CN113212770A - 飞行器动力装置控制系统 - Google Patents
飞行器动力装置控制系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113212770A CN113212770A CN202110573686.3A CN202110573686A CN113212770A CN 113212770 A CN113212770 A CN 113212770A CN 202110573686 A CN202110573686 A CN 202110573686A CN 113212770 A CN113212770 A CN 113212770A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- pcu
- control
- power
- engine
- circuit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 35
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 33
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 28
- 230000006870 function Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 31
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 11
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 3
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 3
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 3
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 2
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 238000000889 atomisation Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 238000002788 crimping Methods 0.000 description 1
- 238000005034 decoration Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
Abstract
本申请提供一种飞行器动力装置控制系统，包括飞行控制设备、动力装置控制单元、发动机、动力传动装置及负载；动力装置控制单元，配置用于接收并解算飞行控制设备发送的动力装置控制指令，还配置用于根据动力装置控制指令控制发动机、动力传动装置以及负载，还配置用于采集并解算发动机、动力传动装置以及负载的传感器信号，并将传感器信号发送至飞行控制设备。本申请通过增加动力装置控制单元，使得飞行器的动力控制系统便于拓展功能以及便于适用于各种类型飞行器的不同控制需求，从而保证飞行器正常飞行；通过将动力装置控制单元采用降额余度设计，使得主余度故障时，降额余度可保持飞行必须的动力装置采集、控制及通信功能。
Description
技术领域
本申请涉及飞行器控制技术领域，尤其涉及一种飞行器动力装置控制系统。
背景技术
随着科学技术的不断发展，各种类型的飞行器不断普及，例如，飞机、无人机、飞艇等，为人们的日常交通运输带来了极大的方便。飞行器的正常飞行离不开飞行器动力装置控制系统，现有技术中的飞行器动力装置控制系统不便于拓展功能，无法满足各种类型飞行器的不同控制需求。
发明内容
本申请的目的是针对以上问题，提供一种飞行器动力装置控制系统。
本申请提供一种飞行器动力装置控制系统，包括飞行控制设备、动力装置控制单元、发动机、动力传动装置以及负载；
所述飞行控制设备，配置用于向所述动力装置控制单元发送动力装置控制指令；
所述动力装置控制单元，配置用于接收、解算所述动力装置控制指令；
所述动力装置控制指令包括第一控制指令、第二控制指令以及第三控制指令；
所述动力装置控制单元，还配置用于根据所述第一控制指令控制所述发动机、根据所述第二控制指令控制所述动力传动装置、根据所述第三控制指令控制所述负载；
所述动力装置控制单元，还配置用于采集并解算所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的传感器信号，并将所述传感器信号发送至所述飞行控制设备。
其中，发动机可以为活塞发动机，也可以是转子发动机，其中活塞发动机可以为汽化器式活塞发动机和电控燃油喷射式活塞发动机。动力装置控制单元应用于汽化器式活塞发动机时，连接飞行控制设备与发动机节风门舵机，便于飞行控制设备适配不同的节风门舵机；动力装置控制单元应用于电控燃油喷射式活塞发动机时，动力装置控制单元与发动机控制器通信来改变发动机的功率，动力装置控制单元便于扩展飞行控制设备的控制接口。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述动力装置控制单元，配置用于根据所述第一控制指令控制所述发动机功率的改变，还配置用于根据所述第二控制指令控制所述动力传动装置传动或者截止发动机功率输出，还配置用于根据所述第三控制指令控制所述负载产生转速、升力或推力。当该飞行器动力装置控制系统应用于固定翼飞机时，第一控制指令为发动机节风门开度指令，第三控制指令为变桨距指令，飞行控制设备采集固定翼飞机的当前空速，并根据发动机节风门开度指令和变桨距指令，通过动力装置控制单元来实现固定翼飞机的空速闭环控制；当该飞行器动力装置控制系统应用于直升飞机时，第二控制指令为动力传动指令，动力装置控制单元根据动力传动指令配合飞行控制设备实现动力传动控制。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述动力装置控制单元内存储有发动机模型；所述动力装置控制单元，还配置用于根据所述发动机模型，来解算接收到的所述动力装置控制指令。当该飞行器动力装置控制系统应用于直升机时，动力装置控制指令可以为发动机功率指令、发动机目标转速指令、直升机高度指令，动力装置控制单元根据动力装置控制指令以及其内存储的发动机模型，配合飞行控制设备实现旋翼恒转速控制。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述动力装置控制单元采用降额余度设计，包括作为主余度的PCU-A主电路板和作为降额余度的PCU-B主电路板；所述PCU-A主电路板包含所述PCU-B主电路板的全部信号电路功能；所述PCU-B主电路板，配置用于将PCU控制余度在主余度和降额余度之间切换。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述动力装置控制单元还包括PCU-A电源滤波板、PCU-B电源滤波板、PCU电源航插；所述PCU-A电源滤波板与所述PCU-A主电路板相连接；所述PCU-B电源滤波板与所述PCU-B主电路板相连接；所述PCU-A主电路板承载有PCU-A信号航插、PCU-B信号航插以及PCU维护航插。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述动力装置控制单元安装在金属安装盒内；所述PCU-A信号航插、所述PCU-B信号航插以及所述PCU维护航插与所述安装盒导通。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述PCU-A主电路板包括PCU-A主控芯片及外围电路、航插接口电路、PCU-A信号采集电路、PCU-A存储电路、PCU-A通信接口电路、PCU-A低边驱动电路以及PCU-A余度切换电路；
所述PCU-A主控芯片及外围电路，配置用于采集经所述PCU-A信号采集电路处理的所述传感器信号；
所述PCU-A主电路板，配置用于通过所述PCU-A低边驱动电路控制所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的执行机构，还配置用于通过所述PCU-A通信接口电路与总线设备通信，还配置用于通过所述航插接口电路与所述PCU-A信号航插、所述PCU-B信号航插以及所述PCU维护航插相连接。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述PCU-A信号采集电路包括PCU-A温度传感器信号采集电路、PCU-A电压信号采集电路以及PCU-A脉冲转速信号采集电路。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述PCU-B主电路板包括PCU-B主控芯片及外围电路、PCU-B信号采集电路、PCU-B存储电路、PCU-B通信接口电路、PCU-B低边驱动电路以及PCU-B余度切换电路；
所述PCU-B主控芯片及外围电路，配置用于采集经所述PCU-B信号采集电路处理的所述传感器信号；
所述PCU-B主电路板，配置用于通过所述PCU-B低边驱动电路控制所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的执行机构，还配置用于通过所述PCU-B通信接口电路与总线设备通信。
根据本申请某些实施例提供的技术方案，所述PCU-A余度切换电路和所述PCU-B余度切换电路同时受所述PCU-B主控芯片及外围电路输出的余度选择信号控制。
与现有技术相比，本申请的有益效果：该飞行器动力装置控制系统，通过增加动力装置控制单元，使得飞行器的动力控制系统便于拓展功能以及便于适用于各种类型飞行器的不同控制需求，从而保证飞行器正常飞行；通过将动力装置控制单元采用降额余度设计，使得主余度故障时，降额余度可保持飞行必须的动力装置采集、控制及通信功能。
附图说明
图1为飞行器动力装置控制系统的结构示意图；
图2为动力装置控制单元的硬件结构示意图；
图3为动力装置控制单元的信号电路功能框图。
图中所述文字标注表示为：
1、飞行控制设备；2、动力装置控制单元；21、PCU-A主电路板；22、PCU-B主电路板；23、PCU-A电源滤波板；24、PCU-B电源滤波板；25、PCU电源航插；26、PCU-A信号航插；27、PCU-B信号航插；28、PCU维护航插；3、发动机；4、动力传动装置；5、负载；
211、PCU-A主控芯片及外围电路；212、航插接口电路；213、PCU-A温度传感器信号采集电路；214、PCU-A电压信号采集电路；215、PCU-A脉冲转速信号采集电路；216、PCU-A存储电路；217、PCU-A通信接口电路；218、PCU-A低边驱动电路；219、PCU-A余度切换电路；
221、PCU-B主控芯片及外围电路；222、PCU-B温度传感器信号采集电路；223、PCU-B电压信号采集电路；224、PCU-B脉冲转速信号采集电路；225、PCU-B存储电路；226、PCU-B通信接口电路；227、PCU-B低边驱动电路；228、PCU-B余度切换电路。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本申请的技术方案，下面结合附图对本申请进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本申请的保护范围有任何的限制作用。
请参考图1，本实施例提供一种飞行器动力装置控制系统，包括飞行控制设备1、动力装置控制单元2(Powerplant ControlUnit，简称“PCU”)、发动机3、动力传动装置4以及负载5。其中，飞行控制设备可以是飞行控制计算机(Flight Control Computer)或飞行管理计算机(Vehicle Management Computer)，飞行控制设备，配置用于向动力装置控制单元发送动力装置控制指令；动力装置控制单元属于动力装置子系统，配置用于接收、解算动力装置控制指令，并根据动力装置控制指令来控制发动机、动力传动装置以及负载；其中，动力装置控制指令包括第一控制指令、第二控制指令以及第三控制指令，动力装置控制单元根据第一控制指令控制发动机、根据第二控制指令控制动力传动装置、根据第三控制指令控制负载；动力装置控制单元，还配置用于采集并解算发动机、动力传动装置以及负载的传感器信号，并将传感器信号发送至飞行控制设备。
发动机可以为活塞发动机，也可以是转子发动机，以活塞发动机为例来进行进一步说明。汽化器式活塞发动机和电控燃油喷射式活塞发动机均适用。PCU应用于汽化器式活塞发动机时，PCU可通过控制发动机节风门舵机来直接控制发动机节风门开度，进而改变发动机进气量，汽化器自动改变燃料雾化量，最终改变发动机功率；此种情况下，PCU连接飞行控制设备与发动机节风门舵机，便于飞行控制设备适配不同的节风门舵机。PCU应用于电控燃油喷射式活塞发动机时，PCU可与发动机控制器(Engine Control Unit，以下简称“ECU”)通信，其使用分为两种情况，一种情况是PCU通过控制节风门舵机来改变节风门开度，进而改变发动机进气量，ECU控制喷油器改变燃料喷射量，此种情况下，PCU连接飞行控制设备、发动机节风门舵机以及ECU；另一种情况是ECU控制发动机节风门舵机来改变节风门开度，同时ECU控制喷油器改变燃料喷射量，实现改变发动机的功率，此种情况下，PCU连接飞行控制设备与ECU。上述两种情况下，PCU都便于扩展飞行控制设备的控制接口。
动力传动装置可控制发动机功率输出能否到达负载，功率输出作用于负载产生转速、升力(旋翼)或推力(螺旋桨)。
优选的，动力装置控制单元，配置用于根据第一控制指令控制发动机功率的改变，还配置用于根据第二控制指令控制动力传动装置传动或者截止发动机功率输出，还配置用于根据第三控制指令控制负载产生转速、升力或推力。
PCU可配合飞行控制设备实现飞行器的空速闭环控制(如：应用于固定翼飞机)：飞行控制设备采集飞行器的当前空速，若当前空速低于目标空速时，飞行控制设备通过PCU改变发动机节风门开度与螺旋桨桨距，使螺旋桨推力增大，逐渐加快飞行器空速。反之，若当前空速高于目标空速时，使螺旋桨推力减小，逐渐减慢飞行器空速。具体地，飞行控制设备根据需求空速发送发动机节风门开度指令(第一控制指令)、变桨距指令(第三控制指令)至PCU，PCU根据发动机节风门开度指令直接或间接地控制发动机节风门开度，从而改变发动机功率输出，功率输出作用于螺旋桨(负载)来改变螺旋桨的转速与推力；PCU根据变桨距指令控制螺旋桨的桨距，对不同的变距螺旋桨，PCU可直接通过控制桨距继电器来改变螺旋桨桨距，或者PCU可转发变桨距指令至螺旋桨控制器，螺旋桨控制器来控制螺旋桨桨距的改变；螺旋桨的转速与桨距的变化改变推力，进而改变飞机的加速度，随时间累积引起飞机速度的改变，从而实现空速闭环控制。
PCU可配合飞行控制设备实现动力传动控制(如：应用于直升机)：飞行控制设备发送动力传动指令(第二控制指令)至PCU，PCU根据动力传动指令控制动力传动装置传动或截止功率输出，从而实现动力传动控制。
优选的，动力装置控制单元内存储有发动机模型；动力装置控制单元，还配置用于根据发动机模型，来解算接收到的动力装置控制指令。
PCU可存储发动机模型，配合飞行控制设备实现旋翼恒转速控制(如：应用于直升机)：飞行控制设备根据其所需求的发动机功率发送发动机功率指令、发动机目标转速指令、直升机高度指令至PCU；PCU根据其所存储的发动机模型解算上述指令对应的发动机节风门开度，以此发动机节风门开度为基础，根据发动机转速与发动机目标转速之差微调发动机节风门，闭环控制发动机转速，实现发动机恒转速控制；动力传动装置传递发动机功率至旋翼，实现旋翼恒转速控制。
请参考图2，优选的，动力装置控制单元采用降额余度设计，包括作为主余度的PCU-A主电路板21和作为降额余度的PCU-B主电路板22；PCU-A主电路板包含PCU-B主电路板的全部信号电路功能；PCU-B主电路板，配置用于将PCU控制余度在主余度和降额余度之间切换；当主余度故障时，降额余度可保持飞行必须的动力装置采集、控制及通信功能。
现有技术中的冗余设计多为双余度或三余度，一般的双余度或三余度是两部分或三部分完全相同的硬件，其主从关系须软件判定。本发明是PCU-A主电路板具备全部接口，PCU-B主电路板只保留关系到飞行安全的重要接口，主从关系由硬件确定。此外，PCU-B主电路板的信号电路比PCU-A主电路板的信号电路简单，硬件成本较双余度低。
优选的，动力装置控制单元还包括PCU-A电源滤波板23、PCU-B电源滤波板24以及PCU电源航插25；PCU-A电源滤波板与PCU-A主电路板相连接；PCU-B电源滤波板与PCU-B主电路板相连接；PCU-A主电路板承载有PCU-A信号航插26、PCU-B信号航插27以及PCU维护航插28。
PCU-A电源滤波板与PCU-B电源滤波板使用同一块电路板，该电路板两侧硬件隔离设计，中间无布线、覆铜，实现基板隔离；滤波后的PCU-A电源输出至PCU-A主电路板，滤波后的PCU-B电源输出至PCU-B主电路板；PCU-A电源滤波板和PCU-B电源滤波板上均承载电源滤波器，两个电源滤波器分别用于减弱PCU-A电源和PCU-B电源的元器件产生的电源干扰，改善电磁兼容性传导发射性能。PCU-A主电路板承载PCU-A信号航插、PCU-B信号航插、PCU维护航插；PCU-A主电路板还用于转发PCU-B主电路板输入输出信号；PCU-A主电路板和PCU-B主电路板上均承载隔离电源模块，两个隔离电源模块分别用于转换PCU-A电源和PCU-B电源至各自的元器件所需要的电压值，并改善电磁兼容性传导敏感度性能。
需要说明的是，本实施例涉及的航插位于电路板上，是基板焊接型电连接器，使用引线焊接型、压接型电连接器或导线直接连接至电路板也是允许的。
优选的，动力装置控制单元安装在金属安装盒内；安装PCU-A电源滤波板、PCU-B电源滤波板、PCU-A主电路板、PCU-B主电路板后，PCU电源航插、PCU-A信号航插、PCU-B信号航插、PCU维护航插外壳与安装盒导通，实现电场屏蔽，改善电磁兼容性辐射发射与辐射发射敏感度性能。
请参考图3，优选的，PCU-A主电路板包括PCU-A主控芯片及外围电路211、航插接口电路212、PCU-A温度传感器信号采集电路213、PCU-A电压信号采集电路214、PCU-A脉冲转速信号采集电路215、PCU-A存储电路216、PCU-A通信接口电路217、PCU-A低边驱动电路218以及PCU-A余度切换电路219；PCU-B主电路板包括PCU-B主控芯片及外围电路221、PCU-B温度传感器信号采集电路222、PCU-B电压信号采集电路223、PCU-B脉冲转速信号采集电路224、PCU-B存储电路225、PCU-B通信接口电路226、PCU-B低边驱动电路227以及PCU-B余度切换电路228。
PCU-A主电路板通过航插接口电路与PCU-A信号航插、PCU-B信号航插以及PCU维护航插相连接；航插接口电路能够屏蔽地滤波处理PCU-A采集温度传感器信号、PCU-B采集温度传感器信号、PCU-A采集电压信号、PCU-B采集电压信号、PCU-A采集传感器脉冲转速信号、PCU-B采集传感器脉冲转速信号、PCU-A总线通信信号、PCU-B总线通信信号、PCU-A执行机构控制信号、PCU-B执行机构控制信号，保护后端信号电路，改善电磁兼容性传导敏感度性能。
PCU-A温度传感器采集电路、PCU-A电压信号采集电路、PCU-A脉冲转速信号采集电路分别用于转换经航插接口电路转发的PCU-A采集温度传感器信号、PCU-A采集电压信号、PCU-A采集传感器脉冲转速信号，并将其输出至PCU-A主控芯片及外围电路。
PCU-B温度传感器采集电路、PCU-B电压信号采集电路、PCU-B脉冲转速信号采集电路分别用于转换经航插接口电路转发的PCU-B采集温度传感器信号、PCU-B采集电压信号、PCU-B采集传感器脉冲转速信号，并将其输出至PCU-B主控芯片及外围电路。
PCU-A低边驱动电路，配置用于将PCU-A主控芯片及外围电路输出的控制信号转换为PCU-A执行机构控制信号。
PCU-B低边驱动电路，配置用于将PCU-B主控芯片及外围电路输出的控制信号转换为PCU-B执行机构控制信号。
PCU-A通信接口电路，配置用于双向转换PCU-A总线通信信号与PCU-A主控芯片及外围电路的对外通信信号。
PCU-B通信接口电路，配置用于双向转换PCU-B总线通信信号与PCU-B主控芯片及外围电路的对外通信信号。
PCU-A主控芯片及外围电路是PCU-A主电路板的核心电路，配置用于采集经PCU-A温度传感器采集电路、PCU-A电压信号采集电路以及PCU-A脉冲转速信号采集电路处理的发动机、动力传动装置、负载的传感器信号(所述传感器信号即上文的PCU-A采集温度传感器信号、PCU-A采集电压信号、PCU-A采集传感器脉冲转速信号)；PCU-A主电路板通过PCU-A低边驱动电路控制发动机、动力传动装置、负载的执行机构，通过PCU-A通信接口电路与机上其他总线设备通信。PCU-A主控芯片及外围电路不经过航插接口电路直接与PCU-A下载器通信。PCU-A主控芯片及外围电路具备硬件看门狗功能，防止PCU程序进入死循环。
PCU-B主控芯片及外围电路是PCU-B主电路板的核心电路，配置用于采集经PCU-B温度传感器采集电路、PCU-B电压信号采集电路以及PCU-B脉冲转速信号采集电路处理的发动机、动力传动装置、负载的传感器信号(所述传感器信号即上文的PCU-B采集温度传感器信号、PCU-B采集电压信号、PCU-B采集传感器脉冲转速信号)；PCU-B主电路板通过PCU-B低边驱动电路控制发动机、动力传动装置、负载的执行机构，通过PCU-B通信接口电路与机上其他总线设备通信。PCU-B主控芯片及外围电路不经过航插接口电路直接与PCU-B下载器通信。PCU-B主控芯片及外围电路具备硬件看门狗功能，防止PCU程序进入死循环。
PCU-A主控芯片及外围电路与PCU-B主控芯片及外围电路之间有数据同步信号。
PCU-A余度切换电路、PCU-B余度切换电路同时受PCU-B主控芯片及外围电路输出的余度选择信号控制。决定PCU-A通信接口电路、PCU-A低边驱动电路的特定输入信号源是PCU-A主控芯片及外围电路，决定PCU-B通信接口电路、PCU-B低边驱动电路的特定输入信号源是PCU-B主控芯片及外围电路。
本申请实施例提供的飞行器动力装置控制系统，通过增加动力装置控制单元，使得飞行器的动力控制系统便于拓展功能以及便于适用于各种类型飞行器的不同控制需求，从而保证飞行器正常飞行；通过将动力装置控制单元采用降额余度设计，使得主余度故障时，降额余度可保持飞行必须的动力装置采集、控制及通信功能。
本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想。以上所述仅是本申请的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本申请的保护范围。
Claims (10)
1.一种飞行器动力装置控制系统，其特征在于，包括飞行控制设备、动力装置控制单元、发动机、动力传动装置以及负载；
所述飞行控制设备，配置用于向所述动力装置控制单元发送动力装置控制指令；
所述动力装置控制单元，配置用于接收、解算所述动力装置控制指令；
所述动力装置控制指令包括第一控制指令、第二控制指令以及第三控制指令；
所述动力装置控制单元，还配置用于根据所述第一控制指令控制所述发动机、根据所述第二控制指令控制所述动力传动装置、根据所述第三控制指令控制所述负载；
所述动力装置控制单元，还配置用于采集并解算所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的传感器信号，并将所述传感器信号发送至所述飞行控制设备。
2.根据权利要求1所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述动力装置控制单元，配置用于根据所述第一控制指令控制所述发动机功率的改变，还配置用于根据所述第二控制指令控制所述动力传动装置传动或者截止发动机功率输出，还配置用于根据所述第三控制指令控制所述负载产生转速、升力或推力。
3.根据权利要求1所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述动力装置控制单元内存储有发动机模型；所述动力装置控制单元，还配置用于根据所述发动机模型，来解算接收到的所述动力装置控制指令。
4.根据权利要求1所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述动力装置控制单元采用降额余度设计，包括作为主余度的PCU-A主电路板和作为降额余度的PCU-B主电路板；所述PCU-A主电路板包含所述PCU-B主电路板的全部信号电路功能；所述PCU-B主电路板，配置用于将PCU控制余度在主余度和降额余度之间切换。
5.根据权利要求4所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述动力装置控制单元还包括PCU-A电源滤波板、PCU-B电源滤波板、PCU电源航插；所述PCU-A电源滤波板与所述PCU-A主电路板相连接；所述PCU-B电源滤波板与所述PCU-B主电路板相连接；所述PCU-A主电路板承载有PCU-A信号航插、PCU-B信号航插以及PCU维护航插。
6.根据权利要求5所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述动力装置控制单元安装在金属安装盒内；所述PCU-A信号航插、所述PCU-B信号航插以及所述PCU维护航插与所述安装盒导通。
7.根据权利要求5所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述PCU-A主电路板包括PCU-A主控芯片及外围电路、航插接口电路、PCU-A信号采集电路、PCU-A存储电路、PCU-A通信接口电路、PCU-A低边驱动电路以及PCU-A余度切换电路；
所述PCU-A主控芯片及外围电路，配置用于采集经所述PCU-A信号采集电路处理的所述传感器信号；
所述PCU-A主电路板，配置用于通过所述PCU-A低边驱动电路控制所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的执行机构，还配置用于通过所述PCU-A通信接口电路与总线设备通信，还配置用于通过所述航插接口电路与所述PCU-A信号航插、所述PCU-B信号航插以及所述PCU维护航插相连接。
8.根据权利要求7所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述PCU-A信号采集电路包括PCU-A温度传感器信号采集电路、PCU-A电压信号采集电路以及PCU-A脉冲转速信号采集电路。
9.根据权利要求7所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述PCU-B主电路板包括PCU-B主控芯片及外围电路、PCU-B信号采集电路、PCU-B存储电路、PCU-B通信接口电路、PCU-B低边驱动电路以及PCU-B余度切换电路；
所述PCU-B主控芯片及外围电路，配置用于采集经所述PCU-B信号采集电路处理的所述传感器信号；
所述PCU-B主电路板，配置用于通过所述PCU-B低边驱动电路控制所述发动机、所述动力传动装置以及所述负载的执行机构，还配置用于通过所述PCU-B通信接口电路与总线设备通信。
10.根据权利要求9所述的飞行器动力装置控制系统，其特征在于，所述PCU-A余度切换电路和所述PCU-B余度切换电路同时受所述PCU-B主控芯片及外围电路输出的余度选择信号控制。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110573686.3A CN113212770B (zh) | 2021-05-25 | 2021-05-25 | 飞行器动力装置控制系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110573686.3A CN113212770B (zh) | 2021-05-25 | 2021-05-25 | 飞行器动力装置控制系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113212770A true CN113212770A (zh) | 2021-08-06 |
| CN113212770B CN113212770B (zh) | 2023-05-05 |
Family
ID=77098453
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110573686.3A Active CN113212770B (zh) | 2021-05-25 | 2021-05-25 | 飞行器动力装置控制系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113212770B (zh) |
Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2810872A1 (en) * | 2013-06-06 | 2014-12-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for maximizing aircraft safe landing capability during one engine inoperative operation |
| CN104590550A (zh) * | 2013-10-30 | 2015-05-06 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种高可靠双冗余电动舵机控制装置 |
| CN104682548A (zh) * | 2015-02-06 | 2015-06-03 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种高可靠延时电路配电器 |
| US20150353192A1 (en) * | 2013-08-07 | 2015-12-10 | Alakai Technologies Corporation | All-electric multirotor full-scale aircraft for commuting, personal transportation, and security/surveillance |
| EP2955673A1 (en) * | 2014-06-12 | 2015-12-16 | The Boeing Company | Aircraft departure profile generation compliant with noise abatement limits |
| CN105576994A (zh) * | 2016-01-15 | 2016-05-11 | 南京航空航天大学 | 全双向开关型双级矩阵变换器整流级降额容错控制方法 |
| CN105691601A (zh) * | 2016-01-28 | 2016-06-22 | 北京航空航天大学 | 基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统 |
| CN108394565A (zh) * | 2017-02-04 | 2018-08-14 | 贝尔直升机德事隆公司 | 用于旋翼飞行器的动力需求预测系统 |
| WO2019119340A1 (zh) * | 2017-12-21 | 2019-06-27 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 云台控制方法和设备、云台以及无人机 |
| CN110901895A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-03-24 | 洛阳安怀达智能科技有限公司 | 一种无人机舵机控制驱动系统 |
| CN112607021A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-06 | 上海电气集团股份有限公司 | 一种载人无人机 |
| WO2021078259A1 (zh) * | 2019-10-24 | 2021-04-29 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行控制方法、飞行器及飞行系统 |
-
2021
- 2021-05-25 CN CN202110573686.3A patent/CN113212770B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2810872A1 (en) * | 2013-06-06 | 2014-12-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for maximizing aircraft safe landing capability during one engine inoperative operation |
| US20150353192A1 (en) * | 2013-08-07 | 2015-12-10 | Alakai Technologies Corporation | All-electric multirotor full-scale aircraft for commuting, personal transportation, and security/surveillance |
| CN104590550A (zh) * | 2013-10-30 | 2015-05-06 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种高可靠双冗余电动舵机控制装置 |
| EP2955673A1 (en) * | 2014-06-12 | 2015-12-16 | The Boeing Company | Aircraft departure profile generation compliant with noise abatement limits |
| CN104682548A (zh) * | 2015-02-06 | 2015-06-03 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种高可靠延时电路配电器 |
| CN105576994A (zh) * | 2016-01-15 | 2016-05-11 | 南京航空航天大学 | 全双向开关型双级矩阵变换器整流级降额容错控制方法 |
| CN105691601A (zh) * | 2016-01-28 | 2016-06-22 | 北京航空航天大学 | 基于液压马达的飞行器推动装置和推动控制系统 |
| CN108394565A (zh) * | 2017-02-04 | 2018-08-14 | 贝尔直升机德事隆公司 | 用于旋翼飞行器的动力需求预测系统 |
| WO2019119340A1 (zh) * | 2017-12-21 | 2019-06-27 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 云台控制方法和设备、云台以及无人机 |
| WO2021078259A1 (zh) * | 2019-10-24 | 2021-04-29 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种飞行控制方法、飞行器及飞行系统 |
| CN110901895A (zh) * | 2019-12-31 | 2020-03-24 | 洛阳安怀达智能科技有限公司 | 一种无人机舵机控制驱动系统 |
| CN112607021A (zh) * | 2020-12-25 | 2021-04-06 | 上海电气集团股份有限公司 | 一种载人无人机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113212770B (zh) | 2023-05-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1301835B1 (en) | Flight control module with integrated spoiler actuator control electronics | |
| EP1301393B1 (en) | Flight control modules merged into the integrated modular avionics | |
| EP2987984B1 (en) | In-flight restart system and method for free turbine engine | |
| CN102414081B (zh) | 模块集成式架构的飞行器控制系统 | |
| KR102004227B1 (ko) | 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법 | |
| CN108776486B (zh) | 一种大型中高空察打一体无人机飞控系统冗余架构方法 | |
| US8275494B1 (en) | System, apparatus and method for controlling an aircraft | |
| CN102458995A (zh) | 具有增升系统的飞行器 | |
| CN116483106A (zh) | 一种察打一体无人机系统 | |
| CN114721250A (zh) | 无人机飞控系统 | |
| US20240326986A1 (en) | Redundancy systems for fly-by-wire vehicles | |
| CN113212770B (zh) | 飞行器动力装置控制系统 | |
| US6366837B1 (en) | Method for providing command augmentation to a command lane within a vehicle | |
| CN217170973U (zh) | 大型倾转旋翼垂直起降固定翼无人机机载航电系统 | |
| CN215181985U (zh) | 一种微型综合航电核心处理机 | |
| CN114509976A (zh) | 一种油动直驱无人机的ecu控制器 | |
| EP3437989B1 (en) | Open relay device and system | |
| US11670942B2 (en) | Electrically driven distributed propulsion system | |
| CN112783072A (zh) | 一种通用无人机机电综合处理系统 | |
| CN114394246A (zh) | 大型倾转旋翼垂直起降固定翼无人机及其机载航电系统 | |
| CN114684352A (zh) | 分布式动力短距起降支线飞机 | |
| CN114200821A (zh) | 一种中型无人直升机航空电子系统及架构 | |
| Clay | Digital Electronic Flight Decks: The Outlook for Commercial Aviation | |
| CN118254985A (zh) | 用于电池供电飞行器的飞行中充电系统和方法 | |
| CN115258170A (zh) | 用于共轴双桨无人机的一体化电机电调结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |