RU2002134492A - Система управления приводами в самолете - Google Patents
Система управления приводами в самолетеInfo
- Publication number
- RU2002134492A RU2002134492A RU2002134492/09A RU2002134492A RU2002134492A RU 2002134492 A RU2002134492 A RU 2002134492A RU 2002134492/09 A RU2002134492/09 A RU 2002134492/09A RU 2002134492 A RU2002134492 A RU 2002134492A RU 2002134492 A RU2002134492 A RU 2002134492A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- control
- drive
- control system
- servo
- commands
- Prior art date
Links
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims 1
Claims (14)
1. Система управления приводами самолета, посредством которой команды управления приводами рассчитываются с помощью компьютеров, распределенных по самолету, и где каждый компьютер настраивается таким образом, чтобы принимать параметры датчика (6) через шину (B) данных и вычислять команды управления для первого привода (A) и по меньшей мере для одного дополнительного привода в зависимости от принятых параметров датчика, отличающаяся тем, что каждый компьютер (C) связан с приводом (A) и вместе с приводом (A) формирует сервоузел (S) с цифровым сопряжением с шиной данных, компьютер (C) в каждом сервоузле настраивается таким образом, чтобы он принимал через шину данных команды управления приводом (A), определенные компьютером по меньшей мере в одном дополнительном сервоузле (S), компьютер (C) в каждом сервоузле (S) настраивается таким образом, чтобы он выбирал исполнительную команду управления приводом (A) в сервоузле в зависимости от результата сравнения между командами (4) управления, рассчитанными локально в сервоузле (S), и командами управления, принятыми через шину данных, компьютер (C) настраивается таким образом, чтобы он управлял приводом в сервоузле посредством исполнительной команды управления.
2. Система управления по п.1, отличающаяся тем, что компьютер (C) в сервоузле (S) содержит программы с принципами управления для вычисления команд управления приводом (A) в его собственном сервоузле, а также с принципами управления для вычисления команд управления приводами (A) по меньшей мере в одном другом сервоузле (S).
3. Система управления по п.2, отличающаяся тем, что каждый сервоузел (S) содержит функциональный блок мажоритарной выборки, предназначенный для вычисления исполнительной команды (7) управления приводом (A) на основании команд управления, рассчитанных локально непосредственно в сервоузле, и команд управления, рассчитанных по меньшей мере в одном другом сервоузле (S).
4. Система управления по п.3, отличающаяся тем, что функциональный блок (I) контроля в сервоузле (S) принимает исполнительную команду (7) управления и локально рассчитанные команды (4) управления и сравнивает эти команды управления, которые должны быть идентичны.
5. Система управления по п.4, отличающаяся тем, что пока нет никаких ошибок, блок (I) контроля передает импульсный сигнал (8) управления к приводу (A), причем этот импульсный сигнал (8) управления должен присутствовать в приводе для того, чтобы выполнилась команда управления, таким образом, если импульсный сигнал управления перестанет поступать, то привод будет установлен в отказобезопасный режим.
6. Система управления по п.5, отличающаяся тем, что компьютер (C) в сервоузле (S) содержит программу (W) внутреннего контроля, которая контролирует функциональные возможности компьютера и, в случае ошибки, посылает информацию (5) блоку (I) контроля, после чего импульсный сигнал (8) управления перестает передаваться, что приводит к тому, что привод устанавливается в отказобезопасный режим.
7. Система управления по п.6, отличающаяся тем, что функционирование привода (A) проверяется блоком (J) контроля с помощью моделирования, который обнаруживает любой сбой привода (A), посредством чего блок (I) контроля получает информацию (6) об ошибке, после чего импульсный сигнал перестает поступать, и привод устанавливается в отказобезопасный режим.
8. Система управления по п.1, отличающаяся тем, что компьютер (C) содержит множество наборов принципов управления и сравнивает команды управления (4), рассчитанные локально в сервоузле (S) с помощью дублированного выполнения, с командой (7) привода, выбранной с помощью блока мажоритарной выборки, после чего, если команды не идентичны, команды (3) управления, рассчитанные по меньшей мере в одном другом сервоузле (S), используются для определения того, какая из локально рассчитанных команд управления является правильной.
9. Система управления по п.8, отличающаяся тем, что значения параметров состояния в принципах управления, которые выдали правильную местную команду управления, копируются в набор принципов управления, которые не смогли выдать правильную команду управления.
10. Система управления по п.1, отличающаяся тем, что компьютер (C) содержит набор принципов управления и сравнивает команду (4) управления, рассчитанную локально в сервоузле (S), с командой (7) привода, выбранной с помощью блока мажоритарной выборки, после чего, если команды не идентичны, значение параметров состояния принципов управления в сервоузле (S), в котором отсутствуют ошибки, копируются в параметры состояния в принципах управления в неисправном сервоузле (S).
11. Система управления по п.1, отличающаяся тем, что сигналы системы управления являются исключительно цифровыми по своей природе, и при этом сигналы в системе передаются через шину (B) данных.
12. Система управления по п.11, отличающаяся тем, что шина (B) данных является логической широковещательной шиной или шиной с конфигурацией “звезда”.
13. Система управления по п.1, отличающаяся тем, что сервоузлы (S) в системе управления работают синхронно.
14. Система управления по п.2, отличающаяся тем, что система управления используется в самолете, при этом датчики (G) содержат гироскопы для обнаружения угловой скорости крена так же, как индикаторы скорости, и при этом приводы (A) используются для управления рулевыми поверхностями.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SE0001910-9 | 2000-05-22 | ||
| SE0001910A SE518927C2 (sv) | 2000-05-22 | 2000-05-22 | Styrsystem för beräkning av styrkommandon till ställdon baserat på distribuerade datorer |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002134492A true RU2002134492A (ru) | 2004-06-20 |
| RU2237276C1 RU2237276C1 (ru) | 2004-09-27 |
Family
ID=20279793
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002134492/09A RU2237276C1 (ru) | 2000-05-22 | 2001-05-18 | Система управления приводами в самолете |
Country Status (12)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7017861B1 (ru) |
| EP (1) | EP1297426B1 (ru) |
| AT (1) | ATE279749T1 (ru) |
| AU (1) | AU2001260916A1 (ru) |
| BR (1) | BR0110766A (ru) |
| DE (1) | DE60106449T2 (ru) |
| ES (1) | ES2230314T3 (ru) |
| PL (1) | PL200659B1 (ru) |
| RU (1) | RU2237276C1 (ru) |
| SE (1) | SE518927C2 (ru) |
| WO (1) | WO2001093039A1 (ru) |
| ZA (1) | ZA200208581B (ru) |
Families Citing this family (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6464166B1 (en) | 2001-05-29 | 2002-10-15 | Romeo Yankee Ltd. | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft |
| US7275712B2 (en) | 2002-05-28 | 2007-10-02 | Urban Aeronautics, Ltd. | Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft |
| WO2002098732A2 (en) | 2001-06-04 | 2002-12-12 | Romeo Yankee Ltd. | Vehicles particularly useful as vtol vehicles |
| WO2004031876A1 (en) * | 2002-10-01 | 2004-04-15 | Urban Aeronautics Ltd. | Flight control system for vtol aircraft |
| US7209809B2 (en) * | 2003-10-15 | 2007-04-24 | The Boeing Company | Method and apparatus for obtaining high integrity and availability in multi-channel systems |
| US7857253B2 (en) | 2003-10-27 | 2010-12-28 | Urban Aeronautics Ltd. | Ducted fan VTOL vehicles |
| US8984500B2 (en) * | 2004-06-14 | 2015-03-17 | Hewlett-Packard Development Company, L.P. | Programming a computing node connected to a sensor and an actuator |
| US8942882B2 (en) * | 2004-07-02 | 2015-01-27 | The Boeing Company | Vehicle health management systems and methods |
| JP2008526599A (ja) | 2005-01-10 | 2008-07-24 | アーバン エアロノーティクス リミテッド | ダクト内ファン垂直離着陸ビークル |
| US20100318245A1 (en) * | 2005-03-03 | 2010-12-16 | Nabtesco Corporation | Flight control system |
| US7789345B2 (en) * | 2005-03-03 | 2010-09-07 | Nabtesco Corporation | Actuator control apparatus |
| US7946528B2 (en) | 2005-04-15 | 2011-05-24 | Urban Aeronautics, Ltd. | Flight control system especially suited for VTOL vehicles |
| US7717368B2 (en) | 2005-06-07 | 2010-05-18 | Urban Aeronautics Ltd. | Apparatus for generating horizontal forces in aerial vehicles and related method |
| WO2007099543A2 (en) | 2006-03-01 | 2007-09-07 | Urban Aeronautics Ltd. | Ground effect vanes arrangement |
| WO2008065654A2 (en) | 2006-11-27 | 2008-06-05 | Urban Aeronautics Ltd. | Wall effects on vtol vehicles |
| GB0624090D0 (en) * | 2006-12-01 | 2007-01-10 | Selamine Ltd | Ramipril amine salts |
| EP1939703B1 (en) * | 2006-12-28 | 2011-05-18 | Saab Ab | System, computer program product and method for adjusting gain in a control system |
| EP1942054B1 (en) * | 2007-01-08 | 2013-05-29 | Saab Ab | A method, an electrical system, a digital control module, and an actuator control module in a vehicle |
| WO2008135973A2 (en) | 2007-05-02 | 2008-11-13 | Urban Aeronautics Ltd. | Control flows and forces in vtol vehicles |
| US8948960B2 (en) * | 2007-11-30 | 2015-02-03 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for arbitrating sensor and actuator signals in a multi-channel control system |
| US7840316B2 (en) * | 2007-12-17 | 2010-11-23 | Honeywell International Inc. | Limited authority and full authority mode fly-by-wire flight control surface actuation control system |
| EP2318273A4 (en) | 2008-09-02 | 2017-09-06 | Urban Aeronautics Ltd. | Vtol vehicle with coaxially tilted or tiltable rotors |
| US8070091B2 (en) * | 2008-10-08 | 2011-12-06 | Honeywell International Inc. | Electromechanical actuation system and method |
| DE102009017653A1 (de) * | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem |
| DE102009022602A1 (de) * | 2009-05-26 | 2010-12-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem |
| JP5123964B2 (ja) | 2010-02-26 | 2013-01-23 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機 |
| US20110251739A1 (en) * | 2010-04-09 | 2011-10-13 | Honeywell International Inc. | Distributed fly-by-wire system |
| FR2960680B1 (fr) * | 2010-05-28 | 2013-05-17 | Airbus Operations Sas | Systeme embarque a bord d'un aeronef |
| US8876038B2 (en) | 2010-10-05 | 2014-11-04 | Urban Aeronautics Ltd. | Ducted fan for VTOL vehicles with system and method to reduce roll moments |
| US8534599B2 (en) * | 2011-03-31 | 2013-09-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Redundant two stage electro-hydraulic servo actuator control |
| DE102011115362A1 (de) * | 2011-10-07 | 2013-04-11 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Modulares elektronisches Flugsteuerungssystem |
| FR2992122B1 (fr) * | 2012-06-15 | 2014-06-27 | Thales Sa | Dispositif de conversion securise de commandes numeriques en signaux analogiques de puissance pour aeronef |
| RU2681509C1 (ru) * | 2017-11-08 | 2019-03-06 | Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ управления рулём высоты самолёта |
| US11203440B2 (en) * | 2018-01-04 | 2021-12-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | System for integrated engine and flight control |
| US10843792B2 (en) * | 2018-02-01 | 2020-11-24 | Hamilton Sundstrand Corporation | Autonomous reconfiguration of a multi-redundant actuator control system |
| US10938643B2 (en) | 2019-02-08 | 2021-03-02 | Simmonds Precision Products, Inc. | Distributed sensing systems and nodes therefor |
| US11243098B2 (en) | 2019-02-08 | 2022-02-08 | Simmonds Precision Products, Inc. | Configurable nodes for sensing systems |
| WO2023272398A1 (en) | 2021-06-30 | 2023-01-05 | Leggett & Platt Canada Co. | Smart motor systems and methods using local intelligence |
| RU2764322C1 (ru) * | 2021-09-14 | 2022-01-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Санкт-Петербургский государственный университет аэрокосмического приборостроения» | Способ минимизации средней высоты полета летательного аппарата, движущегося вблизи неровной поверхности, и устройство для его осуществления |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4412281A (en) | 1980-07-11 | 1983-10-25 | Raytheon Company | Distributed signal processing system |
| US4327437A (en) * | 1980-07-30 | 1982-04-27 | Nasa | Reconfiguring redundancy management |
| WO1984000071A1 (en) | 1982-06-16 | 1984-01-05 | Boeing Co | Autopilot flight director system |
| US4622667A (en) | 1984-11-27 | 1986-11-11 | Sperry Corporation | Digital fail operational automatic flight control system utilizing redundant dissimilar data processing |
| US4672530A (en) | 1984-12-17 | 1987-06-09 | Combustion Engineering, Inc. | Distributed control with universal program |
| DE200352T1 (de) * | 1985-03-25 | 1987-04-30 | British Aerospace Plc, London | Steuerungssystem mit rechner. |
| DE3621106C2 (de) | 1986-06-24 | 1995-03-23 | Vdo Schindling | Verfahren zur ON-LINE-Verarbeitung gleicher Eingabegrößen mittels zweier Prozessoren |
| DE3638820A1 (de) * | 1986-09-12 | 1988-03-24 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Seitenruder-steuerungsanordnung fuer luftfahrzeuge |
| FR2628858B1 (fr) | 1988-03-15 | 1990-08-17 | Aerospatiale | Systeme de commande de vol pour aeronef |
| DE3906846C2 (de) | 1989-03-03 | 1994-02-17 | Bodenseewerk Geraetetech | Redundante Rechneranordnung für Steuersysteme |
| US5493497A (en) * | 1992-06-03 | 1996-02-20 | The Boeing Company | Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system |
| US5377109A (en) * | 1992-07-31 | 1994-12-27 | Lear Astronics Corp. | Failsafe digital bus to analog protocol converter system |
| JPH07262148A (ja) | 1994-03-22 | 1995-10-13 | Nec Corp | コンピュータシステム |
| US5515282A (en) * | 1994-04-25 | 1996-05-07 | The Boeing Company | Method and apparatus for implementing a databus voter to select flight command signals from one of several redundant asynchronous digital primary flight computers |
| US6206329B1 (en) * | 1995-09-15 | 2001-03-27 | Jean-Pierre Gautier | Process and device for the control of the rudder of an aircraft |
| DE19835191C1 (de) | 1998-08-04 | 2000-04-20 | Daimler Chrysler Ag | Flugsteuerungseinrichtung zur Verbesserung der Längsstabilität eines geregelten Flugzeugs |
-
2000
- 2000-05-18 US US10/296,159 patent/US7017861B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2000-05-22 SE SE0001910A patent/SE518927C2/sv unknown
-
2001
- 2001-05-18 RU RU2002134492/09A patent/RU2237276C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-05-18 ES ES01934764T patent/ES2230314T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-05-18 AU AU2001260916A patent/AU2001260916A1/en not_active Abandoned
- 2001-05-18 DE DE60106449T patent/DE60106449T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-05-18 BR BR0110766-6A patent/BR0110766A/pt not_active Application Discontinuation
- 2001-05-18 PL PL359134A patent/PL200659B1/pl unknown
- 2001-05-18 AT AT01934764T patent/ATE279749T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-05-18 EP EP01934764A patent/EP1297426B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-05-18 WO PCT/SE2001/001123 patent/WO2001093039A1/en active IP Right Grant
-
2002
- 2002-10-23 ZA ZA200208581A patent/ZA200208581B/en unknown
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2002134492A (ru) | Система управления приводами в самолете | |
| RU2237276C1 (ru) | Система управления приводами в самолете | |
| US5550731A (en) | Method and apparatus for implementing a databus voter to select the command signals from one of several redundant asynchronous digital processing units | |
| CN107390511B (zh) | 用于运行冗余的自动化系统的方法 | |
| RU2585262C2 (ru) | Контрольно-вычислительная система, способ управления контрольно-вычислительной системой, а также применение контрольно-вычислительной системы | |
| JP3871343B2 (ja) | 冗長処理システム・アーキテクチャ | |
| JPH052654A (ja) | マイクロコンピユータの故障検知方法および回路 | |
| JPH11250029A (ja) | 少なくとも２つのプロセッサからなるコンピュータ装置のモニタ方法および装置 | |
| GB2369693A (en) | A dirty memory for indicating that a block of memory associated with an entry in it has been altered | |
| JP4281227B2 (ja) | 二重化計測処理装置 | |
| JP4411600B2 (ja) | ２重化システム | |
| JPH1115661A (ja) | Ｃｐｕの自己診断方法 | |
| JP2654072B2 (ja) | 故障容認計算機装置 | |
| JP2732668B2 (ja) | 二重化制御装置 | |
| RU2015542C1 (ru) | Устройство для контроля и реконфигурации дублированной вычислительной системы | |
| JPS60112103A (ja) | ハイブリッド制御装置 | |
| JP2518652B2 (ja) | 多重系バス同期システムの割込み診断装置 | |
| JPH0547843B2 (ru) | ||
| JPS6292042A (ja) | 記憶装置 | |
| JP2774595B2 (ja) | Ｃｐｕシステムの動作監視装置 | |
| JPH04354004A (ja) | プログラマブルコントローラの二重化装置 | |
| JPS6311700B2 (ru) | ||
| JPH0377546B2 (ru) | ||
| JPH04178839A (ja) | マイクロプロセッサ | |
| JPH03282738A (ja) | 情報処理装置 |