飞行控制系统方案

1、1. 飞行控制系统方案1.1. 体系结构和组成验证机飞控系统的体系结构和组成如图2所示。整个系统由传感器组、飞控计算机、任务管理计算机、舵机、表决电路等主要部件和电源、外总线、通信设备、地面站等辅助设备组成。无人机、起落架、发动机、任务设备、燃油系统、环控系统等是被监控对象。其中，关键传感器采用相似或者非相似三余度；飞控计算机采用“主备备”式三余度飞控机算机；舵机采用二余度电动舵机；表决逻辑由高可靠性单余度数字逻辑电路和双路开关实现。图 1飞行控制系统体系结构验证机飞控系统主要传感器有：·一套组合惯导系统·一台垂直陀螺·两套速率陀螺·一个迎角传感器

2、83;一个侧滑角传感器·一个温度传感器·一个气压高度传感器·一台大气计算机·一个法向加速度计·两个无线电高度传感器·一台磁航向仪·一套航姿系统·一套GPS/DGPS除此之外还有舵机位置传感器，及其它各种子系统所配置的传感器，如起落架刹车系统的转速传感器、压力传感器，发动机的转速传感器，燃油系统的油量传感器，任务设备的状态传感器等等。飞控计算机采用基于PowerPC架构的嵌入式计算机。每台飞控计算机上运行一套基于VxWorks实时操作系统的飞行管理与控制软件，实现飞行控制、余度管理、飞行管理、导航计算、故障监控、通信

3、管理等功能。任务管理计算机视需要和任务设备配置再定。二余度电动舵机具有自监控能力，且每个舵机配置一台离合器（油门舵机除外）。由于安装空间的限制和功率需求，需要3种舵机：油门舵机（小功率），阻力方向舵舵机，升降舵/升降副翼舵机。舵机接口采用422接口，飞控计算机控制指令数据包以广播方式送往所有舵机，舵机控制器自行解包取对应指令数据。飞控系统连接关系如图3所示。传感器组的输出信号经信号调理电路送往三个飞控计算机；飞控计算机输出的控制信号经过表决逻辑电路送往二余度舵机和其它执行机构，舵机位置信号通过AD采样回采；飞控计算机之间通过交叉数据链路交换数据。飞控计算机互监控结果通过DI接口送往表决逻辑电路

4、，表决逻辑电路根据表决结果控制模拟开关的位置。图 2飞控系统连接关系1.2. 余度等级分析上述配置使得飞控系统基本具有了3余度的余度等级。关键传感器信号满足3余度等级：纵向增稳系统需要迎角信号、俯仰角速率信号或者法向加速度信号、俯仰角速率信号。迎角由迎角传感器提供，俯仰角速率信号由两个速率陀螺或者组合惯导提供，法向加速度信号由法向加速度计或者组合惯导系统提供。这样纵向增稳系统所需信号就满足3余度配置要求。横航向增稳系统所需关键信号：偏航角速率信号是同俯仰角速率信号由两个速率陀螺或者组合惯导，满足3余度配置要求。自动驾驶仪所需姿态信号由航姿系统、垂直陀螺和磁航向传感器、惯导系统提供，满足3余度配

5、置要求。飞控计算机本身具有3余度等级。舵机为二余度电动舵机，由于内外升降舵、升降副翼在俯仰和滚转操纵上构成冗余，所以总体上俯仰和滚转操纵具有3余度等级；偏航操纵正常情况下使用阻力方向舵，在阻力方向舵出现故障情况时，经验证，可以通过控制律重构操纵升降副翼保证飞机的航向稳定性，所以对于航向操纵总体上也满足3余度等级。综上所述关键传感器信号、飞控计算机和舵面操纵具备3余度等级，所以飞控系统总体上具备3余度等级。1.3. 基本工作原理飞控计算机采用“主备备”式结构，FCC_A是主控计算机，FCC_B、FCC_C是备份计算机。正常情况下FCC_A输出控制信号控制舵面的偏转，FCC_B、FCC_C处于热备

6、份状态，当一台计算机出现故障时，降级为“主备”模式，一台计算机工作，一台计算机处于热备份状态。3台飞控计算机都接受所有的传感器信号，并完成控制律计算、导航计算、飞行管理等功能。2余度舵机接受来自主计算机的控制信号，控制舵面按指令偏转。二余度舵机具有两个独立的接口，主机算计的输入一路信号分为两路分别进入舵机的两个独立接口。其它只能接收单个信号的系统，如起落架刹车系统，则无需把一路信号分为两路。飞控计算机A、B、C通过CCDL交换数据，并根据三个计算机的采集数据进行自监控和互监控，每个飞控计算机都给出三个飞控计算机的一组监控结果，三组监控结果通过DI通道送往表决逻辑电路。表决逻辑电路根据多数原则判

7、断哪个计算机出故障，并根据故障信息进行故障通道切换和记录。计算机故障是在n（初定n=5）次故障结果后才确认的，以排除瞬时故障。下面叙述飞控计算机故障的处理过程，FCC表示飞控计算机。不失一般性我们假设判定FCC_A出现故障，则飞控计算机转入“主备”工作模式，这时FCC_B成为主计算机，FCC_C成为备份计算机，表决电路将FCC_B接入控制输出通道。在将FCC_B接入控制输出通道的同时，表决逻辑电路将FCC_A复位，FCC_A重新启动后，表决逻辑电路计时，在时间间隔T内FCC_A都正常工作的情况下，将控制输出通道切换回FCC_A，恢复到“主主备”工作模式；在时间间隔T内，仍然判定FCC_A处于故

8、障状态，则永久性切除FCC_A。在时间间隔T内FCC_B、FCC_C互监控，并监控FCC_A，这时置FCC_A监控结果为无效。若FCC_A被切除，则系统处于二余度工作模态下，FCC_B、FCC_C互监控，这时会出现16中组合监控结果，表决逻辑电路对每种组合结果作出处理。“主备”工作模式下，FCC_B、FCC_C其一出现故障时，转入单余度工作模式，并将故障计算机重启，在时间间隔T内，故障计算机如果恢复正常，则继续维持二余度工作模式，如无法恢复，则切除故障计算机，改为单余度工作模式。若出现所有计算机都出现故障，将系统全部重启。当判定某个舵机出现致命故障时，控制指令输出计算机（主计算机）将故障舵机离

9、合器松开，使舵面处于松浮状态。控制律软件则根据故障情况对控制律进行重构。若表决电路逻辑出现故障，上述结构可保证至少有一个通道能够正常工作，因为无论开关在什么位置，当所有的飞控计算机都完好时，总能通过其中一个通道控制舵机。1.4. 监控和表决逻辑该飞控系统设置两个表决面：·飞控计算机对来自各种传感器的输入信号进行软件表决；·飞控计算机对控制律计算结果进行软件表决，通过交叉数据链获得其余通道的信号。这两个表决面基本的信号软件选择算法是3个信号有效时选中值，两个信号有效时选均值。具体详细表决算法在详细设计阶段加以细化。下面给出各种飞控计算机各种工作模式下的故障表决逻辑，布尔值含义

10、如下：计算机：1为正常，0为故障；开关位置：00表示接FCC_A（A通道），01表示接FCC_B（B通道）；10表示接FCC_C（C通道）；11表示开关位置保持不动。1.4.1. 基本监控和表决逻辑系统作为一个三余度系统进行表决时，表决逻辑遵守多数原则，即3判2原则。表决逻辑见表1、表2。表 1表决逻辑计算机A对计算机A/B/C的监控结果计算机B对计算机A/B/C的监控结果计算机C对计算机A/B/C的监控结果表决逻辑电路表决结果注释计算机A状态1111计算机A正常1101计算机A正常1011计算机A正常0111计算机A正常1000计算机A故障0100计算机A故障0010计算机A故障0000计算

11、机A故障计算机B状态1111计算机B正常1101计算机B正常1011计算机B正常0111计算机B正常1000计算机B故障0100计算机B故障0010计算机B故障0000计算机B故障计算机C状态1111计算机C正常1101计算机C正常1011计算机C正常0111计算机C正常1000计算机C故障0100计算机C故障0010计算机C故障0000计算机C故障表 2开关逻辑计算机A状态计算机B状态计算机C状态开关位置注释表决逻辑电路判定结果11100正常工作11000转入降级二余度处理逻辑10100转入降级二余度处理逻辑01101转入降级二余度处理逻辑10000转入降级单余度处理逻辑01001转入降级单

12、余度处理逻辑00110转入降级单余度处理逻辑00011开关位置不变1.4.2. 降级二余度监控和表决逻辑当一个飞控计算机被判定为永久性故障后，系统降级为一个二余度系统。表决逻辑遵守其一优先的原则（AB组合A优先；AC组合A优先；BC组合B优先）。表决逻辑见下表，不失一般性假设FCC_C故障，FCC_A、FCC_B分别处于“主备”二余度工作模式下。表 3二余度工作模式下表决逻辑与开关逻辑计算机A监控结果计算机B监控结果表决逻辑电路判定结果A表决逻辑电路判定结果B开关状态注释11111100111010001101010111001000101110001010100010011000100010000111010101100011010101010100001100110011001000110001010100