CN101913427B

CN101913427B - 一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统

Info

Publication number: CN101913427B
Application number: CN 201010245393
Authority: CN
Inventors: 章磊; 徐宏哲; 周尧明; 陈旭智; 窦小明; 祝明
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2010-08-04
Filing date: 2010-08-04
Publication date: 2013-01-09
Anticipated expiration: 2030-08-04
Also published as: CN101913427A

Abstract

一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，它采用1553B双余度总线构架，它是由主处理器单元、通用接口单元、1553B总线、大容量存储器、机载测控终端、任务载荷、执行机构和传感器组件组成。其位置连接关系是：主处理器单元、通用接口单元、大容量存储器、机载测控终端、任务载荷均与1553B总线通过1553B专用电连接器相连，后者作为总线模块将所有挂接到该总线的设备连接到一起；舵机控制器通过RS422接口与通用接口单元相连，传感器组件通过串行RS422/RS232/RS485、ARINC429总线、CAN、模拟量AD/DA和离散量DIO等接口连接到通用接口单元。本发明具有多任务可扩展性强、多冗余度高可靠性、丰富的数据接口和强大的计算处理能力的特点，它能很好地满足无人飞行器“一平台多用途”的应用需求。

Description

一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统

(一)技术领域

本发明涉及一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，属于航空电子系统技术领域。

(二)背景技术

无人飞行器在军事应用上除了逐步担任侦察、预警、监视、指挥、控制、通信、测绘等综合任务外，还可以与有人作战飞机协同配合，夺取制空权，执行对地攻击任务并进行毁伤评估，及执行信息软杀伤和火力硬打击双重任务。无人飞行器系统包括飞行器平台，综合航空电子系统，测控与数据传输系统，地面保障系统以及任务载荷。

为了满足无人机复杂、多样的任务需求，航空电子系统作为全系统的使能单元，应具备突出的性能指标和较高的可靠性。航空电子系统包括飞行控制系统、组合导航系统、任务管理系统、无人机管理系统、机载测控系统和电气系统。航空电子系统结构经历了从最初的分立式航空电子系统、联合式航空电子系统、综合式航空电子系统到开放式航空电子系统的发展过程。60年代以前：分立式航空电子系统结构，飞机上的电子设备都是各自独立的；70年代初：美国空军莱特实验室提出了数字式航空电子信息系统(DAIS)计划，这是一种联合式航空电子结构；80年代：美国空军莱特实验室提出的“宝石柱”(Pave Pillar)计划，这是综合式航空电子系统结构；90年代：美国海军空战中心武器部(NAWC-WD)制订的开放式系统开发创新目，开创了开放式系统应用先例。

目前尚无无人飞行器的航空电子系统的结构标准，而且航空电子系统均为针对对应平台设计，可扩展、可移植能力差，很难适应无人飞行器需求面的快速增长。本发明针对多用途无人飞行器的特点提出的航空电子系统构架具有多任务可扩展性强、多冗余度高可靠性、丰富的数据接口和强大的计算处理能力的特点，可以利用同一平台快速开发出满足多种任务需求的同类型号，很好地满足了无人飞行器“一平台多用途”的应用需求。

(三)发明内容

1、目的：本发明的目的是提供一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，它克服了现有技术的不足，能很好地满足无人飞行器“一平台多用途”的应用需求。

2、技术方案：本发明是一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，它采用1553B双余度总线构架，它是由：主处理器单元1、通用接口单元2、1553B总线3、大容量存储器4、机载测控终端5、任务载荷6、执行机构(包括舵机控制器7和舵机)和传感器组件8组成。它们之间的位置连接关系是：主处理器单元1、通用接口单元2、大容量存储器4、机载测控终端5、任务载荷6均与1553B总线3通过1553B专用电连接器相连，后者作为总线模块将所有挂接到该总线的设备连接到一起。舵机控制器7通过RS422接口与通用接口单元2相连，传感器组件8通过串行RS422/RS232/RS485、ARINC429总线、CAN、模拟量AD/DA和离散量DIO等接口连接到通用接口单元2。

系统对外界的交联接口有1553B总线接口和通用接口单元2的各种ARINC429总线、串行RS422/RS232/RS485、模拟量AD/DA、离散量DIO等。

所述主处理器单元1是采用1个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的外场可更换单元(即LRU)，它内部共有4个相同的外场可更换模块(即LRM)，均采用高性能的PowerPC74系列处理器。主处理器单元1内部共有2个电源模块插槽和7个CPCI插槽。2个电源模块具有互为备份的特性，支持20～34V的宽电压输入。7个CPCI插槽中有4个布置硬件结构完全相同的主处理器模块，另外3个为扩展插槽。主处理模块采用MPC74系列CPU，主频300M，具有强大的计算能力。

所述通用接口单元2是采用1/2个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的外场可更换单元(即LRU)，它内部共有4个相同的外场可更换模块(即LRM)，其中两个为数字量接口模块、另外两个为模拟量和离散量接口模块，均采用高性能的PowerPC52系列处理器。通用接口单元2内部共有1个电源模块插槽和5个CPCI插槽。电源模块具有瞬间掉电保护、防浪涌等功能，支持20～34V的宽电压输入。5个CPCI插槽中布置硬件结构完全相同的2个数字量接口处理模块和2个离散量和模拟量接口处理模块，另外1个为扩展插槽。接口处理模块均采用MPC52系列CPU。单个数字量接口模块的对外接口为4路ARINC429，20路RS422，5路RS232，5路RS485，4路CAN，4路Ethernet。单个模拟量及离散量模块的对外接口为30路双极性AD，10路DA，30路DI和10路DO。

所述1553B总线3是由2根长度相同的冗余总线构成，它采用双余度A、B总线机制，通过耦合器进行节点扩展。每个LRU均与两个总线相连。

所述大容量存储器4是采用1/2个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的LRU，它内部共有4个相同的LRM，5个CPCI插槽中布置4个硬件结构完全相同的储存器模块，1个为扩展插槽。单个存储器模块具有8GB的容量和2Mbps的高速读写能力，该模块亦可置于主处理单元1和通用接口单元2的扩展插槽上，从而节约硬件机箱资源的开销。大容量存储器4可以用于实时记录传感器状态数据、任务载荷6数字/图像数据、主处理器单元1中主处理模块的重要计算数据以及存储供系统恢复使用的主处理器单元1中主处理模块和通用接口单元2中的数字量接口模块以及模拟量和离散量接口模块的系统程序。

所述机载测控终端5是由主通道C波段收发组合、C波段功放及天线和备用通道UHF波段收发组合、UHF波段功放及天线组成。它们之间分为两组连接，C波段收发组合和C波段功放及天线相串联，组成C波段的遥控遥测链路；UHF波段收发组合和UHF波段功放及天线相串联，组成UHF波段的遥控遥测链路，作为备份通道；该C波段收发组合是单独的LRU，具有调制解调功能，通过它可以将射频和串口数字信号相互转换实现数据的遥控遥测功能；该C波段功放及天线是用于增强收发组合发出的射频信号的设备，从而实现远距离的无线射频传输；该备用通道UHF波段收发组合是单独的LRU，具有调制解调功能，通过它可以将射频和串口数字信号相互转换实现数据的遥控遥测功能；该UHF波段功放及天线是用于增强收发组合发出的射频信号的设备，从而实现远距离的无线射频传输；它具有接收主通道C波段和备用通道UHF波段信号的功能，可以实现遥控信号的接收及响应、遥测信号的发送。测控距离根据实际任务需求定制，采用1553B总线接口与机载航空电子系统交联。

所述任务载荷6是按照系统任务功能的需求预先选定，也就是说它是可选设备，例如：光电/红外/可见光摄像设备，具体结构组成及尺寸根据具体的设备而定。它可根据系统任务功能的需求选用一个或者多个具有1553B接口的任务设备。该任务载荷6所选定的任务设备，其控制以及数据的存储均通过1553B总线由主处理器单元1和大容量存储器4控制完成。

所述执行机构由舵机控制器7和舵机组成，舵机控制器7采用1个标准ATR机箱，舵机的参数根据平台的需求而定。其间的位置连接关系是：舵机控制器7与舵机通过专门配置的线缆相连。舵机控制器7具有与通用接口单元2的串行数据接口，用于传送舵机位置数据及舵机位置控制指令。该舵机是数字式直线电动舵机，内部电机采用双余度绕组，位置反馈采用LVDT(直线位移传感器Linear Variable Differential Transformer)。舵机的数量根据实际飞行器的操纵面的布局而定。

所述传感器组件8包括组合导航系统、大气数据系统、温度压力传感器、磁航向传感器、超声波传感器、无线电高度表等设备。其间的位置连接关系是：组合导航系统一般安装在飞行器的重心附近，通过RS422接口与通用接口单元2相连，用于传输飞行器飞行的姿态、空速、航向、高度等信息；大气数据系统通过总静压感受器采集飞行器飞行时的总压和静压，通过ARINC429接口与通用接口单元2相连，用于传输将计算得到的飞行器飞行空速及气压高度；温度压力传感器主要用于监测发动机的缸头温度、滑油温度、燃油压力、进气压力等参数，根据不同的需求可以增减温度压力传感器的数量，亦可以改变安装位置，该类传感器均通过AD信号与通用接口单元2相连，用于传输飞行器上关键部件的温度和压力，供地面人员和控制系统参考；磁航向传感器通过RS232与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的磁航向数据；超声波传感器通过AD与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据；无线电高度表通过RS422与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据；该组合导航系统可以选择多个公司生产的多种型号，例如晨曦公司生产的HJG-1K，Crossbow公司的NAV-420；该大气数据系统是由大气数据计算机和总静压感受器组成，大气数据计算机是利用伯努利原理用于将总静压感受器通过皮托管传来的压力转换为数字量计算出飞行器空速以及气压高度的设备。总静压感受器是用于采集飞行器前段大气的总压和静压的仪器，通过皮托管连接到大气数据机；该温度压力传感器中的温度传感器主要采用电阻式的温度感受器，通过采集电阻值来获得传感器附近的温度。压力传感器采用GE的PTX-3000压力变送器，具有可选0-5V的模拟量输出；该磁航向传感器是采用Honeywell公司的HMR-2300磁强计，具有直接输出三轴磁场强度的功能，单位特斯拉；该超声波传感器是ST001型超声波物位仪，测量距离0.6-12米；该无线电高度表是HT-208型，采用微带天线，具有0-3000米的量程。

本发明的工作原理为：

各模块的基本功能：

主处理器单元1作为整个航空电子系统的神经中枢，负责监控各个设备的工作状态，处理传感器采集到的数据，解算飞控参数，处理任务信息，控制数据链路等。

通用接口单元2通过各种数字量及模拟量接口将传感器的数据采集到该模块的内存中，经过打包处理后将数据包发送到1553B总线上。主处理器单元1以20ms定周期从1553B总线提取传感器的数据包，经过数据的解包处理，用作飞控计算的输入参数，主处理器单元1进行飞行控制参数的解算，并将输出的控制参数发送的到1553B总线上，由通用接口单元2收集到控制数据包并将其转发到执行机构操纵飞行器的操纵面。

测控机载终端5用于将地面的无线遥控指令转换为遥控数据包发送到1553B总线，由主处理器单元1接收遥控指令并执行相应的操作。此外，测控机载终端还承担向地面发送无线遥测数据的功能，以实现无人飞行器的状态数据在地面显示供操作人员分析。

大容量存储器4的存储模块实时监控总线数据并记录到模块自身的8GB硬盘中，可以存储大于8个小时的飞行数据。此外大容量存储器4还保存所有硬件模块的系统程序，当有模块出现异常无法恢复或进行系统重构时，可以从大容量存储器4下载系统程序数据进行恢复与重构。

任务载荷6可以根据多任务的需要选择不同的摄像，雷达，电子对抗等电子设备，执行相应的任务。任务载荷6设备通过1553B总线和系统进行数据交换，采用统一的控制及数据采集协议，具有良好的互换性。

传感器组件8包括无人飞行器的姿态位置传感器、发动机系统温度、压力、转速传感器、供电系统电压、电流传感器以及机体结构、运动机构的状态离散信号。无人飞行器系统由通用接口单元2采集上述传感器的数字、模拟和离散信号获得无人飞行器当前的全方位信息。通用接口单元2再将上述信息通过1553B总线发送到主处理器单元1，由主处理器单元1进行分析与处理。

1553B总线3由A，B两条总线、总线控制器(BC)、远程终端(RT)、总线监视器(BM)组成双余度的多路传输数据总线。主处理器单元1为总线控制器(BC)，通用接口单元2、测控机载终端5、任务载荷6为远程终端(RT)，大容量存储器4为总线监视器(BM)。1553B总线3采用的是时分制指令/响应型的协议机制，传输带宽1Mbps。

执行机构(包括舵机控制器7和舵机)用于控制飞行器的操纵面以实现无人自动的飞行控制。控制量由主处理器单元1解算控制律获得，主处理器单元1以20ms周期通过1553B总线向通用接口单元2发送舵机控制量的数据包，通用接口单元2再通过串行接口将数据发送到舵机控制器7，舵机控制器7控制舵机执行动作。

系统余度配置：

主处理器单元1采用4个硬件相同的计算处理模块，所有功能软件均在每一个LRM中驻留，因此主处理器单元1在单个模块发生故障进行系统重构后所具有系统的功能不会受到影响。各个模块的功能分为主要功能和备份余度功能两种。主处理器单元1的计算处理模块1的主要功能是执行控制律计算、航路规划以及轨迹规划，备份余度功能为地面飞行仿真、模型参数估计以及任务载荷数据处理；计算处理模块2的主要功能是作为与主处理器单元1的控制律计算、航路规划以及轨迹规划功能第一热备份，备份余度功能为各种BIT功能、系统状态管理、故障检测以及系统重构；计算处理模块3的主要功能是地面飞行仿真、模型参数估计以及任务载荷数据处理，备用余度功能是作为与主处理器单元1的控制律计算、航路规划以及轨迹规划功能第二热备份；计算处理模块4的主要功能是各种BIT功能、系统状态管理、故障检测以及系统重构，备份余度功能是作为与计算处理模块1的控制律计算、航路规划以及轨迹规划功能第三热备份。由此可以看出，作为无人飞行器的关键功能——控制律计算以及航路、任务规划对于飞行的安全及任务的完成具有重要意义，因此其具有四余度的备份。

通用接口单元2的数字量接口模块和模拟量和离散量接口均采用了相同的硬件模块的双余度备份。当单一模块出现故障时，另外一个相同模块立即接管，使得所有数字量、模拟量及离散量接口具有双余度备份功能。

3、优点及功效：本发明一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其主要优点是：

a)采用1553B双余度总线构架，具有数据传输可靠、灵活、可扩展性强的特点，同时可使设备的软硬件接口统一，有利于系统的集成与升级。对于各种用途下的任务载荷均可通过1553B总线接口实现方便、可靠的挂接，以满足多用途无人飞行器的使用需求。

b)采用了主处理器单元和通用接口单元的组合，实现了飞控导航计算、飞行器状态管理、故障检测和系统重构等功能与多种数据接口的采集与发送功能的分离，两个单元之间仅通过1553B总线这个单一的数据接口进行通信，使得单元间的数据接口简化，单元内的LRM分工明确，功能独立，提高了系统的硬件效率以及可维护性，有利于系统的进一步改型与升级。

c)采用的主处理器单元具有较强的计算能力，能够满足多种无人飞行器自主飞行的导航控制、数字地型匹配，图像处理等计算要求较高的功能；此外，采用的通用接口单元具有丰富的数字和模拟接口，可以实现多种接口形式的各类传感器、伺服控制器、开关等设备的挂接，以实现多用途飞行器的使用需求。

(四)附图说明

图1为本发明的多任务无人飞行器航空电子系统构架示意图(方案一)；

图2为本发明的多任务无人飞行器航空电子系统构架示意图(方案二)；

图3为本发明的多任务无人飞行器主处理器软件构架示意图；

图4为本发明的多任务无人飞行器接口模块软件构架示意图；

图5为本发明的多任务无人飞行器存储模块软件构架示意图；

图中符号说明如下：

1 主处理器单元；2 通用接口单元；3 1553B总线；4 大容量存储器；5 机载测控终端；6 任务载荷；7 舵机控制器；8 传感器组件；9 离散量控制模块；4’存储模块。

图中英文说明如下：

Vxworks一种实时操作系统；双口Ram可以通过两个端口读写的随机存取存储器；NVRam非易失性随机访问存储器；CAN总线控制器局域网络；Ethernet以太网；CPCI总线一种由英特尔(Intel)公司1991年推出的用于定义局部总线的紧凑型标准；RS422一种差分方式的异步传输标准接口；RS232一种异步传输标准接口；RS485一种可以实现联网功能的异步传输标准接口；1553B美国军方专为飞机上设备制定的一种信息传输总线标准；

(五)具体实施方式

本发明一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，它采用1553B双余度总线构架，它是由：主处理器单元1、通用接口单元2、1553B总线3、大容量存储器4、机载测控终端5、任务载荷6、执行机构(包括舵机控制器7和舵机)和传感器组件8组成。它们之间的位置连接关系是：主处理器单元1、通用接口单元2、大容量存储器4、机载测控终端5、任务载荷6均与1553B总线3通过1553B专用电连接器相连，后者作为总线模块将所有挂接到该总线的设备连接到一起。舵机控制器7通过RS422接口与通用接口单元2相连，传感器组件8通过串行RS422/RS232/RS485、ARINC429总线、CAN、模拟量AD/DA和离散量DIO等接口连接到通用接口单元2。

所述主处理器单元1是采用1个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的LRU(外场可更换单元)，它内部共有4个相同的LRM(外场可更换模块)，均采用高性能的PowerPC74系列处理器。主处理器单元1内部共有2个电源模块插槽和7个CPCI插槽。2个电源模块具有互为备份的特性，支持20～34V的宽电压输入。7个CPCI插槽中有4个布置硬件结构完全相同的主处理器模块，另外3个为扩展插槽。主处理模块采用MPC74系列CPU，主频300M，具有强大的计算能力。

所述通用接口单元2是采用1/2个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的LRU(外场可更换单元)，它内部共有4个相同的LRM(外场可更换模块)，其中两个为数字量接口模块、另外两个为模拟量和离散量接口模块，均采用高性能的PowerPC52系列处理器。通用接口单元2内部共有1个电源模块插槽和5个CPCI插槽。电源模块具有瞬间掉电保护、防浪涌等功能，支持20～34V的宽电压输入。5个CPCI插槽中布置硬件结构完全相同的2个数字量接口处理模块和2个离散量和模拟量接口处理模块，另外1个为扩展插槽。接口处理模块均采用MPC52系列CPU。单个数字量接口模块的对外接口为4路ARINC429，20路RS422，5路RS232，5路RS485，4路CAN，4路Ethernet。单个模拟量及离散量模块的对外接口为30路双极性AD，10路DA，30路DI和10路DO。

所述大容量存储器4是采用1/2个标准ATR机箱，具有7个CPCI插槽的LRU，它内部共有4个相同的LRM，5个CPCI插槽中布置4个硬件结构完全相同的储存器模块，1个为扩展插槽。单个存储器模块具有8GB的容量和2Mbps的高速读写能力，该模块亦可置于主处理单元1和通用接口单元2的扩展插槽上，从而节约硬件机箱资源的开销。大容量存储器4可以用于实时记录传感器状态数据、任务载荷6数字/图像数据、主处理模块的重要计算数据以及存储供系统恢复使用的主处理模块和接口模块的系统程序。

所述任务载荷6为可选设备，例如：光电/红外/可见光摄像设备，具体结构组成及尺寸根据具体的设备而定。它可根据系统任务功能的需求选用一个或者多个具有1553B接口的任务设备。任务设备的控制以及数据的存储均通过1553B总线由主处理器单元1和大容量存储器4控制完成。

所述传感器组件8包括组合导航系统、大气数据系统、温度压力传感器、磁航向传感器、超声波传感器、无线电高度表等设备。其间的位置连接关系是：组合导航系统一般安装在飞行器的重心附近，通过RS422接口与通用接口单元2相连，用于传输飞行器飞行的姿态、空速、航向、高度等信息；大气数据系统通过总静压感受器采集飞行器飞行时的总压和静压，通过ARINC429接口与通用接口单元2相连，用于传输将计算得到的飞行器飞行空速及气压高度；温度压力传感器主要用于监测发动机的缸头温度、滑油温度、燃油压力、进气压力等参数，根据不同的需求可以增减温度压力传感器的数量，亦可以改变安装位置，该类传感器均通过AD信号与通用接口单元2相连，用于传输飞行器上关键部件的温度和压力，供地面人员或控制系统参考；磁航向传感器通过RS232与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的磁航向数据；超声波传感器通过AD与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据；无线电高度表通过RS422与通用接口单元2相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据；该组合导航系统选择晨曦公司生产的HJG-1K，Crossbow公司的NAV-420；该大气数据系统是由大气数据计算机和总静压感受器组成，大气数据机由压力传感器感受总压和静压，并计算由此计算出空速和气压高度；该温度压力传感器中的温度传感器主要采用电阻式的温度感受器，通过采集电阻值来获得传感器附近的温度。压力传感器采用GE的PTX-3000压力变送器，具有可选0-5V的模拟量输出；该磁航向传感器是采用Honeywell公司的HMR-2300磁强计，具有直接输出三轴磁场强度的功能，单位特斯拉；该超声波传感器是ST001型超声波物位仪，测量距离0.6-12米；该无线电高度表是HT-208型，采用微带天线，具有0-3000米的量程。

下面以两个实施方案说明：

方案一：

方案一为基本型构架，如图1所示。首先完成系统的各个部件单元的集成。主处理器单元1采用4个硬件完全相同的LRM集成。大容量存储器4采用2个硬件完全相同的LRM集成。通用接口单元2采用2个硬件完全相同的离散量接口模块和2个硬件完全相同的数字量接口模块。传感器组件8、离散量控制模块9和舵机控制器7采用独立的分立设备。

按照图1的方式进行系统的集成。系统中各个设备的接口形式为：主处理器单元1的接口为4组1553B接口；大容量存储器4的接口2组1553B接口；测控机载终端为1组1553B接口；任务载荷6根据自身设备的情况采用1组或多组1553B接口；通用接口单元2的接口为4组1553B接口；组合惯导采用CAN或RS422接口；大气数据机采用ARINC429接口；温度压力传感器为AD接口；磁航向传感器为RS422接口；超声波传感器为AD接口；无线电高度表为RS422接口；离散量控制模块9采用RS422接口；舵机控制器7采用RS422接口。系统集成分为两步，第一步进行通用接口单元2和传感器组件8、离散量控制模块9以及舵机控制器7的集成；第二步进行1553B总线的集成，包括主处理器单元1、通用接口单元2、大容量存储器4、机载测控终端5以及任务载荷6。由此实现全系统的硬件交联(此处不阐述供电系统的交联关系)。

系统软件分为三个部分：一是主处理器单元1的主处理模块软件；二是通用接口单元2的数字量接口模块软件和离散量和模拟量接口模块软件；三是大容量存储器4的存储模块软件。

主处理模块软件结构(如图3)分为四个层次，一是操作系统层；二是系统管理层；三是应用模块层；四是接口驱动层。其中操作系统层采用VxWorks实时操作系统；系统管理层为优先级处理模块、时钟模块和故障及应急状态处理模块；应用模块层根据模块的任务与功能具有不同的应用程序；接口驱动层为各个模块对应接口的处理函数。

数字量接口模块和离散量和模拟量接口模块软件结构(如图4)分为四个层次，一是操作系统层；二是系统管理层；三是设备协议层；四是接口驱动层。其中操作系统层采用VxWorks实时操作系统；系统管理层为优先级处理模块、时钟模块和故障及应急状态处理模块；设备协议层根据模块接口对应的设备协议进行解析及打包，控制设备的运行状态以及处理设备的故障状态信息；接口驱动层为各个模块对应接口的处理函数。

存储模块软件结构(如图5)分为四个层次，一是操作系统层；二是系统管理层；三是存储区管理层；四是接口驱动层。其中操作系统层采用VxWorks实时操作系统；系统管理层为优先级处理模块、时钟模块和故障及应急状态处理模块；存储区管理层为存储空间的划分与调度管理，文件系统管理以及数据的筛选；接口驱动层为模块对应接口的处理函数。

按照上述软件的结构进行软件框架的编写，实现系统软件的基本框架。

系统管理层的优先级处理模块主要进行对于各个实时运行任务的优先级调度及修正，保证系统任务工作或飞行安全状态下关键任务的有效、实时运行。具体的处理方式是对故障的非关键任务进行优先级的降级处理。时钟模块主要是产生定周期的时钟中断，以及处理周期同步功能。故障及应急状态处理模块利用VxWorks系统下的软件中断，用于提供应用软件模块在应急状态下的中断服务。

应用模块层的软件根据用户的需要进行设计，具有很大的灵活性，基本上分为三种类型。一是接收数据的处理类模块；二是进行应用计算类模块；三是输出数据的处理模块。一、三类的程序与接口驱动层的程序紧密相关。

接口驱动层的软件主要为1553B接口以及其他的一般数字量接口。一般数字量接口的处理函数均为点对点的操作，相对简单。1553B接口包括三种类型，分别为总线控制器(BC)、远程终端(RT)和总线监视器(BM)。主处理器单元1中的一个主处理模块需担任总线控制器，其他均可作为备份总线控制器(BBC)，即在正常状态下为远程中断。大容量存储器4作为总线监视器对总线数据进行记录。其他1553B总线上的系统单元均为远程终端。

通过对上述软硬件的开发与集成工作，完成本发明的多任务无人飞行器航空电子系统的构建。针对不同平台及任务的需求，开发相应的应用程序，设计航空电子系统与飞行器平台的机械及电气接口，装载相应的任务载荷，从而实现航电系统的机上集成，为实现无人飞行器的多任务应用提供了重要支持。

方案二：

方案二为集约型构架，如图2所示。与方案一不同之处在于将大容量存储器4中的两个存储模块4’分别置于主处理器单元1和通用接口单元2的备用插槽上，从而取消了大容量存储器4的硬件单元，节省了结构空间、重量、电气连接的复杂度及维护成本。但同时对系统构架亦产生了影响：一是存储模块4’在主处理器单元1或通用接口单元2中均通过CPCI总线进行数据的提取及存储，从而系统失去了总线监视(BM)的功能，此外，通过CPCI的数据存储需要主处理器模块、数字量接口模块以及离散量和模拟量接口模块的接口软件的支持，从而需要对上述接口软件针对该功能进行代码的编写；二是存储模块4’占用了主处理器单元1和通用接口单元2的备用插槽，消耗了上述设备扩展资源。

方案二的1553B总线、机载测控终端5、任务载荷6、传感器组件8、离散量控制模块9和舵机控制器7的功能及软硬件接口均与方案一相同，就不再赘述。

主处理器单元1和通用接口单元2在部件单元集成的操作中需将存储模块4’插入备用插槽，由此会增加主处理单元的重量以及电气功耗。

主处理器模块和接口模块软件的接口驱动层CPCI总线对应的数据交换设备对象将增加存储模块4’，将计算处理的数据定周期发往存储模块4’。

存储模块4’的软件和方案一中大容量存储器4中的存储模块具有相同的如图5的构架。只是在数据接收方面改为通过CPCI接收来自主处理器模块或接口模块的数据。

Claims

1.一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该航空电子系统采用1553B双余度总线构架，该航空电子系统是由：主处理器单元(1)、通用接口单元(2)、1553B总线(3)、大容量存储器(4)、机载测控终端(5)、任务载荷(6)、执行机构和传感器组件(8)组成，其中执行机构由舵机控制器(7)与舵机组成；它们之间的位置连接关系是：主处理器单元(1)、通用接口单元(2)、大容量存储器(4)、机载测控终端(5)、任务载荷(6)均与1553B总线(3)通过1553B专用电连接器相连，后者作为总线模块将所有挂接到该总线的设备连接到一起；舵机控制器(7)通过RS422接口与通用接口单元(2)相连，传感器组件(8)通过串行RS422/RS232/RS485、ARINC429总线、CAN、模拟量AD/DA和离散量DIO接口连接到通用接口单元(2)；系统对外界的交联接口有1553B总线接口和通用接口单元(2)的各种ARINC429总线、串行RS422/RS232/RS485、模拟量AD/DA和离散量DIO接口；

所述主处理器单元(1)是外场可更换单元LRU；主处理器单元(1)采用1个标准ATR机箱，其中，它内部共有4个相同的LRM即外场可更换模块，4个LRM均采用PowerPC74系列处理器；该主处理器单元(1)内部共有2个电源模块插槽和7个CPCI插槽；2个电源模块具有互为备份的特性，支持20～34V的宽电压输入；7个CPCI插槽中有4个布置硬件结构完全相同的主处理器模块，另外3个为扩展插槽；主处理器模块采用MPC74系列CPU，主频300M；

所述通用接口单元(2)是外场可更换单元LRU；通用接口单元(2)采用1/2个标准ATR机箱，其中具有7个CPCI插槽，它内部共有4个相同的LRM即外场可更换模块，其中两个为数字量接口模块、另外两个为模拟量和离散量接口模块，均采用PowerPC52系列处理器；通用接口单元(2)内部共有1个电源模块插槽和5个CPCI插槽；电源模块具有瞬间掉电保护、防浪涌功能，支持20～34V的宽电压输入；5个CPCI插槽中布置硬件结构完全相同的2个数字量接口模块和2个模拟量和离散量接口模块，另外1个为扩展插槽；接口处理模块均采用MPC52系列CPU；单个数字量接口模块的对外接口为4路ARINC429，20路RS422，5路RS232，5路RS485，4路CAN和4路Ethernet；单个模拟量和离散量模块的对外接口为30路双极性AD，10路DA，30路DI和10路DO；

所述1553B总线(3)是由2根长度相同的冗余总线构成，它采用双余度A、B总线机制，通过耦合器进行节点扩展，每个外场可更换单元LRU均与两根总线相连；

所述大容量存储器(4)是外场可更换单元LRU；大容量存储器(4)采用1/2个标准ATR机箱，其中具有7个CPCI插槽，它内部共有4个相同的LRM，5个CPCI插槽中布置4个硬件结构完全相同的储存器模块，1个为扩展插槽；单个存储器模块具有8GB的容量和2Mbps的高速读写能力，该模块置于主处理器单元(1)和通用接口单元(2)的扩展插槽上，从而节约硬件机箱资源的开销；大容量存储器(4)用于实时记录传感器状态数据、任务载荷(6)数字/图像数据、主处理器单元(1)中主处理器模块的重要计算数据以及存储供系统恢复使用的主处理器单元(1)中主处理器模块和通用接口单元(2)中的数字量接口模块以及模拟量和离散量接口模块的系统程序；

所述机载测控终端(5)是由主通道C波段收发组合、C波段功放及天线和备用通道UHF波段收发组合、UHF波段功放及天线组成；它们之间分为两组连接，C波段收发组合和C波段功放及天线相串联，组成C波段的遥控遥测链路；UHF波段收发组合和UHF波段功放及天线相串联，组成UHF波段的遥控遥测链路，作为备份通道；该C波段收发组合是单独的外场可更换单元LRU，具有调制解调功能，通过它将射频和串口数字信号相互转换实现数据的遥控遥测功能；该C波段功放及天线是用于增强收发组合发出的射频信号的设备，从而实现远距离的无线射频传输；该备用通道UHF波段收发组合是单独的外场可更换单元LRU，具有调制解调功能，通过它将射频和串口数字信号相互转换实现数据的遥控遥测功能；该UHF波段功放及天线是用于增强收发组合发出的射频信号的设备，从而实现远距离的无线射频传输；它具有接收主通道C波段和备用通道UHF波段信号的功能，实现遥控信号的接收及响应、遥测信号的发送，测控距离根据实际任务需求定制，采用1553B总线接口与机载航空电子系统交联；

所述任务载荷(6)是按照系统任务功能的需求预先选定；该任务载荷(6)所选定的任务设备，其控制以及数据的存储均通过1553B总线(3)由主处理器单元(1)和大容量存储器(4)控制完成；

所述执行机构由舵机控制器(7)和舵机组成，舵机控制器(7)采用1个标准ATR机箱，舵机的参数根据平台的需求而定；其间的位置连接关系是：舵机控制器(7)与舵机通过专门配置的线缆相连；舵机控制器(7)具有与通用接口单元(2)的串行数据接口，用于传送舵机位置数据及舵机位置控制指令；该舵机是数字式直线电动舵机，舵机的数量根据实际飞行器的操纵面的布局而定；

所述传感器组件(8)包括组合导航系统、大气数据系统、温度压力传感器、磁航向传感器、超声波传感器和无线电高度表设备；其间的位置连接关系是：组合导航系统安装在飞行器的重心附近，通过RS422接口与通用接口单元(2)相连，用于传输飞行器飞行的姿态、空速、航向、和高度信息；大气数据系统通过总静压感受器采集飞行器飞行时的总压和静压，通过ARINC429接口与通用接口单元(2)相连，用于传输将计算得到的飞行器飞行空速及气压高度；温度压力传感器用于监测发动机的缸头温度、滑油温度、燃油压力和进气压力参数，根据不同的需求增减温度压力传感器的数量，以改变安装位置，该类传感器均通过AD信号与通用接口单元(2)相连，用于传输飞行器上关键部件的温度和压力，供地面人员和控制系统参考；磁航向传感器通过RS232与通用接口单元(2)相连，用于传输飞行器的磁航向数据；超声波传感器通过AD与通用接口单元(2)相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据；无线电高度表通过RS422与通用接口单元(2)相连，用于传输飞行器的与地面的相对高度数据。

2.根据权利要求1所述的一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该组合导航系统是晨曦公司生产的HJG-1K和Crossbow公司生产的NAV-420。

3.根据权利要求1所述的一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该温度压力传感器中的温度传感器采用电阻式的温度感受器，该压力传感器采用GE的PTX-3000压力变送器。

4.根据权利要求1所述的一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该磁航向传感器是采用Honeywell公司的HMR-2300磁强计。

5.根据权利要求1所述的一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该超声波传感器是ST001型超声波物位仪。

6.根据权利要求1所述的一种适用于多用途无人飞行器的航空电子系统，其特征在于：该无线电高度表是HT-208型。