертолета оказывается оптимальной, поскольку применение средствами управления заданного значения воздушной скорости в рамках корректирующего процесса адаптируется в зависимости от значения потребляемой мощности, которое постоянно контролируется. Значение изменения шага лопастей, вырабатываемое средствами управления, основано при низкой потребляемой мощности непосредственно на заданном значении воздушной скорости, получаемом из команды пилотирования, а при высокой потребляемой мощности - на теоретической потребляемой мощности, соответствующей заданному значению воздушной скорости, вытекающему из команды пилотирования.

В случае, когда заданная потребляемая мощность, которую выводят на основании заданного значения воздушной скорости, генерируемого ручным органом управления, стремится достичь и/или превысить заранее определенное значение максимально допустимой мощности, средства управления ограничивают заданную потребляемую мощность для выработки команды управления, касающейся заданного значения изменения шага лопастей. Максимальную допустимую мощность определяют заранее, исходя из свойств прочности гибридного вертолета и, в частности, в зависимости от прочности двигательного устройства и/или кинематической цепи, соединяющей его с движительным воздушным винтом. При любом значении заданной потребляемой мощности, определяемом исходя из заданного значения воздушной скорости генерируемого ручным органом управления, заданную потребляемую мощность понижают за пределы порога максимально допустимой мощности, чтобы не допустить повреждение гибридного вертолета в результате неадекватной полетной команды, исходящей от пилота.

Ни один из режимов работы, связанных с поддержанием скорости гибридного вертолета и применяемых средствами управления, не в состоянии привести изменение шага лопастей движительного воздушного винта к значению за пределами порога, определяемого максимальной допустимой мощностью относительно свойств прочности гибридного вертолета.

Согласно различным вариантам ручной орган управления выполнен с возможностью установки на ручке управления или на пульте управления винтокрылого летательного аппарата.

Согласно варианту ручной орган управления встроен в ручку управления циклическим шагом лопастей вращающейся несущей поверхности, входящей в состав несущего винта гибридного вертолета. Такой орган управления предпочтительно обладает многосторонней подвижностью и может быть выполнен в виде конусной кнопки, ползунка или в виде любого другого аналогичного органа управления.

Согласно предпочтительному примеру выполнения ручной орган управления является известным органом, называемым специалистами “beep trim” и выполненным в виде конусной кнопки или в виде любого другого аналогичного ручного органа управления. Предпочтительно “beep trim” является ручным органом управления, который можно встроить в ручку управления изменением циклического шага вращающейся несущей поверхности, входящей в состав несущего винта гибридного вертолета.

Согласно другому варианту ручной орган управления установлен на пульте, которым оборудована приборная доска гибридного вертолета. Такой орган управления выполнен, например, в виде вращающейся кнопки или в виде аналогичного вращающегося органа управления.

Следует учитывать коэффициент лобового сопротивления планера гибридного вертолета, который можно дополнительно корректировать с учетом тяги, создаваемой несущим винтом. Такая тяга может быть положительной в случае движительного несущего винта или отрицательной в случае автожира, в котором функция несущего винта сведена к созданию подъемной силы.

Предпочтительно заданную потребляемую мощность корректируют по статической погрешности, учитывая коэффициент лобового сопротивления планера гибридного вертолета и считая нейтральной возможную тягу, создаваемую несущим винтом. В случае необходимости можно модулировать значение максимальной допустимой мощности в зависимости от дополнительных параметров, учитывая, например, тягу, которую может создавать несущий винт.

В частности, заданную потребляемую мощность, соответствующую команде управления, основанной на заданном значении воздушной скорости, предварительно определяют по третьему закону. Согласно этому третьему закону теоретическую потребляемую мощность определяют и корректируют по статической погрешности при помощи правила, учитывающего, по меньшей мере, коэффициент лобового сопротивления планера гибридного вертолета.

В частности, третий закон основан на следующем отношении:

P*=½ρTAS*3CxS/η+kp'(TAS-TAS*)+ki'∫(TAS-TAS*)·dt,

в котором:

*) ρ является плотностью воздуха,

*) CxS является коэффициентом лобового сопротивления планера гибридного вертолета, который, в случае необходимости, предпочтительно корректируют с учетом тяги, создаваемой несущим винтом, например, в виде заранее определенной поправки, и

*) η является КПД движительного воздушного винта.

Оценку потребляемой мощности производят непрерывно независимо от режима работы средств управления и, следовательно, независимо от применяемого процесса. Например, потребляемую мощность определяют при помощи средств измерения, установленных на движительном воздушном винте, и/или при помощи оценочного вычислительного устройства. Такое оценочное вычислительное устройство выполнено с возможностью независимого учета - на основании упомянутых команд управления, связанных с упомянутым значением воздушной скорости, - данных, соответственно связанных с шагом лопастей движительного воздушного винта, с воздушной скоростью, со скоростью вращения движительного воздушного винта и/или плотностью воздуха.

Способ в соответствии с изобретением применяют, в частности, в рамках процедуры управления полетом, содержащей различные упомянутые режимы работы движительного воздушного винта, и, в частности, процедуры управления изменением среднего шага его лопастей. Такая процедура управления полетом соответствует, в частности, процедуре управления полетом, являющейся объектом документа FR2946315.

В частности, заданное значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта селективно генерируют в рамках пилотируемого процесса или корректирующего процесса в соответствии со следующими различными режимами работы:

*) Прямой режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, получают напрямую из команды пилотирования, генерируемой ручным органом управления. Пилотируемый процесс и корректирующий процесс активируют селективно в прямом режиме в соответствии с потребностями, в частности, в зависимости от активации или отсутствия активации упомянутого защищенного режима.

*) Форсированный режим, применяемый в случае авторотации несущего винта, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, приводят к значению шага, вычисленному средствами управления. Форсированный режим активируют по команде пилотирования, связанной с заданным значением форсированного режима, которое генерирует пилот при помощи ручного органа управления.

*) Регулируемый режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, определяют на основании регулирования потребляемой мощности в соответствии с заданным значением изменения тяги, которое генерируют средства управления. В случае необходимости, в зависимости от потребностей можно активировать корректирующий процесс, в частности в зависимости от активации или отсутствия активации упомянутого защищенного режима, предназначенного для защиты гибридного вертолета.

*) Защищенный режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, получают в результате применения одного из: прямого режима и регулируемого режима. В защищенном режиме средства управления корректируют команду управления значением среднего шага лопастей движительного воздушного винта в соответствии с корректирующим процессом с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, который связан со свойством прочности гибридного вертолета.

При каждом из различных режимов работы, кроме форсированного режима, команда пилотирования относится к заданному значению воздушной скорости. Эту команду пилотирования:

*) либо напрямую используют средствами управления в прямом режиме для генерирования команд управления,

*) либо при низкой потребляемой мощности непосредственно корректируют средствами управления для генерирования команд управления с учетом свойств прочности гибридного вертолета,

*) либо при высокой потребляемой мощности преобразуют средствами управления в теоретическую заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости. Средства управления вычисляют и используют заданную потребляемую мощность для генерирования команд управления с учетом свойств прочности гибридного вертолета.

Независимо от применяемого режима работы приборов управления и от генерируемого заданного значения воздушной скорости заданная потребляемая мощность не может превышать максимальную допустимую мощность.

Способ управления в соответствии с изобретением применяют, в частности, в рамках защищенного режима. Этапы и средства, описанные в документе FR2946315, связанные с применением различных рабочих режимов процедуры управления полетом, применяются в рамках способа управления в соответствии с настоящим изобретением. При этом улучшаются эргономия и удобство пилотирования и одновременно соблюдаются условия безопасности в отношении прочности гибридного вертолета.

Согласно предпочтительному варианту применения способа в соответствии с настоящим изобретением эргономия приборов управления движительным воздушным винтом гибридного вертолета улучшена за счет использования средств индикации, связанных со средствами управления.

В частности, заданная потребляемая мощность является образующей сигнал активации органа постепенной визуальной индикации. Такой орган индикации показывает пилоту гибридного вертолета заданную потребляемую мощность, которую вычисляют средства управления и которая соответствует команде пилотирования, вытекающей из манипулирования ручного органа управления.

Такой орган индикации заданной потребляемой мощности связан с аналогичным индикаторным устройством заданного значения воздушной скорости, генерируемого на основе манипуляции ручного органа управления. Пилот располагает визуальной индикацией заданной потребляемой мощности, которую он задает на основании заданного значения воздушной скорости, которое он генерирует посредством манипуляции ручного органа управления, параллельно с визуальной индикацией этого заданного значения воздушной скорости.

По меньшей мере, один орган индикации потребляемой мощности и даже индикаторное устройство воздушной скорости можно встроить в ручной орган управления, например, выполненный в виде конусной кнопки или “beep trim”.

Согласно другому варианту выполнения, по меньшей мере, один орган индикации потребляемой мощности и даже индикаторное устройство воздушной скорости можно выполнить в виде конструктивно независимого органа отображения, в частности, в случае, когда ручной орган управления выполнен в виде “beep trim”.

Предпочтительно орган индикации заданной потребляемой мощности и/или аналогичное индикаторное устройство заданного значения воздушной скорости выполнены, каждый, в виде указателя, имеющего визуальную шкалу изменения значения, при этом предпочтительно указатель имеет зеленый цвет, если включен режим выдерживания воздушной скорости.

1. Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета, содержащего, по меньшей мере, один несущий винт для создания подъемной силы и, по меньшей мере, один движительный воздушный винт, снабженный совокупностью лопастей с изменяемым шагом, при этом несущий винт и движительный воздушный винт приводят во вращение, по меньшей мере, одним двигательным устройством, которым оборудован гибридный вертолет,
*) при этом упомянутый способ регулирования использует средства управления для выработки команд управления, касающихся, по меньшей мере, одного заданного значения среднего шага лопастей движительного воздушного винта, в зависимости от команды пилотирования, генерируемой оператором при помощи, по меньшей мере, одного ручного органа управления, и в зависимости от мощности, потребляемой движительным воздушным винтом,
*) при этом упомянутый способ регулирования содержит различные процессы пилотирования, в том числе:
-) пилотируемый процесс, в котором команды управления изменением шага упомянутых лопастей генерируют ручным органом управления, и
-) корректирующий процесс, в котором скорректированные команды пилотирования для изменения шага упомянутых лопастей генерируют на основании команды пилотирования, которую корректируют с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, связанного со свойствами прочности гибридного вертолета,
отличающийся тем, что
-) команды пилотирования касаются заданного значения воздушной скорости, и
-) корректирующий процесс применяют на основании упомянутых заданных значений воздушной скорости согласно, по меньшей мере, первому режиму коррекции, в котором скорректированные команды пилотирования получают на основании команд пилотирования, которые корректируют согласно первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости, вытекающему из команды пилотирования.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что упомянутый первый закон основан на следующем правиле:
βprop=kp2(P-P*)+ki2∫(P-P*)·dt,
в каковом законе βprop соответствует среднему шагу лопастей каждого движительного воздушного винта, P соответствует потребляемой мощности, P* соответствует заданной потребляемой мощности, и kp2 и ki2 соответствуют постоянным параметрам регулирования, предварительно определенным путем моделирования.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что:
-) первый режим коррекции применяют при высокой потребляемой мощности, и
-) при низкой потребляемой мощности применяют корректирующий процесс на основании упомянутых заданных значений воздушной скорости согласно, по меньшей мере, второму режиму коррекции, в котором скорректированные команды пилотирования получают из команд пилотирования, корректируемых согласно второму закону, учитывая упомянутое заданное значение воздушной скорости, получаемое из команды пилотирования.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что упомянутый второй закон основан на следующем правиле:
βprop=kp1(TAS-TAS*)+ki1∫(TAS-TAS*)·dt,
в каковом втором законе βprop соответствует среднему шагу лопастей каждого движительного воздушного винта, TAS соответствует воздушной скорости, TAS* соответствует заданному значению воздушной скорости, kp1 и ki1 соответствуют постоянным параметрам регулирования, предварительно определенным путем моделирования.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что заданную потребляемую мощность предварительно определяют по третьему закону, в котором теоретическую потребляемую мощность определяют и корректируют по статической погрешности при помощи правила, учитывающего коэффициент лобового сопротивления планера гибридного вертолета.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что коэффициент лобового сопротивления планера гибридного вертолета корректируют с учетом тяги, создаваемой несущим винтом.

7. Способ по п.5, отличающийся тем, что третий закон основан на следующем правиле:
P*=SρTAS*3CxS/η+kp(TAS-TAS*)+ki∫(TAS-TAS*)·dt,
в каковом правиле ρ является плотностью воздуха, CxS является коэффициентом лобового сопротивления планера гибридного вертолета, и η является КПД каждого движительного воздушного винта.

8. Способ по п.1, отличающейся тем, что потребляемую мощность определяют при помощи средств измерения, установленных на движительном воздушном винте.

9. Способ по п.1, отличающийся тем, что потребляемую мощность определяют при помощи оценочного вычислительного устройства на основании упомянутых команд пилотирования, связанных с упомянутым заданным значением воздушной скорости, в зависимости от данных, связанных, соответственно, безразлично с шагом лопастей движительного воздушного винта, с воздушной скоростью, со скоростью вращения движительного воздушного винта и плотностью воздуха.

10. Способ по п.1, отличающийся тем, что заданное значение среднего шага лопастей движительного воздушного винта селективно генерируют в рамках пилотируемого процесса или корректирующего процесса в соответствии со следующими различными режимами работы:
*) прямой режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, получают напрямую из команды пилотирования, генерируемой ручным органом управления,
*) форсированный режим, применяемый в случае авторотации несущего винта, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, приводят к значению шага, вычисленному средствами управления на основании команды пилотирования, связанной с заданным значением форсированного режима, которое генерирует пилот при помощи ручного органа управления,
*) регулируемый режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, определяют на основании регулирования потребляемой мощности в соответствии с заданным значением изменения тяги, которое генерируют средства управления,
*) защищенный режим, при котором команду управления, касающуюся значения задаваемого среднего шага лопастей движительного воздушного винта, получают в результате применения одного из: прямого режима и регулируемого режима, при этом средства управления корректируют ее в соответствии с корректирующим процессом с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, который связан со свойствами прочности гибридного вертолета.

11. Способ по п.10, отличающийся тем, что при каждом из различных режимов работы, кроме форсированного режима, команда пилотирования относится к заданному значению воздушной скорости, при этом упомянутую команду пилотирования:
*) либо напрямую используют средствами управления в прямом режиме для генерирования команд управления,
*) либо при низкой потребляемой мощности непосредственно корректируют средствами управления для генерирования команд управления с учетом свойств прочности гибридного вертолета,
*) либо при высокой потребляемой мощности преобразуют средствами управления в соответствующую теоретическую заданную потребляемую мощность, которую используют средствами управления для генерирования команд управления с учетом свойств прочности гибридного вертолета.

12. Способ по п.1, отличающийся тем, что заданная потребляемая мощность является образующей сигнал активации органа постепенной визуальной индикации, который показывает заданную потребляемую мощность, соответствующую команде пилотирования, вытекающей из манипуляции ручного органа управления.

13. Способ по п.12, отличающийся тем, что орган индикации заданной потребляемой мощности связан с индикаторным устройством заданного значения воздушной скорости, генерируемого посредством манипуляции ручного органа управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству для электронно-цифровой системы управления двигателем (FADEC) летательного аппарата (ЛА), содержащему, по меньшей мере, один компонент (300) авионики, один интерфейс двигателя (310) и, по меньшей мере, один регулятор двигателя (315), размещенный внутри или вблизи двигателя (320) ЛА.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов.

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. .

Изобретение относится к способу управления силовыми установками. .

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. .

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .

Изобретение относится к машиностроению, а именно к силовым установкам летательных аппаратов на динамической воздушной подушке. .

Изобретение относится к самолетостроению, к устройствам для управления силовой установки, а именно двигателем многофункционального тактического самолета, применяемого для введения боевых действий.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления тягой двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), двигательную установку (10), вращающуюся несущую поверхность (15), снабженную, по меньшей мере, одним несущим винтом (16), крыло (20), содержащее два полукрыла (21, 22), простирающиеся с одной и другой стороны фюзеляжа (2), два тяговых воздушных винта (30), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа и размещенные каждый на полукрыле (21, 22).

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Многовинтовой тяжелый конвертовинтокрыл выполнен в виде высокорасположенного моноплана, имеющего на консолях крыла винты в поворотных кольцевых каналах, фюзеляж с шарнирно установленными двумя силовыми балками ромбовидной в плане качалки, имеющей возможность отклонения ее балок в продольной плоскости и снабженной на противоположных ее вершинах несущими винтами на пилонах.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных вертолетов. Скоростной турбоэлектрический вертолет содержит трехвинтовую ярусную схему с двумя винтами в кольцевых каналах на поворотных консолях крыла и над ними на пилоне несущий винт, газотурбинные двигатели, передающие крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущий и тянущие винты в кольцевых каналах, газовые струйные рули путевого и продольного управления.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гибридных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), вращающуюся несущую поверхность (10), оснащенную двумя несущими винтами (12) противоположного вращения, расположенными тандемом над упомянутым фюзеляжем (2), по меньшей мере, один движитель (20) и моторную группу (30).

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3').

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с хвостовой балкой и килем, две консоли крыла и два несущих винта, расположенных на консолях крыла и установленных с перекрытием, при этом несущие винты выполнены жесткими.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции вертолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с крылом и хвостовой балкой, несущий и рулевой винты с силовой установкой и два дополнительных воздушных винта, установленных на консолях крыла и снабженных каждый своим двигателем. Каждый дополнительный воздушный винт со своим электрическим двигателем установлен в кольцевом корпусе, расположенном в сквозном отверстии в консоли крыла, и установлен с возможностью поворота для установки оси воздушного винта вертикально или «по полету», в соответствии с выбранным режимом полета. При этом консоли крыла выполнены с поворотными концевыми частями, установленными с возможностью опускания и подъема в исходное положение. Привод поворота каждого дополнительного воздушного винта и поворота концевой части консоли крыла включает установленные в полости консоли электрический двигатель, редуктор, выходной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, промежуточный редуктор, входной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, а выходной вал, через муфту сцепления-расцепления, связан с механизмом поворота концевой части консоли крыла. Достигается упрощение управления скоростным винтокрылом при переходе из режима взлет-висение-посадка в режим скоростного горизонтального полета и обратно. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх