RU199072U1 - Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane - Google Patents

Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane Download PDF

Info

Publication number
RU199072U1
RU199072U1 RU2020107928U RU2020107928U RU199072U1 RU 199072 U1 RU199072 U1 RU 199072U1 RU 2020107928 U RU2020107928 U RU 2020107928U RU 2020107928 U RU2020107928 U RU 2020107928U RU 199072 U1 RU199072 U1 RU 199072U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
duplicated
redundant
stepper motor
blocks
Prior art date
Application number
RU2020107928U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Всеволодович Краснобородько
Дмитрий Александрович Сыроватский
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Космик"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "Космик" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Космик"
Priority to RU2020107928U priority Critical patent/RU199072U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU199072U1 publication Critical patent/RU199072U1/en

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24Transmitting means
    • B64C13/38Transmitting means with power amplification
    • B64C13/40Transmitting means with power amplification using fluid pressure
    • B64C13/42Transmitting means with power amplification using fluid pressure having duplication or stand-by provisions
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/02Gyroplanes
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16HGEARING
    • F16H25/00Gearings comprising primarily only cams, cam-followers and screw-and-nut mechanisms
    • F16H25/18Gearings comprising primarily only cams, cam-followers and screw-and-nut mechanisms for conveying or interconverting oscillating or reciprocating motions
    • F16H25/20Screw mechanisms
    • F16H25/22Screw mechanisms with balls, rollers, or similar members between the co-operating parts; Elements essential to the use of such members

Abstract

Полезная модель относится к летательным аппаратам и может быть использована при проектировании механической и электронной частей систем управления беспилотных летательных аппаратов. Дублирующий модуль исполнительных механизмов для беспилотного гироплана, согласно полезной модели, характеризуется наличием узла резервирования, смонтированного в корпусе 1, для подключения его через шарико-винтовую пару 11 к общей механической управляемой части 12 летательного аппарата, и выполненного с возможностью его подключения к блоку 19 питания и электронному блоку 16 управления. Узел резервирования включает блок 2 дублируемых элементов и идентичный ему блок 3 дублирующих элементов, каждый из которых содержит шаговый двигатель 4 и 5, силовой драйвер 6 и 7 шагового двигателя и управляющий микроконтроллер 8 и 9, последовательно связанные между собой двухсторонней проводной связью 10, передающей сигнал-команду на выполнение управляющего действия. Между управляющими микроконтроллерами 8 и 9 дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков образована двухсторонняя связь 10. Подключение к шарико-винтовой паре 11 выполнено от каждого шагового двигателя 4 и 5, дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков. Техническим результатом полезной модели является повышение надежности существующих систем управления беспилотных летательных аппаратов. 2 ил.The utility model relates to aircraft and can be used in the design of mechanical and electronic parts of control systems for unmanned aerial vehicles. The redundant module of actuators for an unmanned gyroplane, according to the utility model, is characterized by the presence of a redundancy unit mounted in the housing 1, for connecting it through a ball screw pair 11 to the common mechanical controllable part 12 of the aircraft, and made with the possibility of connecting it to the power supply unit 19 and an electronic control unit 16. The redundancy unit includes a block of 2 duplicated elements and an identical block 3 of duplicating elements, each of which contains a stepper motor 4 and 5, a power driver 6 and 7 of a stepper motor and a control microcontroller 8 and 9, which are connected in series by a two-way wire connection 10, transmitting a signal -command to perform a control action. A two-way connection is formed between the control microcontrollers 8 and 9 of the redundant 2 and redundant 3 blocks. The connection to the ball screw pair 11 is made from each stepper motor 4 and 5, duplicated 2 and duplicated 3 blocks. The technical result of the utility model is to improve the reliability of existing control systems for unmanned aerial vehicles. 2 ill.

Description

Полезная модель относится к летательным аппаратам и может быть использована при проектировании механической и электронной частей систем управления беспилотных летательных аппаратов. The utility model relates to aircraft and can be used in the design of mechanical and electronic parts of control systems for unmanned aerial vehicles.

Опыт практического использования беспилотных летательных аппаратов показывает, что для обеспечения их безопасной и безотказной эксплуатации необходимо повышение надежности существующих систем управления. Особенно это актуально для беспилотных летательных аппаратов с большой взлетной массой, от 200 кг и выше. Повышение надежности систем управления беспилотных летательных аппаратов любых видов и градаций согласно общепринятым классификациям, является актуальной и востребованной задачей.The experience of practical use of unmanned aerial vehicles shows that to ensure their safe and trouble-free operation, it is necessary to increase the reliability of existing control systems. This is especially true for unmanned aerial vehicles with a large take-off weight, from 200 kg and above. Improving the reliability of control systems for unmanned aerial vehicles of any type and gradation in accordance with generally accepted classifications is an urgent and demanded task.

Основными недостатками используемых в настоящее время систем управления беспилотных летательных аппаратов являются повышенная вероятность выхода из строя всей системы и потеря управления воздушным судном из-за отказа ее отдельного элемента, относящегося преимущественно к электромеханической и электронной части системы.The main disadvantages of the currently used control systems for unmanned aerial vehicles are the increased likelihood of failure of the entire system and loss of control of the aircraft due to the failure of its separate element, which is mainly related to the electromechanical and electronic part of the system.

Известен рулевой привод (RU 2253763, кл. F15B 9/08, B64C 13/42, 2005 г), содержащий корпус с гидролиниями, соединенными с напорной и сливной гидролиниями, гидродвигатель, обратный клапан и фильтр в гидролинии напора, электрогидравлический клапан принудительного заклинивания основного золотника и дублированный золотниковый цилиндрический распределитель. Дублированный золотниковый распределитель состоит из основного золотника, связанного кинематически с входной качалкой и соосно расположенного внутри дублирующего золотника, зафиксированного в нейтральном положении посредством центрирующей пружины, имеющего две эксцентричные выточки, расположенные через 180°, первая из которых постоянно соединена со сливной гидролинией, выполненного в гильзе, имеющей две дополнительные канавки, соединенные с гидролинией напора и сообщающиеся при движении дублирующего золотника со второй эксцентричной выточкой. В канал, соединяющий полость дублирующего золотника и электрогидравлический клапан, встроен постоянный дроссель малого проходного сечения. Known steering drive (RU 2253763, class F15B 9/08, B64C 13/42, 2005), containing a housing with hydraulic lines connected to the pressure and drain lines, a hydraulic motor, a check valve and a filter in the pressure line, an electro-hydraulic valve for forced jamming of the main spool valve and duplicated spool valve cylindrical valve. The duplicated spool valve consists of a main spool, kinematically connected to the inlet rocker and coaxially located inside a redundant spool, fixed in the neutral position by means of a centering spring, having two eccentric grooves located at 180 °, the first of which is permanently connected to a drain line made in the liner having two additional grooves connected to the pressure hydraulic line and communicating with the second eccentric groove during the movement of the backup spool. A constant throttle of small bore is built into the channel connecting the cavity of the redundant spool and the electrohydraulic valve.

Недостатком указанного устройства является сложность его исполнения, избыточная масса и габаритные размеры для его применения в системах управления беспилотных летательных аппаратов. Использование любых гидравлических элементов в системах управления органами пилотирования, за исключением тормозной системы шасси, используемой при взлете или посадке, является нерациональным решением, так как система управления органом пилотирования с гидравлическим приводом исполнительных механизмов является более энергоемкой, а также конструктивно более сложной, чем использование линейных механических приводов с шарико-винтовой парой (актуаторов). Такое исполнение увеличивает трудоемкость технического обслуживания, а также ремонта. Кроме того, конструкция устройства затрагивает лишь один компонент элемента системы управления летательного аппарата - механическую часть, в то время, как любая современная система управления, в частности в авиационной технике, в особенности системы (подсистемы) управления органами пилотирования, представляют собой комбинацию механической и электронной частей. The disadvantage of this device is the complexity of its execution, excess weight and overall dimensions for its use in control systems of unmanned aerial vehicles. The use of any hydraulic elements in piloting control systems, with the exception of the landing gear braking system, used during takeoff or landing, is an irrational solution, since the control system of the piloting element with a hydraulic actuator drive is more energy-intensive and structurally more complex than the use of linear mechanical drives with a ball screw pair (actuators). This design increases the complexity of maintenance and repair. In addition, the design of the device affects only one component of an element of the aircraft control system - the mechanical part, while any modern control system, in particular in aviation technology, in particular the control system (subsystem) of piloting organs, is a combination of mechanical and electronic parts.

Наиболее близким к заявляемому устройству относится система привода механизма триммирования для гидравлического привода управляемого горизонтального стабилизатора (RU 2417923, кл. В64С 13/42, 2009 г.), содержащая, по меньшей мере, один гидравлический линейный исполнительный механизм, первую систему снабжения гидравлической энергией и независимую вторую систему снабжения гидравлической энергией. По меньшей мере один гидравлический исполнительный механизм подключен к первой системе снабжения энергией, которая подает гидравлическую энергию в гидравлический линейный исполнительный механизм в штатном режиме работы. Вторая система снабжения энергией подает гидравлическую энергию по меньшей мере в один гидравлический исполнительный механизм в аварийном режиме работы, при котором первая система снабжения энергией по меньшей мере частично стала неработоспособной. Линейный исполнительный механизм выполнен в форме блока поршневого цилиндра, содержащего шток поршня и цилиндр, и содержит механический фиксатор, предназначенный для фиксации штока поршня относительно цилиндра в последнем положении, установленном перед отказом первой и второй систем снабжения энергией. Система привода также содержит дополнительный блок управления, к которому подсоединена первая система снабжения энергией, а также вторая система снабжения энергией. Дополнительный блок управления подает гидравлическую энергию от первой системы снабжения энергией по меньшей мере в один гидравлический линейный исполнительный механизм в штатном режиме работы и в гидравлическую энергию второй системы снабжения гидравлической энергией по меньшей мере в один гидравлический линейный исполнительный механизм в аварийном режиме работы. Первая и вторая системы управления снабжения гидравлической энергией независимы от главного источника энергоснабжения летательного аппарата и снабжена автономным резервуаром с гидравлической жидкостью и автономным гидравлическим насосом.Closest to the claimed device is a trimming mechanism drive system for a hydraulic drive of a controlled horizontal stabilizer (RU 2417923, class В64С 13/42, 2009), containing at least one hydraulic linear actuator, a first hydraulic power supply system and an independent second hydraulic power supply system. At least one hydraulic actuator is connected to a first power supply system that supplies hydraulic power to the hydraulic linear actuator in normal operation. The second power supply system supplies hydraulic power to at least one hydraulic actuator in an emergency mode of operation in which the first power supply system is at least partially inoperative. The linear actuator is made in the form of a piston cylinder block containing a piston rod and a cylinder, and contains a mechanical lock designed to fix the piston rod relative to the cylinder in the last position set before the failure of the first and second power supply systems. The drive system also contains an additional control unit to which the first power supply system is connected as well as the second power supply system. The additional control unit supplies hydraulic power from the first power supply system to at least one hydraulic linear actuator in normal operation and to the hydraulic power of the second hydraulic power supply system to at least one hydraulic linear actuator in emergency operation. The first and second hydraulic power supply control systems are independent from the main power supply of the aircraft and are equipped with an autonomous reservoir with hydraulic fluid and an autonomous hydraulic pump.

Недостатками известного технического решения также являются сложность его исполнения, избыточная масса и отсутствие дублирования управляющей части (блока управления), которая ко всему прочему не является электронной и не может быть оперативно продиагностирована без внедрения в конструкцию дополнительных контрольно-измерительных и автоматических приборов.The disadvantages of the known technical solution are also the complexity of its implementation, excess weight and the absence of duplication of the control part (control unit), which, among other things, is not electronic and cannot be promptly diagnosed without introducing additional control and measuring and automatic devices into the design.

Проблемой полезной модели является разработка дублирующего модуля управления беспилотного летательного аппарата, обеспечивающего его управление при нештатных ситуациях, а именно, при отказе наиболее уязвимых элементов исполнительных механизмов.The problem of the utility model is the development of a redundant control module for an unmanned aerial vehicle, which ensures its control in emergency situations, namely, when the most vulnerable elements of the actuators fail.

Техническим результатом полезной модели является повышение надежности существующих систем управления беспилотных летательных аппаратов.The technical result of the utility model is to improve the reliability of existing control systems for unmanned aerial vehicles.

Поставленная проблема и указанный технический результат достигаются тем, что дублирующий модуль исполнительных механизмов для беспилотного гироплана, согласно полезной модели характеризуется наличием узла резервирования, смонтированного в корпусе, для подключения его через шарико-винтовую пару к общей механической управляемой части летательного аппарата и выполненного с возможностью его подключения к блоку питания и электронному блоку управления. Узел резервирования включает блок дублируемых элементов и идентичный ему блок дублирующих элементов, каждый из которых содержит шаговый двигатель, силовой драйвер шагового двигателя и управляющий микроконтроллер, последовательно связанные между собой двухсторонней проводной связью, передающей сигнал-команду на выполнение управляющего действия. Между управляющими микроконтроллерами дублируемого и дублирующего блоков образована двухсторонняя связь. Подключение к шарико-винтовой паре выполнено от каждого шагового двигателя, дублируемого и дублирующего блоков. The problem posed and the specified technical result are achieved by the fact that the redundant module of actuators for an unmanned gyroplane, according to the utility model, is characterized by the presence of a redundancy unit mounted in the housing for connecting it through a ball screw pair to a common mechanical controllable part of the aircraft and made with the possibility of it connections to the power supply and electronic control unit. The redundancy unit includes a block of duplicated elements and an identical block of duplicating elements, each of which contains a stepper motor, a power driver of a stepper motor and a control microcontroller, which are sequentially interconnected by a two-way wire connection that transmits a command signal to perform a control action. A two-way communication is formed between the control microcontrollers of the duplicated and redundant units. Connection to the ball screw is made from each stepper motor, redundant and redundant blocks.

Наличие элементов в двух идентичных дублируемым блоках, таких как: шаговый двигатель, силовой драйвер шагового двигателя и управляющий микроконтроллер позволяет повысить общую надежность системы, поскольку перечисленные элементы являются часто выходящими из строя со сложно предсказуемым результатом ситуации и составляют большую часть блока. Дублирование блоков имеет техническую и экономическую целесообразность, так как их общая надежность при работе в паре многократно повышается, что позволяет для достижения требуемой высокой надежности использовать более дешевые комплектующие, надежность которых по отдельности не достигает требуемого уровня.The presence of elements in two identical redundant blocks, such as a stepper motor, a stepper motor power driver and a control microcontroller, improves the overall reliability of the system, since the listed elements are often out of order with a difficult predictable result of the situation and make up a large part of the block. Duplication of blocks has technical and economic feasibility, since their overall reliability when working in pairs increases many times over, which allows using cheaper components to achieve the required high reliability, the reliability of which individually does not reach the required level.

Наличие двухсторонней связи между управляющими микропроцессорами обеспечивает возможность реализовывать дополнительные механизмы передачи данных между ними, что позволяет продолжать системе функционировать даже в случае отказа канала связи с управляющим бортовым компьютером в одном канале и отказа двигателя или силового драйвера двигателя в другом канале. Наличие связи между контроллерами обеспечивает высокую надежность при наличии двух управляющих бортовых компьютеров, подключенных независимо к разным частям модуля, что позволяет продолжать системе функционировать при отказе одного из управляющих бортовых компьютеров и поломке в силовой части подключенного к функционирующему бортовому компьютеру другой половине модуля, принимающей сигналы от исправного бортового компьютера. The presence of two-way communication between the control microprocessors makes it possible to implement additional mechanisms for transferring data between them, which allows the system to continue functioning even in the event of a failure of the communication channel with the control on-board computer in one channel and failure of the engine or engine power driver in the other channel. The presence of communication between the controllers ensures high reliability in the presence of two control on-board computers connected independently to different parts of the module, which allows the system to continue functioning in the event of a failure of one of the control on-board computers and a breakdown in the power section connected to a functioning on-board computer to the other half of the module, which receives signals from a serviceable on-board computer.

Подключение к шарико-винтовой паре выполнено от каждого шагового двигателя дублируемого и дублирующего блоков необходимо для обеспечения работоспособности системы в случае выхода из строя какого-либо из элементов дублируемого или дублирующего блоков.The connection to the ball screw pair is made from each stepper motor of the duplicated and redundant units, it is necessary to ensure the system operability in case of failure of any of the elements of the duplicated or redundant units.

Технический результат полезной модели достигается за счет увеличения общей надежности системы при использовании дублированных компонентов модуля исполнительного механизма, объединенных в одном корпусе и скомпонованных путем использования метода дублирования основных компонентов и оптимизации числа управляющих устройств, позволяющих иметь при выходе из строя любого из них, гарантированную возможность управления всеми элементами системы.The technical result of the utility model is achieved by increasing the overall reliability of the system when using duplicated components of the actuator module, combined in a single housing and arranged by using the method of duplicating the main components and optimizing the number of control devices, which make it possible to have a guaranteed control capability in case of failure of any of them all elements of the system.

Полезная модель иллюстрируется следующими чертежами, где на фиг. 1 показано размещение и составные части модуля дублирования исполнительных механизмов беспилотного гироплана; на фиг. 2 приведена функциональная блок-схема дублирования исполнительных механизмов гироплана с отображением механических частей, внешних элементов, имеющих связь с ним и дублированной группы элементов.The utility model is illustrated by the following drawings, where FIG. 1 shows the location and components of the module for duplicating the actuators of an unmanned gyroplane; in fig. 2 shows a functional block diagram of the duplication of the gyroplane actuators with the display of mechanical parts, external elements that have a connection with it, and a duplicated group of elements.

Модуль дублирования исполнительных механизмов летательного аппарата включает узел резервирования, смонтирован в корпусе 1. Узел резервирования содержит блок 2 дублируемых элементов и блок 3 дублирующих элементов. Блоки 2 и 3 идентичны, каждый из которых содержит последовательно связанные между собой двухсторонними линиями связи, шаговые двигатели 4 и 5, силовые драйвера 6 и 7 шаговых двигателей 4 и 5 и управляющие микроконтроллеры 8 и 9 соответственно. Между управляющими микроконтроллерами 8 и 9 блоков 2 и 3 образована двухсторонняя проводная связь 10. Узел резервирования выполнен с возможностью его подключения через шарико-винтовую пару 11 к общей механической управляемой части 12 летательного аппарата 13. Подключение к шарико-винтовой паре 11 выполнено от каждого шагового двигателя 4 и 5 дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков. Узел резервирования выполнен с возможностью его подключения проводными линиями двухсторонней связи 14 и 15 к блоку 16 управления и проводными линиями 17 и 18 к блоку 19 питания. The module for duplicating the aircraft actuators includes a redundancy unit, mounted in the housing 1. The redundancy unit contains a block of 2 duplicated elements and a block of 3 duplicate elements. Blocks 2 and 3 are identical, each of which contains stepper motors 4 and 5, stepper motors 4 and 5, power drivers 6 and 7 of stepper motors 4 and 5, and control microcontrollers 8 and 9, respectively, each of which contains serially interconnected by two-way communication lines. A two-way wire connection is formed between the control microcontrollers 8 and 9 of blocks 2 and 3 10. The redundancy unit is made with the possibility of connecting it through the ball screw pair 11 to the common mechanical controllable part 12 of the aircraft 13. Connection to the ball screw pair 11 is made from each stepper engine 4 and 5 redundant 2 and redundant 3 units. The redundancy unit is made with the possibility of connecting it with wired two-way communication lines 14 and 15 to the control unit 16 and wired lines 17 and 18 to the power supply unit 19.

Реализация переключения блоков 2 дублируемых элементов и блока 3 дублирующих элементов при выходе какого-либо из них из строя заключается в заранее заданном на программном уровне функционале: один из блоков является ведущим и активен по умолчанию, при включении системы в случае его работоспособности он выполняет свои функции, второй же блок является ведомым и вступает в работу в случае выхода из строя ведущего блока. Опрос блоков и определение их работоспособности основываются на анализе электронным блоком управления 16 данных, полученных от блоков 2 и 3 по линиям обратной связи 17, 18. Команды на активацию, а также включение и выключение поступают, соответственно, через линии управления двухсторонней связи 14 и 15.The implementation of switching blocks 2 duplicated elements and block 3 duplicating elements in the event of failure of any of them is in the functionality predefined at the software level: one of the blocks is the master and is active by default, when the system is turned on, if it is operational, it performs its functions , the second unit is a slave and comes into operation in case of failure of the master unit. The interrogation of the blocks and the determination of their operability are based on the analysis by the electronic control unit 16 of the data received from the blocks 2 and 3 via the feedback lines 17, 18. The commands to activate, as well as to turn on and off are received, respectively, through the two-way communication control lines 14 and 15 ...

Возможны несколько сценариев, при которых функции полезной модели будут задействованы.Several scenarios are possible in which the utility model functions will be involved.

Одним из возможных вариантов является отказ механических компонентов одного из шаговых двигателей 4 или 5, при котором управление беспилотным летательным аппаратом может быть затруднено или даже потеряно. В этом случае, будет задействован шаговый двигатель 4 или 5, входящий в один из полностью работоспособных дублированных модулей 2 или 3, что позволит продолжить полет или завершить его без риска возникновения аварии.One possible option is the failure of the mechanical components of one of the stepper motors 4 or 5, in which control of the unmanned aerial vehicle may be difficult or even lost. In this case, the stepper motor 4 or 5 will be used, which is included in one of the fully functional duplicated modules 2 or 3, which will allow the flight to continue or be completed without the risk of an accident.

В случае выхода из строя электронный компонент любого из блоков 2 или 3, в частности одного из управляющих микроконтроллеров 8 или 9, также не будет влиять на общую работоспособность системы, поскольку повреждение и выход из строя компонентов двух блоков одновременно маловероятно. Выход из строя компонент может быть обусловлен разными причинами, включая, но, не ограничиваясь следующими: вибрационное разрушение, отказ в связи с производственным браком до выработки назначенного ресурса, механическое повреждение, усталостные причины, прогрессирующее разрушение, приведшее к неработоспособности - окисление контактов, нарушение герметичности, повреждение температурным циклом, повреждение составляющих электронных компонент высокоэнергетическим воздействием или высокоэнергетической частицей, другие деградационные процессы.In the event of a failure, the electronic component of any of the blocks 2 or 3, in particular one of the control microcontrollers 8 or 9, will also not affect the overall performance of the system, since damage and failure of the components of the two blocks is unlikely at the same time. Component failure can be due to various reasons, including but not limited to the following: vibration failure, failure due to a manufacturing defect before the designated resource is exhausted, mechanical damage, fatigue causes, progressive failure leading to inoperability - oxidation of contacts, leakage , temperature cycle damage, damage to constituent electronic components by high-energy impact or high-energy particle, other degradation processes.

Текущее положение летательного аппарата отправляется блоком 16 управления, подключенного к датчикам 20 текущего положения актауатора. Сам электронный блок 16 управления содержит информацию о текущем положении летательного аппарата через датчики (на фиг. не показано), расположенные в другом месте, вычислять ее алгоритмически и передавать микроконтроллерам 8 и 9 значение текущего положения актуатора с более высоким приоритетом. The current position of the aircraft is sent by the control unit 16 connected to the sensors 20 of the current position of the actuator. The electronic control unit 16 itself contains information about the current position of the aircraft through sensors (not shown in the figure) located elsewhere, calculate it algorithmically and transmit to microcontrollers 8 and 9 the value of the current position of the actuator with a higher priority.

Двухсторонняя связь между управляющими микроконтроллерами 8 и 9 обеспечивает подтверждение работоспособности дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков, что реализовано непосредственно в используемом программном обеспечении. Также двусторонняя связь обеспечивает возможность самостоятельного принятия решений для восстановления работоспособности, если электронный блок 16 управления снабжен только базовой логикой управления и не запрограммирован на определение, какая именно часть блока активна, что позволяет использовать дублирующий блок 3 с управляющим микроконтроллером 8. В случае выхода из строя одного из элементов связь прерывается, что воспринимается, как неисправность и по линии связи об этом узнает электронный блок 16 управления. При работе летательного аппарата между дублирующим 3 и дублируемым 2 блоком распределяются роли (статусы), дублируемый блок 2 является «активным», а дублирующий 3 «пассивным». Поскольку они по составу полностью идентичны, какой блок будет являться активным, а какой пассивным - не принципиально. Если между блоками 2 и 3 нет связи, это свидетельствует о том, что один из блоков неисправен. Подтверждением этого является отсутствие связи непосредственно между одним из блоков 2 и 3 и электронным блоком 16 управления и отсутствие сигнала от датчика 20 текущего положения актуатора одного из блоков 2 или 3 при отправке тестовой команды на выполнение управляющего воздействия. Если связь обрывается в процессе работы, помимо отсутствия связи от блока 2 или 3, вышедшего из строя, проверяется связь с датчиком 20 текущего положения актуатора и на основе этого делается вывод о работоспособности блока 2 или 3. Силовые драйвера 6 и 7 предназначены для преобразования электрических управляющих сигналов в электрические воздействия, пригодные для непосредственного управления шаговыми двигателями 4 и 5.Two-way communication between the control microcontrollers 8 and 9 provides confirmation of the operability of the duplicated 2 and duplicate 3 blocks, which is implemented directly in the software used. Also, two-way communication provides the possibility of independent decision-making to restore operability, if the electronic control unit 16 is equipped only with basic control logic and is not programmed to determine which part of the unit is active, which makes it possible to use a backup unit 3 with a control microcontroller 8. In case of failure of one of the elements, communication is interrupted, which is perceived as a malfunction and the electronic control unit 16 recognizes this via the communication line. When the aircraft is operating, roles (statuses) are assigned between the duplicate 3 and duplicated 2 blocks, the duplicated block 2 is "active", and the duplicate 3 is "passive". Since they are completely identical in composition, which block will be active and which will be passive is not important. If there is no communication between blocks 2 and 3, this indicates that one of the blocks is faulty. This is confirmed by the lack of communication directly between one of the blocks 2 and 3 and the electronic control unit 16 and the absence of a signal from the sensor 20 of the current position of the actuator of one of the blocks 2 or 3 when sending a test command to perform a control action. If communication is interrupted during operation, in addition to the lack of communication from unit 2 or 3, which is out of order, communication with the sensor 20 of the current position of the actuator is checked and on the basis of this a conclusion is made about the operability of unit 2 or 3. Power drivers 6 and 7 are designed to convert electrical control signals into electrical influences, suitable for direct control of stepper motors 4 and 5.

Модуль дублирования исполнительных механизмов для гироплана разработан с минимально возможным количеством компонентов, осуществляющих контроль и подачу управляющих сигналов, обеспечивающий возможность встраивания в любую систему управления, посредством подключения линий управления, двухсторонней связи, питания и управляемой механической части. Возможны режимы работы без наличия двухсторонней связи - только с потоком команд от электронного блока 16 управления до модуля. В этом случае модуль сам осуществляет функции резервирования, что позволяет использовать модуль с простыми контроллерами и сохранять функционирование при отказе обратного канала данных.The module for duplicating actuators for the gyroplane is designed with the minimum possible number of components that control and supply control signals, which provides the ability to integrate into any control system by connecting control lines, two-way communication, power supply and controlled mechanical part. Possible modes of operation without the presence of two-way communication - only with the flow of commands from the electronic control unit 16 to the module. In this case, the module itself carries out the redundancy functions, which allows the module to be used with simple controllers and maintain its functioning in the event of a failure of the reverse data channel.

Представленная совокупность новых существенных признаков позволяет достичь заявленного технического результата, а именно - повышения надежности системы управления и уменьшения количества вероятных отказов.The presented set of new essential features makes it possible to achieve the declared technical result, namely, to increase the reliability of the control system and reduce the number of probable failures.

Claims (1)

Дублирующий модуль исполнительных механизмов для беспилотного гироплана, характеризующийся наличием узла резервирования, смонтированного в корпусе, для подключения его через шарико-винтовую пару к общей механической управляемой части летательного аппарата, и выполненного с возможностью его подключения к блоку питания и электронному блоку управления, узел резервирования включает блок дублируемых элементов и идентичный ему блок дублирующих элементов, каждый из которых содержит шаговый двигатель, силовой драйвер шагового двигателя и управляющий микроконтроллер, последовательно связанные между собой двухсторонней проводной связью, передающей сигнал-команду на выполнение управляющего действия, между управляющими микроконтроллерами дублируемого и дублирующего блоков образована двухсторонняя связь, подключение к шарико-винтовой паре выполнено от каждого шагового двигателя, дублируемого и дублирующего блоков. A redundant actuator module for an unmanned gyroplane, characterized by the presence of a redundancy unit mounted in the body, for connecting it through a ball screw pair to a common mechanical controllable part of the aircraft, and configured to connect it to a power supply unit and an electronic control unit, the redundancy unit includes a block of duplicated elements and an identical block of duplicating elements, each of which contains a stepper motor, a power driver of a stepper motor and a control microcontroller, sequentially interconnected by a two-way wire connection, transmitting a command signal to perform a control action, between the control microcontrollers of the duplicated and duplicate blocks is formed two-way communication, connection to the ball screw is made from each stepper motor, redundant and redundant blocks.
RU2020107928U 2020-02-21 2020-02-21 Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane RU199072U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020107928U RU199072U1 (en) 2020-02-21 2020-02-21 Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020107928U RU199072U1 (en) 2020-02-21 2020-02-21 Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU199072U1 true RU199072U1 (en) 2020-08-12

Family

ID=72086565

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020107928U RU199072U1 (en) 2020-02-21 2020-02-21 Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU199072U1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1793477B1 (en) * 2005-12-02 2012-02-15 The Boeing Company Fault-tolerant electro-mechanical actuator having a torque sensing control system
CN101985310B (en) * 2010-11-09 2012-10-03 重庆市宇一机械有限公司 Rotor head structure of gyroplane and control method of gyroplane vertical launching
US9086125B2 (en) * 2013-03-15 2015-07-21 Moog Inc. Rotary actuator
RU2630966C1 (en) * 2016-09-19 2017-09-15 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Aircraft electric drive (versions)
DE102018104192A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-29 Autogyro Ag gyrocopter

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1793477B1 (en) * 2005-12-02 2012-02-15 The Boeing Company Fault-tolerant electro-mechanical actuator having a torque sensing control system
CN101985310B (en) * 2010-11-09 2012-10-03 重庆市宇一机械有限公司 Rotor head structure of gyroplane and control method of gyroplane vertical launching
US9086125B2 (en) * 2013-03-15 2015-07-21 Moog Inc. Rotary actuator
RU2630966C1 (en) * 2016-09-19 2017-09-15 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Aircraft electric drive (versions)
DE102018104192A1 (en) * 2018-02-23 2019-08-29 Autogyro Ag gyrocopter

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3222520B1 (en) Local backup hydraulic actuator for aircraft control systems
US9573682B2 (en) System for a vehicle with redundant computers
US4472780A (en) Fly-by-wire lateral control system
CA2910821C (en) Dynamic activation of pumps of a fluid power system
EP3620374B1 (en) Distributed trailing edge wing flap systems
US4807516A (en) Flight control system employing three controllers operating a dual actuator
US5791596A (en) Process and device for the control of the rudder of an aircraft
US9102402B2 (en) Landing gear, an aircraft, and a method
US10940939B2 (en) Ground spoiler control architecture for aircraft
US4887214A (en) Flight control system employing two dual controllers operating a dual actuator
US20040075020A1 (en) Method and apparatus for controlling aircraft devices with multiple actuators
US10808836B2 (en) Monitoring system and vehicle control device
US8418955B2 (en) Control system for a hydraulically actuatable horizontal stabilizer and test method for testing the integrity of a control system
GB2196588A (en) Rudder control arrangement for aircraft
EP3529130B1 (en) Electro-hydraulic control system with fail-safe pilot valves
CN111142369A (en) Fly-by-wire flight control system capable of meeting airworthiness requirement
CN113534656B (en) Telex flight backup control system and telex flight backup control method
RU199072U1 (en) Duplicate actuator module for an unmanned gyroplane
CN111927637B (en) Fuel oil emergency oil supply mechanism and emergency oil supply method
CN112363468B (en) Fully-distributed flight control system for aviation aircraft, operation method of fully-distributed flight control system and aviation aircraft
KR102200977B1 (en) A electronic brake system for aircraft to prevent aircraft landing accidents due to loss of brake control power
US20220009616A1 (en) Rudder system architecture for electrical actuators
CN117719673A (en) Dual-redundancy actuator control system
CN115949637A (en) Parallel redundant electro-hydrostatic actuator
JPS63297802A (en) Neutral position resetting device for servoactuator