本發(fā)明涉及一種改進結構的飛/推綜合控制系統，屬于飛行/推力綜合控制技術領域。

背景技術：

隨著現代飛機任務需求不斷提高，飛機的這種多任務和多功能的要求使飛機各子系統的復雜程度不斷增加，從而使得在傳統設計思想中充當協調器的駕駛員無法勝任。但如果采用飛/推綜合控制技術，則可以最大限度的發(fā)揮飛機性能，提高機動性和生存能力，并使得人機接口簡單化，減輕駕駛員的工作負擔。因此飛/推綜合控制技術廣泛應用于民用和軍用，具有很大的應用前景。

目前飛/推綜合控制結構主要有四種：一是集中設計方法；二是遞階分散設計方法；三是設計具有固定上三角結構的集中控制器再實現分散控制；四是先集中后分離的設計方法。但第一種方法設計的控制器非常復雜，由于現有的機載傳感器和數據總線技術發(fā)展有限，高階復雜控制器較難實現。第二種設計方法沒有將飛機與發(fā)動機之間的耦合作用考慮在內。第三種方法屬于純數學方法，計算開銷大，適用于低階系統。第四種方法設計復雜，計算量大。

技術實現要素：

本發(fā)明針對上述背景技術的不足，提供了一種改進結構的飛/推綜合控制系統，通過數據處理單元將傳感器獲得的數據進行處理后傳給控制單元，減輕控制單元的計算量，提高控制效果。

本發(fā)明為解決其技術問題采用如下技術方案：

一種改進結構的飛/推綜合控制系統，包括數據處理單元、控制單元、指令生成模塊、姿態(tài)傳感器、氣壓計、空速管、轉速傳感器、溫度傳感器、壓力傳感器、數據存儲器和舵機控制模塊；其中姿態(tài)傳感器、氣壓計、空速管、轉速傳感器、溫度傳感器和壓力傳感器通過CAN（Controller Area Network，控制器局域網絡）總線與數據處理單元連接，指令生成模塊通過IIC（Inter-Integrated Circuit，I2C總線）總線與數據處理單元連接，數據處理單元通過IIC總線與控制單元連接，控制單元通過CAN總線與舵機控制模塊連接，數據存儲器通過IIC總線與控制單元雙向連接。

所述數據處理單元采用DSP處理器，型號為TMS320VC33。

所述數據存儲器的芯片型號為AT24C08。

一種改進結構的飛/推綜合控制系統的控制方法，包含以下步驟：

步驟1）數據處理單元通過CAN總線接收來自姿態(tài)傳感器、氣壓計和空速管的數據，數據處理單元根據得到的數據對飛行狀態(tài)進行力和力矩的解算，得到當前飛機所受力和力矩；

步驟2）數據處理單元通過CAN總線接收來自轉速傳感器、溫度傳感器和壓力傳感器的數據，數據處理單元根據得到的數據對發(fā)動機工作狀態(tài)進行解算，并通過當前發(fā)動機工作狀態(tài)進行推力預估，得到當前發(fā)狀態(tài)動機所提供的推力及力矩；

步驟3）數據處理單元通過IIC總線接收來自指令生成模塊的指令信號，同時根據步驟（1）（2）計算的飛機飛行狀態(tài)和發(fā)動機狀態(tài)，將指令信號轉化為控制力和力矩信號，利用優(yōu)化算法對飛機舵面控制信號和發(fā)動機控制信號進行優(yōu)化，并將優(yōu)化后的指令信號通過IIC總線傳輸給控制單元；

步驟4）控制單元通過IIC總線接收來自數據處理單元的控制信息和飛機飛行狀態(tài)數據，控制單元根據所接收到的數據進行控制律計算，然后將控制信號通過CAN總線輸送給舵機控制模塊，通過舵機控制飛機各舵面和發(fā)動機油門。

本發(fā)明具有以下有益效果：

1、數據處理和控制分兩個不同單元對信息進行處理，減輕飛控計算機的計算負擔，提高飛控計算機的運算速度。

2、加入數據存儲單元與控制單元進行信息交互，能有效提高控制精度和運算速度，提高飛機的控制性能。

3、充分考慮飛機和發(fā)動機之間的耦合，結構簡單，計算量少,易于實現。

4、采用TMS320VC33作為數據處理單元的計算芯片，具有很強的浮點運算能力，能有效提高優(yōu)化算法的速度。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的硬件結構框圖。

圖2是本發(fā)明的工作流程圖。

圖3是本發(fā)明的系統結構圖。

具體實施方式

下面結合附圖對本發(fā)明創(chuàng)造做進一步詳細說明。

如圖1，本控制系統主要由數據處理單元和控制單元組成。工作時，數據處理單元通過CAN總線接收來自姿態(tài)傳感器、氣壓計、空速管、轉速傳感器、溫度傳感器和壓力傳感器的數據，以及通過IIC總線接收指令信號，接著數據處理單元對其進行解算，并將飛機和發(fā)動機控制指令進行分配優(yōu)化。然后控制信息通過IIC總線傳給控制單元，控制單元根據控制信息進行控制律解算，然后將控制信號傳給舵機，從而對飛機進行飛/推控制。

所述數據處理單元通過CAN總線與姿態(tài)傳感器、氣壓計、空速管傳感器、轉速傳感器、溫度傳感器、壓力傳感器連接，通過IIC總線與指令模塊連接。所述控制單元通過IIC總線與數據存儲器連接。所述舵機控制模塊通過電機控制信號接口與控制單元連接。數據處理單元與控制單元通過IIC總線相連

所述姿態(tài)傳感器模塊用于測量飛機的姿態(tài)角以及姿態(tài)角速度，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述氣壓計模塊用于測量飛機所在的環(huán)境的氣壓值，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述空速管用于測量飛機空速，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述轉速傳感器模塊用于測量發(fā)動機高低速轉子轉速，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述溫度傳感器模塊用于測量發(fā)動機各部件溫度，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述壓力傳感器模塊用于測量發(fā)動機各部件壓力，并將所得數據通過CAN總線輸入數據處理單元；

所述數據存儲器用于存儲控制單元需要用到的控制參數，它們之間通過IIC總線連接；

所述數據處理單元的處理器采用DSP處理器，型號為TMS320VC33；

數據處理單元：該模塊采用TMS320VC33芯片作為數據處理單元，VC33具有高速浮點運算能力,主要特點有:擁有17ns指令周期,120MFLOPS(兆浮點運算指令每秒)的浮點運算能力,60MPIS(兆指令每秒)的指令運算速度;片內34K字（32bits）高速RAM存儲器空間,分布為兩個16K塊和兩個1K塊,便于有效利用內部存儲資源；24bit地址線可尋址1M存儲空間,因此可外部擴展RAM和FLASH等存儲設備,以滿足優(yōu)化控制算法的程序和數據存儲空間的需求。

數據存儲器：數據存儲器：采用ATMEL公司生產的AT24C08芯片。該芯片具有8個引腳、8KB的存儲空間，可通過IIC總線進行讀寫存儲器中的數據。該芯片具有很好的穩(wěn)定性，支持讀寫次數一百萬次，數據保存時長100年。另外，該芯片操作方便、成本低。

如圖2、圖3，本發(fā)明的工作方法如下：

（1）數據處理單元TMS320VC33通過CAN總線接收來自姿態(tài)傳感器、氣壓計、空速管傳感器的數據，處理器根據得到的傳感器數據對飛機的飛行狀態(tài)進行力和力矩的解算，得到當前飛機所受力和力矩；

（2）數據處理單元TMS320VC33通過CAN總線接收來自轉速傳感器、溫度傳感器、壓力傳感器的數據，處理器根據得到的數據對發(fā)動機工作狀態(tài)進行解算，并對當前發(fā)動機工作狀態(tài)進行推力預估，得到當前狀態(tài)發(fā)動機所提供的推力及力矩；

（3）數據處理單元TMS320VC33通過IIC總線接收來自指令生成模塊的指令信號，同時利用步驟（1）（2）的得到的飛機的飛行狀態(tài)和發(fā)動機狀態(tài)，將指令信號轉化為力和力矩形式的控制信號，由于飛機所受力和力矩除機體提供外，還分別由舵面和發(fā)動機提供，利用優(yōu)化算法對飛機舵面和發(fā)動機提供力和力矩進行優(yōu)化分配，并將優(yōu)化后的指令信號通過IIC總線傳輸給控制單元；

（4）控制單元通過IIC總線接收來自數據處理單元的指令信息和飛機飛行狀態(tài)數據，控制單元根據所接收到的數據進行控制律計算，然后將控制信號通過CAN總線輸送給舵機控制模塊，通過舵機控制飛機各舵面和發(fā)動機油門。

本技術領域技術人員可以理解的是，除非另外定義，這里使用的所有術語（包括技術術語和科學術語）具有與本發(fā)明所屬領域中的普通技術人員的一般理解相同的意義。還應該理解的是，諸如通用字典中定義的那些術語應該被理解為具有與現有技術的上下文中的意義一致的意義，并且除非像這里一樣定義，不會用理想化或過于正式的含義來解釋。

以上所述的具體實施方式，對本發(fā)明的目的、技術方案和有益效果進行了進一步詳細說明，所應理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實施方式而已，并不用于限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內。