СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОБНАРУЖЕНИЯ ПОПЕРЕЧНОЙ АСИММЕТРИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2010 года по МПК B64D43/00 G01C23/00 

Настоящее изобретение относится к способу и устройству для обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата, в частности транспортного самолета.

Такая поперечная асимметрия возникает, когда обычные поверхности управления по крену летательного аппарата располагаются близко к своим концевым упорам, без управления ими пилотом летательного аппарата.

Согласно изобретению упомянутый способ обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата примечателен тем, что:

a) определяют текущее значение параметра управления, который является показательным для всех поверхностей управления по крену летательного аппарата;

b) сравнивают это текущее значение упомянутого параметра управления с предварительно заданным опорным значением, например 16°;

c) определяют текущий угол отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, которая способна приводиться в действие пилотом летательного аппарата для управления упомянутыми поверхностями управления по крену;

d) сравнивают этот текущий угол отклонения с предварительно заданным значением угла, например 10°; и

e) если оба и упомянутое текущее значение упомянутого параметра управления больше чем упомянутое опорное значение, и упомянутый текущий угол отклонения больше чем упомянутое значение угла, выводят визуальный сигнал тревоги на, по меньшей мере, один экран отображения в кабине летательного аппарата, который сигнализирует об обнаружении поперечной асимметрии летательного аппарата.

На этапе e) упомянутый визуальный сигнал тревоги, преимущественно, может соответствовать:

- представлению характерного знака (иллюстрирующего цель бокового скольжения, которую пилот должен достичь воздействием на ножное управление и на боковую руку управления летательного аппарата) на основном пилотажном экране, например типа PFD (основного пилотажного дисплея), летательного аппарата;

- миганию характерных знаков, которые иллюстрируют закрылки летательного аппарата и которые отображаются на экране системы, например типа CDS (системы управления и отображения), летательного аппарата.

Однако также можно предусмотреть вывод невизуального сигнала тревоги, например звукового сигнала тревоги, на упомянутом этапе e), когда была обнаружена поперечная асимметрия.

В конкретном варианте осуществления перед сравнением, на этапе b), текущего значения упомянутого параметра управления с опорным значением упомянутое текущее значение фильтруется по времени. Это дает возможность обнаруживать устойчивую поперечную асимметрию и в то же время избежать вывода сигнала тревоги при переходных динамических маневрах, для которых могли бы соответствовать вышеупомянутые условия запуска тревоги.

Настоящее изобретение также относится к устройству для обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата, в частности транспортного самолета.

Согласно изобретению упомянутое устройство обнаружения примечательно тем, что оно содержит:

- первое средство для определения текущего значения параметра управления, который является показательным для всех поверхностей управления по крену летательного аппарата;

- второе средство для сравнения этого текущего значения упомянутого параметра управления с предварительно заданным опорным значением;

- третье средство для определения текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, которая способна приводиться в действие пилотом летательного аппарата для управления упомянутыми поверхностями управления по крену;

- четвертое средство для сравнения этого текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла; и

- пятое средство:

- которое содержит по меньшей мере один экран отображения, например, основной пилотажный экран или экран системы управления и отображения летательного аппарата, и, предпочтительно, логический элемент И; и

- которое может выводить визуальный сигнал тревоги на упомянутом экране отображения, чтобы сигнализировать об обнаружении поперечной асимметрии, когда упомянутое текущее значение упомянутого параметра управления больше чем упомянутое опорное значение и упомянутый текущий угол отклонения больше чем упомянутое значение угла.

Более того, в конкретном варианте осуществления упомянутое устройство обнаружения также содержит средство временной фильтрации, которое расположено между упомянутым первым и вторым средствами.

Изобретение поясняется чертежом, на котором приведена структурная схема устройства обнаружения согласно изобретению.

Устройство 1 согласно изобретению, схематично представленное на чертеже, предназначено для обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата, в частности транспортного самолета (не изображен). Известно, что такая поперечная асимметрия возникает, когда обычные поверхности управления по крену (не изображены) летательного аппарата располагаются близко к своим концевым упорам, без управления этим пилотом летательного аппарата.

Для этого упомянутое устройство 1 обнаружения содержит согласно изобретению:

- средство 2 для определения текущего значения внутреннего параметра управления от компьютера, который является показательным для всех поверхностей управления по крену летательного аппарата. Этот параметр отражает величину боковой ручки управления, которая была бы необходима в случае прямой связи пилот-поверхность управления. Что касается пилотируемого летательного аппарата по цели, поверхности управления могут поворачиваться, даже если пилот не воздействует на боковую ручку управления;

- средство 3 для сравнения этого текущего значения упомянутого параметра управления с сохраненным предварительно заданным опорным значением, например 16°;

- обычное средство 4, которое связано с боковой ручкой управления (не изображена) летательного аппарата, например типа мини-ручка, которое сформировано так, чтобы определять текущий угол отклонения упомянутой боковой ручки управления. Эта боковая ручка управления может управляться, обычным образом, пилотом летательного аппарата для управления упомянутыми поверхностями управления по крену;

- средство 5, которое соединено через линию 6 связи с упомянутым средством 4 и которое предназначено для сравнения текущего угла отклонения, принятого из упомянутого средства 4, с сохраненным предварительно заданным значением угла, например 10°; и

- средство 7, которое предназначено для обнаружения и для сигнализации поперечной асимметрии летательного аппарата, согласно сравнениям, реализованным упомянутыми средствами 3 и 5.

Согласно изобретению упомянутое средство 7 содержит логический элемент 8 И, который соединен через линии 9 и 10 связи соответственно с упомянутыми средствами 3 и 5. Этот логический элемент 8 И сформирован таким образом, чтобы выдавать сигнал обнаружения поперечной асимметрии, когда оба:

- текущее значение упомянутого параметра управления больше чем упомянутое опорное значение; и

- упомянутый текущий угол отклонения боковой ручки управления больше чем упомянутое значение угла.

Упомянутое средство 7 также содержит экраны 11 и 12 отображения, которые соединены через линию 13 связи с выходом упомянутого логического элемента 8 И и которые сформированы таким образом, чтобы выводить визуальный сигнал тревоги, когда обнаружена поперечная асимметрия.

В конкретном варианте осуществления упомянутое средство 7 также может включать в себя обычный элемент (не изображен), который будет выводить невизуальный сигнал тревоги и, в частности, звуковой сигнал тревоги, когда обнаружена поперечная асимметрия.

Более того, в предпочтительном варианте осуществления упомянутое устройство 1 обнаружения также содержит обычное средство 14 фильтрации, которое соединено через линии 15 и 16 связи соответственно с упомянутыми средствами 2 и 3 и которое сформировано таким образом, чтобы фильтровать по времени текущее значение параметра управления, определенное упомянутым средством 2, перед передачей его в упомянутое средство 3. Предпочтительно, временная фильтрация, применяемая этим средством 14 фильтрации, использует, в качестве порогового значения, 3 секунды, с тем чтобы удерживать только текущие значения, которые сохраняют одинаковое значение в течение по меньшей мере 3 секунд. Это дает возможность обнаруживать устойчивую поперечную асимметрию и вместе с тем избежать вывода сигнала тревоги при переходных динамических маневрах (меньших чем 3 секунды), для которых могли бы соответствовать вышеупомянутые условия запуска тревоги.

В конкретном варианте осуществления упомянутые средства 3, 5, 8 и 14 встроены в компьютер 17, например основной компьютер типа PRIM.

Более того, в предпочтительном варианте осуществления упомянутый экран 11 отображения является основным пилотажным экраном летательного аппарата, например типа PFD (основного пилотажного дисплея), а сигнал тревоги, выводимый, если обнаружена поперечная асимметрия, соответствует отображению на этом основном пилотажном экране 11 характерного знака, иллюстрирующего цель бокового скольжения, которую должен достичь пилот, воздействуя на ножное управление и боковую ручку управления летательного аппарата.

Более того, упомянутый экран 12 отображения может быть экраном системы летательного аппарата, например, типа CDS (системы управления и отображения). В этом случае, визуальный сигнал тревоги может соответствовать миганию характерных знаков, которые иллюстрируют закрылки летательного аппарата и которые отображаются на этом экране 12 отображения.

Устройство 1 согласно изобретению, в частности, дает следующие преимущества:

- оно дает возможность предупреждать, что летательный аппарат близок к своим пределам возможности управления по крену, когда пилот не обязательно осведомлен об этом; и

- оно дает возможность предупреждать о ситуации асимметрии (топливной асимметрии, нагрузки на поверхности и т.п.), которую не обнаружили бы системы.

Изобретение относится к системам тревожной сигнализации, применяемым на летательных аппаратах. Способ включает определение текущего значения параметра управления, сравнение текущего значения параметра управления с предварительно заданным опорным значением, определение текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, сравнение текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла. Если текущее значение параметра управления больше чем опорное значение и текущий угол отклонения больше чем значение угла, выводят визуальный сигнал тревоги. Устройство содержит первое средство для определения текущего значения параметра управления, второе средство для сравнения текущего значения параметра управления с предварительно заданным опорным значением, третье средство для определения текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, четвертое средство для сравнения текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла, пятое средство, которое содержит экран отображения. Летательный аппарат содержит упомянутое устройство. Технический результат заключается в предупреждении пилота о ситуации, когда летательный аппарат близок к своим пределам возможности управления по крену. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата, в котором:
a) определяют текущее значение параметра управления, который является показательным для всех поверхностей управления по крену летательного аппарата,
b) сравнивают это текущее значение упомянутого параметра управления с предварительно заданным опорным значением,
c) определяют текущий угол отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, которая способна приводиться в действие пилотом летательного аппарата для управления упомянутыми поверхностями управления по крену,
d) сравнивают этот текущий угол отклонения с предварительно заданным значением угла, и
e) если оба и упомянутое текущее значение упомянутого параметра управления больше, чем упомянутое опорное значение, и упомянутый текущий угол отклонения больше, чем упомянутое значение угла, выводят визуальный сигнал тревоги на, по меньшей мере, один экран (11, 12) отображения в кабине летательного аппарата, который сигнализирует об обнаружении поперечной асимметрии летательного аппарата.

2. Способ по п.1, в котором перед сравнением на этапе b) текущего значения упомянутого параметра управления с опорным значением фильтруют упомянутое текущее значение по времени.

3. Способ по п.1, в котором упомянутое опорное значение равно 16°.

4. Способ по п.1, в котором упомянутое значение угла равно 10°.

5. Способ по п.1, в котором на этапе е) упомянутый визуальный сигнал тревоги соответствует представлению на основном пилотажном экране (11) летательного аппарата характерного знака, иллюстрирующего цель бокового скольжения, которую должен достичь пилот летательного аппарата.

6. Способ по п.1, в котором на этапе е) упомянутый визуальный сигнал тревоги соответствует миганию характерных знаков, которые иллюстрируют закрылки летательного аппарата, и которые отображаются на экране (12) системы управления и отображения летательного аппарата.

7. Способ по п.1, в котором на этапе е) также выводят невизуальный сигнал тревоги.

8. Устройство для обнаружения поперечной асимметрии летательного аппарата, при этом оно содержит первое средство (2) для определения текущего значения параметра управления, который является показательным для всех поверхностей управления по крену летательного аппарата, второе средство (3) для сравнения этого текущего значения упомянутого параметра управления с предварительно заданным опорным значением, третье средство (4) для определения текущего угла отклонения боковой ручки управления летательного аппарата, которая способна приводиться в действие пилотом летательного аппарата для управления упомянутыми поверхностями управления по крену, четвертое средство (5) для сравнения этого текущего угла отклонения с предварительно заданным значением угла, и пятое средство (7), которое содержит, по меньшей мере, один экран (11, 12) отображения, и которое может выводить визуальный сигнал тревоги на упомянутом экране (11, 12) отображения, чтобы сигнализировать об обнаружении поперечной асимметрии, когда оба, и упомянутое текущее значение упомянутого параметра управления больше, чем упомянутое опорное значение, и упомянутый текущий угол отклонения больше, чем упомянутое значение угла.

9. Устройство по п.8, при этом оно также содержит средство (14) временной фильтрации, которое расположено между упомянутыми первым и вторым средствами (2, 3).

10. Устройство по п.8, в котором упомянутый экран (11) отображения является основным пилотажным экраном летательного аппарата.

11. Устройство по п.8, в котором упомянутый экран (12) отображения является экраном системы управления и отображения летательного аппарата.

12. Устройство по п.8, в котором упомянутое пятое средство (7) содержит логический элемент (8) И.

13. Летательный аппарат, при этом он включает в себя устройство (1), такое как определено по п.8.