Структура, распределенная между системой fadec и компонентами авионики



Структура, распределенная между системой fadec и компонентами авионики
Структура, распределенная между системой fadec и компонентами авионики
Структура, распределенная между системой fadec и компонентами авионики
Структура, распределенная между системой fadec и компонентами авионики

 


Владельцы патента RU 2483005:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

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. Упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя (310) выполнен с возможностью обмена данными между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом (300) авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя (315). Интерфейс двигателя (320) является универсальным и выполнен с возможностью соединения с регуляторами двигателей (315) различных типов, которые могут быть установлены на ЛА. Упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя является специфическим для одного типа двигателя. Устройство в соответствии с изобретением позволяет распределить функции, традиционно осуществляемые в системах FADEC, между компонентами авионики и системами FADEC для упрощения систем FADEC и их программного обеспечения. Достигается централизация обмена данными между системами FADEC и компонентами авионики. 16 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

 

Настоящее изобретение касается систем авионики и, в особенности, структуры, в соответствии с которой функции системы FADEC распределены между собственно системой FADEC и компонентами авионики.

Электронное оборудование и существующие бортовые системы авионики становятся все более и более сложными, все более и более высокопроизводительными, обладающими многочисленными прогрессивными функциями и увеличивающими межсоединения между системами.

Такие высокоинтегрированные бортовые системы авионики, основанные на материальных компонентах, средствах программного обеспечения и разделенной сети связи, увеличиваются и усложняются в темпе постоянной технологической эволюции, открывая новые перспективы для авиаконструкторов. Однако появление новых технологий, новых концепций и новых систем авионики влечет за собой сроки проектирования и разработки, а также увеличенные стоимости разработки, интеграции и обслуживания.

В частности, можно выделить системы авионики систем контроля двигателей, называемых системами FADEC (акроним от Full Authority Digital Engine Control в англосаксонской терминологии (электронно-цифровая система управления двигателем)). Эти системы, хотя и имеют различные функции и разрабатываются различными компаниями, соединены сложными связями, которые предназначены для контроля и наблюдения за двигателями.

Система FADEC связана с каждым двигателем. Она часто размещена в отсеке вентилятора реактивных двигателей. Она обычно содержит два различных канала для обеспечения функционального резервирования. FADEC содержит в каждом канале электронный модуль контроля, датчики и необходимую проводку.

Фиг.1 изображает пример соединения 100 между системами FADEC летательного аппарата, содержащего два двигателя и компоненты авионики. Соединение в данном случае выполнено сетью связи. Используются две системы FADEC 105-1 и 105-2, содержащие каждая два канала А и В. Система FADEC 105-1 является системой FADEC, соединенной с первым двигателем, тогда как система FADEC 105-2 является системой FADEC, соединенной со вторым двигателем. Комплекс компонентов авионики, обменивающихся данными с системами FADEC, обозначен в данном случае позицией 110.

В общем, можно установить несколько типов двигателей на одном летательном аппарате, при этом выбор осуществляется, например, в соответствии с нуждами авиационных компаний. Таким образом, необходимо адаптировать системы авионики к различным системам контроля двигателей, которые могут быть использованы, или спроектировать системы авионики, адаптированные к нескольким типам систем контроля двигателей. Необходимо также предусмотреть систему контроля двигателя для каждого нового двигательного оснащения.

Изобретение позволяет решить, по меньшей мере, одну из ранее изложенных проблем и, в частности, упростить интерфейс между системами FADEC и компонентами авионики, уменьшить стоимость и сроки разработки систем FADEC, улучшить совершенствование электронных систем, стандартизировать определенные функции систем FADEC к различным двигательным установкам летательного аппарата и увеличить независимость между циклами проектирования авиационных конструкторов и мотористов.

Объектом изобретения является также устройство для моторизованного летательного аппарата, содержащее, по меньшей мере, один компонент авионики, размещенный в упомянутом летательном аппарате, и, по меньшей мере, один регулятор двигателя, размещенный внутри или вблизи двигателя упомянутого летательного аппарата, причем это устройство содержит, кроме того, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, размещенный в упомянутом летательном аппарате, при этом упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя выполнен с возможностью обмена данными между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя, причем упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя является универсальным и выполнен с возможностью связи с регуляторами двигателей различных типов, которые могут быть установлены на упомянутом летательном аппарате, при этом упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя является специфичным для одного типа двигателя.

Устройство по изобретению позволяет также ограничить требования между авиаконструкторами и мотористами для того, чтобы оптимизировать, в частности, время и стоимость разработки и обслуживания.

В соответствии с частным вариантом осуществления упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит средства для выбора и подтверждения упомянутых данных, которыми обмениваются, по меньшей мере, один упомянутый компонент авионики и упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя для того, чтобы централизовать функции передачи данных между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя.

Опять же в соответствии с частным вариантом осуществления упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит средства для подтверждения, по меньшей мере, некоторых из упомянутых данных, которыми обменивается, по меньшей мере, упомянутый один компонент авионики и упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя для того, чтобы централизовать функции подтверждения данных между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя.

В соответствии с частным вариантом осуществления упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя реализован, по меньшей мере, частично, в вычислителе типа LRU и/или в модульном вычислителе типа IMA.

Упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит, предпочтительно, по меньшей мере, два канала, позволяющих обеспечить резервирование критических функций для увеличения надежности летательного аппарата. Также, упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя содержит, предпочтительно, по меньшей мере, два резервированных канала для увеличения надежности летательного аппарата.

В соответствии с частным вариантом осуществления упомянутый летательный аппарат содержит, по меньшей мере, два двигателя, по меньшей мере, один интерфейс двигателя и, по меньшей мере, один регулятор двигателя, которые соответственно связаны с каждым из упомянутых, по меньшей мере, двух двигателей, при этом упомянутый летательный аппарат содержит, кроме того, средства выделения данных обмена в каждой из систем, образованных, по меньшей мере, одним интерфейсом двигателя и, по меньшей мере, одним регулятором двигателя, связанным с каждым из упомянутых, по меньшей мере, двух двигателей.

Опять же в соответствии с частным вариантом осуществления устройство содержит, кроме того, средства прямого соединения между, по меньшей мере, одним элементом управления летательного аппарата и, по меньшей мере, одним регулятором двигателя для повышения надежности летательного аппарата.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим подробным описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг.1 схематично изображает пример стандартного интерфейса между системой контроля двигательной установки и другими системами авионики летательного аппарата;

- фиг.2 схематично изображает пример интерфейса по изобретению между системой контроля двигательной установки летательного аппарата, содержащего два двигателя, и другими системами авионики летательного аппарата;

- фиг.3 изображает первый пример физической структуры, выполненной с возможностью осуществления изобретения; и

- фиг.4 изображает второй пример структуры, выполненной с возможностью осуществления изобретения, в которой установлена прямая связь между командами подачи газа и блоками контроля двигателя.

Способ в соответствии с изобретением позволяет распределить функции, традиционно осуществляемые в системах FADEC, между компонентами авионики и системами FADEC, для упрощения систем FADEC и их программного обеспечения. Этот способ позволяет централизовать обмен данными авионики между системами FADEC и компонентами авионики.

В частности, изобретение имеет целью переместить функции электропитания, передачи данных авионики к FADEC и передачу данных, связанных с двигателями, на компоненты авионики, а также функции, связанные с реверсированием тяги FADEC, к компонентам авионики.

Система FADEC состоит, в основном, из двух следующих элементов:

- блока контроля двигателя, называемого также ECU (акроним Engine Control Unit в англосаксонской терминологии), или электронного регулятора двигателя, называемого также ЕЕС (Electronic Engine Control в англосаксонской терминологии). Ниже в описании этот элемент будет обычно называться регулятором двигателя; и

- связанного устройства входа/выхода, содержащего, в частности, соединители, электропитание, интерфейс с приводными устройствами и интерфейс с датчиками.

Функции каждой системы FADEC заключаются, в основном, в следующем:

- зажигание, запуск и останов двигателя;

- контроль тяги;

- контроль выходов системы FADEC;

- контроль реверсоров тяги;

- обнаружение нарушений функции тяги;

- контроль прогрева;

- контроль антиобледенения гондолы;

- контроль сброса давления в гидравлических насосах;

- обнаружение, изолирование, управление и индикация ошибок;

- уравновешивание вибраций;

- контроль входов FADEC;

- идентификация программного обеспечения FADEC; и

- перепрограммирование FADEC.

В соответствии с изобретением функции систем FADEC из известного уровня техники выполняются раздельно двумя подсистемами, при этом эти две подсистемы являются следующими:

- блок интерфейса двигателя, называемый также EIU (Engine Interface Unit в англосаксонской терминологии), установленный на летательном аппарате, функцией которого является сбор данных от различных источников. Блок интерфейса двигателя является универсальным для различных типов двигателей, которые могут быть установлены на летательном аппарате. Блок интерфейса двигателя включает в себя функции интегрирования двигателя, называемые EIF (Engine Integration Function в англосаксонской терминологии), такие как резервирование и верификация состоятельности данных;

- регулятор двигателя, установленный в двигателе, функцией которого является контроль и наблюдение за двигателем. Регулятор двигателя является специфическим для каждого двигателя.

Все необходимые данные, выходящие от компонентов авионики, сходятся в блоке интерфейса двигателя перед их передачей в регуляторы двигателя. Также, некоторые данные, исходящие от систем FADEC, сходятся в блоке интерфейса двигателя перед передачей их компонентам авионики.

Функции блока интерфейса двигателя и регулятора двигателя могут быть реализованы в одном или нескольких вычислителях.

В соответствии с частным вариантом осуществления может быть осуществлена специальная разработка для реализации этих функций в вычислителях типа LRU (Line Replaceable Unit в англосаксонской терминологии (быстросменный блок)).

Альтернативно, в соответствии с другим вариантом осуществления эти функции могут быть реализованы в модульных вычислителях авионики, например, типа IMA (акроним от Integrated Modular Avionics в англосаксонской терминологии (интегрированная модульная авионика)), в одном или нескольких модулях типа CPIOM (Сore Processing Input/Output Module в англосаксонской терминологии (модуль входа/выхода основной обработки)).

В соответствии с альтернативным вариантом часть этих функций может быть реализована в вычислителях типа LRU, тогда как другая часть реализована в модульных вычислителях авионики типа IMA.

Нижеприведенная таблица представляет синтез различных возможных реализаций.

Функции интерфейса двигателя Специфические функции двигателя
Известный уровень техники (единый LRU) LRU в двигателе LRU в двигателе
LRU (два различных LRU) LRU в летательном аппарате LRU в двигателе
LRU (два различных LRU) LRU в летательном аппарате LRU в летательном аппарате
LRU и IMA IMA в летательном аппарате LRU в двигателе
LRU и IMA IMA в летательном аппарате LRU в летательном аппарате
IMA (один) IMA в летательном аппарате IMA в летательном аппарате

Фиг.2 изображает пример физического соединения по изобретению между системами FADEC летательного аппарата, содержащего два двигателя и компоненты авионики. Как и в примере, представленном на фиг.1, соединение 200 выполнено сетью связи. Кроме того, использованы две системы FADEC 205-1 и 205-2, содержащие каждая два канала А и В, при этом одна система FADEC соединена с каждым двигателем. Совокупность компонентов авионики, обменивающихся данными с системами FADEC, обозначена позицией 210. Позиция 215 обозначает блок интерфейса двигателя, посредством которого передаются данные между системами FADEC и компонентами авионики. Здесь следует отметить, что все данные не передаются только через блок интерфейса двигателя. Действительно, существует специфическая необходимость прямой связи между определенными компонентами авионики и системами FADEC, в частности, по причинам безопасности, например, в случае неисправности блока интерфейса двигателя или используемой сети связи, такой как сеть AFDX (Avionics Full Duplex Switched Ethernet в англосаксонской терминологии).

Сравнение фиг.1 и 2 иллюстрирует преимущества, обусловленные изобретением, при соединении систем FADEC и компонентов авионики, в частности, упрощение необходимой проводки между компонентами авионики и системами FADEC.

Системы FADEC, используемые для осуществления изобретения, требуют меньшего количества времени для разработки и обслуживания и, следовательно, их осуществление уменьшает стоимость разработки и обслуживания. Действительно, авиаконструктор в состоянии разработать, испытать и сконфигурировать блок интерфейса двигателя, что позволяет ограничить обмены между авиаконструкторами и мотористами, уменьшая, таким образом, время и стоимость разработки и обслуживания. Более того, для летательного аппарата необходим один единственный тип блока интерфейса двигателя независимо от типа двигателя, установленного на летательном аппарате. Разработка и обслуживание блока интерфейса двигателя не зависят от разработки и обслуживания регулятора двигателя.

В соответствии с частным вариантом осуществления блок интерфейса двигателя используется как основной интерфейс между системами FADEC и системой авионики. С одной стороны, блок интерфейса двигателя собирает, выбирает и усиливает целостность многочисленных данных от систем авионики и передает основные данные в синтетической форме после их подтверждения. С другой стороны, блок интерфейса двигателя усиливает целостность данных, исходящих от одного или нескольких регуляторов двигателя, и передает их компонентам авионики без прямого интерфейса систем FADEC с компонентами авионики. Более того, блок интерфейса двигателя следит за компонентами авионики независимо от систем FADEC.

В соответствии с частным вариантом осуществления функции блока интерфейса двигателя реализованы в модульных вычислителях авионики типа IMA, в существующих модулях CPIOM (в данном случае двигателем используются два модуля CPIOM). Каждый регулятор двигателя управляется парой модулей CPIOM, при этом каждый из двух модулей выполняет одинаковую прикладную программу, то есть каждый из двух модулей осуществляет функции блока интерфейса двигателя, и передает одинаковые периодические сообщения, содержащие подтвержденные данные, исходящие из системы авионики. Это решение основано также на концепции зеркального наложения.

Этот вариант осуществления дает, в частности, следующие преимущества:

- изоляция двигателей: две пары модулей CPIOM не обмениваются данными. Таким образом, требования изоляции двигателей выполняются благодаря способности разделения сетей типа AFDX;

- управление неисправностью одного из модулей CPIOM: в случае неисправности одного из модулей CPIOM два резервированных канала FADEC принимают данные от оставшегося модуля CPIOM;

- управление неисправностью регулятора двигателя: структура регулятора двигателя подобна структуре, используемой в известном уровне техники, то есть двухканальной структуре, при этом управление неисправностью регулятора двигателя не затрагивается изобретением;

- управление неисправностью IMA: потеря сети AFDX рассматривается как одна неисправность, подобная общей неисправности пары модулей CPIOM. Следовательно, все функции безопасности основываются, предпочтительно, на запасном решении, использующем специальную проводку между регулятором двигателя и летательным аппаратом. Регулятор двигателя имеет, например, прямой доступ к управлению газом;

- контроль целостности данных безопасности: если анализ безопасности этого требует, то регулятором двигателя может быть осуществлен двойной контроль данных безопасности. Регулятором двигателя является оборудование DAL-A (Development Assurance Level в англосаксонской терминологии, оно соответствуют наиболее высокому уровню требований), основанное на двухканальной структуре, простой, насколько это возможно, соответствующей требованиям необходимой безопасности. Более того, искажение данных при проходе через сеть обнаруживается и, в случае необходимости, корректируется путем использования приложения, использующего корректирующий код типа контрольной суммы (checksum в англосаксонской терминологии) для обеспечения безопасности данных, передаваемых между блоком интерфейса двигателя и регулятором двигателя; и

- программирование программного обеспечения конфигурации двигателя для дифференциации характеристик двигателей: большинство функций блока интерфейса двигателя являются идентичными независимо от двигателей, установленных на летательном аппарате. Однако регулятор двигателя может указать блоку интерфейса двигателя тип используемого двигателя для разрешения активации конкретных операций внутри блока интерфейса двигателя.

Фиг.3 изображает первый пример физической структуры, выполненной с возможностью осуществления изобретения. Как изображено на чертеже, система авионики 300 связана с сетью AFDX 305, с которой также соединен блок интерфейса двигателя 310-1, содержащий каналы А и В, а также регулятор двигателя 315-1, содержащий каналы А и В. Регулятор двигателя 315-1 связан с двигателем 320.

Как ранее было указано, данные обмена между регулятором двигателя 315-1 и системой авионики 300 передаются через блок интерфейса двигателя 310-1.

Фиг.4 изображает пример логической структуры, выполненной с возможностью осуществления изобретения, в которой установлена прямая связь между управлением газом и регуляторами двигателя в летательном аппарате, содержащем два двигателя. Как изображено, контроль и управление двигателями являются полностью независимыми для каждого из двух двигателей 300-1 и 300-2. Существует физическое разделение между системами, связанными с каждым из двигателей. Хотя используется один и тот же тип соединения AFDX, связывающий системы, связанные с каждым из двигателей, показано, что этот тип соединения гарантирует разделение данных.

Регулятор двигателя 305-1, содержащий каналы А и В, связан с двигателем 300-1. Каждый из каналов А и В регулятора двигателя 305-1 соединен с каждым каналом блока интерфейса двигателя 310-1. Таким образом, канал А регулятора двигателя 305-1 связан с каналом А блока интерфейса двигателя 310-1 и с каналом В блока интерфейса двигателя 310-1. Также, канал В регулятора двигателя 305-1 связан с каналом А блока интерфейса двигателя 310-1 и с каналом В блока интерфейса двигателя 310-1. Каналы А и В блоков интерфейса двигателя соединены также с системой авионики (на чертеже не показана).

Также, установлено прямое соединение между управлением газом 315 и каждым из каналов А и В регулятора двигателя 305-1. Это прямое соединение позволяет обеспечить контроль газа в случае неисправности обоих каналов блока интерфейса двигателя 310-1 и/или соединений, установленных между каналами блока интерфейса двигателя 310-1 и каналами регулятора двигателя 305-1.

Как изображено на чертеже, описанная структура, касающаяся двигателя 300-1, подобна структуре, касающейся двигателя 300-2.

Хотя системы электропитания не представлены на чертеже, предпочтительно соблюдается физическое разделение электропитания каждого из двигателей.

В соответствии с частным вариантом осуществления блок интерфейса двигателя предназначен для передачи следующих данных, исходящих из системы авионики, регуляторам двигателя:

- данных, связанных с наружным воздухом, в частности, статическое давление, общее давление и температура, поступающие из трех различных источников системы авионики, выбираются, собираются, консолидируются и подтверждаются;

- положения управления газом, консолидированного и учитывающего систему управления газом;

- положения управляющих переключателей в кабине летчиков, связанных с двигателями, в случае необходимости, подтвержденного;

- данных о запуске двигателя (после подтверждения положения переключателей в кабине летчиков запускающие команды передаются двигателям, например автоматический или ручной запуск с сухой или влажной вентиляцией);

- полетных состояний, в частности полетных состояний, определяемых системами шасси;

- индикации режима малого газа при заходе на посадку (approach idle в англосаксонской терминологии);

- информации об уходе на второй круг или взлете; и

- состояния отбора воздуха.

Естественно, могут быть переданы другие данные, такие как режимы управления электрическими источниками.

Опять же, в соответствии с частным вариантом осуществления, от регуляторов двигателя передаются следующие данные в блок интерфейса двигателя, который предназначен для их передачи компонентам авионики, нуждающимся в них:

- информация о состоянии двигателя, сообщающая о том, остановлен он или нет;

- информация о запуске двигателя;

- команда запрета противообледенения в процессе фазы взлета;

- индикация утечки топлива (обнаруживаемой между устройством для измерения потока топлива и камерой сгорания по сравнению с потоком топлива для каждого двигателя с используемым топливом);

- команда сброса давления гидравлического насоса (повторный запуск двигателя в полете); и

- индикация для наблюдения компонентов авионики, использующих данные, поступающие от двигателей.

Предпочтительно, данные, касающиеся реверсоров тяги, в частности положения реверсоров тяги, также передаются регуляторами двигателей на блок интерфейса двигателя, который предназначен для их передачи компонентам авионики, нуждающимся в них.

Естественно, для удовлетворения специфических нужд специалист, компетентный в области изобретения, может использовать модификации в предшествующем описании.

1. Устройство управления работой двигателя и элементов авионики летательного аппарата, содержащее, по меньшей мере, один компонент авионики, размещенный в упомянутом летательном аппарате, и, по меньшей мере, один регулятор двигателя, размещенный внутри или вблизи двигателя упомянутого летательного аппарата, это устройство, отличающееся тем, что оно, кроме того, содержит, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, размещенный в упомянутом летательном аппарате, и упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя выполнен с возможностью обмена данными между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя, при этом упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя является универсальным и выполнен с возможностью связи с регуляторами двигателей различных типов, которые могут быть установлены на упомянутом летательном аппарате, причем упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя специально предназначен для одного типа двигателя.

2. Устройство по предыдущему пункту, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит средства для выбора упомянутых данных обмена между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя.

3. Устройство по предыдущему пункту, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит средства для подтверждения, по меньшей мере, некоторых из упомянутых данных обмена между упомянутым, по меньшей мере, одним компонентом авионики и упомянутым, по меньшей мере, одним регулятором двигателя.

4. Устройство по одному из предыдущих пунктов, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в вычислителе типа LRU.

5. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в модульном вычислителе авионики типа IMA.

6. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.

8. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что упомянутый летательный аппарат содержит, по меньшей мере, два двигателя, по меньшей мере, один интерфейс двигателя и, по меньшей мере, один регулятор двигателя, связанные соответственно с каждым из упомянутых, по меньшей мере, двух двигателей, а также тем, что, кроме того, оно содержит средства разделения данных обмена в каждой из систем, образованных, по меньшей мере, одним интерфейсом двигателя и, по меньшей мере, одним регулятором двигателя, связанных с каждым из упомянутых, по меньшей мере, двух двигателей.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в вычислителе типа LRU.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в модульном вычислителе авионики типа IMA.

11. Устройство по п.8, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.

12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.

13. Устройство по одному из пп.1-3, отличающееся тем, что оно, кроме того, содержит средства прямого соединения между, по меньшей мере, одним элементом управления упомянутого летательного аппарата и, по меньшей мере, одним регулятором двигателя.

14. Устройство по п.9, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в вычислителе типа LRU.

15. Устройство по п.9, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя, по меньшей мере, частично реализован в модульном вычислителе авионики типа IMA.

16. Устройство по п.9, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один интерфейс двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.

17. Устройство по п.9, отличающееся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один регулятор двигателя содержит, по меньшей мере, два резервированных канала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата.

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

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 электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей.

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. .

Изобретение относится к способу управления силовыми установками. .

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. .

Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления двигателями летательных аппаратов. Устройство для определения положения рычага (2) газа содержит датчики положения (P, R), каждый из которых связан с первичным вычислителем управления полетом, и датчики положения, каждый из которых связан с вычислителем управления двигателем, при этом упомянутые датчики положения распределены, по меньшей мере, по трем группам датчиков, не имеющим общей простой неисправности, и, по меньшей мере, один вычислитель (PRIM), называемый интерфейсным вычислителем, содержащий, по меньшей мере, один вход для приема данных измерения, передаваемых вычислителями, связанными с датчиками положения, а также выходы к вычислителю управления двигателем (EEC). Повышается достоверность вычисления положения рычага газа и надежность работы системы управления, снижается вес устройства и упрощается технология. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ управления самолетом с двумя и более двигателями заключается в дифференциальной подаче топлива в двигатели. Подача осуществляется наряду с основными топливными насосами двигателей еще и от дополнительной топливной системы, приводимой в действие от приводной рессоры одного из основных двигателей или от электродвигателя и управляемой от гироскопической системы стабилизации-управления электрического или пневматического типа. Устройство для осуществления способа состоит из системы дифференциальной подачи топлива, системы стабилизации-управления по направлению и/или тангажу и блока гироскопических датчиков. Группа изобретений направлена на управление по крену в режиме висения. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах аэродинамических поверхностей летательных аппаратов. Устройство электромеханического привода интерцептора крыла самолета установлено на оси поворота, закрепленной в каркасе крыла, и имеет приводное звено многозвенного механизма, закрепленное на внутренней поверхности интерцептора. Устройство содержит многозвенный механизм, имеющий приводной вал, установленный в стойках, закрепленных в каркасе крыла, концы которого соединены муфтами с ведущими валами. По меньшей мере, один закрепленный на приводном валу кривошип с тягой соединен шарниром с первым концом тяги, второй конец которой имеет шарнир для соединения с приводным звеном интерцептора. Достигается возможность размещения электромеханического привода внутри крыла. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
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 авиационной технике и предназначено для использования в управлении летательными аппаратами, в том числе пассажирскими самолетами. Техническим результатом является повышение надежности и улучшение контролепригодности. Система управления общесамолетным оборудованием содержит общесамолетное оборудование (3), пульт управления (2) (КПП) со средствами управления, подключенный к системе информационного обмена (4), содержащей двукратно зарезервированные первый (5) и второй (6) каналы связи, конструктивно выполненные в виде первого основного (7) и первого резервного (8), а также второго основного (9) и второго резервного (10) каналов информационного обмена, к которым соответственно подключены первый (11) и второй (12) блоки вычислителей-концентраторов, первый (13) и второй (15) блоки защиты и коммутации линий электропитания постоянного тока, первый (14) и второй (16) блоки защиты и коммутации линий электропитания переменного тока, а также первый (17) и второй, и (18) блоки преобразования сигналов. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления летательными аппаратами. Способ помощи пилоту однодвигательного винтокрылого летательного аппарата (1) на этапе полета в режиме авторотации включает мониторинг работы во время полета теплового двигателя (13), чтобы определить его отказ, в частности, через падение мощности на указанном несущем винте (2), и затем, когда определен отказ указанного теплового двигателя (13), управляют электрической машиной (12) на подачу вспомогательной мощности We на указанный несущий винт (2), чтобы помочь, таким образом, пилоту указанного летательного аппарата (1) управлять указанным летательным аппаратом (1) на этапе полета в режиме авторотации вследствие указанного отказа. Летательный аппарат (1) содержит гибридную силовую установку, снабженную тепловым двигателем (13), электрической машиной (12) и главным редуктором (11), средство накопления (14) электроэнергии и несущий винт (2), механически связанный с указанной гибридной силовой установкой (5), устройство помощи пилоту (10), средство управления (15) электрической машиной, снабженное памятью (16). Достигается возможность перехода на этап полета в режиме авторотации и осуществления посадки при работе несущего винта в указанном режиме. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх