RU2237276C1 - Система управления приводами в самолете - Google Patents

Система управления приводами в самолете Download PDF

Info

Publication number
RU2237276C1
RU2237276C1 RU2002134492/09A RU2002134492A RU2237276C1 RU 2237276 C1 RU2237276 C1 RU 2237276C1 RU 2002134492/09 A RU2002134492/09 A RU 2002134492/09A RU 2002134492 A RU2002134492 A RU 2002134492A RU 2237276 C1 RU2237276 C1 RU 2237276C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
control
drive
servo
commands
node
Prior art date
Application number
RU2002134492/09A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2002134492A (ru
Inventor
Рикард ЙОХАНССОН (SE)
Рикард ЙОХАНССОН
Ян ТОРИН (SE)
Ян ТОРИН
Кристина АЛЬСТРЕМ (SE)
Кристина АЛЬСТРЕМ
Original Assignee
Сааб Аб
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 Сааб Аб filed Critical Сааб Аб
Publication of RU2002134492A publication Critical patent/RU2002134492A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2237276C1 publication Critical patent/RU2237276C1/ru

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05BCONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B9/00Safety arrangements
    • G05B9/02Safety arrangements electric
    • G05B9/03Safety arrangements electric with multiple-channel loop, i.e. redundant control systems

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Safety Devices In Control Systems (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Servomotors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству и способу выработки команд управления приводами самолета. Технический результат заключается в повышении надежности управления приводами самолета. Система содержит компьютер, размещенный в каждом соответствующем локальном приводе и образующий вместе с приводом сервоузел, причем компьютер принимает входные сигналы через шину данных, посредством чего в каждом сервоузле вычисляет команды управления локальным приводом на основании одного или большего количества наборов принципов управления в зависимости от принятых параметров, а также вычисляет команды управления по меньшей мере для одного дополнительного привода в другом сервоузле, причем результат выбора команд управления используется в качестве команды управления приводом локально в каждом сервоузле в зависимости от результата сравнения между командами управления, рассчитанными локально в сервоузле, и командой управления, рассчитанной для привода по меньшей мере в одном другом сервоузле. 13 з. п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к устройству и способу выработки команд управления приводами самолета, посредством чего команды управления рассчитываются в зависимости от управляемых параметров, полученных от датчиков и распределенных компьютерам, в которых команды управления рассчитываются в соответствии с принципами управления, которые применяются к каждому приводу.
Ниже описаны системы, в которых требуются команды управления, причем такая система показана на примере самолета. Однако это не является ограничением, так как такую технологию возможно использовать во всех системах, где существуют такие же проблемы. Существует множество прикладных задач, в которых избыточные компьютеры используются для достижения высокой надежности в связи с вычислением команд управления для самолета. Одна такая прикладная задача обнаружена в связи с системой управления современным самолетом, в котором "дистанционная" система управления используется для замены механических систем, которые использовались прежде. Например, команды управления для такой системы генерируются посредством трех избыточных цифровых асинхронных первичных бортовых компьютеров (каналов), см. фиг.3. Эти три первичных бортовых компьютера 10 централизованы и формируют устройство 11 автопилот. Каждый канал имеет свой собственный набор датчиков.
Каналы могут обмениваться передаваемыми данными через внутренний цифровой канал связи в автопилоте. Каждый из каналов автопилота вычисляет одну команду управления для каждого привода 13, которые в свою очередь механически связаны с помощью поверхности управления (рулевой поверхности). Эти команды обрабатываются в мажоритарной логической схеме 14 в каждом приводе таким образом, что если одна команда управления является неправильной, то другие два канала могут вместе компенсировать ошибку, которая возникла. Этот способ, в котором более одного канала управляет одним приводом, требует, чтобы функциональный блок для решения проблемы так называемой "борьбы силы" был встроен в автопилот.
Связь между автопилотом и датчиками/приводами происходит через аналоговую или цифровую двухточечную связь.
Описанная выше централизованная система управления содержит физическое устройство, автопилот, при блокировке которого (например, в результате повреждения во время боя) прекращает функционировать вся система. Тот факт, что вся вычислительная мощность в канале сконцентрирована в одном процессоре, означает то, что нет никаких препятствий тому, чтобы любая ошибка программирования могла повлиять на систему. В тех случаях, когда передача сигналов между автопилотом и приводами/датчиками происходит с помощью аналоговых средств, задача интегрирования различных устройств является относительно сложной.
Согласно одному аспекту изобретения система управления подает команды управления приводам самолета, в которой команды управления рассчитываются в компьютерах, распределенных по самолету, в зависимости от входных сигналов, полученных от датчиков через шину данных, содержащих параметры, на основе которых вычисляются указанные команды, при этом система разработана таким образом, чтобы один компьютер размещался локально в каждом приводе, посредством чего компьютер и связанный с ним привод формируют сервоузел с цифровым интерфейсом (сопряжением) с шиной данных. Компьютер в сервоузле в соответствии с принципами управления, которые хранятся в компьютере, вычисляет команды управления для привода, расположенного в данном сервоузле, а также команды управления по меньшей мере для одного дополнительного привода в другом сервоузле. В каждом приводе в качестве команды управления для привода используется результат выбора из команд управления, причем этот выбор зависит от результата сравнения между командой управления, рассчитанной локально в сервоузле, и командой управления, рассчитанной нелокально с помощью компьютера по меньшей мере в одном дополнительном сервоузле и полученной через шину данных.
Приводы могут работать в двух режимах. Один режим, в котором они функционируют обычно, т.е. принимают те положения, для которых приходит команда, и другой режим, так называемый "отказобезопасный" режим, который в случае самолета влечет за собой то, что привод разрешает поверхности управления следовать за воздушным потоком ("свободный полет самолета"). В своем штатном режиме привод будет работать до тех пор, пока синхроимпульсы посылаются с помощью специального сигнала. Если эти импульсы исчезают, то привод переключается на отказобезопасный режим.
Компьютер сервоузла в каждом сервоузле вычисляет не только команду управления для собственного привода, но также и команды управления для одного или большего количества других сервоузлов. Нелокально рассчитанные команды управления посылают через шину данных другим сервоузлам в системе управления. Каждый сервоузел таким образом принимает некоторое количество рассчитанных вне его команд управления, предназначенных для его собственного привода. Эти рассчитанные внешне команды управления вместе с локально рассчитанными, т.е. рассчитанными внутри сервоузла, командами управления, которые рассчитываются непосредственно в сервоузле, проходят через мажоритарную логическую схему, например мажоритарную схему среднего уровня, после чего одна из команд управления выбирается в качестве команды привода и, следовательно, используется для управления приводом. Этот процесс предотвращает воздействие большинства одиночных отказов на поверхность управления. Выбранная, переданная команда управления и команда управления, рассчитанная локально в сервоузле, проверяются в блоке контроля, и они должны быть идентичны, если не происходит никаких сбоев. Если они не идентичны, то некоторые виды ошибок могут быть идентифицированы и исправлены, например, с помощью так называемого дублированного выполнения, т.е. с помощью того, что каждый сервоузел содержит множество наборов законов управления, посредством чего каждый такой набор вырабатывает собственную команду управления с помощью сервокомпьютера (компьютера сервоузла). Каждый набор принципов управления использует свой собственный набор параметров для выполнения команды управления. Выполнение различных наборов принципов управления разделено по времени, и оно происходит таким образом, что кратковременный сбой, например, во входных данных повлияет только на выполнение одного набора принципов управления. Тот из принципов управления, который выработал выходной сигнал, который совпадает с командой, посланной приводу, может считаться правильным, поскольку согласно предшествующему объяснению на привод нельзя повлиять большинством одиночных отказов. Значения переменных состояния из набора принципов управления, которые, как полагают, являются правильными, затем копируются в принцип/принципы управления, который вычислил неправильную команду управления, поэтому существует большее количество правильных наборов принципов управления, с которыми можно продолжать на следующем этапе выполнения. Другое альтернативное средство исправления сбоев состоит в том, что в каждом сервоузле существует только один набор принципов управления, но в случае ошибки значения переменных состояния из работающего без ошибок сервоузла копируются в неисправный сервоузел через шину данных.
Сервоузел также внутренне контролирует свою собственную работу с помощью, например, так называемой "сторожевой программы контроля" (СПК) известным образом. Функционирование привода проверяется посредством, например, контроля с помощью моделирования. Если ошибка обнаруживается с помощью внутреннего контроля или в приводе с помощью контроля с помощью моделирования, то приводу будет дана команда принять отказобезопасный режим, в котором импульсы больше не будут посылаться приводу. Если в компьютере сервоузла или в электронике происходит серьезная ошибка, то данный узел будет неспособен посылать синхроимпульсы, после чего привод будет снова переключен в отказобезопасный режим.
Преимущества, которые достигаются с помощью использования системы управления в соответствии с данным изобретением, состоят в том, что:
достигается более высокая устойчивость к повреждению, поскольку отсутствует централизованное и, таким образом, критичное к повреждению устройство;
стоимость технического обслуживания будет ниже по той причине, что сложное централизованное устройство заменяется множеством более простых и взаимозаменяемых устройств;
обнаружение неисправностей, автоматический контроль и интеграция устройств системы управления упрощаются, поскольку сервоузлы имеют только цифровой интерфейс с остальной частью системы.
Фиг.1 показывает сервоузел в системе управления согласно изобретению и его соединения с шиной данных системы управления. Фиг.1 является просто функциональным описанием и не дает реального описания сервоузла.
Фиг.2 обеспечивает краткий обзор структуры системы управления с распределенными компьютерами согласно изобретению, т.е. когда для каждого привода работает один компьютер.
Фиг.3 иллюстрирует систему управления согласно предшествующему уровню техники с тремя первичными компьютерами управления, размещаемыми в центре, и в которой эти компьютеры для избыточности размещаются параллельно.
Некоторое количество вариантов осуществления изобретения описано ниже со ссылкой на сопроводительные чертежи.
Фиг.2 обеспечивает краткий обзор множества приводов А, распределенных по самолету. Приводы А предназначены для выполнения маневра управления, например приведения в действие клапана или управления двигателем, электрической машиной, реле, рулевой поверхностью или другим соответствующим устройством, которое можно привести в действие. Приводы А управляются посредством компьютеров C, которые расположены в сервоузлах (S). Каждый компьютер С содержит хранящиеся в нем принципы управления для вычисления команды управления приводом узла для того сервоузла (S), к которому указанный компьютер принадлежит, и по меньшей мере для одного дополнительного привода в другом сервоузле (S). Управление приводом А определяется параметрами, которые получаются через датчики G в системе. Датчики G могут состоять из разных датчиков данных, например индикаторов скорости, температурных датчиков, датчиков давления, датчиков контроля направления движения и т.д. Параметры вышеупомянутых датчиков передаются в цифровой форме как данные через шину B данных, посредством чего все сервоузлы (S) в системе имеют доступ к одним и тем же данным датчика. Таким образом, компьютер С в каждом сервоузле (S) может вычислить, основываясь на принятых данных датчика, команду управления для привода А в его собственном сервоузле и по меньшей мере для одного привода А в другом сервоузле (S), основываясь на законах управления, запрограммированных в компьютере C.
Сервоузел в системе управления описан отдельно на фиг.1, где сервоузел содержит компьютер С, который связан с приводом A. Все данные (2) датчика посылаются компьютеру С через шину B данных. Эти данные используются согласно принципам F управления для вычисления по меньшей мере двух местных команд (4) управления согласно принципу дублированного выполнения или только одной команды (4) управления, когда дублированное выполнение больше не должно использоваться. Одна команда (1) управления рассчитывается по меньшей мере для одного дополнительного привода в другом сервоузле (S). Команда/команды (4) управления, рассчитанная локально сервоузлом для себя, обрабатывается с помощью мажоритарной выборки вместе с множеством нелокально рассчитанных команд (3) управления для данного привода А в блоке H мажоритарной выборки, например в "мажоритарной схеме среднего уровня". Результирующая команда (7) управления используется для управления приводом A. Эта выбранная команда (7) привода и местная команда/команды (4) управления контролируются с помощью функционального блока контроля I. Если локально рассчитанная команда/команды (4) управления совершенно не согласовывается с командой (7) привода, то выполняется одно из следующих действий:
- если используется дублированное выполнение определяют, какая из местных команд (4) управления является правильной. Переменные состояния из набора принципов управления для правильной команды управления копируются в наборы принципов управления, которые вычислили неправильную команду управления;
- если дублированное выполнение не используется, переменные состояния копируются из правильно функционирующего сервоузла (S) в работающий со сбоями сервоузел (S) через шину данных.
В любом случае, на следующем этапе выполнения получается правильная местная команда/команды (4) управления, предполагая, что не происходит никаких сбоев. Если по какой-то причине невозможно справиться со сбоями, то в качестве первой возможности для управления приводом A могут использоваться команды (3) управления, рассчитанные в другом сервоузле. Если это также невозможно, то привод А устанавливается в отказобезопасный режим, так как прекращается подача сигналов синхронизации. Функциональный блок I контроля также прекращает подачу сигналов (8) синхронизации, если программа W внутреннего контроля обнаружила в компьютере какие-либо ошибки. Программа W внутреннего контроля разработана таким образом, что она способна с высокой вероятностью обнаружить, что компьютер С функционирует неправильно. Такой контроль может быть реализован, используя "сторожевую программу контроля" известным образом. Функциональный блок I контроля также прекращает подачу сигналов (8) синхронизации, если функциональный блок J контроля привода обнаружит, что привод ведет себя не так, как ожидалось. Это может быть реализовано с помощью так называемого "контроля с помощью моделирования" известным образом, основываясь на командах приводу и некоторых параметрах (9), полученных от привода.
Другие сервоузлы (S) в системе управления функционируют вышеописанным образом. Сигналы, которыми обмениваются соответствующие сервокомпьютеры, являются цифровыми. Различные сервоузлы (S) работают синхронно.

Claims (14)

1. Система управления приводами самолета, посредством которой команды управления приводами рассчитываются с помощью компьютеров, распределенных по самолету, где каждый компьютер настраивается таким образом, чтобы принимать параметры датчика (G) 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.
RU2002134492/09A 2000-05-22 2001-05-18 Система управления приводами в самолете RU2237276C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SE0001910A SE518927C2 (sv) 2000-05-22 2000-05-22 Styrsystem för beräkning av styrkommandon till ställdon baserat på distribuerade datorer
SE0001910-9 2000-05-22

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002134492A RU2002134492A (ru) 2004-06-20
RU2237276C1 true 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)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537883C2 (ru) * 2010-02-26 2015-01-10 Митсубиши Хеви Индастриз, Лтд. Система управления летательным аппаратом, способ управления летательным аппаратом и летательный аппарат

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7275712B2 (en) 2002-05-28 2007-10-02 Urban Aeronautics, Ltd. Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US6464166B1 (en) 2001-05-29 2002-10-15 Romeo Yankee Ltd. Ducted fan vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US6883748B2 (en) 2001-06-04 2005-04-26 Rafi Yoeli Vehicles particularly useful as VTOL vehicles
AU2003269439A1 (en) * 2002-10-01 2004-04-23 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
CA2605111A1 (en) 2005-01-10 2006-07-13 Raphael Yoeli Ducted fan vtol vehicles
US7789345B2 (en) * 2005-03-03 2010-09-07 Nabtesco Corporation Actuator control apparatus
US20100318245A1 (en) * 2005-03-03 2010-12-16 Nabtesco Corporation Flight control system
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
EP2054300A2 (en) 2006-03-01 2009-05-06 Urban Aeronautics Ltd. Ground effect vanes arrangement
US8833692B2 (en) 2006-11-27 2014-09-16 Urban Aeronautics Ltd. Wall effects on VTOL vehicles
GB0624090D0 (en) * 2006-12-01 2007-01-10 Selamine Ltd Ramipril amine salts
ATE510249T1 (de) * 2006-12-28 2011-06-15 Saab Ab System, computerprogrammprodukt und verfahren zur verstärkungsregelung in einem steuerungssystem
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
US8342441B2 (en) 2008-09-02 2013-01-01 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
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
US11243098B2 (en) 2019-02-08 2022-02-08 Simmonds Precision Products, Inc. Configurable nodes for sensing systems
US10938643B2 (en) 2019-02-08 2021-03-02 Simmonds Precision Products, Inc. Distributed sensing systems and nodes therefor
KR20240012583A (ko) 2021-06-30 2024-01-29 레겟 앤드 플랫 캐나다 코포레이션 로컬 지능을 이용한 스마트 모터 시스템들 및 방법들
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2537883C2 (ru) * 2010-02-26 2015-01-10 Митсубиши Хеви Индастриз, Лтд. Система управления летательным аппаратом, способ управления летательным аппаратом и летательный аппарат
US9045220B2 (en) 2010-02-26 2015-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Control system of aircraft, method for controlling aircraft, and aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
US7017861B1 (en) 2006-03-28
EP1297426A1 (en) 2003-04-02
ZA200208581B (en) 2003-10-23
SE0001910L (sv) 2001-11-23
EP1297426B1 (en) 2004-10-13
SE518927C2 (sv) 2002-12-10
BR0110766A (pt) 2003-02-11
WO2001093039A1 (en) 2001-12-06
ES2230314T3 (es) 2005-05-01
PL359134A1 (en) 2004-08-23
AU2001260916A1 (en) 2001-12-11
DE60106449D1 (de) 2004-11-18
DE60106449T2 (de) 2005-04-14
SE0001910D0 (sv) 2000-05-22
ATE279749T1 (de) 2004-10-15
PL200659B1 (pl) 2009-01-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2237276C1 (ru) Система управления приводами в самолете
US9606537B2 (en) Fail-safe EE architecture for automated driving
US5550731A (en) Method and apparatus for implementing a databus voter to select the command signals from one of several redundant asynchronous digital processing units
US7424642B2 (en) Method for synchronization of a controller
EP1238317B1 (en) Systems and methods for fail safe process execution, monitoring and output control for critical systems
US7765427B2 (en) Monitoring system and methods for a distributed and recoverable digital control system
US4771427A (en) Equalization in redundant channels
US20070164166A1 (en) Apparatus and method for backup control in a distributed flight control system
RU2002134492A (ru) Система управления приводами в самолете
US20070033435A1 (en) Method and sytem for redundancy management of distributed and recoverable digital control system
US10663930B2 (en) Control of aircraft systems with at least two remote data concentrators for control of an aircraft system component
US4345191A (en) Two/one (2/1) fail operational electrohydraulic servoactuator
US7693616B2 (en) System and method of redundancy management for fault effect mitigation
JPH055121B2 (ru)
US20140303812A1 (en) Backup control system
JP2019081534A (ja) フライトコントロールシステムおよび使用の方法
JP7180000B2 (ja) 車両用制御アーキテクチャ
JP4477739B2 (ja) 冗長系情報処理システム
KR102577755B1 (ko) 해석적 채널을 통해 고장진단이 가능한 비행조종 컴퓨터
KR20230150057A (ko) 무인 항공기용 뉴럴 네트워크 시스템, 이를 포함하는 무인 항공기 제어 시스템 및 이를 이용한 무인 항공기 제어 방법
Dolega AIRCREAFT CONTROL LAWS MODIFICATION AS A CONSEQUENCE OF FAILURES APPEARANCE
GB2172722A (en) Backup control system (bucs)
JPS62210502A (ja) 制御装置の多重化システム

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160519