Система завантаження важеля керування авіаційного тренажера

1. Система завантаження важеля керування авіаційного тренажера, що містить обчислювальний пристрій, механічно з'єднаний з важелем керування, датчик положення, вихід якого з'єднаний з входом обчислювального пристрою, завантажувальний пристрій з силовим електроприводом, яка відрізняється тим, що силовий електропривід виконаний у вигляді лінійного електромагнітного формувача зусилля, шток якоря якого з'єднаний з важелем керування через додатково введений датчик зусилля, вихід якого з'єднаний з першим входом обчислювального пристрою, крім цього, до складу завантажувального пристрою додатково введений двополярний регулятор напруги, вихід якого з'єднаний з входом силового електроприводу, а його вхід - з виходом обчислювального пристрою, при цьому параметри напруги на вході силового електроприводу відповідають виразу: t    UE t   k1 FP t   FДЗ t   k 2  FP t   FДЗ t   dt , (1)   t 0   де: (19) 1 3 шляхом моделювання логіки і законів роботи системи керування й імітації завантаження органів керування авіаційного тренажера, а саме - створення зусиль на важелях керування авіаційного тренажера аналогічних зусиллям, що відчуваються льотчиком на усіх етапах польоту. Зусилля на важелях керування створюються системою завантаження, що має декілька (в залежності від кількості органів керування) незалежних кінематичних каналів, виконавчі елементи яких керуються, як правило, загальним обчислювачем. Відомі дві основні схеми системи завантаження [1], що відрізняються побудовою і включенням силового приводу. В першій з них привід виконаний з замкнутим власним зворотним зв'язком за положенням, тобто є слідкуючим. Він відпрацьовує сигнал заданого положення важеля керування, що надходить з моделі, яка реалізується в обчислювачі. У другій схемі [1] привід замикається власним зворотним зв'язком за швидкістю, тобто є слідкуючим приводом за швидкістю, який включається до складу моделі як інтегруюча ланка, що бере участь у розв'язанні рівняння руху важеля керування. Він відпрацьовує сигнал заданої швидкості руху важеля керування, що надходить з обчислювача. І в першому й в другому випадку силовий привід здійснює переміщення важеля керування відповідно до параметрів (положення або швидкості), заданих обчислювачем. Одним з основних недоліків вищезгаданих схем побудови системи завантаження є їхня схильність до втрати стійкості, що є властиве для слідкуючих систем [1]. Як правило для виконання вимог щодо точності відстеження вхідного сигналу ці системи повинні мати таке значення загального коефіцієнта підсилення, при якому вони втрачають стійкість, або мають сильну схильність до коливань. Це призводить до застосування спеціальних засобів для коригування, наприклад шляхом введення додаткових зворотних зв'язків [2], або до необхідності зниження вимог до якості процесу автоматичного регулювання, тобто до погіршення відтворення характеристик модельованих систем керування літальних апаратів [1]. Відома система завантаження [3], яка виконана за схемою з слідкуючим силовим приводом і яка включає цифровий обчислювач і три незалежні кінематичні канали з блоками завантаження, кожен з яких містить силовий привід з колекторним електродвигуном постійного струму, механічно пов'язаний з важелем керування, блок керування і контролю, датчик зусилля, датчик положення і блок живлення. Основними недоліками даної системи є схильність до втрати стійкості при широкому діапазоні зміни градієнтів завантаження і наявність динамічних спотворень інформації від датчика зусиль, що веде до погіршення відтворення характеристик модельованої системи і, відповідно, до вироблення у того хто навчається, помилкових навиків керування літальним апаратом. Крім того, використання колекторних електродвигунів постійного струму вимагає складних ме 96064 4 ханічних тяг, які повинні забезпечити перетворення обертового руху електродвигуна в коливальний рух важеля керування, а також узгодити швидкість обертання електродвигуна і момент який він створює зі швидкістю переміщення важеля керування та зусиллям на ньому. Відома лінійна система навантаження на органи керування [4], яка використовує як силовий привід пневматичні двигуни, а також відома система завантаження важеля керування авіаційного тренажера [5], в якій як силовий привід використано гідравлічний двигун. Дані системи виключають механізми для перетворення обертового руху в поступальний, але вони є високо інерційними та складними по конструкції. Найбільш близькою за технічним задумом до запропонованої системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера є система завантаження важелів керування авіаційного тренажера [6], яка містить цифровий обчислювач, виконавчий блок завантаження, який включає кероване джерело струму, розімкнутий силовий привід, який з'єднаний жорстким механічним зв'язком з важелем керування, датчик положення. Вхід цифрового обчислювача з'єднаний з датчиком положення, який встановлений на валу силового приводу, а вихід - з входом керованого джерела струму, вихід якого з'єднаний з обмотками керування електродвигуна силового приводу. Вал силового приводу через жорсткий механічний зв'язок з'єднаний з важелем керування, а його корпус - з основою тренажера. Основним недоліком даної системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера є те, що зусилля, з яким завантажувальний пристрій діє на важіль керування, безпосередньо не контролюється, а задається струмом в обмотках керування, внаслідок чого електропривід робить помилку при відслідковуванні зусилля, з яким пристрій системи керування літаком повинен діяти на важіль керування, що зумовлена нелінійною залежністю між струмом в обмотках керування електродвигуна і зусиллям, яке при цьому генерується внаслідок насичення магнітопроводів двигуна при великих значеннях струму. Крім того, має місце велика помилка відслідковування малих значень зусилля, оскільки в цьому випадку помилку будуть визначати сили тертя в кінематичних парах. Таким чином, дана система завантаження важеля керування авіаційного тренажера має низьку точність відтворення характеристик модельованих систем керування літаком, що призводить до зниження адекватності і якості професійної підготовки льотчиків. В основу винаходу поставлено задачу удосконалення системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера шляхом зміни схеми завантажувального пристрою та зміни системи керування силовим електроприводом, що привело б до утворення замкнутої слідкуючої системи по створюваному силовим приводом зусиллю, а це забезпечило б оптимальне відтворення розрахованого зусилля на важелі керування, що дозволило б підвищити достовірність роботи авіаційних трена 5 96064 жерів та забезпечило б максимальне наближення умов навчання до реальних умов. Поставлена задача вирішується тим, що в системі завантаження важеля керування авіаційного тренажера, що містить обчислювальний пристрій, механічно з'єднаний з важелем керування датчик положення, вихід якого з'єднаний з входом обчислювального пристрою, завантажувальний пристрій з силовим електроприводом, згідно з винаходом, силовий електропривід виконаний у вигляді лінійного електромагнітного формувача зусилля, якір якого з'єднаний з важелем керування через додатково введений датчик зусилля, вихід якого з'єднаний з другим входом обчислювального пристрою, крім цього, до складу завантажувального пристрою додатково введений двополярний регулятор напруги, вихід якого з'єднаний з входом силового електроприводу, а його вхід - з виходом обчислювального пристрою, при цьому параметри напруги на вході силового електроприводу відповідають виразу: t    UE t   k1 FP t   FДЗ t   k 2  FP t   FДЗ t   dt (1)   , t 0   де: UE t  - напруга на вході силового електропри     воду; k1, k 2 - нормувальні коефіцієнти; FP t  - розраховане обчислювальним пристроєм значення завантаження важеля керування в залежності від його положення і параметрів польоту в функції часу; FДЗ t  - значення зусилля, яке створює на своєму валу силовий електропривід і виміряне датчиком зусилля в функції часу. Крім того, поставлена задача вирішується тим, що завантажувальний пристрій додатково містить датчик струму, який підключений між виходом двополярного регулятора напруги та входом силового електроприводу, а його вихід з'єднаний з третім входом обчислювального пристрою, при цьому величина напруги на вході силового електроприводу визначається такою залежністю: UE t   k1  FP t   FE t   k 2  t   FP t   FE t dt  k3  dIc t  / dt , (2) t 0 де: UE t  - напруга на вході силового електроприводу; k1, k2, k3 - нормувальні коефіцієнти; FP t  - розраховане обчислювальним пристроєм значення завантаження важеля керування в залежності від його положення і параметрів польоту в функції часу; FE t  - значення зусилля, яке створює на своєму валу силовий електропривід, виміряне датчиком зусилля в функції часу; Ic t  - величина струму силового електроприводу в функції часу; d / dt - символ диференціювання. 6 Додаткове введення у систему завантаження важеля керування авіаційного тренажера датчика зусилля, який з'єднує між собою шток якоря силового електроприводу, який виконаний у вигляді лінійного електромагнітного формувача зусилля, та важіль керування, а також введення до складу завантажувального пристрою двополярного регулятора напруги та керування силовим електроприводом напругою, вираженою рівнянням t    UE t   k1 FP t   FДЗ t   k 2  FP t   FДЗ t   dt , що   t 0       дозволило створити замкнуту слідкуючу систему по створюваному силовим електроприводом зусиллю, що привело до оптимального відтворення розрахованого зусилля на важелі керування, що дозволило підвищити достовірність роботи авіаційного тренажера при одночасному спрощенні кінематичної схеми системи та забезпечило максимальне приближения умов навчання до реальних умов польотів. Крім того, додаткове введення у завантажувальний пристрій системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера, датчика струму, який підключений між виходом двополярного регулятора напруги та входом силового електроприводу та керування силовим електроприводом напругою, вираженою рівнянням UE t   k1  FP t   FE t   k 2  t   FP  FE dt  k3  dIc t  / dt , t 0 що дозволило зменшити інерційність слідкуючого контуру по зусиллю, що додатково підвищило достовірність роботи авіаційного тренажера. На фіг. 1 приведена схема запропонованої системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера, на фіг. 2 - кінематична схема системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера. Система завантаження важеля керування авіаційного тренажера (фіг. 1) містить обчислювальний пристрій 1, завантажувальний пристрій 2, який містить двополярний регулятор напруги 3 та силовий електропривід 4, механічні тяги 5, датчик зусилля 6, важіль керування 7, механічний важіль 8, датчик положення 9 та датчик струму 10. Перший та другий входи обчислювального пристрою 1 з'єднані відповідно з виходами датчика зусилля 6 та датчика положення 9, а його вихід з входом двополярного регулятора напруги 3, вихід якого з'єднаний з входом силового датчика струму 10, другий вихід якого з'єднаний з третім входом обчислювального пристрою 1, а перший вихід з'єднаний з входом електроприводу 4, який за допомогою механічних тяг 5 через датчик зусилля 6 з'єднаний з важелем керування 7. До виходу силового електроприводу 4 за допомогою механічного важеля 8, приєднаний датчик положення 9. Силовий електропривід 4 (фіг. 2) виконаний у вигляді лінійного електромагнітного формувача зусилля, що містить корпус 11 з магнітопроводом 12, на якому розміщені обмотки керування 13. В корпусі 11 розміщений якір 14, на якому встановлені постійні магніти 15. 7 Система завантаження важеля керування авіаційного тренажера працює наступним чином. Принцип роботи системи завантаження важеля керування авіаційного тренажера побудований на тому, що розраховують зусилля, з яким пристрої системи керування літального апарата діють на важіль керування 7 в залежності від його положення та параметрів польоту, а силовий електропривід 4 завантажувального пристрою 2 створює зусилля, рівне розрахованому і передає його за допомогою механічних тяг 5 на важіль керування 7 тренажера для відчуття цього зусилля льотчиком, що тренується. При цьому система завантаження є замкнутою слідкуючою системою по створюваному силовим приводом 4 зусиллю, що забезпечує оптимальне відтворення розрахованого зусилля на важелі керування 7 тренажера. Обчислювальний пристрій 1, в залежності від положення важеля керування 7, що визначається датчиком положення 9 та параметрів польоту, що імітуються засобами тренажера, які надходять на нього з обчислювальної системи тренажера (на кресленні не показана), розраховує значення зусилля FP t  , з яким на важіль керування діють пристрої систем керування літального апарата. На обчислювальний пристрій 1 також надходить значення зусиль FE t  , у відповідності до чого він формує на своєму виході сигнал Uк керування двополярним регулятором напруги 3 у відповідності до виразу: t    Uк t   k п FP t   FЕ t   k і  FP t   FЕ t  dt , (3)   t 0   де: k п - коефіцієнт передачі пропорційної складової керуючого сигналу; kі - коефіцієнт передачі інтегральної складової керуючого сигналу. Сформований у обчислювальному пристрої 1 у відповідності з рівнянням (3) сигнал Uк надходить на вхід двополярного регулятора напруги 3 завантажувального пристрою 2. Двополярний регулятор напруги 3 перетворює сигнал Uк за рівнем та потужністю. Напруга UЕ , пропорційна до рівня сигналу Uк з виходу двополярного регулятора напруги 3, надходить на силовий електропривід 4. Таким чином напруга UЕ , що подається на силовий електропривід 4 описується рівнянням: UЕ  kрпUк , (4) де: k рп - коефіцієнт перетворення сигналу двополярного регулятора напруги 3 за рівнем. Підставляючи рівняння (3) у рівняння (4) отримаємо: t    UЕ t   k рпkп FP t   FЕ t   kрнk і  FP t   FЕ t  dt . (5)   t 0   Позначимо: k1  kрпkп 96064 8 k 2  kрпk1 (6) Запишемо рівняння (5) з врахуванням значень k1 та k 2 (6) t    UЕ t   k1FP t   FЕ t   k 2  FP t   FЕ t  dt .   t 0   (7) При надходженні на вхід силового електроприводу 4 напруги UE t  у його обмотці протікає струм IE t  і, якщо силовий електропривід 4 характеризується малим індуктивним опором обмотки і незначним значенням протидіючої е.д.с, що наводиться в обмотці при русі якоря з малою швидкістю. Зусилля яке створює силовий електропривід, пропорційне струмові, який протікає в його обмотці. Враховуючи сказане запишемо рівняння зусилля, яке створює силовий електропривід 4: t    FЕ t   Cm / R  k1FP t   FЕ t   Cm / R  k 2  FP t   FЕ t  dt ,   t 0   (8) де: R - опір обмотки керування лінійного електромагнітного формувача зусилля; Cm - конструктивний коефіцієнт, що визначає зв'язок між струмом в обмотці лінійного електромагнітного формувача зусилля і зусиллям яке він створює. Створене зусилля FE t  через механічні тяги 5 та датчик зусилля 6 передається на важіль керування 7 і діє на руку льотчика, що тренується. Напрям дії зусилля FE t  визначається знаком напруги UE t  . Датчик зусилля 6 вимірює величину FE t  , створену силовим електроприводом 4, яка надходить на перший вхід обчислювального пристрою 1. Для проведення аналізу рівняння (8) знак інтеграла замінимо оператором 1/ p . Тоді рівняння (8) прийме вигляд: FE  kпFP  kпFE  ki / pF  ki / pF , (9) P E де: kп  k1См / R . Після перетворення отримаємо: 1 kп  ki / pFE  kп  ki / pFP (10). При достатньо великому значенні коефіцієнта передачі k п можна приймати 1  kп  kп , тоді рівняння (10) можна записати у вигляді kп  ki / pFE  kп  ki / pFP (11). Поділимо ліву та праву частини рівняння на величину kп  ki / p і отримаємо: FE  FP (12). Таким чином зусилля, створюване силовим електроприводом 4, рівне розрахованому. При аналізі було прийнято, що індуктивний опір обмотки силового електроприводу 4 незначний. У випадку, якщо немає можливості використати силовий електропривід з малим індуктивним опором, доцільно ввести зворотний зв'язок по струму, що протікає в силовому електропривіді 4, 9 96064 а напругу, що надходить на вхід силового електроприводу 4, слід формувати згідно з залежністю: t    UE t   k1FP t   FE t   k 2  FP t   FE t  dt  k 3  dIE t  / dt   t 0   . (13) Замінимо знак інтеграла оператором 1/ p , а символ диференціювання d / dt на оператор p , тоді: UE  k1FP  FE   kпFP  kпFE  ki / pF  ki / pF  k3pIE . (14) P E Струм, який протікає в обмотці силового електроприводу 4, рівний: IE  UE  LpIE  k3p / R , (15) де: L - індуктивність обмотки силового електроприводу. Після перетворення отримаємо: IE  UE / R  L  k3 pL (16). Аналіз рівняння (16) показує, що за умови вибору коефіцієнта k 3 рівним за значенням індуктивності обмотки, різниця L  k3  рівна нулю і відповідно: 10 IE  UE / k . (17). А значить зусилля, яке створює силовий електропривід 4 буде визначатися рівнянням (8). Джерела інформації: 1. Тыркалов В. В., Яшин Ю. Л. Опыт применения электромеханической системы загрузки рычагов управления. Вторая научно-техническая конференция. Тренажерные технологии и обучение: новые подходы и задачи. Сборник докладов. Жуковский, Московская область, ЦАГИ, 2003, стр. 5658. 2. Патент РФ № 2058046, G09B9/28, G09B9/08, опуб. 10.04.1996. 3. ЕСо - 8000 (Electrical Control Loading) фірм Fokker Control Systems BV, Нідерланди. 4. Патент US № 6619960, G09B 9/10, 16.09, 2003. 5. Патент US № 4504233, G09B 9/28, 03.12, 1985. 6. Патент РФ №2298836, G09B9/28, опуб. 10.05.2007. 11 Комп’ютерна верстка Г. Паяльніков 96064 Підписне 12 Тираж 23 прим. Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601