KR0159765B1 - 원격 조종항공기용 제어 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 원격 조종 항공기용 제어 시스템에 관계된 것임.

제어 시스템은 연산장치, 데이타 취득 장치 및 송신 수단을 포함하는 지상 서브스트럭쳐와 아날로그 장치 및 항공기 동태 파라미터용 센서를 포함하는 기내 장치로 구성된다. 지상의 서브스트럭쳐와 기내 장치는 항공기의 안정화와 조종을 달성하고 조종 기능에 관련된 특수 명령을 부여 하도록 데이타를 상호 교환하게 되었음.

Description

원격 조종 항공기용 제어 시스템

제1도는 서브스트럭쳐에 있는 제어 시스템의 접속상태를 보인 개략도이고,

제2도는 항공기내에 설치된 제어 시스템의 접속상태를 보인 개략도이다.

본 발명은 원격 조종 항공기용 제어 시스템에 관한 것으로서, 특히 콜렉티브 핏치와 사이클릭 디스트리뷰터(전후 좌우 경도)조작용 콘트롤 서어보모우터, 언카플링 서어보모우터 및 캬브레이션 서어보모우터를 구비한 원격 조종 헬리콥터에 관계되는 것이다.

항공기 원격 조정 시스템은 일정한 거리를 두고 항공기를 조종하도록 된 시스템으로서, 공지된 원격 조정 시스템은 다른 파라미터를 고려하지 않고 서어보모우터만을 직접 제어하도록 되어 있다. 이러한 시스템을 조종사가 각종의 상호작용, 예를 들면 기계장치와 주위 환경간의 상호작용 및 시스템들간의 상호 작용을 고려하여 조종하여야 하므로 조종이 어렵게 되는바, 특히 헬리콥터의 경우에는 조종이 더 복잡하게 된다.

본 발명은 전술한 바와 같은 각종의 상호 작용에 의한 조종의 제약을 해제할 수 있는 조종 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명의 목적은 항공기가 위험한 상황에 놓이지 않도록 서어보모우터의 제어에 의하여 순간 또는 영구 교란을 자동 교정하도록 하는 것이다.

본 발명의 또 하나의 목적은 원격 조종 헬리콥터의 경우에 있어서 진동축 주위의 각 안정성이 자동적인 최상의 방법으로 달성 되도록 모우터의 정상작동 변수와 콜렉티브 핏치의 변수를 보상하기 위하여 언카플링 서어보모우터를 자동적으로 제어하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 원격 조종 헬리콥터의 경우에 있어서 자세 안정성을 얻기 위하여 콜렉티브 핏치가 자동 변화하는 동안에 입사핏치(사이클릭 플레이트의 조작)의 변화에 의한 경사중 자세 변화를 피할 수 있도록 하는 것이다.

본 발명에 의한 조종 시스템은(a) 원거리 조종을 위한 서브스트럭쳐(a′)와 항공기에 설치된 장치(b)로 구성된다. 본 발명에 의하면 전기한 서브스트럭쳐와 기상 장치는 제1도 및 제2도에 의하여 설명하는 구성과 기능을 갖는다.

제1도의 원격 조종용 서브스트럭쳐는 지상에 설치되지만 항공기, 차량, 선박 등과 같은 이동성 조종 센타에 설치할 수 도 있다.

제1도에 도시한 바와 같이 전기한 서브스트럭쳐는 조종 기록을 나타내는 아날로그 신호를 전달하는 조종 콘솔(CP)를 포함하고 있다. 이 조종 콘솔은 헬리콥터의 핏치, 롤링, 진동 및 콜렉티브 핏치의 제어에 관계되는 2개의 자유도를 갖는 2개의 조종 슬리이브를 갖고 있다.

일반적으로 전기한 콘솔은 모우터의 회전속도 및 이륙행정(온도 제어)를 제어하는 제어력을 방출하도록 된 포텐쇼 미터와 차단 스위치를 갖고 있다.

이러한 조종 콘솔(CP)은 일정폭의 펄스 사이의 파우즈 폭에 편조되었거나 펄스폭 변조된 아날로그 신호 전송용 PCM(펄스 코드 변조)형이거나 또는 PPM(펄스 파우스 변조)형이다. 이 콘솔(CP)에서 나온 신호들은 설정된 주파수(예를 들면 40 헬즈)를 갖는 연속 시퀀스로 구성된다. 이 콘솔(CP)은 조종 표준치에 직접 관계되는 순수한 아날로그 신호일수도 있고 비변조 아날로그 신호일 수도 있다.

이러한 신호들은 이들을 컴퓨터에 의하여 직접 받아들여지는 디지탈 신호로 변환시키는 아날로그/디지탈 변환 유니트(AD-PCM)으로 전달된다. 이 변환 유니트는 레지스트에 기록하는 증분 계산기를 포함할 수도 있고 중앙 연산 유니트가 증분 계산기의 값을 요구하도록 전달받은 신호 펄스의 상승 또는 하강 전위에 대하여 중앙 연산 유니트에 중단을 생성 할 수도 있다. 이 아날로그-디지탈 변환유니트(AD-PCM)는 동기형인 제어용과 데이타용 어드레스 버스(BUSs)에 접속된다.

비 영속성 메모리 유니트(RAMs)는 어드레스 버스에 의하여 자신에게 전달된 디지탈 데이타를 읽고 저장 할 수 있도록 버스에 접속된다.

이 메모리 유니트의 메모리 용량은 어드레스와 데이타의 크기에 따라 결정되는 바, 예를 들면 64 킬로옥테르의 메모리 용량에 해당하는 16비트가 바람직하다.

버스(BUSs)에는 미리 설정된 처리 프로그램에 따라 비영속성 메모리 유니트(RAMs)내에 저장된 데이타에 논리 연산을 수행하도록 된 중앙 연산유니트(ALUs)가 접속된다. 이 중앙 연산 유니트는 기본 산술연산, 조건부 또는 무조건분기, 부울 연산, 메모리에 대한 직, 간접 또는 색인 접근과 같은 연산들을 필수적으로 제공하는 16비트 문자열에서 작동하도록 채택된 논리 연산자를 포함한다. 이러한 유니트의 연산력은 1 mip(초당 메가의 명령어)의 명령이다.

영속성 메모리 유니트(RCMs)는 중앙 유니트(ALUs)가 버스를 경유하여 로드 시키는 중앙 유니트용 연산 프로그램을 포함한다. 이 메모리는 비영속성 메모리 유니트(RAMs)에 유사한 용량을 갖는다.

또한 비동기 통신모듈(UARTs)는 계산 유니트로부터 나온 데이타를 표준 RS 232 연속 신호에 이송하고 연속 신호를 받고 해당하는 데이타를 중앙 연산 유니트(ALUs)에 의하여 접근 될 수 있는 내부 레지스터 속으로 적재하기 위하여 버스에 접속된다. 이 중앙 비동기 통신모듈(UARTs)은 초당 120킬로비트 정도의 전송 순서로 선택된다. 그 전송 및 수신 주파수는 주당 연산 유니트(ALUs)에 의하여 부여된다. 필요에 따라서는 이러한 주파수 제어가 특수 클록에 의하여 부여된 외부 신호에 의하여 달성 될 수도 있다.

변/복조 유니트(MODEMs)는 비동기 통신모듈(UARTs)에 의하여 부여된 연속신호를 변조하는 기능과 접수 부재로부터 오는 변조된 신호를 복조하여 비동기 통신모듈(UARTs)에 전달하는 기능을 갖도록 비동기 통신모듈(UARTs)에 접속된다. 특히 변조는 서브 캐리어 변조 평균 주파수에 가까운 중간 주파수에서 수행된다. 이러한 변조와 복조는 그 출력 신호가 방출 유니트에 받아들여지는 저출력 FM형이 적당하다.

이러한 방출 유니트는 안테나에 의하여 방출된 신호와 수신된 신호를 분해하는 통상적인 듀프렉서 변/복조유니트(MODEMs)로부터 방출된 평균 주파수 신호를 고주파 신호를 변환시키는 FM변조국, 듀프렉서로부터 나오는 고주파 신호를 복조하여 변/복조유니트(MODEMs)에 받아 들여 질수 있는 평균 주파수 신호로 변환시키는 FM복조국 및 복조된 신호를 고주파(50옴, 40-200와트)로 증폭하는 고주파 증폭기로 구성된 무선 송수신 모듈(RFs)을 포함하고 있다.

서브스트럭쳐는 확인 시험을 위하여 통신모듈(UARTs)과 퍼스널 컴퓨터(PC2)사이의 호환성을 보장하는 적응 모듈(DRIVERs)을 구비하고 있을 수도 있다. 이 모듈(DRIVERs)은 맥스 239 형일 수 있다.

퍼스널 컴퓨터(PC2)는 에러비율, 반복 메시지 비율 같은 잡음 변수를 추출하는 기내 장치로서 헬즈대의 질을 제어하는데 이용될 수 있다.

또한 서브스트럭쳐는 중앙 유니트(ALUs)에 의하여 명령을 받거나 제어되는 버스에 연결된 바이너리 입출력 포오트(DTOs)를 포함한다. 이 포오트는 내부 레지스터를 적재하기 위하여 기록되거나 전기한 레지스터의 내용으로부터 변조되는 바이너리 상태라인들의 시리즈와 함께 출력에 설치된다.

바이너리 액튜에이터와 센서(PANEL)의 세트는 라인들의 상태에 상응하는 형태로 액튜에이터가 배열되거나 또는 센서의 상태를 라인에서 번역하도록 바이너리 라인에 접속된다. 예를 들면 수개의 액튜에이터는 연산 유니트(ALUs)가 헬리콥터의 최저 오일 레벨, 헬리콥터의 모우터 과열 또는 모우터의 비정상적인 회전속도 등에 관계되는 데이타를 검출하는 경우 상태를 변화시키는 경보 다이오드로 구성될 수도 있다. 더구나 수개의 센서는 중앙연산 유니트(ALUs)가 헬리콥터에 특별지시, 예를 들면 헬리콥터에 착설된 카메라의 제어, 출발, 사진전송기의 제어, 회전제어, 낙하산 방출 조종 모드의 변화 등의 지시를 보낼 수 있도록 하기 위하여 조종석에 설치되는 차단기, 누름버튼, 2단불연속 조종스틱 일수도 있다.

그리고 직/병열 통신 모듈(SER/PAR)은 중앙 연산 유니트(ALUs)와 주변기기, 특히 퍼스널 컴퓨터(PC1), 포킷 터미널(TERM) 프린터(PRN), 호스트 컴퓨터(HOST)사이에 데이타를 교환할 수 있도록 하기 위하여 버스(BUSs)에 접속된다. 이 통신 모듈(SER/PAR)은 멀티프로토콜 통신 프로세서, 통신 프로세서의 특정 레지스터에 판독 및 기록하기 위한 어드레스 디코더 및 적응 모듈(전술한 DRIVERs 모듈에 유사함)로 구성된다. 이 모듈은 제어 또는 작동용의 통상적인 정보처리와 관련하여 설명한 시스템과 완전 직접화 될 수 있다. 예를 들면 기하학적 데이타 뱅크는 지상의 서브스트럭쳐를 통하여 기내 장치에 원격 적재되는 비행경로 파일을 만들도록 호스트 컴퓨터(HOST)에 의하여 조정된다. 퍼스널 컴퓨터(PC1)은 비행기의 고도 데이타를 디지탈로 볼 수 있도록 한다.

또한 스크린 관리 주변기기(SCREEN)는 시간 데이타를 도형으로 가시화 할 수 있도록 버스를 경유하여 중앙 연산장치(ALUs)에 연결된다.

기내 장치는 충격에 대한 저항성을 갖고 전기와 전자기로 부터 차단되도록 견고한 샤시에 착설한다.

제2도에 도시된 기내장치는 헬즈대로 이루어진 모듈로 형성되는 무선 송수신 모듈(HFe)을 포함한다. 변조된 신호를 송수신 하게 된 전기한 송수신 모듈(HFe)은 송수신 모듈(HFs)에 유사한 것이다.

전기한 모듈(HFe)은 변/복조유니트(MODEMs)에 유사한 변/복조유니트(MODEMe)에 연결되는 바, 이 변/복조유니트(MODEMe)은 저밴드의 시리즈 신호를 변조하여 중간 주파수에서 모듈(HFe)로 전달하도록 되었고 모듈(HFe)로부터 오는 중간 주파수의 신호를 변조하여 저밴드 시리알 신호를 비동기 통신 모듈(UARTem)로 이송하도록 되었다.

이 모듈(UARTem)은 버스에 나타난 데이타를 유니트(MODEMs)에 전달하기 위한 시리알 신호로 변환하고 유니트(MODEMe)에 의하여 인가된 시리알 신호를 수신하여 내부 레지스터에 적재되는 데이타로 변환시키기 위하여 버스(BUSem)에 연결한다.

이 장치는 또한 디지탈 데이타를 저장하기 위한 유니트(RAMs)와 같은 비영속성 메모리 유니트(RAMem)을 포함한다.

중앙 연산 유니트(ALUem)은 저장된 데이타에 논리연산을 부여하기 위하여 버스(BUSem)에 연결 된다. 이 중앙 연산 유니트(ALUem)는 연산 유니트(ALUs)에 유사한 것으로서 통신 모듈(UARTem)의 내부 레지스터에 접근하도록 배치된다. 영속성 메모리 유니트(ROMem)을 중앙 연산 유니트(ALUem)의 연산 프로그램을 내장하고 있다.

또한 디지탈/아날로그 변환 유니트(D/A-PCM)는 버스에 의하여 제공되고 연산 유니트(ALUem)에 의하여 처리된 데이타로부터 복합 아날로그 제어 신호를 발생시키기 위하여 버스(BUSem)에 연결된다. 이 유니트는 지연기와 인터럽션 발생기로 구성되고 40Hz의 설정 주파수에서 진폭 변조되어 펄스 프레임의 형태로 되는 복합 신호를 발생하도록 되었다.

이 복합 신호는 항공기의 서어보모우터에 의하여 직접적으로 이해될 수 있는 단순한 아날로그 신호(PCM 또는 PPM에서 변조된)들을 수개의 회선에 전송하는 복조기(DEM)에서 나누어지고 형성되게 된다.

바이너리 입력/출력 포오트(DIOM)은 중앙 연산 유니트(ALUem)에 의하여 명령받거나 제어 되도록 버스(BUSem)에 연결된다. 이 포오트는 내부 레지스터를 적재하도록 리드하거나 또는 전기한 레지스터의 내용으로부터 변조된 일련의 바이너리 상태 라인을 갖는 출력측에 놓인다. 이 포오트의 라인은 포오트의 지시 또는 제어상태를 나타내는 센서와 바이너리 액튜에이터의 셋트(DACT)에 연결된다. 예를 들면 액튜에이터는 점화시스템, 조명등, 낙하산 방출기, 모우터의 점화 차단 등과 관계되는 전기 단속기로 구성된다. 또한 전기한 액튜에이트는 해당하는 디지탈 파라미터를 지상 서브스트럭쳐에 전달하기 위한 온도, 오일레벨 게이지 등의 센서를 포함 할 수도 있다.

이 장치는 그 외에도 경사계(I) 자기계(M) 가속도계(A), 자이로미터(G), 속도계(V) 및 타코미터, 연료게이지, 충전표시계 등과 같은 항공기의 위치, 상태 및 내부 파라미터를 나타내는 아날로그 신호를 제공하는 각종 지시계(N)를 포함하는 센서의 셋트(IMAG)를 포함한다. 경사계는 2개가 있는 바, 이들은 각각 항공기의 경사, 핏치 및 로올링을 나타내는 아날로그 신호를 아날로그 전압의 형태로 전송한다. 자기계는 항공기의 자기 헤드를 나타내는 아날로그 신호를 전달한다. 가속도계는 3개가 있는바, 이들은 각각 3개의 축에 대한 항공기의 관성 가속을 나타내는 아날로그 신호를 전송한다. 저역 아날로그 필터는 항공기가 진동하지 않도록 하는 역할을 한다. 자이로 미터는 3개가 있는 바, 이들은 각각 회전체에 결합된 선상 수직 변위 변환기(LVDT)와 같은 선형자기 유도 변위 센서로 구성된다.

이러한 센서들은 여기 신호에 의하여 여기 되었을 때 자이로 미터의 각 변위의 이미지와 위상변조된 신호를 전송한다. 이러한 신호는 3개 축에 대한 항공기의 각속도를 나타내는 아날로그 전압을 전달하기 위하여 자이로 복조기에서 복조된다.

센서셋트(IMAG)로부터의 아날로그 신호는 해당하는 디지탈 신호를 메모리 유니트(RAMem)에 기억 시키는 중앙 연산 유니트(ALUem)에 의하여 접근 되는 내부 레지스터 속으로 해당하는 디지탈 데이타를 적재하기 위하여 다중 채널 아날로그/디지탈 변환기(A/De)에서 추출되어 디지탈화 된다. 이 변환기(A/De)는 11비트 정도로 디지탈 데이타를 제공하도록 되었다.

기내 장치는 항공기가 지상에 있을 때 확인 하도록 된 비동기 통신 모듈(UARTem)과 퍼스널 컴퓨터(PC3)간의 호환성을 보장하는 적응 모듈(DRIVERem)을 갖고 있다. 이 모듈은 맥스 239 형이다. 컴퓨터(PC3)는 항공기의 서로 다른 시스템의 작동을 제어하기 위하여 지상에 있는 서브스트럭쳐와 함께 헬스 대의 질을 제어하는 데 이용된다.

더구나 중앙 연산 유니트(ALUem)와 주변 보조 프로세서(AUX)간에 데이타가 교환되도록 하기 위하여 버스(BUSem)에 만능 인터페이스(UPI)를 연결하는 바, 전기한 주변 보조기기(AUX)는 만능 인터페이스(UPI)와 호환성인 인터페이스(UPIex)를 갖고 있다.

특히 인터페이스(UPI)는 연산 유니트(ALUex) 중간 결과 저장용 비영속성 메모리 유니트(RAMex), 연산 유니트(ALUex)의 연산 프로그램을 내장하고 있는 영속성 메모리 유니트(ROMex), 비동기 통신 모듈(UARTex), 통신 모듈(UARTex)과 측지 데이타 취득 모듈(GPS)간의 호환성을 부여하도록 된 적응 유니트(DRIVERex)를 포함하는 보조 프로세서(AUX)에 연결 될 수 있다. 전기한 보조 프로세서(AUX)의 모듈 또는 유니트는 전술한 바와 동일한 작동을 한다. 측지 데이타 취득 모듈(GPS)은 정지 위성의 GPS 네트워크에서 보내온 신호로부터 측지 좌표는 모듈(GPS)에 의하여 시리즈 형태로 발생되고 항공기의 공간 속도와 고도 및 경도와 위도를 나타낸다. 이러한 보조 프로세서는 운항 계산, 특히 수학적 계산을 중앙 유니트(ALUem)로부터 이송하여 지상 서브스트럭쳐로부터 오는 데이타를 메모리 유니트(RAMex)에 저장하기 위하여 사용된다.

이하 작동예에서 설명되는 바와 같이 본 발명의 시스템은 항공기의 동태와 주변 파라미터를 평가하고 해당하는 데이타를 처리하여 정상운항 할 수 있도록 하므로서 조종을 단순화시키고 조종사의 각종 임무(주변 위험이나 항공기의 물리적 특성에 의하여 부여되는 임무)를 경감시키는 지능 시스템을 구성한다. 이러한 시스템은 각종 사명(관찰, 정찰, 조종 등에 따른 사명)을 달성하기 위한 카메라와 같은 각종 장비를 구비한 항공기를 제공하게 된다.

[환경에 따른 변동 : 측면돌풍의 경우]

헬리콥터는 회전축에 대하여 경사지려는 경향이 있다. 경사의 시작은 기내 장치의 센서(IMAG)를 구성하는 자이로 미터(G)(회전 자이로 미터)중의 하나와 회전 경사계(I)에 의하여 감지된다.

자이로미터(G)는 자이로 복조기(DG)에서의 복조후 회전축에 대한 각 속도를 나타내는 정보를 제공하고 경사계(I)는 회전축에 대한 각 변위를 나타내는 정보를 제공한다.

이 아날로그 신호는 그 원인을 알아내고 적당한 동작 프로그램을 연합시키기 위하여 자신의 아날로그 채널에 의하여 확인한다. 이 정보는 변환기(A/DC)에서 디지털화 된 다음 버스(BUSem)에 전달되고 이어서 비영속성 메모리 유니트(RAMem)에 저장된다.

중앙 유니트(ALUem)는 메모리 유니트(RAMem)에 있는 데이타를 처리하기 위하여 영속성 메모리 유니트(ROMem)에 있는 상응하는 작업 프로그램과 전기한 비영속성 메모리 유니트에 있는 데이타를 호출한다. 이러한 처리는 영속메모리(ROMem)에 적재된 조정 알고리즘의 도움으로 진행된다.

처리된 데이타는 버스(BUSem)에 의하여 변환기 유니트(D/A-PCM)에 전송되고 아날로그 신호는 회전 서어보모우터의 아날로그 채널에 명령을 전달하고 필요한 교정을 수행하도록 복조기(DEM)내에서 형성된다.

사이클은 조종제어에 복귀 될 때까지 계속된다.

핏치 자이로미터 및 핏치와 발진의 경사계에 의하여 감지된 변동은 전술한 방법과 유사한 방법에 의하여 처리된다.

회전, 핏치, 발진, 사이클릭 핏치의 변동도 유사한 방법으로 처리된다.

파라미터의 하나가 변동하는 경우 이 파라미터의 변화에 영향받을 수 있는 다른 파라미터는 즉시 고려되어 처리된다.

[조종에 의한 직접적인 변동]

조종은 기지의 조종 콘솔(CP)에 있는 헤딩을 향하여 콜렉티브 핏치에 상응하는 채널을 작동시킨다. 이런 명령에 상응하는 데이타는 PCM형태인바, 이들은 아날로그/디지탈 변환 유니트(AD-PCM)에 전송된다.

영속성 메모리 유니트(ROMs)에 있는 알고리즘은 각개 펄스의 도달에 뒤이어 해제되고 버스(BUSs)의 중계에 의하여 비영속성 메모리 유니트(RAMs)에 그 결과를 위치시킨다.

유니트(ROMs)에 있는 제2알고리즘은 제1알고리즘에 의하여 위치하는 유니트(RAMs)의 내용을 리드하여 이를 비동기 통신 모듈(UARTs)에 전송하도록 진행된다. 전기한 비동기 통신 모듈은 데이타를 표준 RS 232 시리알 신호로 변환 시킨다. 이 신호는 변/복조 유니트(MODEMs)에 의하여 변조되고 송수신 모듈(HFs) 쪽으로 이동하여 안테나를 통하여 방출된다.

방출된 신호는 헬리콥터 안테나에 수신되어 무선 송신 모듈(HFe) 속으로 들어간다. 이 신호는 변/복조 유니트(MODEMe)에 의하여 복조되고 이 처리에 의하여 나온 시리즈 신호는 비동기 통신 모듈(UARTem)의 입력으로 제공된다. 이러한 신호가 도착하면 입력된 신호를 해석하여 메모리 유니트(RAMem)에 위치케하는 메모리 유니트(ROMem)내에 있는 조정 알고리즘이 해제된다. 그다음 알고리즘은 이 신호들을 센서에 의하여 측정된 데이타를 통합하여 메모리 유니트(RAMem)에 저장된 결과를 발생시킨다.

제3알고리즘은 조정 알고리즘의 결과를 리드하여 이를 디지탈/아날로그 변환 유니트(DIA/PCM)의 입력에 위치케 한다. 변환 유니트(D/A-PCM)에 의하여 제공되는 복합 신호는 복조기(DEM)에 의하여 서어보모우터가 이해할 수 있는 단순 아날로그 신호로 해체된다.

엔진의 수동 조종에 의한 모든 기타의 변동은 계산기에 의하여 계산되고 조종 방향을 유지하도록 처리된다.

[데이타 지시계들의 해석]

기내 지시계들은 특히 고도계(L) 속도계(V) 및 기타 지시계(N)(연료 게이지, 충전 지시계)들이다.

유니트(ROMem)에 있는 알고리즘은 지시계들로 부터 유니트(A/DE)를 통하여 전달된 데이타를 리드하고 유니트(RAMem)에 그 결과를 저장한다. 이러한 작업은 초당 X회 실시된다.

각 N 초마다 유니트(ROMs)에 있는 알고리즘이 모듈(UARTs), 유니트(MODEMs) 및 모듈(HFs)를 경유하여 조회 메시지를 보낸다.

유니트(MODEMs) 와 모듈(UARTem)을 경유하여 모듈(HFe)에 수신된 메시지는 유니트(ROMem)에 있는 알고리즘을 해제하고 유니트(ROMem)은 수신된 메시지를 해석하여 유니트(RAMem)에 저장된 값을 읽어서 통신모듈(UARTem) 유니트(MODEMe) 및 모듈(HFe)를 경유하여 응답을 돌려보낸다.

송수신 모듈(HFs)와 유니트(MODEMs)를 경유하여 지상에 있는 통신 모듈(UARTs)에 수신된 메시지는 유니트(RAMs)에 있는 평가결과를 변위시키는 유니트(ROMs)에 있는 알고리즘을 해제 한다. 그 결과는 스크린이나 프린터에 표시되도록 하기 위하여 주변 장치(HOST, PCI, TERM, PRN) 용으로 해석 될 수 있게 다중 프로토콜 통신 모듈(SER/PAR)에 전송된다.

[모듈(GPS)에 의한 비행]

모듈(GPS)에 저장된 데이타는 적응 유니트(DRIVERex)와 통신 모듈(UARTex)을 경유하여 버스(BUSex)에 전달된다. 유니트(ROMex)에 있는 알고리즘은 이 데이타를 해석하고 유니트(ALUex)를 경유한 처리 결과에 따라서 유니트(RAMex)에 저장된 항로 프로그램의 기능으로서 헬리콥터 비행자세의 구속을 추정한다. (비행자세는 수평면에 관계되는 헬리콥터의 각 위치이다)

이러한 구속들은 인터페이스 유니트(UPIex)와 유니트(UPI)에 보내져서 유니트(ROMem)에 있는 안정화 알고리즘에 의하여 해석된다.

동시에 동일한 방법으로 모듈(GPS)로 부터 제공되는 위도와 경도의 지리 좌표는 유니트(RAMem)으로 보내진다. 이 지리 좌표 데이타는 지시 데이타를 전송하는 프로세스를 경유하여 지상에 전달되고 비행 위치 지도에 장치의 변위를 스크린에 나타내게 된다.

이러한 과정중에 지상에 있는 오퍼레이타는 항로를 변경시키고 유니트 (RAMex)에 저장된 항로 프로그램을 수정 할 수도 있다.

즉 지상의 오퍼레이타는 컴퓨터(PC1)을 이용하여 통신모듈(SER/PAR)를 경유하는 항로 변경을 지시 할 수 있다.

유니트(ROMs)에 있는 알고리즘은 모듈(SER/PAR)의 출력에서 명령을 받고 이를 유니트(RAMs)에 옮긴다.

유니트(ROMs)에 있는 제2알고리즘은 제어 알고리즘에 의하여 옮겨진 유니트(RAMs)의 내용을 리드하고 이를 버스(BUSs)를 통하여 통신 모듈(UARTs)의 입력에 옮긴다. 신호는 유니트(MODEMs)와 모듈(HFs)를 경유하여 전송된다.

이 신호는 모듈(HFe), 유니트(MODEMe) 및 모듈(UARTem)을 경유하여 수신되고 유니트(ROMem)에 있는 알고리즘을 해제 한다.

이 유니트(ROMem)는 유니트(ALUem)을 경유하여 수신된 데이타를 처리하고 이를 인터페이스 유니트(UPI 및 UPIex)를 경유하여 유니트(RAMex) 입력된 항로 프로그램 속으로 이송된다.

Claims (4)

1. 원거리 조종용 서브스트럭쳐와 항공기에 설치된 기내 장치로 구성되는 서어보모우터를 갖는 원격 조종 항공기의 조종 시스템에 있어서, a) 조종 서브스트럭쳐가 아날로그 조종 신호를 전달 하도록 된 조종 콘솔(CP), 디지탈 데이타 속으로 이러한 신호를 변환 하기 위한 아날로그/디지탈 변환 유니트(A/D-PCM), 디지탈 데이타를 저장하기 위한 비영속성 메모리 유니트(RAMs) 설정된 연산 프로그램에 따라 저장된 데이타에 논리연산을 수행 하는 중앙 연산 유니트(ALUs), 중앙 유니트(ALUs)용 연산 프로그램을 포함하는 영속성 메모리 유니트(ROMs), 연산 유니트에서 시리즈 신호 속으로 제공되는 데이타를 변환하고 접수된 시리즈 신호를 변환시키며 상응하는 데이타를 중앙 유니트(ALUs)에 의하여 내부 레지스터에 접근 하도록 하는 비동기 통신 모듈(UARTs), 모듈(UARTs)에서 제공되는 시리얼 신호를 변조하고 변조된 신호를 복조하고 상기 모듈(UARTs)로 전달 하도록 된 변/복조 유니트(MODEMs), 유니트(MODEM)에서 제공되는 변조 신호를 증폭 및 전달하고 기내 장치에서 방출되는 변조 신호를 수신하는 무선 송/수신 모듈(HFs), 중앙 유니트(ALUs)에 의하여 제어되거나 구동되는 바이너리 입/출력 포트(DIOs), 포트(DIOs)에 의하여 제어 되거나 지시되는 상태를 가지는 한 세트의 바이너리 액튜에이터와 센서(PANEL), 중앙 유니트(ALUs)와 주변기기 특히 퍼스널 컴퓨터(PC), 포킷터미널(TERM), 프린트(PRN), 호스트 컴퓨터(HOST)사이에서 데이타를 교환하도록 된 직/병렬 통신 모듈(SER/PAR)을 포함하고 b) 기내 장치가 변조된 신호를 송/수신하도록 되었고 모듈(HFs)와 헬즈대를 형성하는 무선 송/수신 모듈(HFe), 시리얼 신호를 변조하여 모듈(HFe)에 전달하고 이 모듈(HFe)에서 신호들을 복조하도록 된 변/복조 유니트(MODEMem), 데이타를 시리얼 신호로 변환하여 유니트(MODEMe)로 전달하고 유니트(MODEMe)로부터의 시리얼 신호를 변환 하며 상응하는 데이타를 내부 레지스터에 적재시키도록 된 비동기 통신 모듈(UARTem), 디지탈 데이타를 저장하는 비 영속성 메모리 유니트(RAMem), 저장된 데이타에 논리 연산을 제공하며 모듈(UARTem)의 내부 레지스터에 접근하는 중앙 연산 유니트(ALUem), 중앙 유니트(ALUem)용 연산 프로그램을 포함하는 영속성 메모리 유니트(ROMem), 연산 유니트에 의하여 처리되는 데이타로부터 복합 아날로그 명령 신호를 제공 하도록 된 디지탈/아날로그 변환 유니트(D/A-PCM), 상기 복합 신호를 받아들여 항공기의 각 서어보모우터에 이해 가능한 단순한 아날로그 신호를 전달하도록 된 복조기(DEM), 중앙 유니트(ALUem)에 의하여 제어 되거나 명령을 받는 바이너리 입/출력 포오트(DIOem), 포오트(DIOem)에 의하여 제어되거나 명령 된 스테이트를 가지는 바이너리 액튜에이터와 센서 셋트(DACT), 경사계, 자력계, 가속도계, 자이로미터, 고도계, 속도지시계, 회전속도계, 연료게이지 발전기 부하 지시계를 포함하며 항공기의 작동과 내부 파라미터 및 위치를 나타 내는 아날로그 신호를 제공하는 센서 셋트(1 MAG), 센서 셋트(1 MAG) 부터 아날로그 신호를 디지탈 데이타로 변환시키며 메모리 유니트(RAMem)에 데이타를 위치 시키는 다중채널 아날로그/디지탈 변환기(A/DE), 중앙 유니트(ALUem)와 주변 보조프로세서(AUX) 특히 보조 프로세서 사이에 데이타를 교환 하도록 하는 만능 인터페이스(UPI)를 포함함을 특징으로 하는 원격 조종 항공기용 조종 시스템.
2. 제1항에 있어서, 기내 장치가 만능 인터페이스(UPI)에 접속된 보존 프로세서(AUX)를 포함하며 연산 유니트(ALUex), 중간 결과를 저장하는 비영속성 메모리 유니트(RAMex), 연산 유니트(ALUex)용 연산 프로그램을 포함하는 영속성 메모리 유니트(ROMex), 비동기 통신 모듈(UARTex), 통신 모듈(UARTex)과 측량 데이타 획득 모듈(GPS)사이의 호환성을 제공하는 적응 모듈(DRIVERex)를 포함 함을 특징으로 하는 제어 시스템.
3. 제1항 또는 제2항중의 한 항에서 원격 조종 서브스트럭쳐와 기내 장치가 각각 통신 모듈(UARTs, UARTem)과 확인 시험용 퍼스널 컴퓨터(PC2) 사이에서 호환성을 보장 하도록 된 적응 모듈(DRIVERs, DRIVERem)을 포함함을 특징으로 하는 제어 시스템.
4. 제1항, 2항 또는 3항중의 한 항에서, 조종 서버스트럭쳐가 데이타를 시각으로 나타내기 위하여 중앙 처리 유니트(ALUs)에 접속된 스크린 운영 주변기기(SCREEN)를 포함함을 특징으로 하는 제어 시스템.