一种飞机飞行控制管理系统、方法、介质、设备及终端与流程

1.本发明属于飞机飞行控制技术领域，尤其涉及一种飞机飞行控制管理系统、 方法、介质、设备及终端。


背景技术：

2.在早期飞控计算机设计中，飞行控制管理软件(简称飞控软件)设计方法 都是基于前后台的单任务机制。随着飞行器的功能越来越复杂，飞控计算机系 统规模越来越大，使得飞控软件的复杂度迅速增加，对其功能和性能要求也越 来越严格。而软件架构作为飞控软件的最顶层决策，是其骨架与根本，设计一 个合理有效的软件架构，是提高飞控软件性能的根本途径。根据不同飞控计算 机微处理器架构，常规飞控软件可分为基于单核处理器开发架构和基于多核处 理器开发架构两种。
3.传统基于单核单人开发的飞控软件，软件开发主要由一人完成，所有功能 都在主控进程内实现，使得处理器和开发者的工作量日益繁重，飞控系统实时 性降低，软件模块间耦合性较大，程序维护和测试不便，这种开发架构难以满 足现在飞控软件任务多、复杂度高、实时性强的特点。而基于多核处理器开发 的飞控软件，是利用arm、dsp和fpga中的两种或两种以上处理器分别处理 不同的任务，不同处理器软件开发由不同工程师负责，处理器间通过共享内存 或串口进行通信，协作完成飞行控制与管理，充分发挥各处理器的优势，可有 效提高飞控系统的性能，是目前研究发展趋势之一。
4.通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：
5.(1)传统基于单核单人开发的飞控软件的处理器和开发者的工作量日益繁 重，飞控系统实时性降低，软件模块间耦合性较大。
6.(2)传统基于单核单人开发的飞控软件的程序维护和测试不便，这种开发 架构难以满足现在飞控软件任务多、复杂度高、实时性强的特点。


技术实现要素：

7.针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种飞机飞行控制管理系统、方 法、介质、设备及终端，尤其涉及一种基于多核处理器的飞机飞行控制管理软 件开发架构设计方法、系统、介质、设备及终端。
8.本发明是这样实现的，一种飞机飞行控制管理系统，所述飞机飞行控制管 理系统包括dsp核、arm核、fpga处理器、共享内存和中断线、emif总线。
9.其中，所述arm核和dsp核构成的双核异构处理器作为主控，fpga处理 器作为协处理器；所述arm核基于实时操作系统，用于负责复杂飞行任务的调 度管理；所述dsp核用于负责动态逆、神经网络和导航控制算法的解算，进行 飞行控制和导航决策；所述arm核和dsp核间通过共享内存和中断线通信， 所述arm核和fpga处理器间通过emif总线通信；
10.飞行控制管理软件架构采取层次化和模块化设计，从顶层到底层由软件功 能层、操作系统层、设备驱动层和接口管理层构成，实现各功能层间解耦。
11.进一步，所述软件功能层处于层次结构的最顶层，是控制和管理的直接实 现层，由dsp核负责的飞行控制和arm核负责的飞行管理任务两部分构成。
12.进一步，所述飞行控制部分包括复杂算法运算模块、导航决策模块和控制 决策模块；所述飞行管理任务部分包括人机交互管理模块、地面试验管理模块、 执行机构管理模块、传感器管理模块、飞前调试管理模块和故障管理模块。
13.进一步，所述操作系统层包括操作系统标准输入输出接口、内存管理模块、 异常和中断处理模块、任务调度管理模块和设备驱动管理模块；操作系统层作 为上层软件功能层和下层设备驱动层的桥梁，用于负责arm核中飞行管理任务 的调度管理，在整个飞控软件中起到承上启下的作用，对上提供底层硬件设备 的操作接口，完成软件功能层与外围设备的数据交互；对下完成设备驱动程序 的注册和中断挂载，对底层硬件进行抽象，屏蔽不同硬件平台接口的差异性。
14.进一步，所述设备驱动层包括can驱动模块、spi驱动模块、rs232驱动 模块、rs485/rs422驱动模块、a/d驱动模块、d/a驱动模块、pwm驱动模块、 gpio驱动模块和flash驱动模块，所述设备驱动层是飞控软件与外围设备通信 的基础，用于完成硬件设备初始化，为上层软件系统提供访问硬件设备的手段， 是飞控与外接设备数据交互的直接执行者，设备驱动程序的性能直接影响飞控 系统与外围设备的交互能力。
15.进一步，所述接口管理层基于fpga进行模块化接口开发，包括can接口、 spi接口、rs232/rs422接口、模拟量采集口、数字量采集口、pwm波接口、 io口和大容量的程序和数据存储接口，用于实现各种设备的挂接。
16.本发明的另一目的在于提供一种应用所述的飞机飞行控制管理系统的飞机 飞行控制管理方法，所述飞机飞行控制管理方法包括以下步骤：
17.步骤一，arm核基于实时操作系统进行复杂飞行任务的调度管理，任务调 度采用事件驱动机制，根据取回的状态和环境信息，判断事件发生；根据预先 定义的飞行计划响应事件，执行相应的飞行模式；
18.步骤二，dsp核负责动态逆、神经网络和导航控制算法解算，输出控制飞 行器完成飞行模式规划的飞行动作，进行俯仰角、滚转角、航向角和高度控制， 实现飞行控制和导航决策；
19.步骤三，软件功能层实现复杂算法运算、导航决策、控制决策、人机交互 管理、地面试验管理、执行机构管理、传感器管理、飞前调试管理和故障管理；
20.步骤四，操作系统层实现arm核中飞行管理任务的调度管理，完成软件功 能层与外围设备的数据交互以及设备驱动程序的注册和中断挂载；
21.步骤五，设备驱动层完成硬件设备初始化，为上层软件系统提供访问硬件 设备的手段；接口管理层基于fpga进行模块化接口开发，实现设备挂接。
22.本发明的另一目的在于提供一种计算机设备，所述计算机设备包括存储器 和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行 时，使得所述处理器执行所述的飞机飞行控制管理系统。
23.本发明的另一目的在于提供一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序， 所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行所述的飞机飞行控制管 理系统。
24.本发明的另一目的在于提供一种信息数据处理终端，所述信息数据处理终 端用
于实现所述的飞机飞行控制管理系统。
25.结合上述的技术方案和解决的技术问题，请从以下几方面分析本发明所要 保护的技术方案所具备的优点及积极效果为：
26.第一、针对上述现有技术存在的技术问题以及解决该问题的难度，紧密结 合本发明的所要保护的技术方案以及研发过程中结果和数据等，详细、深刻地 分析本发明技术方案如何解决的技术问题，解决问题之后带来的一些具备创造 性的技术效果。具体描述如下：
27.本发明提出了一种基于多核处理器的飞控软件开发架构设计方法，该设计 由arm dsp双核异构处理器和fpga可编程逻辑器件组成多核异构系统，采 用层次化和模块化设计原则，进行飞控软件开发架构设计，目的在于：
28.(1)减轻处理器负荷，增强先进算法处理能力，提高系统实时性。基于 arm dsp双核异构处理器架构开发，arm基于实时操作系统负责飞行任务管 理；运算能力强大的dsp负责飞行控制，进行动态逆、神经网络等先进算法解 算；充分发挥各处理器优势，有效解决单处理器运算能力不足，内存运行空间 不够等问题，增强了系统的处理能力，提高系统实时性。
29.(2)减轻软件开发人员负担，提高软件开发效率。基于由arm dsp和 fpga组成的多核异构系统架构开发，飞行管理部分由arm工程师负责开发， 飞行控制部分由dsp工程师负责开发，对外接口管理由fpga工程师负责开发， 双方定好通信协议，并行开发，大大减轻开发人员负担，提高开发效率。
30.(3)降低程序复杂度和耦合性，增强软件安全可靠性。采用层次化设计原 则，实现了各功能层之间的功能解耦；飞行管理任务与飞行控制算法分离独立 开发，对arm和dsp共享内存区域进行互斥保护，有效降低程序复杂度和耦 合性，提高软件安全可靠性。
31.(4)简化软件设计，增强软件的可维护性。采用模块化设计方法，将飞控 软件功能进行模块化划分，实现模块之间松耦合、模块内部高聚合，有利于简 化软件设计，提高软件的可读性、可重用性、可修改性和可移植性。
32.与传统基于单处理器开发的飞控软件相比，本发明提供的基于多核处理器 的飞行控制管理软件开发架构设计，取得以下效果：
33.(1)基于多核处理器的飞行控制管理软件开发架构，使得飞行任务管理与 飞行控制分开处理成，充分发挥各处理器优势，有效解决单处理器运算能力不 足，内存运行空间不够等问题，减轻处理器负荷，增强系统处理能力，提高系 统实时性。
34.(2)基于多核处理器的飞行控制管理软件开发架构，arm、dsp和fpga 工程师并行开发，将同一任务分而治之，减轻软件开发人员负担，提高软件开 发效率。
35.(3)基于多核处理器的飞行控制管理软件开发架构，采用层次化设计，软 件层次结构清晰，各功能层之间的功能解耦，有效降低程序复杂度和耦合性， 提高软件安全可靠性。
36.(4)基于多核处理器的飞行控制管理软件开发架构，采用模块化功能设计， 将飞控软件进行模块化功能划分，模块之间松耦合、模块内部高聚合，有利于 简化软件设计，增强软件的可维护性。
37.第二，把技术方案看做一个整体或者从产品的角度，本发明所要保护的技 术方案
具备的技术效果和优点，具体描述如下：
38.本发明的主要关键点如下：
39.(1)减轻处理器负荷，增强系统处理能力，提高系统实时性。基于arm dsp 双核异构处理器架构开发，飞行任务管理与飞行控制分开处理，arm负责飞行 任务管理，dsp进行复杂运算，减轻处理器的负荷，增强了系统的处理问题能 力，同时也能提高系统实时性。
40.(2)减轻软件开发人员负担，提高软件开发效率。基于由arm dsp和 fpga组成的多核异构系统架构开发，飞行管理部分由arm工程师开发，飞行 控制部分由dsp工程师开发，对外接口管理由fpga工程师开发，分工合作， 减轻开发人员负担，提高开发效率。
41.(3)降低程序复杂度和耦合度，增强软件安全可靠性。软件设计各功能层 之间的功能解耦，飞行管理任务与控制算法分离独立开发，有效降低程序复杂 度和耦合性，提高软件安全可靠性。
42.(4)简化软件设计，增强软件可维护性。飞控软件进行模块化功能划分， 实现模块间松耦合、模块内部高聚合，有利于简化软件设计，增强软件的可维 护性。
43.第三，本发明的技术方案转化后的预期收益和商业价值为：
44.本方案的商业价值主要体现在，基于以arm和dsp构成的多核处理器开 来开发，系统架构从集中控制的联合式架构迈向了管理和控制分离的分布式架 构，功能也从单一的飞行控制功能走向了包括飞行控制、人机交互管理、执行 机构管理和故障管理等在内的飞机平台级的综合化管理功能。该飞行器控制管 理系统，依据不同的功能划分为不同的部件，形成多层级的系统架构，部件间 的松耦合设计，提升了系统的安全性和可用性，降低了开发验证难度。分布式 架构、功能综合化和cots(商用现成品或技术)应用的先进代表为美国f-35 飞机，该应用技术是现在乃至未来的发展趋势。
附图说明
45.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例中所 需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明 的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下 还可以根据这些附图获得其他的附图。
46.图1是本发明实施例提供的飞机飞行控制管理系统开发架构框图；
47.图2是本发明实施例提供的飞机飞行控制管理方法流程图；
48.图3是本发明实施例提供的振动x轴向加速度试验数据示意图；
49.图4是本发明实施例提供的振动y轴向加速度试验数据示意图；
50.图5是本发明实施例提供的20g冲击x轴向加速度试验数据示意图；
51.图中：1、dsp核；2、arm核；3、fpga处理器；4、共享内存和中断线； 5、emif总线；6、软件功能层；7、操作系统层；8、设备驱动层；9、接口管 理层；10、复杂算法运算；11、导航决策；12、控制决策；13、人机交互管理； 14、地面试验管理；15、执行机构管理；16、传感器管理；17、飞前调试管理； 18、故障管理；19、操作系统标准输入/出口；20、内存管理；21、异常和中断 处理；22、任务调度管理；23、设备驱动管理。
具体实施方式
52.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例， 对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以 解释本发明，并不用于限定本发明。
53.针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种飞机飞行控制管理系统、方 法、介质、设备及终端，下面结合附图对本发明作详细的描述。
54.一、解释说明实施例。为了使本领域技术人员充分了解本发明如何具体实 现，该部分是对权利要求技术方案进行展开说明的解释说明实施例。
55.如图1所示，本发明实施例提供的飞机飞行控制管理系统具体包括：
56.1.多核异构处理器系统中，arm核2和dsp核1构成的双核异构处理器 作为主控，fpga处理器3作为协处理器；
57.2.arm核2基于实时操作系统负责复杂飞行任务的调度管理，dsp核1负 责动态逆、神经网络和导航控制等先进算法解算，进行飞行控制和导航决策， arm核2和dsp核1间通过共享内存和中断线4通信，arm核2和fpga处 理器3间通过emif总线5通信；
58.3.飞行控制管理软件架构采取层次化和模块化设计，从顶层到底层由软件 功能层6、操作系统层7、设备驱动层8和接口管理层9构成，实现各功能层间 解耦；
59.4.软件功能层6处于层次结构的最顶层，是控制和管理的直接实现层，由 dsp核1负责的飞行控制和arm核2负责的飞行管理任务两部分构成。飞行控 制部分包括复杂算法运算10、导航决策11、控制决策12等功能模块；飞行管 理任务部分包括人机交互管理13、地面试验管理14、执行机构管理15、传感器 管理16、飞前调试管理17和故障管理18等功能模块；模块化功能设计，提高 模块之间松耦合、模块内部高聚合性；
60.5.操作系统层7包括操作系统标准输入输出接口19、内存管理20、异常和 中断处理21、任务调度管理22和设备驱动管理23等模块。操作系统层7作为 上层软件功能层6和下层设备驱动层8的桥梁，负责arm核2中飞行管理任务 的调度管理，在整个飞控软件中起到承上启下的作用，对上提供底层硬件设备 的操作接口，完成软件功能层6与外围设备的数据交互；对下完成设备驱动程 序的注册和中断挂载，对底层硬件进行抽象，屏蔽不同硬件平台接口的差异性， 提高软件的可移植性；
61.6.设备驱动层8包括can、spi、rs232、rs485/rs422、ad、da、pwm、 gpio和flash等驱动模块，它是飞控软件与外围设备通信的基础，完成硬件设 备初始化，为上层软件系统提供访问硬件设备的手段，是飞控与外接设备数据 交互的直接执行者，设备驱动程序的性能直接影响飞控系统与外围设备的交互 能力；
62.7.接口管理层9基于fpga进行模块化接口开发，它包括can接口、spi 接口、rs232/422接口、模拟量采集口、数字量采集口、pwm波接口、io口和 大容量的程序和数据存储接口等，飞控与外部设备的连接通路丰富，能够满足 各种设备挂接。
63.如图2所示，本发明实施例提供的飞机飞行控制管理方法包括以下步骤：
64.s101，arm核基于实时操作系统进行复杂飞行任务的调度管理，任务调度 采用事件驱动机制，根据取回的状态和环境信息，判断事件发生；根据预先定 义的飞行计划响应事件，执行相应的飞行模式；
65.s102，dsp核负责动态逆、神经网络和导航控制算法解算，输出控制飞行 器完成飞
行模式规划的飞行动作，进行俯仰角、滚转角、航向角和高度控制， 实现飞行控制和导航决策；
66.s103，软件功能层实现复杂算法运算、导航决策、控制决策、人机交互管 理、地面试验管理、执行机构管理、传感器管理、飞前调试管理和故障管理；
67.s104，操作系统层实现arm核中飞行管理任务的调度管理，完成软件功能 层与外围设备的数据交互以及设备驱动程序的注册和中断挂载；
68.s105，设备驱动层完成硬件设备初始化，为上层软件系统提供访问硬件设 备的手段；接口管理层基于fpga进行模块化接口开发，实现设备挂接。
69.二、应用实施例。为了证明本发明的技术方案的创造性和技术价值，该部 分是对权利要求技术方案进行具体产品上或相关技术上的应用实施例。
70.实施例1：
71.本发明实施例为根据本发明的方案设计的飞控线路板组装后形成飞控计算 机设备，该设备结构内部和板卡尽量接触，加快内部热传导；结构外部增加散 热齿，加快热辐射或对流面积。良好的导热设计，使设备可高负荷长时间工作。
72.实施例2：
73.本发明实施例为验证高动态环境下的设备性能，对该飞控计算机设备分别 进行振动和过载冲击试验，监测飞控采集的姿态和动静压等信息是否正常。对 飞控计算机设备和传感器设备用夹具固定在电磁振动台中间，振动频率从15hz 逐渐增加到2000hz，整个振动过程持续20min；冲击试验参数设置(20g加速 度冲击)，过载冲击波形为后锋锯齿波，冲击峰值为10g、15g和20g，脉冲持 续时间为11ms，冲击方向为x轴向。
74.三、实施例相关效果的证据。本发明实施例在研发或者使用过程中取得了 一些积极效果，和现有技术相比的确具备很大的优势，下面内容结合试验过程 的数据、图表等进行描述。
75.对实施例1中的飞控计算机进行热仿真，仿真表明该设备热平衡状态下局 部温度差异较小，温差在10～20之间，与热设计经验值相契合。
76.对实施例2中的飞控计算机设备进行试验，试验中通过地面站软件和串口 调试助手等在线监测设备输出信号是否正常、是否出现死机、重启等异常；飞 控计算机设备对数据实时储存。振动试验数据如图3、图4所示：飞控产品在 15hz～2000hz频率的振动试验中采集传感器输出x、y、z轴向加速度信息正常， 采集动静压信息正常，未出现死机、重启等异常情况。试验后外观正常，紧固 件正常，上电工作正常。冲击试验数据如图5所示：对飞控计算机设备加载x 轴向的最大20g过载冲击，飞控计算机x轴向数据正常，采集动静压信息正常， 未出现死机、重启等异常情况。试验后外观正常，紧固件正常，上电工作正常。
77.应当注意，本发明的实施方式可以通过硬件、软件或者软件和硬件的结合 来实现。硬件部分可以利用专用逻辑来实现；软件部分可以存储在存储器中， 由适当的指令执行系统，例如微处理器或者专用设计硬件来执行。本领域的普 通技术人员可以理解上述的设备和方法可以使用计算机可执行指令和/或包含在 处理器控制代码中来实现，例如在诸如磁盘、cd或dvd-rom的载体介质、诸 如只读存储器(固件)的可编程的存储器或者诸如光学或电子信号载体的数据载 体上提供了这样的代码。本发明的设备及其模块可以由诸如超大规模集成电路 或门阵列、诸如逻辑芯片、晶体管等的半导体、或者诸如现场可编程门
阵列、 可编程逻辑设备等的可编程硬件设备的硬件电路实现，也可以用由各种类型的 处理器执行的软件实现，也可以由上述硬件电路和软件的结合例如固件来实现。
78.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于 此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，凡在本发明 的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，都应涵盖在本发明的 保护范围之内。