RU211194U1 - Вычислитель управления полетом летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к области авиационного приборостроения и может быть использована в комплексах бортового радиоэлектронного оборудования самолетов, вертолетов и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) гражданской и военной авиации общего назначения, выполняя функцию центрального вычислителя режимов полета ЛА. Вычислитель управления полетом ЛА содержит двухканальный модуль вычислительный (МВ), снабженный модулем вторичного питания, два периферийных модуля (МП). Модуль МВ содержит два вычислительных процессора и выполняет функцию центрального вычислительного ядра. Каждый из модулей МП снабжен собственным вычислительным процессором, выполненным с возможностью принимать сигналы от внешних бортовых систем, осуществлять их математическую обработку с целью приведения к единому виду, а также осуществлять многократное сравнение значений сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля, интегрированными датчиком углов положения, трехосевым акселерометром и навигационной системой для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO. Каждый из модулей МП формирует два независимых канала поступления необходимой для управления полетом ЛА информации от своего процессора в каждый из процессоров модуля МВ. Процессоры модулей МВ и МП и интегрированные в модули МП датчики, акселерометры и навигационные системы объединены полностью дублированной высокоскоростной шиной обмена данными. Модуль вторичного питания электрически коммутирован с модулем МВ и модулями МП. Технический результат – комплексирование сигналов различной природы как аналоговых, так и цифровых от внешних информационных систем с возможностью многократного сравнения значения сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля.

Description

Полезная модель относится к области авиационного приборостроения и может быть использована в комплексах бортового радиоэлектронного оборудования самолетов, вертолетов и беспилотных летательных аппаратов (ЛА) гражданской и военной авиации общего назначения, выполняя функцию центрального вычислителя режимов полета.

Известен комплекс бортового оборудования полетом вертолета, содержащий систему датчиков параметров полета и интегрированную систему радионавигации и радиосвязи, параллельно соединенные с системой индикации и вычислителем директорного управления, последний связан с системой индикации, автопилот, имеющий последовательные рулевые машины с ограниченным ходом, соединенный на входе с системой датчиков параметров полета и на выходе - с комбинированным агрегатом управления системы управления вертолетом, при этом в него введен вычислитель траекторного управления, входы контура прямой связи которого подключены к выходам вычислителя директорного управления и системы датчиков параметров полета, а выходы подключены к входам каналов тангажа, крена, направления и общего шага автопилота (патент РФ на изобретение № 2220073, МПК B64C 13/16, опубл. 27.12.2003 г.).

Однако, известный комплекс обладает недостаточной надежностью. Это обусловлено тем, что расчет данных, на основании которых происходит формирование команд на управляющие системы ЛА, производится на основе ограниченного объема информации, поступающего от датчиков комплекса. При этом в случае их неконтролируемого выхода из строя или неконтролируемого выхода из строя непосредственно вычислителя, управляющие элементы ЛА будут получать некорректный сигнал, что резко снижает безопасность полета. Под неконтролируемым отказом понимается такой вид отказов, факт возникновения и причина возникновения которых не определяются системами контроля. Вместе с тем, при обнаружении некорректности сигнала, затруднительно силами комплекса определить источник некорректности: внешних систем или систем самого комплекса, что усложняет проведения ремонта системы и восстановления ее работоспособности.

Известен интегрированный пилотажно-навигационный комплекс летательного аппарата, содержащий инерциальную и спутниковую навигационные системы, вычислительную систему, систему ввода данных и команд управления, соединенную с вычислительной системой, многофункциональную систему индикации и сигнализации, датчики системы воздушных параметров и коммутационные устройства, при этом спутниковая навигационная система выполнена в виде системы автоматического зависимого наблюдения вещательного режима АЗН-В для обеспечения систем навигации, управления полетом и вектором тяги силовой установки, индикации и сигнализации информацией о параметрах движения и координатах своего и других летательных аппаратов, вычислительная система имеет возможность решения как навигационных задач, так и задач управления полетом и вектором тяги силовой установки, контроля и оценки состояния бортовых систем и агрегатов летательного аппарата, включает концентратор сети информационного обмена, компьютер управления шиной обмена данными и соединенную с ним саму шину обмена для двухсторонней передачи информации в системах управления, индикации и сигнализации, адаптеры шины обмена данными и интерфейсные модули системы автоматического зависимого наблюдения АЗН-В, инерциальной системы навигации и датчиков системы воздушных параметров, приводы и датчики систем управления полетом и вектором тяги силовой установки и датчики бортовых систем, при этом концентратор сети информационного обмена соединен двухсторонними связями с вычислительной системой, с компьютером управления шиной обмена данными, с многофункциональной системой индикации и сигнализации, через интерфейсные модули с системой автоматического зависимого наблюдения АЗН-В, с инерциальной системой навигации и с датчиками системы воздушных параметров, а шина обмена данными через адаптеры соединена с приводами и датчиками системы управления полетом летательного аппарата и системы управления вектором тяги силовой установки, а также с датчиками бортовых систем (патент РФ на изобретение № 2251663, МПК G01C 23/00, опубл. 10.05.2005 г.).

Известный комплекс также обладает недостаточной надежностью, из-за отсутствия механизма проверки корректности сигнала, выдаваемого на управляющие системы ЛА. В случае неконтролируемого отказа также возможно как получение некорректного сигнала для расчета от внешних систем, так и некорректный расчет. Таким образом, управляющие элементы ЛА получат ошибочные команды, что снизит безопасность полета. При этом локализовать источник некорректного сигнала представляется весьма затруднительным в силу отсутствия возможности оперативного анализа и проверки входных и выходных сигналов на корректность и достоверность.

Известен интегрированный бортовой пилотажно-навигационный комплекс вертолета, содержащий навигационную систему, систему управления вертолетом, систему индикации, бортовую вычислительную машину, выполняющую функции задания исходных данных, формирования и коррекции параметров движения, выход которой подключен к первому входу системы управления вертолетом, а выход последней подключен к первому входу системы индикации, при этом выход навигационной системы подключен к вторым входам системы индикации и системы управления вертолетом, при этом в него введены система преобразования аналоговой и дискретной информации, устройство интегрированного формирования информации и устройство сопряжения, а система индикации выполнена в виде интегрированного многофункционального перенастраиваемого индикатора, причем выход устройства сопряжения подключен к первым входам навигационной системы и бортовой вычислительной машины и третьему входу системы индикации, выход бортовой вычислительной машины подключен к первым входам устройства сопряжения и системы преобразования аналоговой и дискретной информации, выход последней подключен к второму входу бортовой вычислительной машины и четвертому входу системы индикации, к второму входу системы преобразования аналоговой и дискретной информации подключены датчики параметров силовой установки и систем общевертолетного оборудования, выход навигационной системы подключен к второму входу устройства сопряжения, при этом выход устройства интегрированного формирования информации соединен с вторым входом навигационной системы, с третьими входами системы управления вертолетом и системы преобразования аналоговой и дискретной информации, с четвертым входом бортовой вычислительной машины и пятым входом системы индикации, а вход - с выходом бортовой вычислительной машины (патент РФ на изобретение № 2204504, МПК B64C 13/16, G01C 23/00, опубл. 20.05.2003 г.).

Известен также комплекс бортового оборудования вертолетов и самолетов авиации общего назначения, содержащий многофункциональный индикатор, основной пилотажный прибор, блок преобразования сигналов, при этом комплекс содержит комбинированную курсовертикаль, интегрированную систему радиосвязи, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, приемники воздушных давлений, приемник температуры торможения, ответчик системы управления воздушным движением, аварийно-спасательный радиомаяк, малогабаритный бортовой регистратор, устройство беспроводной загрузки пользовательских данных, взаимодействующие по каналу информационного обмена, многофункциональный индикатор содержит взаимодействующие между собой блок вычисления и формирования, включающий n-программных модулей, содержащих программный модуль индикации и сигнализации, программный модуль навигации и картографии, программный модуль предупреждения критических режимов, программный модуль раннего предупреждения близости земли, модуль дисплейный и модуль питания, на лицевой панели многофункционального индикатора расположены элементы управления режимами, имеющие встроенный подсвет, основной пилотажный прибор содержит взаимодействующие между собой модуль определения пространственного положения и измерения воздушных данных и модуль преобразования критических сигналов, комбинированная курсовертикаль содержит взаимодействующие между собой основной вычислительный модуль, модуль пространственного положения, датчик магнитного курса, а также модуль измерения и вычисления воздушных данных с приемником ГЛОНАСС/GPS и взаимодействующие с ней приемники воздушных давлений и приемник температуры торможения, интегрированная система радиосвязи содержит блок радиостанции, включающий модуль речевого оповещения и модуль переговорного устройства, и пульты внутренней связи (патент РФ на изобретение № 2640076, МПК В64С 13/16, опубл. 26.12.2017 г.).

Известные комплексы содержат значительное количество отдельных систем, подающих сигналы (информацию) на бортовую вычислительную систему или блок вычисления, при этом известно, что бортовые системы могут передавать как аналоговый, так и цифровой сигнал, для обработки которых в комплексах предусмотрены система преобразования аналоговой и дискретной информации или блок преобразования сигналов. Однако, в известных комплексах отсутствуют механизмы обнаружения и реагирования на возникающие неконтролируемые отказы, как навигационных (внешних) систем, так и систем, отвечающих за вычисления, на основе которых производится формирование команд на управляющие элементы ЛА. В силу того, что в известных комплексах предусмотрено только по одной системе, производящей обработку входных сигналов и вычисления выходного командного сигнала, такой сигнал может быть некорректным, что приведет к ошибочным командам и аварийной ситуации для всего ЛА. Это снижает безопасность полета, надежность устройств в целом и усложняет обслуживание ЛА и его бортовых систем для восстановления работоспособности после неконтролируемого отказа.

Наиболее близким по технической сущности к предложенной полезной модели является известный автопилот для учебно-тренировочного самолета, содержащий вычислитель управления, подключенный первым каналом информационного обмена к сервоприводам руля высоты, элеронов, руля направления и триммера руля высоты, а вторым каналом информационного обмена - к одному или двум многофункциональным индикаторам, комплекту аппаратуры ближней навигации и посадки VOR/ILS/маркерного приемника/автоматического радиокомпаса и радиовысотомеру, взаимодействующей с автопилотом аппаратуры комплекса БРЭО, при этом вычислитель управления выполнен двухканальным и содержит два одновременно работающих и дублирующих друг друга вычислительных модуля с автономными модулями вторичного электропитания, подключенными к самолетной системе электроснабжения постоянного тока с двух бортов, каждый из вычислительных модулей связан с другим вычислительным модулем внутренним каналом информационного обмена по интерфейсу RS-422 и с сервоприводами руля высоты, элеронов, руля направления и триммера руля высоты по двум интерфейсам CAN (ARINC 825) и разовым командам первого канала информационного обмена, а также с датчиками пилотажной и навигационной информации и многофункциональными индикаторами комплекса БРЭО по кодовым линиям связи ARINC 429 и разовым командам второго канала информационного обмена, а электромагнитные муфты сцепления всех сервоприводов запитаны от сети постоянного тока через переключатель на штурвале управления самолета (патент РФ на полезную модель № 191643, МПК B64C 13/16, G05D 1/00, опубл. 14.08.2019 г.).

Известный автопилот для учебно-тренировочного самолета выполнен двухканальным и для повышения надежности содержит два одновременно работающих и дублирующих друг друга вычислительных модуля с автономными модулями вторичного электропитания, каждый из которых продолжает работать в штатном режиме при отказе первого. Однако, при проведении вычислений данных для формирования выходного сигнала на управляющие элементы ЛА используются средне арифметические величины, которые вычисляются из расчетов каждого из вычислительного модуля. При этом в случае выхода из строя одного из них, в качестве расчетного показателя используются только результаты вычислений этого работающего модуля. Таким образом, в случае неконтролируемого отказа этого работающего модуля управляющие элементы ЛА будут получать заведомо некорректный сигнал, что потенциально приводит к аварийной ситуации. Вместе с тем, вычислительная система известного автопилота не предоставляет возможности проверки корректности выходного вычисления каждого из вычислительных модулей, что приводит к некорректности как среднеарифметической величины и при обоих работающих вычислительных модулях. Кроме того, отсутствует механизм контроля за корректностью входного сигнала на вычислительные модули. Следовательно, известный автопилот не содержит защиты от неконтролируемого отказа как внешних бортовых систем, так и вычислительных модулей, что затрудняет локализацию источника некорректного сигнала и оперативное реагирование на неконтролируемую нештатную ситуацию, в частности, из-за использования низкоскоростного интерфейса RS-422, может допустить значительное перемещение управляющих ЛА элементов по некорректным сигналам и не предоставляет возможность физического отключения линии управления исполнительными механизмами ЛА, снижая безопасность полета ЛА в целом. Указанные обстоятельства снижают надежность известного автопилота, сужают его функциональные возможности в плане установления точки локализации источника некорректного сигнала, затрудняя ремонтопригодность и увеличивая время восстановления нормальной работы автопилота.

Задачей, на решение которой направлена настоящая полезная модель, является повышение надежности вычислителя управления полетом ЛА и расширение его функциональных возможностей за счет обеспечения защиты от неконтролируемого отказа при обеспечении возможности идентификации потенциальной причины такого отказа.

Техническим результатом, достигаемым при решении поставленной задачи, является комплексирование сигналов различной природы как аналоговых, так и цифровых, от внешних информационных систем, с возможностью многократного сравнения значения сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля.

Указанный технический результат достигается тем, что в вычислитель управления полетом ЛА, содержащий двухканальный модуль вычислительный (МВ), снабженный модулем вторичного питания, согласно полезной модели, введены два периферийных модуля (МП), причем модуль МВ содержит два вычислительных процессора и выполняет функцию центрального вычислительного ядра, а каждый из модулей МП снабжен собственным вычислительным процессором, выполненным с возможностью принимать сигналы от внешних бортовых систем, осуществлять их математическую обработку с целью приведения к единому виду, а также осуществлять многократное сравнение значений сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля, интегрированными датчиком углов положения, трехосевым акселерометром и навигационной системой для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO,при этом каждый из модулей МП формирует два независимых канала поступления необходимой для управления полетом ЛА информации от своего процессора в каждый из процессоров модуля МВ, процессоры модулей МВ и МП и интегрированные в модули МП датчики, акселерометры и навигационные системы объединены полностью дублированной высокоскоростной шиной обмена данными, а модуль вторичного питания электрически коммутирован с модулем МВ и модулями МП.

Конструкция предложенного вычислителя управления полетом ЛА обеспечивает, на всем пути прохождения сигнала от внешних бортовых систем до его конечной обработки и вычисления процессорами вычислительного модуля на каждом этапе обработки сигнала, возможность многократного сравнения значения сигнала либо посредством дублирования генерирования и получения аналогичного сигнала от встроенных интегрированных приборов, либо сравнения значения сигнала с целевыми значениями, либо побитного сравнения цифровых результатов вычисления.

При этом в процессе обработки и передачи сигнала между периферийными и вычислительным модулем происходит комплексирование сигналов различной природы, содержащих информацию от внешних бортовых систем, как аналоговых, так и цифровых после их соответствующей математической обработки (приведения к единому виду) вычислительными процессорами модуля МП.

Это происходит внутри модулей МП, где каждый из вычислительных процессоров модуля МП, принимая сигналы как от внешних бортовых систем, так и интегрированных в модуль МП навигационных систем, датчика углов положения, акселерометра, которые по своей природе могут быть как аналоговыми, так и цифровыми, занимается их дальнейшей обработкой (приведения к единому цифровому виду) и передачей по двум каналам в каждый из вычислительных процессоров модуля МВ. При этом на вычислительных процессорах модулей МП также лежит функция обработки выходного сигнала и обратной передачи сигналов во внешние управляющие бортовые системы также аналоговой и цифровой природы.

Конструкция предложенного вычислителя характеризуется симметричной древовидной архитектурой во главе с вычислительным модулем МВ с его ядром – двумя вычислительными процессорами, реализующими в себе принципы самоконтролируемой процессорной пары.

Под термином «самоконтролируемая процессорная пара» понимается набор из двух процессоров, выполняющих одинаковую прикладную задачу, с возможностью сравнения результатов вычисления каждого из процессоров.

При этом аналогичные по устройству друг другу периферийные модули предоставляют возможность получать идентичную информацию от внешних систем, сравнивать ее, производить с ней одинаковые задачи по обработке, приведению к единому виду сигналов различной природы за счет наличия вычислительных процессоров, обрабатывающих аналоговую и цифровую информацию. Кроме того, за счет интегрированных приборов, собирающих полетную информацию, датчиков углов положения, трехосевых акселерометров и навигационных систем, аналогичную информации от внешних бортовых систем, возможно генерирование целевого сигнала для сравнения его с данными от внешних бортовых систем.

Такое дублированное прохождение сигнала, его комплексирование и обработка позволяют исключить неконтролируемый отказ как в составных модулях вычислителя в целом, так и оценить неконтролируемый отказ внешних бортовых систем, локализуя потенциальную точку или точки возникновения неконтролируемого отказа внешне нормально работающих систем.

Кроме того, формируемые модулем МВ сигналы, принимаются эхо-контролем вычислителя, который представляет собой обратный прием периферийными модулями сигнала, аналогичного выдававшегося этими модулями на выход, и сравнение его с эталонным (целевым) сигналом.

Таким образом, повышается необходимая надежность работы устройства в целом, повышается контролепригодность вычислителя в целом и достигается необходимая глубина поиска собственных отказов и части отказов сопрягаемых систем за счет полного дублирования всех входных и выходных цепей сигналов, внутренней интерфейсной шины, а также встроенных информационных систем.

Возможность локализации точки возникновения неконтролируемого отказа позволит значительно сократить время восстановления работоспособности системы управления ЛА в целом, так как позволяет точно опередить место неисправности как конкретный модуль вычислителя управления полетом или определенную внешнюю систему и исключить лишние трудоемкие работы по демонтажу/монтажу систем и устройств ЛА.

Полезная модель иллюстрируется чертежом, где показана функциональная блок-схема внутренней структуры вычислителя управления полетом ЛА. Позиции на чертеже обозначают следующее: 1– модуль вычислительный (МВ); 2 –модуль вторичного питания; 3 и 4 – модули периферийные (МП); 5 – вычислительный процессор модуля 3 МП; 6 - вычислительный процессор модуля 4 МП; 7 – датчики углов положения модуля 3 МП; 8 – трехосевые акселерометры модуля 3 МП; 9 - навигационные системы модуля 3 МП; 10 – датчики углов положения модуля 4 МП; 11 – трехосевые акселерометры модуля 4 МП; 12 - навигационные системы модуля 4 МП; 13 и 14 - вычислительные процессоры модуля 1 МВ; 15 – высокоскоростная шина обмена данными; 16 и 17 – внешние бортовые системы.

Вычислитель управления полетом ЛА содержит двухканальный модуль 1 вычислительный МВ, модуль 2 вторичного питания, два периферийных модуля МП 3 и 4.

Каждый из модулей 3 и 4 МП содержит собственный вычислительный процессор. Так, модуль 3 МП содержит вычислительный процессор 5, а модуль 4 МП содержит вычислительный процессор 6.

Каждый из модулей 3 и 4 МП также содержит интегрированные датчики углов положения и трехосевые акселерометры, навигационные модули для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO. Так модуль 3 МП содержит интегрированные датчик 7 углов положения и трехосевой акселерометр 8 и навигационные модули 9 для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO, а модуль 4 МП содержит интегрированные датчик 10 углов положения и трехосевой акселерометр 11 и навигационные модули 12 для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO. При необходимости в зависимости от исполнения ЛА модули 3 и 4 МП могут быть дополнены иными датчиками и система сбора полетной информации, необходимыми и достаточными для получения исчерпывающей информации о физических характеристиках полета.

Модуль 1 МВ содержит два вычислительных процессора 13 и 14, выполняет функцию центрального вычислительного ядра и представляет собой двухпроцессорное синхронное вычислительное устройство. Оба процессора 13 и 14выполняют одинаковую прикладную задачу, сравнивая результаты вычислений, а ресурсы ввода-вывода располагаются на двух идентичных модулях 3 и 4, доступ к которым имеют оба процессора 13 и 14самоконтролируемойпары.

Каждый из вычислительных процессоров модулей периферийных - 5 модуля 3 МП и 6 модуля 4 МП - выполнен с возможностью принимать сигналы от внешних бортовых систем 16 и 17, осуществлять их математическую обработку с целью приведения к единому виду, а также осуществлять многократное сравнение значений сигнала на всем прохождении от внешних систем 16 и 17 до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров 13 и 14 вычислительного модуля 1.

Каждый из модулей 3 и 4 МП формирует два независимых канала поступления необходимой для управления полетом ЛА информации от своих процессоров 5 и 6 в каждый из процессоров 13 и 14 модуля 1 МВ. То есть, вычислительный процессор 5модуля 3 МП по одному каналу дублированной высокоскоростной шины 15 обмена данными передают сигнал на процессор 13 модуля 1 МВ, а по другому каналу – на процессор 14 модуля 1 МВ. Аналогично, вычислительный процессор 6 модуля 4 МП по одному каналу передают сигнал на процессор 13 модуля 1 МВ, а по другому каналу – на процессор 14 модуля 1 МВ.

Обмен данными между вычислительными процессорами 13 и 14 модуля 1 МВ и вычислительными процессорами 5 и 6 соответственно модулей 3 и 4 МП, а также между вычислительными процессорами 5 и 6 модулей 3 и 4 МП и интегрированными в модули 3 и 4 МП датчиками 7 и 10 углов положения, трехосевыми акселерометрами 8 и 11, навигационными системами 9 и 12 происходит по полностью дублированной высокоскоростной шине 15 обмена данными, а модуль 2 вторичного питания электрически коммутирован с модулем 1 МВ и модулями 3 и 4 МП.

Конструкция корпуса вычислителя управления полетом ЛА представляет собой шасси, предназначенное для установки на него модулей Eurocard формата 6U, и состоит из разборного корпуса, включающего основание, две боковые стенки, заднюю стенку, внутренние вставки с выборками для установки модулей, переднюю панель и верхнюю крышку, а также печатные платы: платы коммутации, платы передней панели и платы индикации.

Предложенный вычислитель имеет высокую степень модульности конструкции с применением средств пассивного охлаждения аппаратуры. При этом корпус выполняет исключительно несущую функцию, защищая установленные модули от внешних воздействий, а также функцию распределителя тепловой энергии, выделяемой модулями в процессе их функционирования. Распределенное тепло отводится на поверхность корпуса. Для повышения эффективности теплообмена с окружающей средой на корпусе могут быть предусмотрены выборки, увеличивающие эффективную площадь поверхности теплообмена.

Особенностью вычислителя управления полетом является его симметричная архитектура, построенная вокруг ядра – вычислительного модуля 1 МВ, реализующего в себе принципы самоконтролируемой процессорной пары, и характеризующаяся информационной избыточностью. Под информационной избыточностью понимается превышение объема фактической информации над информационной неопределенностью системы.

Архитектура предложенного вычислителя управления полетом обеспечивает на всем пути прохождения сигнала от внешних бортовых систем 16 и 17 до его конечной обработки и вычисления процессорами 13 и 14 на каждом этапе обработки сигнала возможность многократного сравнения значения сигнала либо посредством дублирования генерирования и получения аналогичного сигнала от встроенных интегрированных приборов, либо сравнения значения сигнала с целевыми значениями, либо побитного сравнения результатов вычисления, выраженных в цифровом виде.

При этом в процессе обработки и передачи сигнала между модулями 3 и 4 МП и модулем 1 МВ вычислительными процессорами 5 и 6 производится комплексирование сигналов различной природы, как аналоговых, так и цифровых после их соответствующей математической обработки (приведения к единому виду). То есть по своей сути вычислительные процессоры 5 и 6 являются универсальными средствами обработки одновременно и аналогового и цифрового сигнала.

Вычислитель управления полетом летательного аппарата работает следующим образом.

Вычислитель управления полетом ЛА принимает информацию от бортовых систем16 и 17 или датчиков ЛА об угловом положении, скоростных, высотных параметрах ЛА. Вычислитель управления полетом принимает информацию о запросах летчика/оператора на включение/выключение режимов автоматического управления, формируемых при помощи пульта управления, и формирует управляющие сигналы, задающие положение рулевых машин автопилота. Для конкретного типа ЛА применения вычислителя в составе системы автоматического управления данного ЛА обеспечивается согласованием протоколов информационного взаимодействия с бортовыми системами ЛА и разработкой специализированного программного обеспечения для загрузки в вычислитель, реализующего совместно с аппаратурой вычислителя функции автоматического управления для данного ЛА.

При формировании управляющего сигнала информация от внешних систем 16 и 17 поступает в процессоры 5 и 6 модулей 3 и 4 МП. При этом аналогичные показатели определяются при помощи интегрированных компонентов в модули 3 и 4 МП, в частности, интегрированных датчиков 7 и 10 углов положения, позволяющие также определять возможные перегрузки, трехосевых акселерометров 8 и 11 и навигационных модулей 9 и12для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO.

При этом поступающие от бортовых систем 16 и 17, а также интегрированных элементов 7-12, сигналы имеют разнородную природу: ряд систем и датчиков выдает аналоговый сигнал, другие – цифровой сигнал.

Аналогичные друг другу сигналы, независимо от их природы, поступают в вычислительные процессоры 5 и 6 модулей 3 и 4 МП. Здесь сигнал математически синхронно обрабатывается по аналогичным алгоритмам в каждом из процессоров и в едином цифровом виде передается от каждого вычислительного процессора 5 и 6 на каждый из процессоров 13 и 14 модуля 1 МВ, который производит его обработку относительно поставленного летчиков/оператором запроса и формирует управляющий сигнал, задающий положение рулевых машин.

Оба процессора 13 и 14 модуля 1 МВ для расчета сигналов автоматического управления получают идентичную информацию (т.е. информацию от обоих периферийных модулей 3 и 4 МП).

Оба процессора 13 и 14также осуществляют расчет одних и тех же алгоритмов, причем синхронно (в пределах такта частоты счета), осуществляют сравнение результатов расчета алгоритмов автоматического управления с результатами расчета, полученными процессорами 13 и 14.

Каждый из процессоров 13 и 14, при расхождении информации может сформировать общий отказ вычислителя, который приведет к остановке выдачи сигналов автоматического управления и индикации летчику об отключении автоматического управления и необходимости принять ручное управление ЛА.

Решение о неисправности внешних информационных систем принимается за счет введения информационной избыточности. Каждый параметр от внешних дублированных систем (для выявления отказа их должно быть минимум две) поступает по сути двумя независимыми путями в каждый из вычислительных процессоров 13 и 14.

Так, например, если показания отличаются между двумя внешними системами, и измерены одинаково в двух периферийных модулях 3 и 4, то отказали внешние системы. Если показания отличаются при сравнении двух пакетов информации, полученных от периферийных модулей 3 и 4, то неисправность произошла в одном из них.

При этом если обратный сигналы, поступающие на модули 3 и 4 МП от вычислительных процессоров 13 и 14 модуля 1, отличаются друг от друга, за счет средств эхо-контроля определяется неисправность в модуле 1 МВ.

Таким образом, в конструкции вычислителя управления полетом ЛА обеспечивается идентичность информации, поступающей от бортовых систем на оба процессора вычислительного модуля, синхронное вычисление сигналов автоматического управления. Это дает возможность оперативно выявлять и локализовать возникающий отказ/неисправность, не допуская значительного перемещения рулевых машин автопилота по некорректным сигналам. В случае выявления нештатной ситуации средствами встроенного контроля, все выходные сигналы вычислителя переводятся в состояние «обрыв» с выдачей сигнала об отказе во внешние сопрягаемые системы.

Для защиты негативного воздействия электромагнитного излучения высокой интенсивности на аппаратуру вычислителя предусмотрены выстроенные средства защиты. Для достижения данных качеств в конструкции вычислителя предусмотрены токопроводящие прокладки, обеспечивающие герметичность с точки зрения прохождения электромагнитной волны. Также все входные и выходные сигналы вычислителя фильтруются для удаления высокочастотной составляющей.

Повышение эксплуатационной технологичности вычислителя обеспечивается за счет присутствия отдельного сервисного соединителя на лицевой панели корпуса, позволяющего осуществлять смену программного обеспечения процессоров, а также любые диагностические работы, без необходимости полной или частичной разборки вычислителя управления полетом ЛА.

Высокая степень модульности конструкции позволяет осуществлять последующую модернизацию аппаратуры, адаптируя ее под конкретный набор сопрягаемых систем. Связь между модулями вычислителя либо несколькими вычислителями может быть реализована при помощи конвенционального интерфейса Ethernet.

Встроенные навигационные модули позволяют подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO. В совокупности с набором данных об угловом положении и перегрузках, наличие данных спутниковых систем глобального позиционирования позволяет существенно сократить перечень необходимого сопрягаемого оборудования, формируя законченное решение по управлению полетом различным типов ЛА.

Таким образом, достигается необходимая глубина поиска собственных отказов и части отказов сопрягаемых систем за счет полного дублирования всех входных и выходных цепей сигналов, их многократное сравнение между собой и/или эталонным (целевым) значением, оперативное отключение управления вычислителем рулевыми системами ЛА при обнаружении внутреннего сбоя и не допускающие отклонение рулевых элементов ЛА по некорректным командным сигналам, информирование летчика/оператора о потенциальном неконтролируемом отказе внешних систем ЛА, что повышает надежность и контроле пригодность устройства и безопасность полета в целом.

Комплексирование сигналов различной природы, как аналоговых, так и цифровых, от внешних информационных систем, возможность многократного сравнения значения сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля, позволяют определить место возникновения неконтролируемого отказа и значительно сократить время восстановления работоспособности системы управления ЛА в целом, определяя место неисправности как конкретный модуль вычислителя управления полетом или определенную внешнюю систему и исключить лишние трудоемкие работы по демонтажу/монтажу систем и устройств ЛА.

Claims (1)

1. Вычислитель управления полетом летательного аппарата (ЛА), содержащий двухканальный модуль вычислительный (МВ), снабженный модулем вторичного питания, отличающийся тем, что содержит два периферийных модуля (МП), причем модуль МВ содержит два вычислительных процессора и выполняет функцию центрального вычислительного ядра, а каждый из модулей МП снабжен собственным вычислительным процессором, выполненным с возможностью принимать сигналы от внешних бортовых систем, осуществлять их математическую обработку с целью приведения к единому виду, а также осуществлять многократное сравнение значений сигнала на всем прохождении от внешних систем до конечной обработки и вычисления каждым из процессоров вычислительного модуля, интегрированными датчиком углов положения, трехосевым акселерометром и навигационной системой для подключения внешней активной антенны для получения данных от спутниковых систем GPS/GLONASS/GALILEO, при этом каждый из модулей МП формирует два независимых канала поступления необходимой для управления полетом ЛА информации от своего процессора в каждый из процессоров модуля МВ, процессоры модулей МВ и МП и интегрированные в модули МП датчики, акселерометры и навигационные системы объединены полностью дублированной высокоскоростной шиной обмена данными, а модуль вторичного питания электрически коммутирован с модулем МВ и модулями МП.

Images