CZ20131092A3 - System of flight automatic control for light sports airplanes - Google Patents
System of flight automatic control for light sports airplanes Download PDFInfo
- Publication number
- CZ20131092A3 CZ20131092A3 CZ2013-1092A CZ20131092A CZ20131092A3 CZ 20131092 A3 CZ20131092 A3 CZ 20131092A3 CZ 20131092 A CZ20131092 A CZ 20131092A CZ 20131092 A3 CZ20131092 A3 CZ 20131092A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- display
- control
- flight
- automatic
- balancing
- Prior art date
Links
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Vynález se týká systému automatického řízení letu pro lehké sportovní letouny obsahující primární letový displej (1) s dotykovým uživatelským rozhraním napojeným na řídicí systém letounu s manuálními a automatickými prostředky pro řízení letu a se sítí palubních snímačů systémových, letových a navigačních dat a dále obsahující multifunkční displej (02). Primární letový displej (1) s dotykovým uživatelským rozhraním obsahuje první mikropočítač (10), který je spřažený se zobrazovačem (11) a plošným dotykovým senzorem (12) zobrazovače (11), přičemž první mikropočítač (10) je dále spřažen s RT mikrokontrolérem (13) a primární letový displej (1) je pomocí konektorů (14, 15) napojen na datovou síť letounu, ve které je zařazena soustava elektromechanických aktuátorů (20, 30, 40, 50, 80) k automatickému ovládání řídicích ploch (2, 3, 4) letadla, automatického ovládání propulze (5) v režimu automatického řízení letu a k automatickému ovládání vyvážení.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to an automatic flight control system for light sports airplanes comprising a primary flight display (1) with a touchscreen user interface coupled to an airplane control system with manual and automatic flight control means and a network of system, flight and navigation data sensors and multifunction display (02). The primary touch screen user interface (1) includes a first microcomputer (10) coupled to the display (11) and the touch screen sensor (12) of the display (11), the first microcomputer (10) being further coupled to the RT microcontroller ( 13) and the primary flight display (1) is connected to the data network of the airplane by means of connectors (14, 15), in which the system of electromechanical actuators (20, 30, 40, 50, 80) for automatic control of the control surfaces (2, 3 , 4) aircraft, automatic propulsion control (5) in automatic flight control mode and automatic balance control.
Description
Systém automatického řízení letu pro lehké sportovní letounyAutomatic flight control system for light sport aircraft
Oblast technikyTechnical field
Vynález se týká systému automatického řízení letu pro lehké sportovní letouny obsahující primární letový displej s dotykovým uživatelským rozhraním napojeným na řídicí systém letounu s manuálními a automatickými prostředky pro řízení letu a se sítí palubních snímačů systémových, letových a navigačních dat a dále obsahující multifunkční displej.The present invention relates to an automatic flight control system for light sport airplanes comprising a primary flight display with a touch user interface coupled to an airplane control system with manual and automatic flight control means and an on-board sensor, flight and navigation data network, and further comprising a multifunction display.
Dosavadní stav technikyBACKGROUND OF THE INVENTION
Letouny pro sportovní a turistické využití spadají do kategorie, jejichž provoz a fungování upravují národní předpis UL2, 14 Code of Federal Regulations (14 CFR) §§ 1.1 a 21.190 (LSA), EASA CS-LSA, EASA CS-VLA, FAR část 23 a EASA CS-23, LTF-UL. Tato letadla jsou vybavena systémem manuálního ovládání letu, včetně manuálního ovládání výkonu pohonu, tj. rychlosti letu, a dále jsou vybavena systémem automatického řízeni letu, který je však v této kategorii letadel schopen ovládat pouze určité funkce letadla, především se jedná o funkce ovládání směru letu. Automatické ovládání rychlosti letu, a zvláště pak automatické ovládání rychlosti letu v návaznosti na automatické ovládání směru letu, se v této kategorii letadel nevyskytuje. Je to dáno zejména vysokou cenou takových komplexních systémů automatického řízení letu, která je u menších letadel limitujícím faktorem pro nasazení dokonalejších řešení, která jsou obecně známa např. z velkých dopravních letadel pro desítky až stovky cestujících nebo z velkých nákladních letadel. Vojenský sektor je zcela specifické prostředí, které v zásadě není limitováno cenou použitých prostředků, a proto jsou systémy automatického řízení letu vojenských letadel zcela irelevantní pro použití v civilním sektoru malých sportovních a turistických letounů.Airplanes for sporting and tourist use fall into the category whose operation and operation are regulated by UL2, 14 Code of Federal Regulations (14 CFR), Sections 1.1 and 21.190 (LSA), EASA CS-LSA, EASA CS-VLA, FAR Part 23 and EASA CS-23, LTF-UL. These aircraft are equipped with a manual flight control system, including manual power control, ie flight speed, and are equipped with an automatic flight control system which, however, is capable of controlling only certain aircraft functions in this category of aircraft, in particular direction control functions flight. Automatic flight speed control, and in particular automatic flight speed control following automatic flight direction control, does not occur in this category of aircraft. This is mainly due to the high cost of such complex automatic flight control systems, which is a limiting factor for smaller aircraft for deploying more sophisticated solutions, which are generally known, for example, from large airliners for tens to hundreds of passengers or large cargo aircraft. The military sector is an entirely specific environment that is not limited in principle by the cost of resources used, and therefore the automatic flight control systems of military aircraft are completely irrelevant for use in the civilian sector of small sport and tourist aircraft.
Samozřejmě je i u sportovních a turistických letounů vyžadována odpovědná pilotáž, která představuje neustálé mentální úsilí při monitorování letadlových systémů, správě letových dat a v nevyhnutném případě i provedení nápravného řešení, častokrát v časové tísni. Toto v určitých situacích a zaOf course, responsible piloting is also required for sporting and touring aircraft, which is a constant mental effort in aircraft system monitoring, flight data management and, if necessary, corrective action, often under time pressure. This in certain situations and beyond
PS3943CZPS3943CZ
určitých podmínek odporuje omezeným lidským schopnostem úspěšně řešit simultánní procesy správy dat, navíc ve stresových podmínkách.In some circumstances, it runs counter to the limited human ability to successfully handle simultaneous data management processes, in addition to stressful conditions.
Komplexnost správného provedení letu a přesné navigování letadla, násobená potenciálními nebezpečími, jakými jsou náhlé změny počasí, mechanické problémy letadlových systémů, pilotní nedbalost atd., vybízí k tvorbě systémů snižujících pracovní zatížení pilota. Známá řešení automatického systému řízení letu naplňují jenom část požadavků kladených na takovýto systém.The complexity of correct flight performance and accurate aircraft navigation, multiplied by potential hazards such as sudden weather changes, mechanical problems of aircraft systems, pilot negligence, etc., encourages the creation of systems to reduce pilot workload. The known automatic flight control system solutions fulfill only part of the requirements placed on such a system.
Známé systémy automatického řízení letu pro letadla uvedené kategorie, tj. sportovní a turistické, vycházejí z konceptu funkčně izolovaných prvků vycházejících z filozofie klasických metod výstavby řídicích systémů a především řeší myšlenku, že úhel dráhy letu je řízen pouze výškovým kormidlem, přičemž řízení rychlosti zabezpečuje izolovaná změna nastavení režimu práce propulzní jednotky. Pro konvenční letounové konfigurace jsou ovšem odezvy od výškového kormidla a změny tahu motoru vzájemně provázané, což ústí v požadavek koordinovaného řízení obou prvků. Řídicí logika známých systémů automatického řízení letu těchto malých letadel ovšem nepracuje se znalostí stavu výkonu motoru letounu, v důsledku čehož prakticky chybí integrální ochrana letové obálky a vyvstává nutnost neustálého monitorování a korigování nastavení výkonu motoru (pohonu, propulzní jednotky), takže může během letu řízeného takovým známým systémem automatického řízení letu dojít i k ohrožení bezpečnosti provedení letu špatným managementem rychlosti. Uvedená omezení řídicích módů těchto známých systémů automatického řízení letu znesnadňují posádce efektivní zvládnutí palubní automatizace, což je hlavním nedostatkem dosavadního stavu techniky sportovních a turistických letounů, zejména s ohledem na fakt, že menší letadla a zvláště malá sportovní nebo ultralehká letadla často pilotují piloti s menšími zkušenostmi i dovednostmi, než je tomu u velkých dopravních letadel.Known automatic flight control systems for aircraft of this category, ie sports and tourist, are based on the concept of functionally isolated elements based on the philosophy of classical methods of control system construction and above all solve the idea that flight path angle is controlled only by elevator. change the mode setting of the propulsion unit. However, for conventional airplane configurations, elevator rudder responses and engine thrust changes are interrelated, resulting in a coordinated control of both elements. However, the control logic of the known automatic flight control systems of these small aircraft does not work with the knowledge of the engine power state of the aircraft, which virtually lacks integral flight envelope protection and requires constant monitoring and correction of engine power settings (propulsion, propulsion units). such a known automatic flight control system could endanger the safety of flight performance by poor speed management. These limitations of the control modes of these known automatic flight control systems make it difficult for the crew to master on-board automation effectively, which is a major drawback of the prior art of sports and tourist aircraft, especially given that smaller aircraft and especially small sports or ultralight aircraft experience and skills than large airliners.
Z US 2002/0030142 A1 je znám systém pro naprogramování průmyslově standardizovaného autopilota i nezkušeným pilotem nebo operátorem. Systém je možné podle autora implementovat do libovolného letadla (zejména však poloautomatického letadla bez posádky - UAV) a zabezpečit tak bezpečný provoz letadla i tehdy, je-i pilotováno/ovládáno nezkušeným nebo méně • · · · · · • · · · · · · • · · · · · · «· ··· ······· · · · · ·US 2002/0030142 A1 discloses a system for programming an industrially standardized autopilot even by an inexperienced pilot or operator. The system, according to the author, can be implemented in any aircraft (especially semi-automatic unmanned aircraft - UAV) and thus ensure safe operation of the aircraft even if it is piloted / operated by inexperienced or less. • · · · · · · · · · · · · · · · ·
PS3943CZ zkušeným pilotem/operátorem. Zkušenému pilotovi/operátorovi zase systém umožňuje rychlejší a pohodlnější ovládání a zmenšení zátěže pilota během letu. Systém je zaměřen tak, že letadlo je trvale řízeno autopilotem podle nastavených (naprogramovaných) parametrů. Autopilot neustále kontroluje činnost pilota nebo operátora a upravuje chod letadla. Důvodem pro toto řešení je, že podle autora dochází v cca 85 % případů (JAV k havárii (nehodě) z důvodu toho, že pilot/operátor ztratí situační přehled o stavu UAV a jeho okolí, a to bez ohledu na dovednosti nebo zkušenosti pilota/operátora. Toto se z povahy věci vyskytuje právě u UAV, kde pilot/operátor nesedí v letadle, ale dálkově ovládá letadlo ze vzdálené stanice. Tato vysoká nehodovost pak brání nasazení této UAV techniky do oblasti civilního letectví, kde je ze strany FAA vyžadována vysoká míra bezpečnosti. Problémy s bezpečností nasazení UAV techniky v civilním letectví má odstraňovat řešení podle US 2002/0030142 A1. Jako příklad využití tohoto řešení je uveden letoun MQ-1 Predator. Modulární elektronický systém řízení letu v je popisován např. také v DE 10 2011 115 362 A1.PS3943CZ by experienced pilot / operator. For the experienced pilot / operator, the system enables faster and more convenient control and reduced pilot load during flight. The system is aimed so that the aircraft is permanently controlled by the autopilot according to the set (programmed) parameters. The autopilot constantly monitors the operation of the pilot or operator and adjusts the operation of the aircraft. The reason for this solution is that, according to the author, about 85% of cases occur (JAV accident (accident) because the pilot / operator loses a situation overview of the state of the UAV and its surroundings, regardless of the skills or experience of the pilot / This is due to the nature of the UAV, where the pilot / operator does not sit in the aircraft but remotely controls the aircraft from a remote station, and this high accident rate hampers the deployment of this UAV to civil aviation where a high level of FAA is required. Problems with the safety of deployment of UAV technology in civil aviation are to be solved by the solution according to US 2002/0030142 A1 The MQ-1 Predator aircraft is mentioned as an example of the use of this solution Modular electronic flight control system is also described eg in DE 10 2011 115 362 A1.
Dalším nedostatkem dosavadního stavu techniky je přítomnost celé řady manuálních ovládacích prvků na palubní desce letadla, což znesnadňuje orientaci pilota a přehled o stavu jednotlivých ovládacích prvků a také to vyžaduje pohyb pilota rukou v poměrně velkém rozsahu, což může být zejména v krizových situacích znesnadněno např. fyzikálními vlivy atd. Je sice známé, především z velkých dopravních letadel, použiti dotykových displejů, např. podle US 2008/0262664, které se týká zobrazování letových dat primárního letového displeje, multifunkčního displeje a postranního displeje vertikálního profilu na jednom společném displeji s dotykovým ovládáním, což usnadňuje a zrychluje zadávání dat a zlepšuje orientaci pilota. Systém umožňuje také barevné zobrazování, např. červenou barvou zvýrazňuje nebezpečí kolize s okolním terénem nebo překážkami atd. Systém však neumožňuje ovládání automatického systému řízení letu pomocí tohoto displeje s dotykovým ovládáním, resp. tuto možnost vůbec nezmiňuje.Another disadvantage of the prior art is the presence of a number of manual controls on the aircraft dashboard, which makes it difficult for the pilot to orientate and overview the status of the individual controls, and it also requires the pilot to move the hand to a relatively large extent. physical influences etc. It is known, especially from large airliners, to use touch displays, for example according to US 2008/0262664, which relates to the display of flight data of the primary flight display, the multifunction display and the vertical profile side display on one common touch screen display , which makes data entry easier and faster and improves pilot orientation. The system also allows color displaying, eg red highlighting the risk of collision with the surrounding terrain or obstacles, etc. However, the system does not allow the control of automatic flight control system using this display with touch control, respectively. does not mention this possibility at all.
Z US 2004/0059427A1 je známo řešeni, které popisuje zobrazování letových dat na displeji s různou intenzitou jasu podle důležitosti dat, což • ·· • · · · · ·From US 2004 / 0059427A1, a solution is known which describes displaying flight data on a display with varying brightness intensity according to the importance of the data, which
PS3943CZ zlepšuje vnímání jednotlivých informací piloty. Jas jednotlivých položek navíc může pilot nastavit podle svých zvyklostí a potřeb.PS3943EN improves the perception of individual pilot information. In addition, the brightness of individual items can be adjusted by the pilot according to his habits and needs.
Z US 8 159 464 B1 je známo řešení, které popisuje vylepšený displej s dotykovým ovládáním a zobrazováním řady provozních a stavových údajů pro letadla. Toto řešení sice obsahuje zmínky o ovládání některých funkcí automatického systému řízení letu pomocí dotykového uživatelského rozhraní, nicméně vykazuje z pohledu naplnění funkčních předpokladů dotykového uživatelského rozhraní určité ergonomické nedostatky limitující použití dotykových zón v jednotlivých segmentech Primárního letového displeje s dotykovým senzorem podle US 8 159 464 B1 při provozu malého sportovního letounu, tj. za letu.From US 8 159 464 B1 a solution is known which discloses an improved touch screen display and display of a series of operational and status data for aircraft. While this solution includes references to the control of some functions of the automatic flight control system using the touch user interface, it nevertheless shows some ergonomic drawbacks limiting the use of the touch zones in individual segments of the primary flight display with the touch sensor according to US 8 159 464 B1 when operating a small sport aircraft, ie in flight.
Cílem vynálezu je vyvinout komplexní systém automatického řízení letu schopný nasazení ve sportovních a turistických letounech s plnohodnotným ovládáním pomocí dotykového uživatelského rozhraní.It is an object of the present invention to provide a comprehensive automatic flight control system capable of being deployed in sport and touring aircraft with full touch control interface.
Podstata vynálezuSUMMARY OF THE INVENTION
Cíle vynálezu je dosaženo systémem automatického řízení letu pro sportovní a turistické letouny, jehož podstata spočívá v tom, že primární letový displej s dotykovým uživatelským rozhraním obsahuje první mikropočítač, který je spřažený se zobrazovačem a plošným dotykovým senzorem zobrazovače, přičemž první mikropočítač je dále spřažen s RT mikrokontrolérem a primární letový displej je pomocí konektorů napojen na datovou síť letounu, ve které je zařazena soustava elektromechanických aktuátorů k automatickému ovládání řídicích ploch letounu, automatickému ovládání propulze v režimu automatického řízení letu a k automatickému ovládání vyvážení.The object of the invention is achieved by an automatic flight control system for sporting and tourist airplanes, characterized in that the primary flight display with a touch user interface comprises a first microcomputer coupled to a display and a surface touch sensor of the display, the first microcomputer further coupled to The RT microcontroller and the primary flight display are connected via connectors to the airplane data network, which includes a set of electromechanical actuators for automatic control of airplane control surfaces, automatic propulsion control in automatic flight control mode and automatic balancing control.
Společnému zobrazovači primárního letového displeje a multifunkčního displeje je přiřazen ovladač uživatelského rozhraní primárního a multifunkčního displeje umístěný na řídicí páce letadla a návratové tlačítko na okrajích displejů.The primary flight display and multifunction display are assigned a primary and multifunction display user interface driver located on the aircraft control lever and a return button at the edges of the displays.
Systém automatického vyvážení letadla a digitální navigační platforma obsahují soustavu palubních snímačů systémových, letových a navigačních dat.The Aircraft Auto Balance System and Digital Navigation Platform incorporate a set of onboard sensors of system, flight and navigation data.
• · · · • · · « · · 4 4 44 4 4 4
PS3943CZPS3943CZ
Vynález zabezpečuje jak manuální, tak i plně automatické řízení letu malého sportovního, turistického letounu v pilotem zvolených módech, a to pomocí digitálního zpracování dat s využitím vícejádrové procesorové platformy k automatickému řízení všech os pohybu letadla a k automatické regulaci rychlosti letu této kategorie letadel, u nichž doposud takto komplexní systémy nejsou používány. Více-jádrová procesorová platforma, ať už se jedná o jeden vícejádrový procesor nebo několik samostatných procesorů umožňuje realizovat v zásadě oddělené a tím i do značné míry vzájemně nezávislé výpočetní systémy letových a zobrazovacích dat, takže i v případě výpadku zobrazovače je neustále zajištěna správná funkce výpočetního systému letových dat a tím i automatické řízení letadla.The invention provides both manual and fully automatic flight control of a small sporting tourist airplane in pilot-selected modes, using digital data processing using a multi-core processor platform to automatically control all aircraft movement axes and automatically regulate the flight speed of this aircraft category. so far such complex systems are not used. The multi-core processor platform, whether it is a single multi-core processor or multiple stand-alone processors, allows to realize substantially separate and thus largely independent computing systems of flight and display data, so that even in the event of a display failure flight data system and thus automatic aircraft control.
Vynález umožňuje snížení pracovního zatížení posádky nebo snížení počtu pilotů, umožňuje redistribuci pozornosti pilota k plnění navigačních úkolů a ovládaní avionických systémů atd. Ergonomické nedostatky nebo limity známé ze stavu techniky řeší konstrukce módů interakce pilota se systémem pomocí dotykového ovládání podle vynálezu, které zohledňuje právě ergonomické aspekty implementace ovládacích prvků dotykového rozhraní s ohledem na fyziologická omezení posádek (pilotů) a charakteristik prostředí letové paluby, kde se projevují vibrace, rychlá změna násobku zatížení, atd., přičemž je vyžadována nepřerušená dosažitelnost prvků dotykového ovládání pomocí stabilizované polohy dlaně. V řešení ovládání dotykového rozhraní podle vynálezu je tak možné na jednotlivé prvky dotykového rozhraní dosáhnou prstem při současné stabilizaci dlaně ruky pilota o pevné části palubní desky, případně je možné toto učinit prostým natažením prstu ruky položené např. na páku řízení přípustě plnícího tlaku motoru. Řešení dotykového ovládání podle vynálezu umožňuje aktivaci a ovládání zvolené letové veličiny přímo v rozhraní grafické interpretace této letové veličiny, čímž se zabraňuje např. zmatení uživatele (pilota) rozdělením dotykového uživatelského rozhraní na geometricky různě lokalizované aktivační a nastavovací segmenty v ploše primárního letového displeje, jako je tomu např. u US 8 159 464 B1.The invention makes it possible to reduce crew workload or reduce the number of pilots, to redistribute the pilot's attention to perform navigation tasks and control avionic systems, etc. Ergonomic deficiencies or limitations known in the art are solved by designing pilot-system interaction modes using touch control according to the invention, taking into account ergonomic aspects of the implementation of touch interface controls taking into account the physiological constraints of crews (pilots) and flight deck environment characteristics where vibration, rapid change of load factor, etc. are present, while requiring uninterrupted availability of touch controls using a stabilized palm position. In the control interface of the touch interface according to the invention, it is thus possible to reach the individual elements of the touch interface with a finger while stabilizing the pilot's palm on a fixed part of the dashboard, or it can be done by simply extending the finger. The touch control solution according to the invention enables activation and control of the selected flight variable directly in the graphical interpretation interface of the flight variable, thus avoiding, for example, confusion of the user (pilot) by dividing the touch user interface into geometrically differentiated activation and adjustment segments in the primary flight display area. such as in US 8 159 464 B1.
Systém automatického řízení letu podle tohoto vynálezu také umožňuje optimalizaci letových tratí a řízení stavu celkové energie létajícího systému, snížení ekologické stopy z provozu letounů a snížení akustických emisí,The automatic flight control system of the present invention also enables optimization of flight paths and control of the overall energy status of the flying system, reducing the ecological footprint from aircraft operations and reducing acoustic emissions,
PS3943CZ přičemž obsahuje funkce, které umožňují monitorování stavu systému a účinnou diagnostiku poruch. Současně je díky využití protokolu CANaerospace navrženého firmou Stock Flight Systems jako standard pro datové přenosy v palubních datových sítích letounů umožněna přenositelnost systému podle tohoto vynálezu do různých letadel.PS3943GB includes features that allow system status monitoring and efficient fault diagnosis. At the same time, the use of the CANaerospace protocol proposed by Stock Flight Systems as the standard for data transmissions in the on-board data networks of airplanes enables the portability of the system of the present invention to different aircraft.
Objasnění výkresůClarification of drawings
Vynález je schematicky znázorněn na výkrese, kde ukazuje obr. 1 uspořádání prvků malého sportovního nebo turistického letounu podle vynálezu, obr. 1a blokové schéma řídicí logiky, obr. 2 blokové schéma uspořádání hardwarových prvků, obr. 3 uspořádání grafického uživatelského rozhraní (dále jen GUI - graphic user interface) podle vynálezu a obr. 4 příklad zobrazení multifunkčniho displeje.The invention is schematically illustrated in the drawing, wherein FIG. 1 shows a layout of the elements of a small sport or tourist aircraft according to the invention, FIG. 1a a block diagram of control logic, FIG. 2 a block diagram of a hardware layout; 4 shows an example of a multifunction display.
Příklady uskutečnění vynálezuDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Vynález je založen na tom, že letová platforma je transformována do podoby primárního letového displeje 1 s dotykovou ovládací vrstvou, kterému je přiřazen vícejádrový počítačový systém, který pracuje s informacemi ze sítě palubních snímačů, které snímají systémová, letová a navigační data pro řízení výchylek výškového kormidla 2, výchylek křidélek 3, výchylek směrového kormidla 4 a pro nastavení propulze 5, čímž je u lehkého sportovního nebo turistického letounu umožněno zcela automatické řízení letu v podélném i stranovém pohybu a také řízení rychlosti letu.The invention is based on the fact that the flight platform is transformed into the form of a primary flight display 1 with a touch control layer, which is assigned a multi-core computer system that handles information from the onboard sensor network that senses system, flight and navigation data for altitude control rudder 2, aileron deflection 3, rudder deflection 4, and propulsion adjustment 5, allowing fully automatic longitudinal and lateral flight control as well as flight speed control for a light sport or tourist airplane.
Primární letový displej 1. obsahuje SoC 10 (systém on chip), který je spřažen se zobrazovačem 11, např. LCD displejem s podsvícením 110, a plošným dotykovým senzorem 12 zobrazovače 11., např. vícebodovou dotykovou vrstvou. SoC 10 je dále spřažen s RT mikrokontrolérem 13 (RT = reál time). Primární letový displej 1 je pomocí konektorů 14 a 15 napojen na datovou síť letadla, přičemž v datové cestě jsou zařazeny řadič 16 sběrnice Ethernet a budič 17 sběrnice CAN. SoC 10 je spřažen s pamětí 100. RT mikrokontrolér 13 je určen výhradně pro účely zpracování letových dat a SoC 10 je určen výhradně pro grafické zobrazení potřebných údajů na zobrazovačiThe primary flight display 1 comprises a SoC 10 (on-chip system) which is coupled to a display 11, e.g. an LCD backlight 110, and a surface touch sensor 12 of the display 11, e.g. a multipoint touch layer. SoC 10 is coupled to RT microcontroller 13 (RT = real time). The primary flight display 1 is connected to the aircraft data network via connectors 14 and 15, the Ethernet controller 16 and the CAN driver 17 being included in the data path. The SoC 10 is coupled to a memory of 100. The RT microcontroller 13 is designed solely for flight data processing purposes, and the SoC 10 is designed solely for graphical display of necessary data on the display.
PS3943CZ a pro interakci s plošným dotykovým senzorem 12 zobrazovače 11. SoC 10 a mikrokontrolér 13 tak tvoří dvojici mikropočítačů specializovaných na výše uvedené činnosti. Ve znázorněném příkladu provedení je primární letový displej 1 napojen na záložní baterii 00, která jej napájí i po vypnutí hlavního vypínače elektrického systému letounu.Thus, the PS3943CZ and for the interaction with the surface touch sensor 12 of the display 11. The SoC 10 and the microcontroller 13 thus form a pair of microcomputers specialized in the above activities. In the illustrated embodiment, the primary flight display 1 is connected to a backup battery 00, which supplies it even after the main switch of the airplane electrical system has been turned off.
Primárnímu letovému displeji 1 je přiřazen multifunkční displej 02 pro zobrazování doplňkových informací a dat. Multifunkční displej 02 obsahuje mikroprocesor 020, s výhodou architektury ARM, který je spřažen se zobrazovačem 021, např. LCD displejem s podsvícením 0210, a plošným dotykovým senzorem 022 zobrazovače 021, např. vícebodovou dotykovou vrstvou. Multifunkční displej 02 je pomocí konektorů 023 a 024 napojen na datovou síť letadla, přičemž v datové cestě jsou zařazeny řadič 025 sběrnice Ethernet a budič 026 sběrnice CAN. Multifunkční displej 02 může obsahovat paměť 0200.The primary flight display 1 is assigned a multifunction display 02 for displaying additional information and data. The multifunctional display 02 comprises a microprocessor 020, preferably an ARM architecture, which is coupled to a display 021, e.g., an LCD backlight 0210, and a surface touch sensor 022 of the display 021, e.g., a multi-point touch layer. The multifunction display 02 is connected to the aircraft data network via connectors 023 and 024, with the Ethernet controller 025 and the CAN driver 026 included in the data path. The multifunction display 02 may include a memory 0200.
Polohy řídicích ploch 2, 3, 4 letadla jsou určeny na základě zpracování dat snímačů 9 o provozním stavu řídicích ploch 2, 3, 4 letadla, zpracování dat z digitální navigační platformy (DNP) 6, která je zařazena v systému, a dále z definice letové úlohy zadané pomocí dotykového uživatelského rozhraní.The positions of the aircraft control surfaces 2, 3, 4 are determined based on the processing of sensor 9 data on the operational status of the aircraft control surfaces 2, 3, 4, the data processing from the digital navigation platform (DNP) 6 included in the system and flight tasks entered using the touch user interface.
Systém pro automatické řízení letu sportovního nebo turistického letounu dále obsahuje soustavu elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40, 50, 80 k automatickému ovládání řídicích ploch 2, 3, 4 letadla, k automatickému ovládání propulze 5 v režimu automatického řízení letu a k automatickému ovládání vyvážení.The automatic flight control system of a sports or tourist aircraft further comprises a set of electromechanical actuators 20, 30, 40, 50, 80 for automatic control of aircraft control surfaces 2, 3, 4, automatic propulsion control 5 in automatic flight control mode and automatic balance control.
Propulzi 5 je přiřazena monitorovací jednotka 51 propulze, která je přes konektor 510 a řadič 511 sběrnice CAN napojena do datové sítě letadla. Monitorovací jednotka 51 propulze obsahuje mikrokontrolér 512, na který jsou napojeny snímací prvky stavu propulze a ostatních částí letadla souvisejících s propulzi 5, tj. pohonem, jako jsou tlakové senzory 513, termistory 514, termočlánky 515, snímač 516 otáček propulze 5 (motoru), snímače 517 stavu paliva, snímače 518 stavu palubní elektrické sítě letadla, senzor 519 polohy vztlakových klapek atd.Propulsion 5 is assigned a propulsion monitoring unit 51 which is connected to the aircraft data network via connector 510 and CAN bus controller 511. The propulsion monitoring unit 51 comprises a microcontroller 512 to which the propulsion state sensing elements and other propulsion-related components 5, i.e. propulsion, such as pressure sensors 513, thermistors 514, thermocouples 515, propulsion speed sensor 516 (motor), are connected. fuel level sensor 517, airborne power supply level sensor 518, flap position sensor 519, etc.
4 4 4 * · · · ·4·4· • · · 4 4 4 4 ··4 » · · · 44 • 4 4 4 4 4·4 4 4 * · · · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 · 4 ·
4 4 4»444 4 »44
1« 4 44 444 44 44 44 4441 «4 44 444 44 44 44 444
PS3943CZPS3943CZ
Jak již bylo zmíněno výše, systém dále obsahuje digitální navigační platformu 6 (DNP), která obsahuje soustavu vzájemně propojených prvků, zejména přijímač 60 satelitního polohového systému, např. GPS, Glonass, Galileo atd., s anténou 61 a prostředky 62 pro určení směru, prostorové polohy, násobku zatížení, magnetického pole Země atd., např. magnetometr 620, gyroskop 621, akcelerometr 622, Air Data Computer (ACD = tlakoměrná čidla + mikrokontrolér + snímač teploty vnějšího vzduchu OAT), tlakový senzor 623, teplotní snímač 624 atd. Digitální navigační platforma 6 dále obsahuje mikroprocesor 63 zpracovávající data přijímače 60 satelitního polohového systému, magnetometru 620, gyroskopu 621 a akcelerometru 622 a spolupracujícího s mikrokontrolérem 64 digitální navigační platformy, který dále zpracovává data tlakového senzoru 623 a teplotního snímače 624 a řídícího digitální navigační platformu, která je dále opatřena budičem 65 sběrnice CAN a konektorem 66 pro připojení do datové sítě letadla.As mentioned above, the system further comprises a digital navigation platform 6 (DNP) which comprises a plurality of interconnected elements, in particular a satellite positioning system receiver 60, e.g. GPS, Glonass, Galileo etc., with an antenna 61 and direction determining means 62 , spatial position, load factor, Earth's magnetic field, etc., such as magnetometer 620, gyroscope 621, accelerometer 622, Air Data Computer (ACD = pressure sensors + microcontroller + outside air temperature sensor), pressure sensor 623, temperature sensor 624, etc. The digital navigation platform 6 further comprises a microprocessor 63 processing the data of the satellite positioning receiver 60, the magnetometer 620, the gyroscope 621 and the accelerometer 622 and cooperating with the digital navigation platform microcontroller 64 which further processes the pressure sensor 623 and temperature sensor 624 data and controls the digital navigation platform which j It is further provided with a CAN bus driver 65 and a connector 66 for connection to the aircraft data network.
Pro účely sběru dat a jejich řízení může být systém doplněn neznázorněným zařízením pro získávání dat (data acquisition) z jednotlivých částí systému a ze snímačů a sond instalovaných v letounu, např. ze senzoru polohy vztlakových klapek, senzoru polohy řídicí páky, sondy úhlů náběhu a vybočení, senzoru polohy pedálů směrového řízení atd. a prostřednictvím svého mikrokontroléru zajišťuje zpracování dat a jejich distribuci přes budič sběrnice CAN a konektor příslušným částem systému k jejich využití pro automatické řízení letu. Zařízení pro získávání dat může být napojeno např. na paměť 100 SoC 10 nebo na paměť 0200 multifunkčního displeje 02.For data collection and control purposes, the system may be supplemented by data acquisition equipment from individual parts of the system and from sensors and probes installed in the airplane, such as the flaps position sensor, control lever position sensor, angle of attack probe and a yaw, directional pedal position sensor, etc., and through its microcontroller ensures data processing and distribution via the CAN bus driver and connector to the appropriate system components for use in automatic flight control. The data acquisition device may be connected, for example, to 100 SoC 10 memory or 0200 of multifunction display 02.
Elektromechanické aktuátory 20, 30, 40, 50 jsou paralelně instalovány v mechanickém (manuálním) okruhu řízení letadla, přičemž v režimu automatického řízení letu ovládají tyto aktuátory 20, 30, 40, 50 příslušná táhla řízení výškového kormidla, křidélek, směrového kormidla a nastavení propulzního systému. V režimu manuálního řízení, tj. při vypnutém režimu automatického řízení letu jsou elektromechanické aktuátory 20, 30, 40, 50 odpojeny a je umožněno manuální řízení.Electromechanical actuators 20, 30, 40, 50 are installed in parallel in a mechanical (manual) aircraft control circuit, and in automatic flight control mode, these actuators 20, 30, 40, 50 control the respective elevator, aileron, rudder and propulsion control rods. system. In the manual control mode, i.e. with the automatic flight control mode off, the electromechanical actuators 20, 30, 40, 50 are disconnected and manual control is enabled.
Elektromechanické aktuátory 20, 30, 40, 50 obsahují pohonnou část s motorem 200, 300, 400, 500, např. s krokovým motorem nebo motorem typu BLDC atd., s výstupem na převodovku 201, 301, 401 501. Případně může být ··· «· · · ·· · • · · · 9« • · · · * · «Electromechanical actuators 20, 30, 40, 50 include a drive part with a 200, 300, 400, 500 motor, eg with a stepper or BLDC motor, etc., with output to the gearbox 201, 301, 401 501. Alternatively, it may be ··· 9 9 9 9 10 11 12 13 14 15 16 17
Τ' » 9 9 9 999 »9 9 9 99
9 9 99 9 » · * 9 Λ 9 99 99 99 9 99 9 »· * 9 Λ
PS3943CZ mezi motorem 200, 300, 400, 500 a převodovkou 201, 301, 401 501 zařazena elektromagnetická spojka 202, 302, 402, 502.PS3943EN between the 200, 300, 400, 500 and the 201, 301, 401 501 gearbox, electromagnetic clutch 202, 302, 402, 502.
Z převodovek 201, 301, 401 501 elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40, 50 je veden zpětnovazební signál do snímačů polohy 203, 303, 403, 503, snímajících výchylky v okruzích podélného, stranového a příčného řízení a okamžitého nastavení ovladače propulzního systému, odkud je zpětnovazební signál veden do mikrokontroléru 204, 304, 404, 504, kterým je opatřen každý z elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40, 50.From the gearboxes 201, 301, 401 501 of electromechanical actuators 20, 30, 40, 50 a feedback signal is sent to the position sensors 203, 303, 403, 503, sensing displacements in the longitudinal, lateral and transverse control circuits and instantaneous setting of the propulsion system controller. the feedback signal is applied to the microcontroller 204, 304, 404, 504 provided with each of the electromechanical actuators 20, 30, 40, 50.
Jak je znázorněno na obr. 2, jsou jednotlivé prvky aktuátorů 20, 30, 40, 50 vzájemně vhodně pospojovány, ať už přímo nebo zprostředkovaně přes jiné prvky konkrétního aktuátoru 20, 30, 40, 50 pro zajištění funkčnosti aktuátoru.As shown in FIG. 2, the individual elements of the actuators 20, 30, 40, 50 are suitably coupled to each other, either directly or indirectly through other elements of a particular actuator 20, 30, 40, 50 to provide actuator functionality.
Součástí systému pro automatické řízení letu sportovního nebo turistického letounu je dále jednotka 8 automatického vyvážení, která pro svoji činnost využívá informace o velikosti a orientaci síly v mechanické instalaci primárního okruhu řízení a iniciuje pohyb elektromechanického aktuátoru 80, kterým se ovládá poloha vyvažovači plošky 81, resp. vyvažovačích plošek, letadla. Jednotka 8 automatického vyvážení je navržena tak, aby v aktivovaném stavu minimalizovala zatížení elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40 řídicích ploch 2, 3, 4 letadla vnějšími sílami, tj. silami působícími na příslušnou řídicí plochu 2, 3, 4. Změnou výchylky vyvažovači plošky 81 (vyvážením) působením elektromechanického aktuátoru 80 se dosáhne stavu, ve kterém na příslušnou řídicí plochu 2, 3, 4 působí minimální úrovně síly a k udržení polohy příslušné řídicí plochy 2, 3, 4 v požadované výchylce je působením příslušného elektromechanického aktuátoru 20, 30, 40 potřeba minimální energie. Jednotka 8 automatického vyvážení je navržena jako systém bezpečný při poruše s omezenou autoritou vychylování vyvažovači plošky 81 v rozsahu blízkém vyváženému stavu před aktivací automatického systému řízení letu. V případě poruchy snímače zatížení (tenzometru) příslušné řídicí plochy 2, 3, 4 a z toho plynoucího nežádoucího automatického vyvažování je jednotka 8 elektricky odpojitelná od systému a vyvažování se provádí manuálně.The automatic flight control system of a sports or tourist aircraft also includes an automatic balancing unit 8 which utilizes information about the magnitude and orientation of force in the mechanical installation of the primary steering circuit and initiates the movement of the electromechanical actuator 80 to control the position of the balancing pad. . balancing pads, aircraft. The automatic balancing unit 8 is designed to minimize the external forces loading of the electromechanical actuators 20, 30, 40 of the aircraft control surfaces 2, 3, 4, i.e. forces acting on the respective control surface 2, 3, 4. 81 (balancing) under the action of the electromechanical actuator 80, a condition is reached in which the respective control surface 2, 3, 4 is subjected to minimum force levels and is maintained by the respective electromechanical actuator 20, 30 to maintain the position of the respective control surface 2, 3, 4; 40 minimum energy consumption. The automatic balancing unit 8 is designed to be a fail safe system with limited deflection authority of the balancing pad 81 in a near-close range prior to the activation of the automatic flight control system. In the event of a failure of the load cell (strain gauge) of the respective control surface 2, 3, 4 and the resulting undesired automatic balancing, the unit 8 is electrically disconnectable from the system and the balancing is performed manually.
Elektromechanický aktuátor 80 je ve znázorněném příkladu provedení tvořen vyvažovacím servopohonem, který je spřažen s vyvažovači ploškou 81 r r r ιIn the illustrated embodiment, the electromechanical actuator 80 is a balancing actuator coupled to a balancing pad 81 r r r ι
PS3943CZ nebo vyvažovacími ploškami. Vyvažovači servopohon je přes první konektor 801 a bezpečnostní přepínač 802 napojen na mikrokontrolér 803 vyvažování, který řídí vyvážení. Do mikrokontroléru 803 vyvažování je přes tenzometrický zesilovač 804 napojen tenzometr 805 nebo tenzometry sledující zatížení příslušných řídicích ploch 2, 3, 4 letadla. K bezpečnostnímu přepínači 802 jsou dále přes druhý konektor 806 připojeny LED indikátory 807 a spínače 808 vyvážení. K mikrokontroléru 803 vyvažování připojen řadič 809 sběrnice CAN, který je napojen na třetí konektor 810, kterým je jednotka 8 automatického vyvážení připojena k datové síti na palubě letounu. Mikrokontrolér 803 vyvažování je dále napojen na řadič 811 serv, který je napojen na bezpečnostní přepínač 802, přičemž řadič 811 serv je současně napojen na třetí konektor 810.PS3943CZ or balancing pads. The balancing actuator is connected via a first connector 801 and a safety switch 802 to a balancing microcontroller 803 that controls the balancing. Strain gauge 805 or strain gauges monitoring load of the respective aircraft control surfaces 2, 3, 4 are connected to the balancing microcontroller 803 via a strain gauge amplifier 804. Further, LED indicators 807 and balance switches 808 are connected to the security switch 802 via a second connector 806. A CAN bus controller 809 is connected to the balancing microcontroller 803, which is connected to a third connector 810, by which the automatic balancing unit 8 is connected to a data network on board an airplane. The balancing microcontroller 803 is further coupled to a servo controller 811 that is coupled to a security switch 802, wherein the servo controller 811 is simultaneously coupled to a third connector 810.
Každý mikrokontrolér 204, 304, 404, 504, 803 ie podstatě minipočítačem se svým řídicím programem, což umožňuje integraci chytrých provozních funkcí přímo do konkrétního aktuátoru 20, 30, 40, 50, 80, který je tak naprogramován konkrétně pro daný typ letadla, přičemž toto také mimo jiné umožňuje intuitivní kalibraci každého z elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40, 50, 80 na provozní výchylky specifické řídicí plochy specifického sportovního nebo turistického letounu dané kategorie.Each microcontroller 204, 304, 404, 504, 803 is essentially a minicomputer with its control program, allowing the integration of clever operational functions directly into a specific actuator 20, 30, 40, 50, 80, which is thus programmed specifically for the aircraft type, this also allows, inter alia, the intuitive calibration of each of the electromechanical actuators 20, 30, 40, 50, 80 to the operating deflections of a specific control surface of a specific sport or tourist aircraft of a given category.
Každému mikrokontroléru 204, 304, 404, 504 je přiřazen budič 205, 305, 405, 505 sběrnice CAN, spínač 206, 306, 406, 506 a řadič 207, 307, 407, 507 elektromotoru ] 200, 300, 400, 500. Každý aktuátor 20, 30, 40, 50 dále obsahuje konektor 208, 308, 408, 508 pro připojení aktuátoru 20, 30, 40, 50 k datové sběrnici letadla, po které probíhá řízení celého systému. Systém pro automatické řízení letu malých sportovních nebo turistických letounů a jeho jednotlivé prvky jsou do palubní datové sítě letounu začleněny pomocí integrace komunikačního protokolu CANaerospace, kterým spolu jednotlivé prvky systému komunikují.Each microcontroller 204, 304, 404, 504 is assigned a CAN driver 205, 305, 405, 505, a switch 206, 306, 406, 506 and an electric motor controller 207, 307, 407, 507] 200, 300, 400, 500. Each the actuator 20, 30, 40, 50 further comprises a connector 208, 308, 408, 508 for connecting the actuator 20, 30, 40, 50 to the aircraft data bus for controlling the entire system. The system for automatic flight control of small sport or tourist airplanes and its individual elements are integrated into the aircraft data network by means of integration of the CANaerospace communication protocol, through which the individual elements of the system communicate.
Jak je znázorněno na obr. 3, jsou jednotlivé prvky aktuátorů 20, 30, 40, 50, 80 vzájemně vhodně pospojovány, ať už přímo nebo zprostředkovaně přes jiné prvky konkrétního aktuátoru 20, 30, 40, 50, 80 pro zajištění funkčnosti konkrétního aktuátoru 20, 30, 40, 50, 80. Provedení elektromechanických aktuátorů 20, 30, 40, 50 umožňuje integraci elektronického omezení rozsahuAs shown in FIG. 3, the individual elements of the actuators 20, 30, 40, 50, 80 are suitably interconnected, either directly or indirectly through other elements of a particular actuator 20, 30, 40, 50, 80 to ensure the functionality of a particular actuator 20 , 30, 40, 50, 80. The design of electromechanical actuators 20, 30, 40, 50 allows the integration of electronic range limitation
PS3943CZ provozních výchylek, ale také integraci mechanického bezpečnostního prvku, například v podobě střihového kolíku v konstrukci ramene aktuátoru, který umožňuje pilotům mechanické rozpojení systému automatického řízení letu i ve velmi nepravděpodobném případě totální poruchy systému a umožňuje totální mechanické vyřazení systému automatického řízení letu cíleným působením pilota.PS3943E, but also the integration of a mechanical safety feature, such as a shear pin in the actuator arm design, which allows pilots to mechanically disconnect the automatic flight control system even in the very unlikely event of a total system failure and allows total mechanical disabling of the automatic flight control system .
Softwarová implementace vynálezu do systémů letadla zpřístupňuje obsluze (pilotovi) prvky automatického (podélného, stranového) řízení letadla, přičemž v závislosti na tom systém automaticky řídí propulzi 5, tj. pohon resp. propulzní systém, letounu. Obsluha (pilot) letounu zmíněné kategorie má k dispozici volby módů automatického řízení letu, jako jsou např. mód stabilizace indikované vzdušné rychlosti, mód stabilizace letové výšky, mód provedení letu podle zvolených parametrů, např. podle kurzu nebo provedení letu po trajektorii definované traťovými body atd. Zásady implementované do systému automatického řízení letu jsou přitom formálně rozděleny do tří hierarchických úrovní podle rozsahu a povahy řídicí úlohy, jak je znázorněno na obr. 1a. Těmito úrovněmi jsou: vnitřní smyčka (Inner loop), vnější smyčka (Outer loop), navigace a správa módů řízení.The software implementation of the invention into aircraft systems makes available to the operator (pilot) elements of automatic (longitudinal, lateral) control of the aircraft, whereupon the system automatically controls propulsion 5, i.e. propulsion, respectively. propulsion system, airplane. An airplane pilot of the category has options for automatic flight control modes, such as indicated airspeed stabilization mode, flight altitude stabilization mode, flight performance mode according to selected parameters, eg course or trajectory defined by waypoints etc. The principles implemented in the automatic flight control system are formally divided into three hierarchical levels according to the scope and nature of the control task, as shown in Figure 1a. These levels are: Inner loop, Outer loop, navigation and control modes management.
Na úrovni vnitřní smyčky se realizuje stabilizace základních letových parametrů, jakými jsou úhel klonění, úhel klopení, indikovaná vzdušná rychlost (IAS), ale také korektní provedení koordinované zatáčky a kompenzace vybočení. Součástí úrovně vnitřní smyčky je také jednotka 8 automatického vyvážení, která pro svoji činnost využívá informace o velikosti a orientaci síly v mechanické instalaci primárního okruhu řízení a iniciuje pohyb vyvažovacího aktuátoru 80, kterým se ovládá poloha vyvažovači plošky 81, resp. vyvažovačích plošek. Jednotka 8 vyvážení je přitom navržena tak, aby v aktivovaném stavu minimalizovala zatížení elektromechanických aktuátoru vnějšími sílami, tj. silami působícími na příslušnou řídicí plochu 2, 3, 4. Změnou výchylky vyvažovači plošky 81 (vyvážením) se dosáhne stavu s minimální úrovní síly a minimálními energetickými požadavky na udržení polohy příslušné řídicí plochy 2, 3, 4 v požadované výchylce pomocí jí příslušného elektromechanického aktuátoru 20, 30, 40. Jednotka 8 automatického vyvážení je navržena jako systém bezpečný při poruše s omezenou autoritou vychylování • · · ·At the level of the inner loop, the basic flight parameters are stabilized, such as pitch angle, pitch angle, indicated airspeed (IAS), but also the correct execution of coordinated turn and yaw compensation. Also included in the inner loop level is an automatic balancing unit 8 which utilizes information about the magnitude and orientation of force in the mechanical installation of the primary control circuit and initiates movement of the balancing actuator 80 to control the position of the balancing pad 81 and 81 respectively. balancing pads. The balancing unit 8 is designed to minimize the external forces loading of the electromechanical actuators in the activated state, i.e. the forces acting on the respective control surface 2, 3, 4. By varying the deflection of the balancing pad 81 (balancing) energy requirements to maintain the position of the respective control surface 2, 3, 4 in the desired deflection by means of its respective electromechanical actuator 20, 30, 40. The automatic balancing unit 8 is designed as a fail safe system with limited deflection authority.
..................................
PS3943CZ vyvažovači plošky 81 v rozsahu blízkém vyváženému stavu před aktivací automatického systému řízení letu. V případě poruchy snímače zatížení (tenzometru) příslušné řídicí plochy 2, 3, 4 a z toho plynoucího nežádoucího automatického vyvažování je jednotka 8 elektricky odpojitelná od systému a vyvažování se provádí manuálně. Řídicí obvod pro podélný sklon (Pitch CTRL) zohledňuje vazbu z bloků stabilizace vzdušné rychlosti. Na podobném principu je založen také obvod řízení indikované vzdušné rychlosti (IAS CTRL), který využívá zpětnou vazbu z kanálu podélného sklonu.PS3943GB balancing pad 81 in a near-balanced range prior to activation of the automatic flight control system. In the event of a failure of the load cell (strain gauge) of the respective control surface 2, 3, 4 and the resulting undesired automatic balancing, the unit 8 is electrically disconnectable from the system and the balancing is performed manually. The Pitch CTRL control circuit takes into account coupling from airspeed stabilization blocks. A similar principle is also based on the indicated air speed control (IAS CTRL) circuit, which uses longitudinal slope feedback.
Vnější smyčka se skládá ze tří regulátorů sestavených do dvou oddělených kanálů. Prvním je kanál pro řízení podélného pohybu realizovaný pomocí bloků řízení vertikální rychlosti (VS CTRL) a řízení výšky (ALT CTRL). Druhým je kanál řízení stranového pohybu realizovaný blokem řízení kurzu (HDG/TRK CTRL). V automatickém režimu pak stabilizuje blok HDG/TRK CTRL traťový kurz.The outer loop consists of three controllers assembled into two separate channels. The first is a longitudinal motion control channel realized by vertical speed control (VS CTRL) and altitude control (ALT CTRL) blocks. The second is the side control channel implemented by the course control block (HDG / TRK CTRL). In automatic mode, the HDG / TRK CTRL block stabilizes the course.
Blok navigace a správy módů řízení se skládá z dotykem ovládaného rozhraní primárního letového displeje 1 a multifunkčního displeje 2, bloku FMS a navigačního kontroléru NAV CTRL. Blok navigačního kontroléru NAV CTRL zabezpečuje horizontální a vertikální navigaci specifických částí letové tratě. Blok FMS slouží ke správě jednotlivých částí letu a k definici traťových bodů.The navigation and control mode management block consists of a touch-operated primary flight display 1 and multifunction display 2 interface, an FMS block and a NAV CTRL controller. The NAV CTRL control block provides horizontal and vertical navigation for specific parts of the route. The FMS block is used to manage individual parts of the flight and to define waypoints.
Digitální navigační platforma (DNP) integruje přijímač 60 satelitního polohového systému, jednotku IMU s magnetometrem 620, počítač aerometrických dat a mikroprocesor 63 pro zpracování polohových a navigačních dat. Jednotka íMU je založena na MEMS inerciálních snímačích (gyroskopy 621 a akcelerometry 622). Počítač aerometrických dat se skládá z mikrokontroléru 64 a aerometrických senzorů (tlakové senzory 623 a senzor venkovní teploty 624 - OAT). DNP je navržena tak, aby plnila požadavky na robustnost, flexibilitu a možnost přizpůsobení aplikačnímu prostředí. Komunikačním protokolem pro připojení DNP k ostatním prvkům letadla podle vynálezu je protokol CANaerospace. DNP poskytuje data pro zobrazení umělého horizontu, syntetického 3D terénu, vzdušné rychlosti, výšky, vertikální rychlosti, příčného relativního sklonoměru, kurzu a OAT na zobrazovači 11 primárního letového displeje LThe digital navigation platform (DNP) integrates a satellite positioning system receiver 60, an IMU with magnetometer 620, an aerometer data counter, and a microprocessor 63 for processing position and navigation data. The IMU is based on MEMS inertial sensors (gyroscopes 621 and accelerometers 622). The aerometric data computer consists of a microcontroller 64 and aerometric sensors (pressure sensors 623 and outdoor temperature sensor 624 - OAT). DNP is designed to meet the requirements of robustness, flexibility and adaptability to the application environment. The communication protocol for connecting DNP to other aircraft elements according to the invention is the CANaerospace protocol. DNP provides data to display artificial horizon, synthetic 3D terrain, airspeed, altitude, vertical speed, transverse relative inclinometer, heading and OAT on the primary flight display L
PS3943CZPS3943CZ
Ovládání systému pro automatické řízení letu sportovního nebo turistického letounu je rozděleno do fází ENABLE, ENGAGE, DISCONNECT.Control system for automatic flight control of sport or tourist aircraft is divided into phases ENABLE, ENGAGE, DISCONNECT.
Aktivace automatického systému řízení letu probíhá za letu stisknutím spínače 0000 na hlavici řídicí páky, nebo aktivací uloženého letového plánu pomocí aktivní dotykové ikony 90 v levém horním rohu primárního letového displeje 1., jak je znázorněno na obr. 3. Po aktivaci nejprve automatický systém řízení provede automatický test funkcí, což zahrnuje kontrolu vstupních omezení provozní letové obálky automatického systému řízení, kontrolu okamžitých provozních parametrů propulzního systému a kontrolu přípustné letounové konfigurace schválené pro automatický let. Součástí prvotního nastavení systému je volba metrického systému, ve kterém jsou následně uváděny hodnoty na primárním letovém displeji 1 a multifunkčním displeji 2, tj. výběr mezi metrickým a anglosaským metrickým systémem. Po úspěšném ukončení testu přejde automatický systém řízení do režimu ENABLE a na primárním letovém displeji dojde k zobrazení grafického uživatelského rozhraní (dále jen GUI) dle obr. 3. Po úspěšné aktivaci režimu ENABLE se v horní části GUI na primárním letovém displeji 1 objeví hodnoty IAS, ALT a TRK, které odpovídají zaokrouhleným hodnotám aktuálního odečtu veličin IAS, ALT a TRK platných v čase aktivace režimu ENABLE. V režimu ENABLE je možné provést nastavení požadovaných řídicích veličin systému automatického řízení letu, jmenovitě indikované vzdušné rychlosti IAS, tlakové výšky ALT a zeměpisného kurzu TRK, a to přímo pomocí dotykového uživatelského rozhraní dle obr. 3 vždy přímo v ploše ukazatele příslušné hodnoty. Např. nastavení IAS po krocích 1kts je realizováno pomocí aktivace ikon 910 ve střední části aktivní dotykové zóny 91 indikátoru IAS, nastavení IAS po krocích 10kts je realizováno pomocí ikon 911 přírůstku ve vnější části aktivní dotykové zóny 91 indikátoru IAS, nastavení ALT po krocích 100ft je realizováno pomocí aktivace ikon 920 ve střední části aktivní dotykové zóny 92 indikátoru ALT, nastavení ALT po krocích 10OOft je realizováno pomocí ikon 921 ve vnější části aktivní dotykové zóny 92 indikátoru ALT, nastavení TRK v krocích po 1 stupni je realizováno dotykem na plošky 930 nad kruhovým indikátorem 93 TRK a nastavení TRK v krocích po 10 stupních je realizováno dotykem v pravé nebo levé části 931 kruhového indikátoru 93 TRK rozdělené šipkou 932 kurzového indikátoru TRK, • · · · · ♦ • · · • · * · · · · · · PS3943CZ tak jak tyto části vymezuje orientace kladného smyslu nastavitelné kurzové ručičky.Activation of the automatic flight control system takes place during flight by pressing switch 0000 on the control lever head, or by activating a saved flight plan using the active touch icon 90 in the upper left corner of the primary flight display 1, as shown in Figure 3. performs an automatic function test, which includes checking the automatic flight control envelope of the operational flight envelope, checking the instantaneous propulsion system operating parameters, and checking the approved airplane configuration approved for automatic flight. Part of the initial setup of the system is the choice of a metric system, in which the values on the primary flight display 1 and the multifunction display 2, ie the choice between the metric and the Anglo-Saxon metric system, are subsequently presented. Upon successful completion of the test, the automatic control system enters ENABLE mode and the graphical user interface (hereinafter referred to as GUI) as shown in Figure 3 is displayed on the primary flight display. IAS values appear on top of the GUI on primary flight display 1 , ALT, and TRK that match the rounded values of the current IAS, ALT, and TRK readings in effect at the time of ENABLE mode activation. In ENABLE mode, it is possible to set the required control values of the automatic flight control system, namely the indicated airspeed IAS, pressure altitude ALT and the TRK geographic course, directly via the touch user interface according to Fig. E.g. IAS increments of 1kts is accomplished by activating icons 910 in the middle of the IAS active touch zone, IAS increments of 10kts is accomplished using 911 increment icons in the outside of the IAS indicator active touch zone 91, ALT increments of 100ft increments activation of icons 920 in the middle of the active touch zone 92 of the ALT indicator, the ALT setting in 10,000ft steps is accomplished using icons 921 in the outer part of the active touch zone 92 of the ALT indicator, TRK in 1-step increments is accomplished The TRK and the TRK setting in 10-degree increments are accomplished by touching the right or left 931 of the TRK circle indicator 93 divided by the arrow 932 of the TRK exchange rate indicator. These parts define the positive sense orientations of the adjustable exchange rate hand čičky.
Do režimu ENGAGE se systém podle vynálezu přepne z režimu ENABLE stisknutím spínače 0000 na hlavici řídicí páky. V podmínkách automatického řízení letu je možné pomocí aktivních zón dotykového ovládání měnit nastavení řídicích veličin IAS, ALT a TRK pomocí přírůstků ve smyslu uvedeném nahoře, v rozsahu platných omezení automatického systému řízení letu a tím aktivně přeplánovat dráhu letu letounu.In the ENGAGE mode, the system according to the invention is switched from ENABLE mode by pressing switch 0000 on the control lever head. In automatic flight control conditions, it is possible to change the settings of IAS, ALT, and TRK control quantities by means of incremental zones as described above, within the limits of the applicable automatic flight control system, thereby actively replanning the airplane flight path.
Jak je znázorněno na obr. 3, je v levém spodním rohu primárního letového displeje zobrazen mapový podklad obsahující projekci syntetického 3D terénu do půdorysné roviny doplněný dotykovými plochami 94 volby zobrazení prvků databáze, jakými jsou letiště, význačné body, prvky vzdušného prostoru a rovinná síť a dále doplněný dotykovou plochou 95 pro přepínání zobrazovacího módu multifunkčního displeje 02. Na multifunkčním displeji 02 je v aktivním automatickém letovém režimu zobrazen mapový podklad obsahující projekci syntetického 3D terénu do půdorysné roviny, jak je znázorněno na obr. 4, přičemž je v pravém dolním rohu je doplněn dotykovými plochami 26 - a + pro nastavení zvětšení či zmenšení velikosti mapového podkladu.As shown in FIG. 3, in the lower left corner of the primary flight display is a map background containing a projection of synthetic 3D terrain to a plan view supplemented with contact surfaces 94 for displaying database elements such as airports, landmarks, airspace elements and planar network; further supplemented with a touch screen 95 for switching the display mode of the multifunction display 02. The multifunction display 02 displays in the active automatic flight mode a map background containing a projection of a synthetic 3D terrain to the plan view as shown in FIG. supplemented by the 26 - and + touchpads for increasing or decreasing the size of the map background.
Součástí řídicí logiky systému je možnost zadat automatickému systému letu definici letové úlohy ve smyslu letového plánu (FPL) definovaného sérii traťových bodů, rychlostního a výškového profilu. K definici letového plánu je vytvořeno dotykové rozhraní multifunkčního displeje, které umožňuje intuitivně zadat trajektorii letu ve smyslu definice letiště odletu, letiště příletu a parametrů traťových bodů. Aktivace definičního rozhraní letového plánu probíhá pomocí dotykové aktivace ikony FPL v levém horním roku dotykového rozhraní primárního letového displeje 1.. Letiště odletu a letiště příletu jsou vybírána z předdefinované interní databáze. Po výběru letiště následuje úkon uložení zvoleného výběru aktivací dotykové ikony SAVÉ FPL v místě dotykové ikony FPL SAVED zobrazené na obr. 4. Dotyková ikona FPL SAVED oznamuje, že letový plán byl uložen. Traťové body jsou zadávány výběrem z databáze, nebo intuitivním výběrem bodu přímým dotykem na mapovém podkladu aktivní dotykové zóny multifunkčního displeje 02 aktivované pomocí dotykové ikony Click to Add Waypoint v levé spodní části aktivní dotykové zóny • · · ·Part of the system control logic is the ability to assign an automatic flight system a task definition in terms of a flight plan (FPL) defined by a series of waypoints, speed and altitude profile. To define the flight plan, a multi-function touch screen interface is created that allows you to intuitively enter the flight trajectory in terms of the definition of departure airport, arrival airport and waypoint parameters. The flight plan definition interface is activated by touching the FPL icon in the upper left year of the primary flight display touch screen interface 1. The departure and arrival airports are selected from a predefined internal database. After selecting the airport, the action of saving the selected selection is activated by activating the SAVED FPL touch icon at the FPL SAVED touch icon shown in Fig. 4. The FPL SAVED touch icon indicates that the flight plan has been saved. Waypoints are entered by selecting from the database, or by intuitive point-to-point selection on the map background of the active touch zone of the multifunction display 02 activated by the Click to Add Waypoint touch icon at the bottom left of the active touch zone.
PS3943CZ multifunkčního displeje 02 na obr. 4. Po nadefinování tratě je trať uložena do paměti automatického systému řízení výše již popsanou dotykovou volbou SAVÉ FPL ve spodní části GUI multifunkčního displeje 02. Pro definovaný letový plán jsou na multifunkčním displeji zobrazeny statistické údaje o plánovaném automatickém letu. Rychlostní a výškový profil letu je možné zadávat/měnit pomocí dotykového ovládání nastavování požadované indikované rychlosti letu IAS a dotykového ovládání nastavení požadované výšky ALT primárního letového displeje 1.PS3943EN multifunction display 02 in Fig. 4. After the route has been defined, the track is stored in the automatic control system memory by the above described SAVE FPL touch option at the bottom of the multifunction display GUI 02. For the defined flight plan, the multifunction display shows statistics on the planned automatic flight . The flight speed and altitude profile can be entered / changed using the touch control setting of the required indicated IAS speed and the touch control setting of the desired altitude of the primary flight display 1.
Součástí dotykového ovládáni uživatelského rozhraní je dotyková ikona/soubor dotykových ikon (ploch) 96 pro nastavování hodnoty QNH barometrického tlaku redukovaného na hladinu moře. Aktivací dotykové ikony QNH Set je uživateli umožněno měnit po jednotkových inkrementech hodnotu QHN definovaného ve fyzikálním rozměru hPa. Nastavená hodnota QHN je zobrazena v okně 960. Nastavená hodnota QHN se uloží aktivací dotykové ikony QNH Set v pravé střední části primárního letového displeje 1. Pod dotykovou ikonou QNH Set je uspořádána dotyková plocha Std QNH, která umožňuje okamžitě zadat do systému standardní hodnotu QNH 1013 hPa.The touch control of the user interface includes a touch icon / set of touch icons (areas) 96 for adjusting the barometric pressure QNH reduced to sea level. By activating the QNH Set touch icon, the user is allowed to change the QHN value defined in the physical dimension hPa by unit increments. The set QHN value is displayed in the 960 window. The set QHN value is saved by activating the QNH Set touch icon in the right center of the primary flight display 1. The touch screen Std QNH is arranged under the QNH Set touch icon to instantly enter the standard QNH 1013 hPa.
Pokud pilot v režimu automatického řízení letu stlačí spínač 0000 na řídicí páce nebo návratový spínač 000 umístěný na palubní desce, případně pokud dojde k odpojení relé 0, čímž dojde k odpojení napájení aktuátorů 20, 30, 40, 50 a dojde k odpojení automatického systému řízení letu a přechodu do manuálního módu řízení letu. V případě překročení provozních omezení systému automatického řízení letu dojde k automatickému odpojení, které je indikováno blikajícím nápisem A/P DISCONNECT na primárním letovém displeji 1 a současně i audio výstrahou.If the pilot presses switch 0000 on the control lever or return switch 000 located on the dashboard in the automatic flight control mode, or if relay 0 is disconnected, the actuators 20, 30, 40, 50 are disconnected and the automatic steering system is disconnected flight and transition to manual flight control mode. In the event of exceeding the operational limitations of the automatic flight control system, automatic disconnection is indicated by the flashing A / P DISCONNECT on the primary flight display 1 as well as an audio warning.
Vynález může být využit jak u letounu s pevnou vrtulí, tak i u letounu s vrtulí stavitelnou za letu, kdy je korektní nastavení vrtule realizováno manuálně pilotem před samotnou aktivací automatického systému řízení letu.The invention can be used for both fixed propeller and in-flight adjustable propeller aircraft where the correct propeller setting is manually performed by the pilot prior to the automatic flight control system activation.
Ve znázorněném příkladu provedení je systém podle vynálezu vestavěn do letounu s lidskou posádkou a možností řízení manuálně nebo automaticky. Je zřejmé, že systém podle vynálezu lze využít i v technice UAV (unmanned aerial vehicle), kdy ovládací systémy v podobě primárního letového displeje 1 aIn the illustrated embodiment, the system of the invention is embedded in an airplane with a human crew and control capability manually or automatically. Obviously, the system according to the invention can also be used in the UAV (unmanned aerial vehicle) technique where the primary flight display control systems 1 and
PS3943CZ multifunkčního displeje 02 jsou fyzicky odděleny od létajícího prostředku a jejich vzájemné propojení je realizováno dálkovým spojením, např. dálkovým řízením atd. V dalším neznázoměném příkladu provedení je primární letový displej 1. a/nebo multifunkční displej 02 rozdělen, přičemž jeho část je oddělena od 5 létajícího prostředku a část je na palubě létajícího prostředku. Zejména se toto týká uvedeného RT mikrokontroléru 13, který je určen výhradně pro účely zpracování letových dat.PS3943GB of the multifunction display 02 are physically separated from the flying vehicle and their interconnection is realized by a remote connection, eg remote control, etc. In another not shown example, the primary flight display 1 and / or the multifunction display 02 is divided, part of which is separated from 5 of the flying vehicle and part is on board the flying vehicle. In particular, this relates to said RT microcontroller 13, which is intended solely for flight data processing purposes.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ2013-1092A CZ306074B6 (en) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | Automatic flight control system for light sports airplanes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ2013-1092A CZ306074B6 (en) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | Automatic flight control system for light sports airplanes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ20131092A3 true CZ20131092A3 (en) | 2015-08-19 |
| CZ306074B6 CZ306074B6 (en) | 2016-07-27 |
Family
ID=53838173
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ2013-1092A CZ306074B6 (en) | 2013-12-31 | 2013-12-31 | Automatic flight control system for light sports airplanes |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ306074B6 (en) |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6112141A (en) * | 1997-10-15 | 2000-08-29 | Dassault Aviation | Apparatus and method for graphically oriented aircraft display and control |
| GB0314760D0 (en) * | 2003-06-25 | 2003-07-30 | Westland Helicopters | Display system |
| US20080262664A1 (en) * | 2006-07-25 | 2008-10-23 | Thomas Schnell | Synthetic vision system and methods |
| US8681109B2 (en) * | 2007-02-28 | 2014-03-25 | Honeywell International Inc. | Display system and method including a stimuli-sensitive multi-function display with consolidated control functions |
| US8626360B2 (en) * | 2012-04-03 | 2014-01-07 | Garmin International, Inc. | Avionics control and display unit having cursor control mode of operation |
-
2013
- 2013-12-31 CZ CZ2013-1092A patent/CZ306074B6/en unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CZ306074B6 (en) | 2016-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109070997B (en) | Unit automation system and method | |
| CA2848088C (en) | Flight system for an aircraft having an autoland system | |
| CN106662870B (en) | Method and device for generating a resulting setpoint trajectory for an aircraft, and associated aircraft | |
| CN107505833B (en) | Flight control system and method based on embedded operating system | |
| EP3620373B1 (en) | Stuck in detent monitors for collective and cyclic sticks | |
| US10093415B1 (en) | System and method for rotorcraft heading control | |
| US20180334244A1 (en) | In cockpit control of a fixed wing aircraft | |
| US20180222573A1 (en) | System and method for stabilizing longitudinal acceleration of a rotorcraft | |
| KR20110066401A (en) | Design and implementation of uav auto navigation systems using f28335 dsp | |
| EP3599160B1 (en) | System and method for rotorcraft flight control | |
| EP2846134B1 (en) | Helicopter system and method for integrating collective flight director cues | |
| Hong et al. | Ground control station development for autonomous UAV | |
| EP3492373B1 (en) | System and method for flight mode annunciation | |
| EP3588231A1 (en) | System and method for determining a velocity of a rotorcraft | |
| CZ20131092A3 (en) | System of flight automatic control for light sports airplanes | |
| US11186357B2 (en) | System and method for controlling rotorcraft | |
| CA2894353A1 (en) | Method and device for generating at least one set point from a flight control set point, a motor control set point and an aircraft guidance set point, relaped computer program product and aircraft | |
| Rocchio et al. | Flight testing avionics of an optionally piloted aircraft for UAS integration in the civil airspace | |
| EP4177571A1 (en) | Embedded display automatic flight controls distributed architecture | |
| US20190161202A1 (en) | Method and system for selecting and displaying an operating protocol for an aerial vehicle | |
| Baraniello et al. | GN&C technologies for remotely piloted air systems: the vision of the Italian Aerospace Research Center | |
| KR20140090867A (en) | Apparatus for driving required navigation performance of utility helicopter and method thereof | |
| McMahon et al. | State of the art in UAV Surrogacy for the 21st century | |
| WO2024130111A2 (en) | Vehicle startup user interface | |
| De Wagter et al. | Holiday50av technical paper |