Система повышения устойчивости и управления летательным аппаратом, а также способ стабилизации и управления летательным аппаратом - RU2020112976A
Код документа: RU2020112976A
Формула
1. Система (20) повышения устойчивости и управления летательного аппарата (1), содержащая
первый элемент (19), способный перемещаться устройством (10, 11, 15) для входного воздействия пилота в первое положение, определяющее первое входное воздействие (xi);
второй элемент (22), способный перемещаться во второе положение, которое связано со вторым входным воздействием (xd); и
сумматор (21), выполненный с возможностью суммирования упомянутых первого и второго входных воздействий (xi, xd), и подачи выходного сигнала (xv), определяющего команду для управляемого элемента (9, 14) упомянутого летательного аппарата (1);
корпус (30);
первый и второй поршень (31, 32), которые могут перемещаться вместе как единое целое внутри упомянутого корпуса (30) и функционально соединены с упомянутым вторым элементом(22); и
средство (33) управления, выполненное с возможностью прилагать первое усилие к упомянутому первому поршню и второе усилие к упомянутому второму поршню (31, 32);
упомянутое второе усилие при использовании является независимым от упомянутого первого усилия;
упомянутое средство (33) управления дополнительно содержит:
первый клапан (42a), выполненный с возможностью прилагать упомянутое первое усилие к упомянутому первому поршню (31); и
по меньшей мере, второй клапан (42b), выполненный с возможностью прилагать упомянутое второе усилие к упомянутому второму поршню (32);
упомянутый корпус (30), ограничивающий первую камеру (35) и вторую камеру (36), внутри которых упомянутые первый и второй поршни (31, 32), соответственно, скользят с сохранением герметичности;
упомянутый первый клапан (42a), который имеет возможность избирательного управления для создания первой величины дифференциального давления в первых участках упомянутой первой камеры (35), воздействующего на соответствующие противоположные поверхности упомянутого первого поршня (31);
упомянутый второй клапан (42b), который имеет возможность избирательного управления для создания второй величины дифференциального давления во вторых участках упомянутой второй камеры (36), воздействующего на соответствующие противоположные поверхности упомянутого второго поршня (32);
упомянутая система (20) дополнительно содержит шток (34), скользящий внутри упомянутого корпуса (30), на котором закреплены упомянутые первый и второй поршни (31, 32) и который может перемещаться как единое целое с упомянутым вторым элементом (22);
отличающаяся тем, что содержит регулируемое ограничивающее устройство (60) для перемещения упомянутого второго элемента (22) между первым и вторым крайними положениями;
по меньшей мере одно крайнее положение из упомянутых первого и второго крайних положений может избирательно регулироваться;
упомянутое регулируемое ограничивающее устройство (60) содержит:
цилиндр (61) с внутренней резьбой, ось которого расположена перпендикулярно оси упомянутого штока (34) и через который проходит упомянутый шток (34), выполненный с возможностью люфта внутри разгруженного участка (63) упомянутого штока (34); и
резьбовую головку (62), навинченную на упомянутый цилиндр (61).
2. Система по п. 1 , отличающаяся тем, что упомянутое средство (33) управления предусматривает возможность электронного подключения к системе (55) управления полетом для получения команды, связанной с сигналом от упомянутого второго входного воздействия (xi) и запрограммировано на перемещение упомянутого второго элемента (22) на основе упомянутой команды.
3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что она содержит цифровую шину (54), выполненную с возможностью передавать упомянутую команду в упомянутое средство (33) управления.
4. Система по п. 2 или 3, отличающаяся тем, что упомянутое средство (33) управления содержит первый блок (51) управления, запрограммированный для управления упомянутым первым клапаном (42a), и второй блок (52) управления, запрограммированный для управления упомянутым вторым клапаном (42b).
5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что упомянутое средство (33) управления содержит третий резервный блок (53) управления.
6. Система по п. 5, отличающаяся тем, что упомянутое ограничивающее устройство (60) расположено на упомянутом корпусе (30).
7. Система по любому из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что содержит исполнительное устройство (26), выполненное с возможностью управлять положением упомянутого второго элемента (22) и задавать упомянутое второе входное воздействие (xd);
упомянутое исполнительное устройство (26), содержащее упомянутый корпус (30), упомянутые первый и второй поршни (31, 32) и упомянутое средство (33) управления.
8. Система по п. 7, в случае зависимости от любого из пунктов от5 до 7, отличающаяся тем, что упомянутое средство (33) управления содержит:
упомянутый первый клапан (42a) и упомянутый второй клапан (42b);
упомянутый первый блок (51) управления, который запрограммирован для управления упомянутым первым клапаном (42a), связанным с упомянутым первым поршнем (51);
упомянутый второй блок (52) управления, который запрограммирован для управления упомянутым вторым клапаном (42b), связанным с упомянутым вторым поршнем (52); и
упомянутый резервный блок (53) управления, который подлежит использованию в случае отказа одного из упомянутых первого блока (51) управления и второго блока (52) управления.
9. Система по п. 8, отличающаяся тем, что содержит:
третий и четвертый клапаны (41a, 41b), каждый из которых содержит пару из соответствующих первого и второго впусков (43, 44) и соответствующий выпуск (45);
первую линию (58), присоединенную с возможностью переноса текучей среды к внешнему контуру, содержащему рабочую жидкость под давлением, и к упомянутым соответствующим первому и второму впускам (43, 44);
вторую линию (59), присоединенную с возможностью переноса текучей среды ко второму внешнему контуру под давлением выпуска, и к упомянутым соответствующим первому и второму впускам (43, 44) упомянутых соответствующих третьего и четвертого клапанов (41a, 41b), и содержащую байпас (57), присоединенный с возможностью переноса текучей среды к дополнительному впуску (47) соответствующих первого и второго клапанов (42a, 42b).
10. Система по п. 9, отличающаяся тем, что и третий, и четвертый клапан (41a, 41b) являются избирательно перемещаемыми:
в соответствующее первое положение, в котором они присоединяются с возможностью переноса текучей среды к соответствующему упомянутому первому впуску (43) и упомянутому соответствующему выпуску (45), и обеспечивают сброс давления в упомянутом втором впуске (44); и
в соответствующее второе положение, в котором они обеспечивают сброс давления в соответствующем упомянутом первом впуске (43), и присоединение с возможностью переноса текучей среды к упомянутому соответствующему выпуску (45) и упомянутому второму впуску (44).
11. Система по п. 10, отличающаяся тем, что упомянутый первый блок (51) управления запрограммирован на управление упомянутым третьим клапаном (41a), связанным с упомянутым первым поршнем (31), и что упомянутый второй блок (52) управления запрограммирован на управление упомянутым четвертым клапаном (41b), связанным с упомянутым вторым поршнем (32).
12. Летательный аппарат, содержащий:
по меньшей мере, один орган (10, 11, 15) управления полетом, приводимый в действие пилотом;
по меньшей мере, один управляемый элемент (9, 14);
по меньшей мере, одно исполнительное устройство (12, 16), функционально соединенное с упомянутым управляемым элементом (9, 14) и упомянутым, по меньшей мере, одним органом (10, 11, 15) управления полетом;
систему (55) управления полетом; и
по меньшей мере, одну систему (20) повышения устойчивости и управления летательного аппарата согласно любому из предшествующих пунктов.
13. Летательный аппарат по п. 12, отличающийся тем, что упомянутое средство (33) управления предусматривает возможность электронного подключения к системе (55) управления полетом для получения команды, связанной с сигналом от упомянутого второго входного воздействия (xd) и запрограммировано на перемещение упомянутого второго элемента (22) на основе упомянутой команды.
14. Летательный аппарат по п. 13, в случае зависимости от любого из пунктов от3 до 13, отличающийся тем, что упомянутые первый, второй и резервный блоки (51, 52, 53) управления имеют электрические подключения к соответствующим цифровым шинам (54).
15. Летательный аппарат по п. 14, отличающийся тем, что упомянутая система (55) управления выполнена с возможностью задавать требуемую величину перемещения упомянутого штока (34), основанную на измеренных значениях определенных важных характеристик положения и высоты упомянутого летательного аппарата (1), и соответствующие желательные значения для упомянутых характеристик с целью стабилизации упомянутого летательного аппарата (1).
16. Летательный аппарат по любому из пп. 13-15, отличающийся тем, что упомянутые первый и второй блоки (51, 52) управления запрограммированы для:
задания уместных правил управления для упомянутых первого и второго клапанов (42a, 42b) и для упомянутых третьего и четвертого клапанов (42a, 42b); и
передачи сигнала обратной связи в упомянутую систему (55) управления полетом.
17. Способ стабилизации летательного аппарата (1) и управления им, содержащий этапы:
i) манипулирования органом (10, 11, 15) управления полетом для перемещения первого элемента (2) в первое положение, задающее первое входное воздействие (xi);
ii) перемещения второго элемента (22) во второе положение, связанное со вторым входным воздействием (xd); и
iii) сложения упомянутых первого и второго входного воздействия для формирования выходного воздействия (xv), определяющего команду для управляемого элемента (9, 14) упомянутого летательного аппарата (1);
iv) перемещения, при помощи средства (33) управления, первого и второго поршня (31, 32), функционально связанных с упомянутым вторым элементом(22) внутри корпуса (30);
v) приложения первого усилия к упомянутому первому поршню (31) и второго усилия к упомянутому второму поршню (32); при этом упомянутое второе усилие является независимым от упомянутого первого усилия;
vi) приложения упомянутого первого усилия к упомянутому первому поршню (31) при помощи первого клапана (42a); и
vii) приложения упомянутого второго усилия к упомянутому второму поршню (32) при помощи второго клапана (42b);
упомянутый корпус (30) ограничивает первую камеру (35) и вторую камеру (36), внутри которых упомянутые первый и второй поршни (31, 32), соответственно, скользят с сохранением герметичности;
упомянутый способ дополнительно содержит этапы:
viii) избирательного управления упомянутым первым клапаном (42a) для создания первой величины дифференциального давления в первых участках упомянутой первой камеры (35), воздействующего на соответствующие противоположные поверхности упомянутого первого поршня (31);
ix) избирательного управления упомянутым вторым клапаном (42b) для создания второй величины дифференциального давления во вторых участках упомянутой второй камеры (36), воздействующего на соответствующие противоположные стороны упомянутого второго поршня (32);
упомянутая система (20), дополнительно содержащая шток (34), скользящий внутри упомянутого корпуса (30), на котором закреплены упомянутые первый и второй поршни (31, 32) и который может перемещаться как единое целое с упомянутым вторым элементом (22);
упомянутый способ, дополнительно содержащий этапы:
x) ограничения перемещения упомянутого второго элемента (22) между первым и вторым крайними положениями;
отличающийся тем, что содержит дополнительные этапы:
xi) избирательного регулирования, по меньшей мере, одного из упомянутых первого и второго крайних положений;
упомянутое регулируемое ограничивающее устройство (60), содержащее:
цилиндр (61) с внутренней резьбой, ось которого расположена перпендикулярно оси упомянутого штока (34) и через который проходит упомянутый шток (34), выполненный с возможностью люфта внутри разгруженного участка (63) упомянутого штока (34); и
резьбовую головку (62), навинченную на упомянутый цилиндр (61).
18. Способ по п.17, отличающийся тем, что содержит этапы:
xii) электронного соединения упомянутого средства (33) управления с системой (55) управления полетом для получения команды, связанной с упомянутым вторым входным сигналом (xi); и
xiii) перемещения упомянутого второго элемента (22) на основе упомянутой команды.
элементом
19. Система (20) повышения устойчивости и управления летательного аппарата (1), содержащая:
первый элемент (19), способный перемещаться устройством (10, 11, 15) для входного воздействия пилота в первое положение, определяющее первое входное воздействие (xi);
второй элемент (22), способный перемещаться во второе положение, которое связано со вторым входным воздействием (xd); и
сумматор (21) выполненный с возможностью суммирования упомянутых первого и второго входных воздействий (xi, xd), и подачи выходного сигнала (xv), определяющего команду для управляемого элемента (9, 14) упомянутого летательного аппарата (1);
исполнительное устройство (26), выполненное с возможностью управлять положением упомянутого второго элемента (22) и задавать упомянутое второе входное воздействие (xd);
корпус (30);
первый и второй поршень (31, 32), которые могут перемещаться вместе как единое целое внутри упомянутого корпуса (30) и функционально соединены с упомянутым вторым элементом (22);
средство (33) управления, выполненное с возможностью прилагать первое усилие к упомянутому первому поршню и второе усилие к упомянутому второму поршню (31, 32);
первый клапан (42a), выполненный с возможностью прилагать упомянутое первое усилие к упомянутому первому поршню (31); и
по меньшей мере, второй клапан (42b) выполненный с возможностью прилагать упомянутое второе усилие к упомянутому второму поршню (32);
отличающийся тем, что упомянутое средство (33) управления содержит первый блок (51) управления, запрограммированный для управления упомянутым первым клапаном (42a) и второй блок (52) управления, запрограммированный для управления упомянутым вторым клапаном (42b);
упомянутое исполнительное устройство (26), содержащее упомянутый корпус (30), упомянутые первый и второй поршни (31, 32) и упомянутое средство (33) управления;
упомянутое средство (33) управления, содержащее:
упомянутый первый клапан (42a) и упомянутый второй клапан (42b);
упомянутый первый блок (51) управления, который запрограммирован для управления упомянутым первым клапаном (42a), связанным с упомянутым первым поршнем (51);
упомянутый второй блок (52) управления, который запрограммирован для управления упомянутым вторым клапаном (42b), связанным с упомянутым вторым поршнем (52); и
резервный блок (53) управления, подлежащий использованию в случае отказа одного из упомянутых первого блока (51) управления и второго блока (52) управления;
упомянутое средство (33) управления предусматривает возможность электронного подключения к системе (55) управления полетом для получения команды, связанной с сигналом от упомянутого второго входного воздействия (xi) и запрограммировано на перемещение упомянутого второго элемента (22) на основе упомянутой команды.
20. Система по п. 19, отличающаяся тем, что она содержит цифровую шину (54), предназначенную для передачи упомянутой команды в упомянутое средство (33) управления.
21. Система по п. 20, отличающаяся тем, что содержит:
третий и четвертый клапан (41a, 41b) каждый из которых содержит пару из соответствующих первого и второго впусков (43, 44) и соответствующий выпуск (45);
первую линию (58), присоединенную с возможностью переноса текучей среды к внешнему контуру, содержащему рабочую жидкость под давлением, и к упомянутым соответствующим первому и второму впускам (43, 44);
вторую линию (59) присоединенную с возможностью переноса текучей среды ко второму внешнему контуру под давлением выпуска, и к упомянутым соответствующим первому и второму впускам (43, 44) упомянутых соответствующих третьего и четвертого клапанов (41a, 41b), и содержащую байпас (57), присоединенный с возможностью переноса текучей среды к дополнительному впуску (47) соответствующих первого и второго клапанов (42a, 42b).
22. Система по п. 21, отличающаяся тем, что и третий, и четвертый клапан (41a, 41b) являются избирательно перемещаемыми:
в соответствующее первое положение, в котором они присоединяются с возможностью переноса текучей среды к соответствующему упомянутому первому впуску (43) и упомянутому соответствующему выпуску (45), и обеспечивают сброс давления в упомянутом втором впуске (44); и
в соответствующее второе положение, в котором они обеспечивают сброс давления в соответствующем упомянутом первом впуске (43), и присоединение с возможностью переноса текучей среды к упомянутому соответствующему выпуску (45) и упомянутому второму впуску (44).
23. Система по п. 22, отличающаяся тем, что упомянутый первый блок (51) управления запрограммирован на управление упомянутым третьим клапаном (41a), связанным с упомянутым первым поршнем (31), и что упомянутый второй блок (52) управления запрограммирован на управление упомянутым четвертым клапаном (41b), связанным с упомянутым вторым поршнем (32).
24. Летательный аппарат, содержащий:
по меньшей мере, один орган (10, 11, 15) управления полетом, приводимый в действие пилотом;
по меньшей мере, один управляемый элемент (9, 14);
по меньшей мере, одно исполнительное устройство (12, 16), функционально соединенное с упомянутым управляемым элементом (9, 14) и упомянутым, по меньшей мере, одним органом (10, 11, 15) управления полетом;
систему (55) управления полетом; и
по меньшей мере, одну систему (20) повышения устойчивости и управления летательного аппарата согласно любому из предшествующих пунктов.
25. Летательный аппарат по п. 24, отличающийся тем, что упомянутое средство (33) управления предусматривает возможность электронного подключения к системе (55) управления полетом для получения команды, связанной с сигналом от упомянутого второго входного воздействия (xd) и запрограммировано на перемещение упомянутого второго элемента (22) на основе упомянутой команды.
26. Летательный аппарат по п. 25, отличающийся тем, что упомянутые первый, второй и резервный блоки (51, 52, 53) управления имеют электрические подключения к соответствующим цифровым шинам (54) упомянутой системы (55) управления полетом.
27. Летательный аппарат по п. 26, отличающийся тем, что упомянутый корпус (30) ограничивает первую камеру (35) и вторую камеру (36), внутри которых упомянутые первый и второй поршни (31, 32), соответственно, скользят с сохранением герметичности;
упомянутый первый клапан (42a), который имеет возможность избирательного управления для создания первой величины дифференциального давления в первых участках упомянутой первой камеры (35), воздействующего на соответствующие противоположные поверхности упомянутого первого поршня (31);
упомянутый второй клапан (42b), который имеет возможность избирательного управления для создания второй величины дифференциального давления во вторых участках упомянутой второй камеры (36), воздействующего на соответствующие противоположные поверхности упомянутого второго поршня (32);
упомянутая система содержит шток (34) скользящий внутри упомянутого корпуса (30), на котором закреплены упомянутые первый и второй поршни (31, 32) и который может перемещаться как единое целое с упомянутым вторым элементом (22);
упомянутая система (55) управления полетом выполнена с возможностью задавать требуемую величину перемещения упомянутого штока (34), основанную на измеренных значениях определенных важных характеристик положения и высоты упомянутого летательного аппарата (1), и соответствующие желательные значения для упомянутых характеристик с целью стабилизации упомянутого летательного аппарата (1).
28. Летательный аппарат по любому из пп. 26 или 27, отличающийся тем, что упомянутые первый и второй блоки (51, 52) управления запрограммированы для:
задания уместных правил управления для упомянутых первого и второго клапанов (42a, 42b) и для упомянутых третьего и четвертого клапанов (42a, 42b); и
передачи сигнала обратной связи в упомянутую систему (55) управления полетом.
