一种尾座式电动飞行器的飞控航电通用架构及其仿真方法

本发明涉及垂直起降飞行器的飞控、航电系统领域，具体是一种尾座式电动飞行器的飞控航电通用架构，尤其是能够适配尾座式飞行器垂起与平飞双向转换、对电动旋翼系统和舵机操纵面执行器精确标定的架构，以及相应的自定义硬件在环仿真快速灵活搭建方法。

背景技术：

1、近年来随着无人机在各领域的逐渐普及，以及全电动力旋翼系统的进步，一类尾座式电动垂直起降飞行器再次成为低空经济的关注热点。不同于多旋翼、复合翼或倾转翼飞行器，尾座式电动飞行器仅配置单一形态的旋翼动力阵列，不含复杂的倾转机构，依靠独有的飞控航电系统实现整机倾转机动，满足竖直姿态起飞降落和水平巡航之间的双向过渡，因此可兼顾低成本和高可靠性。对于飞行控制难度较大的尾座式飞行器，为了在真机试飞前充分测试飞控航电计算机和飞行控制算法，硬件在环仿真通常是必要的环节。

2、实际上，尾座式电动飞行器的实现仍然存在较多的理论分析和工程实现困难，其中就包括主管飞行控制与机载设备的专用飞控航电相关的系统架构设计、对飞行执行器在宽飞行工况下的复杂特性建模、快速灵活搭建自定义的硬件在环仿真系统等。

技术实现思路

1、针对上述现有技术中的实际需求，本发明公开了一种飞控航电通用架构，其主体由飞控计算机模块、航电计算机模块和综合电源模块组成，其相应的硬件在环仿真方法还包括动力学目标机、单机模拟器集合、飞控航电地面站等设备，具有实时性、快速搭建和灵活适配的优势。只需替换传感器选型、飞行动力学数学模型，该飞控航电架构及其仿真方法可适用于任意气动特性和动力布局的尾座式电动飞行器的样机控制系统设计、测试与试飞。

2、本发明通过以下技术方案来实现上述目标：

3、一种尾座式电动飞行器的飞控航电通用架构，包含以下模块：

4、飞控计算机模块，其采用独立的计算处理器、数据存储、i/o和通信接口，外设连接包括飞控传感器单机、飞控执行器、飞控专用远程通信终端和航电计算机，所述飞控计算机模块用于读取和处理飞行控制核心相关的传感器数据、响应地面站远程控制指令、回传飞控遥测数据、执行底层飞行控制算法、驱动飞控执行器；

5、航电计算机，其采用独立的计算处理器、数据存储、i/o和通信接口，外设连接包括综合电源模块、航电传感器单机、航电执行器、航电专用远程通信终端、飞控计算机，所述航电计算机用于单机开关机和负载监测、读取和处理其他机载传感器数据、对飞控执行器标定模型的分布式异步更新、响应航电地面站远程控制指令、回传航电遥测数据、驱动航电执行器；

6、综合电源模块，其是一个多电压输出的直流-直流稳压模块，将航电电池输出电压降压稳压至各种机载弱电设备所需的额定电压，并提供足够的额定工作电流，所述综合电源模块开机后，所述航电计算机默认上电开机，由航电地面站程控综合电源模块以开关其他机载弱电设备，同时综合电源模块向所述航电计算机提供全部弱电设备的电压电流状态信息。

7、优选的，所述飞控传感器单机至少包括姿态测量单机、位置测量单机，可选的例如高度测量单机、避障系统单机等；所述飞控执行器至少包括旋翼电机的电子调速器若干，若飞行器具有操纵面执行器，还需包括操纵面的驱动舵机若干。

8、优选的，所述航电传感器单机至少包括空速计单机、攻角/侧滑角测量单机、动力系统负载监测单机，可选的例如多点温度监测系统、航灯系统等。

9、优选的，所述飞控和航电计算机通过专用数据通道交换信息，两者的协作机制包括：

10、s1.两者按照数据采样率高低分工读取不同的传感器。例如飞控计算机读取姿态位置相关的高采样率数据，用于底层飞行控制；航电计算机读取气动状态传感器和动力系统负载监测等低采样率数据；

11、s2.飞控执行器标定模型的分布式异步更新。由于飞控执行器的输入输出特性与气动、电源相关物理状态存在复杂非线性关系，本发明将飞控执行器的高维标定模型按维度更新频率拆分，分布式部署至航电和飞控计算机中做级联式的异步更新，航电计算机的低频更新结果通过专用数据通道发送给飞控计算机，保证底层飞行控制高频更新的精度；

12、s3.若飞控或航电计算机与地面站的专用通信链路故障时，另一计算机的远程通信链路可即时充当故障链路的备用远程通信方式，即两者互为远程通信的冗余备份；

13、优选的，所述飞控航电专用数据通道是飞控计算机与航电计算机之间有线连接的双工通信接口，硬件形式可选ttl电平、rs232或rs485等常见标准；

14、优选的，所述飞控执行器标定模型以电机旋翼系统、舵机操纵面系统为主。以前者为例，航电计算机采集动力母线电压和空速数据，更新标定模型中的电压-空速维度，得到拉力-油门维度的降维模型参数集，与空速、攻角、侧滑角等地采样率测量值打包成自定义数据帧后发送给飞控计算机，在底层控制中将期望拉力转换为归一化的油门量。

15、优选的，单机模拟器是标准化嵌入式系统和可定制化软件模板的总称。通过对软件模板的不同实现，可以模拟任意机载传感器单机或执行器单机的输入输出行为。对于传感器单机模拟器，其输入为动力学仿真数据，驱动软件模板中的传感器数学模型得到虚拟测量值，并按照真实传感器的输出协议封装为数据帧，按实际帧率通过真实硬件接口发送给飞控或航电计算机；对于执行器单机模拟器，使用与真实执行器一致的输入接口连接至飞控或航电计算机，解析控制指令并驱动执行器数学模型，计算得到执行器输出的力或力矩物理量，最后按自定义协议发送至动力学目标机，形成硬件在环仿真回路；

16、优选的，所述单机模拟器的标准化嵌入式系统可使用带有常规通信接口和通用输入输出口的单片机系统；

17、优选的，对于单机模拟器软件模板中的传感器或执行器数学模型，其形式可以是统计模型、代数模型、微分方程模型等。对于含有多个同类执行器单机的情况，可以用一个单机模拟器集成多个并行的数学模型，以简化仿真系统。

18、优选的，动力学目标机是仿真计算机和实时仿真软件所构成的整体，在飞控航电架构的硬件在环仿真中实时模拟飞行器的完整气动特性和飞行动力学，同时实现仿真可视化输出。动力学目标机通过仿真总线与各个传感器单机模拟器相连，一方面用于动力学目标机实时广播飞行仿真的全部状态变量，一方面用于执行器单机模拟器向动力学目标机实时发送底层控制输入状态变量，形成闭环的硬件在环仿真；

19、优选的，所述动力学目标机的实时仿真软件中采用了一种积分步长自适应的微分方程求解器，不依赖于仿真计算机的硬件配置，实现宏观实时仿真并保证积分精度，其算法工作步骤如下：

20、s1.求解器初始化：记当前操作系统时刻为t0，给定期望仿真步长dtdes，定义自适应仿真步长dt＝dtdes，算法线程休眠时长tsleep，实际仿真时长trun，步长自适应系数k，可接受的仿真步长范围dt∈[dtmin,dtmax]；

21、s2.单步递推：以为dt步长执行飞行器动力学微分方程的龙格库塔算法，得到trun+dt时刻的系统状态，求解器算法进入线程休眠，时长为tsleep；

22、s3.更新仿真时长：trun＝trun+dt；

23、s4.更新自适应步长：dt＝dtdes+k(当前操作系统时刻-t0-trun)；

24、s5.检查是否满足dt∈[dtmin,dtmax]，否则取dt为边界值，重复s2。

25、优选的，所述仿真总线可采用有线连接的双工通信接口，硬件形式可选ttl电平、rs232或rs485等常见标准，便于与基于嵌入式平台的单机模拟器高效通信。

26、针对本发明中的飞控航电架构，本发明还提出一种可快速灵活搭建的仿真方法，具体步骤包括：

27、s1.按照真机设备接线方式，将飞控计算机、航电计算机通过真机电缆与各自专用的远程通信终端、各个单机模拟器的输出或输入端连接；

28、s2.用硬件在环仿真总线连接动力学目标机与各个单机模拟器；将飞控和航电专用远程通信终端连接至飞控航电地面站计算机；

29、s3.连接电源模块至各个设备的供电电缆，使能综合电源模块的供电输出，航电计算机上电开机；通过航电地面站使能各个单机设备的供电，飞控计算机开机，确认各个模块电压电流正常；

30、s4.运行动力学目标机的飞行仿真软件，启动实时仿真的求解器，动力学目标机以固定帧率通过硬件在环仿真总线广播飞行器状态数据帧；

31、s5.传感器单机模拟器从硬件在环仿真总线上同步获取最新的飞行器状态向量，从中取出感兴趣的数据，按照传感器数学模型迭代输出虚拟的传感器测量值，然后按照所模拟的真实传感器单机输出协议和硬件连接发送数据帧至飞控或航电计算机；

32、s6.飞控计算机接收飞控地面站的遥控指令，基于传感器单机模拟器的测量数据迭代飞行控制算法，将控制量按照执行器通信协议发送至执行器单机模拟器，得到产生的力和力矩物理量数据帧，按控制算法的更新频率通过仿真总线发送至动力学目标机。

33、本发明的有益之处在于：

34、(1)可适用于具有任意气动外形、电动旋翼和气动操纵面执行器的尾座式电动飞行器的飞控航电系统开发、仿真和样机试飞；

35、(2)利用飞控计算机和航电计算机的协作架构优势，将飞控执行器的高维标定模型分布式部署，在航电和飞控计算机上做级联式的异步更新，在保证标定模型复杂度的同时兼顾了飞行控制输出的精度；

36、(3)硬件在环仿真中，动力学目标机的微分方程求解器中采用自适应变步长积分算法，可以在宏观时间尺度上保持动力学迭代的数值实时性，不受计算机操作系统和其他并行程序的影响。