RU2237276C1 - Система управления приводами в самолете - Google Patents
Система управления приводами в самолете Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B9/00—Safety arrangements
- G05B9/02—Safety arrangements electric
- G05B9/03—Safety 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.
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 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)
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)
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 |
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 |
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 |
EP2054300A2 (en) | 2006-03-01 | 2009-05-06 | 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 |
EP2152576A2 (en) | 2007-05-02 | 2010-02-17 | 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 |
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)
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 AT AT01934764T patent/ATE279749T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-05-18 AU AU2001260916A patent/AU2001260916A1/en not_active Abandoned
- 2001-05-18 RU RU2002134492/09A patent/RU2237276C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-05-18 PL PL359134A patent/PL200659B1/pl unknown
- 2001-05-18 WO PCT/SE2001/001123 patent/WO2001093039A1/en active IP Right Grant
- 2001-05-18 BR BR0110766-6A patent/BR0110766A/pt not_active Application Discontinuation
- 2001-05-18 ES ES01934764T patent/ES2230314T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-05-18 DE DE60106449T patent/DE60106449T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-05-18 EP EP01934764A patent/EP1297426B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-10-23 ZA ZA200208581A patent/ZA200208581B/en unknown
Cited By (2)
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 |
---|---|
WO2001093039A1 (en) | 2001-12-06 |
EP1297426B1 (en) | 2004-10-13 |
PL359134A1 (en) | 2004-08-23 |
AU2001260916A1 (en) | 2001-12-11 |
SE518927C2 (sv) | 2002-12-10 |
DE60106449D1 (de) | 2004-11-18 |
DE60106449T2 (de) | 2005-04-14 |
EP1297426A1 (en) | 2003-04-02 |
US7017861B1 (en) | 2006-03-28 |
BR0110766A (pt) | 2003-02-11 |
ES2230314T3 (es) | 2005-05-01 |
ATE279749T1 (de) | 2004-10-15 |
ZA200208581B (en) | 2003-10-23 |
PL200659B1 (pl) | 2009-01-30 |
SE0001910D0 (sv) | 2000-05-22 |
SE0001910L (sv) | 2001-11-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
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 | |
US8235328B2 (en) | Apparatus and method for backup control in a distributed flight control system | |
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 | |
US20160103450A1 (en) | Fail-Safe EE Architecture for Automated Driving | |
US7765427B2 (en) | Monitoring system and methods for a distributed and recoverable digital control system | |
EP0263055B1 (en) | Autoequalization in redundant channels | |
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 | |
JPS59212902A (ja) | 多重化制御装置 | |
US7693616B2 (en) | System and method of redundancy management for fault effect mitigation | |
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) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160519 |