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采用STM32设计的四轴飞行器飞控系统四轴飞行器飞控系统是一种应用于四轴飞行器上的关键控制设备。
它包括硬件和软件两个部分，用于控制飞行器的姿态、稳定性和导航等功能。
其中，采用STM32设计的四轴飞行器飞控系统因其高性能、低功耗和丰富的外设资源而受到广泛关注。
一、硬件设计：1.处理器模块：采用STM32系列微控制器作为处理核心。
STM32系列微控制器具有较高的计算能力和丰富的外设资源，能够满足飞行控制的计算需求。
2.传感器模块：包括加速度计、陀螺仪、磁力计和气压计等传感器。
加速度计用于测量飞行器的线性加速度，陀螺仪用于测量飞行器的角速度，磁力计用于测量飞行器的方向，气压计用于测量飞行器的高度。
3.无线通信模块：采用无线通信模块，如蓝牙、Wi-Fi或者无线射频模块，用于与地面站进行通信，实现飞行参数的传输和遥控指令的接收。
4.电源管理模块：对飞行器的电源进行管理，确保各个模块的正常运行。
包括电池管理、电量检测和电源开关等功能。
5.输出控制模块：用于控制飞行器的电机、舵机等执行机构，实现对飞行器的姿态和动作的控制。
二、软件设计：1.飞行控制程序：运行在STM32微控制器上的程序，用于实时读取传感器数据、运算控制算法、输出控制信号。
该程序包括姿态解算、飞行控制和导航等模块。
-姿态解算模块：根据加速度计、陀螺仪和磁力计等传感器数据，估计飞行器的姿态信息，如俯仰角、横滚角和偏航角。
-飞行控制模块：根据姿态信息和目标控制指令，计算出电机和舵机的控制信号，保证飞行器的稳定性和灵敏度。
-导航模块：利用GPS等导航设备获取飞行器的位置和速度信息，实现自动驾驶功能。
2.地面站程序：在地面计算机上运行的程序，与飞行器的无线通信模块进行数据交互。
地面站程序可以实时监测飞行器的状态和参数，并发送控制指令给飞行器。
总结：采用STM32设计的四轴飞行器飞控系统是一种高性能、低功耗的控制设备，包括硬件和软件两个部分。
硬件包括处理器模块、传感器模块、无线通信模块、电源管理模块和输出控制模块。
0 引言飞机中燃油系统，液压系统、刹车系统、起落架系统、前轮转弯系统以及电源等系统，均属于机电系统[1-3]。
机电系统是飞控系统、航电系统、火控系统、机载武器系统等其他系统的安全保障，往往影响着飞行安全[4]。
机电综合管理系统主要是监控机电各子系统的工作状态，将数据上传给航电系统，实现故障告警和信息共享。
机电管理计算机(UMC, utility management computer)是机电综合管理系统的物理载体，完成机电综合管理系统的各项功能。
随着机载综合化程度的提高，UMC的功能越来越多，产品也越来越复杂，UMC的生产调试难度越来越大。
针对某型UMC测试覆盖率低，效率不高的问题，本文设计了一种针对UMC的测试系统，实现对UMC的硬件接口测试和应用软件测试。
1 UMC架构UMC包含处理器模块CPU模块、输入输出模块GIO模块、串行通讯模块SIM模块以及总线接口模块MBI模块。
其中CPU模块实现数据处理及解算功能，处理器采用PowerPC750处理器，采用VME总线实现与其他模块的通信。
GIO模块实现模拟量采集、离散量采集以及离散量输出等功能。
SIM模块实现429，422以及485等串行通讯功能。
MBI模块实现GJB289A总线通讯功能。
UMC包含的接口类型如表1所示。
2 UMC测试需求UMC的测试需求包括以下几个方面。
2.1 控制功能（1）通过软件接口控制数字示波器的工作，包括采样率和电压范围；（2）通过软件界面控制直流电源的工作；（3）具有仪器校准功能；（4）具有系统自检功能。
表1 UMC接口表序号接口类型数量备注128V/开离散量采集30输入2地/开离散量采集35输入30-40V模拟量采集2输入44-20mA模拟量采集2输入50-80V模拟量采集2输入60-5V模拟量采集2输入7115V模拟量采集9输入828V/开输出15输出9地/开输出7输出10RS422通讯14双向11429通讯9双向12模式开关4输入1328V供电2输入14GJB289A总线4双向2.2 测试功能机电管理计算机的功能、性能测试，包括：（1）CPU模块的功能测试；（2）422串口收发测试；（3）429串口收发测试；（4）1553B收发测试；（5）多种类型的离散量接口测试；（6）多种类型的直流模拟量接口测试；（7）交流模拟量测试；（8）485接口测试；（9）电源拉偏测试。
飞控FTI系统状态监测与数据分析系统设计与实现张娟;吕鹏涛【摘要】在飞行试验工程中,机载测试系统完成对飞控数据的采集、封装和输出;为了实现基于USB的PCM数据解调及其与计算机之间的数据通信,实现实时的状态监测和数据事后分析处理,设计并实现了基于.NET框架的FCS FTI系统状态监测与数据分析系统;该系统包括数据实时捕获、状态监测、数据事后处理等模块;测试表明,系统各功能模块运行稳定,能对FCS-FTI进行状态监测并能进行数据事后分析处理,具有高效的实时性和良好的可靠性.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2015(023)009【总页数】4页(P3174-3177)【关键词】飞行试验;flight controller system;flight test instruments;状态监测;数据分析【作者】张娟;吕鹏涛【作者单位】中国飞行试验研究院,西安 710089;中国飞行试验研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】TP31飞控是飞行控制系统（flight controller system，FCS）的简称，是现代电传飞机所具备的自动化飞行控制系统［1］。
机载测试（flight test instruments，FTI）系统实现对飞行控制总线数据的采集、封装、输出等。
在飞行试验工程中，实现FCSFTI测试系统的状态监测，方便试飞测试工程师对采集参数信息、数据完整性等信息进行在线分析；实现飞控数据实时与事后分析，对FCS-FTI系统进行整体行为研究、效能评估、故障诊断等具有很高的应用价值。
FCS-FTI是飞控机载测试系统的简称。
在飞行试验工程中，FCS-FTI系统从飞机数字飞控计算机系统采集飞控数据，同时接收外部时间信息，并将采集的FCS数据和外部时间数据封装成PCM（pulse code modulation）数据流输出。
FCS-FTI状态监测与数据分析系统总体方案如图1所示，系统通过基于USB接口的PCM解调卡实时解调PCM数据流，并将获取的数据进行实时记录与回访、实时分析与显示等实现FCS-FTI状态监测；从数据记录设备获取静态数据进行数据事后分析。
民用航空中的飞行控制系统设计与实现随着空中交通的逐年增长，民航领域相应的技术发展也在不断加强。
其中，飞行控制系统是民用航空中不可或缺的重要组成部分。
作为现代飞行控制系统的核心，飞行控制系统不仅需要实现飞行器在空中飞行的安全性、稳定性和精确性，还需要考虑如何通过最优化的方式来达到满足不同需求的目的。
本文将详细介绍民用航空中飞行控制系统设计与实现的相关技术和实践应用。
一、飞行控制系统概述飞行控制系统是飞机操纵的核心系统，它包括飞行姿态控制系统、舵面控制系统、自动驾驶系统、电子航图显示系统、机载计算机和通信导航系统等。
其中，飞行姿态控制系统是飞行器中最重要的一个部件之一，它主要负责操控飞行器的姿态变化，使其保持平稳、稳定的飞行状态。
舵面控制系统则通过电子控制单元控制襟翼、副翼、方向舵等舵面的角度变化，以实现飞行器在不同飞行阶段的控制要求。
自动驾驶系统是现代民用航空飞行控制的主要手段。
它通过计算机、传感器和舵面等各个组件的协同作用来控制飞行器，实现预定航线、高度、速度和姿态等飞行参数的控制。
电子航图显示系统和机载计算机则是在飞行中必要的辅助工具，它们能够在实时监测、计算数据处理、飞行参数存储和显示等方面发挥重要作用。
通信导航系统则是飞行过程中的必要辅助工具，可以帮助飞行员掌握目标位置，管控和控制目标方向和姿态变换，确保飞行安全。
二、飞行控制系统的设计与实现1. 系统设计阶段在飞行控制系统设计阶段，需要对如下几个方面进行全面考虑：（1）系统功能需求：系统设计前，必须明确系统的功能需求，以便于开展详尽的前期调查研究工作。
（2）传感器选择：在控制飞行的过程中，需要大量的传感器来获得飞行状态和环境信息。
这些传感器需要选择为具有可靠性、稳定性和精度高的型号，以满足飞行安全需求。
常见的传感器有加速度计、陀螺仪、地磁传感器等。
（3）算法选择：在计算过程中，需要进行数据的采集、处理和辐射。
应该选择适当的算法，用来进行数据的快速处理，以保证系统的运行效率和精确度。
小型无人机飞控系统设计随着无人机技术的迅速发展，小型无人机在各个领域的应用越来越广泛。
然而，要实现小型无人机的稳定飞行并不容易，这需要设计一套精良的飞控系统。
本文将详细探讨小型无人机飞控系统的设计，旨在实现无人机的稳定飞行。
在小型无人机飞控系统的设计中，首先需要明确设计目标。
飞控系统的目标是根据无人机的实时状态和外部环境因素，通过调整各种参数，保证无人机的稳定飞行。
为了达到这一目标，我们需要选择合适的技术方案。
目前，应用于小型无人机飞控系统的技术主要包括：比例-积分-微分（PID）控制、卡尔曼滤波、神经网络等。
其中，PID控制是一种经典的控制算法，它通过调节系统的误差信号，实现对无人机姿态、位置等参数的精确控制。
而卡尔曼滤波则是一种基于统计学的控制算法，它通过预测无人机的状态，实现对无人机状态的精确估计。
神经网络作为一种人工智能技术，通过训练大量数据，实现对无人机状态的智能预测和控制。
在选择技术方案后，我们需要使用编程语言编写飞控系统的程序。
常用的编程语言包括C++、Python等。
在编写程序的过程中，我们需要将各种算法和控制器集成到程序中，以便实现对无人机状态的实时监控和调整。
调试和测试是飞控系统设计的重要环节。
在调试过程中，我们需要不断调整各种参数，以保证系统达到稳定状态。
同时，我们还需要进行各种测试，包括系统功能测试、性能测试、安全测试等，以确保飞控系统的可靠性和稳定性。
在进行系统仿真的过程中，我们首先需要建立小型无人机飞控系统的数学模型。
数学模型可以帮助我们更好地理解无人机的动态特性和控制系统的行为。
然后，我们选择合适的仿真工具，如MATLAB、Simulink 等，根据数学模型建立仿真实验。
在仿真实验中，我们可以通过改变不同的参数，如控制器的增益、滤波器的参数等，来观察无人机飞行的表现。
通过对比不同参数下的仿真结果，我们可以对飞控系统的性能进行分析和评估，找出最优的参数设置。
同时，仿真实验也能够帮助我们预测在实际环境中无人机飞行的表现，为后续的实际飞行实验提供参考。
双双余度飞控计算机余度管理算法设计与实现作者：马超郭勇刘意王亮马倩来源：《科技风》2017年第01期摘要：飞控计算机是自动飞行控制系统数据处理、控制和综合的核心，其可靠性对飞机的飞行安全有着至关重要的影响。
通常采用余度设计提升飞行控制系统的可靠性和容错能力，余度设计的关键技术就是余度管理策略和方法，系统的故障容错能力主要是通过余度管理功能来实现的。
针对本文提出的双双余度飞控计算机架构，详细描述了其余度管理算法的设计流程，采用这样的设计模式使得系统软件架构清晰，结构明确，大大提高了飞控系统安全性和可靠性的要求。
关键词：双双余度；飞控计算机；余度管理；容错性飞控计算机是面向飞行控制系统应用的计算机，主要任务是完成控制率计算、余度管理和机内自检测[ 1 ]。
飞行控制系统是安全关键系统，为此，对飞控计算机的安全性和可靠性提出了极高的要求，军用飞机飞控系统的可靠性要求为1.0×10-7/飞行小时以上（民机为10-9/飞行小时）[ 2 ]，同时还必须满足一次故障工作、二次故障安全的安全等级。
因此，飞控计算机通常采用余度技术以满足上述要求。
本文提出的飞控计算机采用了双双余度架构，其容错系统的关键技术就是余度管理，余度管理是决定系统可靠性的关键因素，也是容错管理的主要功能。
系统的故障容错能力主要是通过系统的余度管理来实现的。
本文概要介绍了双双余度飞控计算机系统软件的架构设计，并对余度管理算法做出了详细的描述，该设计方法很好的应用于飞控系统软件的开发中，大大提高了飞控系统的容错性和可靠性。
1 系统概述1.1 体系结构设计双双余度飞控计算机采用2×2相似余度构型，系统包含2台相同构型的飞控计算机，每台飞控计算机机箱内包含命令通道（A通道）和监控通道（B通道）两个通道。
2台飞控计算机间可互换，计算机内命令通道和监控通道具有相同的硬件设计，运行相同软件。
两台计算机之间采用松耦合的交联方式，不设置同步总线。
Science &Technology Vision科技视界0引言无人机(简称UAV)是一种体积小、重量轻、安全性好、成本低廉、可携带多种任务设备、执行多种任务,、并能重复使用的无人驾驶航空器[1-2]信息化技术不断进步,无人机在现代电子战中获得了迅猛发展。
飞行控制系统软件做为无人机的核心软件,对无人机系统至关重要。
在顶层软件设计时,采用先进合理的软件架构,对飞控软件完成系统功能、提高系统性能,降低错误出现概率、提高软件可靠性和安全性有很大益处。
1软件需求分析在设计软件之前,需要针对系统的软件部分调查、分析用户和利益相关方的需要,在飞控系统内,需要通过机载软件实时完成对无人机的控制和命令响应,在地面软件进行人机操作和状态显示,具体需求分析如下。
1)需要具有机载软件;2)需要具有地面软件;3)机载软件需要是实时操作系统,快速完成控制和命令响应;4)机载软件具有基本通信功能,可和测控电台进行通信、并可读写端口信息;5)机载软件具有自主飞行控制功能;6)机载软件具有传感器管理功能;7)机载软件具有执行机构输出能;8)机载软件具有应急处理功能;9)地面软件具有地图显示及飞行状态显示功能;10)地面软件具有飞行计划拟订、保存、上传功能;11)地面软件具有飞行控制功能;12)地面软件具有传感器设置和显示功能;13)地面软件具有遥测数据显示功能;14)地面软件具有飞前检查功能;15)地面软件具有日志记录和重演功能,并根据不同权限可以提供日志记录、查询、修改、删除、报表查看功能;16)地面软件界面简洁、直观、友好,便于用户操作。
2软件系统组成2.1软件CSCI(计算机软件配置项)划分飞控软件由机载软件和地面软件两个CSCI 组成,其软件体系结构图如图1。
1)机载软件机载软件融于飞行控制计算机硬件平台中,通过飞控计算机硬件模块与无人机外围设备、机载传感器以及执行机构连接,采集无人机的外围设备的状态信息和机载传感器输入信息,按照设计的飞行控制方案,实时解算出对外围设备和执行机构的控制量,并通过硬件接口模块对外为设备和执行机构输出控制。
飞控计算机测试设备的设计与实现
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为了对飞控计算机进行全面准确测试，本文提出了一种飞控计算机测试设备的软硬件设计方案。
硬件部分主要是设计工控机中的两块板卡，产生测试系统需要的信号。
软件部分以Windows XP为开发平台，标准C++为开发语言，最终能够合理调度硬件完成测试任务。
经实际应用表明，该测试设备性能稳定，操作简单，结果准确，具有一定的实用性和推广价值。
0 引言
随着航空技术、控制理论、容错技术以及仿真技术的飞速发展，飞行控制技术有了很大的提高，并已经渗透到工业生产和军事研究的各个方面。
飞控计算机是整个飞行控制系统的核心，主要完成控制率计算、余度管理、BIT(机内自检测)、系统调度、故障检测、空置率重构等关键特殊的任务[1]，因此对其各项功能测试有着极其重要的意义。
测试设备能对飞控系统的实时性、可用性、稳定性和可靠性进行完备测试。
飞控计算机应用具有对软硬件可靠性要求高、信号种类繁多等特点，而且对实时性要求高，导致其测试流程非常复杂。
传统的飞控测试设备大多体积庞大，实现成本高，软件可移植性低[2]。
本论文以某飞控计算机的测试需求为基础，研究并实现了一种基于PCI 总线，以CPU模拟板和接口分组件模拟板为核心板的测试设备。
经试验验证，该设备稳定性高，维护方便，能够对飞控计算机进行精确测试。
1 测试设备需求分析
测试设备硬件部分应满足：能够模拟并接管被测设备的CPU、模拟产生TMS320C25 CPU总线信号;为了对被测飞控计算机进行数据通路测试，板卡要求能模拟被测产品的接口分组件资源。
对于软件部分，要开发自己的设备驱动程序和应用程序。
应用程序要易于操作和修改。
此外，测试设备要能够进行自检，确保设备工作正常。
2 总体设计
该测试设备总体结构如图1所示。
测控单元为产品提供电源信号、控制信号、产生各种数字信号实现产品测试。
测控单元包括以下部分：
①工控机：整个测试设备的控制管理中心，通过其测试软件能合理调度硬件对飞控计算机进行各项测试，并生成数据报表。
②数字测试模块：用于产生飞控计算机的控制信号，同时具有I/O端口，用于模拟产生TMS320C25总线信号，并测试飞控计算机的输出信号。
③I/O模块：用于模拟产生TMS320C25总线控制信号，并测试飞控计算机的相应信号。
④程控电源：由控制程序控制输出，提供被测件的工作电压。
⑤通讯模块：实现工控机与程控电源及示波器之间的通讯。
此外，适配器用来实现测控单元与飞控计算机之
间的信号调理及转接。
通用示波器用于测试飞控计算机接口信号的波形。
3 测试设备硬件设计
整个测试设备的硬件系统由工控机及工控机中的两块板卡、程控电源及自用电源、示波器及示波器通道切换装置、程控电源过流保护装置及各个自检装置组成[4] ，如图2所示。
工控机作为系统的平台，安装和控制各板卡，运行各种自检和产品测试软件。
CPU模拟板作为工控机中的PCI总线接口板[3]，通过向被测产品发送“hold”信号，将被测产品中的CPU置于“hold”状态，并模拟产生TMS320C25 CPU总线信号，代替产品中的CPU 对被测飞控计算机板上的各种资源进行访问测试。
接口分组件模拟板同样是工控机中的PCI总线接口板[5]，用来模拟接口分组件资源，如存储器单元、I/O 资源等，以便对被测飞控计算机进行数据通路测试。
示波器用于在动态测试中对规定的接口定时时序信号及接口控制信号进行测量，测量的结果通过USB接口送至工控机进行显示和判定。
程控电源为被测产品提供供电，程控电源通过RS-232接口连至工控机，加电、断电在计算机控制下实现，电源本身具有过压保护功能，但无过流保护功能，其过流保护功能由过流保护装置实现。
设备自用电源为机柜中除被测产品及通用仪器之外的所有其它装置供电。
示波器通道切换装置将需要连接至示波器进行测量的多个信号进行程控多路转换，转换为两路信号连接至示波器的两个输入通道。
过流保护装置用于对产品供电电源进行过流保护，当供电电流超过预先设定值时，切断电源供电，并发出过流保护中断请求信号至工控机。
CPU模拟板及接口分组件模拟板自检装置代替被测飞控计算机产品，建立CPU模拟板及接口分组件模拟板之间的连接，以实现两个板卡之间的闭环联合自检。
示波器通道切换自检装置产生多路可区分的信号连接至示波器通道切换装置。
设备自用电源为示波器通道切换装置、过流保护装置、CPU模拟板及接口分组件模拟板自检装置及示波器通道切换自检装置供电。
4 测试设备软件设计
软件设计主要是在Windows XP 系统下，编译环境选择Visual C++。
软件采用分层设计的思想，最底层为驱动软件，即板卡的驱动程序，上层为设备的应用层软件。
应用层软件设计
应用层软件的组成如图3所示。
自检程序实现测试设备自身正确性检测，分为板卡自检及示波器通道切换自检。
板卡自检实现CPU模拟板及接口分组件模拟板的自检，示波器通道切换自检则完成示波器通道切换装置的正确性检测。
芯片擦除测试是对作为程序存储器的E2PROM 按规定步骤进行擦除操作，并测试擦除的正确性。
芯片写入测试是将制定应用程序写入作为程序存储器的E2PROM中，并进行校验，以确定写入的正确性。
RAM 测试是指对RAM进行存储访问的功能性测试。
E2PROM测试是指对E2PROM进行存储访问的功能
性测试。
数据通路测试是测试产品96芯接插件至两个37接插件信号的连通性。
示波器观察测试是将需要观察的信号引至示波器，并观察、记录和分析信号特性是否满足要求。
中断信号测试是由接口分组件模拟板产生一个中断请求信号，通过96芯XF信号连接至CPU模拟板，以测试中断响应的正确性。
自动测试是一键完成用户规定的所有测试项目。
所有测试项完成后生成数据报表，方便用户观察测试结果。
驱动程序设计
开发PCI设备驱动程序，就是取得PCI板卡所占用的各种资源(内存、端口、中断和直接存储器存取(DMA)等)，并提供给应用程序一条访问这些资源的途径。
这里采用WDM模式进行驱动程序的开发。
在驱动程序的设计过程中主要解决三个方面的问题：硬件访问、中断处理、驱动程序与应用程序之间的通信。
测试设备总流程
飞控计算机测试，分为静态测试及动态测试两个过程。
测试设备总流程如图4所示。
先进行静态测试，然后进行动态测试。
只有两种测试的结果都正确时，才能判定飞控计算机的正确性。
静态测试具体方法是由测试设备中的CPU模拟板模拟CPU的工作时序，利用静态检测软件，在产品板上CPU(TMS320C25)非工作状态下，对产品的硬件资源(除CPU外)进行逻辑功能的检测。
静态测试主要测试除CPU以外的板上资源逻辑实现的正确性，主要包括程序存储器测试、数据存储器测试、内部控制逻辑测试、调试接口及接口分组件接口连通性测试。
动态测试具体方法是由产品上的CPU运行专用的动态测试程序，对产品全系统进行实时工作条件下全面、细致的自我检测。
动态测试检测的内容包括CPU、EPROM、SRAM、接口分组件接口等。
在系统完成检测后，通过读取相应单元的测试代码，可对检测结果进行准确的判读，并对产品存在问题进行故障定位。
5 实验应用
设备软硬件系统设计完成之后，即可进行连接产品调试。
调试过程为：首先运行测试软件[7]，给目标设备上电，然后通过点击主程序界面的相应模块测试按钮进行相应的测试。
程序面板的部分界面如图5所示。
6 结论
该测试系统采用装有PCI接口卡的工控计算机为硬件平台，软件设计采用分层设计思想，提高了系统的可靠性和可扩展性。
该测试系统已被某研究所投入使用，实际应用表明，经过测试的飞控计算机系统(针对某无人机测试)其主要技术参数有一定的提升，如下所示：
①姿态(俯仰、横滚)保持精度：±2度;
②航向保持精度：±3度;
③气压高度保持精度：±40米(飞行高度>300米);
④悬停无线电高度保持精度：±3米;
⑤空速保持精度：±10千米/小时;
⑥自动导航精度：圆概率误差(CEP)50 米;
⑦发动机转速控制精度：±1%。
该测试系统采用流行、实用、可靠的软硬件测试技术，充分发挥各自的优点。
从硬件设计上实现了模块化、系列化、通用化，以满足已知的测试分析需求、并兼顾未知测试分析需求的实现，结果准确、稳定可靠、易于操作，达到了设计要求。
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