无人驾驶飞机大气数据计算机系统的研究

本文详细的介绍了无人驾驶飞机大气数据的计算系统的工作原理及总体方案。。。。。

西北工业大学

硕 士 学 位 论 文

（学位研究生）

题目无人驾驶飞机大气数据计算机系统的研究

作者 史利剑

指 导 教 师 严家明

专业技术职务 副教授

学科（专业） 通信与信息系统

二○○一年三月 西安

西北工业大学

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摘 要

在无人驾驶飞机中，大气数据参数的采集和处理是非常重要的，它是保障飞机飞行安全以及保证地面指挥和操纵人员正确引导飞行、顺利完成任务的关键所在。本文针对无人机的具体特点，对其大气数据参数的采集、处理和显示进行了研究和讨论。

本文详细地介绍了无人机大气数据计算机系统的工作原理，论证了适合其特点的总体方案，并着重对系统的硬件和软件设计进行了分析和研究。在软件、硬件的设计中均采取了按功能分割的模块化思想。最后还对系统的抗干扰技术进行了比较深入的研究。

实践证明，所设计的系统，方案合理有效，具有较好的实时性和可靠性，基本上满足了系统的设计需要。如果外接上实际的大气数据参数传感器，就可构成实用的大气数据计算机系统。

关键词：无人驾驶飞机

大气数据计算机

信号采集及处理

模块化结构

软硬件设计

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ABSTRACT

In the pilotless aircrafts, Collecting and processing Air data plays important roles in ensuring the safety of aircraft flying. It is the key for the proper commands and correct guidance of flying and contributes a lot to the implement of task. In this paper, collecting, processing and displaying data have been discussed in details according to the features of pilotless aircrafts.

The principle of the Air Data computer system of Pilotless aircrafts has been analyzed, and the design scheme proved. Furthermore, the hardware and software design of the system have been investigated and studied. Some practical measures are taken to improve the anti-interference performance.

Experiments have testified that the designed system scheme is reasonable and efficient. It performs the great real-time capability and meets the demand of the required reliability. A functional Air data computer can be implemented if the Air Data sensors are added.

Keyword: pilotless aircraft

Air Data Computer

Signal collecting and processing

Modular method

Software and hardware design

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目 录

前言.……………………………………………………………………………1

第一章 大气数据计算机系统概述.……………………………………………3 §1.1

§1.2

§1.3 大气数据计算机系统的起源及发展……………………………3 对大气数据计算机系统的功能要求……………………………5 目前大气数据计算机系统的现状………………………………6

第二章 无人机的大气数据计算机系统.………………………………………8 §2.1

§2.2

§2.3 系统组成及工作原理……………………………………………8 气压高度的计算原理……………………………………………9 指示空速与真实空速的计算原理………………………………14

第三章 无人机大气数据计算机系统硬件的研究.……………………………25 §3.1

§3.2

§3.3 数据采集处理模块的研究………………………………………25 数据显示模块的研究……………………………………………33 双机之间通信的研究……………………………………………38

第四章 无人机大气数据计算机系统软件的研究.……………………………39 §4.1

§4.2

§4.3

§4.4 软件设计的基本思想……………………………………………39 数据采集处理模块软件的研究…………………………………40 显示模块软件的设计……………………………………………47 双机通信程序的研究……………………………………………49

第五章 系统抗干扰技术的研究.………………………………………………51 §5.1

§5.2

§5.3 干扰的作用机制及其产生的后果………………………………51 硬件抗干扰措施…………………………………………………52 软件抗干扰措施…………………………………………………53

结论.……………………………………………………………………………58 致谢.……………………………………………………………………………59 参考文献.………………………………………………………………………60

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前 言

无人驾驶飞机，即不载人飞机，简称无人机，是由无线电遥控设备或自备程序控制系统操纵的不载人飞机。它具有体积小、重量轻、机动性能好、造价低廉、用途广泛、不依赖机场、空勤保障简单、不受人的生理特点限制等优点，在现代战争、气象、地质勘探、和科学实验中得到广泛应用。

1917年无人机首先在英国问世，随后美国、前苏联、法国也相继进行研究。20世纪50年代，美国在朝鲜战争中首先使用无人机实施战地侦察。60年代和70年代以来，随着电子技术的发展，特别是大规模集成电路的发展、以及微型计算机、多种电子传感器等技术的涌现，无人机的研究进入了一个较快的发展阶段。尤其是近些年来，由于计算机技术和新兴材料科学的发展、无人机的性能得到了极大的提高。无论是在海湾战争、还是在北约入侵南联盟的战争中，都可以看到无人机在其中的重要作用。无人机被广泛应用于战术情报收集、电子对抗、海上救援、火炮目标测定等任务之中，取得了显著的战绩。虽然我国无人机的发展起步较晚，但进步很快。20世纪60年代以来，先后研制出了传统型、适用型、靶机型等多个型号的无人机，在许多领域，尤其是在军事领域中得到了广泛的应用。

同其它通用的飞机一样，无人机大气数据的采集与处理也同样非常重要。它是保证无人机飞行安全和地面指挥、操纵人员正确引导飞行、顺利执行飞行任务的关键之一。但是，目前在有些无人机上获取大气数据的方法比较简单，精度也不够，没有一个单独的大气数据计算机系统。这已经不太适应当今军用设备的高速度、高精度、易操作发展的需要。这样的问题亟待解决。

无人机大气数据计算机系统这一课题正是基于上述问题而提出的。它研究的主要内容就是如何根据大气原始参数传感器输出的信号，经过采集和处理以后，得到满足无人机精度要求的大气气压高度Hp、指示空速Vi和真实空速V。

本文首先比较详细地讨论了无人机大气数据计算机系统的工作原理，论证了该系统的总体方案，并着重讨论了用V/F转换和F/D转换来实现高精度模数转换的方法以及为满足无人机实时性要求的而采取的数据处理方法。进行了系统中全部硬件、软件的设计、调试和编程。此外，还设计了用于验证无人机大气数据

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计算机系统的输出正确性的显示电路模块。虽然，本文的设计和论述是针对无人机的，但稍加改进，也可以应用于小型民用飞机以及其它需要大气数据的设备上。可见，无论是从提高无人机的安全性能，还是从其推广应用上看，都具有很高的价值和做出重要的贡献。

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第一章 大气数据计算机系统概述

大气数据计算机是现代化飞行中必不可少的一种航空电子设备，它为机载火控系统，飞行控制系统和导航系统等提供所需的大气数据信息，其性能的好坏不仅直接关系到对大气数据的准确检测和指示，而且还影响飞行任务的完成及飞行的安全，因此，世界上各个国家都非常重视大气数据计算机的发展和应用。

§1.1 大气数据计算机的起源及发展

大气数据计算机的发展一直紧随航空技术的发展而发展，在其发展过程中，一共经历了高度控制型、气压计算机型、简单机电式、中等复杂的机电式、高级复杂的机电式、数字∕模拟混合型，以及目前广泛应用于现代化飞行器的数字式大气数据计算机。

最早的飞机是在没有任何飞行仪表的情况下飞行的，驾驶员只能依赖于他的视觉、感觉和听觉给出相对地面的高度和速度等大气参数。因此，这种飞行只限于在良好的气候条件下进行的，试图在恶劣天气下飞行维修会发生飞行事故。

随着航空技术的发展，航空专家们越来越多的认识到必须设计一种能够在能见度差的条件下操纵飞机的系统，即飞行状态仪表。大气数据仪表系统即是表征飞行状态仪表的一部分。

最初的空速指示器和高度表非常简单。其空速指示器就是利用表内的开口膜盒，在动压的作用下膨胀，从而带动指示出相应的空速。这是因为动压的大小与气流的速度等因素有关，所以指针的指示能够反映气流速度的大小，即空速的大小。而由于在标准大气压条件下，气压高度与静压是一一对应的单值函数关系，所以可以用气压的大小来反映速度的高低，因此最初的高度表实际上就是一种真空膜盒式气压计，以米或英尺计量高度。首先把膜盒内部抽成接近真空，作用在膜盒外部的为静压，这样，高度表便是测量绝对压力的气压计，不过刻度为与气压相对应的高度罢了。

气动式大气仪表的进步发展，使出现了升降速度指示器和马赫数指示器。 机械式大气数据仪表依靠空气流直接驱动指示器，结构简单、可靠性好。经

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过专家的多年研制，出现了许多修正方案，如：温度误差的机械补偿，气压校正及克服风速影响等，因而提高了指示精度。

随着气动仪表的高速发展，从而导致了气动传感器的出现，促进了大气数据计算机的产生及发展。

在20世纪40年代和50年代，许多高空、高速飞机相继出现。随着飞行性能的要求的提高，自动驾驶仪和飞机增稳系统也相继装备在飞机上。而每一种新的要求，都会导致一种新的大气数据传感器的出现。但是由于一个分立式传感器只能输出一个信号，因此当需要大量大气数据信号时，就不能不重复使用大量的传感器。这样，不仅增加了设备的重量和体积，而且会产生动压、静压系统的状态误差以及静压源误差，从而引起自动驾驶仪的稳定性变差，不适应高速飞机的要求。

针对上述问题，科学家们设计出了第一代的大气数据计算机。其基本思想就是将原先的大量的分立式数据传感器综合为两个基本的传感器，即静压传感器及全压传感器。然后，利用先进的闭环伺服回路技术，把经过高度、空速、马赫数等函数解算后的结果输送到自动驾驶仪及真空需要大气数据信息的飞行系统中。这种综合式的设备就是中央大气数据计算机（CADC）。

这种电气机械式（即模拟式）CADC与原先的分立式传感器相比，在结构上有了很大改进，整体重量减少了50%，大大减少了管路的复杂性，全压、静压系统表壳的总容量明显减少，从而使气动时间常数大大减少，自动驾驶仪的稳定性得到了很大的提高。因此，这种电气机械式中央大气数据计算机一直持续应用到20世纪60年代。随着航空技术的发展，飞机的性能要求越来越高，需要越来越多的大气数据函数，这就使得中央大气数据计算机变得越来越复杂。其输出参数包括：高度、指示高速、马赫数、真空速、大气总温和静温，当量空速、空气密度以及各种函数。一般来说，每增加一个大气数据函数，大气数据计算机就需要有一套新的伺服系统和一个函数解算装置，而且每个函数又派生出许多不同形式的输出。所以，中央数据计算机（CADC）实际上是一种非常复杂的模拟计算机。系统的复杂性使功率损耗和重量增加，体积较大及平均故障间隔时间缩短。因此，可靠性又成为一个严重的问题。

随着大规模集成电路和运算放大器的出现，使固态模拟式大气数据计算机的设计产生成为可能，而随着数字式计算机的微型化，固态模拟式大气数据计算机

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迅速地向混合式大气数据计算机（HADC）的方向发展。

到了20世纪70年代，HADC使用微处理机作为具有模拟和数字输入∕输出的中央处理器。与前所讲的机电式模拟式大气数据计算机相比，其体在体积上和重量上均有所减少，大约为1∕2。因而，延长了平均故障间隔时间，使可靠性大大提高。

根据20世纪80年代飞机发展的需要，美国又设计出了数字式大气数据计算机（DADC）。DADC应用微处理机和半导体存储器的技术，由程序直接完成大气数据的计算。它具有处理模拟、离散和数字输入的能力，并能提供离散和数字输出。随着计算机科学技术的迅速发展，可以预见，DADC的计算机功能和监控功能等方面将会更加完善，它的体积、重量和功率损耗将会进步减少，价格将会进一步降低。

当前，航空技术向着更高的集成方向发展，即向“大系统”方向过渡。所谓“大系统”就是飞机上装备一台中心计算机，由它对飞机上所有电子设备进行系统监控、故障诊断和操作整理。每个系统与中心计算机之间由总线连接起来，而实际上大气数据计算机就是其中的一个独立的子系统。而随着计算机速度的提高，内存容量的扩大，子系统的计算任务可以由中心计算机来承担，大气数据传感器输出的信息方可直接传送到中心计算机的数据采集系统。这样，即减少了系统的计算机数量，而且使用和维护更加简单、成本降低。这将是大气数据计算机发展的方向。

§1.2 对大气数据计算机系统的功能要求

我们知道，飞机的大气数据参数是飞机上的导航系统、火控系统、发动机自控系统、空管系统及用于航行驾驶的仪表显示、警告系统等必不可少的信息。因此，为了满足飞机上其它系统对大气数据信息的需求和对大气数据系统的安全性、可靠性、可维修性的要求，一般来说，大气数据计算机系统应具有以下功能：

1. 　该系统在输入静压Ps，总压Pt（或动压Pq）、大气总温Tt、气压修正信号

⊿P0和指示仰角αi和静压源误差修正信号的条件下，应能提供下列大气参数信息，即气压高度Hp，气压修正高度Hp0、气压高度变化率HP、高度偏差信号⊿HP、马赫数M、M的变化率、指示空速Vi、真空速度Vt、最大允

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许空速VMO和最大允许马赫数MMO、真实仰角αt、大气密度ρs、大气静温Ts、大气总温Tt、真实静压Ps、指示动压Pqi、真实动压Pq、空速保持⊿V和静压变化率等。

2. 　系统应具有输出不同形式信息的功能。如根据实际需要能输出直流、单向

交流、三相交流等模拟信息，也能输出二进制和二—十进制串行或并行的数字量信息等。

3. 　系统应具有误差修正功能。如静压源误差修正、传感元件的非线性修正等。

4. 　系统应具有自监控功能和故障告警功能、其中包括全部主要部件的监控能

力。

5. 　系统应具有飞行前和飞行中的自检测功能。

6. 　系统应具有可快速方便地更换组件功能等。

上述对大气数据系统的全面功能要求，视飞机机种的不同而有所差别。除上述功能要求外，其还应该满足一般常规要求，如静态性能、动态性能、体积、重量和功耗等。

事实上，并不是所有的飞机都完全满足上述功能要求，当然也没有必要。下面我们所要讨论的无人机数据大气数据计算机就属于这种情况。我们只讨论由输入参数中最基本的参数：静压Ps和动压Pq来测量出气压高度Hp、真实空速V及指示空速Vi来。

§1.3 目前大气数据计算机系统的现状

随着航空技术的发展，作为飞机上主要的大气参数信息源的大气数据计算机的重要性也越来越多地被人们所认识。因此，对大气数据计算机的研究得到迅速发展。由于数字式大气数据计算机（DADC）具有诸多优点，所以，现在的主流产品大部分都是数字式大气数据计算机（DADC）。在国外，大多数民用飞机都装备了按照ARINC706规范所设计的数字式大气数据计算机。比较典型的产品是：美国斯佩雷（SPERRY）公司研制的、用于装备在波音757、波音767以及A310飞机上的数字式大气数据计算机。而在军用飞机上则主要装备英国马可尼公司研制生产的标准大气数据计算机（SCADC）系列，它由若干标准模块和少量专用模块组成。通过其5种不同的型号加上少量专用模块后能装备于37种各

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种军用飞机上。

我国的大气数据计算机的研制始于20世纪70年代。目前研制生产的机型主要有：SS∕SC－5、8802、8430、8903等十多种型号。分别装备在各类歼击机、运输机等飞机上。

可以这样说，目前，装备于大型飞机，包括军用飞机、民用飞机的大气数据计算机的生产研制已比较成熟，最新型的机载式大气数据计算机已通过生产定型。与此相反的是，由于受到人们重视程度的影响以及条件的局限，目前在国内，尚未发现针对无人机的特点的高性能的小型机载式大气数据计算机。在这种情况下，我们提出了无人机的大气数据计算机的研究这个课题。

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第二章 无人机的大气数据计算机系统

§2.1 系统组成及工作原理

通用大气数据计算机系统是一种典型的计算机综合实时测试系统。它依靠少量的传感器获得基本信息后，通过中央处理机计算出几十个甚至上百个有用的大气数据参数，提供给其它需要大气参数的机载电子设备，同时，它的运算及传递速度快，能及时采集．运算和输出信息，以适应飞机系统的快速动态响应要求。

针对无人机的具体特点，我们提出了无人机大气数据计算机的具体设计方案。其工作原理框图如图2－1所示。

图2－1 无人机大气机原理方框图

因为我们研究的是无人机大气数据计算机，受无人机的成本、体积、重量、功耗，所使用的环境条件等诸多方面因素的限制，它不可能像普通大型飞机上所使用的大气数据计算机一样，全面地测量出大气静压Ps，大气动压Pq、总温度、攻角、侧滑角等大气数据计算机系统所需要的全部输入参数。同样的道理，对输出参数的选取也只要求输出最基本、量重要的大气数据参数。从图2－1可见，它由原始参数传感器、输入接口、单片微机等组成。

原始参数传感器包括静压传感器和动压传感器。它们分别测得相应的原始参数，并以模拟量的形式送到输入接口电路。

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输入接口电路主要由V／F变换器和F／D变换器组成，把来自原始参数传感器的信号变成数字量输入到单片微机中，通过对飞行环境的假设，参数的转换及对计算公式的简化，经计算和处理后，得到气压高度Hp，真实空速V以及指示空速Vi来。其结果经过单片微机串行送无人机的测控系统之中，提供给无人机其它机载设备使用。在本课题中，为了验证所计算出的大气数据参数的准确性，我们专门设计出了显示模块，来模拟无人机测控系统的接收情况。

§2.2 气压高度的计算原理

2.2.1 国际标准大气

为了满足飞机仪表标准化的需要，1972年由《航空与航天器》技术委员会起草，国际民航组织和世界组织等共同讨论，并得到世界上主要国家同意的“国际标准大气”，已由国际化标准组织（ISO）正式编入《国际标准ISO2533—标准大气》，该标准规定了－2000米～＋80000米高度范围内大气各参数与高度的关系。

国际标准大气规定：

（1） 空气为干燥的理想气体，并遵循理想气体方程所确定的关系：

P=ρR*T

M=ρRT (2-1)

式中:

P—气体的气压 （单位：Pa）

ρ—气体的密度 （单位：kg/m）

T—气体的温度 （单位：K）

M—平均空气克分子量 M＝28.964420[kg/kmol]

R*—通用气体常数 R*＝8314.32[kg.m 2/S2.K.KmoL]

R—空气专用气体常数 R=

（2） 以平均海平面为零高度。海平面大气的标准状态为:气压Po为R*22=287.05287[m /S.K] M3

760mmHg（或101.325Kpa）；气温T。为288.15K；标准空气密度为1.225kg/m3。

（3）

为了便于讨论大气中的压力分布，国际标准大气引出了重力势

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φ及重力势高度H的概念。重力势φ（X、Y、Z）代表了地球大气层内某一给定点上空气微粒的势能φ（X、Y、Z）。在地球重力场内，当φ（X、Y、Z）为常数时，其所确定的面上的所有势能都相等，就称之为“等位势面”或“等重力势面”。当空气微粒沿地球外法线从重力势为φ1的面移动到φ2（φ2＝φ1＋dφ）的面时，单位质量所做的功为：

dΦ=

或 ghdh （2－2）

Φ=∫g dh （2－3）

0hh

式中： h—几何高度（单位：米）

g h—随几何高度h变化的自由落体加速度（单位：米/秒2）

用重力势φ除以标准自由落体加速度gn，就得到重力势高度H的表示

式： H=

或 Φ=n1h ∫n0gh（2－4） dh

dH=g h

ndh （2－5）

在标准大气情况下，只考虑地球万有引力时，用下面的公式就可以足够精确地求得不同高度的重力加速度： g=hg r （2－6） n r+h

式中：r＝6356766米，称为地球的公约半径。

将式（2－6）代入式（2－4），可得：

H=rh （2－7） r+h

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h=rH （2—8） r H

（4） 对流层的顶界为11公里；在对流层内，气温垂直变化率为－

6.5K／km，即每上升1000米，气温降低6.5K；在高度为11公里至25公里的平流层内，气温不随高度而的变化而变化，等于－56.6℃；当高度超过25公里时，气温随高度的升高略有上升，气温的垂直变化率约为1K／km。

而每一高度分层的温度均取为重力势高度的线性函数，即：

TH=Tb+β(H H) （2－9） b

式中， Hb－相应层的重力势高度

Tb－相应大气温度的下限值

β－气温的垂直变化率（β＝dT/dH）。

2.2.2 飞行高度的定义及种类：

飞行高度是指飞机在空中距离某一个基准面的垂直距离。它是描述飞机的飞行性能和飞行状态的主要参数之一，也是飞机在飞行中的一个重要的控制参数。

根据测量高度时所选取的基准面不同，得出的飞行高度也不同，在飞行中所使用了飞行高度大约可分为以下几种：

⑴ 相对高度：飞机从空中到一指定地点地面的垂直距离，称为相对高度。利用大气特性测量相对高度时，一般用指定地点的气压平面作为基准面。 ⑵ 真实高度：飞机从空中到正下方地面目标上的垂直距离，称为真实高度。 ⑶ 绝对高度：飞机从空中到实际海平面的垂直距离。

⑷ 气压高度：指飞机从空中到大气压力等于760mmHg的标准气压平面的垂直距离。这是一个人为的大气模型高度。由于气压高度在国际上是一通用的，在空中交通管制中有极大的作用。当飞机作长途转场飞行或在指定空域待命飞行时，都按某一指定的气压高度来保持飞行高度，以防止飞机在同一航线上与其它飞机相撞，从而保证了飞机的飞行安全。

因此，如果不加注明的话，我们这里讨论的飞行高度一般都指气压高度。

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2.2.3 气压高度公式

我们知道，利用大气压力随高度的变化而变化的特性，通过测量飞机所在处的大气压力（指静压Ps），就可以得间接测量飞机的气压高度。

这是可假设大气相对于地球静止，即没有水平和垂直方向的运动，这时可

在任意高度上取一个截面积为ds，高度为dh的微形空气柱，如图2－2所示。

假设这微形空气柱的下底面所承受的大气压力为Ps；上底面所受的大气

压力为Ps+dPs，则压差为dPs。而设其重量为G。因为大气柱处于静止平等状态，则其静力平衡式为：

Pds (Pss+dPs)ds=G

而G=ρgdhds h

所以 dPSds+ρgdhds=0 h

即 dPS= ρgdh （2－10） h

或 dS

dh= ρg= S

hRTgh （2－11）

dsG

dh

图2－2 微型空气柱压力分析示意图

将式（2－5）代入上式，得：