CN110727290A - 一种轻型无人直升机的航电系统方法及构架 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空电子技术领域，具体为一种轻型无人直升机的航电系统方法及构架，其中方法为：航电系统采用嵌入式实时操作系统结构以及开放式航电系统设计,其内各子系统采用模块化结构设计，且部分或所有子系统均采用冗余设计。其中架构包括飞行控制管理计算机以及与其通过RS422接口以通信连接的导航分系统、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，各分系统采用模块化结构设计。本发明中航电系统结构简单、可扩展性强，有利于系统的集成和升级；系统整体可靠性高，容错能力强，且支持多传感器综合和信息融合，提高了系统的集成性和维修性。
Description
技术领域
本发明涉及航空电子技术领域，具体为一种轻型无人直升机的航电系统方法及构架。
背景技术
随着复合材料、传感器、动力系统等新技术的发展，无人直升机得到了迅速发展，由于无人直升机具有成本低、操作灵活等特点，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。无人直升机的航电系统是无人直升机的重要组成部分，其性能与航电系统密切相关，随着航空电子系统综合化程度的不断提高，系统中各模块之间进行相互资源调度和访问，给综合航空电子系统带来安全性和可靠性的隐患。
发明内容
本发明的目的在于提供一种轻型无人直升机的航电系统方法及构架，以解决上述背景技术中提出的问题。
本发明的上述发明目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种轻型无人直升机的航电系统方法，所述航电系统采用嵌入式实时操作系统结构以及开放式航电系统设计,其内各子系统采用模块化结构设计，且部分或所有子系统均采用冗余设计。
一种轻型无人直升机的航电系统构架，包括飞行控制管理计算机以及与其通信连接的导航分系统、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，所述飞行控制管理计算机具有多个RS422接口，各分系统采用模块化结构设计，且各分系统均通过RS422接口与飞行控制管理计算机直接通信连接；
所述飞行控制管理计算机为双余度设计，采用主备式工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；双通道之间数据的交换是通过CCDL交叉数据链系统进行交互的；
所述导航分系统包括导航设备、大气数据机和无线电高度表，用于实现对包括无人机姿态、速度、加速度、高度以及位置在内的参数的测量，为飞行控制提供依据；所述导航设备采用主导航和备导航实现无人机姿态参数采集双余度，且主导航和备导航选用不同类型设备；所述无线电高度表采用三余度设计实现无人机高度参数采集，且三余度涉及的设备选用选用不同类型设备；
测控分系统采用冗余设计，其具有C波段、UHF波段以及卫星通讯三套链路设备，用于负责遥控、遥测数据的可靠传输，其中C波段链路设备为主设备，UHF波段链路设备为第一级备用设备，卫星通讯设备为第二级备用设备；
所述任务分系统是按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机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地面监测系统；
所述伺服分系统包括舵机控制器和由舵机控制器控制运行的多个通道的舵机；所述舵机控制器接收飞行控制管理计算机的输出指令后进行变换处理并驱动相应舵机运行；所述舵机控制器同时采集各舵机的状态参数并回传给飞行控制管理计算机；
所述舵机控制器采用主、副通道的数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态；该双余度主备式工作配置通过双余度RS422数字串口，以串行数字量的方式与飞行控制管理计算机进行数据通讯；各舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；
所述供电分系统采用交联方式设计，其包括发电机和蓄电池，其中发电机作为主电源用于对用电设备和蓄电池供电，蓄电池作为备用电源用于对用电设备供电；
所述平台管理分系统包括平台状态监测模块和发动机控制模块；所述平台状态监测模块用于监测平台运行的数据，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。
优选的，所述飞行控制管理计算机双通道之间设有一个双口RAM内存区，两个通道均能够同时访问所述双口RAM内存区。
优选的，所述主导航设备采用RS422通讯协议，用于控制无人机的姿态和航线；当主导航出现永久性故障，则启用备导航系统，从而保证无人直升机系统的飞行安全。
优选的，三余度涉及的设备为无线电高度计、GPS定位器及大气数据计算机；其中无线电高度计作为主设备用于无人机低空飞行时高度参数的测量；所述GPS定位器和大气数据计算机作为无线电高度计的备用设备。
优选的，所述测控分系统由地面指挥控制设备和地面链路设备组成；所述地面指挥控制设备用于对无人机系统进行任务规划、飞行控制和管理、任务载荷的控制管理、链路的监控记录和管理、任务信息的处理显示记录和分发；所述地面链路设备用于完成对链路可视距范围内无人直升机机的遥控、遥测数据和任务信息的传输。
与现有技术相比，本发明提供了一种轻型无人直升机的航电系统方法及构架，具备以下有益效果：
1、本发明中航电系统采用开放式结构设计，飞行控制管理计算机通过RS422接口与分系统直接通信，结构简单、可扩展性强，有利于系统的集成和升级；
2、本发明中航电系统各分系统均采用冗余设计，使系统整体可靠性高，容错能力强；
3、本发明中航电系统各分系统采用模块化设计，支持多传感器综合和信息融合，提高了系统的集成性和维修性。
附图说明
图1为本发明航电系统的架构示意图；
图2为本发明航电系统软件框架示意图；
图3为本发明航电系统软件任务调度示意图。
图中：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
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例：一种轻型无人直升机的航电系统方法，所述航电系统采用嵌入式实时操作系统结构以及开放式航电系统设计,其内各子系统采用模块化结构设计，且部分或所有子系统均采用冗余设计。
本发明提供一种技术方案：请参阅图1所示，一种轻型无人直升机的航电系统构架，包括飞行控制管理计算机1以及与其通信连接的导航分系统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，飞行控制管理计算机1具有多个RS422接口，各分系统采用模块化结构设计，且各分系统均通过RS422接口与飞行控制管理计算机1直接通信连接；结构简单，可靠性高。
飞行控制管理计算机1采用标准ATR机箱，该机箱设有18路RS422接口、6路RS232接口、16路A/D采集通道、16路DI和8路DO，处理器均选用高性能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。
飞行控制管理计算机1为双余度设计，采用主备式工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；双通道之间数据的交换是通过CCDL交叉数据链系统进行交互的；其具体实现方式是在飞行控制管理计算机1双通道之间存在着一个双口RAM内存区，两个通道均能够同时访问（包括读和写）该双口RAM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，且两者每个周期也会从对方存储数据的位置读取对方通道传输来的数据。
导航分系统2包括导航设备、大气数据机和无线电高度表，用于实现对包括无人机姿态、速度、加速度、高度以及位置在内的参数的测量，为飞行控制提供依据；导航设备采用主导航和备导航实现无人机姿态参数采集双余度，且主导航和备导航选用不同类型设备；主导航设备采用RS422通讯协议，为导航算法提供三轴姿态、速度、角速度和加速度，以及当前的经度、纬度和高度。无人直升机系统在飞行中主要依靠主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，则马上启用备导航系统，从而保证无人直升机系统的飞行安全。
无线电高度表采用三余度设计实现无人机高度参数采集，且三余度涉及的设备选用选用不同类型设备；本航空电子系统采用无线电高度计、GPS定位器及大气数据计算机。当前飞行控制管理计算机1采用的两个高度数据的来源分别是无线电高度计和GPS定位器，两者在直升机飞行过程中均可以作为可靠的高度来源，但是由于两者原理不同，两者采集的高度数据之间存在一定的误差，因此要通过对两者采集的高度数据进行统一标准。正常状况下，在不同的飞行高度，航电系统采用不同设备的输出数据进行导航计算。当某个高度计出现故障时，则启用备用设备。无人直升机在低空飞行时，对相对高度的测量精度要求较高，无线电高度计的测量精度能满足安全飞行及自主起降的要求。当飞行过程中无线电高度计出现故障时，采用大气数据计算机的或GPS定位器采集的高度参数；如果出现无线电高度计故障影响降落的问题，则使用GPS定位器引导着陆。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，可通过大气数据计算机提供的静压和总压，结合给定的机场海拔高度，计算得到的无人直升机相对高度能满足安全飞行的要求。当在此高度范围内大气数据计算机出现故障时，采用GPS定位器为导航算法提供高度数据。根据GPS系统定位无人直升机的绝对高度和相对高度，能满足直升机在高空的安全飞行。
测控分系统3由地面指挥控制设备和地面链路设备组成。地面指挥控制设备具有对无人直升机系统的任务规划、飞行控制和管理、任务载荷的控制管理、链路的监控记录和管理、任务信息的处理显示记录和分发等功能。地面链路设备可完成对链路可视距范围内无人直升机机的遥控、遥测数据和任务信息的传输。
测控分系统3采用冗余设计，其具有C波段、UHF波段以及卫星通讯三套链路设备，用于负责遥控、遥测数据的可靠传输，其中C波段链路设备为主设备，UHF波段链路设备为第一级备用设备，卫星通讯设备为第二级备用设备；当C波段链路设备出现故障时，UHF波段链路设备可以确保直升机近场起飞、降落的安全，以及远距离遥控、遥测数据的可靠传输。当C波段链路设备和UHF波段链路设备均出现故障时，可通过卫星通讯设备进行信号传输，确保直升机能安全返航。
任务分系统4是按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机1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地面监测系统；
伺服分系统5包括舵机控制器和由舵机控制器控制运行的五个通道的舵机；舵机控制器接收飞行控制管理计算机1的输出指令后进行变换处理并驱动相应舵机运行；舵机控制器同时采集各舵机的状态参数并回传给飞行控制管理计算机1。为提高工作可靠性，各通道的电动伺服舵机均双余度配置。舵机控制器采用标准ATR机箱，采用母板插件结构形式，包含一块电源板，及四块伺服板。舵机由直流无刷伺服电机、齿轮减速机构、传动机构、LVDT及输出耳环组成。舵机控制器与各舵机间通过专配的线缆相连，舵机控制器具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。
舵机控制器采用主、副通道的数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态；该双余度主备式工作配置通过双余度RS422数字串口，以串行数字量的方式与飞行控制管理计算机1进行数据通讯；各舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；
供电分系统6采用交联方式设计，其包括配电盒、发电机和蓄电池，采用交联方式设计。其中发电机作为主电源用于对用电设备和蓄电池供电，蓄电池作为备用电源用于对用电设备供电；发电机出现故障停止供电时，自动转为蓄电池供电，转换过程无需机械或电动装置切换，可保证无间断供电。配电盒采用标准的ATR机箱，主要功能是实现电能的输入与分配。配电盒通过发电机电源插头、起动蓄电池插头、设备电源插头，将电能输送至配电盒，接至汇流条，通过汇流条将电能分配至机载设备。通过拨动设备开关，给相应设备上电。
平台管理分系统7包括平台状态监测模块、发动机控制模块、相关传感器以及控制器；平台状态监测模块用于监测平台运行的数据，发动机控制模块用于控制发动机相关控制指令的执行。
请参阅图2所示，航电系统软件结构分为四层，分别为系统层、系统管理层、应用模块层和数据接口层。其中系统层采用Vxworks实时操作系统；系统管理层分为优先级管理、时钟管理、任务管理和故障管理，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；数据接口层为各模块对应接口的处理函数，通过其接口驱动与其它功能模块进行数据交互。
优先级管理模块主要负责对各个实时运行的任务模块按优先级调度，保证系统任务模块实时、有效、安全的运行。
时钟管理模块主要产生周期时钟中断，处理周期同步功能。
任务管理模块主要将各功能模块按任务进行划分，各任务模块按优先级进行实时、有序的运行。
故障管理模块负责对软件中的故障做应急处理，并提供了相应的应急中断服务程序。
应用模块层软件根据用户需求进行设计开发，具有较大的灵活性。本发明应用模块层中数据采集模块负责对各传感器、功能模块进行数据采集、数据处理工作。飞行管理模块包括健康管理和平台管理模块，健康管理模块负责对各个监控量进行周期性监测，形成全系统健康管理状态字，然后根据其健康状态执行响应的安全策略。平台管理模块负责对直升机平台各状态参数进行监控，并对平台控制指令进行处理和响应。飞行控制模块主要实现控制律功能，通过对传感器数据的解算，产生和发送飞行控制指令，控制直升机完成飞行任务。数据输出模块负责数据的存储和状态指令的下发，保证对全系统状态数据的实时监控。
数据接口层主要通过标准I/O接口与各传感器及功能模块进行有效的数据交互，大大提高了设备的协同性和互换性，便于系统中功能模块的更换和升级。
请参阅图3所示，为保证系统的实时性，本发明采用20 ms定时时钟中断触发，作为主线任务周期的开始，通过信号量的获取和发送逐个触发各任务，系统主要由数据获取、飞行管理、飞行控制、载荷控制和数据输出五大任务组成。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (6)
1.一种轻型无人直升机的航电系统方法，其特征在于，所述航电系统采用嵌入式实时操作系统结构以及开放式航电系统设计,其内各子系统采用模块化结构设计，且部分或所有子系统均采用冗余设计。
2.一种轻型无人直升机的航电系统构架，包括飞行控制管理计算机(1)以及与其通信连接的导航分系统(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)，其特征在于，所述飞行控制管理计算机(1)具有多个RS422接口，各分系统采用模块化结构设计，且各分系统均通过RS422接口与飞行控制管理计算机(1)直接通信连接；
所述飞行控制管理计算机(1)为双余度设计，采用主备式工作方式，通过比较监控和自监控进行有效性判断和余度切换；双通道之间数据的交换是通过CCDL交叉数据链系统进行交互的；
所述导航分系统(2)包括导航设备、大气数据机和无线电高度表，用于实现对包括无人机姿态、速度、加速度、高度以及位置在内的参数的测量，为飞行控制提供依据；所述导航设备采用主导航和备导航实现无人机姿态参数采集双余度，且主导航和备导航选用不同类型设备；所述无线电高度表采用三余度设计实现无人机高度参数采集，且三余度涉及的设备选用选用不同类型设备；
测控分系统(3)采用冗余设计，其具有C波段、UHF波段以及卫星通讯三套链路设备，用于负责遥控、遥测数据的可靠传输，其中C波段链路设备为主设备，UHF波段链路设备为第一级备用设备，卫星通讯设备为第二级备用设备；
所述任务分系统(4)是按照系统任务功能的需求，由飞行控制管理计算机(1)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地面监测系统；
所述伺服分系统(5)包括舵机控制器和由舵机控制器控制运行的多个通道的舵机；所述舵机控制器接收飞行控制管理计算机(1)的输出指令后进行变换处理并驱动相应舵机运行；所述舵机控制器同时采集各舵机的状态参数并回传给飞行控制管理计算机(1)；
所述舵机控制器采用主、副通道的数字式双余度设计，上电后主通道处于工作状态，备通道处于随动状态；该双余度主备式工作配置通过双余度RS422数字串口，以串行数字量的方式与飞行控制管理计算机(1)进行数据通讯；各舵机采用电气双余度配置，具备电气一次故障工作的能力；
所述供电分系统(6)采用交联方式设计，其包括发电机和蓄电池，其中发电机作为主电源用于对用电设备和蓄电池供电，蓄电池作为备用电源用于对用电设备供电；
所述平台管理分系统(7)包括平台状态监测模块和发动机控制模块；所述平台状态监测模块用于监测平台运行的数据，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。
3.根据权利要求2所述的一种轻型无人直升机的航电系统构架，其特征在于，所述飞行控制管理计算机(1)双通道之间设有一个双口RAM内存区，两个通道均能够同时访问所述双口RAM内存区。
4.根据权利要求2所述的一种轻型无人直升机的航电系统构架，其特征在于，所述主导航设备采用RS422通讯协议，用于控制无人机的姿态和航线；当主导航出现永久性故障，则启用备导航系统，从而保证无人直升机系统的飞行安全。
5.根据权利要求2所述的一种轻型无人直升机的航电系统构架，其特征在于，三余度涉及的设备为无线电高度计、GPS定位器及大气数据计算机；其中无线电高度计作为主设备用于无人机低空飞行时高度参数的测量；所述GPS定位器和大气数据计算机作为无线电高度计的备用设备。
6.根据权利要求2所述的一种轻型无人直升机的航电系统构架，其特征在于，所述测控分系统(3)由地面指挥控制设备和地面链路设备组成；所述地面指挥控制设备用于对无人机系统进行任务规划、飞行控制和管理、任务载荷的控制管理、链路的监控记录和管理、任务信息的处理显示记录和分发；所述地面链路设备用于完成对链路可视距范围内无人直升机机的遥控、遥测数据和任务信息的传输。
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