浅析无人机软硬件余度设计方法

2022-09-26吴科,吕文亭,姚超雷等

价值工程 2022年26期

0 引言

无人机具有适应性强、配置灵活等优势，其在未来的作用愈发凸显，但随着无人机使用和飞行事故的逐渐增多，对地面人员的生命和财产威胁也越来越大。当前无人机普遍缺乏余度设计，本文从作动、传感、数据链和飞控等软硬件方面探讨多余度设计方法，以提高无人机安全性和可靠性。

1 无人机的余度

余度技术是利用硬件或软件冗余来提高系统运行可靠性的一种方法，是利用系统增加硬件和软件重复配置的多重资源，并进行交叉或并行管理，提高系统稳定性可靠性的方法[1]。余度技术一般分为：硬件余度、软件余度和时间余度。

无人机系统通过数据链实现无人机与控制站的链路通信，通过传感器采集信息，机载计算机处理和控制，一旦出现故障，可能会直接导致重大飞行事故。为实现无人机飞行安全，应对作动系统、传感系统、通信系统和飞控系统等关键部位进行余度设计。通常作动部分和传感器部分采用双余度设计，飞控系统采用2-3余度。无人机不存在机上人员安全问题，考虑制造和维护成本，动力部分通常为采用关键部位如供油系统、点火系统2余度的航空发动机。

2 无人机硬件的余度设计

2.1 作动部分

作动系统是飞控系统重要的组成部分，其系统性能及可靠性直接影响到飞控系统和无人机的可靠性。为保证无人机的安全飞行，需对主要作动部件进行余度设计。

2.1.1 无人机共性部分

为保证供电的可靠性，通常采用双电池组设计，一组电池负责发动机点火起动，以及对发动机控制单元ECU的供电；另一组电池负责给机载计算机、数据链模块、航行灯导航灯、各传感器、机载任务设备供电。一般采用两个发电机的余度设计，分别为一主一副，主副发电机交叉给蓄电池充电，再给其他用电设备供电。当一个发电机出现问题时，另外一个仍能正常使用，若供电不足，这时需要关闭一些不影响飞行安全的机载设备，保证无人机安全返航。

2.1.2 固定翼无人机

固定翼无人机的作动部分主要包括：舵机（伺服）、发动机、传动轴、供油系统、副翼、襟翼、水平尾翼、垂直尾翼、起落架、变速箱、液压装置、减震装置和降落伞等其他回收装置。

升降舵、方向舵、副翼、襟翼和鸭翼等舵机（伺服）系统的余度设计方法如图1。飞控计算机发送信息给电调，电调控制舵机动作，计算机根据预先设定门限自动控制，当需要力矩较大时选择两个同时工作，需要力矩较小时使用一个舵机工作，如一个当舵机1产生故障不能使用或者卡死时，单向齿轮机构使得舵机2可以单独带动舵面完成动作。

图1 双舵机通过齿轮机构控制舵面示意图

固定翼多采用滑跑起飞，部分大型无人机采用液压装置作为起落架作为收放动力来源，其缺点是质量大、效率低、故障率高，对飞行安全有一定的影响。为提高起落架可靠性，可以加装电动阀门+高压气瓶的应急装置，当液压装置出现故障时，电动阀门自动打开，高压气瓶推动起落架应急放下。

采用火箭助推器的无人机，降落时使用降落伞。通过查阅国内外资料，了解到无人机伞降时降落伞存在无法弹出现象。为提高无人机伞降的可靠性，可以采用主用伞加备用伞余度设计。

垂直安定面和水平安定面。用来辅助方向舵面和水平舵面，增加无人机航向和无人机俯仰的稳定度。无人机操纵面出现故障时，为保持飞机正常滑行，通过副翼实现小角度大半径转弯。这种功能余度的方法进行控制无人机。以无人机副翼为例，可将尾翼设计成V形或者采用尾翼、襟翼、扰流片组合方式来实现副翼受损时的旋转控制[2]。

2.1.3 旋翼无人机

旋翼无人机的作动部分主要包括：主旋翼、旋转斜盘、尾桨、控制旋转斜盘的舵机、控制杆、定位桥、起落架、滑橇、水平尾翼、垂直尾翼、发动机、传动轴、油路、变速箱、尾齿轮箱等。

旋翼无人机一般机型较小，减轻重量、提高韧性和强度，主旋翼通常采用金属梁加碳纤维复合材料蒙皮用蜂窝材料填充的结构，通过桨叶自身变形消除周期变距引起的挥舞、摆阵和扭转运动，减少桨毂复杂程度和故障率。系统的旋转斜盘则可以使用功能余度舵机配合控制杆设计，如果其中一个舵机失效，在飞行计算机的紧急控制程序下，通过定位桥（或者卡死的舵机）限位，配合其他两个舵机稳定无人机，使其安全降落。

尾旋翼采用水平安定面、垂直安定面和尾桨设计，这种组合形式能够实现尾桨的余度。垂直安定面采用机翼形状，利用流过两侧空气速度不同产生侧向力，减小尾桨旋转推力所需功率。如图2所示，当尾桨发生故障不能提供主旋翼旋转产生的反扭距时，只要无人机保持30节以上速度，垂直安定面能够保持无人机的基本方向，返回降落区域，这时可以采取关闭发动机使其自传降落。同理，如果主旋翼不稳，尾部水平安定面的设计，在保持一定速度时可以提供无人机的俯仰稳定度。

图2 无人直升机尾部俯视和侧视图

起落架与地面接触部分设计成向上翘（滑板形状）或者起落架加轮式设计，即有支撑功能又能在发生意外和紧急情况时，实现短距离的滑行降落。支撑部分采用弹性部件加液压杆组合设计，增加强度、弹性和阻尼，减小降落时的冲击力和共振问题。

四旋翼无人机的升力是由螺旋桨共同提供的，飞行时其中一个螺旋桨出现故障会直接导致无人机侧翻，通常采用功能余度设计间接解决这类问题。市场上流通较广的是复合翼设计，即无人机既有固定翼又有多旋翼。当无人机旋翼出现故障时，通过传感器迅速判断故障原因，切换固定翼模式飞行，能保证无人机安全返航。还有一种设计是使故障旋翼和对侧旋翼同时停转，剩余的两个旋翼关于无人机对称分布，此时无人机会出现自旋稳定，可以实现对无人机位置跟踪。这种牺牲偏航角控制而保持剩余状态控制的方式一定程度上可以使无人机进入自旋稳定飞行，从而避免无人机坠毁。

双旋翼无人机一旦某个旋翼出现停转或者拉力减小，无人机直接进入不稳定状态，滚转力矩较大，飞机就会侧翻坠落。通常采用3通道设计来控制无人机3个状态量。无人机上安装优化分配模块，当某个旋翼出现故障时，优化分配模块启动，按照优先等级合理分配拉力，拉力合力与重心指向相反，使无人机进入自旋状态，一定程度上避免无人机坠毁。

2.2 传感器及数据链部分

2.2.1 传感器部分

传感器主要包括：导航定位系统：GNSS天线、北斗、惯性导航仪、恒星际导航、空速管、静压管、温度湿度传感器、转速传感器和磁力计等，传感器一般体积小重量轻，价格便宜，无人机飞行过程中电子元件工作在温度高震动大的恶劣环境中，容易发生误报警和损坏，因此，一般采用双余度或者结合其他传感器综合判断故障的功能余度设计。各传感器根据实际设计一主一副来增加可靠性，或者两个一起使用提高精确值。

导航系统通常采用双卫星导航天线余度设计，分别为一主一副。当主卫星天线发生故障时，采用副天线传输信号。双惯导设计能够提高无人机姿态稳定性，并能保证卫星信号短时间丢失情况下的正常导航。当惯导失效时，采用卫星信号定位；当卫星失效时，地面控制站天线跟踪方位和无人机航向，遥控无人机飞回控制站方向。部分无人机还会安装恒星导航、图像视频导航、重力磁力导航和无线电导航等这种综合多余度设计。

空气数据模块的动压管和静压管用来测量空速，重要性极大。如果速度不能测量显示为零，无人机可能一直加速直到超速坠毁，对这类传感器需要双余度设计。对空气温度传感器、空气湿度传感器，如果发生故障，只会影响测量精度，对无人机安全性一般不会产生较大的影响，可以不做余度设计。高度表较为重要，通常采用双余度设计，也可通过卫星信息定位计算海拔高度，实现功能余度。

通常磁力计与跟踪天线综合使用，增加测向余度，也可使用双磁力计。

2.2.2 数据链部分

无人机数据链路的稳定性至关重要，数据链路一旦丢失无人机就会失控。数据链路分为上行链路和下行链路。上行链路主要完成地面站到无人机遥控信号的收发，下行链路主要完成无人机到地面站的遥测数据的收发。为保证链路稳定性，通常地面站设计一般为一主一副双数传天线。下行链路稳定性通常在无人机上进行余度设计。主副数据链路丢失后果较为严重，通常设计无人机失联返航模式，最大限度确保无人机安全返航。

数据链部分主要包括：数据链收发模块、主数据链线缆、副数据链天线、尾线缆和各天线线缆。主数据链完成无人机飞行控制、机载任务设备数据和无人机状态各参数回传等功能，副数据链主要完成飞行控制。同时，为避免天线信号因飞机转向等引起的机身遮挡，飞机前后均设置主数据链天线。对卫星控制的无人机，因天线一般不受遮挡，并且天线体积较大，一般采用一个天线，但其收发模块和线缆模块可以采用两套并行电路的余度设计。

2.3 计算机硬件

2.3.1 飞行控制模块FCM

飞行控制计算机是无人机的飞行控制和管理核心，它不仅完成无人机的稳定和控制功能，还要统一管理和调度各机载电子设备，实现资源共享和信息集成融合。计算机硬件作为飞控系统的运行体，包含处理器、内存、主板、存储盘等板块。至少需要两套独立的硬件同时运行，通常为2-3余度设计，一旦一台发生故障，自动切换为备用计算机控制无人机。

2.3.2 电子控制单元ECU

随着发动机技术的发展，发动机具体运转控制已经不需要人为和飞行控制计算机干涉，具体功率由供油量、点火时间、风门大小等控制，完全通过发动机自身的ECU模块自主控制。ECU是由单片机组成，不需要复杂程序和软件，控制量比较简单，其稳定性较高，通常一台发动机由一个ECU控制。由于供油系统、点火系统和各类传感器容易发生故障，ECU输入和输出，多采用双余度设计。如果双发动机，则需要两个ECU分别控制。

2.3.3 飞控计算机CPU模块

飞控计算机硬件选取较为重要的是保证实时性，同时要求其体积相对较小、具有很高的灵活性，嵌入的CPU模块应满足以下几点：①体积轻巧集成度高。因为无人机的飞行控制计算机需要体积轻巧且集成较多功能来实现需求任务。当使用单余度飞行控制计算机时，它的要求可以在实现基本功能上降低，但如果采取多余度，比如三余度飞行控制计算机时，就需要三台计算机共同工作，而且要实现故障检测、余度管理、通道切换等功能，若单个机体体积较大，就会导致整个组合系统的体积较大。因此需要体积小集成度高的计算机CPU处理模组。②可挂接多种板卡。在多余度飞控系统中要实现信息冗余，就需要各类传感器给飞控板提供飞机的数据信息，并且飞控计算机也要能给飞机舵量输出控制量，因此需要CPU模块可以挂接各类板卡并体积较小。③CPU具有良好的实时性。由于工程实际的要求，无人机控制系统要具有较好的实时性，以更好地完成各项任务。

3 无人机软件的余度设计

通过多台计算机和多软件算法结合的余度方法，虽然会降低系统的基本可靠性，但可以提高系统容错能力，从而达到提高系统整体可靠性的目的。

3.1 计算机之间关系

如图3所示，对无人机各作动部分采取主副控制。由协调机制判断主计算机是否运行正常，主计算机正常运行时采用主计算机输出控制信号给各作动部分控制无人机飞行。当发现主计算机发生故障时，为了维持余度控制系统的正常运行，选取副计算机作为控制计算机[3]。采用双余度计算机设计的飞控系统，通过各参数、各数值与正常值比较，如果超出时间、无信号输出、输出值过大或过小等，判定为主计算机故障，自动切换为副计算机。采用三余度计算机的飞控系统，通过多数一致的算法判断表决主计算机是否正常。各个计算机CPU之间负责输入信号处理和控制律计算，通过交叉传输电路进行交叉互比表决，将最终的结果输出给伺服舵机系统，驱动舵机运动。

图3 飞行计算机与软件余度交叉图

3.2 软件余度算法

软件统筹实现各部分电子器件功能，通过各传感器采集的数据，按照预先程序计算出偏差，控制硬件部分动作。软件余度算法主要有表决算法、同步算法和故障监控算法。表决算法是将各传感器的数据进行综合标准，最终形成一致性结果输出。同步算法是对数据进行同步计算，保证计算结果的准确性。故障监控算法是飞行控制计算机采用数据交叉互比监控方式，进行系统重构和故障隔离、实现故障工作或故障降级工作。目前，表决算法和同步算法最为常用。

3.2.1 表决算法

为保证结果的正确性，计算机系统在执行任务过程中要对数据的输入和输出进行表决。模块之间数据传递通过串口通讯实现，然后对其输出结果进行监控比较，选取正确数值进行操作，并屏蔽相应的故障或者部件，进一步提高输出结果可靠性的要求[4]。举例说明：发动机某一温度传感器显示温度过高，如果单通道判断，可能会造成错误判断。由两个温度传感器进行测量，如果一个温度过高一个正常，仍然无法判断哪个传感器故障，此时通过排气温度传感器、发动机转速等综合表决，最终形成一致性结果输出。

3.2.2 同步算法

双余度控制计算机余度管理中一项关键技术是同步算法，这种算法实现的基础是双通道并行并且同步工作，各通道之间的运行方式为热并行运行方式，然后通道进行的比较、表决失误数据的结果是同次计算，才能满足计算数据的一致性，因此每帧起始时都需进行一次双余度通道间的同步[4]。

3.2.3 故障监控算法

采取周期性故障方式能使各通道能自动识别运行状态，从而实现各通道故障有效支配，判断各通道输出的真实性和准确性，为双余度的有效控制提供依据，在飞控系统发生严重故障时，具有确保故障安全的能力[4]。当持续有故障出现时，就确认（传感器、舵机等）有故障，启动故障恢复程序。若故障恢复失效时，则对该对象永久隔离。