Дублирующий модуль исполнительных механизмов для беспилотного гироплана

Полезная модель относится к летательным аппаратам и может быть использована при проектировании механической и электронной частей систем управления беспилотных летательных аппаратов.
Опыт практического использования беспилотных летательных аппаратов показывает, что для обеспечения их безопасной и безотказной эксплуатации необходимо повышение надежности существующих систем управления. Особенно это актуально для беспилотных летательных аппаратов с большой взлетной массой, от 200 кг и выше. Повышение надежности систем управления беспилотных летательных аппаратов любых видов и градаций согласно общепринятым классификациям, является актуальной и востребованной задачей.
Основными недостатками используемых в настоящее время систем управления беспилотных летательных аппаратов являются повышенная вероятность выхода из строя всей системы и потеря управления воздушным судном из-за отказа ее отдельного элемента, относящегося преимущественно к электромеханической и электронной части системы.
Известен рулевой привод (RU 2253763, кл. F15B 9/08, B64C 13/42, 2005 г), содержащий корпус с гидролиниями, соединенными с напорной и сливной гидролиниями, гидродвигатель, обратный клапан и фильтр в гидролинии напора, электрогидравлический клапан принудительного заклинивания основного золотника и дублированный золотниковый цилиндрический распределитель. Дублированный золотниковый распределитель состоит из основного золотника, связанного кинематически с входной качалкой и соосно расположенного внутри дублирующего золотника, зафиксированного в нейтральном положении посредством центрирующей пружины, имеющего две эксцентричные выточки, расположенные через 180°, первая из которых постоянно соединена со сливной гидролинией, выполненного в гильзе, имеющей две дополнительные канавки, соединенные с гидролинией напора и сообщающиеся при движении дублирующего золотника со второй эксцентричной выточкой. В канал, соединяющий полость дублирующего золотника и электрогидравлический клапан, встроен постоянный дроссель малого проходного сечения.
Недостатком указанного устройства является сложность его исполнения, избыточная масса и габаритные размеры для его применения в системах управления беспилотных летательных аппаратов. Использование любых гидравлических элементов в системах управления органами пилотирования, за исключением тормозной системы шасси, используемой при взлете или посадке, является нерациональным решением, так как система управления органом пилотирования с гидравлическим приводом исполнительных механизмов является более энергоемкой, а также конструктивно более сложной, чем использование линейных механических приводов с шарико-винтовой парой (актуаторов). Такое исполнение увеличивает трудоемкость технического обслуживания, а также ремонта. Кроме того, конструкция устройства затрагивает лишь один компонент элемента системы управления летательного аппарата - механическую часть, в то время, как любая современная система управления, в частности в авиационной технике, в особенности системы (подсистемы) управления органами пилотирования, представляют собой комбинацию механической и электронной частей.
Наиболее близким к заявляемому устройству относится система привода механизма триммирования для гидравлического привода управляемого горизонтального стабилизатора (RU 2417923, кл. В64С 13/42, 2009 г.), содержащая, по меньшей мере, один гидравлический линейный исполнительный механизм, первую систему снабжения гидравлической энергией и независимую вторую систему снабжения гидравлической энергией. По меньшей мере один гидравлический исполнительный механизм подключен к первой системе снабжения энергией, которая подает гидравлическую энергию в гидравлический линейный исполнительный механизм в штатном режиме работы. Вторая система снабжения энергией подает гидравлическую энергию по меньшей мере в один гидравлический исполнительный механизм в аварийном режиме работы, при котором первая система снабжения энергией по меньшей мере частично стала неработоспособной. Линейный исполнительный механизм выполнен в форме блока поршневого цилиндра, содержащего шток поршня и цилиндр, и содержит механический фиксатор, предназначенный для фиксации штока поршня относительно цилиндра в последнем положении, установленном перед отказом первой и второй систем снабжения энергией. Система привода также содержит дополнительный блок управления, к которому подсоединена первая система снабжения энергией, а также вторая система снабжения энергией. Дополнительный блок управления подает гидравлическую энергию от первой системы снабжения энергией по меньшей мере в один гидравлический линейный исполнительный механизм в штатном режиме работы и в гидравлическую энергию второй системы снабжения гидравлической энергией по меньшей мере в один гидравлический линейный исполнительный механизм в аварийном режиме работы. Первая и вторая системы управления снабжения гидравлической энергией независимы от главного источника энергоснабжения летательного аппарата и снабжена автономным резервуаром с гидравлической жидкостью и автономным гидравлическим насосом.
Недостатками известного технического решения также являются сложность его исполнения, избыточная масса и отсутствие дублирования управляющей части (блока управления), которая ко всему прочему не является электронной и не может быть оперативно продиагностирована без внедрения в конструкцию дополнительных контрольно-измерительных и автоматических приборов.
Проблемой полезной модели является разработка дублирующего модуля управления беспилотного летательного аппарата, обеспечивающего его управление при нештатных ситуациях, а именно, при отказе наиболее уязвимых элементов исполнительных механизмов.
Техническим результатом полезной модели является повышение надежности существующих систем управления беспилотных летательных аппаратов.
Поставленная проблема и указанный технический результат достигаются тем, что дублирующий модуль исполнительных механизмов для беспилотного гироплана, согласно полезной модели характеризуется наличием узла резервирования, смонтированного в корпусе, для подключения его через шарико-винтовую пару к общей механической управляемой части летательного аппарата и выполненного с возможностью его подключения к блоку питания и электронному блоку управления. Узел резервирования включает блок дублируемых элементов и идентичный ему блок дублирующих элементов, каждый из которых содержит шаговый двигатель, силовой драйвер шагового двигателя и управляющий микроконтроллер, последовательно связанные между собой двухсторонней проводной связью, передающей сигнал-команду на выполнение управляющего действия. Между управляющими микроконтроллерами дублируемого и дублирующего блоков образована двухсторонняя связь. Подключение к шарико-винтовой паре выполнено от каждого шагового двигателя, дублируемого и дублирующего блоков.
Наличие элементов в двух идентичных дублируемым блоках, таких как: шаговый двигатель, силовой драйвер шагового двигателя и управляющий микроконтроллер позволяет повысить общую надежность системы, поскольку перечисленные элементы являются часто выходящими из строя со сложно предсказуемым результатом ситуации и составляют большую часть блока. Дублирование блоков имеет техническую и экономическую целесообразность, так как их общая надежность при работе в паре многократно повышается, что позволяет для достижения требуемой высокой надежности использовать более дешевые комплектующие, надежность которых по отдельности не достигает требуемого уровня.
Наличие двухсторонней связи между управляющими микропроцессорами обеспечивает возможность реализовывать дополнительные механизмы передачи данных между ними, что позволяет продолжать системе функционировать даже в случае отказа канала связи с управляющим бортовым компьютером в одном канале и отказа двигателя или силового драйвера двигателя в другом канале. Наличие связи между контроллерами обеспечивает высокую надежность при наличии двух управляющих бортовых компьютеров, подключенных независимо к разным частям модуля, что позволяет продолжать системе функционировать при отказе одного из управляющих бортовых компьютеров и поломке в силовой части подключенного к функционирующему бортовому компьютеру другой половине модуля, принимающей сигналы от исправного бортового компьютера.
Подключение к шарико-винтовой паре выполнено от каждого шагового двигателя дублируемого и дублирующего блоков необходимо для обеспечения работоспособности системы в случае выхода из строя какого-либо из элементов дублируемого или дублирующего блоков.
Технический результат полезной модели достигается за счет увеличения общей надежности системы при использовании дублированных компонентов модуля исполнительного механизма, объединенных в одном корпусе и скомпонованных путем использования метода дублирования основных компонентов и оптимизации числа управляющих устройств, позволяющих иметь при выходе из строя любого из них, гарантированную возможность управления всеми элементами системы.
Полезная модель иллюстрируется следующими чертежами, где на фиг. 1 показано размещение и составные части модуля дублирования исполнительных механизмов беспилотного гироплана; на фиг. 2 приведена функциональная блок-схема дублирования исполнительных механизмов гироплана с отображением механических частей, внешних элементов, имеющих связь с ним и дублированной группы элементов.
Модуль дублирования исполнительных механизмов летательного аппарата включает узел резервирования, смонтирован в корпусе 1. Узел резервирования содержит блок 2 дублируемых элементов и блок 3 дублирующих элементов. Блоки 2 и 3 идентичны, каждый из которых содержит последовательно связанные между собой двухсторонними линиями связи, шаговые двигатели 4 и 5, силовые драйвера 6 и 7 шаговых двигателей 4 и 5 и управляющие микроконтроллеры 8 и 9 соответственно. Между управляющими микроконтроллерами 8 и 9 блоков 2 и 3 образована двухсторонняя проводная связь 10. Узел резервирования выполнен с возможностью его подключения через шарико-винтовую пару 11 к общей механической управляемой части 12 летательного аппарата 13. Подключение к шарико-винтовой паре 11 выполнено от каждого шагового двигателя 4 и 5 дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков. Узел резервирования выполнен с возможностью его подключения проводными линиями двухсторонней связи 14 и 15 к блоку 16 управления и проводными линиями 17 и 18 к блоку 19 питания.
Реализация переключения блоков 2 дублируемых элементов и блока 3 дублирующих элементов при выходе какого-либо из них из строя заключается в заранее заданном на программном уровне функционале: один из блоков является ведущим и активен по умолчанию, при включении системы в случае его работоспособности он выполняет свои функции, второй же блок является ведомым и вступает в работу в случае выхода из строя ведущего блока. Опрос блоков и определение их работоспособности основываются на анализе электронным блоком управления 16 данных, полученных от блоков 2 и 3 по линиям обратной связи 17, 18. Команды на активацию, а также включение и выключение поступают, соответственно, через линии управления двухсторонней связи 14 и 15.
Возможны несколько сценариев, при которых функции полезной модели будут задействованы.
Одним из возможных вариантов является отказ механических компонентов одного из шаговых двигателей 4 или 5, при котором управление беспилотным летательным аппаратом может быть затруднено или даже потеряно. В этом случае, будет задействован шаговый двигатель 4 или 5, входящий в один из полностью работоспособных дублированных модулей 2 или 3, что позволит продолжить полет или завершить его без риска возникновения аварии.
В случае выхода из строя электронный компонент любого из блоков 2 или 3, в частности одного из управляющих микроконтроллеров 8 или 9, также не будет влиять на общую работоспособность системы, поскольку повреждение и выход из строя компонентов двух блоков одновременно маловероятно. Выход из строя компонент может быть обусловлен разными причинами, включая, но, не ограничиваясь следующими: вибрационное разрушение, отказ в связи с производственным браком до выработки назначенного ресурса, механическое повреждение, усталостные причины, прогрессирующее разрушение, приведшее к неработоспособности - окисление контактов, нарушение герметичности, повреждение температурным циклом, повреждение составляющих электронных компонент высокоэнергетическим воздействием или высокоэнергетической частицей, другие деградационные процессы.
Текущее положение летательного аппарата отправляется блоком 16 управления, подключенного  к датчикам 20 текущего положения актауатора. Сам электронный блок 16 управления содержит информацию о текущем положении летательного аппарата через датчики (на фиг. не показано), расположенные в другом месте, вычислять ее алгоритмически и передавать микроконтроллерам 8 и 9 значение текущего положения актуатора с более высоким приоритетом.
Двухсторонняя связь между управляющими микроконтроллерами 8 и 9 обеспечивает подтверждение работоспособности дублируемого 2 и дублирующего 3 блоков, что реализовано непосредственно в используемом программном обеспечении. Также двусторонняя связь обеспечивает возможность самостоятельного принятия решений для восстановления работоспособности, если электронный блок 16 управления снабжен только базовой логикой управления и не запрограммирован на определение, какая именно часть блока активна, что позволяет использовать дублирующий блок 3 с управляющим микроконтроллером 8. В случае выхода из строя одного из элементов связь прерывается, что воспринимается, как неисправность и по линии связи об этом узнает электронный блок 16 управления. При работе летательного аппарата между дублирующим 3 и дублируемым 2 блоком распределяются роли (статусы), дублируемый блок 2 является «активным», а дублирующий 3 «пассивным». Поскольку они по составу полностью идентичны, какой блок будет являться активным, а какой пассивным - не принципиально. Если между блоками 2 и 3 нет связи, это свидетельствует о том, что один из блоков неисправен. Подтверждением этого является отсутствие связи непосредственно между одним из блоков 2 и 3 и электронным блоком 16 управления и отсутствие сигнала от датчика 20 текущего положения актуатора одного из блоков 2 или 3 при отправке тестовой команды на выполнение управляющего воздействия. Если связь обрывается в процессе работы, помимо отсутствия связи от блока 2 или 3, вышедшего из строя, проверяется связь с датчиком 20 текущего положения актуатора и на основе этого делается вывод о работоспособности блока 2 или 3. Силовые драйвера 6 и 7 предназначены для преобразования электрических управляющих сигналов в электрические воздействия, пригодные для непосредственного управления шаговыми двигателями 4 и 5.
Модуль дублирования исполнительных механизмов для гироплана разработан с минимально возможным количеством компонентов, осуществляющих контроль и подачу управляющих сигналов, обеспечивающий возможность встраивания в любую систему управления, посредством подключения линий управления, двухсторонней связи, питания и управляемой механической части. Возможны режимы работы без наличия двухсторонней связи - только с потоком команд от электронного блока 16 управления до модуля. В этом случае модуль сам осуществляет функции резервирования, что позволяет использовать модуль с простыми контроллерами и сохранять функционирование при отказе обратного канала данных.
Представленная совокупность новых существенных признаков позволяет достичь заявленного технического результата, а именно - повышения надежности системы управления и уменьшения количества вероятных отказов.