CZ306074B6 - Systém automatického řízení letu pro lehké sportovní letouny - Google Patents

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 v podobě system on chip (10), který je napojen na zobrazovač (11) s plošným dotykovým senzorem (12), který tvoří zobrazovací a ovládací plochu primárního letového displeje (1), přičemž system on chip (10) je dále spojen s real-time mikrokontrolérem (13) a primární letový displej (1) je dále 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, automatickému ovládání propulze (5) v režimu automatického řízení letu a k automatickému ovládání vyvážení.

Description

System automatického řízení letu pro lehké sportovní letouny

Oblast techniky

Vynález se týká systému automatického řízení letu pro lehké sportovní letouny obsahující přimámí 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.

Dosavadní stav techniky

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 řízení 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.

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 za určitých podmínek odporuje omezeným lidským schopnostem úspěšně řešit simultánní procesy správy dat, navíc ve stresových podmínkách.

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.

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.

- 1 CZ 306074 B6

Z US 2002/0030142 Al 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-li pilotováno/ovládáno nezkušeným nebo méně 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 UAV 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 AI. 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 AI.

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.

Z US 2004/0059472A1 je známo řešení, které popisuje zobrazování letových dat na displeji s různou intenzitou jasu podle důležitosti dat, což zlepšuje vnímání jednotlivých informací piloty. Jas jednotlivých položek navíc může pilot nastavit podle svých zvyklostí a potřeb.

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.

Z US 2013261851 je známo uspořádání záložního primárního letového displeje s dotykovým ovládáním na platformě CDU (z angl. Control Display Unit), které je oddělené od zobrazovače primárního letového displeje, když je dotyková ovládací plocha primárního letového displeje uspořádána dole vedle kolena pilota na avionické kontrolní a zobrazovací jednotce (z angl. CDU), tj. na jednotce, která je fyzicky oddělena a vzdálena od zobrazovače primárního letového displeje. Toto uspořádání je nevýhodné z hlediska intuitivnosti ovládání prvků na zobrazovači primárního letového displeje, i když je nezbytné pro bezpečnost ovládání dopravních letadel, pro která je systém určen, protože u těchto letadel není dovoleno ovládat ovládací prvky na palubních přístrojových displejích natahováním se přes řídicí páku, nebo řídicí páky letadla.

-2CZ 306074 B6

Cílem vynálezu je vyvinout komplexní systém automatického řízení letu schopný nasazení ve sportovních a turistických letounech s plnohodnotným ovládáním pomocí dotykového uživatelského rozhraní.

Podstata vynálezu

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 system on chip, který je napojen na zobrazovač s plošným dotykovým senzorem, který tvoří zobrazovací a ovládací plochu primárního letového displeje, přičemž system on chip je dále spojen s real-time mikrokontrolérem a primární letový displej je dále 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.

Systém automatického vyvážení letadla a digitální navigační platforma obsahují soustavu palubních snímačů systémových, letových a navigačních dat.

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.

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 plnicího 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. uUS 8 159 464 Bl.

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, 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.

-3 CZ 306074 B6

Objasnění výkresů

Vynález je schematicky znázorněn na výkrese, kde ukazuje obr. 1 uspořádání prvků malého sportovního nebo turistického letounu podle vynálezu, obr. 1 a blokové schéma řídicí logiky, obr. 2 blokové schéma uspořádání hardwarových prvků, obr. 3 uspořádání grafického uživatelského rozhraní (dále jen GUI - z angl. graphical user interface) podle vynálezu a obr. 4 příklad zobrazení multifunkěního displeje.

Příklady uskutečnění vynálezu

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.

Primární letový displej 1 obsahuje system on chip 10 (z angl. SoC), který je spřažen se zobrazovačem H, např. LCD displejem s podsvícením 110, a plošným dotykovým senzorem 12 zobrazovače JL1, např. vícebodovou dotykovou vrstvou. SoC 10 je dále spřažen s RT mikrokontrolérem 13 (z angl. RT = real 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 zobrazovači 11 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.

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.

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 6 (z angl. DNP), která je zařazena v systému, a dále z definice letové úlohy zadané pomocí dotykového uživatelského rozhraní.

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.

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, termočlán

-4CZ 306074 B6 ky 515, snímač 516 otáček propulze 5 (motoru), snímače 517 stavu paliva, snímače 518 stavu palubní elektrické sítě letadla, senzor 519 polohy vztlakových klapek atd.

Jak již bylo zmíněno výše, systém dále obsahuje digitální navigační platformu 6 (z angl. 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 (z angl. ACD = tlakoměmá čidla + mikrokontrolér + snímač teploty vnějšího vzduchu z angl. 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 řídicího digitální navigační platformu, která je dále opatřena budičem 65 sběrnice CAN a konektorem 66 pro připojení do datové sítě letadla.

Pro účely sběru dat a jejich řízení může být systém doplněn neznázoměným zařízením pro získávání dat (z angl. 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.

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.

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 mezi motorem 200, 300, 400, 500 a převodovkou 201, 301, 401 501 zařazena elektromagnetická spojka 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.

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.

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

-5CZ 306074 B6

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.

Elektromechanický aktuátor 80 je ve znázorněném příkladu provedení tvořen vyvažovacím servopohonem, který je spřažen s vyvažovači ploškou 81 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.

Každý mikrokontrolér 204, 304, 404, 504, 803 je 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.

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.

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 rozsahu 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.

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. la. Těmito úrovněmi jsou: vnitřní smyčka (z angl. Inner loop), vnější smyčka (z angl. Outer loop), navigace a správa módů řízení.

-6CZ 306074 B6

Na úrovni vnitřní smyčky se realizuje stabilizace základních letových parametrů, jakými jsou úhel klonění, úhel klopení, indikovaná vzdušná rychlost (z angl. 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 aktuátorů 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 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 (z angl. Pitch CTRL) zohledňuje vazbu z bloků stabilizace vzdušné rychlosti. Na podobném principu je založen také obvod řízení indikované vzdušné rychlosti (z angl. IAS CTRL), který využívá zpětnou vazbu z kanálu podélného sklonu.

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 (z angl. VS CTRL) a řízení výšky (z angl. ALT CTRL). Druhým je kanál řízení stranového pohybu realizovaný blokem řízení kurzu (z angl. HDG/TRK CTRL). V automatickém režimu pak stabilizuje blok HDG/TRK CTRL traťový kurz.

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 (z angl. NAV CTRL). Blok navigačního kontroléru (z angl. NAV CTRL) zabezpečuje horizontální a vertikální navigaci specifických částí letové tratě. Blok FMS slouží ke správě jednotlivých částí letu a k definici traťových bodů.

Digitální navigační platforma 6 (z angl. 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 IMU 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 - z angl. OAT). DNP 6 je navržena tak, aby plnila požadavky na robustnost, flexibilitu a možnost přizpůsobení aplikačnímu prostředí. Komunikačním protokolem pro připojení DNP 6 k ostatním prvkům letadla podle vynálezu je protokol CANaerospace. DNP 6 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 1.

Ovládání systému pro automatické řízení letu sportovního nebo turistického letounu je rozděleno do fází 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 systému jednotek, 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 auto

-7 CZ 306074 B6 matický 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 JAS, 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 JAS, 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 Ikts je realizováno pomocí aktivace ikon 910 ve střední části aktivní dotykové zóny 91 indikátoru IAS, nastavení IAS po krocích lOkts 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 1000ft 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, tak jak tyto části vymezuje orientace kladného smyslu nastavitelné kurzové ručičky.

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.

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 rohuje doplněn dotykovými plochami 26 - a + pro nastavení zvětšení či zmenšení velikosti mapového podkladu.

Součástí řídicí logiky systému je možnost zadat automatickému systému letu definici letové úlohy ve smyslu letového plánu (z angl. 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 SAVE 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 multifunkčního displeje 02 na obr. 4. Po nadefinování tratě je trať uložena do paměti automatického systému řízení výše již popsanou dotykovou volbou SAVE FPL ve spodní části GUI multifunkčního displeje 02. Pro definovaný letový plán jsou na multifúnkčním displeji zobrazeny statistické údaje o plánovaném automatickém letu. Rychlostní a výškový profil letuje možné zadávat/měnit pomocí dotykového ovládání nastavování požadované indikované rychlosti letu IAS a dotykového ovládání nastavení požadované výšky ALT primárního letového displeje 1.

-8CZ 306074 B6

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.

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.

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.

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 a multifunkčního displeje 02 jsou fyzicky odděleny od létajícího prostředku ajejich 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 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.

Claims (10)

1. PATENTOVÉ NÁROKY

   1. Systém 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, vyznačující se tím, že přimámí letový displej (1) s dotykovým uživatelským rozhraním obsahuje system on chip (10), který je napojen na zobrazovač (11) s plošným dotykovým senzorem (12), který tvoří zobrazovací a ovládací plochu primárního letového displeje (1), přičemž system on chip (10) je dále spojen s real-time mikrokontrolérem (13) a primární letový displej (1) je dále 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, automatickému ovládání propulze (5) v režimu automatického řízení letu a k automatickému ovládání vyvážení.
2. 2. Systém podle nároku 1, vyznačující se tím, že v datové síti letounu je zařazen multifunkční displej (02) obsahující mikroprocesor (020), který je spřažen se zobrazovačem (021) s plošným dotykovým senzorem (022), přičemž multifunkční displej (02) je na datovou síť letounu napojen pomocí konektorů (023, 024).
3. 3. Systém podle kteréhokoli z nároků 1 nebo 2, vyznačující se tím, že automatické ovládání propulze (5) obsahuje monitorovací jednotku (51) propulze, která je přes sběrnici CAN napojena do datové sítě letounu.

   -9CZ 306074 B6
4. 4. Systém podle kteréhokoli z předchozích nároků, vyznačující se tím, že v datové síti letounu je zařazena digitální navigační platforma DNP (6), která obsahuje přijímač (60) satelitního polohového systému s anténou (61) a prostředky (62) pro určení směru, prostorové polohy, násobku zatížení, magnetického pole Země, tlakový senzor (623), teplotní snímač (624), přičemž digitální navigační platforma (6) dále obsahuje mikroprocesor (63) spřažený s mikrokontrolérem (64) digitální navigační platformy.
5. 5. Systém podle kteréhokoli z nároků laž4, vyznačující se tím, že elektromechanické aktuátory (20, 30, 40, 50) řídicích ploch (2, 3, 4) letounu a propulze (5) obsahují pohonnou část s motorem (200, 300, 400, 500) s výstupem na převodovku (201, 301, 401, 501) a případně se spojkou mezi motorem (200, 300, 400, 500) a převodovkou (201, 301, 401, 501), přičemž z převodovek (201, 301, 401, 501) je veden zpětnovazební signál do snímačů polohy (203, 303, 403, 503) pro snímání výchylky v okruzích podélného, stranového a příčného řízení a okamžitého nastavení ovladače propulzního systému, z nichž je zpětnovazební signál veden do mikrokontroléru (204, 304, 404, 504), kterým je opatřen každý z elektromechanických aktuátorů (20, 30, 40, 50).
6. 6. Systém podle kteréhokoli z nároků laž5, vyznačující se tím, že elektromechanický aktuátor (80) vyvážení je tvořena vyvažovacím servopohonem (800), který je spřažen s vyvažovači ploškou (81) nebo vyvažovacími ploškami, přičemž vyvažovači servopohon (800) je přes první konektor (801) a bezpečnostní přepínač (802) napojen na mikrokontrolér (803) vyvažování, do něhož je přes tenzometrický zesilovač (804) napojen tenzometr (805) zatížení řídicích ploch (2, 3, 4) letounu, přičemž k bezpečnostnímu přepínači (802) jsou dále přes druhý konektor (806) připojeny LED indikátory (807) a spínače (808) vyvážení, a k mikrokontroléru (803) vyvažování je připojen řadič (809) sběrnice CAN, který je napojen na třetí konektor (810), kterým je elektromechanický aktuátor (80) vyvážení připojen k datové síti na palubě letounu a 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).
7. 7. Systém podle kteréhokoli z nároků laž6, vyznačující se tím, že dotykové uživatelské rozhraní primárního letového displeje (1) obsahuje vymezené oblasti pro dotykovou interakci, přičemž tyto oblasti jsou zčásti situovány ve vymezených částech plochy dotykového uživatelského rozhraní primárního letového displeje (1) a zčásti jsou situovány přímo v ploše ukazatele příslušné hodnoty.
8. 8. Systém podle nároku 7, vyznačující se tím, že v ploše ukazatele příslušné hodnoty jsou umístěny oblasti pro ovládání indikované vzdušné rychlosti IAS, tlakové výšky ALT a zeměpisného kurzu TRK, přičemž dotykové uživatelské rozhraní primárního letového displeje (1) dále obsahuje mapový podklad obsahující projekci syntetického 3D terénu do půdorysné roviny doplněný dotykovými plochami (94) volby zobrazení prvků databáze a doplněný dotykovou plochou (95) pro přepínání zobrazovacího módu multifunkčního displeje (02).
9. 9. Systém podle nároku 7 nebo 8, vyznačující se tím, že dotykové uživatelské rozhraní primárního letového displeje (1) obsahuje dotykovou plochu (95) pro přepínání zobrazovacího módu multifunkčního displeje (2) a dále obsahuje dotykovou plochu (FPL) pro aktivaci módu grafického uživatelského rozhraní multifunkčního displeje (2) pro dotykové zadávání letového plánu výběrem navigačních bodů z databáze a/nebo přímým výběrem navigačních bodů dotykem na mapovém podkladu aktivní dotykové zóny multifunkčního displeje (2).
10. 10. Systém podle kteréhokoli nároků 7až9, vyznačující se tím, že dotykové uživatelské rozhraní primárního letového displeje (1) obsahuje dotykovou ikonu/soubor dotykových ikon pro nastavování hodnoty (QNH) barometrického tlaku redukovaného na hladinu moře.