PT606469E - Sistema de controlo de voo de aeronaves - Google Patents
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Description
DESCRIÇÃO "SISTEMA DE CONTROLO DE VOO DE AERONAVES"
Durante décadas que as aeronaves têm sido desenvolvidas de forma a permitir aos pilotos o controlo directo das aeronaves por meio dos seus instintos ou as suas sensações, isto é “pelos fundilhos das suas calças”. Isto poderá ter sido satisfatório à 80 anos atrás mas, com o advento dos aviões de combate a jacto de elevada potência e resposta, os instintos já não são suficientes. Hoje em dia os aviões de combate a jacto, como os F-16, têm potência suficiente para tentar uma manobra que é suficientemente violenta para danificar a aeronave ou tomar inconsciente o piloto se inadvertida ou erradamente requisitado. Também, as exigências feitas ao piloto no sentido de coordenar os controlos de voo aumentam com a potência e velocidade da aeronave. Um pequeno erro pode levar à perda de controlo sobre a aeronave, por vezes irrecuperavelmente. Adicionalmente, com toda esta capacidade aeronáutica, são exigidas maiores funcionalidades à aeronave. Nalguns casos estas novas funcionalidades podem ser compostas por sistemas, como um auto-piloto que reduz a carga de tarefas do piloto uma vez que voa automaticamente numa rota determinada. Pode também ser necessário proporcionar uma função de carga de tarefas de pilotagem altamente exigentes, como por exemplo, seguimento de terreno, que mantém uma determinada altitude perto do solo.
Em certas aeronaves de elevado desempenho como o avião de combate F-16, estas funções são executadas por computadores analógicos. Um computador de controlo de voo é utilizado para controlar o movimento das superfícies de controlo da aeronave a fim de superar as instabilidades de voo que resultam do design da aeronave. O computador de controlo de voo pode também restringir ou limitar os controlos do piloto. Um computador analógico adicional pode proporcionar uma função simples como um auto-piloto que mantém uma rota recta e nivelada.
Um computador analógico é uma série de circuitos de ligação dirccta que levam a que um sinal de saída varie continuamente de uma forma predefinida em resposta a um ou mais sinais de entrada. Por outro lado, um computador digital opera sobre números discretos para gerar uma sequência de números que podem definir um sinal de saída. Enquanto que um computador analógico tem de ser desenvolvido e ligado para cada relação diferente entre os seus sinais de entrada e de saída, esta relação é definida num computador digital por um programa que pode mais facilmente ser alterado. Não só um computador digital é mais flexível que um computador analógico, como não é necessário desenvolver e construir um circuito especial para cada função que tem de ser executada. Toma-se assim prático implementar funções mais complexas com um computador digital.
Por estas razões, computadores digitais têm em geral substituído os computadores analógicos no desenvolvimento das mais recentes aeronaves. Todavia, existem uma larga base de aeronaves em funcionamento que têm computadores analógicos de controlo de voo. Seria desejável proporcionar a flexibilidade e funcionalidade de computadores digitais a estas aeronaves mas o custo de substituição dos computadores analógicos seria para além das limitações orçamentais da maioria dos operadores.
Nos desenvolvimentos mais modernos, a estabilidade das aeronaves é controlada por um computador de controlo de voo digital enquanto um computador de missão controla funções de complexidade múltipla, como o seguimento do terreno e sistemas de aterragem automáticos. Este tipo de sistema digital é desenvolvido em muitas aeronaves novas e substitui a velha abordagem totalmente analógica.
Sistemas de computadores analógicos e digitais são inerentemente incompatíveis uns com os outros devido às diferentes técnicas de comunicação de informação. Assim não é prático actualizar a funcionalidade de uma aeronave mais antiga pela simples ligação de um moderno computador digital em vez do computador analógico de controlo de voo existente. Geralmente, uma actualização para um computador digital exigiria a 3
montagem de uma nova instalação eléctrica da aeronave. Assim, seria extremamente dispendioso substiluir os computadores analógicos existentes por computadores digitais. O enorme inventário de aeronaves caras e potencial e altamente capazes e a emergente potência dos sistemas de electrónica de aeronaves toma imperativo encontrar um forma económica de trazer as capacidades da moderna electrónica de aeronaves às aeronaves totalmente analógicas existentes. A presente invenção proporciona a ligação entre as tecnologias analógica e digital através do estabelecimento de um interface entre novos computadores digitais de missão e o computador analógico de controlo de voo . A presente invenção permite adicionar a mais recente funcionalidade de um sistema de voo digital às aeronaves existentes enquanto minimiza os custos de conversão e minimiza a requalificação de voo da aeronave uma vez que o sistema de controlo de voo analógico é mantido com a presente invenção.
Sumário da presente invenção
Um sistema de controlo de voo de aeronaves de acordo com a presente invenção é definida na reivindicação independente 1. Outras personificações da presente invenção são especificadas nas reivindicações dependentes em anexo.
Uma unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é imune a falhas e pouco dispendiosa inclui um circuito digital de interface ligado para comunicar com um computador digital de electrónica de aeronaves ou computador de missão sobre um sistema digital de bus de dados, um módulo digital de processamento de dados, um interface digital de bus de dados, que proporciona comunicações entre o circuito digital de interface e o processador digital de dados, um circuito analógico de interface ligado para gerar sinais analógicos de controlo de voo em resposta a comandos digitais recebidos do processador digital de dados e um circuito de selecção de modo. Os sinais analógicos são ligados a um computador analógico de controlo de voo que controla as superfícies de controlo de voo da aeronave. O processador digital de dados dá de saída comandos digitais para um circuito analógico de interface em resposta a comandos do computador digital de missão. 4
A unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) extrai a inclinação longitudinal, o movimento de rotação e outras informações de elecirónica de aeronaves dos dados digitais recebidos e gera os sinais analógicos de controlo de voo em resposta a esta informação. A fiabilidade do sistema pode ser melhorada através do fornecimento de múltiplos sistemas digitais de bus de dados redundantes e processando dados recebidos de um sistema digital secundário de bus de dados caso as comunicações tenham falhado no sistema digital principal de bus de dados. O circuito de selecção de modo responde a sinais de controlo gerados pelo processador digital de dados conforme definido pelo computador digital de missão para seleccionar uma fonte de sinais de controlo que são para ser comunicados a um computador analógico de controlo de voo para fúndamentalmente controlar a aeronave. O circuito de selecção de modo pode seleccionar entre fontes preexistentes de sinais de controlo ou o computador digital de missão como a fonte dos sinais de controlo. O módulo do processador digital de dados monitoriza actividades no sistema digital de bus de dados para determinar se estão a ocorrer comunicações periódicas. Se as comunicações tiverem falhado, o módulo de processamento nega o sinal de selecção ligado ao circuito de selecção de modo e permite apenas os comandos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação do computador analógico de electrónica de aeronaves. Adicionalmente, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) inclui um circuito de “cão de guarda” que está ligado ao processador digital de dados para monitorizar a actividade periódica. Se actividade periódica do processador não for encontrada, o circuito de “cão de guarda” nega o sinal de selecção ligado ao circuito de selecção de modo, permitindo apenas os comandos analógicos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação. Em certos modos como o de seguimento do terreno, a falta de actividade periódica levaria a aeronave a nivelar as asas em movimento de rotação e voar em ascensão para maior segurança. -~-i ί, / t>
Adicionalmente, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) determina 'se os sinais analógicos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação que saem du circuito analógico de interface sob controlo do módulo digital de processamento de dados são representativos dos dados digitais recebidos utilizando um conceito referido como Logical Output Wraparound (LOW). Utilizando LOW, os circuitos analógicos de interface são passíveis de serem ligados a sinais de wraparound que são amostrados periodicamente e arquivados pelo processador digital de dados. Aquando da recepção de um comando através do bus de dados digital do computador de missão, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) comunica a representação digital dos sinais analógicos de wraparound amostrados ao computador de missão utilizando o bus de dados digital. Se o computador de missão determinar que um sinal analógico de wraparound esta fora da tolerância, este pode emitir um comando para negar o sinal de selecção ligado ao circuito de selecção de modo e permitir apenas os comandos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação do computador analógico de electrónica de aeronaves. Como alternativa, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) pode comparar intemamente os sinais de wraparound aos dados digitais comandados e determinar se o sinal analógico esta dentro da tolerância. Se o sinal de wraparound estiver fora da tolerância, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) comunica este resultado através do bus de dados digital para o computador de missão que pode emitir um comando para negar o sinal de selecção ligado ao circuito de selecção de modo e permitir apenas os comandos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação do computador analógico de electrónica de aeronaves.
Breve descrição dos desenhos
Um melhor entendimento da presente invenção pode ser tido através de uma consideração das seguintes descrições detalhadas, conjuntamente com os seguintes desenhos que acompanham a presente descrição, em que:
Fig. 1 é um diagrama em blocos de um sistema de electrónica de aeronaves tendo uma unidade de interface de. electrónica de aeronaves (ATIJ) de acordo com a presente 6 invenção;
Fig. 2 é uma representação em diagrama em blocos do interface lógico tipo 1553 dentro da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é mostrada na fig. 1;
Fig. 3 é uma representação em diagrama em blocos de um interface analógico para um computador de controlo de voo que está contido pela unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) mostrada na fig. 1;
Fig. 4 é uma representação em diagrama em blocos de um módulo de processamento dentro da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é mostrada na fig. 1;
Fig. 5 é uma representação em gráfico de operação do programa executado pelo módulo de processamento dentro da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é mostrada na fig. 1;
Fig. 6A e 6B são representações em gráfico de operação de programas alternativos para a implementação da função do Logical Output Wraparound (LOW) que é executada pelo módulo de processamento dentro da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é mostrada na fig. 1 e;
Fig. 7 é uma representação em gráfico de operação de um programa alternativo executado pelo módulo de processamento dentro da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é mostrada na fig. 1.
Descrição detalhada
Com referência à fig. 1, um sistema electrónico de aeronaves 10 que é imune a falhas e pouco dispendioso de acordo com a presente invenção inclui um computador de missão 50, um computador analógico de electrónica de aeronaves 51, um computador de 7
;JS < { "J controlo de voo 52, e uma unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 ligando o computador de missão 50 e o computador analógico de electrónica de aeronaves 51 ao computador de controlo de voo 52. O objectivo básico de um sistema analógico de electrónica de aeronaves é o de proporcionar uma resposta aeronáutica estável aos comandos do piloto. Estes comandos incluem tipicamente comandos analógicos de inclinação longitudinal 74 e de movimento dc rotação 73 do controlador 59 da alavanca de comando do piloto. Numa aeronave, e especificamente na aeronave de combate F-16, a ligação directa dos comandos de inclinação longitudinal 74 e de movimento de rotação 73 com o intuito de controlar os mecanismos de actuação de superfície resultariam num sistema instável e inseguro. Estas instabilidades podem resultar de instabilidades aerodinâmicas, a habilidade da aeronave em exceder os limites estruturais durante uma manobra, e a capacidade dos pilotos para comandar uma manobra que irá exceder as suas limitações físicas e resultar numaperda de consciência. Para compensar por estas características de design da aeronave, tem sido incorporado um sistema comando electrónico (fly-by-wire) utilizando o computador de controlo de voo (FLCC) 52.
Num sistema de comando electrónico (fly-by-wire) o computador de controlo de voo (FLCC) 52 é interposto entre os comandos do piloto e as superfícies de controlo da aeronave. Não existe nenhuma ligação directa dos comandos do piloto às superfícies de controlo. O computador de controlo de voo (FLCC) 52 faz a compensação dos caracteres mecânicos e, consequentemente, das características de voo do sistema aerodinâmico através da limitação da magnitude e do ritmo de mudança dos sinais de comandos analógicos para as superfícies de controlo de acordo com sinais dos sensores de forças de aceleração (G-forces). O computador de controlo de voo (FLCC) 52 processa via circuitos analógicos os comandos de inclinação longitudinal 74 e os comandos de movimento de rotação 73 do controlador 59 da alavanca de comando do piloto e ajusta os sinais de controlo 72 de acordo com valores analógicos recebidos dos sensores 70 de força do piloto e das acelerações 71 da velocidade da fuselagem da aeronave. O processamento de pontos fixados pelo computador de controlo de voo (FLCC) 52 resulta num sistema de comando electrónico (fly-by-wire) estável com um ritmo de mudança da inclinação longitudinal e do movimento de rotação limitado.
Uma extensão existente deste sistema básico de electrónica de aeronaves de comando electrónico (fly-by-wire) é a adição de um computador analógico de electrónica de aeronaves 51 (auto-piloto), designado no F-16 como um montagem de componentes electrónicos (ECA). Está bem estabelecido no actual estado da arte que podem ser feitos cálculos utilizando vários sensores de electrónica de aeronaves 76 e que os cálculos geram os desejados ajustes nos sinais de inclinação longitudinal 62 e de movimento de rotação 63 que resultam no atingir e na manutenção da desejada rota e altitude da aeronave. Existe actualmente um sistema destes em que o sinal de controlo da inclinação longitudinal 62 e o sinal de controlo do movimento de rotação 63 são directamente ligados às entradas de controlo da inclinação longitudinal 68 e às entradas de controlo do movimento de rotação 69 do computador de controlo de voo (FLCC) 52. A unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 proporciona capacidades adicionais ao sistema existente uma vez que permite o interface deste sistema a novas funções de electrónica de aeronaves que são proporcionadas por um computador digital de electrónica de aeronaves, referenciado como um computador de missão 50. Um computador de missão 50 é semelhante ao computador analógico de electrónica de aeronaves 51 na medida em que a sua função fundamental é a de proporcionar um cálculo para os desejados parâmetros de inclinação longitudinal e de movimento de rotação como uma função dos sensores electrónica de aeronaves. Todavia, ao contrário do computador analógico de electrónica de aeronaves 51, um actual computador de missão 50 utiliza tecnologia digital e baseia-se num computador digital programável com vantagens associadas em relação ao custo e à flexibilidade. Utilizando a tecnologia digital do computador de missão 50, a funcionalidade e o desempenho do computador de missão 50 pode ser melhorado ou modificado através duma alteração do software. O software no computador de missão 50 pode ser descarregado de um computador de suporte em terra para a memória alterável, como por exemplo, RAM, EEPROM, ou NOVRAM. Como alternativa, este software pode ser residente na memória não-volátil nele contido como por exemplo, EPROM, EEPROM, NOVRAM ou ROM. Geralmente, haverá apenas um impacto mínimo de software nos computadores existentes abordo em comparação ao anteriores abordagens analógicas e intensivas em termos de hardware, quando são requeridas alterações às características de desempenho do sistema de controlo. A adição da unidade de interface de clectrónica de aeronaves (AIU) 100 permite a integração das funções avançadas do computador de missão 50 no computador de controlo de voo (FLCC) 52 sem ter de redesenhar o computador de controlo de voo (FLCC) 52 ou substituir a montagem eléctrica da aeronave. Uma vez que o redesenhar do computador de controlo de voo (FLCC) 52 analógico, com a consequente necessidade de substituição da montagem eléctrica, seria desmesuradamente dispendioso, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 proporciona acesso a tecnologia digital moderna a um custo aceitável. A unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 recebe periodicamente comunicação digital através dos buses de interface digital 60 e 61. Numa configuração típica, os buses de interface digital conformem com o MIL-STD-1553B. Altemativamente, os buses de interface digital podem estar em conformidade com ARINC429, 1770, 1773; ou outros protocolos de interface digital. O interface tipo 1553 é descrito para ilustração. As comunicações digitais são recebidas pelo interface lógico tipo 1553 101 e subsequentemente interpretado pelo módulo de processamento 102. O módulo de processamento 102 gera então comandos para o interface analógico 103 para dar de saída os sinais de controlo da inclinação longitudinal 66 e do movimento de rotação 67 em resposta aos comandos digitais de interface. O módulo de processamento 102 pode comandar o módulo de selecção do modo 104 para dar de saída estes comandos de inclinação longitudinal 66 e de movimento de rotação 67 para o computador de controlo de voo (FLCC) 52 que gera os sinais que movimentam as superfícies de controlo. Altemativamente, o módulo de processamento pode permitir a ligação dos sinais de inclinação longitudinal 62 e de movimento de rotação 63 gerados pelo computador analógico de electrónica de aeronaves 51 ao computador de controlo de voo (FLCC) 52. 10 10
Conforme anteriormente apresentado, para utilizar a funcionalidade acrescida do computador de missão 50 requer a habilidade para comunicar dados da inclinação longitudinal, do movimento de rotação ou dados não preparados gerados pelo computador de missão 50 através de buses de interface digital 60 e opcionalmente 61. Estes interfaces digitais são por inerência incompatíveis com os interfaces analógicos exislenl.es. A presente invenção faz a ponto sobre esta incompatibilidade através do estabelecimento de um conversor de protocolo, identificado como a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100. Adicionalmente, uma vez que esta abordagem mantém a totalidade do sistema original de controlo de voo, são apenas necessárias requalificações mínimas às aeronaves. O conversor de protocolo 100 da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) recebe dados de comando do computador de missão 50 através do bus de interface digital bidireccional A 60 para controlar as manobras da aeronave como por exemplo, a inclinação longitudinal e o movimento de rotação. As características do bus de comunicações digital bidireccional 60 são bem conhecidas de pessoas conhecedoras do estado da arte, conforme definido pela MIL-STD-1553B publicado em 21 de Setembro de 1978 e MIL-STD-1553B Notícia 2 publicado em 8 de Setembro de 1986. Altemativamente, existe um segundo bus de interface digital B 61 para em redundância proporcionar dados do computador de missão 50 para o conversor de protocolo 100 da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU). Nesta implementação a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 comunicará através do bus de interface digital B 61 na eventualidade da detecção de uma falha no bus de interface digital A 60.
Existem dois níveis para o protocolo de comunicação do interface tipo 1553. A transferência básica de dados através do bus de interface digital 60 ou 61 ocorre no nível baixo do protocolo. Neste nível os dados são transferidos sujeitos a verificações de validação mas os conteúdos não são interpretados ou analisados. A análise dos conteúdos ocorre no nível mais elevado.
π
No nível mais baixo do protocolo os comandos são transferidos a 1.0 megabits por segundo como dados digitais de time divisivn multiplex através do bus de interface digital 60 ou 61. Estes dados são codificados em níveis bi-fásicos de Manchester II conforme descrito em MIL-STD-1553B. Este nível mais baixo de protocolo de comunicação é proporcionado pelo interface lógico tipo 1553 101.
Referindo agora à fig. 2, o interface lógico tipo 1553 101 inclui um controlador 208 do protocolo tipo 1553 e um receptor-transmissor XCVR (transciever) tipo 1153 209. O receptor-transmissor tipo 1553 209 é ligado aos buses de interface digital 60, 61 através de transformadores 210 e 211 respectivamente para isolamento de corrente directa (DC). A função do receptor-transmissor tipo 1553 209 é o de condicionar os níveis bi-fásicos de Manchester II dos sinais 60 e 61 recebidos no bus de interface digital em sinais de nível lógico compatíveis 87 e 88 para processamento pelo controlador 208 do protocolo tipo 1553. O receptor-transmissor tipo 1553 209 descodifica o sinal de níveis bi-fásicos de Manchester II, através de métodos bem conhecidos no estado da arte e conforme adicionalmente descrito em MIL-STD-1553B, num fluxo de dados assíncronos em série por bit de bits de lógica de nível. Este fluxo de dados assíncronos em série por bit então dado de saído para o controlador 208 do protocolo tipo 1553 através dos caminhos de comunicação em série 87, 88 carregando dados relativos aos buses 60, 61 respectivamente. O controlador 208 do protocolo tipo 1553 extrai um relógio deste fluxo de dados em série, captura este fluxo assíncrono de dados em série e arquiva os dados definidos pelo fluxo de dados como palavras bujfered. O controlador 208 do protocolo tipo 1553 identifica depois se este particular sistema de unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) é um destino designado, descodifica o conteúdo da mensagem, e depois, se os dados forem válidos, gera uma resposta do estado de acordo com MIL-STD-1553-B para o bus de interface digital 60 ou 61 via o XCVR tipo 1553 209. O XCVR 209 inclui circuitos de transmissão que convertem a resposta a um sinal de níveis bi-fásicos de Manchester II que é comunicado através dos buses 60,61. 12 O controlador 208 do protocolo tipo 1553 e um receptor-transmissor 209 podem ser implementados com componentes convencionais como por exemplo, um circuito híbrido FC1553921 de uma família de receptores-transmissores fabricados por STC Components. A especificação para este componente é incorporado por referência. Uma pessoa perita no estado da arte pode seleccionar qualquer de um número de conjuntos de circuitos integrados disponíveis para implementar esta função dc protocolo. O controlador 208 do protocolo e o receptor-transmissor tipo 1553 209 capturam as comunicações digitais processadas dos buses 60, 61 para a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 e efectuam as funções do nível baixo do protocolo. Referindo agora à fig. 1, o módulo de processamento 102 recebe dados dos buses 60, 61 do tipo 1553 do interface lógico 101 através de um caminho 64 de comunicação de sinal. O módulo de processamento 102 efectua as funções do. nível elevado do protocolo de interpretação dos dados recebidos pelo interface digital lógico 101. O módulo de processamento 102 determina a inclinação longitudinal, o movimento de rotação, e o diagnóstico do conteúdo de cada mensagem de comando da aeronave recebida do computador de missão 50 ou qualquer outra fonte de comando que possa estar ligada aos buses 60, 61. Depois do módulo de processamento 102 isolar cada novo comando digital de inclinação longitudinal e de movimento de rotação do sinal de dados capturado através do caminho 64, este dá de saída estes dados digitais através do caminho de comunicação de dados 65 acompanhado dos sinais de controlo para o circuito analógico de interface 103.
Referindo agora à fig. 3, o interface analógico 103 inclui um conversor digito-analógico D/A 200 e um conversor analógico-digital A/D 201. O conversor digito-analógico D/A 200 converte os dados digitais recebidos através do caminho de comunicação 65 vindos do processador digital 102 para a forma analógica. O circuito de selecção de modo 104 recebe dados analógicos vindos do conversor digito-analógico D/A 200 através dos caminhos de sinais analógicos 66, 67, e 75 e liga selectivamente estes sinais analógicos de controlo de saída ao computador de controlo de voo (FLCC) 52. O conversor analógico-digital A/D 201 e o multiplexador analógico MUX 204 liga os sinais analógicos de wraparound 79 vindos do computador de controlo de voo (FLCC) 52 ao processador digital 102. O multiplexador analógico MUX 204 recebe uma pluralidade de sinais analógicos de wraparound do computador de controlo de voo (FLCC) 52 sobre caminhos de comunicação analógicos 79 e responde aos sinais de controlo 83 recebidos do processador digital 102 para comunicar selectivamente um sinal seleccionado via o caminho de sinal analógico 85 para o conversor analógico-digital A/D 201. O conversor analógico-digital A/D 201, por sua vez, converte o sinal analógico para um formato digital para comunicação através do bus 65 para o processador digital 102. O interface analógico 103 isola, converte, e captura os comandos digitais de inclinação longitudinal e de movimento de rotação vindos dos buses 65 de dados e de controlo e depois dá de saída um sinal analógico estável de inclinação longitudinal 66 e de movimento de rotação 67. De uma forma semelhante o interface analógico 103 pode adicionalmente dar de saída um sinal de guinar (yaw) 75 quando a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) é posta em interface com um computador de missão 50 que adicionalmente comunica um sinal calculado de guinar através do bus tipo 1553. O interface analógico 103 opera sobre controlo do módulo de processamento 102. Após a aplicação por parte do módulo de processamento 102 de sinais de entrada e saída (I/O) no bus 65 de controlo e de dados, o conversor digito-analógico D/A 200 começa a conversão de uma quantidade digital de 12-bit recebido do bus 65 num valor analógico convertido de inclinação longitudinal 66, de movimento de rotação 67 ou de guinar 68. A selecção de canal de saída, isto é, inclinação longitudinal 66, movimento de rotação 67 ou guinar 75, é controlado pelo sinal 65 de controlo de entrada e saída para o circuito do conversor digito-analógico 200. Os valores analógicos convertidos são mantidos como saídas para o computador de controlo de voo (FLCC) 52 até uma próxima actualização por outro comando de saída.
O circuito analógico de interface 103 também tira amostras e arquiva os sinais analógicos de wraparound 79 do computador de controlo de voo (FLCC) 52. O computador de controlo de voo (FLCC) 52 proporciona pelo menos um sinal de wraparound para cada um dos canais dc controlo. Assim, haverá um mínimo de dois sinais de wraparound dos sinais de inclinação longitudinal e de movimento de rotação. Altemativamente, sinais adicionais de wraparound podem ser proporcionados para detectar e isolar ainda mais uma falha de um cartão de circuito no computador de controlo de voo (FLCC) 52. Os sinais de wraparound 79 são ligados a um circuito analógico multiplexador 204. Este circuito multiplexador está sob controlo do sinal de selecção 83 do módulo de processamento 102. Quando um canal analógico é seleccionado, é passado um valor analógico pelo multiplexador MUX 204 como o sinal analógico seleccionado 85 que é convertido numa representação digital de 12-bit pelo conversor analógico-digital A/D 201 sob comando de um sinal de selecção do bus 65 de dados e de controlo. Os dados convertidos em de 12-bit são subsequentemente recebidos do conversor analógico-digital A/D 201 pelo módulo de processamento 102 utilizando o bus 65 de dados e de controlo. Os dados digitais são arquivados em memória no computador digital 105 até que os dados seja requisitados pelo computador de missão 50 através do bus tipo 1553 60 ou 61.
Altemativamente, o módulo de processamento 102 compara a representação 12-bit capturada do sinal analógico de wraparound 79 com o seu valor de comando interno digital que tinha saído para o conversor digito-analógico D/A 200. Quando os dados de \2-bit capturados estiverem fora de tolerância, quando comparados com o valor do comando digital, esta informação é disponibilizada para o computador de missão 50 através do bus 60 ou 61 de dados digitais. O computador de missão 50 pode então comunicar um comando para a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 através do bus 60 ou 61 de dados digitais para negar o sinal 78 de selecção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) para desactivar o sinal de inclinação longitudinal 68 e de movimento de rotação 69 da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 e activar os sinais de inclinação longitudinal 62 e de movimento de rotação 63 do computador analógico de electrónica de aeronaves 51. A função do módulo de selecção do modo 104 é o de escolher entre os controlos 4 15 analógicos de inclinação longitudinal 62 e de movimento de rotação 63 gerados pelo computador analógico de electrónica de aeronaves 51 e os controlos de inclinação longitudinal 66, de movimento de rotação 67, e de guinar 75 que saem do conversor digito-analógico D/A 200. Esta selecção é feita por um sinal 78 de selecção de modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) que é gerado pelo módulo de processamento 102. O circuito de selecção de modo 104 é preferencialmente implementado como um interruptor de estado sólido (solid State). Altemativamente, um módulo de selecção do modo 104 pode ser implementado como um interruptor mecânico onde o estado de falha ou não alimentação do interruptor liga o comando de inclinação longitudinal 62 e de movimento de rotação 63 do computador analógico de electrónica de aeronaves ao sinal de saída da inclinação longitudinal 68 e ao sinal de saída do movimento de rotação 69, respectivamente.
Referindo agora à fig. 4, o módulo digital de processamento de dados 102 inclui um computador digital 105, um circuito de temporização 206 de “cão de guarda”, e um circuito 207 de entrada e saída (I/O) de selecção do modo. O computador digital 105 inclui RAM 106, ROM 107, um microprocessador 108, e outros tais componentes como poderão ser necessários para implementar um computador digital convencional. O sinal de selecção de modo 78 é gerado sob controlo do computador digital 105. Quando o computador digital 105 recebe um comando específico do bus tipo 1553 60 ou 61, o computador digital 105 gera um sinal de controlo de selecção de modo 82 para indicar ao circuito 207 de selecção de modo de entrada e saída (I/O) para gerar o sinal 78 de selecção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU).
Todavia, sob condições especiais, o sinal 78 de selecção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) será negado mesmo que este tenha sido anteriormente activado, assim levando (defaulting) o sistema de volta a ser um sistema todo analógico. A condição de origem (default) analógica serve como uma condição imune a falhas em que o computador analógico de electrónica de aeronaves 51 liga directamente ao computador de controlo de voo (FT.C.CT) 52. Em caso do computador 16 digital 105 não receber comandos actualizados periodicamente do bus tipo 1553 60 ou 61, o sinal 78 dc sclccção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) será desactivado para um condição de imunidade a falhas sob controlo do software pelo computador digital 105 através da emissão de um sinal no sinal de controlo de selecção de modo 82. Mais, como última precaução, um circuito de temporização 206 de “cão de guarda” encontrado no módulo de processamento 102 desactiva o sinal 78 de selecção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) dando de saída um sinal 81 de limpar a selecção se não for detectada actividade periódica no computador digital 105. O circuito de temporização 206 de “cão de guarda” monitoriza o computador digital vigiando o sinal de vida 80 que o computador digital 105 dá de saída periodicamente quando o computador digital 105 está a processar instruções. O computador digital 105 executa instruções contidas na memória não-volátil de arquivamento do programa como por exemplo, ROM 107 ou altemativamente, em EPROM, EEPROM ou NOVRAM.
Altemativamente, dados recebidos através do bus 60 ou 61 de dados digitais podem ser utilizados para modificar o conteúdo da memória de arquivamento do programa do computador digital 105 quando um tipo alterável de memória de arquivamento do programa é utilizado como por exemplo, RAM 106 ou, altemativamente, EEPROM ou NOVRAM.
Adicionalmente, num enquadramento alternativo, o computador digital 105 pode efectuar cálculos para funções de controlo de voo, como por exemplo, aquelas requeridas de um auto-piloto, através da recepção da informação bruta do sensor de um bus 60 ou 61 de dados digitais e da execução de cálculos sobre estes dados sob controlo de instruções arquivadas pelo memória de arquivamento do programa para gerar comandos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação que são comunicados ao circuito analógico de interface 103. A fig. 5 mostra uma ilustração em gráfico de operação do computador digital 105 operacional, para a qual é agora feita referência. Quando é aplicada potência ao computador digital 105, ocorre no passo 502 a inicialização dos parâmetros do programa. Esta inicialização inclui a selecção do bus A 60 como o bus primário de comunicação, limpando as bandeiras de erro e inicializando os cronómetros. Uma vez concluída a inicialização 502, o computador digital 105 procura periodicamente por dados que são recebidos do interface lógico tipo 1553 101 no passo de decisão 504. Se for recebida uma mensagem, o computador digital 105 é informado pelo interface lógico tipo 1553 101 sobre se os dados são correctamente recebidos e se os dados foram endereçados à unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100. Em caso afirmativo, o computador digital 105 efectua o nível mais elevado do protocolo 1553 e analisa o conteúdo da mensagem no passo de análise 506. Uma mensagem pode ser um comando de saída de comandos de inclinação longitudinal, de movimento de rotação, ou de guinar ou pode ser um pedido de informação de estado. Quando é recebido um comando de controlo de voo, o computador digital 105 envia um comando de saída para o canal do digito-analógico D/A 200 seleccionado. Adicionalmente, o processador actua no passo 510 para pôr novamente a zero um cronómetro de inactividade que monitoriza o bus 60 e 61 para determinar se as comunicações no bus terão terminado.
Se não tiver sido recebida uma mensagem, o processador determina no passo 512 do cronómetro de inactividade se as comunicações no bus terão terminado. Se o período de tempo limite (timeout) ainda não tenha sido excedido, o processamento continua através da execução de um teste de LOW no passo 514. Todavia, se ocorrer uma condição de tempo limite, o computador digital 105 executa o passo 516 para pôr novamente a zero o sinal 78 de selecção de modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) através de um sinal 82 de controlo de selecção do modo e abdica controlo do comando 68 de inclinação longitudinal e do comando 69 de movimento de rotação para o computador analógico de electrónica de aeronaves 51.
Conforme ilustrado na fig. 6A, o processador executa o passo de processamento LOW 514 através da leitura de todos os sinais 79 de wraparound disponíveis e arquivando as suas representações digitais de 12-bits em memória. Os conteúdos desta memória são então comunicados ao computador de missão 50 em resposta a um comando de designação do estado. Num modo alternativo, conforme ilustrado na fig. 6B, os sinais 79 de wraparound são avaliados pelo computador digital 105. Depois de ler e arquivar as representações digitais dos sinais 79 de wraparound, o processador 105 compara estes valores com os valores esperados no passo 608 de valor. No caso dos comandos de inclinação longitudinal e de movimento de rotação, os valores esperados correspondem ao valor digital de saída para o conversor digito-analógico D/A 200. Todavia, outros valores esperados poderiam corresponder a pontos de testes internos no computador de controlo de voo (FLCC) 52.
Depois de completar o passo de processamento LOW, o processador 105 dá de saída o sinal de vida 80 executando o passo 520. Este sinal não afecta directamente a operação do programa. Todavia, este sinal informa o circuito de temporização 206 de “cão de guarda” que o computador digital 105 está operacional. Se o sinal de vida 80 não for gerado para um designado período de tempo, o temporizador 206 de “cão de guarda” (fig. 4) gera um sinal de limpeza da selecção no condutor 81 que leva o circuito 207 de entrada e saída (I/O) de selecção de modo a negar o sinal de selecção do modo da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) no caminho 78 de sinal. Depois de gerar o sinal de vida de saída no passo 520, o computador 105 volta para o teste de dados recebidos no passo 504.
Fig. 7 ilustra uma personificação alternativa do programa executado pelo computador 105. Em vez da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 ser um escravo dependente de comandos do computador de missão 50, a unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 opera como um mestre requisitando informação bruta do sensor de dispositivos em interface com o mesmo bus tipo 1553. O programa no computador digital 105 da unidade de interface de electrónica de aeronaves (AIU) 100 efectua funções de electrónica de aeronaves que são efectuadas no computador de missão 50 na personificação do programa que está ilustrado na fig. 5. Através da eliminação de um componente adicional do sistema, o computador de missão 50, e as 19 Λ.
comunicações associadas, podem ser obtidas maiores economias e vantagens de desempenho mudando as funções de comandos dc controlo dc voo do computador dc missão 50 para o computador digital 105.
Embora acima tenham sido descritas disposições específicas de um interface digital para um computador analógico de controlo de voo incluindo um sistema de conversão de protocolo de acordo com a presente invenção com o intuito de permitir que uma pessoa com conhecimentos normais do estado da arte possa fazer e utilizar a presente invenção, será de apreciar que a invenção não está limitada à dita descrição. Da mesma forma, quaisquer e todas as modificações, variações ou personificações equivalentes dentro do âmbito das reivindicações aqui apresentadas deverão ser consideradas como estando no âmbito da presente invenção.
Lisboa, 2 2 JAN. 2001
Dra. Maria Pilvina Ferreira Agente Dí'‘j.-icddc Industrio! R. Castilho, ·.·>£. 1070-051 LiSSOA Telefs. 213 851 339-213 854 613
Claims (45)
1 / REIVINDICAÇÕES 1. Um sistema de controlo de voo de aeronaves, compreendendo um computador analógico de controlo de voo (52) que controla o voo de uma aeronave, sendo o sistema de controlo da aeronave caracterizado por : um circuito digital de interface (101) que é adaptado para ligação a um bus de dados digitais (60, 61), recebendo o circuito digital de interface (101) informação de controlo do voo do bus de dados digitais (60, 61) e operando em resposta à informação de controlo do voo recebida para dar de saída pelo menos um primeiro sinal digital (64) de controlo de voo que representa a informação de controlo do voo recebida; um circuito analógico de interface (103) ligado para receber pelo menos um segundo sinal digital (65) de controlo de voo de um processador digital de dados (102), operando o circuito analógico de interface (103) em resposta a cada um dos segundos sinais digitais (65) de controlo de voo recebidos para gerar e dar de saída um sinal analógico de controlo de voo (66, 67) comandando o computador analógico de controlo de voo (52) da aeronave para executar uma manobra comandada pelo segundo sinal digital (65) de controlo de voo recebido; e um processador digital de dados (102) ligado para receber pelo menos um primeiro sinal digital (64) de controlo de voo de um circuito digital de interface (101), gerando o processador digital de dados (102) e dando-o de saída em resposta a cada um dos primeiros sinais digitais (64) de controlo de voo recebidos, um de pelo menos um segundo sinal digital (65) de controlo de voo representando a informação de controlo do voo representada pelo primeiro sinal digital (64) de controlo de voo.
2. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por a informação de controlo do voo representada por cada um dos primeiros sinais digitais de controlo de voo sendo gerados por um computador digital de controlo e comunicados a um circuito digital de interface através de um bus de dados digitais.
3. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: o processador digital dé dados gerar um sinal de vida se o processador digital de dados estiver a executar correctamente instruções e a gerar um sinal de selecção de modo seleccionando uma fonte de sinal analógico de controlo a ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave; e um circuito de selecção de modo que é ligado para receber cada sinal analógico de controlo de voo gerado pelo circuito analógico de interface como pelo menos um primeiro sinal analógico de controlo de voo e para receber pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo de um computador analógico de electrónica de aeronaves, sendo o dito sinal analógico de controlo de voo adaptado para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave, sendo também o circuito de selecção de modo ligado para receber o sinal de selecção de modo, respondendo o circuito de selecção de modo ao sinal de selecção de modo através da selecção do primeiro ou do segundo sinal analógico de controlo de voo para dar de saída como um sinal de comando para o computador analógico de controlo de voo.
4. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 3, caracterizado ainda por um circuito de detecção de falhas ligado ao circuito de selecção de modo e dando de saída um sinal de sobreposição (override) da selecção para o circuito de selecção de modo quando não tiver recebido qualquer informação de controlo do voo gerada pelo computador digital de controlo durante um período de tempo seleccionado, operando o circuito de selecção de modo em resposta ao sinal de sobreposição da selecção recebido para gerar o sinal de comando para o computador analógico de controlo de voo da aeronave em resposta a pelo menos um segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves. 3
5. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por pelo menos um bus de dados digitais adicional comunicar informação redundante de controlo do voo de e para o circuito digital de interface.
6. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 5, caracterizado ainda por a comunicação no bus de dados digitais ser feita em conformidade com MIL-STD-1553B.
7. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por a comunicação no bus de dados digitais ser feita em conformidade com MIL-STD-1553B.
8. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por o processador digital de dados executar instruções contidas numa memória apenas de leitura (read only).
9. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por o processador digital de dados incluir memória alterável, instruções de arquivamento recebidas do bus de dados digitais na dita memória alterável, e executando instruções da dita memória alterável.
10. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 9, caracterizado ainda por a memória alterável reter o seu conteúdo na eventualidade de uma interrupção na alimentação do sistema.
11. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 9, caracterizado ainda por a memória alterável perder o seu conteúdo na eventualidade de uma interrupção na alimentação do sistema.
12. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, 4 caracterizado ainda por um circuito analógico de amostragem ligado para receber pelo menos um sinal analógico de wraparounã proporcionado pelo computador analógico de controlo de voo da aeronave, o circuito analógico de amostragem convertendo cada sinal analógico de wraparounã recebido num valor digital, o processador digital de dados recebendo e arquivando cada valor digital e comunicando cada veilor digital ao computador digital de controlo em resposta a uma requisição recebida do bus de dados digitais.
13. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 12, caracterizado ainda por: cada um de pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo gerado por um computador analógico de electrónica de aeronaves sendo adaptado para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo e ainda compreendendo: um circuito de selecção de modo ligado para receber um sinal de selecção de modo gerado pelo processador digital de dados, o sinal de selecção de modo seleccionando uma fonte de sinal analógico de controlo para ser ligada ao computador analógico de controlo de voo escolhendo entre pelo menos um primeiro sinal analógico de controlo de voo de saída do circuito analógico de interface e pelo menos um segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves.
14. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 12, caracterizado ainda por o circuito analógico de amostragem converter cada sinal analógico de wraparounã recebido numa representação digital de 12-bit e por o processador digital de dados arquivar as representações convertidas em 12-bit dos sinais analógicos ligados.
15. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por o sistema incluir o primeiro-mencionado bus de dados digitais e um segundo bus de dados digitais, o primeiro-mencionado bus de 5 Λ V J, dados digitais e o segundo bus de dados digitais comunicando cada um de acordo com MIL-STD-1553B, e cada um comunicando informação redundante vinda do computador digital de controlo ao circuito digital de interface.
16. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por um circuito analógico de amostragem ligado para receber pelo menos um sinal analógico de wraparound, o circuito analógico de amostragem convertendo cada sinal analógico de wraparound recebido num valor digital, o processador digital de dados arquivando cada valor digital, comparando cada valor digital arquivado com um valor digital comandado representado o segundo sinal digital de controlo de voo gerado pelo processador digital de dados e comunicando o resultado da comparação ao computador digital de controlo.
17. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por a informação de controlo do voo recebida pelo circuito digital de interface do bus de dados digitais ser gerada por um computador digital de electrónica de aeronaves.
18. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 17, caracterizado ainda por: o processador digital de dados gerar um sinal de vida se o processador digital de dados estiver a executar as instruções correctamente e gerar um sinal de selecção seleccionando uma fonte de sinal analógico de controlo para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave; um circuito de selecção de modo que é ligado para receber pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo de um computador analógico de electrónica de aeronaves, sendo o dito segundo sinal analógico de controlo de voo adaptado para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave, o circuito de selecção de modo sendo também ligado para receber o 6 j sinal de selecção, o circuito de selecção de modo respondendo ao sinal de selecção através da selecção do primeiro ou do segundo sinal analógico de controlo e dando de saída o sinal analógico de controlo seleccionado como um sinal de comando para o computador analógico de controlo de voo da aeronave.
19. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 18, caracterizado ainda por: um circuito de detecção de falhas ligado para dar de saída um sinal de sobreposição de selecção para um circuito de selecção de modo; e o circuito de selecção de modo operar em resposta ao sinal de sobreposição da selecção recebido e escolhendo um de pelo menos um segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves como uma fonte de um sinal analógico de controlo a ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave.
20. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por o circuito digital de interface ser adaptado para ligação a pelo menos um bus de dados digitais.
21. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 20, caracterizado ainda por a comunicação em pelo menos um bus de dados digitais operar de acordo com MIL-STD-1553B.
22. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 20, caracterizado ainda por: o computador digital de controlo ser um computador digital de electrónica de aeronaves; e o sistema ainda incluir dois buses de dados digitais, cada um comunicando de acordo com MIL-STD-1553B, e cada um comunicando informação redundante 7
do computador digital de electrónica de aeronaves para o circuito digital de interface.
23. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: a informação de controlo do voo recebida pelo circuito digital de interface através do bus de dados digitais ser gerada por um computador digital de electrónica de aeronaves; um circuito de tradução ligado para receber do circuito digital de interface pelo menos um primeiro sinal digital de controlo de voo, o circuito de tradução gerando e dando de saída em resposta a cada um dos primeiros sinais digitais de controlo de voo recebidos um de pelo menos um segundo sinal digital de controlo de voo representando a informação de controlo do voo representada pelo primeiro sinal digital de controlo de voo; e pelo menos um segundo sinal digital de controlo de voo recebido pelo circuito analógico de interface sendo recebido do circuito de tradução.
24. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: o circuito digital de interface recebendo informação de controlo e do estado gerada por um computador digital e operando em resposta à informação de controlo e do estado recebida para dar de saída pelo menos um primeiro sinal digital de controlo representando a informação de controlo e do estado recebida; um circuito de tradução ligado para receber do circuito digital de interface pelo menos um primeiro sinal digital de controlo carregando informação de controlo gerada pelo computador digital, o circuito de tradução gerando e dando de saída em resposta a cada primeiro sinal digital de controlo recebido um de pelo menos um segundo sinal digital de controlo; e o circuito analógico de interface sendo ligado para receber pelo menos um 8
segundo sinal digital de controlo do circuito de tradução, o circuito analógico de interface operando cm resposta a cada segundo sinal digital de controlo de voo recebido para gerar e dar de saída um sinal analógico de controlo controlando superfícies de controlo da aeronave para executar úma manobra comandada pelo segundo sinal digital de controlo recebido.
25. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: o circuito digital de interface que está a ser adaptado para ligação a pelo menos dois buses de dados digitais, o circuito digital de interface recebendo dos ditos buses de dados digitais a informação de controlo do voo gerada por um computador digital de electrónica de aeronaves e operando em resposta à informação de controlo do voo recebida para dar de saída pelo menos um primeiro sinal digital de controlo de voo representando a informação de controlo do voo recebida; o processador digital de dados incluir uma memória não-volátil que arquiva instruções recebidas do bus de dados digitais, o processador digital de dados executando as instruções arquivadas na memória não-volátil; e o computador analógico de controlo de voo recebendo segundos sinais digitais de controlo de voo gerados pelo processador digital de dados e controlando o voo da aeronave em resposta aos segundos sinais digitais de controlo de voo recebidos.
26. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 25, caracterizado ainda por o processador digital de dados incluir uma memória alterável arquivando instruções recebidas do bus de dados digitais e o processador digital de dados executando instruções arquivadas pela memória alterável.
27. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo çom a reivindicação 1, 9 caracterizado ainda por cada segundo sinal digital de controlo de voo ligado ao circuito analógico de interface sendo um sinal digital de 12-bits.
28. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: o circuito digital de interface receber informação electrónica de aeronaves gerada por um computador digital de electrónica de aeronaves através do bus de dados digitais e operando em resposta à informação electrónica de aeronaves recebida para dar de saída pelo menos um primeiro sinal digital de controlo de voo representando a informação electrónica de aeronaves recebida; o circuito analógico de amostragem sendo ligado para receber pelo menos um sinal analógico de wraparound proporcionado pelo computador analógico de controlo de voo da aeronave, o circuito analógico de amostragem converter cada sinal analógico de -wraparound recebido num valor digital de wraparound e comunicando o valor digital de wraparound ao processador digital de dados; e o processador digital de dados receber os valores digitais de wraparound do circuito analógico de amostragem e arquivar cada valor digital recebido e comunicar um valor digital recebido ao bus de dados digitais para comunicação ao computador digital de electrónica de aeronaves em resposta a um pedido recebido do bus de dados digitais.
29. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 28, caracterizado ainda por: um computador analógico de electrónica de aeronaves gerar pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo, cada um de pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo sendo adaptado para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo; e um circuito de selecção de modo ligado para receber um sinal de selecção gerado pelo processador digital de dados e operando em resposta ao sinal de selecção 10 recebido para seleccionar um sinal analógico de controlo para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo, o sinal analógico de controlo seleccionado sendo seleccionado de um grupo de sinais incluindo pelo menos (a) o primeiro-mencionado sinal analógico de controlo de voo e (b) pelo menos um segundo sinal analógico de controlo de voo gerado pelos computadores analógicos de electrónica de aeronaves, e o sinal analógico de controlo sendo dado de saída pelo circuito analógico de interface para o computador analógico de controlo de voo.
30. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 28, caracterizado ainda por o circuito analógico de amostragem converter cada sinal analógico de wraparound recebido numa representação digital de 12-bits e por o processador digital de dados arquivar as representações convertidas em 12-bits·
31. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: um computador digital de electrónica de aeronaves gerar informação digital de controlo do voo e informação digital do estado; pelo menos um bus de interface digital ligado entre o computador digital de electrónica de aeronaves e o circuito digital de interface, o bus de interface digital comunicar informação digital de controlo do voo e informação digital do estado gerada pelo computador digital de electrónica de aeronaves ao circuito digital de interface; e o computador analógico de controlo de voo, o computador analógico de controlo de voo sendo ligado para receber pelo menos um sinal analógico de controlo de voo do circuito analógico de interface e operando em resposta a cada sinal analógico de controlo de voo recebido para gerar um sinal analógico de comando comandando um accionador mecânico para executar uma manobra comandada.
32. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, 11 caracterizado ainda por: um computador digital dc clectrónica dc aeronaves gerar informação digital de controlo do voo e receber representações digitais de sinais analógicos de wraparound gerados pelo computador analógico de controlo de voo; dois buses de interface digital bidireccionais ligando em redundância o computador digital de electrónica de aeronaves ao circuito digital de interface; e o computador analógico de controlo de voo da aeronave ligado para receber pelo menos um sinal analógico de controlo de voo do interface analógico, o computador analógico de controlo de voo operando em resposta a cada sinal analógico de controlo de voo recebido para gerar um sinal de comando comandando um accionador mecânico para executar uma manobra comandada.
33. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por: um computador digital de electrónica de aeronaves gerar informação digital de controlo do voo e receber informação digital do estado; pelo menos um bus de interface digital ligado entre o computador digital de electrónica de aeronaves e o circuito digital de interface, o bus de interface digital comunicando a informação digital de controlo do voo e a informação digital do estado entre o computador digital de electrónica de aeronaves e o circuito digital de interface; o circuito digital de interface gerar segundos sinais digitais de controlo de voo em resposta à informação digital de controlo do voo recebida do computador digital de electrónica de aeronaves; e o computador analógico de controlo de voo da aeronave ligado para receber pelo menos um sinal analógico de controlo de voo do circuito analógico de interface, o computador analógico de controlo de voo gerar um sinal de comando comandando o movimento de um accionador mecânico, em resposta a cada sinal analógico de controlo de voo recebido. 12 -ί « ί VwA-A.^
34. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação '33, caracterizado ainda por o circuito analógico de interface receber do computador analógico de controlo de voo sinais analógicos de wraparound de controlo e converter cada sinal de wraparound de controlo numa representação digital em 12-bits.
35. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado anão por: um computador digital de electrónica de aeronaves gerar informação digital de controlo do voo e receber representações digitais de sinais analógicos de wraparound geradas pelo computador analógico de controlo de voo da aeronave; um bus de dados digitais ligado entre o computador digital de electrónica de aeronaves e o circuito digital de interface e comunicando a informação digital de controlo do voo e as representações digitais de sinais analógicos de wraparound entre o computador digital de electrónica de aeronaves e o circuito digital de interface; o circuito digital de interface gerar o primeiro sinal digital de controlo de voo em resposta à informação digital de controlo do voo recebida do bus de dados digitais e comunicando as representações digitais de sinais analógicos de wraparound para o bus de dados digitais em resposta aos sinais digitais de wraparound recebidos do processador digital de dados; o circuito analógico de interface receber sinais analógicos de wraparound do computador analógico de controlo de voo e gerar os sinais digitais de wraparound em resposta ao sinais analógicos de wraparound recebidos; e o computador analógico de controlo de voo receber sinais analógicos de controlo de voo formando o interface analógico, o computador analógico de controlo de voo da aeronave gerando primeiro e segundo sinais analógicos de controlo de voo idênticos em resposta a cada sinal analógico de controlo de voo recebido do circuito analógico de interface, o primeiro dito sinal analógico de controlo de voo sendo ligado para comandar um accionador mecânico para executar uma 13
manobra comandada e o segundo sinal analógico de controlo de voo sendo comunicado ao circuito analógico dc interface como um sinal analógico de wraparound.
36. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 35, caraclerizado ainda por os sinais analógicos de wraparound de controlo sendo amostrados e arquivados como representações digitais em Yl-bit.
37. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 35, caracterizado ainda por o circuito analógico de interface incluir um circuito analógico de amostragem ligado para receber pelo menos um sinal analógico de wraparound proporcionado pelo computador analógico de controlo de voo, o circuito analógico de amostragem convertendo cada sinal analógico de wraparound recebido num valor digital, o processador digital de dados recebendo e arquivando cada valor digital e comunicando cada valor digital ao computador digital de electrónica de aeronaves em resposta a um pedido recebido do bus de dados digitais.
38. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado anão por um computador digital de electrónica de aeronaves receber informação de sensores de electrónica de aeronaves do bus de dados digitais e gerar informação digital de controlo do voo em resposta à informação de sensor recebida.
39. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 1, caracterizado ainda por o circuito analógico de interface incluir um conversor digito-analógico ligado para receber pelo menos um segundo sinal digital de controlo de voo do processador digital de dados, o conversor digito-analógico gerando o sistema analógico de controlo de voo em resposta a cada segundo sinal digital de controlo de voo recebido.
40. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 39, caracterizado ainda por: o processador digital de dados gerar nm sinal de selecção seleccionando uma fonte do sinal analógico de controlo para ser ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave; um computador analógico de electrónica de aeronaves gerar um segundo sinal analógico de controlo de voo; e um circuito de selecção de modo que recebendo o sinal de selecção, o primeiro-mencionado sinal analógico de controlo de voo e o segundo sinal analógico de controlo de voo, o circuito de selecção de modo seleccionando um dos primeiro ou segundo sinais analógicos de controlo de voo para comunicar ao computador analógico de controlo de voo em resposta ao sinal de selecção recebido.
41. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 40, caracterizado ainda por um circuito de detecção de falhas ligado para dar de saída um sinal de sobreposição da selecção ao circuito de selecção de modo, o circuito de selecção de modo operando em resposta ao sinal de sobreposição da selecção recebido escolhendo o segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves como a fonte do segundo sinal analógico de controlo para comunicação ao computador analógico de controlo de voo.
42. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 4, caracterizado ainda por o sinal de sobreposição da selecção ser dado de saída pelo circuito de detecção de falhas quando o processador digital de dados falha na recepção de qualquer informação de controlo do voo gerada pelo computador digital de missão durante um período de tempo.
43. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 3, caracterizado ainda por um circuito de temporização de “cão de guarda” ligado para receber um sinal de vida gerado pelo processador digital de dados, o circuito de temporização de “cão de guarda” seudo ligado para dar de saída um sinal de limpeza da selecção em resposta à falha do circuito de temporização de “cão de guarda” em receber pelo menos um sinal de vida durante um período de tempo, o circuito de selecção de modo operando em resposta ao sinal de limpeza da selecção escolhendo pelo menos um segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves como a fonte do segundo sinal analógico de controlo que é ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave.
44. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 19, caracterizado ainda por o sinal de sobreposição da selecção ser dado de saída pelo circuito de detecção de falhas quando o processador digital de dados falhar na recepção de qualquer informação de controlo do voo gerada pelo computador digital de missão durante um predeterminado período de tempo.
45. Um sistema de controlo de aeronaves de acordo com a reivindicação 18, caracterizado ainda por um circuito de temporização de “cão de guarda” ligado para receber o sinal de vida gerado pelo processador digital de dados, o circuito de temporização de “cão de guarda” sendo ligado para dar de saída um sinal de limpeza da selecção em resposta à falha de recepção do circuito de temporização de “cão de guarda” de pelo menos um sinal de vida dentro de um certo período de tempo, o circuito de selecção de modo operando em resposta ao sinal de limpeza da selecção recebido escolhendo pelo menos um segundo sinal analógico de controlo gerado pelo computador analógico de electrónica de aeronaves como a fonte do segundo sinal analógico de controlo que é ligado ao computador analógico de controlo de voo da aeronave. Lisboa, 2 2 JAN. 2001
Dra. Maria Silvina Ferreira Agente 0·' ci:L ά Pi^jjÍeásdo industrial R. Casti&n, K!-;.·’?-1070-551 LISBOA Teleís. 213 S51 339 - 213 854613
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Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4336207A1 (de) * | 1993-10-23 | 1995-04-27 | Bodenseewerk Geraetetech | Schnittstellenanordnung für die Datenübertragung zwischen Trägerflugzeug und Flugkörper |
| US5555498A (en) * | 1994-03-18 | 1996-09-10 | Chrysler Corporation | Circuit and method for interfacing vehicle controller and diagnostic test instrument |
| US5548510A (en) * | 1994-10-28 | 1996-08-20 | Mcdonnell Douglas Corporation | Method and apparatus for providing a universal electrical interface between an aircraft and an associated store |
| US5809220A (en) * | 1995-07-20 | 1998-09-15 | Raytheon Company | Fault tolerant distributed control system |
| US6133846A (en) * | 1996-10-01 | 2000-10-17 | Honeywell Inc. | Low cost redundant communications system |
| US5992290A (en) * | 1997-04-09 | 1999-11-30 | Cubic Defense Systems, Inc. | Aircraft interface device and crossover cable kit |
| US6131065A (en) * | 1998-02-25 | 2000-10-10 | Cardinal Communications, Inc. | Electronic flight data strips and method for air traffic control |
| US6275503B1 (en) | 1998-07-24 | 2001-08-14 | Honeywell International Inc. | Method for transmitting large information packets over networks |
| US6360290B1 (en) | 1999-06-23 | 2002-03-19 | United Technologies Corporation | Commercial standard digital bus interface circuit |
| US20020032006A1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-03-14 | K. Prasad Nair | Efficient network routing method for air/ground data services |
| US7017861B1 (en) * | 2000-05-22 | 2006-03-28 | Saab Ab | Control system for actuators in an aircraft |
| US6459228B1 (en) | 2001-03-22 | 2002-10-01 | Mpc Products Corporation | Dual input servo coupled control sticks |
| US6718409B2 (en) * | 2001-04-06 | 2004-04-06 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | National marine electronics association protocol converter |
| US7313474B2 (en) * | 2002-03-07 | 2007-12-25 | Bg Soflex Llc | Simple engine fuel controller |
| US7353090B2 (en) * | 2004-10-04 | 2008-04-01 | The Boeing Company | System, bus monitor assembly and method of monitoring at least one data bus of an aircraft |
| US7676558B2 (en) * | 2004-11-12 | 2010-03-09 | International Business Machines Corporation | Configuring shared devices over a fabric |
| US7487403B2 (en) * | 2004-11-12 | 2009-02-03 | International Business Machines Corporation | Method for handling a device failure |
| DE602006008611D1 (de) * | 2005-06-07 | 2009-10-01 | Philips Intellectual Property | Ausfallsichere fernsteuerung |
| US7487014B1 (en) * | 2006-07-31 | 2009-02-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Inertial navigation unit protocol converter |
| US7487015B1 (en) * | 2006-07-31 | 2009-02-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Emulator for an inertial navigation unit protocol converter |
| US7684904B2 (en) * | 2007-06-27 | 2010-03-23 | Arinc Incorporated | Systems and methods for communication, navigation, surveillance and sensor system integration in a vehicle |
| US7868276B2 (en) * | 2007-10-24 | 2011-01-11 | Lockheed Martin Corporation | Airborne vehicle emulation system and method |
| US7869385B2 (en) * | 2007-10-31 | 2011-01-11 | The Boeing Company | Interactivity with a bus interface card |
| FR2992122B1 (fr) * | 2012-06-15 | 2014-06-27 | Thales Sa | Dispositif de conversion securise de commandes numeriques en signaux analogiques de puissance pour aeronef |
| CN103676640B (zh) * | 2012-09-03 | 2016-12-28 | 上海航天测控通信研究所 | 应用于交会对接的数据通信装置 |
| US10095646B2 (en) | 2014-04-29 | 2018-10-09 | Harold Ray Bettencourt | Device and method for allowing integration of incompatible devices into a vehicle bus network |
| US10001776B2 (en) | 2016-03-21 | 2018-06-19 | The Boeing Company | Unmanned aerial vehicle flight control system |
| US10318904B2 (en) | 2016-05-06 | 2019-06-11 | General Electric Company | Computing system to control the use of physical state attainment of assets to meet temporal performance criteria |
| US10304559B2 (en) * | 2016-12-30 | 2019-05-28 | Western Digital Technologies, Inc. | Memory write verification using temperature compensation |
| US20200023955A1 (en) * | 2018-07-23 | 2020-01-23 | Textron Innovations Inc. | System and Method for Rotorcraft Flight Control |
| EP3837591A4 (en) | 2018-08-13 | 2022-04-20 | Applied Avionics, Inc. | COMMAND SHELL OR COMMAND ANALYZER BASED CONTROL ARCHITECTURE FOR AIRCRAFT CONTROL, INTERFACE UNITS AND/OR ILLUMINATED PUSH BUTTON SWITCHES |
| AU2021269215A1 (en) * | 2020-05-04 | 2022-11-03 | Auterion AG | System and method for software-defined drones |
| US11353890B1 (en) | 2021-06-16 | 2022-06-07 | Beta Air, Llc | Electrical vertical take-off and landing aircraft having reversionary flight control and method of use |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4626996A (en) * | 1982-02-17 | 1986-12-02 | British Aerospace Plc | Aircraft data instrumentation and acquisition system |
| US4604711A (en) * | 1982-07-23 | 1986-08-05 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft flight data display system |
| US4649484A (en) * | 1983-08-01 | 1987-03-10 | The Boeing Company | Avionic control system |
| US4656585A (en) * | 1984-02-03 | 1987-04-07 | Sundstrand Data Control Inc. | Aircraft flight data recorder data acquisition system |
| US4646241A (en) * | 1984-06-21 | 1987-02-24 | United Technologies Corporation | Solid-state flight data recording system |
| US4658359A (en) * | 1984-12-31 | 1987-04-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method for managing redundant resources in a complex avionics communication system |
| US4799159A (en) * | 1985-05-30 | 1989-01-17 | Honeywell Inc. | Digital automatic flight control system with disparate function monitoring |
| US5184312A (en) * | 1985-10-13 | 1993-02-02 | The Boeing Company | Distributed built-in test equipment system for digital avionics |
| US5019980A (en) * | 1989-07-14 | 1991-05-28 | The Boeing Company | General purpose avionics display monitor |
| US5003310A (en) * | 1989-09-29 | 1991-03-26 | Westinghouse Electric Corp. | Analog data acquisition circuit with digital logic control |
| US5023791A (en) * | 1990-02-12 | 1991-06-11 | The Boeing Company | Automated test apparatus for aircraft flight controls |
-
1992
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