基于模型的大氣數(shù)據(jù)計算機實現(xiàn)

章 枧，諶宏鳴，段宇婷

(1.彩虹無人機科技有限公司，北京 100074；2.北京航天自動控制研究所，北京 100854)

0 引言

隨著國內(nèi)低空空域政策不斷公開透明化，無人機作為通航領(lǐng)域的中堅力量，在無人機貨運、無人機巡線和無人機反恐等方面具有重要作用[1-2]。為適應(yīng)當(dāng)前無人機爆發(fā)的趨勢，中國民航總局出臺無人機臨時管理辦法，對無人機適航進(jìn)行相關(guān)管理。大氣數(shù)據(jù)計算機作為無人機重要的機載設(shè)備，其安全性和穩(wěn)定性關(guān)系無人機平臺飛行安全，大氣數(shù)據(jù)計算機的設(shè)計制造需滿足相應(yīng)的航空適航標(biāo)準(zhǔn)，如機載電子硬件設(shè)計保證指南、機載設(shè)備環(huán)境條件和試驗程序以及機載系統(tǒng)和設(shè)備合格審定中的軟件考慮(DO-178B)等。文獻(xiàn)[3]介紹了無人機大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)的工作原理，論證了適合其特點的總體方案，并著重對系統(tǒng)的硬件和軟件設(shè)計進(jìn)行了分析和研究，但是人工編碼的實現(xiàn)容易引入人為錯誤，安全性低、周期長，且未按適航標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行軟件編碼活動。文獻(xiàn)[4-5]實現(xiàn)了基于COTS的大氣數(shù)據(jù)計算機的設(shè)計，但系統(tǒng)功能及性能未能滿足適航要求。文獻(xiàn)[6]對軟件提出更高要求，但同樣存在人工編碼適航難度高、安全性差的問題；同時，其設(shè)計流程未按照適航所要求的系統(tǒng)需求、概要設(shè)計、詳細(xì)設(shè)計及編碼的流程進(jìn)行。針對傳統(tǒng)方法進(jìn)行機載設(shè)備設(shè)計及適航審定過程存在難度高、未能符合適航標(biāo)準(zhǔn)、周期長等缺點。本文提出基于模型的實現(xiàn)能從設(shè)計之初就按照DO-178B標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行，而適航審定所需的各類設(shè)計、測試、管理及質(zhì)量保證文檔可以通過建模軟件輕松獲取，極大減少機載設(shè)備適航審定的工作量[7]；同時，基于模型的實現(xiàn)能夠通過模型自動生成系統(tǒng)代碼，避免了人工編碼帶來錯誤的可能，提高了系統(tǒng)軟件的可靠性與安全性。

1 大氣數(shù)據(jù)計算機技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范

根據(jù)CCAR-21部規(guī)定，大氣數(shù)據(jù)計算機作為機載設(shè)備，獲取適航批準(zhǔn)的方式主要有以下六種：

1)頒發(fā)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定項目批準(zhǔn)書(CTSOA)；

2)頒發(fā)零部件制造人批準(zhǔn)書(PMA)；

3)隨航空產(chǎn)品型號合格(TC)審定(或補充型號合格審定)、型號設(shè)計批準(zhǔn)(TDA)審定或改裝設(shè)計批準(zhǔn)(MDA)審定一起批準(zhǔn)；

4)隨航空產(chǎn)品型號認(rèn)可合格(VTC)審定或補充型號認(rèn)可合格(VSTC)審定一起批準(zhǔn)；

5)按進(jìn)口材料、零部件和機載設(shè)備的設(shè)計批準(zhǔn)認(rèn)可要求和程序頒發(fā)設(shè)計批準(zhǔn)認(rèn)可證；

6)中國民航局規(guī)定的其他方式。

通常獲取適航批準(zhǔn)的方式為前三種，其中第一種方式將大氣數(shù)據(jù)計算機作為機載設(shè)備單獨批準(zhǔn)，獲取適航后可以方便地用于其他各種新研型號和改裝型號，無需對機載產(chǎn)品本身再進(jìn)行適航審查，極大地方便機載設(shè)備的使用。

機載設(shè)備獲取技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定項目批準(zhǔn)書，需根據(jù)《CCAR-37-AA-民用航空材料零部件和機載設(shè)備

技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定》中相應(yīng)的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范(CTSO)進(jìn)行審定。技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范的主要內(nèi)容為規(guī)定機載設(shè)備的最低性能指標(biāo)，給出機載設(shè)備的功能鑒定、環(huán)境鑒定、軟件鑒定、硬件鑒定及申請資料等必須符合的標(biāo)準(zhǔn)。

對大氣數(shù)據(jù)計算機，需滿足的CTSO技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)文件為《CTSO-C106》，具體要求如下：

1)最低性能標(biāo)準(zhǔn)，應(yīng)滿足美國機動車工程師協(xié)會(Society of Automotive Engineers, SAE)1981年10月30日發(fā)布的航空航天標(biāo)準(zhǔn)AS8002《大氣數(shù)據(jù)計算機最低性能標(biāo)準(zhǔn)》(國內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)為HB 6546-91)；

2)AS8002中校準(zhǔn)空速在80節(jié)處可采用±3.5節(jié)的允差；

3)環(huán)境標(biāo)準(zhǔn),美國航空無線電委員會(Radio Technical Commission for Aeronautics, RTCA)于1989年12于發(fā)布的DO-160C《機載設(shè)備環(huán)境條件和試驗程序》；

4)計算機軟件,如果設(shè)備的設(shè)計中包含數(shù)字計算機，該計算機的軟件必須按RTCA于1992年12月發(fā)布的DO-178B《機載系統(tǒng)和設(shè)備合格審定中的軟件要求》進(jìn)行開發(fā),其中，提供主導(dǎo)航功能的軟件至少應(yīng)按B級進(jìn)行開發(fā)。

根據(jù)CTSO技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范中要求，軟件開發(fā)必須符合DO-178B標(biāo)準(zhǔn)。

2 系統(tǒng)功能需求分析

大氣數(shù)據(jù)計算機為無人機提供重要的飛行參數(shù)，所需數(shù)據(jù)輸入為：總壓、靜壓、總溫(或靜溫)、迎角測量、側(cè)滑角測量；輸出數(shù)據(jù)為：氣壓高度、垂直速度、修正高度、指示空速、真空速等。大氣數(shù)據(jù)計算機與空速管配合能獲取不同飛行參數(shù)。例如，空速管可以集成總溫傳感器、迎角風(fēng)標(biāo)和側(cè)滑角風(fēng)標(biāo)，數(shù)據(jù)以模擬電壓方式發(fā)送至大氣數(shù)據(jù)計算機，經(jīng)采樣濾波后輸出；或者空速管不集成總溫傳感器，而在機身安裝靜溫傳感器等。本文基于模型的大氣數(shù)據(jù)計算機實現(xiàn)了以無人機為對象，升限8000m以內(nèi)、飛行速度為亞音速，無需迎角及側(cè)滑角數(shù)據(jù)。同時，根據(jù)CTSO-160C《大氣數(shù)據(jù)計算機最低性能標(biāo)準(zhǔn)》中規(guī)定高度精度要求如表1所示；提出如下系統(tǒng)需求如表2所示，系統(tǒng)采用測量靜溫方式。

表1 高度性能要求

表2 IAS 性能要求

3 系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)系統(tǒng)功能需求，大氣數(shù)據(jù)計算機硬件平臺大致由壓力傳感器、處理器最小系統(tǒng)、溫度調(diào)理電路、電源模塊等組成。其中最為核心的是壓力傳感器選型及處理器選型，壓力傳感器與處理器選型都遵循以商用貨架產(chǎn)品或工業(yè)級以上品質(zhì)的原則，以保證系統(tǒng)底層芯片的安全性與穩(wěn)定性。

3.1 傳感器選型

大氣數(shù)據(jù)計算機中壓力傳感器的選型需根據(jù)系統(tǒng)功能需求進(jìn)行，以滿足系統(tǒng)所需的功能及性能需求。為簡化系統(tǒng)硬件設(shè)計的工作，本方案選用數(shù)字接口的壓力傳感器；同時，由于壓力傳感器受溫度影響較大，選取帶溫度補償功能的傳感器能使系統(tǒng)具有更高的精度與穩(wěn)定性。綜上所述，選取ALLSENSOR公司ADO MIL系列軍用級大氣壓力傳感器，其極高的測量精度及較大的溫度補償范圍能夠滿足系統(tǒng)要求。

該型數(shù)字輸出壓力傳感器基于自有表面影像技術(shù)產(chǎn)生一個全數(shù)字輸出，以消除所有溫度和壓力造成的可重復(fù)性誤差，提供一個12位的數(shù)字串行輸出(高分辨率模式為14位)，同時具備優(yōu)越的偏移、幅度和線性度特性，輸出兼容SPI和MICROWIRE/PLUS。

靜壓傳感器選用15 PSI-A-DO-MIL絕壓型，測量范圍0～15PSI，供電電流12mA，總誤差帶0.25%FSO(為誤差上限與下限的范圍，包含非線性誤差0.1%和1年長時漂移誤差0.15%，F(xiàn)SO為15PSI)，短期使用或定期對其進(jìn)行標(biāo)定能夠消除長時漂移誤差，測量誤差帶可達(dá)0.1%FSO，溫度補償范圍-40～125℃。

由傳感器參數(shù)，測量誤差范圍為103Pa(0.1%*15PSI)，海平面高度±5m范圍內(nèi)壓力范圍120Pa，滿足系統(tǒng)測高-100～8000m，精度±5m的指標(biāo)要求。

動壓傳感器選用10 INCH-D-DO-MIL差壓型，測量范圍-10inH2O～10inH2O，供電電流12mA，總誤差帶0.5%FSO(為誤差上限與下限的范圍，包含非線性誤差0.25%和1年長時漂移誤差0.25%，F(xiàn)SO為10inH2O)，溫度補償范圍-40～125℃。

由傳感器參數(shù)可知，測量誤差范圍為12.45Pa(0.5%*10inH2O)；在標(biāo)準(zhǔn)海平面條件下測量誤差一定，一定范圍內(nèi)隨著空速的增加其空速測量精度越高。大氣數(shù)據(jù)計算機最低性能標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定最低空速要求為25m/s，此狀態(tài)測量指示空速誤差范圍為24.79～25.20m/s。滿足系統(tǒng)指示空速±3m/s的指標(biāo)要求。動壓傳感器如圖1所示。

3.2 處理器選型

根據(jù)系統(tǒng)功能需求，處理器選取STM32-F103RE，芯片等級為工業(yè)級，具有豐富的外設(shè)接口。具體參數(shù)如下：

1)主頻：72MHz；

2)ROM：512Kbit；

3)RAM：64Kbit；

4)ADC：16×12bit；

5)SPI：3路；

6)IIC：3路；

7)USART/UART：3+2路；

8)CAN2.0B：1路。

所選處理器能夠滿足系統(tǒng)功能需求。相比MSP430、AVR或者51等MCU，選擇STM32作為大氣數(shù)據(jù)計算機處理器另一個原因是其完備的底層驅(qū)動，并且官方發(fā)布了基于Simulink的底層驅(qū)動工具箱，為后續(xù)搭建模型提供高效途徑。

4 功能實現(xiàn)

4.1 詳細(xì)設(shè)計

根據(jù)系統(tǒng)功能需求，完成系統(tǒng)功能的詳細(xì)設(shè)計工作。大氣數(shù)據(jù)計算機主要功能組成如下。

大氣數(shù)據(jù)計算機所需數(shù)據(jù)按照最低性能標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定的HB6127-86《飛行大氣參數(shù)》進(jìn)行計算。

(1)氣壓高度

當(dāng)β≠0時：

(1)

式中，Ps為傳感器測到的大氣靜壓；Pb為相應(yīng)層下界大氣壓力；Tb為相應(yīng)層下界大氣溫度；Hb為相應(yīng)層下界高度；β為垂直溫度梯度；gn為自由落體標(biāo)準(zhǔn)加速度；R為專用氣體常數(shù)(287.05287m2/(K·s2))。

垂直溫度梯度如表3所示。

表3 垂直溫度梯度

(2)垂直速度

垂直速度表征氣壓高度單位時間的變化量，具體計算公式如下

(2)

式中，HR為升降速率，單位m/s。

(3)指示空速

(3)

式中,ρ0為標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣密度(1.225kg/m3)。

(4)真空速

(4)

式中，Ts為大氣靜溫，Vt為真空速，M為馬赫數(shù)；

當(dāng)M≤1時，

(5)

(5)溫度傳感器數(shù)據(jù)濾波

靜溫傳感器經(jīng)電壓調(diào)理模塊，將微弱的電壓信號進(jìn)行放大，處理器通過AD采集溫度信息。由于AD采集的溫度數(shù)據(jù)包含各種干擾，需對原始數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理。信號濾波的方式通常有均值濾波、平滑濾波、一階低通濾波及巴特沃斯濾波等，考慮到溫度為緩慢變化的低頻信號，且溫度采集通常有較大的延時。本設(shè)計選用巴特沃斯對溫度信號進(jìn)行濾波，相比其他濾波方法，巴特沃斯具有較好的濾波性能，同時較低的延時[8]。濾波器指標(biāo)為：Fs=100Hz，F(xiàn)c=0.5Hz，利用Matlab中Filter Designer & Analysis tool得到巴特沃斯濾波系數(shù)為B=[0.00024，0.00048，0.00024]；A=[1，-1.956，0.956]。

4.2 模型搭建及代碼生成

系統(tǒng)模型搭建主要完成由系統(tǒng)需求分析到詳細(xì)設(shè)計再到模型實現(xiàn)的過程，實現(xiàn)系統(tǒng)需求與模型的確定性與唯一性，這即是DO-178B中規(guī)定基于模型的設(shè)計所需滿足的條件[9]。本設(shè)計利用Matlab/Simulink作為模型搭建的工具。Simulink可以方便地實現(xiàn)系統(tǒng)功能層模型，且集成豐富的控制算法、濾波算法等模塊；但是，對于具體的硬件平臺，Simulink無法提供驅(qū)動層的模型。為了確保底層驅(qū)動與系統(tǒng)功能基于模型的實現(xiàn)，通常的解決辦法有兩種。1)針對某些特定硬件平臺，手動編寫驅(qū)動模塊；2)由芯片廠商發(fā)布集成驅(qū)動的Simulink工具箱。針對STM32系列芯片，ST公司發(fā)布了STM32CubeMX和STM32-MAT，可以方便地利用Simulink進(jìn)行模型開發(fā)。模型搭建流程如圖2所示。

根據(jù)系統(tǒng)功能需求，在STM32CubeMX完成芯片型號選擇、外部時鐘設(shè)置、系統(tǒng)時鐘樹設(shè)置、輸入輸出管腳映射的工作，并保存配置文件為ADC.ico。

在Simulink中搭建大氣數(shù)據(jù)計算機的模型，包括輸入輸出接口模塊、系統(tǒng)功能模塊、系統(tǒng)配置模塊及定時器設(shè)置等，系統(tǒng)詳細(xì)模型如圖3所示。

圖3中，STM32Config模塊將加載ADC.ico，以獲取系統(tǒng)處理器(STM32F103RE)所有的輸入輸出的接口信息。模型搭建完成之后對模型生成代碼進(jìn)行設(shè)置，最后生成代碼[10-11]。代碼通過Toolchain(IAR或Keil V5)編譯、鏈接之后，即可下載到系統(tǒng)硬件平臺運行。

5 仿真及驗證

受試驗條件限制，未能進(jìn)行無人機掛飛驗證，遂使用大氣數(shù)據(jù)測試儀對系統(tǒng)的功能與性能進(jìn)行驗證。美國LAVERSAB公司以生產(chǎn)高性能耐用軍品級產(chǎn)品聞名，世界各地研究機構(gòu)及民用飛機都采用LAVERSAB大氣數(shù)據(jù)測試系統(tǒng)作為飛行器地面標(biāo)準(zhǔn)測試設(shè)備。Model 6250大氣數(shù)據(jù)測試儀又稱動靜壓測試儀，直接連接飛機的全靜壓口進(jìn)行測試。測試條件如表4所示。

利用Model 6250大氣數(shù)據(jù)測試儀分別測量系統(tǒng)不同高度、不同速度狀態(tài)下的數(shù)據(jù)，高度間隔200m、速度間隔10m/s，對比測試儀以分析系統(tǒng)的測量精度[12]。系統(tǒng)高度測量誤差小于4m(2km以下)，空速誤差小于2.5m/s。測試效果良好，達(dá)到系統(tǒng)所提需求及性能指標(biāo)要求。

6 總結(jié)

本文以民用航空器機載設(shè)備獲取適航作為驅(qū)動，分析了大氣數(shù)據(jù)計算機設(shè)計過程中所需滿足的相應(yīng)標(biāo)準(zhǔn)。提出滿足系統(tǒng)最低性能標(biāo)準(zhǔn)的需求，由系統(tǒng)需求進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計，最后進(jìn)行模型搭建并自動生成代碼。整個過程按照DO-178B對基于模型設(shè)計方法的要求進(jìn)行，實現(xiàn)從需求到模型的確定性與唯一性。通過基于模型的方法實現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)計算機以標(biāo)準(zhǔn)化的模型開發(fā)流程、高效的自動代碼生成以及適航所需相關(guān)文檔，能夠降低機載設(shè)備設(shè)計及適航審定的難度，同時避免人工編碼，提高了系統(tǒng)的安全性與穩(wěn)定性。最后對系統(tǒng)的性能進(jìn)行了驗證，驗證結(jié)果表明能夠達(dá)到系統(tǒng)所提需求，具有一定的工程應(yīng)用價值。