CN109634184A - 一种负荷分担式双核飞行控制计算机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种负荷分担式双核飞行控制计算机，包括控制单元、双端口RAM、机载传感器系统、无线通信模块、第一多路选择开关、第二多路选择开关、系统电源监测电路、两个CAN收发器，控制单元包括主控制单元和辅助控制单元，用以飞行控制和管理；双端口RAM用以主控制单元和辅助控制单元通信；机载传感器系统用以为的主控制单元、辅助控制单元提供无人机状态信息；无线通信模块用以和地面控制系统通信，两个CAN收发器一端分别连接主控制单元、辅助控制单元，另一端均连接CAN总线。本发明的负荷分担式双核飞行控制计算机运算速度快，数据吞吐量大，可靠性高，外部接口资源丰富，体积小、重量轻，可满足一般小型无人机飞行控制需求。

Description

一种负荷分担式双核飞行控制计算机

技术领域

本发明涉及负荷分担式双核飞行控制计算机，尤其对飞行控制计算机体积、重量、运算速度、处理能力和可靠性要求较高的小型无人机。

背景技术

小型无人机的研究和发展在航空领域经久不衰，主要原因是其在体积、重量和成本等方面有着其他大中型航空飞行器所不可比拟的优点。目前，随着计算机技术、航空技术和控制理论的不断发展，小型无人机智能化水平和综合能力逐渐提高，这些特点决定了未来小型无人机不但可以拥有常规无人机的一些功能特点，还会因其体积小、重量轻、功耗低、成本小等独特优势，具有更加广阔的应用前景，但同时这些特点和发展方向对其核心组成部分的飞行控制系统提出了更加严格的要求。

一方面，由于受小型无人机体积空间的限制和可配置有效载荷的制约，飞行控制系统必须在体积和重量等方面进行必要的裁剪和优化，以满足系统小型化的设计要求；另一方面，随着自主化和智能化水平不断提高，小型无人机的功能越来越复杂，所承担的飞行任务，特别是在军事上的任务愈加重要，因此飞行控制系统必须在安全性和可靠性方面提供更加有效的保障。如何在系统体积越来越小，集成度越来越高的情况下，仍保证其具有较高可靠性，成为了小型无人机飞行控制系统研究的一项关键技术，并且随着小型无人机应用的日益广泛，功能越来越复杂，对飞行控制计算机接口资源的数量和类型要求逐渐提高，因此设计一种满足多数小型无人机要求的飞行控制计算机有很大的工程应用价值。

发明内容

发明目的：本发明的目的在于设计一种负荷分担式双核飞行控制计算机，该飞行控制计算机采用主从负荷分担工作模式，一方面减轻了单CPU的任务负荷，同时增加了系统的接口资源，并且与单CPU飞行控制计算机相比，其体积和重量并没有显著增加，而安全性和可靠性大大提高，适合实现对小型无人机的飞行控制。

技术方案：

一种负荷分担式双核飞行控制计算机，包括控制单元、双端口RAM、机载传感器系统、无线通信模块、第一多路选择开关、第二多路选择开关、系统电源监测电路、两个CAN收发器，所述控制单元包括主控制单元(MCPU)和辅助控制单元(ACPU)，用以飞行控制和管理；所述双端口RAM用以主控制单元和辅助控制单元通信；所述机载传感器系统用以为所述的主控制单元(MCPU)、辅助控制单元(ACPU)提供无人机状态信息；所述无线通信模块用以和地面控制系统通信，所述系统电源监测电路用以对系统电源进行监测，两个CAN收发器一端分别连接主控制单元、辅助控制单元，另一端均连接CAN总线。所述的飞行控制计算机采用两个结构完全相同的MPC565微控制器，分别作为主控制单元和辅助控制单元。主控制单元执行飞行控制功能，辅助控制单元作为系统的接口，进行数据收发管理相关任务。同时为实现所述飞行控制系统的通用性，主控制单元的部分或全部接口也可与外部设备进行通信。

进一步地，所述主控制单元(MCPU)和辅助控制单元(ACPU)分别由两个功能独立的微控制器构成，两个微控制器具有包括供电系统、时钟电路、存储电路、复位电路在内的独立的外围电路；主控制单元用于执行飞行控制任务，以及在辅助控制单元发生故障时，执行管理任务；辅助控制单元用于执行管理任务，以及在辅助控制单元发生故障时，执行飞行控制任务。

进一步地，所述机载传感器系统包括高度传感器、空速传感器、航姿传感器、GPS传感器；所述高度传感器为飞行控制系统提供高度信息；所述空速传感器为飞行控制系统提供指示空速和真空速信息；所述航姿传感器为飞行控制系统提供三轴欧拉角、三轴角速率和三轴加速度信息；所述GPS传感器为飞行控制计算机提供经纬度、高度、速度信息；所述的高度传感器和空速传感器输出模拟信号，同时与主控制单元和辅助控制单元的AD接口相连；所述航姿传感器通过第一多路选择开关分别与主、辅助控制单元的SPI接口相连；所述GPS传感器通过两路串行通信接口与主、辅助控制单元内部串行通信接口相连，其中所述主、辅助控制单元内部串行通信接口的输入引脚直接与GPS传感器串行通信接口的输出引脚相连，所述主、辅助控制单元内部串行通信接口的输出引脚通过第一多路选择开关与GPS传感器串行通信接口的输入引脚相连。

进一步地，所述无线通信模块通过串行通信接口与所述主、辅助控制单元的内部串行通信接口相连，其中，所述主、辅助控制单元串行通信接口的输入信号直接与所述无线通信模块串行通信接口的输出端相连，所述主、辅助控制单元串行通信接口的输出信号通过第一多路选择开关与所述无线通信模块串行通信接口的输入端相连，使得主、辅助控制单元均可通过无线通信模块与地面控制系统通信。

进一步地，两个控制单元还包括10路RS232/RS422串行通信接口、16路DA模拟量输出、16路DO数字量输出、24路PWM输出、24路AD模拟量输入、16路DI数字量输入、4路频率量测量通道、2路CAN总线接口；其中主控制单元包括RS232/RS422串行通信接口5～10，DA通道9～16，DO通道9～16，PWM通道13～24，AD通道13～24，DI通道9～16，频率量测量通道3和通道4，1路CAN总线接口；辅助控制单元包括RS232/RS422串行通信接口1～4，DA通道1～8，DO通道1～8，PWM通道1～12，AD通道1～12，DI通道1～8，频率量测量通道1和通道2，1路CAN总线接口。

进一步地，主、辅助控制单元均可输出无人机执行机构控制信号，所述主、辅助控制单元输出的控制信号同时经过第二多路选择开关，进行信息选择后输出，以使同一时刻只有一个控制单元拥有控制信号输出权限。

进一步地，可根据用户需求选择PWM信号或DA信号作为控制信号输出，提高所述飞行控制计算机的通用性。

进一步地，所述第二多路选择开关的控制信号均有主控制单元的通用输入输出端口控制。

进一步地，主、输出分别通过一路GPIO信号与对方系统的复位引脚RESET相连，所述主、输出均可通过GPIO的输出信号使对方复位重启，可保障飞行控制计算机在软件失控情况下，能够使系统重启。

有益效果：

1、本发明所述的负荷分担式双核飞行控制计算机增加飞行控制计算机外围接口资源数量，提供了丰富的接口资源，可满足多数小型无人机的飞行控制需求，提高了所述飞行控制计算机的通用性。

2、本发明所述的双处理机小型飞行控制计算机包括主、辅两个控制单元，工作于负荷分担工作模式，其中主控制单元用于飞行控制计算功能，辅助控制单元作为系统接口，执行数据收发管理相关任务，降低了单CPU任务负荷，增强了系统的稳定性。

3、本发明所述的负荷分担式双核飞行控制计算机能够降低单CPU运行负荷，提高飞行控制系统可靠性，通过增加冗余CPU模块，扩展系统接口资源，双CPU通过双口RAM实现信息交互，系统正常运行时，双机工作于主从负荷分担模式，分别承担部分飞行控制和飞行管理任务；当其中一个CPU发生故障时，正常运行的CPU接管全部飞行控制和飞行管理任务，保障系统不间断运行。本发明所述系统包括双CPU主控单元、双机通信单元、机载传感器系统、无线通信系统、控制输出接口和系统资源接口等模块，提高了系统的可靠性。

4、飞行控制计算机的所有传感器资源均直接与主、辅助控制单元相连，或通过多路选择开关分别与主、从处理机相连，使得主、辅助控制单元均可实现对传感器信息的采集。

5、主、辅助控制单元均提供了模拟量输出通道和PWM输出通道，可实现对一般小型无人机执行机构的控制。

6、硬件设计上，飞行控制计算机控制输出信号可由用户自主配置和选择，也可将主、辅助控制单元的控制输出信号通过多路选择开关74ACT157选择输出，实现双处理机冗余模式下的容错控制。

7、本发明所述双核飞行控制计算机运算速度快，数据吞吐量大，可靠性高，外部接口资源丰富，并且体积小、重量轻，可满足一般小型无人机飞行控制需求。

附图说明

图1是本发明的整体结构图；

图2是气压高度计和空速计与CPU的连接示意图；

图3是GPS接收机与CPU的连接示意图；

图4是ADIS16480与CPU的连接示意图；

图5是N920与CPU的连接示意图；；

图6是控制信号选择结构图；

图7是复位系统电路连接图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细的说明。

一种负荷分担式双核飞行控制计算机，包括两个功能独立的微控制器单元，分别为主控制单元(MCPU)和辅助控制单元(ACPU)；用以双机通信的双端口RAM；包括高度传感器、空速传感器、航姿传感器、GPS传感器在内的内置机载传感器系统；用以和地面控制系统通信的无线通信模块N920；2个CAN收发器；两个控制单元包括10路RS232/RS422串行通信接口、16路DA模拟量输出、16路DO数字量输出、24路PWM输出、24路AD模拟量输入、16路DI数字量输入和4路频率量测量、2路CAN总线、系统电源检测等系统资源接口；用以选择主、辅助控制单元输出信息的多路选择开关74ACT157等，其系统结构如图1所示。

负荷分担式双核飞行控制计算机，其输入信息由机载传感器系统提供，并且在物理上同时与所述的主、辅助控制单元连接。其中高度传感器和空速传感器输出模拟信号，直接与所述的主、辅助控制单元的AD接口相连，为飞行控制系统提供气压高度、真空速和指示空速信息，如图2所示；GPS传感器输出信息接口直接与所述的主、辅助控制单元内部LVTTL电平的串行通信接口的输入端相连，两者可同时接收GPS输出的定位信息，为飞行控制系统提供无人机位置、高度和速度信息，GPS传感器的输入信息接口通过第一多路选择开关分别与所述的主、辅助控制单元内部LVTTL电平的串行通信接口的输出端相连，并根据第一多路选择开关的控制信号状态，接收主、辅助控制单元输出的差分帧信息，如图3所示；航姿传感器ADIS16365采用SPI总线接口与飞行控制计算机相连，其中主控制单元的输出信号MOSI_L、SCK_L、PCS_L和辅助控制单元的输出信号MOSI_R、SCK_R、PCS_R分别通过第一多路选择开关74ACT157与航姿传感器的输入端口相连，主、辅助控制单元的输入信号MISO_L、MISO_R分别与航姿传感器的输出端相连，为飞行控制系统提供无人机三轴欧拉角、三轴角速率和三轴加速度信息，如图4所示。

负荷分担式双核飞行控制计算机无线通信模块N920通过串行通信接口与主、辅助控制单元相连。其中无线通信模块的输出接口分别与主、辅助控制单元内部LVTTL电平的串行通信接口的输入端相连，为主、辅助控制单元提供遥控指令信息；无线通信模块的输入接口通过第二多路选择开关74ACT157分别与主、辅助控制单元内部LVTTL电平的串行通信接口的输出端相连，接收主、辅助控制单元的遥测信息，并发送至地面控制系统，如图5所示。

负荷分担式双核飞行控制计算机的主、辅助控制单元的PWM控制输出信号接口或DA控制输出信号接口通过多路选择开关选择输出，同一时间内，只有一个控制单元拥有控制输出权限。用户可根据舵机的控制信号需求，自由选择PWM信号或DA信号经过多路选择开关输出，未经过多路选择开关的PWM和DA信号接口，可作为通用的输出接口与外部设备相连，如图6所示。

负荷分担式双核飞行控制计算机的主、辅助控制单元分别通过一路GPIO信号与对方的系统复位引脚RESET相连，所述主、辅助控制单元均可通过GPIO的输出信号使对方复位重启，可保障飞行控制计算机在软件失控情况下，能够复位重启，如图7所示。

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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于，包括控制单元、双端口RAM、机载传感器系统、无线通信模块、第一多路选择开关、第二多路选择开关、系统电源监测电路、两个CAN收发器，所述控制单元包括主控制单元(MCPU)和辅助控制单元，用以飞行控制和管理；所述双端口RAM用以主控制单元和辅助控制单元通信；所述机载传感器系统用以为所述的主控制单元、辅助控制单元提供无人机状态信息；所述无线通信模块用以和地面控制系统通信，所述系统电源监测电路用以对系统电源进行监测，两个CAN收发器一端分别连接主控制单元、辅助控制单元，另一端均连接CAN总线。

2.根据权利要求1所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：所述主控制单元(MCPU)和辅助控制单元分别由两个功能独立的微控制器构成，两个微控制器具有包括供电系统、时钟电路、存储电路、复位电路在内的独立的外围电路；主控制单元用于执行飞行控制任务，以及在辅助控制单元发生故障时，执行管理任务；辅助控制单元用于执行管理任务，以及在辅助控制单元发生故障时，执行飞行控制任务。

3.根据权利要求1所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：所述机载传感器系统包括高度传感器、空速传感器、航姿传感器、GPS传感器；所述高度传感器为飞行控制系统提供高度信息；所述空速传感器为飞行控制系统提供指示空速和真空速信息；所述航姿传感器为飞行控制系统提供三轴欧拉角、三轴角速率和三轴加速度信息；所述GPS传感器为飞行控制计算机提供经纬度、高度、速度信息；所述的高度传感器和空速传感器输出模拟信号，同时与主控制单元和辅助控制单元的AD接口相连；所述航姿传感器通过第一多路选择开关分别与主、辅助控制单元的SPI接口相连；所述GPS传感器通过两路串行通信接口与主、辅助控制单元内部串行通信接口相连，其中所述主、辅助控制单元内部串行通信接口的输入引脚直接与GPS传感器串行通信接口的输出引脚相连，所述主、辅助控制单元内部串行通信接口的输出引脚通过第一多路选择开关与GPS传感器串行通信接口的输入引脚相连。

4.根据权利要求3所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：所述无线通信模块通过串行通信接口与所述主、辅助控制单元的内部串行通信接口相连，其中，所述主、辅助控制单元串行通信接口的输入信号直接与所述无线通信模块串行通信接口的输出端相连，所述主、辅助控制单元串行通信接口的输出信号通过第一多路选择开关与所述无线通信模块串行通信接口的输入端相连。

5.根据权利要求1所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：两个控制单元还包括10路RS232/RS422串行通信接口、16路DA模拟量输出、16路DO数字量输出、24路PWM输出、24路AD模拟量输入、16路DI数字量输入、4路频率量测量通道、2路CAN总线接口；其中主控制单元包括RS232/RS422串行通信接口5～10，DA通道9～16，DO通道9～16，PWM通道13～24，AD通道13～24，DI通道9～16，频率量测量通道3和通道4，1路CAN总线接口；辅助控制单元包括RS232/RS422串行通信接口1～4，DA通道1～8，DO通道1～8，PWM通道1～12，AD通道1～12，DI通道1～8，频率量测量通道1和通道2，1路CAN总线接口。

6.根据权利要求1所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：主、辅助控制单元均可输出无人机执行机构控制信号，所述主、辅助控制单元输出的控制信号同时经过第二多路选择开关，进行信息选择后输出，以使同一时刻只有一个控制单元拥有控制信号输出权限。

7.根据权利要求6所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：可根据用户需求选择PWM信号或DA信号作为控制信号输出，提高所述飞行控制计算机的通用性。

8.根据权利要求1-7任一所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：所述第二多路选择开关的控制信号均有主控制单元的通用输入输出端口控制。

9.根据权利要求1所述的负荷分担式双核飞行控制计算机，其特征在于：主、输出分别通过一路GPIO信号与对方系统的复位引脚RESET相连，所述主、输出均可通过GPIO的输出信号使对方复位重启，可保障飞行控制计算机在软件失控情况下，能够使系统重启。