CN105262656A - 航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，属于航空发动机控制领域。该方法包括以下步骤：步骤A、TTCAN总线控制器物理层的实现；步骤B、TTCAN总线控制器数据链路层的实现；步骤C、TTCAN总线控制器时间触发系统的实现；步骤D、航空发动机分布式控制系统实验平台的实现。本发明采用FPGA设计TTCAN总线等级2的控制器，使航空发动机在高温以及高振动环境中保证各总线节点的本地定时器保持速率同步，确保实时性和安全性，提高总线利用率。

Description

航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，属于航空发动机控制领域。

背景技术

在过去的30年中，航空发动机控制系统已经从最初的机械液压式系统逐步过渡到今天的全权限数字电子控制，随着军用航空科技的竞争日趋激烈，对航空发动机数字控制器性能以及减重需求进一步提高，集中式控制构架已经难以满足发展需求，分布式控制逐渐成为研究热点。在发动机分布式控制系统中，由于各个子系统之间需要基于通信总线协同工作，因此通信总线性能将直接影响到控制系统的稳定性以及控制性能，通信总线的研究对航空发动机分布式控制系统设计非常重要。通信总线设计主要目的是为发动机控制系统提供安全高速数据通道，使数据能够实时并且准确的从源节点送至目的节点。而对于航空发动机分布式控制通信系统的研究可归结于对通信网络协议的研究。

通信网络协议是航空发动机分布式控制系统的重要组成部分，承载多个分布式控制器之间的数据信息交换和工作协同任务。目前，在航空发动机控制系统通信协议中，除了已经得到广泛应用的总线，如MIL-STD-1553和ARINC等，CAN总线也被认为具有很好的应用前景。CAN总线以其优秀的实时性和较高的性价比优势已经广泛应用于工业控制和汽车电子。标准CAN总线是以优先级非破坏仲裁介质访问控制机制为核心，总线的访问权由当前时刻总线状态决定。当每一个总线控制器监听到总线空闲时，多个控制器可以同时向总线发送待发送数据，通过总线位仲裁机制使具有高优先级的数据报文可以不受任何破坏或延时的在总线上传输。但CAN总线作为航空发动机控制总线仍然存在不确定时延和节点安全性问题。

TTCAN总线通信协议是以CAN总线为基础的高层通信协议，是一种以总线静态分时调度为核心思想设计的总线，其物理层以及数据链路层同标准CAN总线基本相同，但两者之间有本质差别，CAN总线是基于载波监听多路访问/冲突避免机制（CSMA/CA）的通信模式，TTCAN是一种时分多路复用（TDMA）和CSMA的混合通信模式。TTCAN总线协议完整保留了CAN总线优秀的非破坏性仲裁机制的同时，引入静态总线调度机制，规定时间内总线的访问权由离线设计的调度时间表决定。时间触发CAN总线将周期性实时数据划分在指定的时间片段中传输，每一个时间片段中仅有一个控制器能够访问总线，不同总线控制器信号轮流占有信道，保证数据包传输时间的确定性。另外TTCAN总线针对非周期突发性数据报文提供了仲裁时间窗口，预留有一定的时间片段提供给突发性数据报文通过CAN总线的仲裁机制传输数据。时间触发CAN总线采用时分多路访问机制确保了CAN总线物理层更高的利用率。

在ISO-11898-4时间触发CAN总线标准将总线控制器分为两等级，即等级1和等级2。TTCAN总线等级1控制器兼容绝大多商用CAN控制芯片，配合MCU内部定时器既可实现，开发相对简单成本低廉，是一种针对标准CAN总线非常好的改进方案。但是航空发动机中高温以及高振动环境中难以使各总线节点的本地定时器保持速率同步，从而导致时间窗口抖动和频繁同步，难以提升总线利用率。TTCAN总线的等级2中包括了完整的TTCAN通信协议内容，其总线控制器能够提供高精度网络时间用于同步各个总线节点之间时钟，并且为控制系统提供一个经过校准其全局时间，各个分布式子控制器和智能传感器执行机构能够以该全局时间为参照执行操作。

智能传感器是对传统传感器的一次革命，是传统传感器发展的必然趋势。不同类型的智能传感器、智能执行机构和控制器（智能元件）将通过通信网络或是传输总线相连，则需要针对不同开发相应的总线接口，开发成本较高，并且对系统的升级维护等存在极大的障碍。IEEE-1451系列智能传感器标准就是面向此需求而诞生的。制定IEEE-1451的目标是开发一种软硬连接方式，使变送器能够同微处理器和网络互联。IEEE-1451的特点就是使传感器的能够独立于传输网络，不同型号的传感器之间能够互通互换，这种标准将数据获取以及分布式传感和控制提升到了一个更高的层次。

发明内容

本发明提出了一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，将时间触发总线TTCAN与智能传感器接口标准IEEE1451相结合，用于航空发动机分布式控制通信协议研究应用，从而保证分布式控制对控制性能以及减重的要求。

本发明为解决其技术问题采用如下技术方案：

一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，包括以下步骤：

步骤A、TTCAN总线控制器物理层的实现；

步骤B、TTCAN总线控制器数据链路层的实现；

步骤C、TTCAN总线控制器时间触发系统的实现；

步骤D、航空发动机分布式控制系统实验平台的实现。

所述步骤A包括以下过程：

第一步，TTCAN总线收发器电路的实现方法，采用TI公司的SN65HDV232收发芯片建立收发电路，以两个互补“显性”和“隐性”信号分别表示逻辑0和逻辑1，在显性状态时呈现两个信号线呈差分电压，隐性状态时两根信号线之间的压差近似为0；

第二步，TTCAN总线编码格式的实现方法，采用不归零编码，信号电平在每一个时间内仅表现为单一高低状态，除此之外没有中性状态，也没有其他状态；

最后，TTCAN总线位时序逻辑模块的实现方法，采用位流编码状态机处理总线状态变化，判断硬同步或者重同步。

所述步骤B包括以下过程：

第一步，位流处理器的实现方法，首先设计发送逻辑模块、接收逻辑模块和错误检测逻辑模块，其次基于上述三个模块，根据进入模块的数据，进行位填充，控制器边监听边发送，最后，根据当前总线的电平，实现对总线的仲裁情况的判断和错误监控；

第二步，帧格式编码的实现方法，TTCAN总线数据位流编码继承CAN总线帧格式，分别对数据帧、远程帧、错误帧和过载帧4种不同帧类型进行设计，数据帧通过7个不同的域来实现，即帧起始、仲裁域、控制域、数据域、循环冗余校验域、应答域和帧结尾；通过远程发送隐性请求位来确定远程帧，错误帧通过错误标志和错误界定符实现，定义6个连续的显性位的错误标志为显性错误，6个连续的隐性位的错误标识为隐性错误，错误界定符为8个隐性位，过载帧同错误帧的格式相同，通过6位显性位的过载标示和8位隐形位的过载界定符来实现；

最后，位流编码状态机的实现方法，TTCAN控制器位流编码状态机是基于标准帧格式的状态机，即在位时序采样点位置执行状态转换，采用格雷码思想，每次正常状态转换过程中仅改变1位编码。

所述步骤C包括以下过程：

第一步，TTCAN总线帧同步模块的实现方法，采用基于参考报文起始帧脉冲信号的时间主机定时器“对表”机制，等级2的TTCAN总线控制器将振荡电路产生的时钟信号分成完全独立的两路计时系统，其中一路信号送至CAN总线位时序逻辑模块，另一路提供给TTCAN总线帧同步系统；

第二步，TTCAN总线时间触发器的实现方法，时间触发器分为发送触发器和接收触发器，两者均包含对应报文指针、时间标签相关触发信息；发送触发器和接收触发器的具体实现过程为根据循环时间对比调度表中的时间标记，如果两者相同则触发相应的触发器；循环时间以参考报文的帧起始脉冲为0时刻，通过一个触发指针执行系统时间调度，从而实现时间触发。

所述步骤D包括以下过程：

航空发动机分布式控制通信系统实验平台的实现方法，包括下述高压转子转速智能传感器节点、智能燃油计量活门节点、发动机分布式转速控制器节点及通信总线的实现方法；

第一步，高压转子转速智能传感器节点的实现方法，首先采用IEEE1451智能变送器接口将网络适配应用处理器NCAP和智能变送器接口模块STIM连接；其次在STIM中对高压转子转速信号N _2R 计数，在NCAP中得到转换后的高压转子转速N _2S ；最后通过TTCAN总线将传感器采样数据发送至发动机控制器；

第二步，智能燃油计量活门节点的实现方法，首先基于TTCAN总线控制器从总线获取经由转速控制系统计算输出的燃油输出指令W _fc ，通过PID控制算法，计算获得经过计量活门后进入发动机主燃烧室的燃油量W _f ；其次基于发动机模型和W _f ，获得发动机各状态参数，例如高低压转子转速、各截面温度和压力；最后通过软件定时器模拟输出高压转子转速的频率方波信号供智能转速传感器节点采集；

第三步，发动机分布式转速控制器节点的实现方法，首先控制器从总线获取智能传感器数据N _2S ，JTAG-UART接口从上位机获取当前指令转速N _2R ，模拟油门杆指令信号；其次依据转速控制器中的控制算法，计算获得主燃油量W _f ；最后将其发送至总线上，以供分布式控制系统中其他智能节点，如智能燃油计量活门节点，接收该数据；

最后，利用高低温试验箱，模拟航空发动机高低温工作环境，进行高低温冲击试验，验证其安全可靠性。

本发明具有如下有益效果：

(1)本发明针对事件触发总线在航空发动机控制系统应用中存在的不确定时延和节点安全性问题，采用TTCAN总线，通过数据通信调度有效解决上述问题，而且还为系统提供一个高精度的全局时间以及用于传感器采样分析的时间标签。

(2)本发明设计的基于FPGA的等级2的TTCAN总线控制器，相比于等级1的控制器能够提供更高的总线利用率。航空发动机高温以及高振动环境中，等级1的控制器难以使各总线节点的本地定时器保持速率同步，从而导致时间窗口抖动和频繁同步，难以提升总线利用率。等级2的TTCAN总线控制器能够提供高精度网络时间用于同步各个总线节点时钟，并且为控制系统提供一个经过校准的全局时间，从而有利于提升总线利用率。

(3)本发明在等级2的TTCAN总线控制器基础之上，结合IEEE1451智能变送器接口标准，设计了发动机转速控制器节点、智能转速传感器节点和智能燃油计量活门节点，建立航空发动机分布式控制通信系统实验平台，将硬件在回路仿真结果与数字仿真结果相对比分析，表明本发明能够保证传输的确定性，而且该通信系统对发动机控制性能的影响近似忽略。

附图说明

图1是基于Alter公司的FPGA设计的TTCAN总线控制器结构。

图2是TTCAN总线控制器位时序逻辑和位流处理模块结构。

图3是基于FPGA的TTCAN总线调度表控制器设计。

图4是航空发动机分布式控制系统通信实验平台结构图。

图5是高压转子转速N _2S 作2.3%阶跃时的响应曲线图。

图6是主燃油量W _f 相对指令燃油量W _fc 的响应曲线图。

图7是硬件在回路实验中实际高压转子转速N _2S 相对于指令转速N _2R 的响应信号图。

图8是硬件在回路实验中主燃油量W _f 相对指令燃油量W _fc 的响应曲线图。

图9是TTCAN总线控制器在高低温冲击实验中正常通信图。

图10是TTCAN总线控制器在-40℃时通讯异常信号图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。

图1所示为基于AlterFPGA设计的TTCAN控制器结构。“时间触发CAN总线”控制器的总体功能模块划分很明晰，控制器的核心实际上是一个“时间+触发+CAN总线”的系统。“时间”由控制器中的帧同步模块（TTCAN_FSE）提供，通过帧同步模块中硬件集成TTCAN的同步授时算法，提供一个能够用于整个本地节点的网络全局时间定时器。“触发”是指在提供的时间里执行相应的动作。TTCAN控制器中设计需包含触发控制器（TTCAN_TRG）和时间调度表存储器（TTCAN_SCHEDULE）。前者用于设置触发器触发时间，由全局时间或是循环时间触发操作，主要是报文发送以及CPU任务中断等。后者用以按照调度表存储的时间、操作和对象。“CAN总线”控制器，CAN核心是TTCAN控制器完成一切总线活动的基础，TTCAN设备从CAN核心中获取当前总线的工作状态，由位流处理器模块（TTCAN_BSP）和位时序逻辑模块组成（TTAN_BTL）。除了TTCAN核心模块之外，TTCAN控制器设计还包括有数据存储和同本地CPU的通信接口。数据存储设备是将TTCAN总线上报文保存到控制器本地。

CAN通讯核心逻辑模块主要分为两个部分，即位时序逻辑模块以及位流处理模块，它们主要功能是实现CAN总线较为复杂的物理层协议，并且负责完成错误校验和错误处理，如图2所示。

位时序逻辑模块监视串行CAN总线的位时序，负责完成位定时以及位同步中的内容，在CAN报文的开头将控制器本地时钟同步于总线上的数据流，在起始帧之后使用重同步功能同步于总线传输中每一帧。因此CAN_BTL中可以实现时钟晶振的相位和速率偏移补偿。该模块主要是向CAN_BSP模块输出3个最重要的数据，即采样时刻、采样数据和位发送时刻。提供这些数据的前提是准确的位定时，BTL的位定时功能的使用状态机实现，CAN_BTL的位同步主要是采用硬同步和重同步方法。

位流处理器模块是CAN控制器中核心组件同时也是最复杂的模块，负责完成模块中所有有关数据的操作。这个模块实质上是一个报文序列发生器，将进入模块的数据流转换成为CAN报文，期间完成CAN位填充，转换成为数据报文帧格式结构。同时还执行数据仲裁、错误检测错误处理功能。在CAN_BSP模块中的循环冗余校验码（CyclicRedundancyCheck,CRC）校验模块主要检测数据的一致性，保证CAN报文在网络数据所有节点的数据是一致的。该模块由接收逻辑，发送逻辑和位填充逻辑三个部分组成。位流处理器的帧接收状态机子模块从CAN_BTL模块中接收当前总线采样数据，对采样数据分析判断是总线空闲状态还是接收报文以及接收报文的类型，并且能够判断报文格式的正确性；在CAN_BSP的发送逻辑中将最多8字节CAN报文数据与19位标准格式下仲裁域和控制域的数据组织成为完整的数据报文，将数据发至缓冲器tx_next，在CAN_BTL模块定时器计算出的发送时刻，将数据移至tx信号线；位填充逻辑负责检测发出控制器的数据包执行5位连续相同值填充一个互补位，另外一个作用就是在接收帧中检测填充位。

另外，在CAN控制器模块中还需要加入波特率预分频器，由于实现波特率可调，在总线上的CAN_RX数据进入控制时需要采用同步模块使异步的RX数据信号能够同步到本地时钟，避免由于保持时间和建立时间过短造成的产生危及电路稳定性的亚稳态现象。

在帧同步模块的设计中，一方面要保证两个时钟的时间相同，保证两个时钟的时间读数是相同的，即时间绝对偏差为0；另一方面是保证两个时钟之间的工作频率相同，即在同步一段时间之后，经过调整的两个时钟时间读数还能够保持相同，即计时器速率偏差为0。实际本地总线控制器中的计时器本地时间和全局时间的关系，满足

,

其中t _global 为全局时间，t _local 为本地时间，时间单元调解率（TimeUnitRatio，TUR），t _offset 为全局时间绝对偏差。本地时间和全局时间的速率偏差通过

加以修正，其中t _rm (k)表示当前本地参考时间，t _rm (k-1)表示锁存的延迟本地参考时间，t _mrm (k)表示当前基本循环主机参考时间，t _mrm (k-1)表示锁存的延迟基本循环的主机参考时间。

时间触发模块根据循环时间对比调度表中的时间标记，如果两者相同则触发相应的触发器。通过一个触发指针执行系统时间调度，每一个节点任务的时间、对象以及触发操作都被记录在静态时间按调度表中。调度表的载体是一个双端口RAM存储器，一边能够被CPU通过交换构架操作，另外一边被控制器读取。在此，将依据TTCAN协议中系统矩阵形式，将RAM分成m行n列，m行表示一个基本循环的调度表，n列表示有不同的基本循环，每一列通过参考报文触发。这个调度RAM的低位地址定义为触发指针，通过地址线累加变化，逐字节向后寻址，并且通过下一个参考报文复位触发指针。地址线的高位使用参考报文中传输至控制器的循环计数器表示。两者组合对调度RAM寻址。

图3是基于FPGA的TTCAN总线调度表控制器设计。利用触发指针，航空发动机分布式控制系统中，在同一调度表中实现发动机不同工作状态下的控制策略，即用TTCAN调度系统中不同的基本循环对应不用的发动机控制过程。例如，采用基本循环0表示慢车时控制系统的调度状态，基本循环1表示过渡态时控制系统对不同传感器的需求。通过对触发指针的制定，来完成特定时间下的特定控制任务。

图4是航空发动机分布式控制系统通信实验平台结构图，由高压转子转速智能传感器节点、智能燃油计量活门节点、发动机分布式转速控制器节点及通信总线组成。在实验平台的硬件系统中智能节点的网络适配应用处理器（NetworkCapableApplicationProcessor，NCAP）采用相同结构，基于可编程片上系统（SystemOnProgrammableChip，SOPC）技术将所设计TTCAN总线控制器和IEEE-1451系统通过Avalon-MM总线连接，TTCAN控制器作为片上总线的从机端口，IEEE-1451系统NIOS-II软核处理器作为主机端口，采用简单读写访问协议操作TTCAN总线控制器的相关寄存器以及读取总线数据，TTCAN控制器通过中断向IEEE1451系统反馈总线状态和网络全局时间中断信息。其具体工作过程如下：

（1）循环周期起始时刻，智能高压转子转速传感器节点触发智能变送器接口模块（SmartTransducerInterfaceModule，STIM）测速，等待测速转换完成之后，读取数据并且软件执行数据转换，将所采集的频率信号转换为转速信号，并且写入TTCAN总线控制器，同时总线上的时间主机发送参考报文。

（2）当高压转子转速N _2S 时间窗口到达，发动机分布式控制器节点TTCAN总线控制器自动将待发数据传输至总线，采用标准CAN格式数据报文。

（3）控制器节点PID控制器在预先设定好的时间触发时刻启动控制计算，以接收到的传感器信号高压转子转速N _2S 和高压转子指令转速N _2R 来计算二者误差，采用PID控制算法计算指令燃油量W _fc 。

（4）在PID控制器TTCAN总线时间窗口，控制器输出指令燃油量W _fc 数据发送至总线，供其他智能节点获取该信息。此时，智能燃油计量活门节点可通过总线获取指令燃油量W _fc 用于智能执行机构输出主燃油量W _f ，采用标准CAN格式数据报文。

（5）智能燃油计量根据调度表定时触发以收到指令燃油量W _fc ，计算燃油计量装置数学模型和发动机模型获得主燃油量W _f ，并将其转换为频率信号输出。

图5是高压转子转速N _2S 作2.3%阶跃时的响应曲线图。图6是主燃油量W _f 相对指令燃油量W _fc 的响应曲线图。本发明以模型涡扇发动机在高度H=0，Ma=1的状态下，稳态点高压转子转速N _2S =99.7%，供油量为W _f =75%（数据已做归一化处理，图5和图6中的纵坐标均以做归一化处理）。以该发动机高压转子转速系统作为被动对象设计PID控制器，并将所设计的控制器应用于分布式控制实验平台。图5中系统对单位阶跃响应上升时间为0.23s，峰值时间为0.48s，稳定时间为1.16s，超调量为6.57%。因此所设计控制的响应时间和超调量符合发动机稳态设计要求。对比图5和图7，图6和图8，可以发现本发明所设计的分布式控制通信系统硬件在回路（Hardware-in-Loop，HIL）实验结果与数字仿真结果一致，表明基于TTCAN和IEEE1451标准建立的发动机分布式控制系统能够保证传输的确定性，每一个控制周期20ms内控制数据和传感器数据能够保证拥有确定的传输机会和时间，并且证明实验室环境下总线系统对发动机控制性能的影响可以近似忽略。

图9是TTCAN总线控制器在高低温冲击实验中正常通信图。其温度冲击范围为-35℃~60℃，温度在两者之间迅速变化，结果表明在此温度范围冲击下，所设计控制器仍可以正常工作（控制器未加任何冷却措施）。图10是TTCAN总线控制器在-40℃时通讯异常信号图。从图中可以看出其中处于-40℃环境的控制器已无法正常工作，检测不到信号，而处于室温15℃的控制器仍然可以正常工作。根据芯片工作参数说明书可知，在-40℃已超出控制器芯片正常工作范围（-35℃~60℃），因而不能正常工作。实验结果表明所设计控制器在其芯片正常工作温度范围内温度出现冲击情况下，能够实现航空发动机时间触发型的数据通讯要求。

本发明公开一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线，包括基于FPGA的时间触发CAN（TimetriggeredCAN,TTCAN）总线等级2的控制器和建立航空发动机高压转子转速分布式控制通信系统实验平台。TTCAN总线控制器包括TTCAN总线物理层、TTCAN总线数据链路层和TTCAN总线时间触发系统三个主要组成部分。TTCAN总线物理层主要完成TTCAN总线收发器电路、总线编码格式和位时序逻辑模块的设计；TTCAN总线数据链路层设计主要是建立位流编码状态机，通过该状态机识别当前总线数据，包括位流处理器、帧格式编码和位流编码状态机；TTCAN总线时间触发系统完成整个系统的同步和触发，保证传输确定性，TTCAN等级2的控制器除了保证基本时间同步外，还设计了对本地时钟的校正功能以提高全局时间精度，降低帧同步损耗带宽，由帧同步模块和时间触发器组成。航空发动机分布式控制通信平台包括TTCAN总线控制器和IEEE1451智能变送器接口。将硬件在回路仿真结果与数字仿真结果相对比，并利用环境设备模拟高低温冲击，对控制器进行测试，结果表明本发明能够保证航空发动机分布式控制系统通信要求。优点：重量较轻、成本低廉、维护方便，同时创新地采用FPGA设计TTCAN总线等级2的控制器，使航空发动机在高温以及高振动环境中保证各总线节点的本地定时器保持速率同步，确保实时性和安全性，提高总线利用率。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，包括以下步骤：

步骤A、TTCAN总线控制器物理层的实现；

步骤B、TTCAN总线控制器数据链路层的实现；

步骤C、TTCAN总线控制器时间触发系统的实现；

步骤D、航空发动机分布式控制系统实验平台的实现。

2.如权利要求1所述一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，其特征在于，所述步骤A包括以下过程：

第一步，TTCAN总线收发器电路的实现方法，采用TI公司的SN65HDV232收发芯片建立收发电路，以两个互补“显性”和“隐性”信号分别表示逻辑0和逻辑1，在显性状态时呈现两个信号线呈差分电压，隐性状态时两根信号线之间的压差近似为0；

第二步，TTCAN总线编码格式的实现方法，采用不归零编码，信号电平在每一个时间内仅表现为单一高低状态，除此之外没有中性状态，也没有其他状态；

最后，TTCAN总线位时序逻辑模块的实现方法，采用位流编码状态机处理总线状态变化，判断硬同步或者重同步。

3.如权利要求1所述一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，其特征在于，所述步骤B包括以下过程：

第一步，位流处理器的实现方法，首先设计发送逻辑模块、接收逻辑模块和错误检测逻辑模块，其次基于上述三个模块，根据进入模块的数据，进行位填充，控制器边监听边发送，最后，根据当前总线的电平，实现对总线的仲裁情况的判断和错误监控；

第二步，帧格式编码的实现方法，TTCAN总线数据位流编码继承CAN总线帧格式，分别对数据帧、远程帧、错误帧和过载帧4种不同帧类型进行设计，数据帧通过7个不同的域来实现，即帧起始、仲裁域、控制域、数据域、循环冗余校验域、应答域和帧结尾；通过远程发送隐性请求位来确定远程帧，错误帧通过错误标志和错误界定符实现，定义6个连续的显性位的错误标志为显性错误，6个连续的隐性位的错误标识为隐性错误，错误界定符为8个隐性位，过载帧同错误帧的格式相同，通过6位显性位的过载标示和8位隐形位的过载界定符来实现；

最后，位流编码状态机的实现方法，TTCAN控制器位流编码状态机是基于标准帧格式的状态机，即在位时序采样点位置执行状态转换，采用格雷码思想，每次正常状态转换过程中仅改变1位编码。

4.如权利要求1所述一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，其特征在于，所述步骤C包括以下过程：

第一步，TTCAN总线帧同步模块的实现方法，采用基于参考报文起始帧脉冲信号的时间主机定时器“对表”机制，等级2的TTCAN总线控制器将振荡电路产生的时钟信号分成完全独立的两路计时系统，其中一路信号送至CAN总线位时序逻辑模块，另一路提供给TTCAN总线帧同步系统；

第二步，TTCAN总线时间触发器的实现方法，时间触发器分为发送触发器和接收触发器，两者均包含对应报文指针、时间标签相关触发信息；发送触发器和接收触发器的具体实现过程为根据循环时间对比调度表中的时间标记，如果两者相同则触发相应的触发器；循环时间以参考报文的帧起始脉冲为0时刻，通过一个触发指针执行系统时间调度，从而实现时间触发。

5.如权利要求1所述一种航空发动机分布式控制系统时间触发通信总线的实现方法，其特征在于，所述步骤D包括以下过程：

航空发动机分布式控制通信系统实验平台的实现方法，包括下述高压转子转速智能传感器节点、智能燃油计量活门节点、发动机分布式转速控制器节点及通信总线的实现方法；

第一步，高压转子转速智能传感器节点的实现方法，首先采用IEEE1451智能变送器接口将网络适配应用处理器NCAP和智能变送器接口模块STIM连接；其次在STIM中对高压转子转速信号N _2R 计数，在NCAP中得到转换后的高压转子转速N _2S ；最后通过TTCAN总线将传感器采样数据发送至发动机控制器；

第二步，智能燃油计量活门节点的实现方法，首先基于TTCAN总线控制器从总线获取经由转速控制系统计算输出的燃油输出指令W _fc ，通过PID控制算法，计算获得经过计量活门后进入发动机主燃烧室的燃油量W _f ；其次基于发动机模型和W _f ，获得发动机各状态参数，例如高低压转子转速、各截面温度和压力；最后通过软件定时器模拟输出高压转子转速的频率方波信号供智能转速传感器节点采集；

第三步，发动机分布式转速控制器节点的实现方法，首先控制器从总线获取智能传感器数据N _2S ，JTAG-UART接口从上位机获取当前指令转速N _2R ，模拟油门杆指令信号；其次依据转速控制器中的控制算法，计算获得主燃油量W _f ；最后将其发送至总线上，以供分布式控制系统中其他智能节点，如智能燃油计量活门节点，接收该数据；

最后，利用高低温试验箱，模拟航空发动机高低温工作环境，进行高低温冲击试验，验证其安全可靠性。