航空器模型飞行试验飞控系统硬件平台方案评审V11

1、方案评审目录概述1飞行控制系统2研制要求3研制方案4研制进度51.概述概述 本研制方案是受中国空气动力研究与发展中心计算空气动力学研究所委托，根据航空器模型飞行实验的需求，设计的航空器模型飞行试验飞行控制系统硬件平台。方案的设计主要依据航空器模型飞行试验飞控系统硬件平台研制总体方案设计合同以及技术要求进行。2.1.2.2控制回路2.1.2.1控制对象2.飞行控制系统飞行控制系统2.1.1飞行控制系统的主要功能2.2.飞行控制系统基本构成2.2.1传感器2.2.2舵机2.2.3飞行控制器2.1 飞行控制系统的基本原理2.1.2.飞行控制系统基本构成2.1.1飞行控制系统的主要功能飞行控制系统的主

2、要功能飞行控制系统在无人机上的功能1、飞行控制 即无人机在空中保持飞机姿态和航迹的稳定，以及按地面无线电遥控指令或者预先设定好的高度、航线、航向、姿态角等改变飞机姿态与航迹，保证飞机的稳定飞行，值就是通常所谓的自动驾驶。2、飞行管理 即完成飞行状态参数采集、导航计算、遥测数据传送、故障诊断处理、应急情况处理、任务设备的控制与管理等工作。着也是无人机进行无人飞行的基础。 飞行控制的目的是通过飞行器的姿态和轨迹来完成飞行器的各种模态的控制任务，这主要通过飞行控制系统来完成。飞行控制系统作为飞行器机载设备的核心组成部分，能否正常工作直接影响着飞机飞行的各种性能和飞行安全。2.1.2飞行控制系统的基本

3、原理飞行控制系统的基本原理2.1.2.1.控制对象飞行控制系统改变或保持飞机的飞行姿态及航迹。主要通过控制以下飞行参数来实现：1）俯仰角2）倾斜角3）飞行高度4）飞机中心的地理坐标其中俯仰角、倾斜角实现对飞机姿态的调整飞行高度、航向角、飞机中心的地理坐标实现对航迹的控制。执行机构改变飞机的各个控制面（也称操作纵面）从而实现对飞行参数的控制的。无人机主要有三个控制面：升降舵、副翼和尾翼（方向舵）。 a）升降舵主要控制飞机俯仰角调整飞行高度； b）副翼主要控制滚转角大角度调整航向； c） 尾翼主要控制小幅度航向的改变。由这些控制面与相应的控制设备就构成了飞机的三个主要控制通道，即升降通道（平尾通道

4、），副翼通道（倾斜通道）和方向舵通道（航向通道）。这也构成了最基本的飞行自动控制系统，能够实现对飞机姿态及重心位置的调节和控制。 飞行控制系统是由各种传感器取得飞行参数或者人工输入的指令，通过对飞机俯冲仰角、滚动角、速度、高度等的调整，模仿飞行员的操纵，自动的保持和控制飞机的姿态和飞行轨迹，2.1.2飞行控制系统的基本原理飞行控制系统的基本原理2.1.2.2.控制回路飞行控制系统是一个典型的闭环控制系统。控制飞行的原理： 飞机如果偏离控制器预设状态（飞行姿态改变），由传感器探测到偏离方向及大小，对控制器输出相应信号。控制器经过运算处理，输出控制信号操纵执行机构（即舵机），控制面发生相应变化，使

5、飞机趋于设定状态。当飞机达到预定状态，则舵机及相应舵面回归原位，飞机按设定姿态正常飞行，这就构成了飞行控制面的基本回路。根据这一基本控制原理，可以构成稳定控制回路（提高飞行稳定性及操作性）、姿态控制回路（控制飞行姿态角）和航迹控制回路（控制飞机高度和航向等），从而构成一个飞行控制系统。 eg.飞机由高度1千米向北平飞、高度降到600米向西平飞的情况： 首先，下降期望状态输入至飞行控制器（以下简称飞控器），飞控器发出指令控制舵机，使升降舵下压，机翼产生力矩使飞机俯仰角变化（飞机头向下倾斜）。 传感器测的姿态变化并反馈到飞控器，通过姿态控制使飞机保持下降姿态。 高度达到600米时，高度传感器将测取

6、的高度信号反馈到航迹控制器，航迹控制器发出指令，控制舵机使升降舵上抬，飞机抬头保持600米高度飞行。 飞控器并根据输入的转向期望状态，并发出指令使尾翼发生变化，使飞机改向。2.2.飞行控制系统基本构成飞行控制系统基本构成负责飞行目标规划和各项数据分析防止自主飞行机构失控负责采集飞机各项飞行参数、维持飞机的稳定飞行和姿态控制飞行控制器传感器舵机升降舵机副翼舵机风门舵机速度传感器高度传感器GPS导航接收机电子罗盘2.2.飞行控制系统基本构成飞行控制系统基本构成传感器 电子罗盘用于测量飞机的俯仰角、倾斜角以及航向角等与飞机姿态相关参数。电子罗盘将物理信号转换为带极性的电压信号，表示角度的大小与正负。

7、现在一般的罗盘模块都将传感头及其解算电路一体化，直接采用标准串口输出数字信号 高度传感器是基于大气气压随海拔高度变化的原理，实现对飞机飞行高度的测量，其关系可表示为： UH=KH UH为输出信号，H为高度，K为常数。 不同地区的地面海拔高度不同，但实际飞行时关心的是飞机相对起飞点的高度，因此，不同地区飞行要在地面对高度传感器进行调零，使H为相对起飞点高度。 飞机速度可以根据飞机向前飞行时所产生的压力、所在位置的大气静压（高度传感器测得的气压）以及他们之间的压差解算得到。飞机速度换可以根据速度定义，直接采用GPS模块得到的位置以及时间变化进行解算。 GPS卫星导航接收机是以串行码形式，输出飞机经

8、过的经/纬度坐标和飞行速度向量等信息，采用控制飞机的重心位置（航迹）。GPS一般采用“多星、高轨、测时、测距”体制，以实现全球覆盖、全天候、高精度、连续实时导航定位等。GPS本身是一个复杂系统，在飞行控制系统中，它仅是一个提供飞机经/纬度坐标和飞行速度向量等信息的部件。2.2.飞行控制系统基本构成飞行控制系统基本构成舵机飞行控制器 舵机是无人机上的执行机构，它的作用是：将飞控器的输出电信号转变成机械位移量，带动舵面（或发送机风门）偏转，实现对飞机的姿态位置（或发动机转速）控制。舵机分为模拟舵机、数字舵机两种。模拟舵机根据输入电压与舵机位置反馈电压的电压差调整转动角度，当电压差为零时，舵机停止转

9、动，保持此平衡位置。而数字舵机则是根据PWM波形的脉冲宽度调整转动角度。无人机的舵机主要包括升降舵机、副翼舵机和尾翼舵机，其中升降舵机控制飞机的高度以及俯仰平衡，副翼和尾翼舵机控制飞机的左右倾斜平衡和航向。3.研制要求研制要求3.1.主要功能3.2.技术指标要求3.1.主主要要功功能能3.2.技术指标要求技术指标要求3.2.1.CPU主控芯片要求主频： 400Mhz整数运算能力：1000 MIPS浮点运算能力：2000 MFLOPS处理器性能：程序运行空间程序运行空间： 128Mb；程序存储空间： 16Mb；试验数据存储空间：512MB。3.2.2.设计指标要求数据更新速率： 5 Hz；RTK

10、定位精度： 1cm+1ppm；冷启动锁星时间：30s。量程： 300deg/s；轴到轴的对准误差： 0.05度；初始偏执误差1： 1.0deg/s；角度随机游走1： 12deg/hr；运动中偏置稳定度1： 1.0deg/hr；线性加速度导致的偏差： 0.013deg/s/g；速率噪音污染（5Hz，无滤波）：0.02deg/s/sqrt(Hz) rms；3dB带宽： 330Hz；校准及补偿范围：-4085度。量程： 18g；轴到轴的对准误差： 0.035度；初始偏执误差1： 16mg；运动中偏置稳定度1：0.13mg；速度随机游走1： 0.076m/s/sqrt(hr)；输出噪声（无滤波）： 1

11、 .5mg rms；噪声密度（无滤波）： 0.06mg/sqrt(Hz) rms；3dB带宽： 330Hz；校准及补偿范围： -4085度。内部更新频率：200Hz。量程： 8高斯；最高采样频率：150Hz；航向精度： 2.0deg rms。静压量程： 103.35Kpa；压力误差： 0.26Kp；高度分辨率： 0.8m；动压： 13.78Kpa；支持最大空速：150m/s （540Km/h）；空速精度： 5%满量程；校准及补偿温度范围：-1085度。GPS接收机轴陀螺仪轴加速度计轴磁传感器气压传感器3.2.技术指标要求技术指标要求3.2.3.外围接口电路设计要求3.2.技术指标要求技术指标要

12、求输入电压范围：直流6V28V；最大功率：30W（不包括无线数据链）。结构尺寸：单个部件（145mm130mm55mm）；质量：单个部件5Kg（含电气接口、不带GPS天线）；MTBF：不低于100h；连续工作时间：不低于8h。 满足GJB900-1990系统安全性通用大纲中的一般系统安全性和GJB/Z142-2004军用软件安全性分析指南要求； 应遵循一般电子产品通用设计规范及要求，避免可能发生的危险。产品技术状态明确，相关技术资料完备齐全，并保存妥当；产品在运输、贮存、工作过程中严格按照产品要求进行。满足防潮湿、防盐雾、防霉菌的三防要求。按照GJB151A-1997军用设备和分系统电磁发射和敏感度要求进行电磁兼容设计，考虑可能存在的干扰源和抗干扰的薄弱环节，保证系统内和系统外间的电磁兼容性。产品寿命为10年。工作温度：-40+65；储存温度：-55+85；相对湿度：95%（25）；工作海拔高度：15000m（海拔）；最大加速度：10g（三个方向）；冲击加速度：10g（三个方向）；振动：02000Hz；Gmax=4.13g。公路运输：三级公路：30km/h，200km；砂石路：15km/h，100km；铁路：适合国内铁路运输