Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом

Авторы патента:


Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом
Электронное управляющее устройство для органа управления полетом воздушного судна, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно с таким устройством управления полетом

 


Владельцы патента RU 2537364:

РАТЬЕ ФИЖАК (FR)

Электронное управляющее устройство для органа управления движением воздушного судна, содержащее управляемый орган пилотирования. Управляемый орган пилотирования соединен с одним или более органом управления воздушным судном. Орган пилотирования установлен на несущем электромеханическом корпусе, который имеет не меньше одной степени свободы. Электромеханический корпус содержит один или более двигатель привода управляемого органа пилотирования и датчики для определения его положения. Электронное управляющее устройство содержит командно-контрольный модуль управляемого органа пилотирования. Командно-контрольный модуль содержит один или более электронный микроконтроллер. Электронный микроконтроллер вырабатывает сигналы управления двигателями приводов управляемого органа пилотирования и принимает сигналы от датчиков. Электронный микроконтроллер производит цифровую обработку сигналов от датчиков, связанных с одной второй степенью свободы первого управляемого органа и формирует сигналы в случае наличия функциональных дефектов. Достигается повышение безотказности и надежности в работе и возможность выявления любых неисправностей, которые могут повлиять на работу контуров, используемых для контроля функционирования устройства. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 табл., 11 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение касается электронного управляющего устройства для органа управления полетом воздушного судна, так называемого управляемого органа пилотирования, соединенного с, по меньшей мере, одним органом управления воздушным судном, причем указанный орган пилотирования установлен на несущем электромеханическом корпусе с, по меньшей мере, одной степенью свободы, а в частном случае несколькими степенями свободы, причем указанный несущий электромеханический модуль содержит:

- для каждой из степеней свободы управляемого органа пилотирования относительно указанного несущего электромеханического корпуса - по меньшей мере, один приводной двигатель, действующий на указанную степень свободы управляемого органа пилотирования,

- датчики, связанные с управляемым органом пилотирования с целью определения, по меньшей мере, его положения относительно каждой из степеней свободы.

Более конкретно, изобретение касается электронного управляющего устройства органа пилотирования, входящего в состав устройства управления полетом, в котором для каждого из органов управления воздушным судном предусмотрены два таких органа пилотирования, соединенных (кинематической цепью, полностью состоящей из механических элементов, или, по меньшей мере, частично электрическими элементами) с таким органом управления так, чтобы обеспечить возможность одновременного управления движением воздушного судна двумя лицами - командиром воздушного судна и вторым пилотом.

Уровень техники

Во всем тексте настоящей заявки, если не указано обратное, термин «пилотирование» и его производные обозначают управление полетом воздушного судна, осуществляемое, по меньшей мере, одним человеком (пилотом), манипулирующим, по меньшей мере, одним органом пилотирования, таким как рукоятка, рычаг, манипулятор, педаль и т.п., соединенным с, по меньшей мере, одним органом управления, регулирующим, например, подачу топлива воздушного судна и т.п. Термин «команда» и его производные обозначают в соответствии с практикой, принятой в авиации, подачу в устройство сигналов, вызывающих заранее определенные действия такого устройства. Термин «контроль» и его производные обозначают в соответствии с практикой, принятой в авиации, обработку результатов измерений, произведенных на устройстве, и их сравнение с заранее определенными значениями с целью выявления функциональных дефектов (т.е. дефектов, вызванных какими-либо неисправностями системы (устройства и/или программного обеспечения), в отличие, в частности, от эксплуатационных дефектов, вызванных не неисправностями системы, но ошибками пользователя (первого или второго пилота) или выходом воздушного судна из нормального режима полета). Устройство контроля за работой органа пилотирования представляет собой устройство, выполняющее, по меньшей мере, функцию наблюдения за работой данного органа пилотирования, а также могущее выполнять и другие функции - в частности, функции подачи команд в данный орган пилотирования.

Известно устройство пилотирования, содержащее функциональное сопряжение рукояток управления первого и второго пилота по схеме обратной связи (осуществленное логическими и электронными средствами). Используемые в нем двигатели позволяют имитировать ощущения работы с традиционными механическими рукоятками управления, а также обеспечивать повторение каждой из рукояток движений другой.

Такое устройство обладает недостатками, связанными с его недостаточной безотказностью, а также с трудностями выявления возможных функциональных дефектов (неисправностей) для обеспечения высокой надежности его работы.

Патентная публикация ЕР 0759585 поднимает данную проблему и напоминает, что такие авиационные системы должны быть устойчивы к дефектам и, в частности, содержать дублирующие (избыточные) устройства. В соответствии с решением, рекомендуемым данным документом, для каждого из рычагов пилотирования предусматривают, с одной стороны, полный комплект дублирующих двигателей, датчиков регистрации и контуров генерирования ощущений силовой реакции системы, а с другой стороны, командный и контрольный компьютеры, подключенные так, чтобы обеспечить «самоконтроль» управляющего сигнала двигателя, соединенного с данным рычагом, его сравнение с сигналом тока двигателя и сравнение измеренных значений напряжения с эталонным сигналом, причем контрольный компьютер контролирует работу командного компьютера, причем оба данных компьютера имеют возможность отключения двигателя. Такое решение, основанное на традиционных принципах, громоздко, сложно и дорогостояще в осуществлении и в работе. В частности, для его осуществления на каждый из рычагов пилотирования должен быть предусмотрен отдельный контрольный компьютер. Кроме того, данное решение остается несовершенным постольку, поскольку оно не гарантирует выявления определенных неисправностей, которые могут повлиять на работу такого контрольного компьютера.

Раскрытие изобретения

Таким образом, настоящее изобретение направлено на устранение указанных недостатков путем предложения электронного управляющего устройства повышенной безотказности и надежности в работе, которое, в частности, также позволило бы выявлять любые неисправности, которые могут повлиять на работу контуров, используемых для контроля функционирования устройства, продолжало бы работать при возникновении дефектов в каких-либо из конструктивных элементов и, помимо того, было бы простым, легким, компактным, недорогостоящим и пригодным к установке в промышленном масштабе на борту любого воздушного судна, в том числе и воздушного судна, уже находящегося в эксплуатации.

Более конкретно, настоящее изобретение направлено на предложение такого электронного управляющего устройства, которое отличалось бы простотой и низкой стоимостью разработки, изготовления и эксплуатации, в том числе и с точки зрения энергопотребления.

Во всем тексте настоящей заявки термин «выполнено с возможностью» в применении к элементу (например, к электронной схеме) использован в обычном смысле и обозначает техническую функцию, выполняемую данным элементом.

Таким образом, в соответствии с изобретением предлагается электронное управляющее устройство для органа управления движением воздушного судна, называемого управляемым органом пилотирования, соединенным с, по меньшей мере, одним органом управления воздушным судном, причем указанный управляемый орган пилотирования установлен на несущем электромеханическом корпусе с, по меньшей мере, одной степенью свободы, а указанный несущий электромеханический корпус содержит:

- для каждой из степеней свободы управляемого органа пилотирования относительно указанного несущего электромеханического корпуса - по меньшей мере, один двигатель привода управляемого органа пилотирования, действующий на указанную степень свободы,

- датчики, соединенные с управляемым органом пилотирования для определения, по меньшей мере, его положения относительно каждой из степеней свободы,

отличающееся тем, что содержит командно-контрольный модуль управляемого органа пилотирования, причем указанный командно-контрольный модуль содержит, по меньшей мере, один электронный микроконтроллер, причем каждый из электронных микроконтроллеров выполнен с возможностью:

- выработки сигналов управления, по меньшей мере, одним из двигателей (35, 36) привода по некоторой степени свободы, называемой управляемой степенью свободы, управляемого органа пилотирования,

- приема сигналов, выдаваемых датчиками, в число которых входят:

- датчики, связанные с, по меньшей мере, одной второй степенью свободы, называемой контролируемой степенью свободы, управляемого органа пилотирования, причем указанная контролируемая степень свободы отлична от указанной управляемой степени свободы,

- и датчики, связанные с, по меньшей мере, одной степенью свободы второго органа пилотирования, причем указанная степень свободы отлична от указанной управляемой степени свободы управляемого органа пилотирования,

- контрольной цифровой обработки указанных сигналов, вырабатываемых датчиками по указанной контролируемой степени свободы, причем такая контрольная цифровая обработка сигналов обеспечивает возможность выявления любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах.

Таким образом, в устройстве по изобретению каждый из электронных микроконтроллеров является многофункциональным постольку, поскольку он обеспечивает, с одной стороны, управление, по меньшей мере, одним двигателем привода по одной из степеней свободы соответствующего управляемого органа пилотирования, а с другой стороны, контроль работы, по меньшей мере, по одной другой степени свободы (контролируемой степени свободы), отличной от управляемой степени свободы, т.е. либо другой степени свободы того же управляемого органа пилотирования, либо аналогичной или другой степени свободы органа пилотирования, отличного от управляемого органа пилотирования (в частности, второго органа пилотирования, связанного с тем же органом управления воздушным судном). Такое устройство позволяет, в частности, обнаруживать любые дефекты работы органа пилотирования и/или приводного двигателя и/или электронного микроконтроллера, соединенного с органом пилотирования, - в частности, электронного микроконтроллера, интегрированного в командно-контрольный модуль органа пилотирования.

Авторы изобретения установили, что, вопреки известным в авиации методикам, в соответствии с которыми надежность работы достигают путем дублирования составляющих, устройство по изобретению, содержащее сокращенное число многофункциональных микроконтроллеров, обладает столь же, если не более, высокой безотказностью и надежностью в работе, особенно с учетом ее простоты и того обстоятельства, что функции управления и контроля, присваиваемые каждому из микроконтроллеров, могут быть определены так, чтобы оптимизировать надежность системы, в частности, путем использования перекрестного контроля разных степеней свободы и даже разных органов пилотирования.

Кроме того, использование настоящего изобретения особенно выгодно в случае применения так называемых активных органов управления воздушным судном, т.е. органов, снабженных приводными двигателями и контурами управления, которые формируют имитацию ощущения силовой реакции органа пилотирования по каждой из степеней свободы. Действительно, электронные управляющие устройства по изобретению создают возможность осуществления особенно эффективного контроля, в частности перекрестного контроля - работы таких двигателей и управляющих контуров, причем используя сокращенное число микроконтроллеров.

Таким образом, в соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения указанный несущий электромеханический корпус содержит датчики усилия, соединенные с управляемым органом пилотирования для определения усилий, приложенных по каждой из управляемых степеней свободы, а указанный командно-контрольный модуль содержит входы для приема сигналов, вырабатываемых указанными датчиками усилия, причем каждый из электронных микроконтроллеров выполнен с возможностью приема сигналов, вырабатываемых указанными датчиками усилия, и подачи управляющих сигналов на, по меньшей мере, один из приводных двигателей для обеспечения электрической имитации ощущения переменной силовой реакции в органе пилотирования.

Кроме того, в соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения управляемый орган пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа пилотирования, соединенных с, по меньшей мере, одним органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль управляемого органа пилотирования содержит:

- входы, называемые входами перекрестного контроля, для приема сигналов, вырабатываемых датчиками, связанными со вторым органом пилотирования, а для каждой из степеней свободы - по меньшей мере, один электронный микроконтроллер, обеспечивающий прием сигналов, поступающих на входы перекрестного контроля, и выполненный с возможностью выработки сигналов управления, по меньшей мере, одним двигателем привода по данной управляемой степени свободы управляемого органа пилотирования так, чтобы обеспечить электронное сопряжение с обратной связью между данными двумя органами пилотирования.

Таким образом, два органа пилотирования связаны один с другим электронным сопряжением, причем устройство управления полетом воздушного судна содержит, по меньшей мере, один командно-контрольный модуль, обеспечивающий возможность такого электронного сопряжения с обратной связью. Однако настоящее изобретения также применимо к устройству управления полетом воздушного судна, в котором два органа пилотирования не сопряжены, но, напротив, независимы один от другого. Оно также охватывает устройство управления полетом воздушного судна, содержащее всего один орган пилотирования.

Таким образом, электронное управляющее устройство по изобретению может быть предназначено, с одной стороны, для обеспечения функционального сопряжения между двумя органами пилотирования, а с другой стороны, для осуществления управления двигателями, связанными со степенями свободы управляемого органа пилотирования с целью обеспечения имитации ощущения переменной силовой реакции.

Кроме того, в соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения устройство по изобретению также отличается тем, что управляемый орган пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа пилотирования, установленные на двух соответствующих электромеханических корпусах с одними и теми же степенями свободы и соединенные с одним и тем же органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль содержит:

- для каждой из контролируемых степеней свободы - электронный микроконтроллер, называемый микроконтроллером основного контроля, для цифровой обработки сигналов, вырабатываемых датчиками, связанными с управляемым органом пилотирования, выполненный с возможностью обнаружения любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах,

- входы, называемые входами перекрестного контроля, для приема сигналов, вырабатываемых датчиками, связанными со вторым органом пилотирования,

- для каждой из контролируемых степеней свободы - один и только один электронный микроконтроллер, называемый микроконтроллером перекрестного контроля, относящийся к данной степени свободы, причем такой микроконтроллер перекрестного контроля выполнен с возможностью цифровой обработки указанных сигналов, полученных на входах перекрестного контроля, и обнаружения любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах.

В соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения указанные входы перекрестного контроля содержат, по меньшей мере, один вход для приема, по меньшей мере, одного сигнала положения второго органа пилотирования, вырабатываемого датчиком положения, связанным с данным вторым органом пилотирования.

Кроме того, в соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения такое устройство по изобретению также отличается тем, что указанные входы перекрестного контроля содержат, по меньшей мере, один вход для приема, по меньшей мере, одного сигнала, называемого сигналом усилия, соответствующего усилию, реально оказываемому на второй орган пилотирования, и вырабатываемого, по меньшей мере, одним датчиком усилия, связанным с данным вторым органом пилотирования, причем для каждой из степеней свободы указанный электронный микроконтроллер перекрестного контроля выполнен с возможностью сравнения значения, называемого измеренным значением усилия и определенного, по меньшей мере, на основе указанного сигнала усилия, с эталонным значением, вычисленным в соответствии с заранее определенным законом на основе, по меньшей мере, сигнала положения второго органа пилотирования.

В соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения указанный электронный микроконтроллер перекрестного контроля выполнен с возможностью сравнения разности между указанным измеренным значением усилия и указанным эталонным значением с заранее определенным пороговым значением и формирования сигнала, сообщающего о неисправности, в случае превышения такой разностью указанного заранее определенного порогового значения.

В соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения управляемый орган пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа пилотирования, установленные на двух соответствующих электромеханических корпусах с одними и теми же степенями свободы и соединенные с одним и тем же органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль содержит:

- первый электронный микроконтроллер, осуществляющий функции:

- выработки сигналов управления в режиме ведущего для первого двигателя привода по первой степени свободы управляемого органа пилотирования,

- выработки сигналов управления в режиме ведомого для первого двигателя привода по второй степени свободы управляемого органа пилотирования,

- основного контроля управляемого органа пилотирования по второй степени свободы,

- перекрестного контроля второго органа пилотирования по одной из двух степеней свободы, в частности по второй степени свободы,

- второй электронный микроконтроллер, осуществляющий функции:

- выработки сигналов управления в режиме ведущего для второго двигателя привода по второй степени свободы управляемого органа пилотирования,

- выработки сигналов управления в режиме ведомого для второго двигателя привода по первой степени свободы управляемого органа пилотирования,

- основного контроля управляемого органа пилотирования по первой степени свободы,

- перекрестного контроля второго органа пилотирования по второй из двух степеней свободы (т.е. по степени свободы, отличной от той, по которой первый микроконтроллер осуществляет перекрестный контроль другого органа пилотирования), в частности по первой степени свободы.

Кроме того, в соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения указанный командно-контрольный модуль заключен в корпус, выполненный с возможностью установки на несущем электромеханическом корпусе управляемого органа пилотирования.

В связи с этим следует отметить, что электронное управляющее устройство по изобретению - и, в частности, указанный корпус, содержащий командно-контрольный модуль, - может быть осуществлено абсолютно симметричным с точки зрения его подсоединения и работы, так, чтобы обеспечить возможность его подключения как к органу пилотирования - в частности, рукоятке (включая мини-рукоятку) - первого пилота, так и к органу пилотирования - в частности, рукоятке - второго пилота, без каких-либо модификаций аппаратного или программного обеспечения. Таким образом, один и тот же корпус, содержащий электронное управляющее устройство по изобретению, - в частности, командно-контрольный модуль, - может быть установлен и подсоединен с равным успехом как на несущем электромеханическом корпусе рукоятки первого пилота, так и на несущем электромеханическом корпусе рукоятки второго пилота. Это позволяет, в частности, получить значительную экономию при производстве в промышленном масштабе.

Изобретение также охватывает устройство управления полетом воздушного судна, содержащее, по меньшей мере, один орган пилотирования, соединенный с, по меньшей мере, одним из органов управления воздушным судном, отличающееся тем, что содержит электронное управляющее устройство органа управления полетом воздушного судна по изобретению.

Более конкретно, изобретение охватывает устройство управления полетом воздушного судна, содержащее два органа пилотирования, соединенные с, по меньшей мере, одним и тем же органом управления воздушным судном, и отличающееся тем, что содержит для каждого из органов пилотирования электронное управляющее устройство по изобретению - в частности, командно-контрольный модуль, - относящееся к данному органу пилотирования. Таким образом, устройство управления полетом воздушного судна по изобретению содержит два электронных управляющих устройства по изобретению - в частности, два командно-контрольных модуля, - по одному на каждый из органов пилотирования, причем каждое из электронных управляющих устройств - и принадлежащий к нему командно-контрольный модуль - связано с одним из двух органов пилотирования (в частности, встроено в корпус, установленный на его несущем электромеханическом корпусе) и выполняет функции управления и основного контроля того управляемого органа пилотирования, с которым оно связано, а также, предпочтительно, функции перекрестного контроля второго органа пилотирования.

В соответствии с оптимальным вариантом осуществления изобретения два электронных управляющих устройства по изобретению идентичны. Действительно, с точки зрения их конструкции, подключения и работы они симметричны. В связи с этим следует отметить, что электронное управляющее устройство по изобретению встроено непосредственно в орган пилотирования и прикреплено к его несущему электромеханическому корпусу, в результате чего оно не образует системы, внешней по отношению к двум органам пилотирования (как это происходило бы, например, в случае центрального устройства, расположенного между двумя устройствами пилотирования).

Настоящее изобретение также охватывает воздушное судно, отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, одно устройство управления полетом по изобретению, в частности устройство управления полетом, содержащее две рукоятки пилотирования по крену и тангажу. В воздушном судне по изобретению каждый из органов пилотирования снабжен электронным управляющим устройством по изобретению.

Настоящее изобретение также охватывает электронное управляющее устройство, устройство управления полетом воздушного судна и воздушное судно, обладающие в сочетании всеми или некоторыми из выше- или нижеупомянутых отличиями.

Краткое описание чертежей

Другие задачи, особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приведенного со ссылками на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие один из предпочтительных вариантов осуществления изобретения, не накладывая каких-либо ограничений. На чертежах:

на фиг.1 схематически изображены в перспективе части двух органов пилотирования устройства управления полетом воздушного судна по изобретению,

на фиг.2 схематически представлены основные конструктивные элементы органа пилотирования по фиг.1,

на фиг.3 схематически представлен в перспективе частично разобранный орган пилотирования по фиг.1,

на фиг.4 приведена функциональная блок-схема, иллюстрирующая общую архитектуру командно-контрольного модуля органа пилотирования электронного управляющего устройства по изобретению,

на фиг.5 приведена функциональная блок-схема, иллюстрирующая соединения между датчиками и различными каналами двух органов пилотирования устройства управления полетом воздушного судна по изобретению,

на фиг.6 приведена функциональная блок-схема, иллюстрирующая соединения между электронными микроконтроллерами двух электронных управляющих устройств по изобретению двух органов пилотирования устройства управления полетом воздушного судна по изобретению,

на фиг.7 приведена логическая схема, иллюстрирующая пример логики, используемой для перекрестного контроля в устройстве по изобретению,

на фиг.8 приведена функциональная блок-схема, иллюстрирующая архитектуру нормальной работы командно-контрольного модуля органа пилотирования устройства управления полетом воздушного судна по изобретению,

на фиг.9 приведена функциональная блок-схема, иллюстрирующая работу автоматических средств, используемых в электронном управляющем устройстве органа пилотирования по изобретению для каждой из степеней свободы,

фиг.10 и 11 аналогичны фиг.8 и иллюстрируют принципы работы системы в случае дефекта электропитания или работы двигателя для одной из степеней свободы и, соответственно, в случае функционального дефекта одного из электронных микроконтроллеров.

Осуществление изобретения

На фиг.1 представлено устройство управления полетом воздушного судна по изобретению, которое в настоящем примере содержит две поворачивающиеся мини-рукоятки 21, 22 пилотажа воздушного судна, из которых одна, рукоятка 21, предназначена для использования командиром воздушного судна, а другая, рукоятка 22, - для использования вторым пилотом.

Каждая из мини-рукояток 21, 22 установлена на электромеханическом несущем корпусе 23 или, соответственно, 24, который, как видно из фиг.2, содержит, в частности, кинематическую систему направления вращения мини-рукоятки вокруг оси 25 тангажа и оси 26 крена, а также, для каждой из данных осей, по меньшей мере, датчики 27, 28 углового положения, в предпочтительном варианте осуществления изобретения - также и датчики 29, 30 угловой скорости (а в не представленном на чертежах варианте осуществления изобретения - также и датчики углового ускорения), и датчики 31, 32 усилия, возвратные пружины 33, 34, соединенные с рычагами, которые позволяют возвращать мини-рукоятку в нейтральное положение, и приводные двигатели (а именно по два двигателя 35а, 35b и 36а, 36b на ось, совместно представленные и обозначенные на фиг.2 ссылочными номерами 35, 36), которые, в частности, позволяют образовывать на мини-рукоятке пару вращения с целью создания изменяемого ощущения силовой реакции системы путем имитации электрическими средствами. Датчики 27, 28 углового положения могут содержать датчики, определяющие угловое положение самой мини-рукоятки 21, 22, и/или датчики, определяющие угловое положение ведущего вала, по меньшей мере, одного из, а в частности обоих, приводных двигателей 35, 36. Все датчики выполнены с возможностью непрерывной выработки сигналов в режиме реального времени.

Такие органы пилотирования и соответствующие им несущие электромеханические корпуса хорошо известны сами по себе и не нуждаются в более подробном описании.

Настоящее изобретение также охватывает любые другие типы органов управления полетом воздушного судна, например педали, рычаги управления двигателем воздушного судна и т.п. Оно охватывает органы управления полетом воздушного судна, воздействующие на любое число степеней свободы из возможных вращательных и поступательных степеней свободы.

Для каждого из несущих электромеханических корпусов 23, 24 предусмотрен второй корпус, называемый управляющим корпусом 37, 38, который содержит электронный командно-контрольный модуль 47, 48, соединенный с соответствующим органом 21, 22 пилотирования. Как показано на фиг.3, такой управляющий корпус 37, 38 прикреплен винтами непосредственно к вертикальной поверхности несущего электромеханического корпуса 23, 24, причем два корпуса 37, 38 и 23, 24 электрически соединены один с другим посредством соответствующих соединительных элементов 39. Разъемы, установленные на вертикальной поверхности несущего электромеханического корпуса 23, 24, электрически соединены с различными электрическими элементами, находящимися внутри данного корпуса, а именно с вышеупомянутыми датчиками и двигателями.

Каждый из управляющих корпусов 37, 38 также снабжен разъемами 41, которые обеспечивают возможность его соединения с управляющим корпусом 38, 37, связанным со вторым органом пилотирования (в частности, для передачи сигналов, обеспечивающих возможность перекрестного контроля, описанного ниже), а также с различными другими электрическими и/или вычислительным системами воздушного судна, в частности с вычислительной системой автоматического пилотирования.

На фиг.4 схематически представлена общая архитектура электронного командно-контрольного модуля 47, 48, содержащегося в одном из управляющих корпусов 37, 38. Электромеханический корпус 23, 24 схематически представлен на данном чертеже справа, а внешние разъемы 41 схематически представлены слева.

В проиллюстрированном варианте осуществления изобретения каждый из командно-контрольных модулей 47, 48 содержит два канала 42, 43 или, соответственно, 44, 45, причем каждый из каналов 42, 43, 44, 45 содержит, по существу, единственный электронный микроконтроллер 52, 53, 54, 55. Каждый из каналов позволяет осуществлять управление одним из двух приводных двигателей каждой из осей вращения, обеспечивая получение 50% пары сил, которая должна быть получена на данной оси. Другими словами, каждый из электронных командно-контрольных модулей 47, 48 содержит два микроконтроллера 52, 53 или, соответственно, 54, 55, причем каждый из этих микроконтроллеров воздействует на вращение вокруг двух осей, обеспечивая получение 50% пары сил на каждой из осей вращения при помощи одного из двух двигателей.

Кроме того, каждый из микроконтроллеров 52, 53, 54, 55 также выполнен с возможностью осуществления функций контроля работы системы, как более подробно описано ниже.

Как видно из фиг.4, микроконтроллер 52, 54 первого канала 42, 44 обеспечивает при помощи форматирующего контура 56 непрерывную выработку в режиме реального времени сигналов 62 управления контуром 58 электропитания первого приводного двигателя, используемого для вращения вокруг оси крена, и сигналов 63 управления контуром 59 электропитания второго приводного двигателя, используемого для вращения вокруг оси тангажа. Микроконтроллер 53, 55 второго канала 43, 45 обеспечивает при помощи форматирующего контура 57 непрерывную выработку в режиме реального времени сигналов 64 управления контуром 60 электропитания третьего приводного двигателя, используемого для вращения вокруг оси крена, и сигналов 65 управления контуром 61 электропитания четвертого приводного двигателя, используемого для вращения вокруг оси тангажа.

Кроме того, все датчики дублированы, и микроконтроллер 52, 54 первого канала 42, 44 получает через посредство форматирующего контура 56 сигналы 66, вырабатываемые для каждой из осей вращения первым набором датчиков углового положения, угловой скорости и/или углового ускорения, а также датчиков усилия, а микроконтроллер 53, 55 второго канала 43, 45 получает через посредство форматирующего контура 57 сигналы 67, вырабатываемые для каждой из осей вращения вторым набором датчиков углового положения, угловой скорости и/или углового ускорения, а также датчиков усилия.

Помимо этого, каждый из каналов 42, 43, 44, 45 получает электропитание 68, в частности, в виде постоянного напряжения, через внешние разъемы 41. Напряжение 68 питания поступает на умножитель 71 (или, соответственно, 72) напряжения, обеспечивающий питание контуров 58, 59 (или, соответственно, 60, 61) питания двигателей. Напряжение 68 питания также поступает на преобразователь 73 или, соответственно, 74 напряжения, который обеспечивает питание каждого из микроконтроллеров 52, 53, 54, 55, а также различных датчиков электромеханического корпуса 23, 24. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления изобретения такое напряжение 68 питания поступает от двух источников с разным напряжением, один из которых обеспечивает питание микроконтроллера 52, 54 первого канала и одного из приводных двигателей 35, 36 каждой из осей вращения, а второй - питание микроконтроллера 53, 55 второго канала и другого приводного двигателя 35, 36 каждой из осей вращения.

Внешние разъемы 41 содержат, кроме того, последовательные порты 75 или, соответственно, 76, например, типа RS422, а также порты 77 или, соответственно, 78 ввода и порты 79 или, соответственно, 80 вывода, причем такие порты 75-80 связаны с микроконтроллером 52, 53, 54, 55 через контур 69 или, соответственно, 70 фильтрации и контур 88 или, соответственно, 89 формирования сигналов.

Два канала 42, 44 и, соответственно, 43, 45 также соединены между собой внутренней последовательной шиной 97 или, соответственно, 98.

На фиг.5 приведен пример архитектуры оборудования и соединений датчиков. Каждый из органов 21, 22 пилотирования оборудован, для каждой из осей 25, 26, шестью наборами датчиков 27, 28 углового положения, датчиков 29, 30 угловой скорости и датчиков 31, 32 усилия, а именно:

- для оси 25 тангажа:

- первым набором 81, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные с первым каналом 42, 44 соответствующего органа 21, 22 пилотирования;

- вторым набором 82, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные со вторым каналом 43, 45 соответствующего органа 21, 22 пилотирования;

- третьим набором 83, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные с первым каналом 44, 42 другого органа 22, 21 пилотирования;

- четвертым набором 84, пятым набором 85 и шестым набором 86, каждый из которых содержит датчик углового положения и датчик усилия, соединенные с вычислительной системой 87 автоматического пилотирования воздушного судна (вычислителем команд полета);

- для оси 26 крена:

- первым набором 91, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные с первым каналом 42, 44 соответствующего органа 21, 22 пилотирования;

- вторым набором 92, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные со вторым каналом 43, 45 соответствующего органа 21, 22 пилотирования;

- третьим набором 93, содержащим датчик углового положения, датчик угловой скорости и датчик усилия, соединенные со вторым каналом 45, 43 другого органа 22, 21 пилотирования;

- четвертым набором 94, пятым набором 95 и шестым набором 96, каждый из которых содержит датчик углового положения и датчик усилия, соединенные с вычислительной системой 87 автоматического пилотирования воздушного судна (вычислителем команд полета).

Таким образом, обеспечивают дублирование, позволяющее исключить потерю функции определения какого-либо параметра в результате какой бы то ни было единичной неисправности.

На фиг.6 представлена архитектура логических соединений электронных микроконтроллеров 52, 53, 54, 55 различных каналов электронных командно-контрольных модулей 47, 48 различных органов пилотирования. Четыре микроконтроллера 52, 53, 54, 55 соединены между собой попарно посредством шести последовательных шин, а именно двумя внутренними последовательными шинами 97, 98 и четырьмя внешними последовательными шинами 99, 100, 101, 102, соединенными с последовательными портами 75, 76 разъемов 41, причем для каждого микроконтроллера предусмотрена пара таких последовательных портов 75, 76.

Первая внешняя последовательная шина 99 соединяет микроконтроллер 52 первого канала 42 электронного командно-контрольного модуля 47, связанного с мини-рукояткой 21 командира воздушного судна, с микроконтроллером 54 первого канала 44 электронного командно-контрольного модуля 48, связанного с мини-рукояткой 22 второго пилота. Вторая внешняя последовательная шина 100 соединяет микроконтроллер 53 второго канала 43 электронного командно-контрольного модуля 47, связанного с мини-рукояткой 21 командира воздушного судна, с микроконтроллером 55 второго канала 45 электронного командно-контрольного модуля 48, связанного с мини-рукояткой 22 второго пилота. Третья внешняя последовательная шина 101 соединяет микроконтроллер 52 первого канала 42 электронного командно-контрольного модуля 47, связанного с мини-рукояткой 21 командира воздушного судна, с микроконтроллером 55 второго канала 45 электронного командно-контрольного модуля 48, связанного с мини-рукояткой 22 второго пилота. Четвертая внешняя последовательная шина 102 соединяет микроконтроллер 53 второго канала 43 электронного командно-контрольного модуля 47, связанного с мини-рукояткой 21 командира воздушного судна, с микроконтроллером 54 первого канала 44 электронного командно-контрольного модуля 48, связанного с мини-рукояткой 22 второго пилота.

Кроме того, каждый из микроконтроллеров 52, 53, 54, 55 предпочтительно соединен с центральной вычислительной системой 103 воздушного судна так, чтобы образовывать вместе с ней сеть типа CAN.

В приведенных ниже таблицах 1 и 2 перечислены основные сигналы, приписанные к каждому из контроллеров 52, 53, 54, 55, а именно сигналы, поступающие на их входы и имеющие отношение к их работе в рамках настоящего изобретения, т.е. сигналы команд и сигналы электронного контроля работы органов пилотирования (данные микроконтроллеры также могут обрабатывать и другие, не перечисленные в данных таблицах, сигналы, в частности сигналы, относящиеся к некоторым функциям обеспечения безопасности или к командам конкретных движений органов пилотирования, требующих выработки особых видов силовой реакции).

В каждой из таблиц для каждой оси (крена или тангажа) перечислены сигналы, поступающие на вход микроконтроллера от датчиков, связанных с мини-рукояткой, управляемой тем электронным командно-контрольным модулем, к которому принадлежит данный микроконтроллер, или с другой мини-рукояткой.

Как видно из таблиц, каждый из микроконтроллеров принимает сигналы, поступающие на его вход от разных датчиков, в том числе от датчиков, по меньшей мере, одной оси мини-рукоятки, отличной от мини-рукоятки, управляемой тем электронным командно-контрольным модулем, к которому принадлежит данный микроконтроллер.

Таким образом, каждый из микроконтроллеров представляет собой одновременно контур основного контроля цифровой обработки сигналов, полученных от датчиков, связанных с управляемой им мини-рукояткой, и контур перекрестного контроля, позволяющий осуществлять контроль работы второй мини-рукоятки, по меньшей мере, по одной из ее осей. На практике, в проиллюстрированном примере, микроконтроллер 52, 54 осуществляет, с одной стороны, основной контроль осей крена и тангажа управляемой рукоятки, а также, для каждой из осей, управление первым двигателем, соответствующим данной оси, а с другой стороны - перекрестный контроль оси тангажа второй рукоятки; второй микроконтроллер 53, 55 осуществляет, с одной стороны, основной контроль осей крена и тангажа управляемой рукоятки, а также, для каждой из осей, управление вторым двигателем, соответствующим данной оси, а с другой стороны - перекрестный контроль оси крена второй рукоятки. Само собой разумеется, что такая архитектура представляет собой лишь один из возможных примеров, и, в частности, что каждый из микроконтроллеров может осуществлять перекрестный контроль обеих осей, крена и тангажа.

Таблица 1
ПЕРВЫЙ МИКРОКОНТРОЛЛЕР 52, 54
ось задействованная рукоятка сигнал функция относительно электронного управляющего модуля
тангаж управляемая рукоятка датчик пары сил 81 ВХОД
тангаж управляемая рукоятка датчик положения рукоятки 81 вход
тангаж управляемая рукоятка датчик скорости рукоятки 81 вход
крен управляемая рукоятка датчик пары сил 91 вход
крен управляемая рукоятка датчик положения рукоятки 91 вход
крен управляемая рукоятка датчик скорости рукоятки 91 вход
тангаж другая рукоятка датчик пары сил 83 вход
тангаж другая рукоятка датчик положения рукоятки 83 вход
тангаж другая рукоятка датчик скорости рукоятки 83 вход
крен управляемая рукоятка датчик положения двигателя 91 вход
крен управляемая рукоятка ток питания двигателя вход
крен управляемая рукоятка напряжение питания двигателя вход
крен управляемая рукоятка сигналы управления ШИМ двигателя выход
тангаж управляемая рукоятка датчик положения двигателя 81 вход
тангаж управляемая рукоятка ток питания двигателя вход
тангаж управляемая рукоятка напряжение питания двигателя вход
тангаж управляемая рукоятка сигналы управления ШИМ двигателя выход
тангаж и крен управляемая рукоятка команда включения автопилота вход
тангаж управляемая рукоятка команда положения автопилота вход
крен управляемая рукоятка команда положения автопилота вход
тангаж и крен обе рукоятки последовательная шина 99 вход/выход
тангаж и крен обе рукоятки последовательная шина 101 или 102 вход/выход
тангаж и крен управляемая рукоятка внутренняя последовательная шина 97 или 98 вход/выход
тангаж и крен управляемая рукоятка шина CAN вход/выход
Таблица 2
ВТОРОЙ МИКРОКОНТРОЛЛЕР 53, 55
ось задействованная рукоятка сигнал функция относительно электронного управляющего модуля
тангаж управляемая рукоятка датчик пары сил 82 ВХОД
тангаж управляемая рукоятка датчик положения рукоятки 82 вход
тангаж управляемая рукоятка датчик скорости рукоятки 82 вход
крен управляемая рукоятка датчик пары сил 92 вход
крен управляемая рукоятка датчик положения рукоятки 92 вход
крен управляемая рукоятка датчик скорости рукоятки 92 вход
крен другая рукоятка датчик пары сил 93 вход
крен другая рукоятка датчик положения рукоятки 93 вход
крен другая рукоятка датчик скорости рукоятки 93 вход
крен управляемая рукоятка датчик положения двигателя 92 вход
крен управляемая рукоятка ток питания двигателя вход
крен управляемая рукоятка напряжение питания двигателя вход
крен управляемая рукоятка сигналы управления ШИМ двигателя выход
тангаж управляемая рукоятка датчик положения двигателя 82 вход
тангаж управляемая рукоятка ток питания двигателя вход
тангаж управляемая рукоятка напряжение питания двигателя вход
тангаж управляемая рукоятка сигналы управления ШИМ двигателя выход
тангаж и крен управляемая рукоятка команда включения автопилота вход
тангаж управляемая рукоятка команда положения автопилота вход
крен управляемая рукоятка команда положения автопилота вход
тангаж и крен обе рукоятки последовательная шина 100 вход/выход
тангаж и крен обе рукоятки последовательная шина 101 или 102 вход/выход
тангаж и крен управляемая рукоятка внутренняя последовательная шина 97 или 98 вход/выход
тангаж и крен управляемая рукоятка шина CAN вход/выход

Фиг.7 иллюстрирует логику, используемую каждым из электронных микроконтроллеров 52-55 для перекрестного контроля по одной из двух осей 25, 26. Электронный микроконтроллер получает для данной оси 25, 26 сигналы, вырабатываемые датчиками 27-30, а именно, по меньшей мере, один сигнал 110 положения (значение угла 9 вращения) управляемой мини-рукоятки 21, 22 и сигнал 111 положения второй мини-рукоятки 22, 21. Кроме того, он предпочтительно получает сигнал 112 скорости управляемой мини-рукоятки и сигнал 113 скорости второй мини-рукоятки 22, 21. Данные сигналы 112, 113 скорости могут быть выработаны датчиками скорости или вычислены путем дифференцирования по времени сигналов положения θ(t), вырабатываемых с течением времени датчиками, которые измеряют угловое положение каждой из мини-рукояток. Электронный микроконтроллер также предпочтительно получает сигнал 152, соответствующий ускорению управляемой мини-рукоятки 21, 22, и сигнал 153, соответствующий ускорению второй мини-рукоятки 22, 21. Данные сигналы 152, 153 могут быть выработаны датчиками углового ускорения или вычислены путем двойного дифференцирования по времени сигналов положения θ(t), вырабатываемых с течением времени датчиками, которые измеряют угловое положение каждой из мини-рукояток. Электронный микроконтроллер 52-55 выполнен с возможностью приведения в действие вычислительного модуля 114 для вычисления теоретического значения усилия на основе данных сигналов. Данный вычислительный модуль 114 использует заранее определенные законы (представленные данными, сохраненными в памяти, например, в форме таблиц), которые позволяют вычислить для каждой из осей каждой из мини-рукояток теоретическое значение пары сил, соответствующее данному угловому положению, а также, в предпочтительном варианте осуществления изобретения, теоретическое значение пары сил, соответствующее данной угловой скорости по данной оси, и/или рукояток, теоретическое значение пары сил, соответствующее данному угловому ускорению по данной оси.

Если две мини-рукоятки 21, 22 связаны одна с другой логическим и электронным сопряжением при помощи электронных командно-контрольных модулей 47, 48, вычислительный модуль 114 вычисляет для каждой из осей каждой из мини-рукояток теоретическое значение 115 пары сил, которая должна быть приложена к одной из осей каждого из органов 21, 22 пилотирования. Такое теоретическое значение 115 представляет собой алгебраическую (вычисленную с учетом знаков, т.е. направлений, пар сил) сумму теоретических значений пар сил, соответствующих ранее вычисленным значениям углового положения, угловой скорости и углового ускорения. Следует отметить, что в случае сопряжения двух мини-рукояток 21, 22 теоретическое значение 115, полученное для одной из рукояток, совпадает с аналогичным значением, полученным для другой рукоятки.

Кроме того, электронный микроконтроллер 52-55 также получает значения, выработанные для соответствующей оси датчиками 31, 32 усилия, т.е. сигнал 116 значения пары сил, измеренного на данной оси для управляемой мини-рукоятки 21, 22, и сигнал 117 значения пары сил, измеренного на данной оси для второй мини-рукоятки 22, 21. Электронный микроконтроллер 52-55 приводит в исполнение модуль 118, вычисляющий алгебраическую (вычисленную с учетом знаков, т.е. направлений, пар сил) сумму измеренных значений пар сил, причем данный модуль 118 выдает значение 119, соответствующее такой алгебраической сумме суммарных измеренных усилий. Электронный микроконтроллер 52-55 приводит в исполнение модуль 120, который вычисляет разность 121 между теоретическим значением 115 и значением 120, соответствующим алгебраической сумме измеренных значений усилия, а также модуль 122, который сравнивает данное значение 121 разности с заранее определенным и сохраненным в памяти пороговым значением 123. Если значение 121 превосходит по абсолютной величине пороговое значение 123, микроконтроллер 52-55 вырабатывает сигнал 124, сообщающий о наличии функционального дефекта. Такой перекрестный контроль, осуществляемый путем вычисления алгебраической суммы сигналов измеренных значений пар сил на двух органах пилотирования и выявления изменений такой суммы, особенно прост и, в большинстве случаев, достаточен. Однако ничто не препятствует использованию в других вариантах осуществления изобретения любой другой функции сочетания сигналов от двух органов пилотирования, в частности, полиномиальной или любой другой формы.

Если две мини-рукоятки 21, 22 не связаны электронным сопряжением, т.е. независимы одна от другой, теоретическое значение 115 (которое для соответствующей мини-рукоятки 21, 22 по-прежнему равно алгебраической сумме теоретических значений пар сил, которые могут быть определены по угловому положению, угловой скорости и угловому ускорению) сравнивают со значением сигнала 116 или 117, т.е. значением пары сил, измеренным на оси той же мини-рукоятки 21, 22, при помощи модуля 120, который вычисляет разность между данными значениями, причем полученную разность сравнивают затем по абсолютному значению с пороговым значением, а в случае превышения порогового значения электронный микроконтроллер испускает сигнал, сообщающий о наличии функционального дефекта.

Фиг.8 иллюстрирует состояние одного из электронных командно-контрольных модулей 47, 48 в нормальном рабочем режиме. Каждый из электронных командно-контрольных модулей 47, 48 вырабатывает командные сигналы 62, 64; 63, 65 одновременно для двух двигателей 35, 36 каждой из осей управляемой мини-рукоятки. Для каждой из осей первый микроконтроллер 52, 54 вырабатывает сигнал управления первым мотором на 50% пары сил, которая должна быть создана на данной оси, а второй микроконтроллер 53, 55 вырабатывает сигнал управления вторым мотором на 50% пары сил, которая должна быть создана на данной оси.

Кроме того, каждый из микроконтроллеров многофункционален и выполняет, с одной стороны, функции управления одним из двигателей для каждой из степеней свободы в рамках контуров обратной связи по положению и скорости для формирования ощущения силовой реакции, а с другой стороны, функции контроля командных сигналов, что позволяет избегать отклонения параметров и выявлять неисправности.

В нормальном режиме работы, когда один из электронных микроконтроллеров 52, 54 или 53, 55 одного из электронных командно-контрольных модулей 47, 78 выполняет функции управления по одной из осей управляемой мини-рукоятки, другой электронный микроконтроллер 53, 55 или 52, 54 того же электронного командно-контрольного модуля 47, 48 выполняет функции контроля по данной оси.

Кроме того, два электронных микроконтроллера одного и того же электронного командно-контрольного модуля 47, 48 связаны между собой так, чтобы обеспечить возможность их работы в режиме ведущего и ведомого. Ведущий электронный микроконтроллер выполняет функции управления одним из двигателей по одной из осей и контроля его тока, а ведомый микроконтроллер выполняет функции управления и контроля тока второго двигателя той же оси. Если один из электронных микроконтроллеров работает в режиме ведущего по одной из осей, он одновременно работает в режиме ведомого по второй оси.

Фиг.9 иллюстрирует пример осуществления данной схемы работы ведущего и ведомого микроконтроллеров одного из электронных командно-контрольных модулей 47, 78 для одной из осей 21, 22.

Работа в режиме ведущего происходит следующим образом.

Первый микроконтроллер 52, 54 получает сигналы 116, 117 результатов измерений усилия на оси, вычисляет их алгебраическую сумму и приводит в исполнение модуль 125, который позволяет применить вышеупомянутый заранее определенный закон, связывающий положение и значение пары сил, с получением значения 126, соответствующего эталонному теоретическому положению оси управляемой мини-рукоятки. Модуль 127 вычисляет разность 128 между данным значением 126 и значением сигнала 110 измеренного положения управляемой мини-рукоятки. Данную разность 128 использует модуль 129 вычисления установочного значения 130 пары сил. Модуль 129 выполняет заранее установленную автоматическую функцию, например, типа ПИД (пропорционально-интегрально-дифференциальной регулировки). Таким образом, первый микроконтроллер 52, 54 формирует контур 132 обратной связи по положению на основе измеренных значений 116, 117 пары сил.

Установочное значение 130 пары сил поступает в модуль 130 обнаружения дефектов, а затем - на вход контура 133 обратной связи по току одного из двигателей 35а, 36а данной оси. Контур 133 содержит модуль 134, сравнивающий установочное значение 130 со значением 135, соответствующим результатам измерений пары сил, реально создаваемой на двигателе контуром 58, 60 электропитания. Такое значение 135 может представлять собой, например, измеренную величину силы тока, подаваемого на двигатель контуром 58, 60 электропитания. Разность 136 между установочным значением 130 и измеренным значением 135 поступает в модуль 137, который выполняет заранее установленную автоматическую функцию, например, типа ПИД (пропорционально-интегрально-дифференциальной регулировки), для регулирования тока путем подачи на контур 58, 60 электропитания двигателя 35а, 36а управляющего сигнала, зависящего от такого сигнала 138.

Работа в режиме ведомого происходит следующим образом.

Второй микроконтроллер 53, 55 содержит контур 139 обратной связи по положению, работающий на основе измеренных значений 116, 117 усилия, причем данный контур 139 идентичен контуру 132 обратной связи по положению, используемому первым микроконтроллером 52, 54. Таким образом, данный контур 139 также вырабатывает установочное значение 140 пары сил, которое поступает в модуль 141 обнаружения дефектов, а затем - на вход контура 143 обратной связи по току второго из приводных двигателей 35b, 36b данной оси. Контур 143 обратной связи по току идентичен контуру 133 обратной связи по току, используемому первым микроконтроллером 52, 54.

Кроме того, установочное значение 130 пары сил, выработанное первым электронным микроконтроллером 52, 54, поступает во второй электронный микроконтроллер 53, 55, где его использует модуль 145 контроля работы, приводимый в действие вторым электронным микроконтроллером 53, 55 для его сравнения с установочным значением 140 пары сил, выработанным вторым микроконтроллером. Модуль 145 определяет разность между двумя значениями 130, 140 и сравнивает такую разность по абсолютной величине с заранее определенным пороговым значением. В случае превышения порогового значения модуль 145 вырабатывает сигнал обнаружения дефекта, используемый, например, модулем 141. Таким образом, второй электронный микроконтроллер 53, 55 осуществляет контроль работы в режиме ведомого первым электронным микроконтроллером 52, 54.

Как видно из фиг.8, два микроконтроллера производят обмен сигналами 130, 140 установочных значений пары сил по внутренней последовательной шине 97, 98 в полнодуплексном режиме, причем каждый сигнал имеет в соответствии с ситуацией статус ведущего или ведомого. На фиг.8 в блоках 155 и, соответственно, 156, представляющих микроконтроллеры, показано состояние микроконтроллеров относительно каждой из осей 25 и, соответственно, 26. Командный режим в состоянии ведущего представлен штриховкой, а командный режим в состоянии ведомого - отсутствием штриховки в соответствующих частях блоков 155, 156. Функция контроля работы по оси 25, 26 обозначена введением в блок 155, 156 буквы «М».

Фиг.10 аналогична фиг.8, но иллюстрирует состояние электронного командно-контрольного модуля 47, 48 в случае неисправности, по меньшей мере, одного из контуров 58-61 электропитания двигателя или, по меньшей мере, одного из двигателей 35, 36. В представленном примере предполагается наличие такого дефекта в работе второго приводного двигателя 35b оси 25 тангажа, управление которым в нормальном состоянии производит в режиме ведущего второй канал 43, 45. Как видно из чертежа, электронный командно-контрольный модуль автоматически изменяет свою конфигурацию так, что первый микроконтроллер 52, 54, обычно работающий в режиме ведомого, становится ведущим, а сигнал 62 управления первым двигателем 35а управляет 100% пары сил, которая должна быть создана на оси 25. Кроме того, конфигурация второго микроконтроллера 53, 55 также изменена так, чтобы обеспечить его контроль работы по оси 25 тангажа в режиме ведомого.

На фиг.11 представлено состояние электронного командно-контрольного модуля 47, 48 в случае неисправности одного из микроконтроллеров, а именно второго микроконтроллера 53, 55 в приведенном примере. Электронный командно-контрольный модуль 47, 48 автоматически изменяет свою конфигурацию так, что другой электронный микроконтроллер 52, 54 становится ведущим в управлении по обеим осям и обеспечивает 100% требуемых пар сил при помощи сигналов 62 и, соответственно, 65 управления.

Настоящее изобретение позволяет обеспечить полную устойчивость устройства к единичным неисправностям, что достигается простыми, эффективными и экономичными методами. Изобретение допускает многочисленные варианты осуществления и применения.

1. Электронное управляющее устройство для органа управления движением воздушного судна, называемого управляемым органом (21, 22) пилотирования, соединенным с, по меньшей мере, одним органом управления воздушным судном, причем указанный управляемый орган (21, 22) пилотирования установлен на несущем электромеханическом корпусе (23, 24) с, по меньшей мере, одной степенью свободы, а указанный несущий электромеханический корпус (23, 24) содержит:
- для каждой из степеней свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования относительно указанного несущего электромеханического корпуса (23, 24) - по меньшей мере, один двигатель (35, 36) привода управляемого органа (21, 22) пилотирования, действующий на указанную степень свободы,
- датчики, соединенные с управляемым органом (21, 22) пилотирования для определения, по меньшей мере, его положения относительно каждой из степеней свободы,
отличающееся тем, что содержит командно-контрольный модуль (47, 48) управляемого органа (21, 22) пилотирования, причем указанный командно-контрольный модуль (47, 48) содержит, по меньшей мере, один электронный микроконтроллер, причем каждый из электронных микроконтроллеров выполнен с возможностью:
- выработки сигналов управления, по меньшей мере, одним из двигателей (35, 36) привода по некоторой степени свободы, называемой управляемой степенью свободы, управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- приема сигналов, выдаваемых датчиками, в число которых входят:
• датчики, связанные с, по меньшей мере, одной второй степенью свободы, называемой контролируемой степенью свободы, управляемого органа (21, 22) пилотирования, причем указанная контролируемая степень свободы отлична от указанной управляемой степени свободы,
• и датчики, связанные с, по меньшей мере, одной степенью свободы второго органа (22, 21) пилотирования, причем указанная степень свободы отлична от указанной управляемой степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- контрольной цифровой обработки указанных сигналов, вырабатываемых датчиками по указанной контролируемой степени свободы, причем такая контрольная цифровая обработка сигналов обеспечивает возможность выявления любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанный несущий электромеханический корпус (23, 24) содержит датчики (31, 32) усилия, соединенные с управляемым органом (21, 22) пилотирования для определения усилий, приложенных по каждой из управляемых степеней свободы, а указанный командно-контрольный модуль (47, 48) содержит входы для приема сигналов, вырабатываемых указанными датчиками (31, 32) усилия, причем каждый из электронных микроконтроллеров выполнен с возможностью приема сигналов, вырабатываемых указанными датчиками (31, 32) усилия, и подачи управляющих сигналов на, по меньшей мере, один из приводных двигателей для обеспечения электрической имитации ощущения переменной силовой реакции в органе (21, 22) пилотирования.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что управляемый орган (21, 22) пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа (21, 22) пилотирования, соединенных с, по меньшей мере, одним органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль (47, 48) управляемого органа (21, 22) пилотирования содержит:
- входы, называемые входами перекрестного контроля, для приема сигналов, вырабатываемых датчиками (83, 93), связанными со вторым органом (22, 21) пилотирования,
- для каждой из степеней свободы - по меньшей мере, один электронный микроконтроллер (52-55), обеспечивающий прием сигналов, поступающих на входы перекрестного контроля, и выполненный с возможностью выработки сигналов управления, по меньшей мере, одним двигателем (35, 36) привода по данной управляемой степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования так, чтобы обеспечить электронное сопряжение с обратной связью между данными двумя органами пилотирования.

4. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что управляемый орган (21, 22) пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа (21, 22) пилотирования, установленные на двух соответствующих электромеханических корпусах с одними и теми же степенями свободы и соединенные с одним и тем же органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль (47, 48) содержит:
- для каждой из контролируемых степеней свободы - электронный микроконтроллер, называемый микроконтроллером (52-55) основного контроля, для цифровой обработки сигналов, вырабатываемых датчиками (27-32), связанными с управляемым органом пилотирования (21, 22), выполненный с возможностью обнаружения любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах,
- входы, называемые входами перекрестного контроля, для приема сигналов, вырабатываемых датчиками (83, 93), связанными со вторым органом (22, 21) пилотирования,
- для каждой из контролируемых степеней свободы - один и только один электронный микроконтроллер, называемый микроконтроллером (52-55) перекрестного контроля, относящийся к данной степени свободы, причем такой микроконтроллер (52-55) перекрестного контроля выполнен с возможностью цифровой обработки указанных сигналов, полученных на входах перекрестного контроля, и обнаружения любых отклонений таких сигналов, соответствующих функциональным дефектам, с формированием сигналов, сообщающих о таких дефектах.

5. Устройство по п.3, отличающееся тем, что указанные входы перекрестного контроля содержат, по меньшей мере, один вход для приема, по меньшей мере, одного сигнала (111) положения второго органа (22, 21) пилотирования, вырабатываемого датчиком положения, связанным с данным вторым органом пилотирования.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что указанные входы перекрестного контроля содержат, по меньшей мере, один вход для приема, по меньшей мере, одного сигнала, называемого сигналом (117) усилия, соответствующего усилию, реально оказываемому на второй орган пилотирования, и вырабатываемого, по меньшей мере, одним датчиком усилия, связанным с данным вторым органом (22, 21) пилотирования, причем для каждой из степеней свободы указанный электронный микроконтроллер (52-55) перекрестного контроля выполнен с возможностью сравнения значения, называемого измеренным значением усилия и определенного, по меньшей мере, на основе указанного сигнала (117) усилия, с эталонным значением (115), вычисленным в соответствии с заранее определенным законом на основе, по меньшей мере, сигнала (111) положения второго органа пилотирования.

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что указанный электронный микроконтроллер (52-55) перекрестного контроля выполнен с возможностью сравнения разности (121) между указанным измеренным значением усилия и указанным эталонным значением (115) с заранее определенным пороговым значением и формирования сигнала, сообщающего о неисправности, в случае превышения такой разностью указанного заранее определенного порогового значения.

8. Устройство по любому из пп.1-3, 5-7, отличающееся тем, что управляемый орган (21, 22) пилотирования относится к устройству управления полетом, содержащему два органа (21, 22) пилотирования, установленные на двух соответствующих электромеханических корпусах с одними и теми же степенями свободы и соединенные с одним и тем же органом управления воздушным судном, причем указанный командно-контрольный модуль (47, 48) содержит:
- первый электронный микроконтроллер, осуществляющий функции:
- выработки сигналов управления в режиме ведущего для первого двигателя привода по первой степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- выработки сигналов управления в режиме ведомого для первого двигателя привода по второй степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- основного контроля управляемого органа (21, 22) пилотирования по второй степени свободы,
- перекрестного контроля второго органа (22, 21) пилотирования по одной из двух степеней свободы, в частности по второй степени свободы,
- второй электронный микроконтроллер, осуществляющий функции:
- выработки сигналов управления в режиме ведущего для второго двигателя привода по второй степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- выработки сигналов управления в режиме ведомого для второго двигателя привода по первой степени свободы управляемого органа (21, 22) пилотирования,
- основного контроля управляемого органа (21, 22) пилотирования по первой степени свободы,
- перекрестного контроля второго органа (22, 21) пилотирования по одной из двух степеней свободы, в частности по первой степени свободы.

9. Устройство по любому из пп.1-3, 5-7, отличающееся тем, что указанный командно-контрольный модуль (47, 48) заключен в корпус (37, 38), выполненный с возможностью установки на несущем электромеханическом корпусе (23, 24) управляемого органа (21, 22) пилотирования.

10. Устройство управления полетом воздушного судна, содержащее, по меньшей мере, один орган (21, 22) пилотирования, соединенный с, по меньшей мере, одним из органов управления воздушным судном, отличающееся тем, что содержит электронное управляющее устройство органа (21, 22) пилотирования по любому из пп.1-9.

11. Устройство управления полетом воздушного судна по п.10, содержащее два органа (21, 22) пилотирования, соединенные с одним и тем же органом управления воздушным судном, отличающееся тем, что содержит для каждого из органов пилотирования электронное управляющее устройство по любому из пп.1-9, относящееся к данному органу (21, 22) пилотирования.

12. Устройство управления полетом воздушного судна по п.11, отличающееся тем, что два электронных управляющих устройства (47, 48) идентичны.

13. Воздушное судно, отличающееся тем, что содержит, по меньшей мере, одно устройство управления полетом воздушного судна по любому из пп.10-12.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводу ходового винта. Привод содержит первую цепь нагрузки, образованную посредством ходового винта, и вторую цепь нагрузки, образованную посредством выполненного с возможностью скручивания сплошного торсиона, который расположен в ходовом винте и соединен с ним.

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.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения.

Группа изобретений относится к авиации. Механический вариант цельноповоротного флюгерного переднего горизонтального оперения имеет управляемый тормоз или упор/упоры в кинематике привода.

Настоящее изобретение обеспечивает устройство и способ анализа остатка для обнаружения системных ошибок в поведении системы воздушного судна. Технический результат - повышение точности оценки состояния системы воздушного судна.

Изобретение относится к авиации, в частности к способам управления механизацией крыла при взлете, повышающим безопасность полета самолетов транспортной категории посредством защиты закрылков и предкрылков от чрезмерных аэродинамических нагрузок.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиации, а именно к системам управления посадкой. .

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами. .

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к системам управления летательными аппаратами (ЛА). Система управления ЛА содержит вычислительное средство (15), средство управления двигателем (17), управляющее работой двигателя на основании сигнала управления тягой, средство перемещения (16) управляющей поверхности (3), осуществляющее перемещение управляющих поверхностей на основании сигнала управления углом отклонения управляющей поверхности, и средство обнаружения отказа/повреждения (18) управляющей поверхности, способное обнаруживать неисправность по меньшей мере одной из управляющих поверхностей. В случае обнаружения неисправности по меньшей мере одной из управляющих поверхностей вычислительное средство вычисляет сигнал управления тягой и сигнал управления углом отклонения управляющей поверхности. Во втором варианте система управления ЛА, помимо охарактеризованных выше средств, содержит фильтр регулирования быстродействия (23), который регулирует быстроту реакции двигателя и быстроту реакции управляющих поверхностей. Достигается обеспечение устойчивости полета летательного аппарата. 4 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к тяге управления толкающе-тянущего типа, обеспечивающей управление и механическую опору и применяемой в самолетостроении. Тяга управления содержит переходник, имеющий металлический трубчатый конец, а также внутренний трубчатый корпус и внешний трубчатый корпус, изготовленные из пластика, армированного углеродными волокнами (углепластика). Внешний трубчатый корпус снаружи по конусу охватывает с геометрическим замыканием металлический конец переходника, а внутренний трубчатый корпус изнутри с геометрическим замыканием соединен с металлическим концом переходника. Внутренний трубчатый корпус в зоне контакта с внешним трубчатым корпусом покрыт с внешней стороны слоем эластомера, разделяющим их и обеспечивающим защитный и демпфирующий эффект. Достигается снижение веса, устойчивость к внешним повреждениям, сохранность неизменной жесткости и прочности, а также передачи усилий как в направлении растяжения, так и в направлении сжатия после внешнего повреждения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к устройству и способам управления самолетом. Самолет, оснащенный системой управления, которая содержит средство управления на основе двух законов управления, средство детектирования отказа/повреждения поверхности управления, вычислительное средство для вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления, а также для вычисления требуемых изменений моментов самолета, средство оценки необходимости выполнения переключения с одного закона управления на другой. При способе управления самолетом по первому закону управляют углами отклонения поверхностей управления, по второму закону - тягой двигателя. Производят переключение с первого закона на второй по результатам вычисления углов и скоростей изменения углов отклонения поверхностей управления с учетом результата детектирования отказа/повреждения поверхностей управления путем оценки того, превышают или нет вычисленные значения допустимые пределы измерения. Обеспечивается безопасность полета. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Группа изобретений относится к способу формирования сигнала управления угловым движением беспилотного летательного аппарата (БПЛА) системе управления для этого способа. Для управления угловым движением БПЛА задают сигнал углового положения, измеряют сигнал углового положения и сигнал угловой скорости, путем вычитания заданного и измеренного сигналов углового положения формируют, а затем усиливают сигнал рассогласования, посредством противоизгибной фильтрации формируют выходной сигнал управления, используют два пороговых сигнала для формирования определенным образом дополнительной компоненты сигнала рассогласования и исключения ее соответственно. Система управления содержит задатчик сигнала углового положения, три блока вычитания, три усилителя, сумматор, противоизгибный фильтр, измеритель угла, измеритель угловой скорости, два формирователя модульной функции, блок выделения сигнала положительной полярности, релейный элемент с зоной нечувствительности и гистерезисной характеристикой, управляемый ключ, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивость углового движения БПЛА. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх