基于ARM的雙冗余微小型無人機飛行控制系統(tǒng)的設計

雷金奎，原丹丹，李海生

（1.西北工業(yè)大學 第365所，陜西 西安 710065；2.西北工業(yè)大學 電子信息學院，陜西 西安　710072）

基于ARM的雙冗余微小型無人機飛行控制系統(tǒng)的設計

雷金奎1，原丹丹2，李海生2

（1.西北工業(yè)大學 第365所，陜西 西安 710065；2.西北工業(yè)大學 電子信息學院，陜西 西安710072）

為了提高微小型無人機飛行控制系統(tǒng)的可靠性和安全性，開發(fā)了一種基于ARM的雙冗余飛行控制系統(tǒng)，完成了以處理器為核心的功能模塊級雙冗余設計，并詳細介紹了系統(tǒng)的軟硬件設計。通過建立可靠性模型對系統(tǒng)可靠性進行了定量分析，結果表明，該系統(tǒng)的可靠性得到了提高。

ARM；無人機；雙冗余；飛行控制系統(tǒng)

無人機是一種有動力、可控制、能攜帶多種任務設備、執(zhí)行多種任務，并可重復使用的無人駕駛航空飛行器[1]。與傳統(tǒng)的載人飛機相比，它具有體積小、造價低、使用方便、反應快速、機動靈活、對任務環(huán)境要求低、生存能力強等優(yōu)點，鑒于其獨有的優(yōu)勢，無人機的應用范圍已拓寬到軍事、科研和民用三大領域[2]。

近年來，隨著各種航空和電子技術的發(fā)展，使無人機在性能上得到突飛猛進的發(fā)展。隨著無人機飛行功能的日益增多，任務要求越來越復雜，使飛行控制系統(tǒng)變的越來越復雜，從而出現(xiàn)故障頻率也越來越高。飛行控制系統(tǒng)一旦發(fā)生故障，那么極有可能發(fā)生墜機事件，造成很大損失。因此設計具備高容錯能力和高可靠性的余度飛行控制系統(tǒng)已成為必然的趨勢。

ARM處理器具有功耗低、體積小、性能高，價格低，接口資源豐富，控制能力強等優(yōu)點，選用ARM處理器進行開發(fā)，技術積累性較強，生命周期長，設計重用度高，不易被淘汰。因此本文提出一種基于ARM的雙冗余無人機飛行控制系統(tǒng)的設計，實現(xiàn)故障診斷、故障隔離以及故障時的動態(tài)重構，提高了無人機飛控系統(tǒng)的可靠性和安全性。

1　系統(tǒng)工作原理

雙冗余飛行控制系統(tǒng)主要完成的功能有：1）對傳感器采集來的信號進行調理、轉換后一分為二分別送入A處理器（主機）和B處理器（副機）；2）A、B處理器分別對采集來的數(shù)據(jù)進行分析，完成控制律解算；3）仲裁切換電路根據(jù)主機和副機的狀態(tài)標志確定輸出主機（或副機）解算出的姿態(tài)角等控制量，保證無人機的平穩(wěn)飛行。雙冗余飛控平臺的總體設計框圖如圖1所示。

圖1　雙冗余飛行控制系統(tǒng)的總體設計框圖Fig.1　Structure diagram of dual redundant flight control system

雙冗余飛行控制系統(tǒng)采用SAMSUNG公司的ARM9處理器S3C2440作為A、B處理器，主頻可達400 MHz，外擴64MB的SDRAM作為內存。8路12位的A/D、D/A模塊完成模擬量與數(shù)字量的轉換，7路串口通信可完成RS232、RS422、RS485不同標準的任務設備與處理器之間的通信，30路離散量I/O可設置輸入輸出。

2　系統(tǒng)硬件設計

2.1A/D轉換

ARM芯片需要數(shù)字信號的輸入，傳感器輸出的模擬信號經濾波后，必須經過A/D轉換才能作為輸入。S3C2440自帶8 路A/D通道，分辨率為10位，不能達到所要求指標，需要外接A/D模塊。A/D轉換的芯片選取ADC128S052芯片，具有8 路A/D通道，分辨率為12位。ADC128S052通過SPI總線與S3C2440連接，SPIMOSI為S3C2440的數(shù)據(jù)輸出，SPIMISO為S3C2440的數(shù)據(jù)輸入，SPICLK為時鐘信號，nSS0為使能信號，由S3C2440控制。

2.2D/A轉換

經過S3C2440進行解算后，需要一個D/A轉換電路輸出模擬量來控制執(zhí)行機構。為確保輸出信號不失真，D/A芯片與A/D芯片的分辨率應保持一致，均為12位，輸出電平信號的范圍為0～3.3 V。D/A轉換芯片選用TI公司的DAC7678，它具有8路D/A通道，分辨率為12位。DAC7678與S3C2440通過I2C總線連接。

2.3雙處理器通信設計

常見的雙處理器之間的通信方式有3種：1）通過總線方法實現(xiàn)雙處理器之間的通信；2）利用雙端口RAM實現(xiàn)雙處理器之間的通信；3）利用共享內存的方法雙處理器之間的通信。經過綜合考慮，本文采用雙端口RAM實現(xiàn)雙處理器之間的通信。雙端口RAM是一種高速的并行傳輸芯片，具有兩套I/O口和競爭裁決電路，可以同時聯(lián)接兩個處理器，這樣通過雙口RAM可以實現(xiàn)雙處理器之間通信[3]。

雙冗余飛行控制系統(tǒng)，采用雙端口RAM芯片IDT70V24作為A、B處理器的共享存儲器，實現(xiàn)雙處理器間的通信。雙處理器與IDT70V24的接口電路如圖2所示。

圖2　雙口RAM IDT70V24與處理器的接口電路Fig.2　Interface circuit of dual port RAM IDT70V24 with the processors

2.4串行通信接口擴展

飛行控制系統(tǒng)在進行地面實驗時，串行設備用于和地檢設備進行通信；工作過程中，用于和串行接口的機載傳感器通信以采集各種信號，也用于和地面?zhèn)鬏斶b控/遙測數(shù)據(jù)，主要串行通信方式有 RS232、RS422和RS485。所以，飛控計算機需要具備多串口通信能力。而S3C2440只有3個串口，不能滿足設計需求，因此選用并-串轉換器件TL16C754芯片進行串口擴展。TL16C754是TI公司生產的4通道異步收發(fā)器集成芯片，數(shù)據(jù)傳輸率最高可達3 Mbps。TL16C754與處理器的連接如圖 3所示，S3C2440的 3條地址線 （LADDR0－LADRR2）、8位數(shù)據(jù)線 （D0-D7）、以及讀寫信號線分別與TL16C754的選擇片內寄存器的3條地址線、8位數(shù)據(jù)線（D0-D7）和讀寫信號線連接；TL16C754的4個串行通道的片選信號（CSA、CSB、CSC、CSD）由譯碼器產生，對片選信號進行控制；四通道的中斷信號（INTA、INTB、INTC、INTD）經門電路后與S3C2440的一個外部中斷連接。

圖3　TL16C754的接口電路Fig.3　Interface circuit of TLC16C754 with the processor

2.5仲裁切換電路設計

雙冗余飛行控制系統(tǒng)體積小、重量輕、成本低、電磁兼容性好，這些優(yōu)點使得這種結構成為微小型無人機的首選方案。雙冗余飛行控制系統(tǒng)采用故障診斷等方式通過仲裁切換電路實現(xiàn)故障時的系統(tǒng)動態(tài)重構[4]，完成故障隔離確保無人機的平穩(wěn)飛行。雙冗余飛控計算機仲裁切換原理框圖如圖4所示。

圖4　系統(tǒng)仲裁切換原理圖Fig.4　Arbitration circuit principle diagram of the system

雙冗余飛行控制系統(tǒng)主要由輸入通道、主飛控計算機（A處理器）、副飛控計算機（B處理器）和仲裁切換電路四部分組成。該系統(tǒng)中，兩臺處理器同步接收輸入信息，通過雙口RAM相互通信，定時進行互檢來校驗處理結果，當數(shù)據(jù)不一致時說明可能存在故障，則主機和副機分別進行故障診斷和故障定位，最終確定故障飛控計算機并將其隔離。

仲裁信號判斷的依據(jù)由3個方面組成：看門狗信號、雙機比較監(jiān)控信號和機內自檢測信號。

看門狗信號：由于無人機在飛行過程中不希望發(fā)生復位現(xiàn)象，導致系統(tǒng)重新初始化，丟失系統(tǒng)相應信息，出現(xiàn)時間上的控制盲區(qū)[5]，因此，當看門狗定時器超時時不產生復位信號，而是產生中斷使看門狗信號標志位輸出0，從而表明系統(tǒng)運行過程中發(fā)生異常。

雙機比較監(jiān)控信號：雙冗余系統(tǒng)中主、副飛控計算機分別對傳感器采集信息進行處理并將控制律解算的結果通過雙口RAM進行比較，在誤差允許范圍內，如果兩者結果相同，雙機比較監(jiān)控信號標志位置1，否則置0。

機內自檢測信號：本系統(tǒng)為功能模塊級雙冗余系統(tǒng)，除了處理器模塊，外圍接口電路均為二者共用，因此只需對處理器模塊進行自檢測。采用基于指令執(zhí)行的功能性測試對處理器模塊進行自檢測，即對給定已知測試指令，指令能被正確執(zhí)行得到正確結果，說明處理器模塊正常，否則處理器模塊有故障。

故障裁決機構同時接收兩個處理器的輸出信號，如果A處理器沒有故障，無論B處理器有無故障，則默認 A處理器具有系統(tǒng)輸出權；如果故障裁決機構檢測到A處理器出現(xiàn)故障且B處理器無故障，則裁決B處理器具有系統(tǒng)輸出權；若A、B兩臺處理器均有故障，則整個飛控計算機將不能正常工作，輸出鈍化值。

3　軟件設計

普通單機飛行控制系統(tǒng)的軟件設計主要包括3大類：底層模塊、系統(tǒng)管理模塊和飛行控制應用模塊。底層模塊包括定時/計數(shù)器模塊、串行輸入/輸出模塊、離散輸入/輸出模塊和模擬輸入/輸出模塊。系統(tǒng)管理模塊包括系統(tǒng)初始化和任務管理。飛行控制應用模塊包括傳感器融合、地面檢測、遙控遙測和控制律解算。

與單機飛行控制系統(tǒng)相比，雙冗余飛行控制系統(tǒng)的軟件設計，在原有底層模塊、系統(tǒng)管理模塊和飛行控制應用模塊的基礎上增添了容錯模塊，包括故障診斷和仲裁切換。雙冗余飛行控制系統(tǒng)的軟件結構如圖5所示。

4　可靠性分析

可靠性評估技術分為定性與定量兩種，其中定量評估技術較直觀，可提供數(shù)量概念，有實驗法和分析法兩種方法[6-9]。實驗法不僅需要很長的時間以取得大量的實驗結果，而且還需要經濟上的大力支持。因此，基于現(xiàn)有條件，本文利用可靠性模型對系統(tǒng)的可靠性進行定量分析。本系統(tǒng)與單機飛行控制系統(tǒng)的區(qū)別在于多了一個并聯(lián)的處理器模塊和串聯(lián)仲裁切換電路模塊，屬于混合系統(tǒng)，可簡化為圖6所示結構。

圖5　雙冗余飛行控制系統(tǒng)的軟件結構圖Fig.5　Software structure diagram of the dual redundant flight control system

圖6　串并聯(lián)混合系統(tǒng)結構Fig.6　Series-parallel hybrid system structure

元器件失效是飛行控制系統(tǒng)硬件故障的主要來源，它將導致各功能模塊失效，從而導致整個系統(tǒng)不可靠。故障分布認為是指數(shù)分布的，系統(tǒng)中第i單元的可靠度函數(shù)為

式中：λ表示系統(tǒng)單元的失效率（單位1/h）；t為該單元的工作時間（單位為h）。

根據(jù)GJBZ 299C-2006《電子設備可靠性預計手冊》中相關元器件的失效率計算模型，計算得到處理器模塊的工作失效率為λ1=0.000 027，仲裁切換電路模塊的工作失效率為λ2= 0.000 004。

串聯(lián)系統(tǒng)的可靠度計算公式為

并聯(lián)系統(tǒng)的可靠度計算公式為

單機飛控系統(tǒng)的可靠度為

雙冗余飛控系統(tǒng)的可靠度為

系統(tǒng)的平均無故障時間 （Mean Time To Failure，簡稱MTTF）是系統(tǒng)發(fā)生第一次故障的期望時間，可以通過概率密度函數(shù)計算得到

將式（4）和（5）分別代入式（6）后，可得單機和雙冗余系統(tǒng)的MTTF分別為

其中，概率密度函數(shù)

系統(tǒng)的平均無故障時間TAB>TA，由此可見，所設計的雙冗余飛控系統(tǒng)的可靠性得到了極大提高。

5　結　論

本文從工程實際應用需求出發(fā)，根據(jù)現(xiàn)有資源采用處理器功能模塊級雙余度技術設計了一種基于ARM的的雙冗余無人機飛行控制系統(tǒng)。該設計方案應用故障診斷、仲裁切換和系統(tǒng)重構技術，把硬件冗余和軟件容錯技術融合到無人機飛行控制系統(tǒng)中，經可靠性定量分析表明，所設計的雙冗余飛行控制系統(tǒng)的可靠性確實得到了提高。

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Dual redundant flight control system design for small UAV based on ARM

LEI Jin-kui1，YUAN Dan-dan2，LI Hai-sheng2
（1.Research Institute of 365，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710065，China；2.College of Electronic and Information，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

In order to improve the reliability and security of the small UAV flight control system，a dual redundant flight control system based on ARM microprocessor is developed，the double redundancy design of the processor at functional module level is completed，and the hardware and software design are introduced in detail.The system reliability has been analyzed quantitatively by establishing the reliability model，and the results have proved that the reliability of the system is exactly improved.

ARM；unmanned aerial vehicle（UAV）；dual redundant；flight control system

TN99

A

1674－6236（2016）01-0162-03

2015-06-01稿件編號：201506004

國家863-705基金資助項目（2010AA1071）

雷金奎（1965—），男，陜西合陽人，碩士，研究員。研究方向：多傳感器信息融合、計算機應用和飛控系統(tǒng)設計與仿真。