Способ управления полетом летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2617869:

Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") (RU)

Изобретение относится к способу управления полетом летательного аппарата (ЛА). Для управления полетом ЛА выполняют вычислительные операции с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов, направляют их к исполнительным органам, производят контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления, выбирают один из трех режимов управления: основной, альтернативный (упрощенный) или резервный (аварийный) в зависимости от количества обнаруженных отказов. Обеспечивается расширение функциональных возможностей управления полетом ЛА, его живучесть и отказобезопасность.

 

Изобретение относится к технике авиационного пилотирования и может найти применение при использовании бортовых комплексных систем управления полетом и систем дистанционного управления (СДУ) летательным аппаратом (ЛА), что дает возможность обеспечить более гибкие законы управления, а также качественно и количественно более высокие характеристики устойчивости, управляемости и маневренности ЛА на всех режимах полета.

СДУ используется в комплексе с системой автоматического управления (САУ), системой формирования и выдачи экипажу ограничительных сигналов (СОС), автоматикой ограничения предельных режимов (ОПР). Систему, объединяющую в себе функции СДУ, САУ, СОС и ОПР, называют комплексной системой управления (КСУ).

Известен Способ управления самолетом, представленный в патенте RU 2235042 С1; МПК7 В64С 13/00, G06F 13/00, опубликованном 27.08.2004.

В известном способе с помощью системы управления самолета осуществляют ограничение предельных эксплуатационных значений угла атаки и нормальной перегрузки, ограничение отклонения руля направления, управление отклоняемыми носками крыла, управление закрылками, репрограммирование характеристик устойчивости и управляемости самолета. Посредством четырехканальной вычислительной части комплексной системы управления производят конвейерную обработку информации. Каждый канал вычислительной части выполняют с возможностью расчетного определения сигналов управления по структуре "канал-модель", для чего преобразуют сигналы датчиков, контролируют датчики с помощью приемников входной информации, в процессе вычислений используют решающий и модельный процессоры, цифроаналоговые преобразователи и регистры разовых команд, управляют приводами с обеспечением замыкания внутренних контуров одного канала всех приводов, усиления по току и напряжению команд на электрогидроклапаны, выдачи сигналов обратных связей в цифровой вычислитель контроля приводов, контролируют работу вычислительной части, питание электрических устройств и датчиков.

Недостатками известного способа являются:

- отсутствие возможности реконфигурации системы в случае отказа каналов управления, для обеспечения продолжения выполнения задания или возврата на аэродром посадки. В случае появления отказа в системе управления включается аварийный режим, который позволяет осуществить только посадку ЛА;

- недостаточно полный контроль сигналов резервированных каналов для определения исправности всех систем, обеспечивающих управление полетом.

Наиболее близким к предлагаемому является способ управления самолетом, описанный в пат. RU 2237276 С1, МПК7 G06F 11/16, G05B 9/03, G05D 3/00, В64С 13/00, опубликованном 27.09.2004 (публикация РСТ: WO 01/93039 06.12.2001), согласно которому вычислительные операции выполняют с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, в зависимости от сигналов сенсоров вводимых летчиком команд, передают данные по разветвленной сети из линий передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов и направляют их к исполнительным органам с индивидуальными для управляемых элементов приводами.

Недостатком указанного способа является ограниченность его функциональных возможностей, в связи с тем, что в системах, обеспечивающих управление полетом ЛА, не предусмотрена реконфигурация архитектуры в случае какого-либо отказа, позволяющая продолжить выполнение задания или возврат ЛА на аэродром посадки, а также недостаточно уделено внимание вопросам надежности и контролю исправности этих систем.

Целью заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей способа управления полетом ЛА путем реконфигурации структуры вычислительно-управляющего оборудования КСУ с обеспечением его повышенной надежности, живучести и отказобезопасности.

Указанная цель достигается за счет того, что в предложенном способе управления полетом летательного аппарата (ЛА), при котором вычислительные операции выполняют с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, в зависимости от сигналов сенсоров вводимых летчиком команд, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов и направляют их к исполнительным органам с индивидуальными для управляемых элементов приводами, дополнительно предусмотрены возможность реконфигурации структур вычислительно-управляющего оборудования комплексной системы управления (КСУ), обеспечивающей три режима работы - основной, альтернативный (упрощенный) и резервный (аварийный), и контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА и пространственно рассредоточенных, контроль исправности каналов управления осуществляют методом проверки разности сигналов одного сечения каждого канала между собой посредством использования необходимого числа уравнений для вычисления и сравнения разностей сигналов с назначенным порогом, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления и распределенной вычислительной сети КСУ и выбирают один из трех режимов управления с выдачей сигнала на индикатор режимов работы КСУ ЛА, если все вычислители-резервы всех сечений каналов управления системы исправны и в КСУ поступает вся необходимая информация из комплекса бортового оборудования (КБО), то КСУ работает в основном режиме с максимальной функциональной конфигурацией, в котором задействованы все основные функциональные элементы КСУ и КБО, при отказах во взаимодействующих системах КБО, либо при нарушении связей с КБО, либо при числе вычислителей в каждом контрольном сечении не менее 3-х или при возникновении более 2-х последовательных отказов в разноименных контрольных сечениях вычислительного тракта любого из каналов управления производят автоматическое архитектурное преобразование (реконфигурацию) блоков системы и КСУ переводят в альтернативный (упрощенный) режим управления, при котором задействованы все функциональные компоненты КСУ без взаимодействия с КБО, в этом случае возможно продолжение полета в ситуации не хуже усложнения условий полета, используя режимы демпфирования и стабилизации крена и тангажа по сигналам интегрированного блока датчиков (ИБД) в помощь ручному управлению летчика, при этом углы крена и тангажа вычисляют по алгоритмам резервной навигации с адаптивной коррекцией от акселерометров в вычислителе ручного управления системы дистанционного управления (ВУ СДУ), после второго отказа вычислителей-резервов в каком-либо одном контрольном сечении тракта формирования и передачи сигналов в любом из каналов управления на уровне СДУ, КСУ автоматически переходит в резервный (аварийный) режим управления, при котором сохраняются только напрямую передаваемые к приводам сигналы с рычагов управления ЛА летчиком, в каждом из режимов вычисляют управляющие, предупреждающие (информирующие) сигналы и ограничительные сигналы в соответствии с логикой и алгоритмами управления в выбранном режиме, получают и обрабатывают сигналы обратной связи от исполнительных приводов после отработки команд управления.

Структура системы, реализующей данный способ управления полетом ЛА, представляет собой совокупность архитектур, характеризующих КСУ с независимых, но взаимосвязанных точек зрения, отражающих природу разных классов ресурсов, на основе которых КСУ должна строиться: функционально-алгоритмических (результирующей формой которых являются программные ресурсы); информационно-вычислительных и коммуникационных (топология бортовой распределенной вычислительной среды КСУ с шинами информационного обмена); аппаратных; энергетических. Наиболее важным среди указанных классов ресурсов является класс функциональных ресурсов, обеспечивающих достижение целей КСУ в смысле обеспечения решения в соответствующей функциональной архитектуре предписанных системе задач управления полетом. Эта архитектура разрабатывается первой, что позволяет обеспечить безусловную реализацию всех функций КСУ.

Посредством КСУ обеспечивается выполнение режимов управления полетом ЛА - основного, альтернативного и резервного. В основном режиме осуществляется решение всех функциональных задач КСУ в полном объеме. Альтернативный режим обеспечивает решение определенного круга задач, несколько суженного по сравнению с основным режимом. В резервном режиме доступны только функции ручного управления.

Подсистему, обеспечивающую режим резервного управления, реализуют в виде ядра КСУ, обособленного по всем видам ресурсов от других устройств КСУ, а также от систем КБО.

В КСУ обеспечивают максимальную внутрисистемную унификацию блоков и модулей.

В основном режиме управления ядро КСУ, образованное программно-аппаратными ресурсами СДУ, наращивают за счет соответствующих ресурсов САУ и взаимодействия с КБО. Связь КСУ с системами КБО осуществляют по шинам цифрового обмена, используя вычислители САУ. Основной режим - режим максимальной функциональной конфигурации, в котором задействованы все основные функциональные элементы КСУ при числе вычислителей в каждом контрольном сечении не менее 3-х.

Для повышения живучести КСУ и, соответственно, ЛА при возможном его военном применении, в изобретении осуществляют разделение четырех резервов вычислителей системы на блоки левого и правого бортов, в каждом из которых реализуют по два резерва, пространственно рассредоточенных на борту ЛА.

Предварительный анализ функциональной надежности системы показывает, что за счет четырехкратного резервирования КСУ по всему тракту формирования и передачи сигналов управления и аппаратного обособления режима аварийного управления можно обеспечить вероятность возникновения катастрофической ситуации, связанной с потерей управления ЛА, в частности вертолетом, ниже чем 10-9.

Альтернативный (промежуточный между основным и резервным) режим включается при наличии отказов в КБО, приводящих к невозможности реализации функций КСУ, обеспечиваемых информацией от систем КБО, а также при возникновении более 2-х отказов собственных вычислителей КСУ в разноименных сечениях вычислительного тракта любого из каналов управления. В альтернативном режиме задействованы все функциональные компоненты КСУ без участия КБО, но допускается возникновение более 2-х последовательных отказов собственных вычислителей КСУ в разноименных контрольных сечениях. В этом случае возможно продолжение полета в ситуации не хуже усложнения условий полета.

В альтернативном режиме задействованы интегрированные блоки датчиков ИБД в качестве датчиков линейных ускорений и угловых скоростей, а в части СДУ задействованы все функциональные элементы, но число вычислителей-резервов в каком-либо контрольном сечении из-за отказов уменьшилось до двух. В этом режиме используют функции демпфирования и стабилизации крена и тангажа по сигналам ИБД в помощь ручному управлению летчика. Углы крена и тангажа вычисляют алгоритмами резервной навигации методом адаптивной компенсации погрешностей по сигналам датчиков линейных ускорений.

В альтернативном режиме выполняются в полном объеме только ручное автоматизированное управление и нижний уровень ОПР. Переход в альтернативный режим управления осуществляется автоматически при отказе цифрового обмена с системами КБО, либо при отказе всех основных взаимодействующих систем КБО, либо при определенных отказах в КСУ.

Режим резервного управления, реализуют в виде ядра КСУ, обособленного по всем видам ресурсов от других устройств КСУ, а также от систем КБО. В резервном режиме управления КСУ реализует только функции прямого ручного управления, при котором управляющие сигналы на органы управления формируются цифровым вычислителем только по сигналам датчиков положения ручки (ДПР).

В резервный режим КСУ переходит автоматически при возникновении критических отказов (после второго отказа в каком-либо одном контрольном сечении тракта формирования и передачи сигналов управления на уровне СДУ) и реконфигурация режимов работы КСУ будет осуществляться автоматически. Режим ручного управления является резервным, обеспечивает полет и посадку на ближайший аэродром или необорудованную площадку с помощью прямого ручного управления приводами. В резервном режиме управления реализуются только функции ручного управления (функции СУУ) и нижнего уровня ОПР (функция ОПР).

Для автоматического включения режима аварийного управления в БПС реализованы алгоритмы автомата переключения режимов. Ручной переход в режим резервного управления реализуется с помощью переключателя «Резервный режим».

Таким образом, техническим результатом заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей способа управления полетом ЛА путем реконфигурации структуры вычислительно-управляющего оборудования КСУ с обеспечением его повышенной надежности, живучести и отказобезопасности.

Способ управления полетом летательного аппарата (ЛА), при котором вычислительные операции выполняют с резервированным процессорным определением локальных сигналов управления, в зависимости от сигналов сенсоров вводимых летчиком команд, передают данные по разветвленной сети из линии передачи данных, осуществляют согласование управляющих сигналов и направляют их к исполнительным органам с индивидуальными для управляемых элементов приводами, отличающийся тем, что в нем дополнительно предусмотрены возможность реконфигурации структур вычислительно-управляющего оборудования комплексной системы управления (КСУ), обеспечивающей три режима работы - основной, альтернативный (упрощенный) и резервный (аварийный), и контроль исправности резервированных каналов управления, размещенных по два резерва на левом и правом борту ЛА и пространственно рассредоточенных, контроль исправности каналов управления осуществляют методом проверки разности сигналов одного сечения каждого канала между собой посредством использования необходимого числа уравнений для вычисления и сравнения разностей сигналов с назначенным порогом, по результатам проверки автоматически производят реконфигурацию структуры блоков вычисления и управления и распределенной вычислительной сети КСУ и выбирают один из трех режимов управления с выдачей сигнала на индикатор режимов работы КСУ ЛА, если все вычислители-резервы всех сечений каналов управления системы исправны и в КСУ поступает вся необходимая информация из комплекса бортового оборудования (КБО), то КСУ работает в основном режиме с максимальной функциональной конфигурацией, в котором задействованы все основные функциональные элементы КСУ и КБО, при отказах во взаимодействующих системах КБО, либо при нарушении связей с КБО, либо при числе вычислителей в каждом контрольном сечении не менее 3-х или при возникновении более 2-х последовательных отказов в разноименных контрольных сечениях вычислительного тракта любого из каналов управления производят автоматическое архитектурное преобразование (реконфигурацию) блоков системы и КСУ переводят в альтернативный (упрощенный) режим управления, при котором задействованы все функциональные компоненты КСУ без взаимодействия с КБО, в этом случае возможно продолжение полета в ситуации не хуже усложнения условий полета, используя режимы демпфирования и стабилизации крена и тангажа по сигналам интегрированного блока датчиков (ИБД) в помощь ручному управлению летчика, при этом углы крена и тангажа вычисляют по алгоритмам резервной навигации с адаптивной коррекцией от акселерометров в вычислителе ручного управления системы дистанционного управления (ВУ СДУ), после второго отказа вычислителей-резервов в каком-либо одном контрольном сечении тракта формирования и передачи сигналов в любом из каналов управления на уровне СДУ, КСУ автоматически переходит в резервный (аварийный) режим управления, при котором сохраняются только напрямую передаваемые к приводам сигналы с рычагов управления ЛА летчиком, в каждом из режимов вычисляют управляющие, предупреждающие (информирующие) сигналы и ограничительные сигналы в соответствии с логикой и алгоритмами управления в выбранном режиме, получают и обрабатывают сигналы обратной связи от исполнительных приводов после отработки команд управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области автоматики и вычислительной техники. Технический результат - повышение надежности гистерезисного триггера, используемого в самосинхронных схемах для построения индикатора окончания в них переходных процессов за счет реализации отказо- и сбоеустойчивости; относительно отказов и сбоев транзисторов; относительно обрывов проводов входов-выходов; относительно отказов источника питания, а также за счет интегрированной отказо- и сбоеустойчивость относительно отказов и сбоев транзисторов, обрывов проводов входов-выходов и отказов источника питания.

Изобретение относится к области вычислительной техники. Технический результат изобретения заключается в возможности устранения конфликта доступа в системах с большим количеством коммутируемых устройств.

Изобретение относится к компьютерной безопасности. Технический результат заключается в обеспечении безопасности работы пользователя в сети.

Изобретение относится к интеллектуальному управлению устройством. Технический результат - простое, удобное и более быстрое управление интеллектуальным устройством за счет использования переносного самонастраиваемого управляющего устройства посредством инициирования на переносном устройстве события ввода на основе информации параметров, включенной в графический интерфейс взаимодействия, отображаемый на данном устройстве.

Изобретение относится к области компьютерной безопасности. Технический результат заключается в минимизации количества ложных срабатываний при обнаружении вредоносного программного обеспечения (ПО).

Изобретение относится к устройству мониторинга для микропроцессора, сконструированного для работы в системе, оснащенной микропроцессором, безопасность которого является важным параметром.

Изобретение относится к области железнодорожной автоматики и телемеханики. В способе в процессе нормальной работы устройства проводится сбор и накопление контрольных сигналов в каждом из двух устройств управления, работающих синхронно, затем эти сигналы сравниваются между собой и при их совпадении разрешается выдача управления на объект.

Изобретение относится к области обнаружения и идентификации нежелательных событий в системах интеллектуальных сетей инженерного обслуживания. Техническим результатом является эффективное обнаружение злоумышленной активности в системе интеллектуальной сети инженерного обслуживания.

Изобретение относится к вычислительной технике. Технический результат заключается в повышении безопасности компьютерной системы.

Группа изобретений относится к области технической диагностики и используется в системах автоматизированного контроля цифровых систем передачи (ЦСП). Техническим результатом является повышение достоверности диагностирования ЦСП.

Использование: для определения относительного взаимного положения ведущего и ведомого транспортного средства. Сущность изобретения заключается в том, что определение относительного взаимного положения производится на основе результатов измерений длительности распространения ультразвукового импульса от источника, размещенного на ведущем до трех или большего количества приемников, размещенных на ведомом транспортном средстве, при этом определение относительного взаимного положения ведущего и ведомого транспортного средства производится по значимому подмножеству результатов измерений длительности распространения ультразвукового импульса, формируемому из результатов измерений, завершившихся к моменту окончания заранее заданного интервала времени.

Изобретение относится к способу точной посадки беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для точной посадки БПЛА получают временную последовательность кадров с оптической камеры на БПЛА, закодированную в битовый поток и содержащую данные об не менее одной оптической метке, расположенной в точке посадки, определяют не менее двух углов смещения при помощи алгоритмов компьютерного зрения, получают и обрабатывают с помощью рекурсивного фильтра данные о не менее двух углов наклона и высоте БПЛА, определяют вектор смещения БПЛА, формируют и направляют сигналы управления при помощи пропорционально-интегрально-дифференцирующего регулятора на полетный контроллер БПЛА, корректируют траекторию посадки БПЛА.

Изобретение относится к способу формирования сигнала стабилизации продольного углового движения беспилотного летательного аппарата. Для формирования сигнала производят идентификацию аэродинамических характеристик летательного аппарата на основе восстановления угла атаки определенным образом, измеренных углов тангажа, углов отклонения рулевых поверхностей, угловой скорости тангажа, а также нормального ускорения.

Группа изобретений относится к способу и бортовой системе автоматического управления самолетом в случае недееспособности экипажа. Для автоматического управления самолетом в случае недееспособности экипажа определяют недееспособность экипажа путем передачи на индикатор кокпита сообщения, требующего подтверждения экипажем путем введения кода безопасности, подают команду для управления самолетом на автопилот при отсутствии подтверждения от экипажа, управляют самолетом с помощью автопилота к месту приземления, перед приземлением самолета подают другое сообщение, требующее подтверждения от экипажа путем введения кода безопасности, определяют безопасную зону для полета самолета до выработки топлива, производят полет в безопасной зоне до выработки топлива.

Модернизированная бортовая адаптивная система стабилизации бокового движения летательного аппарата содержит задатчик сигнала управления по курсу, пять блоков вычитания, три усилителя, сумматор, ограничитель сигнала, измеритель угла курса, измеритель угловой скорости по курсу, управляемый ключ, три задатчика порогового сигнала, адаптивное инерционное звено, два формирователя модульной функции, три однополярных двухпозиционных реле с гистерезисом, два логических элемента «ИЛИ», задатчик сигнала управления по тангажу, датчик скоростного напора, соединенные определенным образом.

.Изобретение относится к способу формирования полетной траектории летательного аппарата (ЛА). Для формирования траектории загружают из бортовой базы данных и накладывают на электронную карту местности маршрут полета в виде последовательности заданных координатами местоположения навигационных точек (HT), соединяют НТ прямолинейными траекториями, формируют заданный курс, при необходимости соединяют НТ между собой траекториями произвольной формы (ТПФ) определенным образом, производят декомпозицию ТПФ на несколько взаимосвязанных прямолинейных микротраекторий (ПМТ) определенным образом, определяют координаты местоположения каждой из точек взаимосоединения (ТВС) ПМТ, запоминают ТВС ПМТ в бортовой базе данных в качестве дополнительных НТ, используют их в дальнейшем как эквивалентные основным НТ.

Способ определения положения мобильной машины на плоскости основан на определении положения мобильной машины на плоскости путем использования электромагнитного излучения, полученного от передатчика и воспринимаемого принимающим устройством, установленным на движущейся мобильной машине, и определения координат мобильной машины.

Изобретение относится к обработке телеметрической информации (ТМИ), получаемой при проведении приемо-сдаточных и летно-конструкторских испытаний беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).

Группа изобретений относится к автоматическому управлению трактором для контурной вспашки. Способ местоопределения тракторного агрегата заключается в том, что измеряют величину напряженности магнитного поля, сравнивают измеренное значение с компенсационным и формируют сигнал траекторного рассогласования как разность сравниваемых значений.

Группа изобретений относится к способу и системе проведения испытаний беспилотной авиационной системы (БАС), а также испытательной системе для БАС с внешней подвеской.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями самолетов. Исполнительный механизм системы управления содержит блок управления и рулевой привод.
Наверх