CN106406353A - 一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其硬件装置是由导航/飞控计算机系统、传感器系统、执行机构系统、遥控遥测系统以及供电系统组成。导航/飞控计算机系统为主备式双余度系统；传感器系统向导航/飞控计算机系统提供传感器信息；遥控遥测系统通过遥控自主转换直接与舵机系统连接；供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力。其软件结构包含底层操作系统、数据I/O模块、系统管理软件、余度管理软件、飞行控制软件、导航控制软件及任务执行软件。本发明中的飞控系统增加了硬件余度，提升了可靠性；遥控系统的保留可以应对应急状态和非常规任务；故障诊断方法的加入增加了故障的可识别性。
Description
一、技术领域
本发明提供了一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，它涉及一种具有特殊功能的无人直升机飞控系统方案设计,属于无人机飞行控制系统设计领域。
二、背景技术
飞行控制系统是整个无人直升机系统中非常重要的核心系统之一，也是目前无人直升机系统发展的难点之一。目前市场上有许多无人直升机的飞控系统，但大多是消费级的，在功能和可靠性方面距离工程上使用以及军用无人机直升机的飞控系统相差甚远。消费级的无人机也就飞行十几分钟到几十分钟，一般不会超过一个小时。上面的任务载荷主要也就是简易的摄像机，用来拍照和录像。专业的无人机往往要飞行几个小时甚至十几个到几十个小时，上面的任务载荷往往是复杂的长变焦距摄像机、红外探测仪、合成孔径雷达、气象雷达、中技转发设备以及卫星跟踪装置等，一般还能够全天候执行任务。对于这种专业级别的无人机系统，任务载荷的价值有时比无人机的价值还高，所以对无人机飞控系统的功能和可靠性的要求就非常高。我国在消费级无人机领域已经有了不错的发展，但在专业级无人机领域和世界上无人机先进国家的差别还很大。尤其在专业级无人直升机飞控系统方面还有不小差距。像美国“捕食者”、“全球鹰”、“火力侦察兵”、X-47B等军用无人机的飞控系统设计，相关文献和介绍都比较少。我们从1992年就一直从事国内共轴无人直升机飞控系统的研究，经过二十多年的实践，积累了大量的专业级无人直升机飞控系统的要求和设计经验。设计的飞控系统在国内首次完成了无人直升机50公里自主往返飞行。在此基础上提出改进的具有故障诊断功能的无人直升机飞行控制系统设计方案，希望能对我国专业级无人直升机飞行系统的设计提供帮助。
三、发明内容
(一)发明目的
本发明的目的是提供一种具有故障诊断功能的无人直升机飞行控制系统设计方案，可以大大提高无人直升机飞控系统的可靠性，进而提高整个无人直升机系统的可靠性。现有无人直升机的飞控系统一般不具备故障诊断功能，系统一旦发生故障，往往会发生坠机事故。本发明主要用于专业级无人直升机的飞行控制。
(二)技术方案
本发明一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，它包括硬件装置和软件结构两部份；
1、硬件装置
本发明一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，该飞控系统结构图如图1所示，它是由导航/飞控计算机系统、传感器系统、执行机构系统、遥控遥测系统以及供电系统组成；它们之间的相互关系如下：导航/飞控计算机系统与传感器系统、执行机构系统和遥控遥测系统通过特定的接口元件相连接，以完成通信及数据传输；传感器系统的传感器信息接入导航/飞控计算机系统以供导航/飞控计算；遥控遥测系统增加一路遥控，通过遥控自主转换直接与舵机系统连接，即手动遥控线路；执行机构系统根据导航/飞控系统输出的操控信号实现操纵；供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力；
1)所述导航/飞控计算机系统是主备式双余度系统，即导航/飞控计算机A和导航/飞控计算机B组成一组并列的导航/飞控计算机组，分别为主机和备份机，可以在两个机箱内通过数字接口连结起来，也可以在一个机箱内，通过通信及数据接口交换数据；该导航/飞控计算机组的结构有CPU板、输入接口板、输出接口板、电源板等组成，在飞控计算机A和飞控计算机B之间通过A、B机给出的状态字信号进行主备切换。
2)所述传感器系统由GPS/INS组合、姿态陀螺、角速率陀螺以及所有机上传感器数据包括油箱油量表、发动机转速传感器、发动机温度传感器、无线电高度表、空气压力传感器、大气数据传感器等组成；各传感器之间的关系是并列的；GPS/INS作为主传感器提供直升机姿态导航信息，姿态陀螺、速率陀螺组件构成备份系统；上述所有传感器数据测量信号均同时传送给A/B两套导航/飞控计算机处理；大气数据传感器得到无人直升机前飞空速，再传送给导航/飞控计算机系统；
该GPS/INS组合采用NavsymmR XR5M12型GPS接收机，该接收机是一个12通道的C/A码接收机，可以同时跟踪8颗GPS卫星，或者采用其相同性能的GPS；
该姿态陀螺是选用TC-9型挠性陀螺，它能够提供无人直升机的俯仰角、滚转角结合磁航向传感器，可以提供无人直升机的航向角。无人直升机上一般采用MEMS(MicroElectro Mechanical systems微电子机械系统)结构的陀螺仪产品；
该角速率陀螺是选用DMU3X-21压电式速率陀螺，它能够提供无人直升机俯仰角、滚转角和偏航角变化的速率。一般采用压电晶体结构的产品；
该油箱油量表是选用电容式油量表；它是能够测量油箱流量的传感器，也可以选用流量式油量表；
该发动机转速传感器是能够测量发动机实时转速的传感器，可以采用电磁式转速传感器，也可以是光电式传感器。这里采用SZMB-5电磁式转速传感器；
该发动机温度传感器是能够测量发动机缸头温度的传感器，采用热电偶型式的温度传感器，可按照实际需要自行设计，也可选用现有产品；
该无线电高度表是能够测量无人直升机与地面相对高度的传感器，通过收发天线发射和接收无线电波来测量。该无线电高度表可按照实际需要自行设计，也可选用现有产品；这里采用国产的GT-XX型无线电高度表；
该空气压力传感器是选用PT40系列空气压力传感器；它是一种压电式传感器，可以测量发动机的进气压力，进而可以调节发动机控制参数。也可以选用电容式空气压力传感器，该空气压力传感器可按照实际需要自行设计，也可以按照实际需要选用现有产品；
该大气数据传感器可按照实际需要选用现有产品；这里采用的是ZNC-01型大气数据传感器，该型大气数据传感器输出气压高度和前飞空速的模拟电压值，气压高度电压0～5V对应0～6000m，空速电压0～10V对应0～150km/h；
3)所述执行机构系统由纵向舵机、横向舵机、航向舵机、总距舵机、油门舵机以及发动机组成；它们之间是并列关系；其中各个舵机均采用电气双余度电动舵机，选用国产的为无人直升机研制的电动舵机，舵机控制采用PWM调速模式，即脉冲宽度调制方式，供电电源为直流24V±5V，电流不大于3A，舵轴最大偏转角度不小于±120°，舵机额定输出力矩不小于350N ·m，死区小于0.2°；该电气双余度电动舵机采用双余度控制器，一套机械结构，主要是为了提高电动舵机控制电路的可靠性；
该发动机采用的是四冲程活塞发动机，采用自带的冷却系统冷却。它可以按照实际需要选用现有产品；
4)所述遥控遥测系统由地面站、地面遥控遥测收、发射机和机载遥控遥测收、发射机组成，各部分构成通信链路连接；遥控遥测系统通过主、备份通道将遥控遥测信号传送至导航/飞控系统，此外，增加一路遥控2(见图1)，用于当两个导航飞控计算机都出事故时的应急方案，通过遥控遥测系统，切换至遥控方式，操纵员手动遥控飞机降落；
该地面站由两到三台计算机组成，具有两到三个显示屏幕；主要处理飞行任务的规划、装订、监视以及对无人直升机的遥控操作；同时，无人直升机任务载荷获取的各种信息，也会传到地面站上进行处理。该地面站可以按照实际需要自行设计，也可选用现有产品；
该地面遥控遥测收、发射机选用国产的专为无人飞行器研制的无人直升机地面遥控站；它用来和无人直升机进行通信联系，通过发射天线，向无人直升机发送任务和控制信息；通过接收天线，接收无人直升机传回来的各种侦察信息；
该机载遥控遥测收、发射机为机载的信号接收天线和信号处理单元，和前述的地面遥控站配套使用；它是无人直升机上用来和地面站进行通信联系的装置，通过接收天线，接收地面站发送来的任务指令；通过发射天线，向地面站发送无人直升机探测到的各种信息；该设备可以按照实际需要自行设计，也可选用现有产品；
5)所述供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力，供电系统一般为一台机载直流电源，也可装载一台备用电源，其输出电压及功率视具体设备而定。该系统可以按照实际需要自行设计，也可选用现有产品；
2、软件结构
该无人直升机飞控系统的软件结构包含底层操作系统和数据I/O模块和系统管理软件、余度管理软件、飞行控制软件、导航控制软件及任务执行软件；见图2。软件底层操作系统采用的是VxWorks系统，VxWorks是一种嵌入式实时操作系统；数据I/O模块负责处理飞控计算机与外接设备的数据处理；系统管理软件负责不同模块程序的调用与协调；余度管理软件实现两套计算机的同步、两套计算机数据的交叉比较以及故障诊断与隔离功能；飞行控制软件实现控制律的管理与执行；导航控制软件实现航路规划、飞行模式控制与决策管理；任务执行软件实现任务的调度、执行与监控；整个软件结构又可以划分为四个层次；底层是数据I/O和操作系统；中间层是系统管理软件与余度管理软件；在上一层是飞行控制软件和导航控制软件；最高层是任务执行软件；
该数据I/O和操作系统采用Tonado开发环境下的VxWork操作系统来实现；它负责处理各种进出数据，整理成标准形式，供上层软件使用，同时调配飞控计算机硬件资源，保障程序正常运行；
该系统管理软件与余度管理软件为采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发的管理软件；它实现任务的调度和协调，以及软件冗余的控制；
该飞行控制软件和导航控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发，软件主体是一个周期为规定运行时间的无限循环，在每个时序周期内导航飞控计算机进行导航及飞行控制参数的一次更新；它是具体进行飞行控制计算和任务导航控制计算的程序；
该任务控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发；它主要是对无人直升机任务载荷设备的控制程序。
3、具有故障诊断能力的方法
该无人直升机飞控系统的独特之处在于余度管理软件中的故障诊断与隔离模块。该模块包含两种故障诊断的方法。
一种是采用系统元器件的自诊断(BIT)的方法，定时对系统元器件进行巡检，实时报告巡检结果，如果有故障则马上进行处理；按照故障影响的严重程度，可将这类故障分为两级：一级故障，后果严重，导致飞控该通道完全不能继续持续工作，必须重启该飞控通道并切换伺服系统控制权；二级故障，影响在控制范围内，可以通过交叉控制链路的数据加以消除，此时余度管理模块(MTM)需全面考虑另外通道的状态，才能给出是否切换伺服系统控制权的仲裁指令；
另一种方法是采用基于无人直升机飞行动力学模型的故障诊断方法，该方法主要用于诊断飞控计算机外接设备以及直升机机械结构的故障；无人直升机飞行动力学模型采用系统辨识与机理建模相结合的方法建立；该无人直升机飞控系统本来就配备了用于飞行控制的GPS/INS组合导航系统，我们将直升机动力学模型和故障诊断综合在飞控系统软件内；在直升机执行飞行任务的过程中，该软件筛选满足建模条件的飞行模式，记录下系统输入和输出数据；当所需输入输出数据满足系统辨识的要求时，实时进行系统特定参数的辨识，然后与原来储存的正常状态下的参数进行比较，实现对特定传感器与直升机部件的故障识别；同时，由输入输出数据可通过系统辨识获得一个估计的系统模型，估计模型输出和实际观测输出数据相比较得出残差，如果出现故障，软件将会通过分析生成的残差来确定和隔离故障。系统辨识的过程见图3。结合系统辨识方法实现故障诊断的过程见图4。
(三)优点
1、双余度的舵机系统和导航/飞控计算机系统，增加了无人机硬件余度，使得无人直升机运行的可靠性有了极大提升；
2、遥控系统的保留使无人直升机在应急状态下可以有应对之策，同样利用遥控模式也可进行一些非常规的飞行任务；
3、利用实时系统辨识模型参数进行对比的故障诊断方法，从软件层面增加了故障的可识别性。
四、附图说明
图1 本发明所述的飞控系统结构示意图。
图2 本发明飞控、导航系统软件组成结构示意图。
图3 本发明飞行器系统辨识流程图。
图4 本发明结合系统辨识的故障诊断运行流程图。
图5 PC104导航计算机组成及连线图。
图例：
RS422 COM2导航计算机串行数据通信卡的一种通信方式，RS422标准是EIA(电子工业协会)公布的“平衡电压数字接口电路的电器特性”标准。COM2是指通信卡上的2号信号通道
RS232 COM4导航计算机串行数据通信卡的一种通信方式
Va空速
DMU-AHRS无人直升机采用了CrossBow公司的DMU-AHRS航向姿态基准系统(Dynamic Measurement Unit—Attitude&Heading Reference System)。它能够在动态环境下测量线加速度、角速度及滚转角、俯仰角和航向角
五、具体实施方式
本发明一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，它是由导航/飞控计算机系统、传感器系统、执行机构系统、遥控遥测系统以及供电系统组成；它们之间的相互关系如下：导航/飞控计算机系统与传感器系统、执行机构系统和遥控遥测系统通过特定的接口元件相连接，以完成通信及数据传输；传感器系统的传感器信息接入导航/飞控计算机系统以供导航/飞控计算；遥控遥测系统增加一路遥控，通过遥控自主转换直接与舵机系统连接，即手动遥控线路；执行机构系统根据导航/飞控系统输出的操控信号实现操纵；供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力；
1)所述导航/飞控计算机系统是主备式双余度系统，即导航/飞控计算机A和导航/飞控计算机B组成一组并列的导航/飞控计算机组，分别为主机和备份机，可以在两个机箱内通过数字接口连结起来，也可以在一个机箱内，通过通信及数据接口交换数据；该导航/飞控计算机组的结构有CPU板、输入接口板、输出接口板、电源板等组成，在飞控计算机A和飞控计算机B之间通过A、B机给出的状态字信号进行主备切换。
导航/飞控计算机A/B采用的是PC104总线形式，集成在一个机箱上。图5为单台飞控计算机内部模块图。该无人直升机飞控系统适宜于安装在400kg以上的,使用燃油发动机的无人直升机上。
2)所述传感器系统由GPS/INS组合、姿态陀螺、角速率陀螺以及所有机上传感器数据包括油箱油量表、发动机转速传感器、发动机温度传感器、无线电高度表、空气压力传感器、大气数据传感器等组成；各传感器之间的关系是并列的；GPS/INS作为主传感器提供直升机姿态导航信息，姿态陀螺、速率陀螺组件构成备份系统；上述所有传感器数据测量信号均同时传送给A/B两套导航/飞控计算机处理；大气数据传感器得到无人直升机前飞空速，再传送给导航/飞控计算机系统；
该GPS/INS组合采用NavsymmR XR5M12型GPS接收机，该接收机是一个12通道的C/A码接收机，可以同时跟踪8颗GPS卫星，或者采用其相同性能的GPS；
该姿态陀螺能够提供无人直升机的俯仰角、滚转角结合磁航向传感器，可以提供无人直升机的航向角。无人直升机上一般采用MEMS结构的产品；
该角速率陀螺能够提供无人直升机俯仰角、滚转角和偏航角变化的速率。一般采用压电晶体结构的产品；这里姿态/角速率陀螺集成在一个盒子里，姿态陀螺采用的是TC-9型挠性陀螺，角速率陀螺采用的是DMU3X-21压电式速率陀螺；
该油箱油量表是选用电容式油量表；它是能够测量油箱流量的传感器，也可以选用流量式油量表；
该发动机转速传感器是能够测量发动机实时转速的传感器，可以采用电磁式转速传感器，也可以是光电式传感器。这里采用SZMB-5电磁式转速传感器；
该发动机温度传感器是能够测量发动机缸头温度的传感器，采用热电偶型式的温度传感器；
该无线电高度表是能够测量无人直升机与地面相对高度的传感器，通过收发天线发射和接收无线电波来测量。这里采用青云航空仪表有限公司的GT-XX型无线电高度表；
该空气压力传感器是选用PT40系列空气压力传感器；它是一种压电式传感器，可以测量发动机的进气压力，进而可以调节发动机控制参数。也可以选用电容式空气压力传感器；
该大气数据计算机采用的是ZNC-01型大气数据传感器。
3)所述执行机构系统由纵向舵机、横向舵机、航向舵机、总距舵机、油门舵机以及发动机组成；它们之间是并列关系；其中各个舵机均采用电气双余度电动舵机，选用为某型号无人直升机研制的电动舵机，舵机控制采用PWM调速模式，供电电源为直流24V±5V，电流不大于3A，舵轴最大偏转角度不小于±120°，舵机额定输出力矩不小于350N·m，死区小于0.2°；该电气双余度电动舵机采用双余度控制器，一套机械结构，主要是为了提高电动舵机控制电路的可靠性。
该发动机采用的是四冲程活塞发动机，采用自带的冷却系统冷却。
4)所述遥控遥测系统由地面站、地面遥控遥测收、发射机和机载遥控遥测收、发射机组成，各部分构成通信链路连接；遥控遥测系统通过主、备份通道将遥控遥测信号传送至导航/飞控系统，此外，增加一路遥控2，用于当两个导航飞控计算机都出事故时的应急方案，通过遥控遥测系统，切换至遥控方式，操纵员手动遥控飞机降落；
该地面站由两到三台计算机组成，具有两到三个显示屏幕；主要处理飞行任务的规划、装订、监视以及对无人直升机的遥控操作；同时，无人直升机任务载荷获取的各种信息，也会传到地面站上进行处理。
该地面遥控遥测收、发射机用来和无人直升机进行通信联系。通过发射天线，向无人直升机发送任务和控制信息；通过接收天线，接收无人直升机传回来的各种侦察信息；
该地面遥控遥测收、发射机为转为某型号无人飞行器研制的无人直升机地面遥控站；它用来和无人直升机进行通信联系，通过发射天线，向无人直升机发送任务和控制信息；通过接收天线，接收无人直升机传回来的各种侦察信息；
该机载遥控遥测收、发射机为机载的信号接收天线和信号处理单元，和前述的地面遥控站配套使用；它是无人直升机上用来和地面站进行通信联系的装置，通过接收天线，接收地面站发送来的任务指令；通过发射天线，向地面站发送无人直升机探测到的各种信息。
5)所述供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力，供电系统一般为一台机载直流电源，也可装载一台备用电源，其输出电压及功率视具体设备而定。本系统采用一台供电电压为24V的直流电源作为机载供电设备。
6)该无人直升机飞控系统的软件底层操作系统采用的是VxWorks系统，数据I/O模块负责处理飞控计算机与外接设备的数据处理；系统管理软件负责不同模块程序的调用与协调；余度管理软件实现两套计算机的同步、两套计算机数据的交叉比较以及故障诊断与隔离功能；飞行控制软件实现控制律的管理与执行；导航控制软件实现航路规划、飞行模式控制与决策管理；任务管理软件实现任务的调度、执行与监控；整个软件结构又可以划分为四个层次；底层是数据I/O和操作系统；中间层是系统管理软件与余度管理软件；在上一层是飞行控制软件和导航控制软件；最高层是任务控制软件；
该数据I/O和操作系统采用Tonado开发环境下的VxWork操作系统来实现，VxWorks是一种嵌入式实时操作系统；它负责处理各种进出数据，整理成标准形式，供上层软件使用，同时调配飞控计算机硬件资源，保障程序正常运行；
该系统管理软件与余度管理软件为采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发的管理软件；它实现任务的调度和协调，以及软件冗余的控制；
该飞行控制软件和导航控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发，软件主体是一个周期为规定运行时间的无限循环，在每个时序周期内导航飞控计算机进行导航及飞行控制参数的一次更新；它是具体进行飞行控制计算和任务导航控制计算的程序；其中故障诊断模块则是调用MATLAB中的系统辨识工具箱(System Identification Toolbox)实现系统辨识过程，将MATLAB源程序转换为VC++程序，然后在VxWorks环境中编译实现；
该任务控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发；它主要是对无人直升机任务载荷设备的控制程序。
Claims (6)
1.一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其特征在于：它包括硬件装置和软件结构两部份；
(一)硬件装置
本发明的硬件装置是由导航/飞控计算机系统、传感器系统、执行机构系统、遥控遥测系统以及供电系统组成；它们之间的相互关系如下：导航/飞控计算机系统与传感器系统、执行机构系统和遥控遥测系统通过特定的接口元件相连接，以完成通信及数据传输；传感器系统的传感器信息接入导航/飞控计算机系统以供导航/飞控计算；遥控遥测系统增加一路遥控，通过遥控自主转换直接与舵机系统连接，即手动遥控线路；执行机构系统根据导航/飞控系统输出的操控信号实现操纵；供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力；
1)所述导航/飞控计算机系统是主备式双余度系统，即导航/飞控计算机A和导航/飞控计算机B组成一组并列的导航/飞控计算机组，分别为主机和备份机，能在两个机箱内通过数字接口连结起来，也能在一个机箱内，通过通信及数据接口交换数据；该导航/飞控计算机组的结构有CPU板、输入接口板、输出接口板、电源板组成，在飞控计算机A和飞控计算机B之间通过A、B机给出的状态字信号进行主备切换；
2)所述传感器系统由GPS/INS组合、姿态陀螺、角速率陀螺以及所有机上传感器数据包括油箱油量表、发动机转速传感器、发动机温度传感器、无线电高度表、空气压力传感器和大气数据传感器组成；各传感器之间的关系是并列的；GPS/INS作为主传感器提供直升机姿态导航信息，姿态陀螺、速率陀螺组件构成备份系统；上述所有传感器数据测量信号均同时传送给A/B两套导航/飞控计算机处理；大气数据传感器得到无人直升机前飞空速，再传送给导航/飞控计算机系统；
该GPS/INS组合采用NavsymmR XR5M12型GPS接收机，该接收机是一个12通道的C/A码接收机，能同时跟踪8颗GPS卫星，以及采用其相同性能的GPS；
该姿态陀螺是选用TC-9型挠性陀螺，它能够提供无人直升机的俯仰角、滚转角结合磁航向传感器，能提供无人直升机的航向角；无人直升机上一般采用微电子机械系统即MEMS结构的陀螺仪产品；
该角速率陀螺是选用DMU3X-21压电式速率陀螺，它能够提供无人直升机俯仰角、滚转角和偏航角变化的速率,一般采用压电晶体结构的产品；
该油箱油量表是选用电容式油量表；它是能够测量油箱流量的传感器，也能选用流量式油量表；
该发动机转速传感器是能够测量发动机实时转速的传感器，采用电磁式转速传感器，也能选用光电式传感器；
该发动机温度传感器是能够测量发动机缸头温度的传感器，采用热电偶型式的温度传感器；它是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
该无线电高度表是能够测量无人直升机与地面相对高度的传感器，通过收发天线发射和接收无线电波来测量；它是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
该空气压力传感器是选用PT40系列空气压力传感器；它是一种压电式传感器，能测量发动机的进气压力，进而能调节发动机控制参数，也能选用电容式空气压力传感器；该空气压力传感器是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
该大气数据传感器输出气压高度和前飞空速的模拟电压值；它是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
3)所述执行机构系统由纵向舵机、横向舵机、航向舵机、总距舵机、油门舵机以及发动机组成；它们之间是并列关系；其中各个舵机均采用电气双余度电动舵机；该电气双余度电动舵机采用双余度控制器，一套机械结构，是为了提高电动舵机控制电路的可靠性；
该发动机采用的是四冲程活塞发动机，采用自带的冷却系统冷却；它是按照实际需要选用现有产品；
4)所述遥控遥测系统由地面站、地面遥控遥测收、发射机和机载遥控遥测收、发射机组成，各部分构成通信链路连接；遥控遥测系统通过主、备份通道将遥控遥测信号传送至导航/飞控系统，此外，增加一路遥控2，用于当两个导航飞控计算机都出事故时的应急方案，通过遥控遥测系统，切换至遥控方式，操纵员手动遥控飞机降落；
该地面站由两到三台计算机组成，具有两到三个显示屏幕；主要处理飞行任务的规划、装订、监视以及对无人直升机的遥控操作；同时，无人直升机任务载荷获取的各种信息，也会传到地面站上进行处理；该地面站是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
该地面遥控遥测收、发射机选用国产的专为无人飞行器研制的无人直升机地面遥控站；它用来和无人直升机进行通信联系，通过发射天线，向无人直升机发送任务和控制信息；通过接收天线，接收无人直升机传回来的各种侦察信息；
该机载遥控遥测收、发射机为机载的信号接收天线和信号处理单元，和前述的地面遥控站配套使用；它是无人直升机上用来和地面站进行通信联系的装置，通过接收天线，接收地面站发送来的任务指令；通过发射天线，向地面站发送无人直升机探测到的各种信息；该设备是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
5)所述供电系统向传感器系统、导航/飞控计算机系统以及遥控遥测系统提供电力，供电系统一般为一台机载直流电源，也装载一台备用电源，其输出电压及功率视具体设备而定；该系统是按照实际需要自行设计，也能选用现有产品；
(二)软件结构
该无人直升机飞控系统的软件结构包含底层操作系统和数据I/O模块和系统管理软件、余度管理软件、飞行控制软件、导航控制软件及任务执行软件；该软件底层操作系统采用的是VxWorks系统，该VxWorks是一种嵌入式实时操作系统；数据I/O模块负责处理飞控计算机与外接设备的数据处理；该系统管理软件负责不同模块程序的调用与协调；该余度管理软件实现两套计算机的同步、两套计算机数据的交叉比较以及故障诊断与隔离功能；该飞行控制软件实现控制律的管理与执行；该导航控制软件实现航路规划、飞行模式控制与决策管理；该任务执行软件实现任务的调度、执行与监控；整个软件结构又可以划分为四个层次；底层是数据I/O和操作系统；中间层是系统管理软件与余度管理软件；在上一层是飞行控制软件和导航控制软件；最高层是任务执行软件；
该数据I/O和操作系统采用Tonado开发环境下的VxWork操作系统来实现；它负责处理各种进出数据，整理成标准形式，供上层软件使用，同时调配飞控计算机硬件资源，保障程序正常运行；
该系统管理软件与余度管理软件为采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发的管理软件；它实现任务的调度和协调，以及软件冗余的控制；
该飞行控制软件和导航控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发，软件主体是一个周期为规定运行时间的无限循环，在每个时序周期内导航飞控计算机进行导航及飞行控制参数的一次更新；它是具体进行飞行控制计算和任务导航控制计算的程序；
该任务控制软件采用Microsoft公司的DOS6.0作为操作系统，利用Turbo C作为开发工具开发；它是对无人直升机任务载荷设备的控制程序。
2.根据权利要求1所述的一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其特征在于：所述的发动机转速传感器采用SZMB-5电磁式转速传感器。
3.根据权利要求1所述的一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其特征在于：该无线电高度表采用国产的GT-XX型无线电高度表。
4.根据权利要求1所述的一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其特征在于：所述大气数据传感器采用的是ZNC-01型大气数据传感器，其气压高度电压0～5V对应0～6000m，空速电压0～10V对应0～150km/小时。
5.根据权利要求1所述的一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统，其特征在于：所述执行机构系统中的各个舵机，其舵机控制采用PWM调速模式，即脉冲宽度调制方式，其供电电源为直流24V±5V，电流不大于3A，舵轴最大偏转角度不小于±120°，舵机额定输出力矩不小于350N·m，死区小于0.2°。
6.根据权利要求1所述的一种具有故障诊断能力的无人直升机飞控系统的故障诊断能力的方法，其特征在于：该方法来自于余度管理软件中的故障诊断与隔离模块，该模块包含两种故障诊断的方法：
一种是采用系统元器件的自诊断即BIT的方法，定时对系统元器件进行巡检，实时报告巡检结果，如果有故障则马上进行处理；按照故障影响的严重程度，可将这类故障分为两级：一级故障，后果严重，导致飞控该通道完全不能继续持续工作，必须重启该飞控通道并切换伺服系统控制权；二级故障，影响在控制范围内，可以通过交叉控制链路的数据加以消除，此时余度管理模块即MTM需全面考虑另外通道的状态，才能给出是否切换伺服系统控制权的仲裁指令；
另一种方法是采用基于无人直升机飞行动力学模型的故障诊断方法，该方法主要用于诊断飞控计算机外接设备以及直升机机械结构的故障；无人直升机飞行动力学模型采用系统辨识与机理建模相结合的方法建立；该无人直升机飞控系统本来就配备了用于飞行控制的GPS/INS组合导航系统，我们将直升机动力学模型和故障诊断综合在飞控系统软件内；在直升机执行飞行任务的过程中，该软件筛选满足建模条件的飞行模式，记录下系统输入和输出数据；当所需输入输出数据满足系统辨识的要求时，实时进行系统特定参数的辨识，然后与原来储存的正常状态下的参数进行比较，实现对特定传感器与直升机部件的故障识别；同时，由输入输出数据通过系统辨识获得一个估计的系统模型，估计模型输出和实际观测输出数据相比较得出残差，如果出现故障，软件将会通过分析生成的残差来确定和隔离故障。
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