NO145053B - Fremgangsmaate til styring av et helikopter, og apparat til utfoerelse av fremgangsmaaten - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører en fremgangsmåte

til styring av et helikopter med krengningsdreining for derved å frembringe en indikasjon på størrelsen på belastningen som induseres i helikopteret som en følge av den foretatte krengningsdreining.

Oppfinnelsen vedrører også et apparat til utførelse av fremgangsmåten, til styring av et helikopter med krengningsdreining for derved å frembringe en indikasjon på størrelsen på belastningen som induseres i helikopteret som følge av den foretatte krengningsdreining, hvor helikopteret omfatter en hovedrotor og tilhørende styresystem omfattende en langsgående syklisk stigningsvinkelkanal som reagerer på en pilots sykliske stigningsvinkelspake for å frembringe en inngangseffekt til hovedrotorstyresysternet, samt et stigningsvinkelgyroskop med en utgangseffekt som indikerer rotasjon av helikopterets stigningsakse.

Som kjent foretar et helikopter, som flyr med vanlig fremdriftshastighet (f.eks. i overkant av 50 knop), en dreining for å endre kursen ved å frembringe en krengning og utføre en tilsvarende kursendring med en hastighet som er en funksjon av flyhastigheten. Denne manøver svarer til at man trekker spaken tilbake med hensyn til de belastninger som frembringes i helikopteret, særlig belastningen av hovedrotorbladene. Dette skyldes den kraft som nødvendigvis må tilføres til helikopteret via bladene for å kunne foreta den nødvendige retnings-akselerasjon mot helikopterets masse og ved en manøver hvor spaken trekkes tilbake for også å overvinne tyngdekraftsakselera-sjonen. Ved en 60° krengning (noe som ikke er uvanlig) vil man normalt få fordoblet belastningen på hovedrotoren.

Som kjent har et helikopter et nøytralt punkt for manøv-rering (noe som kan betraktes som helikopterets dynamiske senter med hensyn til manøvreringer). Når helikopteret belastes på en slik måte at vektfordelingens geometriske tyngdepunkt (eller gravitasjonsenteret) ligger foran nøytralpunktet, er helikopteret forholdsvis stabilt å manøvrere. Men når gravitasjonsenteret ligger ved eller bakenfor nøytralpunktet er helikopteret forholdsvis ustabilt under visse manøvreringer såsom ved krengninger og stigninger. Det antas at dette skyldes at den ekstra vekt som befinner seg bakenfor nøytralpunktet har tendens til å dreie om nøytralpunktet når helikopteret under-kastes endringer i flygeretningen, dvs. mye av det samme som skjer med en bil med hekkmotor som har større tendens til å skli sideveis utad under dreining. Det kan betraktes en stig-ningsmanøver: idet nesepartiet trekkes oppad vil hastighetsvektoren for den ekstra vektbelastning bakenfor nøytralpunktet ikke lenger ligge på linje med nøytralpunktet, slik at vekten tenderer til å indusere en dreining av helikopterets haleparti nedad slik at en styrt løfting av nesepartiet forårsaker en ekstra vektindusert løfting av nesepartiet, som fortsetter inntil helikopteret igjen inntar rettlinjet flukt (dvs. inntil hastighetsvektoren for den bakenforliggende vekt på nytt løper gjennom nøytralpunktet). I tillegg kan denne uønskete stigningsgrad induseres av turbulenser og liknende. Etter som kreng-ningen er den samme (i helikopterets stigningsvinkelakse) som ved en stigning, opptrer den samme effekt. Et helikopter som har en ekstra bakre vekt er følgelig ustabil å manøvrere om dens stigningsvinkelakse under stigninger og under krengninger.

I helikopteret vil enhver stigningsmanøver belaste hovedrotoren proporsjonalt med stigningsgraden, som måles ved hjelp av stigningsvinkelmåleren. Stigningsgraden induseres ved å trekke bakover spaken for den sykliske stigningsvinkel, noe som krever at det utøves en kraft mot spaken proporsjonalt med forskyvningen av denne. Følgelig vil graden av belastning mot helikopteret som følge av manøvreringen kunne måles ved av-føling av spaken. Men når helikopteret har ustabilitet i manøv-reringen i dens stigningsvinkelakse, vil belastningen som forårsakes av den vektinduserte stigningsvinkelgrad ikke kunne avføles i spaken. Dersom spaken bringes tilbake til nøytral, langsgående syklisk stigningsvinkel, vil helikopteret fremdeles ha en vektindusert stigningsgrad. Den eneste måten til å fjerne den vektinduserte stigningsgrad er å fortsette forbi nøytral-stillingen for å styre en tilsvarende nedtipping av nesepartiet, for derved å vende tilbake til en rettlinjet flukt (med hensyn til stigningsvinkelen) .

Følgelig vil et helikopter som har dets tyngdepunktsenter anbrakt bakenfor manøvreringens nøytralpunkt reagere sterkere enn ønsket, noe som vil kreve en (fremadrettet) dykking ved en syklisk spakebevegelse for å motvirke den vektinduserte stigningsgrad. Dette gir følgelig ikke noen følelse til piloten i det hele tatt eller gir piloten følelse av ubelastet tilstand. Dersom det ikke kompenseres ved pilotens spakebevegelse, vil enhver stigning eller krengning øke på sterkt tiltagende måte, ved såkalt "digging-in", med tiltagende farlig rotorbelastning, som piloten ikke kan føle. Naturligvis vil effekten av ustabili-teten være null ved lave hastigheter og vil øke sammen med hastigheten til en grad som vil være utillatelig ved høye hastigheter.

Formålet med den foreliggende oppfinnelse innbefatter en forbedring av et helikopters manøvreringsstabilitet og mulig-heten til å oppnå en normal spakefølelse i et helikopter som har ustabilitet i manøvreringen i dens stigningsvinkelakse.

Fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen kjennetegnes ved frembringelse av en kompenserings-inngangseffekt til helikopterets langsgående sykliske stigningsvinkelkanal for indusering av et bidrag til et nedadtippende langsgående syklisk stigningsvinkelstyresignal som følge av en pågående krengningsdreining, og bevegelse av en pilots sykliske stigningsvinkelspake i en slik retning at den langsgående kanal bringes til å indusere et bidrag til et oppadtippende langsgående syklisk stigningsvinkel-inngangsstyresignal som stort sett kompenserer det nedadtippende langsgående sykliske stigningsvinkel-styrings-kompensasjonsbidrag.

Apparatet kjennetegnes ved at det omfatter en kompenseringsanordning som er forbundet med den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal og tilkoplet for reaksjon på utgangseffekten fra nevnte stigningsvinkelgyroskop for å endre nevnte inngangseffekt som er frembrakt av nevnte sykliske stigningsvinkelkanal med en størrelse som er proporsjonal med utgangseffekten fra stigningsvinkelgyroskopet i en retning motsatt den avfølte endring av stigningsvinkelen.

I samsvar med foreliggende oppfinnelse frembringes stig-ningsvinkelkompensasjonen bare ved hastigheter over en forhånds-bestemt hastighet (såsom vanlig fremdriftshastighet).

Den foreliggende oppfinnelse vil lett kunne innarbeides

i den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal for et helikopter og kan lett suppleres med kjent teknikk på dette fag-område .

Ytterligere trekk ved oppfinnelsen vil fremgå av den etterfølgende mer detaljerte beskrivelse av oppfinnelsen slik som vist i den medfølgende tegning, hvor: Den eneste figur viser et forenklet skjematisk blokkdia-gram av den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal for et helikopter, innbefattet løsningen ifølge den foreliggende oppfinnelse.

Den sykliske stigningsvinkel for en hovedrotor 2 i et helikopter styres av en tallerkenplate 4 som reaksjon på primære servomekanismer 6 som i og for seg kjent på fagområdet.

De primære servomekanismer 6 er i forbindelse med forskjellige styrbare akser i tallerkenplaten, men blir selv styrt som reaksjon på tre stigningsvinkelkanaler for helikopteret, som er kombinert i en koplingsanordning 8 som i og for seg kjent på fagområdet. Koplingsanordningen 8 reagerer på en samlende stigningsvinkelkanal 10 som tilføres pilotinngangseffekter via en samlende stigningsvinkelspake 12. Den reagerer også på

en sideveis syklisk stigningsvinkelkanal 14 som piloten kan tilføre inngangseffekter via en syklisk stigningsvinkelspake 16. En langsgående syklisk stigningsvinkelkanal 18 reagerer også på den sykliske stigningsvinkelspake 16.

Som kjent er den sykliske stigningsvinkelspake 16 mekanisk forbundet med en egnet leddforbindelse 20 til en hjelpe-servo-mekanisme 22 hvis mekaniske utgangseffekt tilføres via en passende leddforbindelse 24a, 24b til koplingsanordningen 8. Hjelpe-servomekanismen 22 er forbundet med en ventil 26, som ved reaksjon på et automatisk flygestyresystem 28 frembringer med begrenset myndighet dynamisk stabilitetsøkende inngangseffekter, såsom kortvarig aerodynamisk dempning, til den langsgående stigningsvinkelkanal ved hjelp av hjelpe-servomekanismen 22.

Den sykliske stigningsvinkelstyring over helikopterets hovedrotor, som beskrevet så langt, er velkjent på fagområdet og utgjør ikke noen del av foreliggende oppfinnelse.

Ifølge oppfinnelsen er det i leddforbindelsen mellom hjelpe-servomekanismen 2 2 og koplingsanordningen 8 anbrakt mellom leddforbindelsen 24a og leddforbindelsen 24b en utløser-anordning 30 for en forlengbar leddarm, som kan være en hydrau-lisk utløseranordning eller mer^vanlig en elektromekanisk ut-løseranordning, såsom en reversibel motor som driver en trykk-sylinderskrue, som kjent innen fagområdet. I ethvert tilfelle vil utløseranordningen 30 reagere på et signal i en ledning 32 frembrakt av en proporsjonal, faseforskjøvet forsterker

34 for å frembringe enten en utskyvning eller tilbaketrekning av den forlengbare leddarm, for derved enten å addere eller substrahere langsgående syklisk stigningsvinkelkompensasjon til det langsgående sykliske stigningsvinkelstyresignal som ellers ville vært frembrakt av hjelpe-servomekanismen 22 via leddforbindelsene 24a, 24b til koplingsanordningen 8. Forsterkeren 34 er forbundet med en ledning 36 via en bryter 38 til utgangen 40 på et stigningsvinkelgyroskop 42. Bryteren 38 er lukket over en på forhånd fastlagt lufthastighet, f.eks. på 60 knop, som fastlagt av et signal i en ledning 44 fra en transduktor 46 som måler lufthastigheten. Alternativt kan bryteren 38 være en trykkpåvirket bryter som er forbundet direkte med helikopterets pitot-statiske system. Forsterkeren 34 kan typisk bestå av en forsterker 4 8 med stor forsterkning (ofte betegnet som en operasjonsforsterker) som er utstyrt med en motstand 50 og en kondensator 52 som er forbundet i tilbakekopling med denne, samt en inngangsmotstand 54 som mates via et forsterkningsregulerende potensiometer 56 som er forbundet med motstanden på i og for seg kjent måte. Kondensatoren 52 i tilbakekoplingen bevirker at forsterkeren 34 blir en faseforskyvende eller integrerende forsterker for derved å frembringe lavpassfiltrering av stigningsvinkelgyro-skopets signal, som tilføres til den via ledningen 36. Poten-siometeret 56 tillater proporsjonal styring av forsterkerens-54 forsterkning, slik at størrelsen av den langsgående sykliske stigningsvinkelkompensasjon, som er frembrakt av den forlengbare leddarm for enhver bestemt krengningsgrad, kan reguleres av teknikere for å frembringe en egnet grad av føl-somhet for et bestemt helikopter, slik det måtte ønskes. Ret-ningen for (eller polariteten for) signalet i ledningen 32 velges i forhold til den forlengbare leddarm slik at det frem bringes negativ tilbakeføringskompensasjon. Dvs. at en nedadtippende stigningsvinkel vil medføre en oppadtippende syklisk stigningvinkel.

Ved lave hastigheter vil belastningen på helikopterets konstruksjonsmessige hylster ikke bli vesentlig påvirket av stigningsvinkelen. Tilsvarende er der en mindre virkning av manøvreringsustabilitet for stigningsvinkelaksel ved lave hastigheter. Det strukturelle behov for en indikasjon for rotorbelastning når det gjelder følsomheten i den sykliske spake og behovet for negativ tilbakekopling av den langsgående sykliske stigningsvinkel for å kompensere for manøvreringsustabilitet reduseres begge på passende måte ved lavere hastigheter. Dette indikerer at den foreliggende oppfinnelse bare skulle brukes ved høyere fremdriftshastigheter, noe som er sikret ved anord-ningen av lufthåstighetsbryteren 38 som beskrevet ovenfor.

Som kjent vil utgangseffekten på stigningsvinkelgyroskopet

ved en dreiebevegelse være en funksjon av sinus til krengningsvinkelen multiplisert med kursendringshastigheten (som under dreining er motsatt avhengig av hastigheten). Dersom piloten f.eks. (hypotetisk) skulle utføre en 90° krengning, ville hele kursendringshastigheten fremtre som stigningsvinkel-endring. Men ved realistiske krengningsvinkler, vil kurs-endringsgraden modifiseres ved sinus til krengningsvinkelen for å frembringe sammenliknbart lavere stigningsvinkler. Løf-ting av helikopteret krever også belastning for å forskyve tyngdepunktsakselerasjonen. Graden av ønsket tilbakeførings-kompensasjon som må induseres av den forlengbare leddarm til den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal blir lettvint justert for å tilpasse disse faktorer ved hjelp av potensio-meteret 56 for en bestemt helikoptertype, for derved å frembringe manøvreringsstabilitet i vinkelstigningsaksen og vil kanskje også kreve at piloten trekker tilbake den sykliske stigningsvinkelspake ved krengningsdreininger, for derved spesielt å forskyve tilbakeførings-inngangseffekten til den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal for å kompensere for den nedadtippende kompensasjons-inngangseffekt. Idet graden av spakebevegelse for syklisk stigningsvinkel er indikert ved hjelp av en proporsjonal, tilbakevirkende kraft i spaken (desto mere spaken trekkes tilbake desto større kraft kreves det i denne anledning) og piloten kan få en indikasjon på det struk-

turelle alvor av en krengningsdreining. Dette bibringer følgelig piloten en spakefølelse av syklisk stigningsvinkel i forhold til størrelsen på en dreinings- eller stigningsmanøver samt den sammenliknbare belastning på helikopteret selv om helikopteret har latent manøvreringsustabilitet i stigningsvinkel-aksen.

Når helikopteret under bruk er krenget over for en dreining ved sideveis bevegelse av den sykliske stigningsvinkelspake 16 (i retning nedad i eller utad fra papirets plan på tegningen) vil stigningsvinkelgyroskopet 42 (ved høye hastigheter) frembringe et signal via forsterkeren 34 for å frem-kalle en sammentrekking av den forlengbare leddarm, hvorved helikopteret vil ha tendens til å tippe nedad. Ved å merke dette og foreta en reaksjonshandling vil piloten trekke tilbake den sykliske stigningsvinkelspake 16 slik at hjelpe-servomekanismen 22 beveges i en sammenliknbar grad. Ved en perfekt reaksjon vil nedtippingen som frembringes av den forlengbare leddarm til leddarmforbindelsen 24b fullstendig kompenseres av en like stor og motsattrettet nedadtippende bevegelse frembrakt av leddarmforbindelsen 24a ved hjelp av servomekanismen 22 som reaksjon på bevegelsen av den sykliske stigningsvinkelspake 16, slik at helikopteret som helhet slett ikke vet hva som har skjedd, idet det eneste resultat er at piloten er blitt tvunget til å frembringe en oppadtippende spakepåvirkning for derved å gi han en følelse av størrelsen av dreiningen. Tilsvarende ved en stigning vil kompenseringen motvirke den vektinduserte endring, og piloten kan føle graden av stigning når han induserer dette via den sykliske stigningsvinkelspake .

I utførelseseksemplet som vist på tegningen er den forlengbare leddarm utstyrt med innretninger for endring av styre-signalet for langsgående syklisk stigningsvinkel ved hjelp av den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal, til styring av hovedrotoren. I det viste utførelseseksempel er det benyttet direkte, positiv styring i den langsgående sykliske stignings-, vinkelkanal. Som et alternativ kan det være mulig å benytte et signal proporsjonalt med utgangseffekten for stigningsvinkelgyroskopet som en av inngangseffektene til ventilen 26, som normalt styres bare med relativt begrenset autoritet (som kan være i en størrelsesorden av +10% av fullstendig styring) over

hjelpe-servomekanismen 22 som kreves for dynamisk stabilitet.

Idet det er ønskelig å bevare et lavt, begrenset myndighetsnivå

når det gjelder inngangseffekter fra det automatiske fluktstyre-system 28 til forbedring av den dynamiske stabilitet, kan det være vanskelig å frembringe en langsgående syklisk stigningsvinkelkompensasjon i hele området for manøvreringsstabilitet ifølge oppfinnelsen i en såpass begrenset myndighetsinngangs-effekt. Men i avhengighet av den spesielle måte hvormed den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal er innbygget i et bestemt helikopter, kan det frembringes ekvivalent negativ stigningsvinkel-tilbakeføring elektrisk, som en inngangseffekt til hjelpe-servomekanismen eller på vilkårlig annen måte i sam-

svar med foreliggende oppfinnelsen.

Claims (6)

1. Fremgangsmåte til styring av et helikopter med krengningsdreining for derved å frembringe en indikasjon på størrelsen på belastningen som induseres i helikopteret som en følge av den foretatte krengningsdreining, karakterisert ved frembringelse av en kompenserings-inngangseffekt til helikopterets langsgående sykliske stigningsvinkelkanal (18) for indusering av et bidrag til et nedadtippende langsgående syklisk stigningsvinkelstyresignal som følge av en pågående krengningsdreining, og bevegelse av en pilots sykliske stigningsvinkelspake (16) i en slik retning at den langsgående kanal (18) bringes til å indusere et bidrag til et oppadtippende langsgående syklisk stigningsvinkel-inngangsstyresignal som stort sett kompenserer det nedadtippende langsgående sykliske stigningvinkel-styrings-korapensasjonsbidrag.

2. Apparat til utførelse av fremgangsmåten ifølge krav 1, til styring av et helikopter med krengningsdreining for derved å frembringe en indikasjon på størrelsen på belastningen som induseres i helikopteret som følge av den foretatte krengningsdreining, hvor helikopteret omfatter en hovedrotor (2) og til-hørende styresystem omfattende en langsgående syklisk stigningsvinkelkanal (18) som reagerer på en pilots sykliske stigningsvinkelspake (16) for å frembringe en inngangseffekt til hovedrotorstyresystemet, samt et stigningsvinkelgyroskop (42) med en utgangseffekt som indikerer rotasjon av helikopterets stigningsakse, karakterisert ved at apparatet omfatter en kompenseringsanordning som er forbundet med den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal (18) og tilkoplet for reaksjon på utgangseffekten fra nevnte stigningsvinkelgyroskop (42) for å endre nevnte inngangseffekt som er frembrakt av nevnte sykliske stigningsvinkelkanal (18) med en størrelse som er proporsjonal med utgangseffekten fra stigningsvinkelgyroskopet (42) i en retning motsatt den avfølte endring av stigningsvinkelen.

3. Apparat i samsvar med krav 2, karakterisert ved at kompenseringsanordningen omfatter en bryteranordning (38) som reagerer på lufthastigheten, for å bevirke at nevnte kompenseringsanordning reagerer på stigningsvinkelgyroskopet (42) bare ved lufthastigheter over en forutbestemt lufthastighet.

4. Apparat i samsvar med krav 2, karakterisert ved at den langsgående sykliske stigningsvinkelkanal (18) omfatter en servostyrt'leddarm (20,24) som reagerer på bevegelsen fra pilotens sykliske stigningsvinkelspake (16), og at nevnte kompenseringsanordning omfatter en forlengbar leddarm (30) som er anbrakt i nevnte leddarmforbindelse og som er innrettet til å forlenges eller trekkes sammen som reaksjon på utgangseffekten fra nevnte stigningsvinkelgyroskop (42).

5. Apparat i samsvar med krav 2, karakterisert ved at den nevnte kompenseringsanordning innbefatter regu-leringsanordninger (56) for endring av den størrelse hvormed kompenseringsanordningen endrer den langsgående sykliske stigningsvinkelstyring som frembrakt av nevnte langsgående sykliske stigningsvinkelkanal (18) som reaksjon på utgangseffekten fra nevnte stigningsvinkelgyroskop (42)..

6. Apparat i samsvar med krav 2, karakterisert ved at kompenseringsanordningen omfatter en forsterker (48) med en evne til faseforskyvning, for derved å frembringe lavpassfiltrering av utgangseffekten fra stigningsvinkelgyroskopet (42), som tilført til nevnte langsgående sykliske stigningsvinkelkanal (18) .