CN107861377A

CN107861377A - 一种无人直升机的航电系统

Info

Publication number: CN107861377A
Application number: CN201711090632.1A
Authority: CN
Inventors: 蒙志君; 张明
Original assignee: Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Beijing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2017-11-08
Filing date: 2017-11-08
Publication date: 2018-03-30

Abstract

本发明公开了一种无人直升机的航电系统，包括飞行控制管理计算机、导航分系统、测控分系统、任务分系统、伺服分系统、供电分系统和平台管理分系统，系统飞行控制管理计算机通过RS422接口与各分系统航电设备直接通信，实现对无人直升机姿态和航迹的控制，供电分系统通过配电线缆与各分系统及所述的飞行控制管理计算机之电源模块单元相连为各个系统设备提供动力。系统采用开放式的结构设计，结构简单，可扩展性强，有利于系统的集成和升级，且核心设备采用冗余设计，提高了系统的故障适应性和可靠性，具有良好的应用效果。

Description

一种无人直升机的航电系统

技术领域

本发明涉及航空电子技术领域，尤其是涉及一种无人直升机的航空电子系统架构及方法。

背景技术

随着复合材料、传感器、动力系统等新技术的发展，近年来无人直升机得到了迅速发展。由于其具有成本低、操作灵活等特点，可以广泛应用于战场侦查、通信中继、森林防火、航拍测绘、交通及治安监控等许多领域。

航电系统为无人直升机提供必需的能源，管理和控制无人直升机自主飞行，完成对无人直升机的导航、制导和控制，以确保无人直升机按照预定的航线准确、可靠、稳定地飞行并执行各种特定的任务，是无人直升机的重要组成部分。

目前无人机的航电系统多采用分系统模块化设计，随着航空电子系统综合化程度的不断提高，系统中各模块之间相互的资源调度和访问日益增多，给综合航空电子系统带来了安全性和可靠性的隐患，另外如何方便地进行系统功能的增强和扩充也成为无人直升机航电系统急需解决的技术问题。

针对上述问题，有必要对无人直升机航电系统进行进一步的优化设计。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于无人直升机的改进型航空电子系统，以实现系统功能的方便扩充并优化器安全性和可靠性。

为实现上述目的，本发明应用的技术方案为：一种无人直升机的航电系统，包括飞行控制管理计算机、导航分系统、测控分系统、任务分系统、伺服分系统、供电分系统和平台管理分系统，其中所述的飞行控制管理计算机采用1个标准的ATR机箱，为双余度设计，即采用主—备工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；所述的导航分系统由导航设备、大气数据计算机和无线电高度计组成，以实现飞机姿态，速度、加速度、高度、位置等参数等的测量，为飞行控制提供依据，所述导航设备通过设置主用导航和备用导航实现无人直升机直升机姿态采集双余度设计，无人直升机高度测量采用三余度设计；所述的测控分系统由地面指挥控制设备和链路设备组成，采用冗余设计，具有C波段、UHF波段及卫星通讯三套链路设备；所述的任务分系统按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机通过RS422/232控制其任务的执行和数据的存储，并将任务的执行情况有效的反馈给平台监测系统；所述的伺服分系统由舵机控制器及5个通道的舵机组成，所述舵机控制器采用数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态，所述舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；所述的供电分系统主要由配电盒、发电机和蓄电池组成，采用交联方式设计，所述发电机工作时，可向用电设备供电并给所述蓄电池充电，所述发电机出现故障停止供电时，自动转为所述蓄电池供电；所述的平台管理分系统由平台状态监测模块、发动机控制模块及相关传感器和控制器组成，所述平台状态监测模块主要用于对平台运行数据的监测，所述发动机控制模块用于控制发动机相关控制指令的执行。无人直升机航电系统以飞行控制管理计算机为核心，上述飞行控制管理计算机通过RS422接口与各分系统航电设备直接通信，从而获取所需的姿态、航向、高度、速度及地面遥控指令等信息，进行控制律计算，并通过舵机控制器对舵机指令信号处理，驱动俯仰、横滚、总距、偏航和油门舵机的运动，改变主桨叶、尾桨叶的桨距，调节发动机转速，实现对无人直升机姿态和航迹的控制；所述的供电分系统通过配电线缆与各分系统及所述的飞行控制管理计算机之电源模块单元相连为各个系统设备提供动力。

进一步地，所述的飞行控制管理计算机之处理器选用高性能PowerPC处理器，通过标准的CPCI总线协议交换数据，并包括有18路RS422接口、6路RS232接口、16路A/D采集通道(含脉冲输入2路)、16路DI和8路DO。

进一步地，所述的导航设备中主用导航和备用导航采用不同的设备，无人直升机在飞行中主要依靠主用导航进行姿态和航线的控制，如果飞行中系统监测到主用导航出现永久性故障，则可马上启用备份导航系统。

进一步地，无人直升机高度测量手段包括无线电高度计、大气数据计算机及GPS计算高度。无人直升机在低空飞行时，主要依靠测量精度较高的无线电高度计，若飞行过程中无线电高度计出现故障，则采用大气数据计算机的高度数据或GPS计算高度，而机场内出现无线电高度计故障影响降落时，则使用GPS计算高度引导着陆；无人直升机进入高空飞行时，对相对高度的测量的精度要求降低，通过大气数据计算机测量高度，若大气数据计算机出现故障，则采用GPS计算高度。

进一步地，所述的测控分系统之三套链路设备中C波段链路设备和UHF波段链路设备负责遥控、遥测数据的传输，二者为主、备关系。当主链路设备出现故障时，备链路确保无人直升机远距离遥控、遥测数据的可靠传输。当主、备链路均出现故障时，则通过卫星通讯设备进行信号传输实现直升机能安全返航。

进一步地，所述的伺服分系统中舵机控制器与各舵机间通过专配的线缆相连，舵机控制器设有与各舵机通用的接口单元，用于传送舵机位置控制指令和反馈舵机位置数据。

进一步地，所述无人直升机航电系统还包含有控制软件，分为系统层、系统管理层、应用模块层和数据接口层4个层次，其中所述系统层采用Vxworks实时操作系统，所述系统管理层包括优先级管理、时钟管理、任务管理和故障管理，所述应用模块层主要为一些任务功能模块，包括数据采集模块、飞行管理模块、飞行控制模块、载荷控制和数据输出模块等，所述数据接口层为各模块对应接口的处理函数，其通过标准I/O接口与各传感器及功能模块进行有效的数据交互。

本发明与现有技术相比，其有益的效果是：

1、系统采用了开放式的结构设计，飞行控制管理计算机通过RS422接口与各航电设备直接通信，结构简单，可扩展性强，有利于系统的集成和升级。

2、飞行控制与管理计算机，导航设备，高度测量设备、伺服分系统中舵机控制器及控制总距、周期变距、尾桨变距、油门的执行器等系统中的核心设备采用冗余设计，提高了系统的故障适应性和可靠性。

3、系统采用了多传感器数据融合技术，如对姿态、位置、高度、速度数据融合，发动机转速、旋翼转速数据融合等，从而增加了系统的置信度，改善了系统的可靠性。

附图说明

图1为本发明所述无人直升机的航空电子系统框架示意图；图2为本发明所述无人直升机的航空电子系统软件框架示意图。

图中标号：1-飞行控制管理计算机；2-导航分系统；3-测控分系统；4-任务分系统；5-伺服分系统；6-供电分系统；7-平台管理分系统。

具体实施方式

下面结合具体实施例及附图对本发明作进一步详细说明。所述实施例的示例在附图中示出，通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明的技术方案，而不应当理解为对本发明的限制。

参阅图1所示，本发明提供一种无人直升机的航电系统，包括飞行控制管理计算机1、导航分系统2、测控分系统3、任务分系统4、伺服分系统5、供电分系统6和平台管理分系统7，其中所述的飞行控制管理计算机1采用1个标准的ATR机箱，为双余度设计，即采用主—备工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；所述的导航分系统2由导航设备、大气数据计算机和无线电高度计组成，以实现飞机姿态，速度、加速度、高度、位置等参数等的测量，为飞行控制提供依据，所述导航设备通过设置主用导航和备用导航实现无人直升机直升机姿态采集双余度设计，无人直升机高度测量采用三余度设计；所述的测控分系统3由地面指挥控制设备和链路设备组成，采用冗余设计，具有C波段、UHF波段及卫星通讯三套链路设备；所述的任务分系统4按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机通过RS422/232控制其任务的执行和数据的存储，并将任务的执行情况有效的反馈给平台监测系统；所述的伺服分系统5由舵机控制器及5个通道的舵机组成，所述舵机控制器采用数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态，所述舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；所述的供电分系统6主要由配电盒、发电机和蓄电池组成，采用交联方式设计，所述发电机工作时，可向用电设备供电并给所述蓄电池充电，所述发电机出现故障停止供电时，自动转为所述蓄电池供电；所述的平台管理分系统7由平台状态监测模块、发动机控制模块及相关传感器和控制器组成，所述平台状态监测模块主要用于对平台运行数据的监测，所述发动机控制模块用于控制发动机相关控制指令的执行。无人直升机航电系统以飞行控制管理计算机1为核心，上述飞行控制管理计算机1通过RS422接口与各分系统航电设备直接通信，从而获取所需的姿态、航向、高度、速度及地面遥控指令等信息，进行控制律计算，并通过舵机控制器对舵机指令信号处理，驱动俯仰、横滚、总距、偏航和油门舵机的运动，改变主桨叶、尾桨叶的桨距，调节发动机转速，实现对无人直升机姿态和航迹的控制；所述的供电分系统6通过配电线缆与各分系统(2、3、4、5、7)及所述的飞行控制管理计算机1之电源模块单元相连为各分系统设备提供动力。

航电系统的飞行控制管理计算机1之处理器选用高性能PowerPC处理器(处理能力不低于260MIPS)，通过标准的CPCI总线协议交换数据，并包括有18路RS422接口、6路RS232接口、16路A/D采集通道(含脉冲输入2路)、16路DI和8路DO。在飞行控制管理计算机1的双通道之间存在着一个双口RAM，飞行控制管理计算机的两个通道均可以同时访问(包括读和写)这个双口RAM的内存区，两个通道每个周期都会将需要跟对方通道交互的数据写在不同的位置，类似的，两者每个周期也会从对方存储数据的位置读取对方飞控计算机通道传输来的数据。

导航分系统2的导航设备设有主用导航和备用导航，无人直升机在飞行中主要依靠主用导航进行姿态和航线的控制，如果飞行中系统监测到主用导航出现永久性故障，则可马上启用备份导航系统。

无人直升机高度测量手段包括无线电高度计、大气数据计算机及GPS计算高度。无人直升机在低空飞行时，主要依靠测量精度较高的无线电高度计，若飞行过程中无线电高度计出现故障，则采用大气数据计算机的高度数据或GPS计算高度，而机场内出现无线电高度计故障影响降落时，则使用GPS计算高度引导着陆；无人直升机进入高空飞行时，对相对高度的测量的精度要求降低，通过大气数据计算机测量高度，若大气数据计算机出现故障，则采用GPS计算高度。

航电系统的测控分系统3之三套链路设备中C波段链路设备和UHF波段链路设备负责遥控、遥测数据的传输，二者为主、备关系。当主链路设备出现故障时，备链路确保无人直升机远距离遥控、遥测数据的可靠传输。当主、备链路均出现故障时，则通过卫星通讯设备进行信号传输实现直升机能安全返航。

航电系统的伺服分系统5中舵机控制器与各舵机间通过专配的线缆相连，舵机控制器设有与各舵机通用的接口单元，用于传送舵机位置控制指令和反馈舵机位置数据。

航电系统还包含有控制软件，分为系统层、系统管理层、应用模块层和数据接口层4个层次(系统软件框架如图2所示)，其中所述系统层采用Vxworks实时操作系统，所述系统管理层包括优先级管理、时钟管理、任务管理和故障管理，所述应用模块层主要为一些任务功能模块，包括数据采集模块、飞行管理模块、飞行控制模块、载荷控制和数据输出模块等，所述数据接口层为各模块对应接口的处理函数，其通过标准I/O接口与各传感器及功能模块进行有效的数据交互。

Claims

1.一种无人直升机的航电系统，包括飞行控制管理计算机、导航分系统、测控分系统、任务分系统、伺服分系统、供电分系统和平台管理分系统，其特征在于

所述的飞行控制管理计算机采用1个标准的ATR机箱，为双余度设计，即采用主—备工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；所述的导航分系统由导航设备、大气数据计算机和无线电高度计组成，所述导航设备通过设置主用导航和备用导航实现无人直升机直升机姿态采集双余度设计，无人直升机高度测量采用三余度设计；所述的测控分系统由地面指挥控制设备和链路设备组成，采用冗余设计，具有C波段、UHF波段及卫星通讯三套链路设备；所述的任务分系统按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机通过RS422/232控制其任务的执行和数据的存储，并将任务的执行情况有效的反馈给平台监测系统；所述的伺服分系统由舵机控制器及5个通道的舵机组成，所述舵机控制器采用数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态，所述舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；所述的供电分系统主要由配电盒、发电机和蓄电池组成，采用交联方式设计，所述发电机工作时，可向用电设备供电并给所述蓄电池充电，所述发电机出现故障停止供电时，自动转为所述蓄电池供电；所述的平台管理分系统由平台状态监测模块、发动机控制模块及相关传感器和控制器组成。

所述的飞行控制管理计算机通过RS422接口与各分系统航电设备直接通信，并通过舵机控制器对舵机指令信号处理；所述的供电分系统通过配电线缆与各分系统及所述的飞行控制管理计算机之电源模块单元相连。

2.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：所述的飞行控制管理计算机之处理器选用高性能PowerPC处理器，通过标准的CPCI总线协议交换数据，并包括有18路RS422接口、6路RS232接口、16路A/D采集通道(含脉冲输入2路)、16路DI和8路DO。

3.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：所述的导航设备中主用导航和备用导航采用不同的设备，无人直升机在飞行中主要依靠主用导航进行姿态和航线的控制，主用导航出现永久性故障时则启用备份导航系统。

4.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：无人直升机高度测量手段包括无线电高度计、大气数据计算机及GPS计算高度。无人直升机在低空飞行时主要依靠无线电高度计，飞行过程中若无线电高度计出现故障则采用大气数据计算机的高度数据或GPS计算高度，而机场内出现无线电高度计故障影响降落时，则使用GPS计算高度引导着陆；无人直升机进入高空飞行时通过大气数据计算机测量高度，若大气数据计算机出现故障则采用GPS计算高度。

5.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：所述的测控分系统之三套链路设备中C波段链路设备和UHF波段链路设备负责遥控、遥测数据的传输，二者为主、备关系。当主链路设备出现故障时，备链路确保无人直升机远距离遥控、遥测数据的可靠传输。当主、备链路均出现故障时，则通过卫星通讯设备进行信号传输实现直升机能安全返航。

6.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：所述的伺服分系统中舵机控制器与各舵机间通过专配的线缆相连，舵机控制器设有与各舵机通用的接口单元，用于传送舵机位置控制指令和反馈舵机位置数据。

7.如权利要求1所述的一种无人直升机的航电系统，其特征在于：所述无人直升机航电系统还包含有控制软件，分为系统层、系统管理层、应用模块层和数据接口层4个层次，其中所述系统层采用Vxworks实时操作系统，所述系统管理层包括优先级管理、时钟管理、任务管理和故障管理，所述应用模块层主要为一些任务功能模块，包括数据采集模块、飞行管理模块、飞行控制模块、载荷控制和数据输出模块等，所述数据接口层为各模块对应接口的处理函数，其通过标准I/O接口与各传感器及功能模块进行有效的数据交互。