RU208626U1

RU208626U1 - Flight control computer for an unmanned aerial vehicle

Info

Publication number: RU208626U1
Application number: RU2021124141U
Authority: RU
Inventors: Олег Вадимович Бисенов; Константин Львович Бурлов; Виктор Александрович Егоров; Антон Геннадьевич Зайкин; Василий Сергеевич Книга; Денис Евгеньевич Крупейников; Сергей Сергеевич Милкин; Дмитрий Александрович Селезнев
Original assignee: Акционерное общество "Конструкторское бюро промышленной автоматики" (АО "КБПА")
Priority date: 2021-08-13
Filing date: 2021-08-13
Publication date: 2021-12-28

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.The utility model relates to the field of aviation instrumentation and can be used in complexes of on-board radio-electronic equipment of unmanned aerial vehicles (LA) of an airplane or helicopter type of civil and military aviation of general purpose, performing the function of a central flight mode computer. An unmanned aerial vehicle flight control computer, containing a processor, absolute and differential pressure sensors, characterized in that it includes an integrated system of flight information sensors, including gyroscopic sensors of position angles, a three-axis MEMS accelerometer, a three-axis magnetometer-compass, an intrinsic temperature sensor, and an air flow temperature meter; navigation module that allows you to connect an external active antenna to receive data from global positioning satellite systems GPS / GLONASS / GALILEO, a set of peripheral interfaces for interfacing the control unit with external aircraft systems, a built-in system for maintaining operability during interruptions in the supply of the main supply voltage, a built-in control system operability, a high-performance signal processor with a built-in video stream processing system is used as a processor, while each element of the navigation and sensor system is connected via an interface to the processor, and the navigation module is connected to the processor through an FPGA (field-programmable logic integrated circuit), and gyroscopic position angle sensors are connected to the processor through one serial interface, while the channels of control signals CS of gyro sensors and clock signal lines CLK have common inputs/outputs with the processor, and the signal channels data of gyroscopic sensors are individual. The technical result is a reduction in the total weight and size characteristics of the information and control subsystems of the aircraft, as well as optimization of the use of interface resources of the processor, ensuring a reduction in the time of information exchange between it and peripheral sensor systems. 2 ill.

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. The utility model relates to the field of aviation instrumentation and can be used in complexes of on-board radio-electronic equipment of unmanned aerial vehicles (LA) of an airplane or helicopter type of civil and military general aviation, performing the function of a central computer for flight modes.

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.).A control system for an unmanned aircraft is known, including a control unit, a module for measuring atmospheric pressure, a module for gyroscopes and accelerometers (see patent for invention No. CN207037474, IPC G 05D 1/08, G 05D 1/10, publ. 23.02.2018 ).

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.).An integrated flight control computer is known, containing a control board, an input/output board for interface signals, a secondary supply voltage generation board, a navigation module (see patent for invention No. KR101418488, IPC B 64C 13/18, G 05D 1/10, G09B9/20 , published on July 14, 2014).

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. However, the above known systems contain a limited set of sensor devices. So, in the control system of an unmanned aircraft according to the patent for invention No. CN207037474, there is no built-in navigation system, as well as sensors of the Earth's magnetic field, which allow the aircraft to fly in automatic mode, while using it it is impossible to determine the current speed of the aircraft based on measuring the temperature of the incoming air flow . The integrated computer according to the patent for the invention No. KR101418488 does not have a built-in subsystem for measuring the main physical quantities necessary for the flight of an aircraft, which can include gyroscopes, accelerometers, pressure sensors, sensors of the Earth's magnetic field, as well as a satellite navigation subsystem necessary for the implementation aircraft flight in automatic mode. Thus, for the functional use of known structures as a central flight mode computer, it is necessary to supplement them with separate units with navigation and sensor components, which negatively affects the overall weight and size characteristics of the systems, complicates their installation and maintenance, and also increases the time for generating a control signal.

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.).Known automatic control system for unmanned aerial vehicles, containing angular velocity sensors (RS) along the axes Χ, Y, Z, accelerometers along the axes Χ, Y, Z, a magnetometer along the axes Χ, Y, Z, an absolute pressure sensor, a differential pressure sensor connected to an analog-to-digital converter (ADC), a global navigation satellite system receiver, an interface module, an automatic control system computer (ACS) connected to the power supply of the ACS computer, while the ACS computer includes a thermal compensation unit for CRS codes, accelerometers and a magnetometer, the first output of the thermal compensation unit connected to the input of the vertical calculation unit, the flight task storage unit, the input-output of which is connected to the interface module, the navigation and flight control unit, the first input of which is connected to the output of the flight task storage unit, the second input is connected to the first output of the vertical calculation unit, the third input - to the output of the ADC, the output of the navigation and flight control unit is connected It has an input of the control signal generation unit, the output of which is connected to actuators controlled by PWM signals, while a reference voltage source is introduced into it, two outputs of which are connected to the power inputs of the absolute pressure and differential pressure sensors, respectively, an analog calculator, the first input of which is connected to the output of the reference voltage source, the second input is connected to the output of the absolute pressure sensor, the module of current and voltage sensors connected to the fourth input of the navigation and flight control unit, removable non-volatile memory, the computer controlling to restore the operation of the ACS computer in case of failure, including the operation analysis unit computer ACS, the input of which is connected to the digital bus of the outputs of the CRS sensors along the Χ, Υ, Ζ axes and accelerometers along the axes Χ, Υ, Ζ, the recovery unit of the computer ACS and the power control unit of the computer ACS, the inputs of which are connected to the output of the work analysis unit calculate For the ACS, the output of the power control unit of the ACS computer is connected to the control input of the power source of the ACS computer, the output of the recovery unit of the ACS computer is connected to the fifth input of the navigation and flight control unit, while the ACS computer is additionally equipped with a GNSS receiver control unit, the input-output of which is connected to the GNSS receiver, and the output - to the sixth input of the navigation and flight control unit, the analog computer control unit, the input of which is connected to the output of the analog computer, the first and second outputs of the analog computer control unit are connected, respectively, to the seventh input of the navigation and flight control unit and to the third input of an analog calculator, a “black box” unit, four inputs of which are connected respectively to the output of the current and voltage sensor module, the output of the temperature compensation unit for sensor codes, the second output of the vertical calculation unit, the second output of the navigation and flight control unit, the output of the “black box” unit ka" is connected to the input of a removable non-volatile memory, while the input-output of the block for generating control pulses is connected to the actuators by controlled potential signals (see Fig. RF patent for utility model No. 137814, IPC G 05D 1/00, publ. February 27, 2014).

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. The disadvantage of the known automatic control system for unmanned aerial vehicles is the construction in the form of disparate blocks, which significantly worsens the weight and size characteristics in comparison with fully integrated solutions. This also complicates the installation of systems in the aircraft, its maintenance, and also negatively affects the speed of the aircraft control, since it increases the time for generating the control signal.

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.).An unmanned aircraft control system is known, comprising an automatic and remote control system for the flight of an aircraft, including a satellite navigation system for an unmanned aerial vehicle, a remote control signal receiver, a control signal correction unit, and an autopilot for controlling the aerodynamic surface of an unmanned aerial vehicle, and optoelectronic a system consisting of a gyro-stabilized platform with image sensors placed on it, operating in the visible and infrared radiation ranges, associated with an information transmitter, while it includes a system for automatic recognition and auto-tracking of objects of observation, including a reference image unit, a recognition unit by a standard, a unit image preparation, a decision block, an auto-tracking and coordinate correction block, a screen information generator, while the output of the reference image block is connected to the first input of the recognition block standard, the second input of which is connected to the output of the image preparation unit, the output of the recognition unit according to the standard is connected to the input of the decision block, the first output of which is connected to the input of the autotracking and coordinate correction unit, and the second output is connected to the the input of which is connected to the output of the optical-electronic system, to the first input of the screen information shaper and to the second input of the auto-tracking and coordinate correction unit, the first output of which is connected to the second input of the screen information shaper, the output of which is connected to the input of the information transmitter, the second output of the auto-tracking unit and coordinate correction is connected to the input of the control signal correction block (see Fig. RF patent for utility model No. 155323, IPC B64C 13/18, B64D 43/00, publ. September 27, 2015).

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. The disadvantage of the known system is the lack of an integrated system for informing about the position of the aircraft in space, the inability to carry out the flight of the aircraft in automatic mode. The disadvantages of the system include the presence of an integrated expensive subsystem for automatic recognition and auto-tracking, which may be a suboptimal solution for a number of small aircraft, as well as aircraft intended for use as targets. The expansion of the functionality of the known system will lead to an increase in individual units and systems required for installation on an aircraft, and their integration into a single flight control system will complicate the preparation of such a system as a whole, increase the overall weight and size characteristics of control systems and control signal processing time.

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.).A control system for an unmanned aircraft is also known, containing an engine control unit, an altimeter, a gyroinertial system with rocket angular position sensors and accelerometers, angular velocity sensors, a calculator, pitch, course and roll control signal adders, a kinematic wiring unit containing the first, second and third adders. steering drives and the first and second inverters, and steering drives, while the gyro-inertial system and the altimeter are connected to the inputs of the calculator, designed to generate control signals for pitch, heading and roll angles, as well as signals to start, stop and control engine thrust, the first, the second and third outputs of the calculator are connected to the first inputs of the adders of the control signals of the pitch, heading and roll channels, respectively, and the second inputs of these adders are connected to the outputs of the corresponding sensors of the angular position of the gyroinertial system, the fourth output of the calculator is connected to the input of the engine control unit aircraft, the outputs of the angular velocity sensor unit are connected to the third inputs of the adders of the control signals, the output of the adder of the control signals of the course channel is connected to the inputs of the adders of the first and third steering drives and through the first inverter to the input of the adder of the second steering drive, the output of the adder of the control signals of the roll channel is connected with the inputs of the adders of the first and second steering gears and through the second inverter with the input of the adder of the third steering gear, and the outputs of the adders of the first, second and third steering gears are connected to the inputs of the corresponding steering gears, while delay blocks, a memory device, comparators are additionally introduced into it, OR logic element, AND logic elements, module determination blocks, derivative calculation block, multiplication block, adders, key, liquidation signal adder and flight termination subsystem, moreover, the calculator additionally generates signals of the current flight speed, vertical with speed of flight and the time remaining until the end of the flight, the inputs of the first and second delay blocks are connected respectively to the second output of the altimeter and the seventh output of the gyro-inertial system, the inputs of the third and fourth delay blocks and the first input of the memory device are connected to the output of the engine control unit, the outputs of the first and second blocks the delays are connected respectively to the first and second inputs of the OR logic element, the output of the third delay block is connected to the first input of the second AND logic element, the storage device is connected to the second input of the second AND logic element through the second adder, the key and the fifth comparator connected in series, and the second inputs of the storage device and the second adder are connected to the fifth output of the calculator, and the output of the fourth delay block is connected to the control input of the key, the input of the first comparator is connected to the fourth output of the calculator, and the output of this comparator is connected to the third input of the second l logical element AND, the input of the first block for determining the module is connected to the sixth output of the calculator, and the output of this block through the third comparator is connected to the fourth input of the second logical element AND, the output of which is connected to the third input of the logical element OR, the inputs of the second block for determining the module, the derivative calculation block and the first input of the multiplication unit is connected to the sixth output of the gyroinertial system, the output of the second unit for determining the module through the fourth comparator connected in series, the first logic element AND and the fifth delay unit is connected to the fourth input of the logic element OR, the output of the derivative calculation unit through the serially connected multiplication unit and the sixth the comparator is connected to the second input of the first logic element AND, the first and second inputs of the first adder are connected respectively to the fifth output of the gyro-inertial system and the second output of the calculator, and the output through the third determination unit connected in series module, the seventh comparator and the sixth delay block is connected to the fifth input of the OR logic element, the output of which is connected through the third logic element AND and the flight termination subsystem to the second input of the liquidation signal adder, the first input of which is connected to the output of the adder of the control signals of the pitch channel, and the output with the input of the adders of the second and third steering drives, the input of the second comparator is connected to the seventh output of the calculator, and the output is connected to the second input of the third logic element AND (see Fig. RF patent for invention No. 2212702, IPC G05D 1/10, publ. September 20, 2003).

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.A disadvantage of the known system is the inability to receive GPS/GLONASS satellite communications signals and, as a result, the inability to control the flight of the aircraft along a given route. To eliminate this shortcoming, it is also required to have an additional unit/system for receiving GPS/GLONASS satellite communications signals and integrating it into the well-known unmanned aircraft control system. This will complicate the preparation and commissioning of the system as a whole, increase the overall weight and size characteristics of control systems and the processing time of the control signal.

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.).The closest in technical essence to the proposed utility model is a well-known programmable automatic control system for an unmanned aerial vehicle, containing an accelerometer unit for measuring linear accelerations of an object in projection on the axis of the associated coordinate system, an angular velocity sensor unit for measuring the angular velocities of the object in projection on the axis of the associated coordinate system , a block of magnetic sensors for measuring the Earth's magnetic field vector in projection on the axis of the associated coordinate system, temperature sensors for measuring the temperature of the angular velocity sensors, accelerometers, magnetic sensors, outside air temperature; an absolute pressure sensor and a differential pressure sensor, a block for estimating altitude, airspeed and rate of climb, a satellite navigation receiver for entering information about the geographical coordinates of the aircraft location into the system, units for measuring the external speed of the aircraft engines, as well as a programmable control unit, while it is equipped with a multi-channel an analog-to-digital converter, to the input of which the outputs of the specified sensors are connected, a block for correcting sensor signals, made with the function of compensating errors in the readings of sensors due to temperature drifts and non-perpendicularity of the axes of the sensors, to the input of which the outputs of a multi-channel analog-to-digital converter are connected, a unit for estimating the angular position of an object , performed with the function of estimating the current position angles of the aircraft according to the parameters of the course, roll and pitch, and the input of which is connected to the output of the sensor signal correction unit; a block for capturing PWM signals, configured to receive control actions to the system from an external source that sets these actions; a flight program processing unit configured to monitor the current state of the flight parameters and make a decision about changes in the aircraft control scheme, and is connected to the input of the programmable control unit and to the input of the programmable control unit and to the output of non-volatile memory; a critical situations tracking unit configured to generate a signal for the flight program processing unit, which, upon receipt of this signal, loads the flight program for execution, which guarantees the preservation of the aircraft; a block for generating control PWM signals of steering gears, configured to implement the function of generating PWM signals with a given frequency and duty cycle depending on the control signal coming from a programmable control unit, as well as an interface module for implementing data exchange with external devices (see patent RF for utility model No. 68145, IPC G05D 1/10, published on November 10, 2007).

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. The known system is inherent in the federative structure of the system with division into a large number of individual blocks, which in turn leads to a deterioration in its weight and size characteristics and the lack of the possibility of parrying interruptions in the supply voltage. At the same time, significant weight and size characteristics and executions in the form of separate blocks also complicate the process of installation in an aircraft and adjustment of the system as a whole, and the federated architecture of the system increases the time for information (signals) to pass between blocks, which negatively affects the system efficiency and the time to receive the final control signal.

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.The task to be solved by this utility model is the integration of information and control, namely navigation, sensor and computing subsystems of the aircraft into a single device that allows you to control the flight of the aircraft, both in automatic mode and under the control of a ground control station.

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. The technical result achieved in solving the problem is to reduce the total weight and size characteristics of the information and control subsystems of the aircraft, as well as to optimize the use of the interface resources of the processor, ensuring a reduction in the time of information exchange between it and peripheral sensor systems.

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. The specified technical result is achieved by the fact that in the flight control computer of an unmanned aerial vehicle, containing a processor, absolute and differential pressure sensors, according to the utility model , introduced placed in a single housing with a processor and absolute and differential pressure sensors an integrated system of flight information sensors, including gyroscopic sensors of position angles, a three-axis MEMS accelerometer, a three-axis magnetometer-compass, an intrinsic temperature sensor, and an air flow temperature meter; navigation module that allows you to connect an external active antenna to receive data from global positioning satellite systems GPS / GLONASS / GALILEO, a set of peripheral interfaces for interfacing the control unit with external aircraft systems, a built-in system for maintaining operability during interruptions in the supply of the main supply voltage, a built-in control system operability, while a high-performance signal processor with a built-in video stream processing system is used as a processor, each element of the navigation and sensor system is connected via an interface to the processor, and the navigation module is connected to the processor through an FPGA (field-programmable logic integrated circuit), and gyroscopic position angle sensors are connected to the processor through one serial interface, and the channels of the control signals CS of the gyro sensors and the clock signal lines CLK have common inputs/outputs with the processor, and the signal channels yes These gyroscopic sensors are individual.

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.The integration of computing and information resources as part of a single device makes it possible to control the flight of an aircraft both in automatic mode and under the control of a ground control station.

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. For these purposes, the flight control computer includes elements of control navigation subsystems, namely, a navigation module that allows you to connect an external active antenna to receive data from global positioning satellite systems GPS / GLONASS / GALILEO, elements of control sensor subsystems, namely an integrated system of flight sensors information, including gyroscopic sensors of position angles, for example, MEMS gyroscopes, a three-axis MEMS accelerometer, a three-axis magnetometer-compass, an own temperature sensor, an air flow temperature meter, as well as elements of control computing subsystems, namely a set of peripheral interfaces for interfacing the control unit with external aircraft systems, a built-in system for maintaining health during interruptions in the supply of the main supply voltage, a built-in health monitoring system and a high-performance signal processor with a built-in processing system in idea stream.

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. The combination of these elements in a single device in a single housing allows you to reduce the total weight and size characteristics of the information and control subsystems required for the flight of the aircraft and contained in the proposed flight control computer.

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. At the same time, in order to free up processor resources and optimally use the input / output ports of the processor, the navigation module is connected to the processor through an FPGA (programmable logic integrated circuit), and gyroscopic position angle sensors are connected to the processor through one serial interface.

Каналы сигналов управления CS гироскопических датчиков и линий тактового сигнала CLK имеют общие входы/выходы с процессором, а каналы сигналов данных гироскопических датчиков индивидуальны. Control signal channels CS of gyro sensors and clock signal lines CLK have common inputs/outputs with the processor, and data signal channels of gyro sensors are individual.

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. This also makes it possible to optimally economically use the inputs/outputs of the processor, since, for example, three channels of control signals CS of gyroscopic sensors do not occupy three input channels of the processor, but one, and also provides the ability to send a single signal from the processor to all gyroscopic sensors without polling the sensors via queue, which reduces the time of information exchange between processors and peripheral sensors. At the same time, since the data signal channels of gyroscopic sensors are individual, the processor receives its own unique time-synchronized response from each sensor for one common output polling signal, and thus, the proposed sensor connection mechanism does not limit the completeness of obtaining processor information for generating a control signal.

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.In addition, such a connection of sensors makes it possible to receive data from three sources of information in a synchronous mode, which in turn significantly unloads the processor's computational cycle from service procedures and leaves more computational time for solving algorithmic problems of aircraft flight control.

Полезная модель иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показана функциональная блок-схема устройства, на фиг. 2 – схема подключения гироскопических датчиков к процессору. The utility model is illustrated in the drawings, where in Fig. 1 shows a functional block diagram of the device, FIG. 2 - diagram of connecting gyroscopic sensors to the processor.

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.Positions in the drawing indicate the following: 1 - high-performance signal processor; 2 – gyroscopic position angle sensors; 3 – three-axis MEMS accelerometer; 4 – three-axis magnetometer-compass; 5 – own temperature sensor; 6 - absolute and differential pressure sensors; 7 – air flow temperature meter; 8 – navigation module; 9 - a set of peripheral interfaces for interfacing the control unit with external systems; 10 - system for maintaining operability during interruptions in the supply of the main supply voltage; 11 – built-in performance monitoring system; 12 - programmable logic integrated circuit (FPGA); 13 - channels of control signals CS of gyro sensors 2; 14 - clock signal lines of gyro sensors 2; 15 - data signal channels of gyroscopic sensors 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).The flight control computer for an unmanned aerial vehicle contains a high-performance signal processor 1 with an integrated video stream processing system, an integrated system of flight information sensors, including gyroscopic sensors 2 of position angles, a three-axis MEMS accelerometer 3, a three-axis magnetometer-compass 4, an own temperature sensor 5, placed in a single housing, absolute and differential pressure sensors 6, air flow temperature meter 7, navigation module 8, which allows connecting an external active antenna to receive data from GPS/GLONASS/GALILEO global positioning satellite systems, a set of peripheral interfaces 9 for interfacing the control unit with external aircraft systems, a built-in health maintenance system during interruptions in the supply of the main supply voltage 10, a built-in health monitoring system 11 (Fig. 1).

Каждый элемент навигационной и датчиковой системы 2-11 соединен через интерфейс с процессором 1 (фиг. 1). Each element of the navigation and sensor system 2-11 is connected via an interface to the processor 1 (Fig. 1).

При этом навигационный модуль 8 соединен с процессором 1 через программируемую логическую интегральную схему (ПЛИС) 12 (фиг. 1).When this navigation module 8 is connected to the processor 1 through a programmable logic integrated circuit (FPGA) 12 (Fig. 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. As gyroscopic position angle sensors 2, for example, MEMS gyroscopes (MEMS gyroscopes) can be used, i. e. gyroscopes that combine microelectronic and micromechanical components.

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. Gyroscopic position angle sensors 2 are connected to processor 1 via one serial interface. Each of these sensors 2 contains its own control signal channel 13 CS, clock signal line 14 CLK, input and output signal channel 15, potentially occupying 4 ports on the processor 1 interface.

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). According to the proposed scheme for connecting gyroscopic sensors 2 to processor 1, channels 13 of control signals CS of sensors 2 have common inputs/outputs with processor 1, clock signal lines 14 CLK of sensors 2 also have common inputs/outputs with processor 1. Thus, channels 13 of control signals CS and clock signal lines 14 of all gyroscopic sensors 2 are occupied by only 2 ports of the processor 1. In this case, the input and output channels 15 of the data signals of the gyroscopic sensors 2 are individual (Fig. 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). The central computing core of the device is a high-performance dual-core digital signal processor 1. It can be used as a fixed-point processor ADSP-BF609 manufactured by AnalogDevices (USA).

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.Processor 1 has an advanced, high-performance infrastructure, large internal memory, and a rich set of peripheral interfaces. Processor 1 supports the use of a real-time operating system. In addition, the ADSP-BF609 processor has such critical functions for reliable and safe operation as a checksum check for memory protection, parity checking and error detection coding in internal memory blocks, as well as an error and fault handling module. These built-in safety features make it possible to minimize the degree of criticality of emergency situations that arise during the flight of an aircraft and provide an emergency landing mode. To improve the testability characteristics, the device has a customizable built-in health monitoring system 11, periodic requests for which from the processor 1 indicate that the software is working and that it does not freeze. In the event that the processing of the signal of system 11 is terminated, a signal is generated by a processor-independent device about a malfunction that is issued to external interfaced systems, for example, an emergency landing system using a parachute.

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.The applied processor is also optimized for use in embedded vision and video image analysis systems, having a unique pipelined video coprocessor PVP (pipelinedvision processor) - a video stream processing system. This is a set of functional blocks that is located in close proximity to the processor cores and is designed to speed up image processing algorithms and reduce overall bandwidth requirements. These resources can be used to process the video stream coming from the payload, or from the aircraft landing system built on visual landmarks of the terrain.

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.The computing processor receives information via the following information lines: RS-485 - 6 pcs.; RS-232 - 4pcs; ARINC-429 TX-2 pcs.; ARINC-429 RX - 4 pcs.; CAN - 1 pc.; one-time weekend teams - 16 pcs.; one-time reception teams - 8 pcs. These communication lines can be used to interface with additional aircraft systems, including an automatic engine control system, an encrypted radio channel transceiver, etc.

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.The flight of an unmanned aircraft can be carried out both in manual mode using commands received from the ground control station via an encrypted communication line, and in automatic mode along a predetermined route using information about the position of the aircraft in space.

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.The processor outputs signals in accordance with a given algorithm to the steering servos in the form of a PWM signal. The number of controlled servos can vary from 4 to 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.In the proposed flight control computer, an integrated system of sensors is implemented, including gyroscopic position angle sensors 2, a three-axis MEMS accelerometer 3, a three-axis magnetometer-compass 4, an intrinsic temperature sensor 5, a specialized interface for connecting a P-103 type free air flow temperature sensor 7, 6 absolute and differential pressure sensors. The unit includes a navigation module 8 that allows you to connect an external active antenna to receive data from GPS/GLONASS/GALILEO satellite systems. Together with a set of data on the angular position and overloads, the availability of data from global positioning satellite systems can significantly reduce the list of required interfaced equipment, forming a complete solution for controlling the flight of various types of unmanned aerial vehicles.

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. The flight control computer can be powered from two independent +27 V supply rails. The built-in health maintenance system withstands power interruptions on both +27 V rails simultaneously for a period of up to 80 ms.

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.The built-in system 10 for maintaining operability during interruptions in the supply of the main supply voltage is required in the following situation. It plays the role of a constant voltage control system. In the event of a decrease in the nominal value of the input voltage below a predetermined threshold, the processor 1 of the flight control computer receives a signal about the abnormal state of the aircraft power system, which can be used to activate the emergency landing mode.

Входные и выходные сигналы блока имеют средства защиты от негативного воздействия электромагнитной энергии вследствие удара молнии.The input and output signals of the unit are protected from the negative effects of electromagnetic energy due to lightning strikes.

Для подключения к сопрягаемым системам использованы соединители типа D-SUB. Габариты блока составляют 209 мм×150 мм×60 мм.D-SUB connectors are used to connect to mating systems. The dimensions of the block are 209 mm×150 mm×60 mm.

Архитектура и конструкция блока оптимизированы с точки зрения снижения стоимости изделия для применения на беспилотных ЛА малого и среднего типа.The architecture and design of the block is optimized in terms of reducing the cost of the product for use on unmanned aerial vehicles of small and medium types.

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,At the same time, the flight control computer of an unmanned aerial vehicle is inherent in versatility and flexibility when integrating the device on aircraft of various types due to the support of a wide range of main information input-output channels,

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”).increasing its performance of the aircraft by integrating into the device a subsystem for parrying power supply failures, as well as implementing an integrated control system with protection against unauthorized termination of operation (“freezing”).

Предложенный вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.The proposed flight control calculator for an unmanned aerial vehicle operates as follows.

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.The calculator is optimized for use in small and medium-sized aircraft, which are characterized by increased requirements for the weight and size characteristics of on-board electronic equipment. The principle of operation of the device is based on the collection by built-in means of all the necessary information for both an operator-controlled flight and a flight in a fully automatic mode. A set of peripheral interfaces allows you to integrate the device into existing heterogeneous equipment, making it the central hub for collecting and processing flight information. The integrated subsystem of sensors makes it possible to determine the position of the aircraft in space, as well as on the ground, with a given accuracy.

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. The proposed computer for controlling the flight of an unmanned aircraft as a device in a single housing is integrated (mounted and connected) into the aircraft onboard systems through a set of peripheral interfaces 9 for interfacing the control unit with external aircraft systems.

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. A high-performance signal processor 1 with an integrated video stream processing system receives from an integrated system of flight information sensors connected to it via an interface, including gyroscopic sensors 2 of position angles, for example, MEMS gyroscopes, a three-axis MEMS accelerometer 3, a three-axis magnetometer-compass 4, sensors 5 of its own temperature, absolute and differential pressure sensors 6, air flow temperature meter 7, navigation module 8, which allows connecting an external active antenna to receive data from global positioning satellite systems GPS/GLONASS/GALILEO flight information about the state of the aircraft, its position in space, high-speed characteristics, etc.

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.Since the gyroscopic sensors 2 are connected to the processor via a single serial interface, and their channels 13 of control signals CS and clock signal lines 14 CLK have common inputs/outputs with processor 1, it is possible to apply a single signal from processor 1 to all gyroscopic sensors 2 without interrogating the gyroscopic sensors 2 in turn, which reduces the exchange of information between processor 1 and peripheral sensors.

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. At the same time, due to the individuality of the channels 15 of the data signals of the gyroscopic sensors 2, the processor 1 receives its own unique response from each gyroscopic sensor 2 for one common output polling signal, which ensures the completeness of the information received by the processor to generate a control signal.

При этом существенно разгружается вычислительный цикл процессора 1 от служебных процедур и резервируется больше вычислительного времени для решения алгоритмических задач управления полетом ЛА.In this case, the computing cycle of the processor 1 is significantly unloaded from service procedures and more computing time is reserved for solving algorithmic problems of aircraft flight control.

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.The processor 1, based on the information received from the elements of the navigation and sensor system 2-11, generates control commands and signals that are transmitted to the control systems of the aircraft, for example, to its steering elements.

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.In this case, the processor 1 in a certain period of time exchanges signals with the built-in health monitoring system 11. In the event that the processor 1 stops processing the signal of the system 11, a signal is generated about the occurrence of a malfunction, issued to external interfaced systems, for example, an emergency landing system using a parachute.

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.In the event of a decrease in the nominal value of the input voltage below a predetermined threshold, the built-in system 10 is activated to maintain operability during interruptions in the supply of the main supply voltage. Backup power is supplied to processor 1, the system receives a signal about an abnormal state of the aircraft power system, which can be used to activate the emergency landing mode.

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.Thus, the proposed design of the flight control computer for an unmanned aerial vehicle (LA), both in automatic mode and under the control of a ground control station, is inherent in minimizing the weight and size characteristics due to the high degree of integration of elements of control and information systems in one device while optimizing the use interface resources of the processor to reduce the time of information exchange between it and peripheral sensor systems.

Claims

Flight control computer for an unmanned aerial vehicle, containing a processor, absolute and differential pressure sensors, characterized in that it contains placed in a single housing with a processor and absolute and differential pressure sensors an integrated system of flight information sensors, including gyroscopic sensors of position angles, a three-axis MEMS accelerometer, a three-axis magnetometer-compass, an intrinsic temperature sensor, and an air flow temperature meter; navigation module that allows you to connect an external active antenna to receive data from global positioning satellite systems GPS / GLONASS / GALILEO, a set of peripheral interfaces for interfacing the control unit with external aircraft systems, a built-in system for maintaining operability during interruptions in the supply of the main supply voltage, a built-in control system performance, while a high-performance signal processor with a built-in video stream processing system is used as a processor, each element of the navigation and sensor system is connected via an interface to the processor, and the navigation module is connected to the processor via an FPGA (programmable logic integrated circuit), and the gyroscopic position angle sensors are connected to the processor through one serial interface, moreover, the channels of control signals CS of gyro sensors and clock signal lines CLK have common inputs/outputs with the processor, and the channels of data signals of gyro sensors are individual.