KR20220149039A - Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel - Google Patents
Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel Download PDFInfo
- Publication number
- KR20220149039A KR20220149039A KR1020210056168A KR20210056168A KR20220149039A KR 20220149039 A KR20220149039 A KR 20220149039A KR 1020210056168 A KR1020210056168 A KR 1020210056168A KR 20210056168 A KR20210056168 A KR 20210056168A KR 20220149039 A KR20220149039 A KR 20220149039A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- input
- channel
- signal
- computer
- value
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
- G05D1/0055—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot with safety arrangements
- G05D1/0077—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot with safety arrangements using redundant signals or controls
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration
Abstract
Description
본 발명은 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는, 무인기 또는 유인항공기에 적용된 단일 또는 이중화 전자식 조종시스템의 오작동 및 고장을 검출하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 관한 것이다.The present invention relates to a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel, and more particularly, to a fault diagnosis through an analytic channel that detects malfunctions and failures of single or redundant electronic control systems applied to unmanned aerial vehicles or manned aircraft. It is about a flight control computer capable of this.
처음 개발된 전자식 비행조종 시스템(Fly By Wire, FBW)은 1960년대 아폴로 우주선에 적용된 기술로써, 이 후 항공기 비행조종시스템으로 이전이 되었다.The first developed electronic flight control system (Fly By Wire, FBW) was a technology applied to the Apollo spacecraft in the 1960s, and was later transferred to the aircraft flight control system.
초기 아날로그 시스템을 기반으로 한 전자식 비행조종 시스템은 점차 디지털 컴퓨터를 이용한 시스템으로 개발되었으며, 중대형 항공기의 대부분에 장착되어 사용하고 있으며, 최근 급격하게 증가하는 무인항공기에 적용할 수 있도록 개발되고 있다.The electronic flight control system based on the early analog system was gradually developed as a system using a digital computer.
따라서 전자식 비행조종 시스템은 고장이 곧 치명적인 사고로 이어지게 되므로 일부 시스템에 고장이 발생하더라도 안전성을 확보할 수 있는, 신뢰성의 확보가 가장 관건이 된다. 따라서 전체 시스템의 신뢰성을 높이기 위해, 단일 채널의 시스템이 아니라, 이중(Duplex FBW)이나 3중(Triplex FBW)으로 다중화 개념을 도입하여 개발하게 되었다. Therefore, failure of the electronic flight control system leads to fatal accidents, so even if some systems fail, securing reliability and safety is the most important thing. Therefore, in order to increase the reliability of the entire system, the concept of multiplexing was introduced and developed, not as a single-channel system, but as a duplex FBW or a triplex FBW.
그리고 3중 전자식 비행조종 시스템은 3개의 채널로 입력된 정보를 서로 비교함으로써, 다수결의 원칙에 따라 어느 채널에 고장이 발생하였는지를 쉽게 판단할 수 있다. 즉 다른 두 채널의 신호에 비해 한 신호가 정해진 범위 이상의 차이가 발생하면 해당 채널에 문제가 있다고 판단한다는 것이다.In addition, the triple electronic flight control system can easily determine which channel has failed according to the principle of majority vote by comparing the information input through the three channels. That is, if one signal has a difference of more than a predetermined range compared to the signals of the other two channels, it is determined that there is a problem in the corresponding channel.
그러나 이중 채널은 다수가 존재하지 않으므로, 단순히 두 채널의 결과값을 비교하여 건전성을 확인하기 어려운 문제가 있다.However, since there are not many dual channels, there is a problem in that it is difficult to check the soundness by simply comparing the result values of the two channels.
따라서 대부분의 이중 채널의 경우, 결과값의 비교를 통한 특정 채널의 정확한 고장판단이 아니라 자체 점검에 의한 고장판단에 의존하고 있하고 있어, 상시동작 형태(Active-Active)의 이중 시스템을 구성하기 어렵고, 통상 동작-동작대기(Active-Active stand by) 형태의 이중 시스템을 구성하는 것이 일반적이다.Therefore, in the case of most of the dual channels, it is difficult to construct an active-active dual system because it relies on self-inspection rather than accurate fault determination of a specific channel through comparison of result values. , it is common to configure a dual system in the form of an active-active stand-by.
이러한 방식으로 구성된 이중 시스템의 경우 동작하는 채널이 스스로 고장이라고 판단을 해야만, 다른 대기 채널이 권한을 넘겨 받아 작동할 수 있게 된다. In the case of a dual system configured in this way, only when the operating channel judges itself to be a failure, the other standby channel can take over the authority and operate.
따라서 이러한 방식의 이중 채널은 자체 연산 시스템 결과에 의존하게 되므로, 자기 프로세서의 오작동으로 인해 자기 채널의 문제를 판단하지 못하는 경우가 발생할 가능성이 있으며, 이 경우 발생한 고장에 대해 아무런 대처를 할 수 없는 위험성이 발생한다.Therefore, since this type of dual channel depends on the result of its own calculation system, there is a possibility that it may not be able to determine the problem of its own channel due to the malfunction of its own processor. This happens.
즉, 자기가 판별할 수 있는 형태의 고장만을 판단한다는 한계가 있으므로, 종합적인 입력의 비교나, 출력결과의 비교를 통한 건전성 판단방식에 비해 신뢰성이 크게 감소한다.That is, since there is a limit in judging only the types of failures that can be determined by itself, the reliability is greatly reduced compared to the soundness judgment method through the comparison of comprehensive input or output results.
즉, 자기가 판별할 수 있는 형태의 고장만을 판단한다는 한계가 있으므로, 종합적인 결과비교를 통한 건전성 비교 방식에 비해 신뢰성이 크게 감소한다.In other words, since there is a limit in judging only the type of failure that can be determined by itself, the reliability is greatly reduced compared to the soundness comparison method through comprehensive result comparison.
이와 같은 종래기술로 "간편 고장진단기능이 구비된 비행제어컴퓨터시스템 및 그 제어방법"이 제시된 바 있다.As such a prior art, "a flight control computer system equipped with a simple fault diagnosis function and a control method therefor" has been proposed.
종래기술은 모니터링 데이터만을 저장할 수 있는 전용 메모리칩을 비행제어컴퓨터의 모듈에 착탈가능하게 장착시키고 비행후에 이 메모리칩만을 분리해내어 모니터링 데이터를 분석처리하여 고장진단을 수행하므로써, 고장진단의 편의성을 상당히 향상시키고 있다.In the prior art, a dedicated memory chip capable of storing only monitoring data is detachably mounted on the module of the flight control computer, and only this memory chip is separated after flight, and the monitoring data is analyzed and processed to perform fault diagnosis, thereby improving the convenience of fault diagnosis. is improving considerably.
하지만, 종래기술은 메모리칩에 저장된 데이터를 통해 비행 후에 고장진단을 용이하게 수행할 수 있어 비행 중 정밀한 제어가 이루어지는지 확인이 어려운 문제가 있다.However, the prior art has a problem in that it is difficult to check whether precise control is made during flight since it is possible to easily perform fault diagnosis after flight through data stored in the memory chip.
또한, 비행 중 발생하는 오작동 및 고장에 대한 실시간 검출할 수 없어 정확한 비행이 이루어지는지 신뢰할 수 없는 문제가 있다.In addition, there is a problem in that it is unreliable whether an accurate flight is performed because it cannot be detected in real time for malfunctions and failures that occur during flight.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로써, 본 발명의 목적은, 무인 및 유인 항공기에 적용된 단일 또는 이중 전자식 비행조종 시스템의 정상 작동여부를 판단하는데 있어, 보다 신뢰성이 향상된 고장진단 방안을 제공하는 데 있다.The present invention has been devised to solve the above problems, and an object of the present invention is to determine the normal operation of a single or dual electronic flight control system applied to unmanned and manned aircraft, fault diagnosis with improved reliability is to provide a way.
본 발명의 또 다른 목적은, 단일 또는 다수의 채널의 입력 또는 출력 결과의 비교를 통해 비정상으로 동작하는 채널을 확인할 수 있는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터을 제공하는 데 있다.Another object of the present invention is to provide a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel capable of confirming an abnormally operating channel through comparison of input or output results of single or multiple channels.
본 발명의 또 다른 목적은, 전송된 제어신호에 맞춰 구동기의 제어시 고장신호 진단이 가능한 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터을 제공하는 데 있다.Another object of the present invention is to provide a flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel capable of diagnosing a failure signal when controlling a driver according to a transmitted control signal.
본 발명의 또 다른 목적은 무인 또는 유인 항공기의 단일 또는 복수의 제어시스템을 통해 공간을 효율적으로 사용하며, 무게를 감소시킬 수 있는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터을 제공하는 데 있다.Another object of the present invention is to provide a flight control computer that can efficiently use space through a single or multiple control system of an unmanned or manned aircraft and can diagnose a failure through an analytic channel that can reduce weight.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명은 단일 또는 다수개로 구성된 시스템의 고장을 진단하는 고장신호 진단이 가능한 비행조종 시스템에 있어서, 항공기에서 입력된 신호값을 각각 전달받아 고장여부를 판단하여 제어값을 출력하는 제어시스템; 상기 제어시스템에 의해 출력된 제어값에 맞춰 작동하는 구동기;로 이루어지되, 상기 제어시스템은 단일 또는 이중 채널 중 어느 하나로 구성되어, 입력된 신호값을 기준으로 신호값 및 예측값을 상호 대비하여 오차범위 내에서 출력된 제어값을 통해 상기 구동기를 제어하며, 오차범위 초과 시 단일 또는 이중 채널의 고장유무를 판단하는 것을 특징으로 한다.The present invention for achieving the above object is a flight control system capable of diagnosing a failure signal for diagnosing a failure of a single or multiple system, receiving signal values input from the aircraft, respectively, to determine whether there is a failure and control a control system that outputs a value; a driver operating in accordance with the control value output by the control system; however, the control system is composed of either single or dual channels, and compares the signal value and the predicted value based on the input signal value to have an error range The actuator is controlled through the control value output from the inside, and when the error range is exceeded, it is characterized in that it is determined whether there is a failure of the single or double channel.
상기 제어시스템은 제1채널컴퓨터 및 제2채널컴퓨터 동일한 구성을 가지는 이중 채널로 이루어지되, 상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터는, 상기 항공기에서 입력된 신호값 및 상기 구동기에 제어값을 전달하는 입출력장치와, 상기 입출력장치에서 입력된 상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터의 신호값을 상호 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단하는 제1프로세서와, 상기 제1프로세서에서 발생된 신호값을 상기 제1채널컴퓨터과 상기 제2채널컴퓨터로 상호 전송하는 통신모듈로 이루어지는 것이 바람직하다.The control system consists of a dual channel having the same configuration as a first channel computer and a second channel computer, wherein the first channel computer and the second channel computer transmit a signal value input from the aircraft and a control value to the driver. The input/output device that transmits the input/output device, and a first processor that determines whether a normal operation or a failure occurs by comparing the signal values of the first and second channel computers input from the input/output device, and the first processor Preferably, the communication module is configured to mutually transmit a signal value to the first channel computer and the second channel computer.
상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터에는, 상기 입출력장치에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서에 전달하는 제2프로세서가 더 포함되며, 상기 제1프로세서는 고장판단 시 상기 제2프로세서의 예측값과 신호값을 대비하여 상기 제1채널컴퓨터 또는 상기 제2채널컴퓨터의 정상작동 및 고장여부를 판단하는 것이 바람직하다.The first channel computer and the second channel computer further include a second processor that predicts dynamic characteristics and real-time motion based on the signal value input from the input/output device and transmits the calculated predicted value to the first processor, Preferably, the first processor compares the predicted value and the signal value of the second processor when determining the failure, and determines whether the first channel computer or the second channel computer operates normally and whether there is a failure.
상기 제2프로세서는, 상기 입출력장치에서 입력된, 항공기 입력신호, 구동기 위치명령신호 및 구동기 위치상태신호로 이루어진 신호값이 입력되는 입력부와, 상기 입력부에 입력된 각 신호를 개별적으로 저장하며, 저장된 신호의 현재시점보다 이전 시점의 신호로 지연하는 지연모듈이 형성된 저장부와, 상기 저장부에 저장된 항공기 입력신호 및 구동기 위치상태의 이전 시점정보를 통해 항공기의 움직임을 예측하여 상기 제1프로세서에 신호를 전달하는 항공기동적예측모듈과, 상기 저장부에 저장된 항공기 입력신호, 구동기 위치명령 및 구동기 위치상태의 이전 시점정보를 통해 구동기의 동작상태를 예측하여 상기 제1프로세서에 신호를 전달하는 구동기동적예측모듈과, 상기 구동기동적예측모듈 및 상기 입출력장치에 입력된 구동기 위치상태신호를 통해 구동기의 고장상태를 검사하여 상기 제1프로세서에 신호를 전달하는 구동기고장검사모듈과, 상기 입출력장치를 통해 입력된 신호에 제어법칙을 대입하여 산출된 신호를 상기 제1프로세서에 전달하는 연산모듈로 이루어지는 것이 바람직하다.The second processor includes an input unit to which a signal value including an aircraft input signal, a driver position command signal, and a driver position state signal, input from the input/output device, is input, and individually stores each signal input to the input unit, A storage unit in which a delay module delaying a signal of a time earlier than the current time of the signal is formed, and a signal to the first processor by predicting the movement of the aircraft through the previous time information of the aircraft input signal and the driver position state stored in the storage unit An aircraft dynamic prediction module for transmitting a module, a driver failure test module that inspects a failure state of a driver through a driver position state signal input to the driver dynamic prediction module and the input/output device, and transmits a signal to the first processor; It is preferable that the arithmetic module is configured to transfer the calculated signal by substituting the control rule to the signal to the first processor.
상기 제어시스템은 제1채널컴퓨터로 구성된 단일채널컴퓨터로 이루어지되, 상기 제1채널컴퓨터는, 상기 항공기에서 입력된 신호값 및 상기 구동기에 제어값을 전달하는 입출력장치와, 상기 입출력장치에서 입력된 신호값과 예측값을 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단하는 제1프로세서와, 상기 입출력장치에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서에 전달하는 제2프로세서로 이루어지는 것이 바람직하다.The control system consists of a single-channel computer composed of a first channel computer, wherein the first channel computer includes an input/output device that transmits a signal value input from the aircraft and a control value to the driver, and an input/output device inputted from the input/output device. A first processor for judging normal operation and failure by comparing the signal value with the predicted value, and a second processor for predicting dynamic characteristics and real-time motion based on the signal value input from the input/output device and transmitting the calculated predicted value to the first processor It is preferably made of a processor.
상기 구동기에는 상기 제어시스템에서 입력된 제어값에 따라 작동상태를 제어하는 선택모듈이 더 포함되되, 상기 선택모듈은, 상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터의 정상적인 제어값을 동시에 전달받으며, 두개의 제어값의 평균값을 산출하여 평균값에 맞춰 작동되며, 상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터 중 정상적인 어느 하나의 제어값을 단일로 전달받으면, 입력된 제어값에 맞춰 작동되며, 상기 제1채널컴퓨터 및 상기 제2채널컴퓨터에서 제어값이 입력되지 않으면, 중립위치에 맞춰 작동되는 것이 바람직하다.The driver further includes a selection module for controlling an operation state according to a control value input from the control system, wherein the selection module receives normal control values of the first channel computer and the second channel computer at the same time, It operates according to the average value by calculating the average value of the two control values, and when a normal control value of any one of the first channel computer and the second channel computer is received singly, the operation is performed according to the input control value, If a control value is not input from the one-channel computer and the second channel computer, it is preferable to operate according to a neutral position.
본 발명에 따른 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 따르면, 무인 및 유인 항공기에 적용된 전자식 비행조종 시스템의 정상 작동여부를 판단하여 신뢰성을 향상 시킬 수 있는 효과가 있다.According to the flight control computer capable of fault diagnosis through the analytic channel according to the present invention, reliability can be improved by determining whether the electronic flight control system applied to unmanned and manned aircraft is operating normally.
본 발명에 따르면, 단일 또는 이중의 채널의 입력 또는 출력 결과의 비교를 통해 비정상으로 동작하는 채널을 확인하며, 결과값을 근거로 고장여부를 판단할 수 있는 이점이 있다.According to the present invention, there is an advantage in that an abnormally operating channel can be identified through comparison of input or output results of single or double channels, and a failure can be determined based on the result value.
본 발명에 따르면, 전송된 제어신호에 맞춰 구동기의 제어시 고장신호 진단이 가능한 장점이 있다.According to the present invention, there is an advantage that a fault signal diagnosis is possible when the driver is controlled according to the transmitted control signal.
본 발명에 따르면, 무인 또는 유인 항공기의 단일 또는 복수의 제어시스템을 통해 공간을 효율적으로 사용하며, 무게를 감소시킬 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, there is an effect of efficiently using space and reducing weight through a single or a plurality of control systems of an unmanned or manned aircraft.
본 발명에 따르면, 해석적인 추정결과를 근거로 비교할 수 있는 기준을 제시함으로써, 센서 입력, 연산된 제어법칙 및 구동기 작동에 따른 건전성을 확인하며, 비정상적으로 동작하는 채널을 확인할 수 있는 이점이 있다.According to the present invention, there is an advantage in that it is possible to check the soundness according to the sensor input, the calculated control rule, and the actuator operation, and to check the abnormally operating channel by presenting a standard that can be compared based on the analytical estimation result.
본 발명에 따르면, 단일채널의 고장을 검출하여 안전하게 대피 및 조치할 수 있는 시간적 여유를 확보할 수 있는 장점이 있다.According to the present invention, there is an advantage in that it is possible to secure a time margin for safely evacuating and taking measures by detecting a failure of a single channel.
도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터의 이중 비행조종 상태를 도시한 개념도,
도 2는 본 발명의 제1실시예에 따른 제1프로세서의 동작 개념도,
도 3은 본 발명의 제1실시예에 따른 제2프로세서의 동작 개념도,
도 4는 본 발명의 제1실시예에 따른 고장진단 방안 개념도,
도 5는 본 발명의 제1실시예에 따른 구동기의 입력신호 선택기 동작 개념도,
도 6은 본 발명의 제2실시예에 따른 단일 비행조종 상태를 도시한 개념도,
도 7은 본 발명의 제2실시예에 따른 제1 프로세서의 동작 개념도,
도 8은 본 발명의 제2실시예에 따른 고장진단 방안 개념도이다.1 is a conceptual diagram illustrating a dual flight control state of a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel according to a first embodiment of the present invention;
2 is a conceptual diagram of an operation of a first processor according to a first embodiment of the present invention;
3 is a conceptual diagram of an operation of a second processor according to the first embodiment of the present invention;
4 is a conceptual diagram of a failure diagnosis method according to a first embodiment of the present invention;
5 is a conceptual diagram of the operation of the input signal selector of the driver according to the first embodiment of the present invention;
6 is a conceptual diagram showing a single flight control state according to a second embodiment of the present invention;
7 is a conceptual diagram of an operation of a first processor according to a second embodiment of the present invention;
8 is a conceptual diagram of a failure diagnosis method according to a second embodiment of the present invention.
이하에서는 본 발명에 따른 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 관하여 첨부된 도면과 함께 더불어 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, a flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel according to the present invention will be described in detail together with the accompanying drawings.
도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터의 이중 비행조종 상태를 도시한 개념도이며, 도 2는 본 발명의 제1실시예에 따른 제1프로세서의 동작 개념도이고, 도 3은 본 발명의 제1실시예에 따른 제2프로세서의 동작 개념도이며, 도 4는 본 발명의 제1실시예에 따른 고장진단 방안 개념도이고, 도 5는 본 발명의 제1실시예에 따른 구동기의 입력신호 선택기 동작 개념도이다.1 is a conceptual diagram illustrating a dual flight control state of a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel according to a first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a first processor according to a first embodiment of the present invention. 3 is a conceptual diagram of the operation of the second processor according to the first embodiment of the present invention, FIG. 4 is a conceptual diagram of a fault diagnosis method according to the first embodiment of the present invention, and FIG. It is a conceptual diagram of the operation of the input signal selector of the driver according to the first embodiment.
도 1 내지 도 5에 도시된 바와 같이 본 발명은 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는, 무인기 및 유인항공기의 전자식 비행조정제어 시스템의 비행 중 각 채널에 전달되는 입출력신호를 자가 모니터링하여 오작동 및 고장을 판단하여 검출할 수 있는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터에 관한 것이다.1 to 5, the present invention relates to a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel. It relates to a flight control computer capable of fault diagnosis through an analytic channel that can detect and judge malfunctions and failures by self-monitoring transmitted input/output signals.
따라서 이중 비행조종 컴퓨터의 각 채널의 입출력 값의 비교를 통해 고장신호 진단이 가능하다.Therefore, it is possible to diagnose a fault signal by comparing the input/output values of each channel of the dual flight control computer.
이를 위해 본 발명은 항공기(300)에서 입력된 신호에 맞춰 구동기(200)를 작동할 때 이중화 채널로 이루어진 비행조종 시스템을 통해 고장을 진단할 수 있도록 제어시스템(100) 및 구동기(200)로 구성된다.To this end, the present invention consists of a
상기 제어시스템(100)은 항공기(300)에서 입력된 신호값을 각각 전달받아 고장여부를 판단하여 제어값을 출력한다.The
여기서 상기 항공기(300)에는 비행센서(310)가 구비되며, 상기 비행센서(300)를 통해 신호값을 전달하는 것이 바람직하다.Here, the
상기 구동기(200)는 상기 제어시스템(100)에 의해 출력된 제어값에 맞춰 작동한다.The
이때, 상기 제어시스템(100)은 단일 또는 이중 채널 중 어느 하나로 구성되어, 입력된 신호값을 기준으로 대비되는 신호값 및 예측값을 상호 대비하여 오차범위 내에서 출력된 제어값을 통해 상기 구동기(200)를 제어하며, 오차범위 초과 시 단일 또는 이중 채널의 고장유무를 판단한다.At this time, the
즉, 상기 제어시스템(100)은 제1채널컴퓨터(110) 및 제2채널컴퓨터(120)로 구성된 이중채널과 제1채널컴퓨터(110)로 구성된 단일채널 중 선택적으로 구성되되, 제1실시예는 이중채널로 구성된 상기 제어시스템(100)로 이루어진다.That is, the
아울러 이중채널은 동일한 구성으로 이루어짐에 따라, 1채널, 2채널 …n채널과 같이 다수개로 배치되는 채널의 개수에 따라 다중채널을 형성할 수 있다.In addition, as the dual channel has the same configuration, 1 channel, 2 channel ... A multi-channel may be formed according to the number of channels arranged in plurality, such as n-channel.
이에 따라 이중채널로 구성된 상기 제어시스템(100)은 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)에 각각 입력된 신호값을 상호 대비하여 오차범위 내에서 출력된 각각의 제어값을 통해 상기 구동기(200)를 제어하며, 오차범위 초과시 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 고장유무를 판단하여 정상작동이 이루어진 제1채널컴퓨터(110) 또는 제2채널컴퓨터(120)의 제어값을 통해 상기 구동기(200)를 제어한다.Accordingly, the
이와 같이 유인/무인으로 이루어진 상기 항공기(300)는 전자식 비행조종제어(Fly By Wire, FBW)으로 이루어지며, 상기 제어시스템(100)을 통해 상기 구동기(200)의 제어 시 고장 및 오작동을 판단하여 정밀한 작동을 통해 고신뢰성을 가질 수 있다.The
아울러 통상적인 전자식 비행조종제어는 상기 항공기(300)의 움직임을 측정한 신호를 전달받아 조종사/운용자의 명령에 합당한 제어법칙을 계산하여 상기 구동기(200)로 전달한다.In addition, the conventional electronic flight control control receives a signal measuring the motion of the
그리고 상기 구동기(200)에 의해 조종되는 상기 항공기(300)의 신호를 전자식 비행조종제어에 의해 측정된다.And the signal of the
따라서 조종자 또는 제어신호를 통해 입력된 신호값은 상기 제어시스템(100)을 통해 전달되어 상기 구동기(200)를 제어하되, 상기 구동기(200)의 제어시 오작동 및 고장을 실시간으로 검사할 수 있다.Therefore, the signal value input through the manipulator or the control signal is transmitted through the
이를 위한 각 구성은 다음과 같이 이루어진다.Each configuration for this is made as follows.
먼저, 상기 제어시스템(100)은 입력된 신호값의 정상신호를 실시간으로 검사한 후 제어값을 송출하여 상기 구동기(200)를 제어한다.First, the
이때, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)가 동일한 구성으로 각각 배치된 이중화 채널로 이루어진다.In this case, the
이러한 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)는, 입출력장치(130), 제1프로세서(140) 및 통신모듈(150)로 구성된다.The
상기 입출력장치(130)는 상기 항공기(300)에서 입력된 신호값 및 상기 구동기(200)에 제어값을 전달한다.The input/
즉, 상기 입출력장치(130)는 조종사 및 유/무선 신호를 수신받아 상기 제1프로세서(140)에 전달할 수 있도록 제어하며, 상기 제1프로세서(140)에서 산출된 제어값을 상기 구동기(200)에 전달한다.That is, the input/
그리고 상기 제1프로세서(140)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값을 상호 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단한 후, 상기 구동기(200)를 제어할 수 있는 제어값을 산출한다.In addition, the
상기 통신모듈(150)은 상기 제1프로세서(140)에서 발생된 신호값을 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)로 상호 전송한다.The
이와 같이 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기와 같이 각각 구성된다.In this way, the
이때, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기 입출력장치(130)를 통해 상기 구동기(200)를 제어하는 조종사 또는 유/무선 신호를 외부에서 각각 수신 받는다.In this case, the
그리고 상기 통신모듈(150)을 통해 각각 받은 신호값을 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)가 상호 정보를 교환한다.In addition, the
즉, 상기 제1채널컴퓨터(110)의 신호값은 상기 통신모듈(150)을 통해 상기 제2채널컴퓨터(120)에 제공하고, 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값은 상기 통신모듈(150)을 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)에 제공한다.That is, the signal value of the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 각각 전송받은 신호값을 상호 교환하여 대비한다.Through this, the signal values transmitted from the
그리고 상기 제1프로세서(140)는 상기 입출력장치(130) 및 상기 통신모듈(150)을 통해 입력된 신호값을 상호 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단한다.In addition, the
즉, 상기 제1채널컴퓨터(110)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값과 상기 통신모듈(150)을 통해 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값을 상호 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110)의 정상작동여부를 판단한 후, 제어값을 상기 구동기(200) 송출한다.That is, the
그리고 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값과 상기 통신모듈(150)을 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)의 신호값을 상호 대비하여 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 여부를 판단한 후, 제어값을 상기 구동기(200)에 송출한다.In addition, the
이때, 상기 제1프로세서(140)는 상기 항공기(300)에서 전송된 신호값과 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 전송받은 신호값을 상호대비하며, 설정된 오차범위 내에 위치시 정상신호로 판단하여 산출된 제어값을 상기 구동기(200)에 송출하며, 오차범위를 벗어나면 고장 및 오작동으로 판단하여 제어값을 산출하지 않는다.In this case, the
여기서 오차범위는 사용자의 설정에 따라 입력된 신호값과 대비되는 신호값의 오차율에 따라 오차범위를 설정하는 것이 바람직하다.Here, it is preferable to set the error range according to the error rate of the signal value contrasting with the input signal value according to the user's setting.
또한, 오차범위는 상기 항공기(300)의 종류, 목적 및 제어법칙 등에 맞춰 적정 오차 범위내에 유지할 수 있도록 관리가 이루어진다.In addition, the error range is managed so that it can be maintained within an appropriate error range according to the type, purpose, and control rule of the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)로 전송된 신호값의 정상 및 고장여부를 판단하며, 입력된 신호값에 맞춰 상기 구동기(200)를 제어할 수 있다.Through this, it is possible to determine whether the signal value transmitted to the
그리고 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 고장판단시 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 어느 채널컴퓨터의 고장상태를 판단할 수 있도록 상기 제2프로세서(160)가 더 포함된다.And when the failure of the
이러한 상기 제2프로세서(160)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서(140)에 전달된다.The
따라서 상기 제1프로세서(140)는 고장판단 시 상기 제2프로세서(160)의 예측값과 신호값을 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 및 고장여부를 각각 판단한다.Therefore, the
즉, 상기 제1프로세서(140)는 상기 제2프로세서(160)의 예측값과 측정값을 대비하여 오차범위 내에 위치시 정상작동을 판단하고, 오차범위를 벗어나면 고장상태로 판단한다.That is, the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 고정상태로 판단되면, 예측값을 통해 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 고장상태의 채널컴퓨터를 실시간으로 확인하여 제어값의 산출을 정지한다.Through this, if it is determined that the
여기서 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상호간의 신호값을 통해 고장상태로 판단하면, 각 채널컴퓨터는 예측값을 통해 정상작동과 고장상태를 자가판단하여 제어값의 송출을 정지한다.Here, when the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상호 간섭없이 전달받은 신호값을 통해 제1채널컴퓨터(110)와 제2채널컴퓨터(120)에서 각각 정상작동 및 고장여부를 판단하여 고장판단시 오작동을 방지하고, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)의 전기적 충돌을 방지한다.Through this, the
그리고 상기 제2프로세서(160)는 예측값과 더불어 상기 구동기(200)의 작동상태를 판단하여 상기 구동기(200)의 정상작동 및 고장여부를 판단할 수 있도록 입력부(161), 저장부(162), 항공기동적예측모듈(163), 구동기동적예측모듈(164), 구동기고장검사모듈(165) 및 연산모듈(166)로 구성된다.In addition, the
상기 입력부(161)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된, 항공기 입력신호, 구동기 위치명령신호 및 구동기위치상태신호로 이루어진 신호값이 입력된다.The
여기서 항공기 입력신호는 상기 구동기(200)의 작동을 위해 무인 또는 조종사에 의해 발생된 신호이며, 구동기위치명령신호는 상기 구동기(200)의 조작제어를 위한 제어명령신호이며, 구동기위치상태신호는 상기 구동기가 명령신호에 의해 작동된 위치에 대한 신호로 이루어진다.Here, the aircraft input signal is a signal generated by an unmanned or a pilot for the operation of the
이와 같이 신호값에는 조종사에 의해 상기 구동기(200)가 작동할 수 있는 다양한 신호로 이루어진다.As such, the signal value includes various signals that the
상기 저장부(162)는 상기 입력부(161)에 입력된 각 신호를 개별적으로 저장하며, 저장된 신호의 현재시점보다 이전 시점의 신호로 지연하는 지연모듈(163a)이 형성된다.The
따라서 상기 저장부(162)는 각 신호에 대한 정보를 개별적으로 저장한다.Accordingly, the
이때, 상기 지연모듈(163a)은 저장된 신호에서 현재시점 보다 1스탭 이전의 입력된 신호로 지연하여 전달한다.At this time, the delay module 163a delays and transmits the input signal one step before the current time from the stored signal.
상기 항공기동적예측모듈(163)은 상기 저장부(162)에 저장된 항공기 입력신호 및 상기 구동기(200) 위치상태의 이전 시점정보를 통해 항공기의 움직임을 예측하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달한다.The aircraft
즉, 상기 항공기동적예측모듈(163)은 1스탭 이전으로 지연된 항공기 입력신호와, 구동기 위치상태신호를 통해 현재시점에 따른 동특성 및 실시간 움직임을 예측한 예측값을 산출하여 상기 제1프로세서(140)에 전달한다.That is, the aircraft
상기 구동기동적예측모듈(164)은 상기 저장부(162)에 저장된 항공기 입력신호, 구동기 위치명령 및 구동기 위치상태의 이전 시점정보를 통해 상기 구동기(200)의 동작상태를 예측하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달한다.The driving
따라서 상기 구동기동적예측모듈(164)은 1스탭 이전으로 지연된 항공기 입력신호, 구동기 위치명령, 구동기 위치상태에 따른 각 신호를 전달받아 현재시점에 따른 동특성 및 실시간 움직임을 예측한 예측값을 산출하여 상기 제1프로세서(140)에 전달한다.Therefore, the driving
이와 같이 항공기동적예측모듈(163) 및 구동기동적예측모듈(164)은 1스탭 이전으로 지연된 각 신호를 통해 현재시점에 따른 신호를 통해 예측값을 산출하여, 상기 제1프로세서(140)에 전달한다.As described above, the aircraft
상기 구동기고장검사모듈(165)은 상기 구동기동적예측모듈(164) 및 상기 입출력장치(130)에 입력된 구동기 위치상태신호를 통해 상기 구동기(200)의 고장상태를 검사하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달한다.The driver
이러한 상기 구동기고장검사모듈(165)은 상기 구동기동적예측모듈(164)을 통해 산출된 예측값과 상기 입력부(161)에 입력된 구동기 위치상태 신호를 상호 대비하여 오차범위 내에서는 정상작동으로 판단하고 오차범위를 벗어나면 고장상태로 판단한다.The driver
상기 연산모듈(166)은 상기 입출력장치(130)를 통해 입력된 신호에 제어법칙을 대입하여 산출된 신호를 상기 제1프로세서(140)에 전달한다.The
따라서 상기 연산모듈(166)은 입력된 신호값에 제어법칙을 적용하여 예측값을 산출한다.Accordingly, the
이를 통해 상기 제2프로세서(160)는 상기 항공기동적예측모듈(163) 및 구동기동적예측모듈(164)을 통해 지연된 신호값을 기준으로 현재시점의 예측값을 산출하고, 상기 연산모듈(166)을 통해 입력된 신호값에 제어법칙을 적용하여 현재시점의 예측값을 각각 산출하여 상기 제1프로세서(140)의 정상작동여부를 판단할 수 있다.Through this, the
아울러, 상기 제2프로세서(160)는 상기 제1프로세서(140)에서 제어값을 전송받으며, 신호값을 통한 예측값의 산출과 동일한 방법을 통해 제어값에 따른 예측값의 산출이 가능하다.In addition, the
즉, 신호값을 통한 예측값과, 제어값에 따른 예측값을 산출하여 이를 통해 상기 제1프로세서(140)의 신호값 및 제어값에 각각 대비할 수 있다.That is, the predicted value based on the signal value and the predicted value based on the control value may be calculated, and thus the signal value and the control value of the
이를 통해 상기 제1프로세서(140) 및 상기 구동기(200)의 정상작동 및 고장여부를 자가 판단하여 건전성을 향상시킬 수 있다.Through this, it is possible to improve soundness by self-determining whether the
그리고 상기 제1프로세서(140)는 입력된 신호값 및 예측값을 통해 정상작동 및 고장여부의 건전성을 실시간으로 판단할 수 있도록 제1블록(141), 컨트롤블록(142) 및 제2블록(143)으로 이루어진다.In addition, the
상기 제1블록(141)은 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값을 전송받는 제1모듈(141a)과, 상기 제2프로세서(160)의 예측값을 전송받는 제2모듈(141b)과, 상기 항공기(300)에서 전송받은 신호값을 기준으로 상기 제1모듈(141a) 및 상기 제2모듈(141b)의 신호값 및 예측값과 대비하여 신호값의 정상작동 여부를 판단한다.The
즉, 상기 제1블록(141)은 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값을 기준으로 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 전송받은 신호값과 상기 제2프로세서(160)에서 입력된 예측값을 대비하여 정상신호 및 오신호를 판단한다.That is, the
이를 통해 상기 제1블록(141)은 상기 입출력장치(130)를 통해 전송받은 신호값에 따라 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 및 고장상태를 판단한다.Through this, the
상기 컨트롤블록(142)은 상기 제1블록(141)에서 송출된 신호값을 제어법칙에 맞춰 제어값을 도출한다.The
이러한 상기 컨트롤블록(142)은 상기 제1블록(141)에서 정상작동에 따른 신호값을 전달받으며, 신호값과 제어법칙을 통해 제어값을 산출하여 상기 구동기(200)의 신호를 제공한다.The
상기 제2블록(143)은 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 제어값을 전송받는 제3모듈(143a)과, 상기 제2프로세서(160)의 예측값을 전송받는 제4모듈(143b)과, 상기 컨트롤블록(142)에서 전송받은 제어값을 기준으로 상기 제3모듈(143a) 및 상기 제4모듈(143b)의 제어값 및 예측값과 대비하여 제어값의 정상작동 여부를 판단한다.The
이러한 상기 제2블록(143)은 상기 제1블록(141)과 동일한 구성으로 이루어지되, 상기 컨트롤블록(142)에서 제공되는 제어값과, 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 제어값 및 상기 제2프로세서(160)의 예측값을 상호 대비하여, 제어값의 정상신호 및 오신호를 판단한다.The
이를 통해 상기 제2블록(143)은 상기 컨트롤블록(142)에서 전송받은 제어값에 따라 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 및 고장상태를 판단한다.Through this, the
이때, 정상신호로 판단되면, 상기 구동기(200)에 전송하여 제어값에 맞춰 상기 구동기(200)를 제어하며, 고장상태로 판단되면 제어값의 신호전송을 중지한다.At this time, when it is determined as a normal signal, it is transmitted to the
이와 같이 상기 제1프로세서(140)의 신호값 및 제어값은 상기 제1채널컴퓨터(110), 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 전송된 신호값 및 제어값과 상기 제2프로세서(160)에서 전송되는 예측값과 상호 대비하여 오차범위에 따른 정상작동 및 고장상태를 실시간으로 확인할 수 있다.As such, the signal values and control values of the
또한, 신호값 및 제어값에 따른 정상작동 및 고장상태를 판단함에 따라 고신뢰성 및 건전성을 확보할 수 있다.In addition, high reliability and soundness can be secured by judging the normal operation and the failure state according to the signal value and the control value.
그리고 상기 구동기(200)에는 상기 제어시스템(100)에서 입력된 제어값에 따라 작동상태를 제어하는 선택모듈(210)이 포함된다.And the
이러한 상기 선택모듈(210)은 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상적인 제어값을 동시에 전달받으며, 두개의 제어값의 평균값을 산출하여 평균값에 맞춰 작동된다.The
그리고 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 정상적인 어느 하나의 제어값을 단일로 전달받으면, 입력된 제어값에 맞춰 작동된다.In addition, when a normal control value of any one of the
마지막으로 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 제어값이 입력되지 않으면, 중립위치에 맞춰 작동된다.Finally, if a control value is not input from the
다음으로는 본 발명에 따른 작동상태에 대하여 설명하기로 한다.Next, the operating state according to the present invention will be described.
상기 기재된 바와 같이 상기 제어시스템(100)으로 입력된 신호값은 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 각각 제어값을 산출한 후, 상기 구동기(200)에 전송된다.As described above, the signal value input to the
따라서 상기 제1채널컴퓨터(110)는 상기 입출력장치(130)를 통해 상기 항공기(300)의 신호값을 입력하며, 상기 통신모듈(150)을 통해 상기 제2채널컴퓨터(120)에 전송된 신호값을 전송받는다.Accordingly, the
그리고 상기 제1채널컴퓨터(110)는 상기 항공기(300)에서 입력된 신호값과 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값을 상호 대비하여 설정된 오차범위 내에서는 상기 제1채널컴퓨터(110)를 정상작동으로 판단하고, 오차범위를 벗어나면 상기 제1채널컴퓨터(110)를 고장상태로 판단한다.In addition, the
또한, 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기 제1채널컴퓨터(110)와 동일하게 작동되되, 상기 통신모듈(150)은 상기 제1채널컴퓨터(110)의 신호값을 전송받아 오차범위에 따른 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 및 고장상태를 판단한다.In addition, the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 입력된 신호값을 기준으로 서로 대비하여 정상작동 및 고장상태를 판단하다.Through this, the
아울러 상기 제1채널컴퓨터(110)의 제1프로세서(140)는 입력된 신호값 및 제어값은 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값과 제어값 및 제2프로세서(160)의 예측값 상호 대비하여 정상작동 및 고장상태를 판단한다.In addition, the
아울러 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기 제1채널컴퓨터(110)와 동일한 정상 및 고장상태를 판단한다.In addition, the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 제2채널컴퓨터(120)는 입력된 신호값 및 산출된 제어값을 각각 검출하여 입력 및 출력신호에 대한 정확한 정상 및 고장상태를 판단할 수 있다.Through this, the
그리고 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 고장상태로 판단시, 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 제2채널컴퓨터(120) 중 어느 채널컴퓨터가 고장상태인지를 확인할 수 있도록 제2프로세서(160)가 구비된다.And when it is determined that the
이러한 상기 제2프로세서(160)는 상기 입출력장치(130)로 입력된 신호값을 통해 예측값을 산출한다.The
이렇게 산출된 예측값을 상시 제1프로세서(140)에 입력된 신호값과 대비하여 오차범위 내에서는 정상작동을 판단하고, 오차범위를 벗어나면 고장상태로 판단한다.A normal operation is determined within an error range by comparing the calculated predicted value with the signal value input to the
이를 통해 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)을 대비하여 고장상태가 판단되면 예측값을 기준으로 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 어느 채널컴퓨터가 고장인지를 판단할 수 있다.Through this, when a failure state is determined with respect to the
아울러, 신호값과 예측값을 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)가 동시에 고장상태를 판단할 수 있다.In addition, the
이와 같이, 상기 제어시스템(100)은 동일한 구성을 가지는 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)의 이중채널컴퓨터로 이루어지며, 두 채널컴퓨터는 상기 입출력장치(130)의 CCDL 통신을 통해 신호값, 예측값 및 결과값을 상호대비 하여 센서입력 건전성, 제어법칙 건전성, 구동기 건전성을 참고할 수 있는 기준 정보를 제공한다.In this way, the
즉, 센서입력 건전성은 신호값, 예측값 및 제어값과 제어법칙의 계산을 통해 확인하고, 제어법칙 건전성은 입력 신호와 계산된 제어법칙을 이용하여 다음 시점의 항공기 상태를 추정하고, 구동기 건전성은 입력신호와 구동기 제어법칙을 이용하여 다음 시점에서의 구동기 위치를 추정할 수 있다.In other words, the sensor input soundness is checked through the calculation of signal values, predicted values, control values, and control rules, and the control rule soundness estimates the aircraft state at the next point in time using the input signals and the calculated control rules, and the actuator health is input Using the signal and the actuator control law, the actuator position at the next point in time can be estimated.
따라서 도 4에 도시된 바와 같이 건전성 확인절차가 수행된다.Therefore, as shown in FIG. 4, the sanity check procedure is performed.
먼저, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 상기 제1프로세서(140)의 각 신호값 및 결과값을 상호 대비하여 두 채널컴퓨터의 정보가 일치하는지 확인한다.First, the
여기서 두 채널컴퓨터의 정보가 일치하면 다음 동작으로 진행하며, 두 채널컴퓨터 간의 정보가 일치하지 않으면, 상기 제2프로세서(160) 예측값을 통해 각 채널컴퓨터의 상기 제1프로세서(140)의 신호값 및 결과값을 자기정보와 대비하여 정상작동 여부를 판단한다.Here, if the information of the two channel computers coincides, the next operation proceeds. If the information between the two channel computers does not match, the signal value of the
이때, 예측값과 일치하면 정상작동상태로 진행하며, 일치하지 않으면 자기채널컴퓨터에 대한 고장을 판단하고 이웃 채널컴퓨터의 결과를 다음 단계로 출력한다.At this time, if it matches the predicted value, it proceeds to the normal operation state. If it does not match, the failure of the own channel computer is judged and the result of the neighboring channel computer is output to the next step.
이를 통해 신호값 및 제어값에 대한 건전성 확인 및 선태하여 정상 신호에 맞게 제어가 가능하다.Through this, it is possible to check and select the soundness of the signal value and control value, and control it according to the normal signal.
또한, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)는 각각의 제1프로세서(140)만 구성되며, 입력된 신호값과 제어값을 대비하여 오차범위의 내를 정상작동 오차범위를 벗어나면 오작동으로 판단한다.In addition, in the
이때, 상기 제1프로세서(140)는 신호값과 제어값과 제어법칙을 대비하여 상기 제1프로세서(140)에서 입력 및 출력되는 신호값 및 제어값의 고장진단을 자가 판단할 수 있다.In this case, the
이와 같이 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 고장상태를 판단한 후, 정상작동시 제어값을 상기 구동기(200)에 전송하며, 고장상태의 채널컴퓨터는 제어값의 전송을 정지한다.In this way, after determining the failure state of the
그리고 상기 구동기(200)는 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 동시에 제어값이 입력되면, 두 제어값의 평균값을 산출하며, 산출된 평균값에 맞춰 제어가 이루어진다.In addition, when a control value is simultaneously input from the
또한, 상기 구동기(200) 중 어느 하나의 채널컴퓨터에서 제어값이 입력되면, 입력된 제어값에 맞춰 상기 구동기(200)의 제어가 이루어진다.In addition, when a control value is inputted from any one channel computer of the
아울러, 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120) 고장상태로 판단되어 제어값이 입력되지 않으면, 제어법칙에 따른 중립상태 맞춰 상기 구동기(200)의 제어가 이루어진다.In addition, when it is determined that the
그리고 상기 제2프로세서(160)는 상기 구동기(200)의 동작상태에 따른 신호를 전달받으며, 예측된 제어값과 실제 작동되는 상기 구동기(200)의 동작상태 신호를 상호 대비하여 상기 구동기(200)의 정상작동 및 고장상태를 판단할 수 있다.In addition, the
이를 통해 상기 제어시스템(100)은 이중채널컴퓨터를 이용한 전자식 비행조종제어 상태에서 다중채널컴퓨터의 효과를 도출할 수 있다.Through this, the
이러한 일예로, 3개의 채널컴퓨터가 구비되 경우, 각각의 신호값과 결과값을 상호 대비하여, 다수의 결과를 선정하는 방식으로 동작하며, 이 중 하나의 채널컴퓨터에 고장이 발생하면, 이중 채널컴퓨터 방식으로 동작이 이루어진다.As an example, when a three-channel computer is provided, each signal value and the result value are compared to each other, and a plurality of results are selected. The operation is done in a computer way.
또한, 2개의 채널컴퓨터가 고장이 발생하면 단일채널컴퓨터 방식으로 작동하여 신뢰성을 향상시킬 수 있다.In addition, when two channel computers fail, reliability can be improved by operating in a single channel computer system.
그리고 신호값과 제어값을 각각 대비함에 따라 정확한 상기 제어시스템(100)의 고장상태를 판단하여 손쉽게 유지보수가 가능하다.In addition, by comparing the signal value and the control value, it is possible to accurately determine the failure state of the
아울러 상기 구동기(200)의 정상 또는 고장상태를 부가적으로 확인할 수 있다.In addition, it is possible to additionally check the normal or faulty state of the
도 6은 본 발명의 제2실시예에 따른 단일채널 비행조종 컴퓨터와 시스템 개념을 도시한 개념도이며, 도 7은 본 발명의 제2실시예에 따른 제1 프로세서의 동작 개념도이고, 도 8은 본 발명의 제2실시예에 따른 고장진단 방안 개념도이다.6 is a conceptual diagram illustrating the concept of a single-channel flight control computer and system according to a second embodiment of the present invention, FIG. 7 is a conceptual diagram of the operation of the first processor according to the second embodiment of the present invention, and FIG. It is a conceptual diagram of a failure diagnosis method according to a second embodiment of the present invention.
제 2실시예는 도 6 내지 7에 도시된 바와 같이 제1실시예를 포함하되, 상기 제어시스템(100)은 제1채널컴퓨터(110)로 형성된 단일채널컴퓨터로 구성된다.The second embodiment includes the first embodiment as shown in FIGS. 6 to 7 , wherein the
따라서 상기 제1채널컴퓨터(110)로 구성된 상기 제어시스템(100)은 입력된 신호값과 예측값을 상호 대비하여 고장유무를 판단할 수 있도록 입출력장치(130), 제1프로세서(140), 제2프로세서(160)로 구성된다.Therefore, the
상기 입출력장치(130)는 상기 항공기(300)에서 입력된 신호값 및 상기 구동기(200)에 제어값을 전달한다.The input/
상기 제1프로세서(140)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값과 예측값을 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단한다.The
여기서 상기 제1프로세서(140)는 각 채널컴퓨터에서 이웃채널의 신호값 및 제어값을 전송받는 제1모듈 및 제3모듈을 제외한 제1실시예와 동일한 구성으로 이루어진다.Here, the
즉, 단일 채널로 이루어짐에 따라 불필요한 상기 제1모듈의 구성을 제외한 나머지 구성을 통해 신호값 및 제어값은 예측값과 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단한다.That is, as it is composed of a single channel, the signal value and the control value through the remaining components except for the unnecessary configuration of the first module are compared with the predicted values to determine whether a normal operation or failure occurs.
상기 제2프로세서(160)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서(140)에 전달한다.The
이와 같이 상기 입출력장치(130), 상기 제1프로세서(140) 및 상기 제2프로세서(160)는 제1실시예의 구성과 동일하게 이루어진다.As described above, the input/
따라서 상기 제1프로세서(140)는 상기 입출력장치(130)로 입력된 신호값과 상기 제2프로세서(160)에서 산출된 예측값을 상호 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110)의 고장 또는 정상작동여부를 판단한다.Accordingly, the
즉, 상기 제1실시예에 기재된 바와 같이 신호값을 예측값을 통해 고장유무를 판단할 수 있도록 단일채널컴퓨터로 구성된다.That is, as described in the first embodiment, it is composed of a single-channel computer so that the presence or absence of a failure can be determined based on the predicted value of the signal value.
다음으로는 본 발명에 따른 작동상태에 대하여 설명하기로 한다.Next, the operating state according to the present invention will be described.
상기 제1프로세서(140)는 상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값과 상기 제2프로세서(160)에서 산출된 예측값을 상호 대비한다.The
이때, 상기 제1프로세서(140)는 신호값과 상기 예측값이 오차범위 내에 위치하면, 신호값을 제어값으로 출력하여 상기 구동기(200)를 작동하며, 오차범위를 초과시 상기 제1채널컴퓨터(110)의 고장상태로 판단하며 산출된 예측값을 통해 상기 구동기(200)를 작동한다.At this time, when the signal value and the predicted value are within the error range, the
따라서 상기 제1채널컴퓨터(110)의 단일채널컴퓨터인 경우, 정상작동시 신호값을 통해 출력된 제어값으로 상기 구동기(200)를 작동한다.Therefore, in the case of the single-channel computer of the
그리고 상기 제1채널컴퓨터(110)이 고장상태로 판단시 예측값을 통해 상기 구동기(200)를 작동한다.And when the
따라서 도 8에 도시된 바와 같이 건전성 확인절차가 수행된다.Therefore, as shown in FIG. 8, the sanity check procedure is performed.
먼저, 상기 제1프로세서(140)와 상기 제2프로세서(160)의 신호값과 예측값을 대비하여 정상작동여부를 판단한다.First, it is determined whether the
이때, 예측값과 일치하면 정상작동상태로 진행하며, 일치하지 않으면 고장상태로 판단한다.At this time, if it matches the predicted value, it proceeds to the normal operation state, and if it does not match, it is judged as a failure state.
이를 통해 단일 채널컴퓨터는 항공기 및 시스템의 여건 및 상황 등을 고려하여 설치되며, 상기 제1프로세서(140)의 신호값 및 제어값과 상기 제2프로세서(160)의 예측값을 통해 상호 대비하여, 고장상태를 판단함에 따라, 신뢰성을 향상시키고 건전성을 확인할 수 있다.Through this, the single-channel computer is installed in consideration of the conditions and circumstances of the aircraft and the system, and is compared with the signal value and control value of the
이와 같이 제1실시예 및 제2실시예와 같이 이중채널컴퓨터 및 다중채널컴퓨터의 경우, 다수개의 채널컴퓨터로 입력된 신호값을 상호 대비하며, 각 채널컴퓨터에서 산출된 예측값과 신호값을 통해 정상작동 및 고장상태를 판단하여 신뢰성을 향상시킬 수 있다.As described above, in the case of the dual-channel computer and the multi-channel computer as in the first and second embodiments, the signal values input to a plurality of channel computers are compared with each other, and the predicted values and the signal values calculated by each channel computer are used for normalization. Reliability can be improved by judging operation and fault conditions.
그리고 단일채널컴퓨터의 경우, 하나의 채널컴퓨터에서 발생된 신호값과 예측값을 통해 정상작동 및 고장상태를 판단하되, 중량 및 부피를 줄여 항공기에 가해지는 무게 및 공간을 감소시킴에 따라 효율적인 설치가 가능하다.In the case of single-channel computers, normal operation and failure conditions are judged through the signal values and predicted values generated by one-channel computers. do.
즉, 소형 유/무인기 등과 같이 무게 및 공간에 제약이 발생하는 경우, 단일채널컴퓨터를 통해 신뢰성을 확보할 수 있으며, 중형 또는 대인 유/무인기와 같이 무게 및 공간을 확보하여 고신뢰성을 요구하는 경우 이중채널컴퓨터 또는 다중채널컴퓨터로 적용하여 안정성 및 신뢰성을 확보할 수 있다.In other words, when there are restrictions on weight and space such as small manned/unmanned aerial vehicles, reliability can be secured through a single-channel computer, and high reliability is required by securing weight and space like medium-sized or humanized/unmanned aerial vehicles. It can be applied as a dual-channel computer or a multi-channel computer to ensure stability and reliability.
이상에서와 같이 본 발명의 권리는 위에서 설명된 실시예에 한정되지 않고 청구범위에 기재된 바에 의해 정의되며, 본 발명의 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 청구범위에 기재된 권리범위 내에서 다양한 변형과 개작을 할 수 있다는 것은 자명하다.As described above, the rights of the present invention are not limited to the embodiments described above, but are defined by the claims, and those of ordinary skill in the art can make various modifications and adaptations within the scope of the claims. It is self-evident that you can
100: 제어시스템
110: 제1채널컴퓨터
120: 제2채널컴퓨터
130: 입출력장치
140: 제1프로세서
141: 제1블록
141a: 제1모듈
141b: 제2모듈
142: 컨트롤블록
143: 제1블록
143a: 제3모듈
143b: 제4모듈
150: 통신모듈
160: 제2프로세서
161: 입력부
162: 저장부
162a: 지연모듈
163: 항공기동적예측모듈
164: 구동기동적예측모듈
165: 구동기고장검사모듈
166: 연산모듈
200: 구동기
210: 선택모듈
300: 항공기
310: 비행센서100: control system
110: first channel computer
120: second channel computer
130: input/output device
140: first processor
141:
141b: second module
142: control block
143:
143b: fourth module
150: communication module
160: second processor
161: input unit 162: storage unit
162a: delay module 163: aircraft dynamic prediction module
164: drive-start prediction module 165: drive failure inspection module
166: operation module
200: actuator
210: selection module
300: aircraft
310: flight sensor
Claims (6)
항공기(300)에서 입력된 신호값을 각각 전달받아 고장여부를 판단하여 제어값을 출력하는 제어시스템(100);
상기 제어시스템(100)에 의해 출력된 제어값에 맞춰 작동하는 구동기(200);로 이루어지되,
상기 제어시스템(100)은 단일 또는 이중 채널컴퓨터 중 어느 하나로 구성되어, 입력된 신호값을 기준으로 신호값 및 예측값을 상호 대비하여 오차범위 내에서 출력된 제어값을 통해 상기 구동기(200)를 제어하며, 오차범위 초과 시 단일 또는 이중 채널컴퓨터의 고장유무를 판단하는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.In a flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel for diagnosing a failure of a single or multiple system,
a control system 100 for receiving each signal value input from the aircraft 300, determining whether there is a failure, and outputting a control value;
A driver 200 that operates according to the control value output by the control system 100;
The control system 100 is composed of either a single or dual channel computer, and controls the driver 200 through the control value output within the error range by comparing the signal value and the predicted value based on the input signal value. A flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel, characterized in that it judges the presence or absence of a single or dual channel computer failure when the error range is exceeded.
상기 제어시스템은 제1채널컴퓨터 및 제2채널컴퓨터 동일한 구성을 가지는 이중채널컴퓨터로 이루어지되,
상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)는,
상기 항공기(300)에서 입력된 신호값 및 상기 구동기(200)에 제어값을 전달하는 입출력장치(130)와,
상기 입출력장치(130)에서 입력된 상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 신호값을 상호 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단하는 제1프로세서(140)와,
상기 제1프로세서(140)에서 발생된 신호값을 상기 제1채널컴퓨터(110)와 상기 제2채널컴퓨터(120)로 상호 전송하는 통신모듈(150)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.The method of claim 1,
The control system consists of a dual-channel computer having the same configuration as the first channel computer and the second channel computer,
The first channel computer 110 and the second channel computer 120,
an input/output device 130 for transmitting a signal value input from the aircraft 300 and a control value to the driver 200;
a first processor 140 that compares the signal values of the first channel computer 110 and the second channel computer 120 input from the input/output device 130 to determine normal operation and failure;
Through an analytic channel characterized in that it comprises a communication module 150 for mutually transmitting the signal value generated by the first processor (140) to the first channel computer (110) and the second channel computer (120) Flight control computer capable of fault diagnosis.
상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)에는,
상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서(140)에 전달하는 제2프로세서(160)가 더 포함되며,
상기 제1프로세서(140)는 고장판단 시 상기 제2프로세서(160)의 예측값과 신호값을 대비하여 상기 제1채널컴퓨터(110) 또는 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상작동 및 고장여부를 판단하는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.3. The method of claim 2,
In the first channel computer 110 and the second channel computer 120,
A second processor 160 is further included for predicting dynamic characteristics and real-time motion through the signal value input from the input/output device 130 and transmitting the calculated predicted value to the first processor 140,
The first processor 140 compares the predicted value and the signal value of the second processor 160 when a failure is determined to determine whether the first channel computer 110 or the second channel computer 120 operates normally and whether there is a failure. A flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel, characterized in that it judges.
상기 제2프로세서(160)는,
상기 입출력장치(130)에서 입력된, 항공기 입력신호, 구동기 위치명령신호 및 구동기 위치상태신호로 이루어진 신호값이 입력되는 입력부(161)와,
상기 입력부(161)에 입력된 각 신호를 개별적으로 저장하며, 저장된 신호의 현재시점보다 이전 시점의 신호로 지연하는 지연모듈(163a)이 형성된 저장부(162)와,
상기 저장부(162)에 저장된 항공기 입력신호 및 구동기 위치상태의 이전 시점정보를 통해 항공기의 움직임을 예측하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달하는 항공기동적예측모듈(163)과,
상기 저장부(162)에 저장된 항공기 입력신호, 구동기 위치명령 및 구동기 위치상태의 이전 시점정보를 통해 구동기의 동작상태를 예측하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달하는 구동기동적예측모듈(164)과,
상기 구동기동적예측모듈(164) 및 상기 입출력장치(110)에 입력된 구동기 위치상태신호를 통해 상기 구동기(200)의 고장상태를 검사하여 상기 제1프로세서(140)에 신호를 전달하는 구동기고장검사모듈(165)과,
상기 입출력장치(110)를 통해 입력된 신호에 제어법칙을 대입하여 산출된 신호를 상기 제1프로세서(140)에 전달하는 연산모듈(166)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.4. The method of claim 3,
The second processor 160,
an input unit 161 to which a signal value including an aircraft input signal, a driver position command signal, and a driver position state signal input from the input/output device 130 is input;
A storage unit 162 in which each signal input to the input unit 161 is individually stored, and a delay module 163a for delaying the stored signal to a signal of a time earlier than the current time is formed;
An aircraft dynamic prediction module 163 that predicts the movement of an aircraft through the aircraft input signal stored in the storage unit 162 and previous time information of the driver position state and transmits a signal to the first processor 140;
The driving dynamic prediction module 164 for predicting the operating state of the actuator through the aircraft input signal stored in the storage unit 162, the actuator position command, and previous time information of the actuator position state, and transmitting a signal to the first processor 140 )class,
Driver failure test for transmitting a signal to the first processor 140 by examining the failure state of the driver 200 through the driver position state signal input to the driver dynamic prediction module 164 and the input/output device 110 . a module 165;
Failure diagnosis through an analytic channel, characterized in that it consists of an operation module 166 that transfers a signal calculated by substituting a control rule to a signal input through the input/output device 110 to the first processor 140 A capable flight control computer.
상기 제어시스템(100)은 제1채널컴퓨터(110)로 구성된 단일채널컴퓨터로 이루어지되,
상기 제1채널컴퓨터(110)는,
상기 항공기(300)에서 입력된 신호값 및 상기 구동기(200)에 제어값을 전달하는 입출력장치(130)와,
상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값과 예측값을 대비하여 정상작동 및 고장여부를 판단하는 제1프로세서(140)와
상기 입출력장치(130)에서 입력된 신호값을 통해 동특성 및 실시간 움직임을 예측하여 산출된 예측값을 상기 제1프로세서(140)에 전달하는 제2프로세서(160)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.The method of claim 1,
The control system 100 is made of a single channel computer composed of a first channel computer 110,
The first channel computer 110,
an input/output device 130 for transmitting a signal value input from the aircraft 300 and a control value to the driver 200;
A first processor 140 that determines whether a normal operation or failure occurs by comparing the signal value input from the input/output device 130 and the predicted value;
An analytic channel comprising a second processor (160) that predicts dynamic characteristics and real-time motion through the signal value input from the input/output device (130) and transmits the calculated predicted value to the first processor (140) Flight control computer capable of fault diagnosis through
상기 구동기(200)에는 상기 제어시스템(100)에서 입력된 제어값에 따라 작동상태를 제어하는 선택모듈(210)이 더 포함되되,
상기 선택모듈(210)은,
상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)의 정상적인 제어값을 동시에 전달받으며, 두개의 제어값의 평균값을 산출하여 평균값에 맞춰 작동되며,
상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120) 중 정상적인 어느 하나의 제어값을 단일로 전달받으면, 입력된 제어값에 맞춰 작동되며,
상기 제1채널컴퓨터(110) 및 상기 제2채널컴퓨터(120)에서 제어값이 입력되지 않으면, 중립위치에 맞춰 작동되는 것을 특징으로 하는 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터.
3. The method of claim 2,
The driver 200 further includes a selection module 210 for controlling the operating state according to the control value input from the control system 100,
The selection module 210,
It receives the normal control values of the first channel computer 110 and the second channel computer 120 at the same time, calculates the average value of the two control values, and operates according to the average value,
Upon receiving a single normal control value of the first channel computer 110 and the second channel computer 120, it operates according to the input control value,
If a control value is not input from the first channel computer 110 and the second channel computer 120, a flight control computer capable of diagnosing a failure through an analytic channel, characterized in that it is operated according to a neutral position.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020210056168A KR102577755B1 (en) | 2021-04-30 | 2021-04-30 | Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020210056168A KR102577755B1 (en) | 2021-04-30 | 2021-04-30 | Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20220149039A true KR20220149039A (en) | 2022-11-08 |
| KR102577755B1 KR102577755B1 (en) | 2023-09-12 |
Family
ID=84041410
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020210056168A KR102577755B1 (en) | 2021-04-30 | 2021-04-30 | Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR102577755B1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4622667A (en) * | 1984-11-27 | 1986-11-11 | Sperry Corporation | Digital fail operational automatic flight control system utilizing redundant dissimilar data processing |
| KR100972516B1 (en) * | 2008-01-25 | 2010-07-28 | 한국항공우주연구원 | Actuator control unit with dual structure in unmanned aerial vehicle, and controlling method thereof |
| KR101440504B1 (en) | 2012-12-24 | 2014-09-17 | 한국항공우주산업 주식회사 | FLCC System having a Convenient Failure Management Function and Controlling Method therefor |
| KR101989161B1 (en) * | 2019-03-28 | 2019-06-14 | 주식회사 컨트로맥스 | Electro-mechanical actuator with multiple sensors to prevent malfunction |
-
2021
- 2021-04-30 KR KR1020210056168A patent/KR102577755B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4622667A (en) * | 1984-11-27 | 1986-11-11 | Sperry Corporation | Digital fail operational automatic flight control system utilizing redundant dissimilar data processing |
| KR100972516B1 (en) * | 2008-01-25 | 2010-07-28 | 한국항공우주연구원 | Actuator control unit with dual structure in unmanned aerial vehicle, and controlling method thereof |
| KR101440504B1 (en) | 2012-12-24 | 2014-09-17 | 한국항공우주산업 주식회사 | FLCC System having a Convenient Failure Management Function and Controlling Method therefor |
| KR101989161B1 (en) * | 2019-03-28 | 2019-06-14 | 주식회사 컨트로맥스 | Electro-mechanical actuator with multiple sensors to prevent malfunction |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR102577755B1 (en) | 2023-09-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7337044B2 (en) | Dual/triplex flight control architecture | |
| US7017861B1 (en) | Control system for actuators in an aircraft | |
| US9563523B2 (en) | Architecture for scalable fault tolerance in integrated fail-silent and fail-operational systems | |
| US20060200278A1 (en) | Generic software fault mitigation | |
| US10338585B2 (en) | Abnormal aircraft response monitor | |
| CN102289206B (en) | Flight control system and there is the airborne vehicle of this system | |
| US7693616B2 (en) | System and method of redundancy management for fault effect mitigation | |
| JPH055121B2 (en) | ||
| KR101723932B1 (en) | An method for diagnosing a failure of flight control computer having dual channel | |
| KR100972516B1 (en) | Actuator control unit with dual structure in unmanned aerial vehicle, and controlling method thereof | |
| JPH0312772A (en) | Real-time control type computer-network-system having automatic trouble discrimination and bypass function | |
| US11281547B2 (en) | Redundant processor architecture | |
| US20140303812A1 (en) | Backup control system | |
| KR100934925B1 (en) | Apparatus for testing a software of flight control law and method thereof | |
| KR20180018724A (en) | Elevator safety system | |
| CN107229534A (en) | Mix dual duplexed failure mode of operation and the general introduction to any number of failure | |
| US10773811B2 (en) | Window heating control system and methods of operating the same | |
| KR20220149039A (en) | Fault tolerant flight control computer using additional analytical channel | |
| US9665447B2 (en) | Fault-tolerant failsafe computer system using COTS components | |
| KR101594453B1 (en) | An apparatus for diagnosing a failure of a channel and method thereof | |
| EP1980924B1 (en) | System and method of redundancy management for fault effect mitigation | |
| GB2585185A (en) | Method of controlling an aircraft | |
| CN108572893B (en) | Method and system for end-to-end FPGA diagnostics for a security system | |
| KR101448013B1 (en) | Fault-tolerant apparatus and method in multi-computer for Unmanned Aerial Vehicle | |
| US11836057B2 (en) | Fault location in a redundant acquisition system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| AMND | Amendment | ||
| E601 | Decision to refuse application | ||
| X091 | Application refused [patent] | ||
| AMND | Amendment | ||
| X701 | Decision to grant (after re-examination) | ||
| GRNT | Written decision to grant |