一種具有故障診斷能力的無人直升機飛控系統的制作方法

本發明提供了一種具有故障診斷能力的無人直升機飛控系統，它涉及一種具有特殊功能的無人直升機飛控系統方案設計,屬于無人機飛行控制系統設計領域。

二、

背景技術：

飛行控制系統是整個無人直升機系統中非常重要的核心系統之一，也是目前無人直升機系統發展的難點之一。目前市場上有許多無人直升機的飛控系統，但大多是消費級的，在功能和可靠性方面距離工程上使用以及軍用無人機直升機的飛控系統相差甚遠。消費級的無人機也就飛行十幾分鐘到幾十分鐘，一般不會超過一個小時。上面的任務載荷主要也就是簡易的攝像機，用來拍照和錄像。專業的無人機往往要飛行幾個小時甚至十幾個到幾十個小時，上面的任務載荷往往是復雜的長變焦距攝像機、紅外探測儀、合成孔徑雷達、氣象雷達、中技轉發設備以及衛星跟蹤裝置等，一般還能夠全天候執行任務。對于這種專業級別的無人機系統，任務載荷的價值有時比無人機的價值還高，所以對無人機飛控系統的功能和可靠性的要求就非常高。我國在消費級無人機領域已經有了不錯的發展，但在專業級無人機領域和世界上無人機先進國家的差別還很大。尤其在專業級無人直升機飛控系統方面還有不小差距。像美國“捕食者”、“全球鷹”、“火力偵察兵”、X-47B等軍用無人機的飛控系統設計，相關文獻和介紹都比較少。我們從1992年就一直從事國內共軸無人直升機飛控系統的研究，經過二十多年的實踐，積累了大量的專業級無人直升機飛控系統的要求和設計經驗。設計的飛控系統在國內首次完成了無人直升機50公里自主往返飛行。在此基礎上提出改進的具有故障診斷功能的無人直升機飛行控制系統設計方案，希望能對我國專業級無人直升機飛行系統的設計提供幫助。

三、

技術實現要素：

(一)發明目的

本發明的目的是提供一種具有故障診斷功能的無人直升機飛行控制系統設計方案，可以大大提高無人直升機飛控系統的可靠性，進而提高整個無人直升機系統的可靠性。現有無人直升機的飛控系統一般不具備故障診斷功能，系統一旦發生故障，往往會發生墜機事故。本發明主要用于專業級無人直升機的飛行控制。

(二)技術方案

本發明一種具有故障診斷能力的無人直升機飛控系統，它包括硬件裝置和軟件結構兩部份；

1、硬件裝置

本發明一種具有故障診斷能力的無人直升機飛控系統，該飛控系統結構圖如圖1所示，它是由導航/飛控計算機系統、傳感器系統、執行機構系統、遙控遙測系統以及供電系統組成；它們之間的相互關系如下：導航/飛控計算機系統與傳感器系統、執行機構系統和遙控遙測系統通過特定的接口元件相連接，以完成通信及數據傳輸；傳感器系統的傳感器信息接入導航/飛控計算機系統以供導航/飛控計算；遙控遙測系統增加一路遙控，通過遙控自主轉換直接與舵機系統連接，即手動遙控線路；執行機構系統根據導航/飛控系統輸出的操控信號實現操縱；供電系統向傳感器系統、導航/飛控計算機系統以及遙控遙測系統提供電力；

1)所述導航/飛控計算機系統是主備式雙余度系統，即導航/飛控計算機A和導航/飛控計算機B組成一組并列的導航/飛控計算機組，分別為主機和備份機，可以在兩個機箱內通過數字接口連結起來，也可以在一個機箱內，通過通信及數據接口交換數據；該導航/飛控計算機組的結構有CPU板、輸入接口板、輸出接口板、電源板等組成，在飛控計算機A和飛控計算機B之間通過A、B機給出的狀態字信號進行主備切換。

2)所述傳感器系統由GPS/INS組合、姿態陀螺、角速率陀螺以及所有機上傳感器數據包括油箱油量表、發動機轉速傳感器、發動機溫度傳感器、無線電高度表、空氣壓力傳感器、大氣數據傳感器等組成；各傳感器之間的關系是并列的；GPS/INS作為主傳感器提供直升機姿態導航信息，姿態陀螺、速率陀螺組件構成備份系統；上述所有傳感器數據測量信號均同時傳送給A/B兩套導航/飛控計算機處理；大氣數據傳感器得到無人直升機前飛空速，再傳送給導航/飛控計算機系統；

該GPS/INS組合采用Navsymm^R XR5M12型GPS接收機，該接收機是一個12通道的C/A碼接收機，可以同時跟蹤8顆GPS衛星，或者采用其相同性能的GPS；

該姿態陀螺是選用TC-9型撓性陀螺，它能夠提供無人直升機的俯仰角、滾轉角結合磁航向傳感器，可以提供無人直升機的航向角。無人直升機上一般采用MEMS(Micro Electro Mechanical systems微電子機械系統)結構的陀螺儀產品；

該角速率陀螺是選用DMU3X-21壓電式速率陀螺，它能夠提供無人直升機俯仰角、滾轉角和偏航角變化的速率。一般采用壓電晶體結構的產品；

該油箱油量表是選用電容式油量表；它是能夠測量油箱流量的傳感器，也可以選用流量式油量表；

該發動機轉速傳感器是能夠測量發動機實時轉速的傳感器，可以采用電磁式轉速傳感器，也可以是光電式傳感器。這里采用SZMB-5電磁式轉速傳感器；

該發動機溫度傳感器是能夠測量發動機缸頭溫度的傳感器，采用熱電偶型式的溫度傳感器，可按照實際需要自行設計，也可選用現有產品；

該無線電高度表是能夠測量無人直升機與地面相對高度的傳感器，通過收發天線發射和接收無線電波來測量。該無線電高度表可按照實際需要自行設計，也可選用現有產品；這里采用國產的GT-XX型無線電高度表；

該空氣壓力傳感器是選用PT40系列空氣壓力傳感器；它是一種壓電式傳感器，可以測量發動機的進氣壓力，進而可以調節發動機控制參數。也可以選用電容式空氣壓力傳感器，該空氣壓力傳感器可按照實際需要自行設計，也可以按照實際需要選用現有產品；

該大氣數據傳感器可按照實際需要選用現有產品；這里采用的是ZNC-01型大氣數據傳感器，該型大氣數據傳感器輸出氣壓高度和前飛空速的模擬電壓值，氣壓高度電壓0～5V對應0～6000m，空速電壓0～10V對應0～150km/h；

3)所述執行機構系統由縱向舵機、橫向舵機、航向舵機、總距舵機、油門舵機以及發動機組成；它們之間是并列關系；其中各個舵機均采用電氣雙余度電動舵機，選用國產的為無人直升機研制的電動舵機，舵機控制采用PWM調速模式，即脈沖寬度調制方式，供電電源為直流24V±5V，電流不大于3A，舵軸最大偏轉角度不小于±120°，舵機額定輸出力矩不小于350N ·m，死區小于0.2°；該電氣雙余度電動舵機采用雙余度控制器，一套機械結構，主要是為了提高電動舵機控制電路的可靠性；

該發動機采用的是四沖程活塞發動機，采用自帶的冷卻系統冷卻。它可以按照實際需要選用現有產品；

4)所述遙控遙測系統由地面站、地面遙控遙測收、發射機和機載遙控遙測收、發射機組成，各部分構成通信鏈路連接；遙控遙測系統通過主、備份通道將遙控遙測信號傳送至導航/飛控系統，此外，增加一路遙控2(見圖1)，用于當兩個導航飛控計算機都出事故時的應急方案，通過遙控遙測系統，切換至遙控方式，操縱員手動遙控飛機降落；

該地面站由兩到三臺計算機組成，具有兩到三個顯示屏幕；主要處理飛行任務的規劃、裝訂、監視以及對無人直升機的遙控操作；同時，無人直升機任務載荷獲取的各種信息，也會傳到地面站上進行處理。該地面站可以按照實際需要自行設計，也可選用現有產品；

該地面遙控遙測收、發射機選用國產的專為無人飛行器研制的無人直升機地面遙控站；它用來和無人直升機進行通信聯系，通過發射天線，向無人直升機發送任務和控制信息；通過接收天線，接收無人直升機傳回來的各種偵察信息；

該機載遙控遙測收、發射機為機載的信號接收天線和信號處理單元，和前述的地面遙控站配套使用；它是無人直升機上用來和地面站進行通信聯系的裝置，通過接收天線，接收地面站發送來的任務指令；通過發射天線，向地面站發送無人直升機探測到的各種信息；該設備可以按照實際需要自行設計，也可選用現有產品；

5)所述供電系統向傳感器系統、導航/飛控計算機系統以及遙控遙測系統提供電力，供電系統一般為一臺機載直流電源，也可裝載一臺備用電源，其輸出電壓及功率視具體設備而定。該系統可以按照實際需要自行設計，也可選用現有產品；

2、軟件結構

該無人直升機飛控系統的軟件結構包含底層操作系統和數據I/O模塊和系統管理軟件、余度管理軟件、飛行控制軟件、導航控制軟件及任務執行軟件；見圖2。軟件底層操作系統采用的是VxWorks系統，VxWorks是一種嵌入式實時操作系統；數據I/O模塊負責處理飛控計算機與外接設備的數據處理；系統管理軟件負責不同模塊程序的調用與協調；余度管理軟件實現兩套計算機的同步、兩套計算機數據的交叉比較以及故障診斷與隔離功能；飛行控制軟件實現控制律的管理與執行；導航控制軟件實現航路規劃、飛行模式控制與決策管理；任務執行軟件實現任務的調度、執行與監控；整個軟件結構又可以劃分為四個層次；底層是數據I/O和操作系統；中間層是系統管理軟件與余度管理軟件；在上一層是飛行控制軟件和導航控制軟件；最高層是任務執行軟件；

該數據I/O和操作系統采用Tonado開發環境下的VxWork操作系統來實現；它負責處理各種進出數據，整理成標準形式，供上層軟件使用，同時調配飛控計算機硬件資源，保障程序正常運行；

該系統管理軟件與余度管理軟件為采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發的管理軟件；它實現任務的調度和協調，以及軟件冗余的控制；

該飛行控制軟件和導航控制軟件采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發，軟件主體是一個周期為規定運行時間的無限循環，在每個時序周期內導航飛控計算機進行導航及飛行控制參數的一次更新；它是具體進行飛行控制計算和任務導航控制計算的程序；

該任務控制軟件采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發；它主要是對無人直升機任務載荷設備的控制程序。

3、具有故障診斷能力的方法

該無人直升機飛控系統的獨特之處在于余度管理軟件中的故障診斷與隔離模塊。該模塊包含兩種故障診斷的方法。

一種是采用系統元器件的自診斷(BIT)的方法，定時對系統元器件進行巡檢，實時報告巡檢結果，如果有故障則馬上進行處理；按照故障影響的嚴重程度，可將這類故障分為兩級：一級故障，后果嚴重，導致飛控該通道完全不能繼續持續工作，必須重啟該飛控通道并切換伺服系統控制權；二級故障，影響在控制范圍內，可以通過交叉控制鏈路的數據加以消除，此時余度管理模塊(MTM)需全面考慮另外通道的狀態，才能給出是否切換伺服系統控制權的仲裁指令；

另一種方法是采用基于無人直升機飛行動力學模型的故障診斷方法，該方法主要用于診斷飛控計算機外接設備以及直升機機械結構的故障；無人直升機飛行動力學模型采用系統辨識與機理建模相結合的方法建立；該無人直升機飛控系統本來就配備了用于飛行控制的GPS/INS組合導航系統，我們將直升機動力學模型和故障診斷綜合在飛控系統軟件內；在直升機執行飛行任務的過程中，該軟件篩選滿足建模條件的飛行模式，記錄下系統輸入和輸出數據；當所需輸入輸出數據滿足系統辨識的要求時，實時進行系統特定參數的辨識，然后與原來儲存的正常狀態下的參數進行比較，實現對特定傳感器與直升機部件的故障識別；同時，由輸入輸出數據可通過系統辨識獲得一個估計的系統模型，估計模型輸出和實際觀測輸出數據相比較得出殘差，如果出現故障，軟件將會通過分析生成的殘差來確定和隔離故障。系統辨識的過程見圖3。結合系統辨識方法實現故障診斷的過程見圖4。

(三)優點

1、雙余度的舵機系統和導航/飛控計算機系統，增加了無人機硬件余度，使得無人直升機運行的可靠性有了極大提升；

2、遙控系統的保留使無人直升機在應急狀態下可以有應對之策，同樣利用遙控模式也可進行一些非常規的飛行任務；

3、利用實時系統辨識模型參數進行對比的故障診斷方法，從軟件層面增加了故障的可識別性。

四、附圖說明

圖1 本發明所述的飛控系統結構示意圖。

圖2 本發明飛控、導航系統軟件組成結構示意圖。

圖3 本發明飛行器系統辨識流程圖。

圖4 本發明結合系統辨識的故障診斷運行流程圖。

圖5 PC104導航計算機組成及連線圖。

圖例：

RS422 COM2導航計算機串行數據通信卡的一種通信方式，RS422標準是EIA(電子工業協會)公布的“平衡電壓數字接口電路的電器特性”標準。COM2是指通信卡上的2號信號通道

RS232 COM4導航計算機串行數據通信卡的一種通信方式

Va空速

DMU-AHRS無人直升機采用了CrossBow公司的DMU-AHRS航向姿態基準系統(Dynamic Measurement Unit—Attitude&Heading Reference System)。它能夠在動態環境下測量線加速度、角速度及滾轉角、俯仰角和航向角

五、具體實施方式

本發明一種具有故障診斷能力的無人直升機飛控系統，它是由導航/飛控計算機系統、傳感器系統、執行機構系統、遙控遙測系統以及供電系統組成；它們之間的相互關系如下：導航/飛控計算機系統與傳感器系統、執行機構系統和遙控遙測系統通過特定的接口元件相連接，以完成通信及數據傳輸；傳感器系統的傳感器信息接入導航/飛控計算機系統以供導航/飛控計算；遙控遙測系統增加一路遙控，通過遙控自主轉換直接與舵機系統連接，即手動遙控線路；執行機構系統根據導航/飛控系統輸出的操控信號實現操縱；供電系統向傳感器系統、導航/飛控計算機系統以及遙控遙測系統提供電力；

1)所述導航/飛控計算機系統是主備式雙余度系統，即導航/飛控計算機A和導航/飛控計算機B組成一組并列的導航/飛控計算機組，分別為主機和備份機，可以在兩個機箱內通過數字接口連結起來，也可以在一個機箱內，通過通信及數據接口交換數據；該導航/飛控計算機組的結構有CPU板、輸入接口板、輸出接口板、電源板等組成，在飛控計算機A和飛控計算機B之間通過A、B機給出的狀態字信號進行主備切換。

導航/飛控計算機A/B采用的是PC104總線形式，集成在一個機箱上。圖5為單臺飛控計算機內部模塊圖。該無人直升機飛控系統適宜于安裝在400kg以上的,使用燃油發動機的無人直升機上。

2)所述傳感器系統由GPS/INS組合、姿態陀螺、角速率陀螺以及所有機上傳感器數據包括油箱油量表、發動機轉速傳感器、發動機溫度傳感器、無線電高度表、空氣壓力傳感器、大氣數據傳感器等組成；各傳感器之間的關系是并列的；GPS/INS作為主傳感器提供直升機姿態導航信息，姿態陀螺、速率陀螺組件構成備份系統；上述所有傳感器數據測量信號均同時傳送給A/B兩套導航/飛控計算機處理；大氣數據傳感器得到無人直升機前飛空速，再傳送給導航/飛控計算機系統；

該GPS/INS組合采用Navsymm^R XR5M12型GPS接收機，該接收機是一個12通道的C/A碼接收機，可以同時跟蹤8顆GPS衛星，或者采用其相同性能的GPS；

該姿態陀螺能夠提供無人直升機的俯仰角、滾轉角結合磁航向傳感器，可以提供無人直升機的航向角。無人直升機上一般采用MEMS結構的產品；

該角速率陀螺能夠提供無人直升機俯仰角、滾轉角和偏航角變化的速率。一般采用壓電晶體結構的產品；這里姿態/角速率陀螺集成在一個盒子里，姿態陀螺采用的是TC-9型撓性陀螺，角速率陀螺采用的是DMU3X-21壓電式速率陀螺；

該油箱油量表是選用電容式油量表；它是能夠測量油箱流量的傳感器，也可以選用流量式油量表；

該發動機轉速傳感器是能夠測量發動機實時轉速的傳感器，可以采用電磁式轉速傳感器，也可以是光電式傳感器。這里采用SZMB-5電磁式轉速傳感器；

該發動機溫度傳感器是能夠測量發動機缸頭溫度的傳感器，采用熱電偶型式的溫度傳感器；

該無線電高度表是能夠測量無人直升機與地面相對高度的傳感器，通過收發天線發射和接收無線電波來測量。這里采用青云航空儀表有限公司的GT-XX型無線電高度表；

該空氣壓力傳感器是選用PT40系列空氣壓力傳感器；它是一種壓電式傳感器，可以測量發動機的進氣壓力，進而可以調節發動機控制參數。也可以選用電容式空氣壓力傳感器；

該大氣數據計算機采用的是ZNC-01型大氣數據傳感器。

3)所述執行機構系統由縱向舵機、橫向舵機、航向舵機、總距舵機、油門舵機以及發動機組成；它們之間是并列關系；其中各個舵機均采用電氣雙余度電動舵機，選用為某型號無人直升機研制的電動舵機，舵機控制采用PWM調速模式，供電電源為直流24V±5V，電流不大于3A，舵軸最大偏轉角度不小于±120°，舵機額定輸出力矩不小于350N·m，死區小于0.2°；該電氣雙余度電動舵機采用雙余度控制器，一套機械結構，主要是為了提高電動舵機控制電路的可靠性。

該發動機采用的是四沖程活塞發動機，采用自帶的冷卻系統冷卻。

4)所述遙控遙測系統由地面站、地面遙控遙測收、發射機和機載遙控遙測收、發射機組成，各部分構成通信鏈路連接；遙控遙測系統通過主、備份通道將遙控遙測信號傳送至導航/飛控系統，此外，增加一路遙控2，用于當兩個導航飛控計算機都出事故時的應急方案，通過遙控遙測系統，切換至遙控方式，操縱員手動遙控飛機降落；

該地面站由兩到三臺計算機組成，具有兩到三個顯示屏幕；主要處理飛行任務的規劃、裝訂、監視以及對無人直升機的遙控操作；同時，無人直升機任務載荷獲取的各種信息，也會傳到地面站上進行處理。

該地面遙控遙測收、發射機用來和無人直升機進行通信聯系。通過發射天線，向無人直升機發送任務和控制信息；通過接收天線，接收無人直升機傳回來的各種偵察信息；

該地面遙控遙測收、發射機為轉為某型號無人飛行器研制的無人直升機地面遙控站；它用來和無人直升機進行通信聯系，通過發射天線，向無人直升機發送任務和控制信息；通過接收天線，接收無人直升機傳回來的各種偵察信息；

該機載遙控遙測收、發射機為機載的信號接收天線和信號處理單元，和前述的地面遙控站配套使用；它是無人直升機上用來和地面站進行通信聯系的裝置，通過接收天線，接收地面站發送來的任務指令；通過發射天線，向地面站發送無人直升機探測到的各種信息。

5)所述供電系統向傳感器系統、導航/飛控計算機系統以及遙控遙測系統提供電力，供電系統一般為一臺機載直流電源，也可裝載一臺備用電源，其輸出電壓及功率視具體設備而定。本系統采用一臺供電電壓為24V的直流電源作為機載供電設備。

6)該無人直升機飛控系統的軟件底層操作系統采用的是VxWorks系統，數據I/O模塊負責處理飛控計算機與外接設備的數據處理；系統管理軟件負責不同模塊程序的調用與協調；余度管理軟件實現兩套計算機的同步、兩套計算機數據的交叉比較以及故障診斷與隔離功能；飛行控制軟件實現控制律的管理與執行；導航控制軟件實現航路規劃、飛行模式控制與決策管理；任務管理軟件實現任務的調度、執行與監控；整個軟件結構又可以劃分為四個層次；底層是數據I/O和操作系統；中間層是系統管理軟件與余度管理軟件；在上一層是飛行控制軟件和導航控制軟件；最高層是任務控制軟件；

該數據I/O和操作系統采用Tonado開發環境下的VxWork操作系統來實現，VxWorks是一種嵌入式實時操作系統；它負責處理各種進出數據，整理成標準形式，供上層軟件使用，同時調配飛控計算機硬件資源，保障程序正常運行；

該系統管理軟件與余度管理軟件為采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發的管理軟件；它實現任務的調度和協調，以及軟件冗余的控制；

該飛行控制軟件和導航控制軟件采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發，軟件主體是一個周期為規定運行時間的無限循環，在每個時序周期內導航飛控計算機進行導航及飛行控制參數的一次更新；它是具體進行飛行控制計算和任務導航控制計算的程序；其中故障診斷模塊則是調用MATLAB中的系統辨識工具箱(System Identification Toolbox)實現系統辨識過程，將MATLAB源程序轉換為VC++程序，然后在VxWorks環境中編譯實現；

該任務控制軟件采用Microsoft公司的DOS6.0作為操作系統，利用Turbo C作為開發工具開發；它主要是對無人直升機任務載荷設備的控制程序。