RU208626U1 - Вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к области авиационного приборостроения и может быть использована в комплексах бортового радиоэлектронного оборудования беспилотных летательных аппаратов (ЛА) самолетного или вертолетного типа гражданской и военной авиации общего назначения, выполняя функцию центрального вычислителя режимов полета.Вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата, содержащий процессор, датчики абсолютного и дифференциального давления, отличающийся тем, что в него введены интегрированная система датчиков полетной информации, включающая гироскопические датчики углов положения, трехосевой MEMS-акселерометр, трехосевой магнетометр-компас, датчик собственной температуры, измеритель температуры набегающего потока воздуха; навигационный модуль, позволяющий подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO, набор периферийных интерфейсов для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА, встроенная система поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания, система встроенного контроля работоспособности, в качестве процессора использован высокопроизводительный сигнальный процессор со встроенной системой обработки видеопотока, при этом каждый элемент навигационной и датчиковой системы соединен через интерфейс с процессором, причем навигационный модуль соединен с процессором через ПЛИС (программируемую логическую интегральную схему), а гироскопические датчики углов положения подключены к процессору через один последовательный интерфейс, при этом каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков и линий тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором, а каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны.Технический результат - уменьшение суммарных массогабаритных характеристик информационных и управляющих подсистем ЛА, а также оптимизация использования интерфейсных ресурсов процессора с обеспечением уменьшения времени обмена информации между ним и периферийными датчиковыми системами. 2 ил.

Description

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

Известна система управления беспилотным ЛА, включающая в себя блок управления, модуль измерения атмосферного давления, модуль гироскопов и акселерометров (см. патент на изобретение № CN207037474, МПК G 05D 1/08, G 05D 1/10, опубл. 23.02.2018 г.).

Известен интегрированный компьютер управления полетом, содержащий плату управления, плату ввода/вывода интерфейсных сигналов, плату формирования вторичного напряжения питания, навигационный модуль (см. патент на изобретение № KR101418488, МПК B 64C 13/18, G 05D 1/10, G09B9/20, опубл. 14.07.2014 г.).

Однако в указанных выше известных системах содержится ограниченный набор датчиковых устройств. Так, в системе управления беспилотным ЛА по патенту на изобретение № CN207037474 отсутствует встроенная навигационная система, а также датчики магнитного поля Земли, позволяющих осуществлять полет ЛА в автоматическом режиме, при этом при его помощи невозможно определить текущую скорость ЛА на основе измерения температуры набегающего потока воздуха. В интегрированном компьютере по патенту на изобретение № KR101418488 отсутствуют встроенная подсистема измерения основных физических величин, необходимых для осуществления полета ЛА, в состав которой могут быть включены гироскопы, акселерометры, датчики давления, датчики магнитного поля Земли, а также подсистемы спутниковой навигации, необходимой для осуществления полета ЛА в автоматическом режиме. Таким образом, для функционального использования известных конструкций как центрального вычислителя режимов полета требуется дополнение их отдельными блоками с навигационными и датчиковыми составляющими, что негативно сказывается на общих массогабаритных характеристиках систем, усложняет их монтаж и обслуживание, а также увеличивает время генерирования управляющего сигнала.

Известна система автоматического управления беспилотным ЛА, содержащая датчики угловой скорости (ДУС) по осям Χ, Y, Z, акселерометры по осям Χ, Y, Z, магнетометр по осям Χ, Y, Z, датчик абсолютного давления, датчик дифференциального давления, подключенный к аналого-цифровому преобразователю (АЦП), приемник глобальной навигационной спутниковой системы, интерфейсный модуль, вычислитель системы автоматического управления (САУ), подключенный к источнику питания вычислителя САУ, при этом вычислитель САУ включает блок термокомпенсации кодов ДУС, акселерометров и магнетометра, первый выход блока термокомпенсации подключен к входу блоку вычисления вертикали, блок хранения полетного задания, вход-выход которого соединен с интерфейсным модулем, блок навигации и управления полетом, первый вход которого подключен к выходу блока хранения полетного задания, второй вход подключен к первому выходу блока вычисления вертикали, третий вход - к выходу АЦП, выход блока навигации и управления полетом соединен с входом блока формирования управляющих сигналов, выход которого подключен к исполнительным механизмам, управляемыми сигналами ШИМ, при этом в неё введены источник опорного напряжения, два выхода которого подключены к входам питания датчиков абсолютного давления и дифференциального давления соответственно, аналоговый вычислитель, первый вход которого подключен к выходу источника опорного напряжения, второй вход подключен к выходу датчика абсолютного давления, модуль датчиков тока и напряжения, подключенный к четвертому входу блока навигации и управления полетом, съёмная энергонезависимая память, вычислитель контролирующий для восстановления работы вычислителя САУ в случае сбоя, включающий блок анализа работы вычислителя САУ, вход которого соединен с цифровой шиной выходов датчиков ДУС по осям Χ, Υ, Ζ и акселерометров по осям Χ, Υ, Ζ, блок восстановления работы вычислителя САУ и блок управления питанием вычислителя САУ, входы которых подключены к выходу блока анализа работы вычислителя САУ, выход блока управления питанием вычислителя САУ подключен к управляющему входу источника питания вычислителя САУ, выход блока восстановления работы вычислителя САУ подключен к пятому входу блока навигации и управления полетом, при этом вычислитель САУ дополнительно снабжен блоком управления приёмником ГНСС, вход-выход которого подключен к приёмнику ГНСС, а выход - к шестому входу блока навигации и управления полетом, блоком управления аналоговым вычислителем, вход которого соединен с выходом аналогового вычислителя, первый и второй выходы блока управления аналоговым вычислителем подключены соответственно к седьмому входу блока навигации и управления полетом и к третьему входу аналогового вычислителя, блоком «черного ящика», четыре входа которого подключены соответственно к выходу модуля датчиков тока и напряжения, выходу блока термокомпенсации кодов датчиков, второму выходу блока вычисления вертикали, второму выходу блока навигации и управления полетом, выход блока «черного ящика» подключен к входу съёмной энергонезависимой памяти, при этом вход-выход блока формирования управляющих импульсов подключен к исполнительным механизмам управляемыми потенциальными сигналами (см. патент РФ на полезную модель № 137814, МПК G 05D 1/00, опубл. 27.02.2014 г.).

Недостатком известной системы автоматического управления беспилотным ЛА является построение в виде разрозненных блоков, что значительно ухудшает массогабаритные характеристики в сравнении с полностью интегрированными решениями. Это также усложняет монтаж систем в ЛА, ее обслуживание, а также негативно влияет на скорость управления ЛА, поскольку увеличивает время генерирования управляющего сигнала.

Известна система управления беспилотным ЛА, содержащая систему автоматического и дистанционного управления полетом ЛА, включающую в себя спутниковую навигационную систему беспилотного летательного аппарата, приемник сигналов дистанционного управления, блок коррекции сигналов управления, а также автопилот для управления аэродинамической поверхностью беспилотного летательного аппарата, и оптико-электронную систему, состоящую из гиростабилизированной платформы с размещенными на ней датчиками изображения, работающими в видимом и инфракрасном диапазонах излучения, связанными с передатчиком информации, при этом в нее введена система автоматического распознавания и автосопровождения объектов наблюдения, включающая блок эталонного изображения, блок распознавания по эталону, блок препарирования изображения, блок принятия решения, блок автосопровождения и координатной поправки, формирователь экранной информации, при этом выход блока эталонного изображения соединен с первым входом блока распознавания по эталону, второй вход которого подключен к выходу блока препарирования изображения, выход блока распознавания по эталону соединен с входом блока принятия решения, первый выход которого подключен к входу блока автосопровождения и координатной поправки, а второй выход соединен с первым входом блока препарирования изображения, второй вход которого подключен к выходу оптико-электронной системы, к первому входу формирователя экранной информации и ко второму входу блока автосопровождения и координатной поправки, первый выход которого соединен с вторым входом формирователя экранной информации, выход которого подключен к входу передатчика информации, второй выход блока автосопровождения и координатной поправки соединен с входом блока коррекции сигналов управления (см. патент РФ на полезную модель № 155323, МПК B64C 13/18, B64D 43/00, опубл. 27.09.2015 г.).

Недостатком известной системы является отсутствие интегрированной системы информирования о положении ЛА в пространстве, отсутствие возможности осуществления полета ЛА в автоматическом режиме. К недостаткам системы следует отнести наличие интегрированной дорогостоящей подсистемы автоматического распознавания и автосопровождения, что может являться неоптимальным решением для ряда малых летательных аппаратов, а также летательных аппаратов, предназначенных для использования в качестве мишеней. Расширение функциональных возможностей известной системы приведет к увеличению отдельных блоков и систем, необходимых к установке на ЛА, а их интегрирование в единую систему управления полетом усложнит подготовку такой системы в целом, увеличит общие массогабаритные характеристики управляющих систем и время обработки управляющего сигнала.

Известна также система управления беспилотным ЛА, содержащая блок управления двигателем, высотомер, гироинерциальную систему с датчиками углового положения ракеты и акселерометрами, датчики угловых скоростей, вычислитель, сумматоры управляющих сигналов тангажа, курса и крена, блок кинематической разводки, содержащий сумматоры первого, второго и третьего рулевых приводов и первый и второй инверторы, и рулевые приводы, при этом гироинерциальная система и высотомер подключены к входам вычислителя, предназначенного для формирования управляющих сигналов по углам тангажа, курса и крена, а также сигналов на запуск, останов и регулирование тяги двигателя, первый, второй и третий выходы вычислителя соединены с первыми входами сумматоров управляющих сигналов каналов тангажа, курса и крена соответственно, причем вторые входы этих сумматоров подключены к выходам соответствующих датчиков углового положения гироинерциальной системы, четвертый выход вычислителя соединен с входом блока управления двигателем летательного аппарата, выходы блока датчиков угловых скоростей соединены с третьими входами сумматоров управляющих сигналов, выход сумматора управляющих сигналов канала курса подключен к входам сумматоров первого и третьего рулевых приводов и через первый инвертор к входу сумматора второго рулевого привода, выход сумматора управляющих сигналов канала крена соединен с входами сумматоров первого и второго рулевых приводов и через второй инвертор с входом сумматора третьего рулевого привода, а выходы сумматоров первого, второго и третьего рулевых приводов соединены с входами соответствующих рулевых приводов, при этом в нее дополнительно введены блоки задержки, запоминающее устройство, компараторы, логический элемент ИЛИ, логические элементы И, блоки определения модуля, блок вычисления производной, блок перемножения, сумматоры, ключ, сумматор сигнала ликвидации и подсистема прекращения полета, причем вычислитель дополнительно формирует сигналы текущей скорости полета, вертикальной скорости полета и оставшегося до завершения полета времени, входы первого и второго блоков задержки соединены соответственно со вторым выходом высотомера и седьмым выходом гироинерциальной системы, входы третьего и четвертого блоков задержки и первый вход запоминающего устройства подключены к выходу блока управления двигателем, выходы первого и второго блоков задержки соединены соответственно с первым и вторым входами логического элемента ИЛИ, выход третьего блока задержки соединен с первым входом второго логического элемента И, запоминающее устройство через последовательно соединенные второй сумматор, ключ и пятый компаратор подключено ко второму входу второго логического элемента И, причем вторые входы запоминающего устройства и второго сумматора соединены с пятым выходом вычислителя, а выход четвертого блока задержки подсоединен к управляющему входу ключа, вход первого компаратора соединен с четвертым выходом вычислителя, а выход этого компаратора подключен к третьему входу второго логического элемента И, вход первого блока определения модуля соединен с шестым выходом вычислителя, а выход этого блока через третий компаратор подсоединен к четвертому входу второго логического элемента И, выход которого подключен к третьему входу логического элемента ИЛИ, входы второго блока определения модуля, блока вычисления производной и первый вход блока перемножения соединены с шестым выходом гироинерциальной системы, выход второго блока определения модуля через последовательно соединенные четвертый компаратор, первый логический элемент И и пятый блок задержки подключен к четвертому входу логического элемента ИЛИ, выход блока вычисления производной через последовательно соединенные блок перемножения и шестой компаратор подсоединен ко второму входу первого логического элемента И, первый и второй входы первого сумматора соединены соответственно с пятым выходом гироинерциальной системы и вторым выходом вычислителя, а выход через последовательно соединенные третий блок определения модуля, седьмой компаратор и шестой блок задержки подключен к пятому входу логического элемента ИЛИ, выход которого через третий логический элемент И и подсистему прекращения полета подключен ко второму входу сумматора сигнала ликвидации, первый вход которого соединен с выходом сумматора управляющих сигналов канала тангажа, а выход со входом сумматоров второго и третьего рулевых приводов, вход второго компаратора подключен к седьмому выходу вычислителя, а выход соединен со вторым входом третьего логического элемента И (см. патент РФ на изобретение № 2212702, МПК G05D 1/10, опубл. 20.09.2003 г.).

Недостатком известной системы является отсутствие возможности приема сигналов спутниковой связи GPS/GLONASS и, как следствие, невозможность осуществления управления полетом ЛА по заданному маршруту. Для устранения этого недостатка также требуется наличие дополнительного блока/системы для приема сигналов спутниковой связи GPS/GLONASS, его интегрирование в известную систему управления беспилотным ЛА. Это усложнит подготовку и введение в эксплуатацию системы в целом, увеличит общие массогабаритные характеристики управляющих систем и время обработки управляющего сигнала.

Наиболее близкой по технической сущности к предложенной полезной модели является известная программируемая система автоматического управления беспилотным ЛА, содержащая блок акселерометров для измерения линейных ускорений объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок датчиков угловых скоростей для измерения угловых скоростей объекта в проекции на оси связанной системы координат, блок магнитных датчиков для измерения вектора магнитного поля Земли в проекции на оси связанной системы координат, температурные датчики для измерения температуры датчиков угловых скоростей, акселерометров, магнитных датчиков, температуры забортного воздуха; датчика абсолютного давления и датчика дифференциального давления, блок оценки высоты, воздушной скорости и скороподъемности, спутниковый навигационный приемник для введения в систему информации о географических координатах местоположения ЛА, блоки измерения внешней частоты оборотов двигателей ЛА, а также программируемый блок управления, при этом он снабжен многоканальным аналого-цифровым преобразователем, к входу которого подключены выходы указанных датчиков, блоком коррекции сигналов датчиков, выполненным с функцией компенсации погрешностей показаний датчиков, обусловленных температурными дрейфами и неперпендикулярностью осей датчиков, ко входу которого подключены выходы многоканального аналого-цифрового преобразователя, блоком оценки углового положения объекта, выполненным с функцией оценки текущих углов положения летательного аппарата по параметрам курса, крена и тангажа, и вход которого связан с выходом блока коррекции сигналов датчиков; блоком захвата ШИМ-сигналов, выполненным с функцией получения управляющих воздействий в систему от внешнего источника, задающего эти воздействия; блоком отработки программы полета, выполненным с функцией отслеживания текущего состояния параметров полета и выработки решения об изменений схемы управления летательным аппаратом, и связанным с входом программируемого блока управления и с входом программируемого блока управления и с выходом энергонезависимой памяти; блоком отслеживания критических ситуаций, выполненным с функцией выработки сигнала для блока отработки программы полета, который по получению данного сигнала загружает на выполнение программу полета, гарантирующую сохранение ЛА; блоком формирования управляющих ШИМ-сигналов рулевых механизмов, выполненным с возможностью реализации функции выработки ШИМ-сигналов с заданной частотой и скважностью в зависимости от управляющего сигнала, поступающего с программируемого блока управления, а также интерфейсным модулем для реализации обмена данными с внешними устройствами (см. патент РФ на полезную модель № 68145, МПК G05D 1/10, опубл. 10.11.2007 г.).

Известной системе присуще федеративное устройство системы с разбиением на большое число отдельных блоков, что в свою очередь ведет к ухудшению ее массогабаритных характеристик и отсутствию возможности парирования перерывов питающего напряжения. При этом значительные массогабаритные характеристики и исполнения в виде отдельных блоков также усложняют процесс монтажа в ЛА и наладки системы в целом, а федеративное архитектуры системы увеличивает время прохождения информации (сигналов) между блоками, что негативно сказывается на эффективности системы и времени получения итогового управляющего сигнала.

Задачей, на решение которой направлена настоящая полезная модель, является интеграция информационных и управляющих, а именно навигационных, датчиковых и вычислительных, подсистем ЛА в состав единого устройства, позволяющего осуществлять управление полетом ЛА, как в автоматическом режиме, так и под управлением наземного пункта управления.

Техническим результатом, достигаемым при решении поставленной задачи, является уменьшение суммарных массогабаритных характеристик информационных и управляющих подсистем ЛА, а также оптимизация использования интерфейсных ресурсов процессора с обеспечением уменьшения времени обмена информации между ним и периферийными датчиковыми системами.

Указанный технический результат достигается тем, что в вычислитель управления полетом беспилотного ЛА, содержащий процессор, датчики абсолютного и дифференциального давления, согласно полезной модели , введены размещенные в едином корпусе с процессором и датчиками абсолютного и дифференциального давления интегрированная система датчиков полетной информации, включающая гироскопические датчики углов положения, трехосевой MEMS-акселерометр, трехосевой магнетометр-компас, датчик собственной температуры, измеритель температуры набегающего потока воздуха; навигационный модуль, позволяющий подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO, набор периферийных интерфейсов для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА, встроенная система поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания, система встроенного контроля работоспособности, при этом в качестве процессора использован высокопроизводительный сигнальный процессор со встроенной системой обработки видеопотока, каждый элемент навигационной и датчиковой системы соединен через интерфейс с процессором, причем навигационный модуль соединен с процессором через ПЛИС (программируемую логическую интегральную схему), а гироскопические датчики углов положения подключены к процессору через один последовательный интерфейс, причем каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков и линий тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором, а каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны.

Интеграция вычислительных и информационных ресурсов в составе единого устройства, позволяет осуществлять управление полетом ЛА как в автоматическом режиме, так и под управлением наземного пункта управления.

Для этих целей в состав вычислителя управления полетом включены элементы управляющих навигационных подсистем, а именно, навигационный модуль, позволяющий подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO, элементы управляющих датчиковых подсистем, а именно интегрированная система датчиков полетной информации, включающая гироскопические датчики углов положения, например, MEMS-гироскопы, трехосевой MEMS-акселерометр, трехосевой магнетометр-компас, датчик собственной температуры, измеритель температуры набегающего потока воздуха, а также элементы управляющих вычислительных подсистем, а именно набор периферийных интерфейсов для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА, встроенная система поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания, система встроенного контроля работоспособности и высокопроизводительный сигнальный процессор со встроенной системой обработки видеопотока.

Объединение указанных элементом в едином устройстве в едином корпусе позволяет уменьшить суммарные массогабаритные характеристики информационных и управляющих подсистем, необходимых для полета ЛА и содержащихся в составе предложенного вычислителя управления полетом.

При этом для освобождения ресурсов процессора и оптимального использования входных/выходных портов процессора навигационный модуль соединен с процессором через ПЛИС (программируемую логическую интегральную схему), а гироскопические датчики углов положения подключены к процессору через один последовательный интерфейс.

Каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков и линий тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором, а каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны.

Это позволяет также оптимально экономно использовать входы/выходы процессора, поскольку, например, три канала сигналов управления CS гироскопических датчиков занимают не три входных канал процессора, а один, а также обеспечивает возможность подать на все гироскопические датчики единый сигнал от процессора, не опрашивая датчики по очереди, что уменьшает время обмена информации между процессоров и периферийными датчиками. Вместе с тем, поскольку каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны, процессор на один общий выходной сигнал-опрос получает от каждого датчика свой уникальный синхронизированный по времени ответ, и тем самым, предложенный механизм подключения датчиков не ограничивает полноту получения информации процессоров для выработки управляющего сигнала.

Кроме того, подобное подключение датчиков позволяет в синхронном режиме получать данные от трех источников информации, что в свою очередь существенно разгружает вычислительный цикл процессора от служебных процедур и оставляет больше вычислительного времени для решения алгоритмических задач управления полетом ЛА.

Полезная модель иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показана функциональная блок-схема устройства, на фиг. 2 – схема подключения гироскопических датчиков к процессору.

Позиции на чертеже обозначают следующее: 1 –высокопроизводительный сигнальный процессор; 2 – гироскопические датчики углов положения; 3 – трехосевой MEMS-акселерометр; 4 – трехосевой магнетометр-компас; 5 – датчик собственной температуры; 6 – датчики абсолютного и дифференциального давления; 7 – измеритель температуры набегающего потока воздуха; 8 – навигационный модуль; 9 – набор периферийных интерфейсов для сопряжения блока управления с внешними системами; 10 – система поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания; 11 – система встроенного контроля работоспособности; 12 – программируемая логическая интегральная схема (ПЛИС); 13 - каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков 2; 14 - линии тактового сигнала гироскопических датчиков 2; 15 - каналы сигналов данных гироскопических датчиков 2.

Вычислитель управления полетом беспилотного ЛА содержит размещенные в едином корпусе высокопроизводительный сигнальный процессор 1 со встроенной системой обработки видеопотока, интегрированную систему датчиков полетной информации, включающую гироскопические датчики 2 углов положения, трехосевой MEMS-акселерометр 3, трехосевой магнетометр-компас 4, датчик 5 собственной температуры, датчики 6 абсолютного и дифференциального давления, измеритель 7 температуры набегающего потока воздуха, навигационный модуль 8, позволяющий подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO, набор периферийных интерфейсов 9 для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА, встроенную систему поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания 10, систему встроенного контроля работоспособности 11 (фиг. 1).

Каждый элемент навигационной и датчиковой системы 2-11 соединен через интерфейс с процессором 1 (фиг. 1).

При этом навигационный модуль 8 соединен с процессором 1 через программируемую логическую интегральную схему (ПЛИС) 12 (фиг. 1).

В качестве гироскопических датчиков 2 углов положения могут быть использованы, например, MEMS-гироскопы (МЭМС-гироскопы), т.е. гироскопы, объединяющие в себе микроэлектронные и микромеханические компоненты.

Гироскопические датчики 2 углов положения подключены к процессору 1 через один последовательный интерфейс. Каждый из таких датчиков 2 содержит свой канал 13 сигналов управления CS, линию 14 тактового сигнала CLK, входной и выходной канал 15 сигналов, потенциально занимая 4 порта на интерфейсе процессора 1.

Согласно предложенной схеме подключения гироскопических датчиков 2 к процессору 1 каналы 13 сигналов управления CS датчиков 2 имеют общие входы/выходы с процессором 1, линии 14 тактового сигнала CLK датчиков 2 также имеют общие входы/выходы с процессором 1. Таким образом, каналами 13 сигналов управления CS и линиями 14 тактового сигнала всех гироскопических датчиков 2 занимается всего 2 порта процессора 1. При этом входные и выходные каналы 15 сигналов данных гироскопических датчиков 2 индивидуальны (фиг. 2).

Центральным вычислительным ядром устройства является высокопроизводительный двухядерный цифровой сигнальный процессор 1. В качестве него может быть использован процессор с фиксированной точкой ADSP-BF609 производства фирмы AnalogDevices (США).

Процессор 1 обладает усовершенствованной, высокопроизводительной инфраструктурой, большим объемом внутренней памяти и богатым набором периферийных интерфейсов. Процессор 1 поддерживает использование операционной системы реального времени. Кроме того, процессор ADSP-BF609 имеет такие критически важные для надежной и безопасной работы функции, как проверка контрольной суммы для защиты памяти, проверка четности и кодирование с обнаружением ошибок в блоках внутренней памяти, а также модуль обработки ошибок и неисправностей. Данные встроенные средства обеспечения безопасности позволяют минимизировать степень критичности возникающих нештатных ситуаций в ходе полета ЛА и обеспечить аварийный режим посадки. Для повышения характеристик контролепригодности в устройстве присутствует настраиваемая система встроенного контроля работоспособности 11, периодические запросы на которую со стороны процессора 1 свидетельствуют о работоспособности программного обеспечения и отсутствии его зависания. В случае прекращения обработки сигнала системы 11, независимым от процессора устройством формируется сигнал о возникшей неисправности, выдаваемый во внешние сопрягаемые системы, например, систему аварийной посадки при помощи парашюта.

Примененный процессор также оптимизирован для применения во встраиваемых системах технического зрения и анализа видеоизображений, обладая уникальным конвейерным видео сопроцессором PVP (pipelinedvisionprocessor) - системой обработки видеопотока. Это набор функциональных блоков, который располагается в непосредственной близости к процессорным ядрам и предназначен для ускорения алгоритмов обработки изображений и сокращения требований к общей полосе пропускания. Данные ресурсы могут быть использованы для обработки видеопотока, поступающего от полезной нагрузки, либо от системы посадки ЛА, построенной на визуальных ориентирах местности.

Вычислительный процессор осуществляет прием информации по следующим информационным линиям: RS-485 – 6 шт.; RS-232 – 4шт; ARINC-429 TX–2 шт.; ARINC-429 RX – 4 шт.; CAN – 1 шт.; разовые команды выходные – 16 шт.; разовые команды приемные – 8 шт. Данные линии связи могут использоваться для сопряжения с дополнительными системами ЛА, включающими систему автоматического управления двигателем, приемо-передатчик зашифрованного радиоканала и т.д.

Полет беспилотного ЛА может осуществляться как в ручном режиме с использованием команд, получаемых от наземного пункта управления по зашифрованной линии связи, так и в автоматическом режиме по заранее заданному маршруту с использованием информации о положении ЛА в пространстве.

Процессор осуществляет выдачу сигналов в соответствии с заданным алгоритмом на рулевые сервоприводы в виде ШИМ-сигнала. Количество управляемых сервоприводов может варьироваться от 4 до 6.

В предложенном вычислителе управления полетом реализована интегрированная система датчиков, включающих в себя гироскопические датчики 2 углов положения, трехосевой MEMS-акселерометр 3, трехосевой магнетометр-компас 4, датчик 5 собственной температуры, специализированный интерфейс подключения датчика 7 температуры набегающего потока воздуха типа П-103, датчики 6 абсолютного и дифференциального давления. В составе блока присутствует навигационный модуль 8, позволяющий 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 беспилотных ЛА.

Питание вычислителя управления полетом может осуществляться от двух независимых шин питания +27 В. Встроенная система поддержания работоспособности выдерживает перерывы питания по обеим шинам +27 В одновременно на период до 80 мс.

Встроенная система 10 поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания требуется в следующей ситуации. Она играет роль системы постоянного контроля напряжения питания. В случае снижения номинального значения входного напряжения ниже заданного порога, процессор 1 вычислителя управления полетом получает сигнал о нештатном состоянии системы питания ЛА, что может использоваться для активации режима аварийной посадки.

Входные и выходные сигналы блока имеют средства защиты от негативного воздействия электромагнитной энергии вследствие удара молнии.

Для подключения к сопрягаемым системам использованы соединители типа D-SUB. Габариты блока составляют 209 мм×150 мм×60 мм.

Архитектура и конструкция блока оптимизированы с точки зрения снижения стоимости изделия для применения на беспилотных ЛА малого и среднего типа.

При этом вычислителю управления полетом беспилотного летательного аппарата присуща универсальность и гибкость при интеграции устройства на ЛА различного типа за счет поддержки широкого набора основных каналов ввода-вывода информации,

повышение его работоспособности ЛА за счет интеграции в устройство подсистемы парирования сбоев подачи напряжения питания, а также реализации системы встроенного контроля с защитой от несанкционированного прекращения работы (“зависания”).

Предложенный вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.

Вычислитель оптимизирован для применения в составе малых и средних ЛА, отличающихся повышенными требованиями по массогабаритным характеристикам бортовой электронной аппаратуры. Принцип действия устройства основан на сборе встроенными средствами всей необходимой информации для проведения как управляемого оператором полета, так и полета в полностью автоматическом режиме. Набор периферийных интерфейсов позволяет интегрировать устройство в существующее разнородное оборудование, делая его центральным хабом сбора и обработки полетной информации. Интегрированная подсистема датчиков позволяет с заданной точностью определять положение ЛА в пространстве, а также на местности.

Предложенный вычислитель управления полетом беспилотного ЛА как устройство в едином корпусе интегрируется (монтируется и подключается) в состав бортовых систем ЛА через набор периферийных интерфейсов 9 для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА.

Высокопроизводительный сигнальный процессор 1 со встроенной системой обработки видеопотока получает от подключенных к нему через интерфейс интегрированной системы датчиков полетной информации, включающей гироскопические датчики 2 углов положения, например, MEMS-гироскопы, трехосевой MEMS-акселерометр 3, трехосевой магнетометр-компас 4, датчика 5 собственной температуры, датчиков 6 абсолютного и дифференциального давления, измерителя 7 температуры набегающего потока воздуха, навигационного модуля 8, позволяющего подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO полетную информацию о состоянии ЛА, его положении в пространстве, скоростных характеристикам и т.п.

Поскольку гироскопические датчики 2 подключены к процессору через один последовательный интерфейс, а их каналы 13 сигналов управления CS и линий 14 тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором 1 обеспечивается возможность подать на все гироскопические датчики 2 единый сигнал от процессора 1, не опрашивая гироскопические датчики 2 по очереди, что уменьшает время обмена информации между процессором 1 и периферийными датчиками.

Вместе с тем, за счет индивидуальности каналов 15 сигналов данных гироскопических датчиков 2, процессор 1 на один общий выходной сигнал-опрос получает от каждого гироскопического датчика 2 свой уникальный ответ, что обеспечивает полноту получения информации процессором для выработки управляющего сигнала.

При этом существенно разгружается вычислительный цикл процессора 1 от служебных процедур и резервируется больше вычислительного времени для решения алгоритмических задач управления полетом ЛА.

Процессор 1, на основе полученной от элементов навигационной и датчиковой системы 2-11 информации, генерирует управляющие команды и сигналы, которые передаются на управляющие системы ЛА, например, на его рулевые элементы.

При этом процессор 1 в определенный промежуток времени производит обмен сигналами с системой встроенного контроля работоспособности 11. В случае прекращения обработки процессором 1 сигнала системы 11, формируется сигнал о возникшей неисправности, выдаваемый во внешние сопрягаемые системы, например, систему аварийной посадки при помощи парашюта.

В случае снижения номинального значения входного напряжения ниже заданного порога, включается встроенная система 10 поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания. На процессор 1 подается резервное питание, система получает сигнал о нештатном состоянии системы питания ЛА, что может использоваться для активации режима аварийной посадки.

Таким образом, предложенной конструкции вычислителя управления полетом беспилотного летательного аппарата (ЛА), как в автоматическом режиме, так и под управлением наземного пункта управления, присуща минимизация массо-габаритных характеристик за счет высокой степени интеграции элементов управляющих и информационных систем в одном устройстве при оптимизации использования интерфейсных ресурсов процессора с обеспечением уменьшения времени обмена информации между ним и периферийными датчиковыми системами.

Claims (1)

1. Вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата, содержащий процессор, датчики абсолютного и дифференциального давления, отличающийся тем, что в него введены размещенные в едином корпусе с процессором и датчиками абсолютного и дифференциального давления интегрированная система датчиков полетной информации, включающая гироскопические датчики углов положения, трехосевой MEMS-акселерометр, трехосевой магнетометр-компас, датчик собственной температуры, измеритель температуры набегающего потока воздуха; навигационный модуль, позволяющий подключать внешнюю активную антенну для получения данных от спутниковых систем глобального позиционирования GPS/GLONASS/GALILEO, набор периферийных интерфейсов для сопряжения блока управления с внешними системами ЛА, встроенная система поддержания работоспособности на время перерывов в снабжении основным напряжением питания, система встроенного контроля работоспособности, при этом в качестве процессора использован высокопроизводительный сигнальный процессор со встроенной системой обработки видеопотока, каждый элемент навигационной и датчиковой системы соединен через интерфейс с процессором, причем навигационный модуль соединен с процессором через ПЛИС (программируемую логическую интегральную схему), а гироскопические датчики углов положения подключены к процессору через один последовательный интерфейс, причем каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков и линий тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором, а каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны.

Images