某型无人机飞控机检测系统设计
２０１０牟第１２期
中图分类号：ＴＮ４ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００９—２５５２（２０１０）１２—０１１９—０３
某型无人机飞控机检测系统设计
朱安石，路 平，邱金刚，蔚建斌
（军械工程学院光学与电子工程系，石家庄０５０００３）
摘要：介绍了一种基于ＰＣ１０４总线的某型无人机飞控机检测系统的设计及实现方案。给出了
系统的组成，设计了测试系统的构架及软件测试流程，最后给出了系统测试界面及测试结果。
该系统已经完成了联机调试，结果表明：该系统可靠性强且测试结果准确。
关键词：ＰＣ１０４总线；无人机飞控机；检测系统
Ｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｃｅｒｔａｉｎ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｃｏｍｐｕｔｅｒ
ＺＨＵ Ａｎ—ｓｈｉ，ＬＵ Ｐｉｎｇ，ＱＩＵ Ｊｉｎ－ｇａｎｇ，ＷＥＩ Ｊｉａｎ—ｂｉｎ
（Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ ｏｆ Ｏｐｔｉｃｓ ａｎｄ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｅｎ＃ｎ￣ｒｉｎｇ，Ｏｒｄｎａｎｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ＣｏＲｅｇｅ，ＳｈｉｊＥｓ￣ｈｕａｎｇ ０５０００３，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｉｍｐｌｅｍｅｎｔ ｏｆ ａ ｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ．
Ｆｉｒｓｔｌｙ，ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｓｉｎｇ ｉｓ ｏｆｆｅｒｅｄ．Ｔｈｅ ｔｒｕｓｓ ｏｆ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｌｏｗ ｏｆ ｔｈｅ ｓｏｆｔｗａｒｅ ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ．
Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｉｎｔｅｒｆａｃｅ ａｎｄ ｒｅｓｕｌｔ ｏｆ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ａｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．Ｔｈｅ ｏｎｌｉｎｅ ｄｅｂｕｇｇｉｎｇ ｉｓ ａｃｈｉｅｖｅｄ．Ｔｈｅ
ｒｅｓｕｌｔ ｓｈｏｗｓ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｖｅｒｙ ｎｉｃｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔ ｉｓ ａｃｃｕｒａｔｅ．
Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ＰＣ１０４ ｂｕｓ；ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｃｏｍｐｕｔｅｒ；ｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍ
０ 引言
无人机是一种动力驱动、元人驾驶的航空器。
由于其体积小、重量轻、隐蔽性好、不必考虑飞行员
的生理因素和零伤亡等特点，在军事上的用途越来
越广泛，且随着科学技术的日新月异，无人机也在向
着智能化、用途多元化不断发展¨Ｊ。
无人机飞控机是飞行控制系统的核心部件，具
有自主飞行控制、自主导航、任务管理等功能，对整
个无人机系统起着至关重要的作用。尽管其性能相
当的稳定，但是经常在复杂环境或恶劣条件下执行
任务，会对飞控机各个模块造成不同程度的损伤，考
虑到飞控机内部十分复杂，一旦出现问题难以维修，
因此，本文设计了某型无人机飞控机的检测系统，以
提高新装备的保障能力。
１ 检测系统硬件组成及功能
无人机飞控机检测系统由三部分组成。第一部
分由主控计算机板、ＡＤ板、ＤＡ板和串口板等支持
ＰＣ１０４总线的通用性模块组成；第二部分由自研的
信号调理板组成，主要功能是完成主控计算机和飞
控计算机之间信号的转换；第三部分是供电电源部 分，负责给检测系统及飞控机供电。由于便携式检
测系统体积有限，因此设计了母板，目的是使得系统
的走线极为方便且节省了空间。系统硬件组成如图
１所示。
供 电 电 源 飞控计算机
母板
笪兰塑 皇堕ｌ ｆ Ｉ ｆ Ｉ 廊
主控计算机板
输入，输出模块
图１系统硬件组成 ２ 检测系统硬件设计
２．１系统架构设计
系统的设计必须满足宽温限、抗振动、易更换等
要求，所以系统的结构设计至关重要。根据测试机
收稿日期：２０１０—０８—０３ 作者简介：朱安石（１９８５一），男，硕士研究生，主要从事通信与信息
系统方向的研究。 箱的大小以及测试系统的特点和性能要求 ，设计
的系统结构如图２所示。
注：１一主控计算机板 ２一ＤＡ板Ｉ ３一ＤＡ板ＩＩ ４一ＡＤ板 ５一串口板 ６一ｃＰＬＤ板 ７一飞控机调理板 ８一供电板９一母版
图２检测系统架构
图中１～５部分由符合ＰＣ１０４规范的ＰＣ１０４ＣＰＵ
板、ＡＤ板、ＤＡ板、串口板插叠而成，通过设置不同
的基地址，使得四块板卡同时工作，并把各个板卡的
信号线引入母板，板６是主要由复杂可编程逻辑器
件（ＣＰＬＤ）构成的转速模拟板，板７是信号调理板，
通过９６芯的接口与母版连接，板８是供电板，外接
口与无人机地面电源相连接，为整个测试系统供电。
２．２功能模块设计
２．２．Ｉ通用性模块
ＣＰＵ板型号为ＰＣＩＯ４／ＳＤ一８４０，这是一款符合
ＰＣ１０４规范的嵌入式工业主板，该款主板集成了低
功耗ＡＭＤ ＧＥＯＤＥ—ＬＸ ＰＲＯＣＥＳＳＯＲ功能的ＣＰＵ。
板上具有ＣＲＴ／ＬＣＤ／ＬＶＤＳ显示接口、支持４个串
口、４个ＵＳＢ口、一个并口、在板ＤＯＭ、一个小
硬盘接口，可支持两个硬盘驱动器，一个ＩＯ／１００Ｍ
自适应网络接口，同时提供扩充用的标准ＰＣ／１０４
接口。
ＡＤ板型号为ＳＤ１６１Ｐ，是一块ＰＣ１０４总线的多
功能数据采集板，具有１６路Ａ／Ｄ转换通道、１路Ｄ／
Ａ通道、２４路可编程开关量输入输出，也可根据用
户需要选配功能，其中Ａ／Ｄ转换通道的主要功能是
完成飞控机输出的开关量（如：停车、开伞、延时等）
的模拟信号采集，以判断飞控机是否发出了开关控
制指令。２４路可编程开关量输入输出的主要是完
成Ｏ／悬空信号的产生和缸温模拟电路中电阻的选
择等功能。
ＤＡ板型号为ＳＤ一１８２４，有８路ＤＡ通道，ｌ２位
ＤＡ转换分辨率，电压范围：０Ｖ～５Ｖ，０Ｖ一１０Ｖ，一５Ｖ一
＋５Ｖ，一１０Ｖ～＋１０Ｖ可调，它主要的功能是产生俯
仰角、倾斜角模拟信号，为飞控计算机提供模拟的飞
行数据。
串口板采用的是ＰＣ１０４产品ＭＳＰ一１２，包含ｌ２
路串口，其中８路ＲＳ２３２、ＲＳ４２２、ＲＳ４８５、ＴＴＬ可选，
一】２Ｏ一 它的主要功能是直接与飞控机的各路串口连接，由
检测系统向飞控机发送数据。
２．２．２信号调理电路
信号调理板的主要功能包括：开关量的电压变
换及模拟多路开关选通，舱门开到位、舱门关到位等
信号的产生，四路缸温传感器热敏电阻的模拟，断横
修信号的产生，发动机转速模拟，提供俯仰角、倾斜
角模拟信号等。
开关量的电压变换及模拟多路开关选通主要功
能是将飞控机发出的开关指令（如停车、开伞等）经
过分压，送Ｃ１９４０５１模拟多路选择开关，通过ＡＤ板
自带的三路ＩＯ输出选通其中的１路送ＡＤ板的ＡＤ
通道，为测试主机提供数据。ＣＤ４０５ １的使用节约了
ＡＤ通道，但增大了１０口的使用量。
测试主机向飞控计算机提供舱门开到位、舱门
关到位等０／悬空信号，实现方法是：由ＡＤ板的ＩＯ
口输出控制信号，经ＭＣ１４１３Ｐ芯片变换后送１２Ｖ的
ＯＭＲＯＮ继电器，产生０／悬空信号。
缸温模拟电路的实现方法：用ＡＤ板的两路１０
控制四个继电器，分别用一个１０口控制两个继电
器，两个１０口通断确定四种阻值，四种阻值模拟真
实飞行过程中随缸温变化的热敏电阻阻值，缸温模
拟电路如图３所示。
Ｔｌ１ Ｔ２ｌ ）ｌ
ｊ ｔ１８ ２Ｉ ５０ ５０ Ｒ２４ ５ ｌ 一 厂＝１ … Ｙｌ Ｌ 一０ ｉ。
ＲＩ９广１ Ｉ广１Ｒ ”
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－ 一ｃＲＲＡＹ 口－． ） ０ 件－ｃ
｛一 ．．． ．．Ｕ
Ｒ２９＾
图３缸温模拟电路
发动机的马力可以分为大马力、中马力、小马力
三种，三种马力分别对应不同的发动机转速频率，测
试主机针对这三种情况，设计由一片复杂可编程逻
辑器件（ＣＰＬＤ）完成三种不同频率的方波信号的产
生，由测试主机ＡＤ板上的可编程开关量分配两个
１
０控制信号，完成对三种频率的选择，将选择的方 波信号送机载计算机。
俯仰角、倾斜角信号的模拟方法是：测试主机
ＤＡ板输出的模拟信号为±５Ｖ，比俯仰角信号的电
压幅值±８Ｖ要小，因此，要通过同向放大器放大后
输出给机载计算机，其中同向放大器由ＬＭ１５８和电
位器组成。
２．２．３系统供电
系统由２２０Ｖ／５０Ｈｚ市电供电，经无人机地面电
源中的变频交流变电箱，送给直流稳压电源，由直流
稳压电源为检测设备供电。检测设备内部有ＤＣ—
ＤＣ供电板，能够完成０～１３Ｖ输人到±５Ｖ输出的
电压变换，为测试主机中的信号调理板和ＰＣ１０４板
卡和ＴＦＴｒ液晶显示屏供电。
３ 系统软件设计
３．１ 软件流程
软件设计是该系统的重要部分。该系统采用
Ｗｉｎｄｏｗｓ２０００操作系统，测试软件的编写应用Ｍｉ— ＣＩＤＳＯ￣ｔ Ｖｉｓｕａｌ Ｃ＋＋作为开发环境 Ｊ，编程语言采用
面向对象的Ｃ＋＋。
程序启动后，首先要打开ＡＤ／ＤＡ板卡，接着选
择测试方式，测试方式包括自动测试和交互测试，然
后进人测试界面并开始测试，以交互测试中的左盘
旋为例，说明测试过程，当中间的文本控件显示左盘
峰， 一 一 一，，一 … 一， ＃ ● ｝ ● ＊ ● ￡ｊ擘 ｊ ● ｉ ｔ● ，
● ｎ，● 睹● 掰● ● 嗤● ； 尊ｌ 搠 ，，一 奄野一一－－ 鹌一尊螂｝一一 ～一 ＿掌． ・●ｌ＿２－鼻●。＿＇● ｔ驰● 袖● 鱼｛●：目÷● 日 ● ： 十 ● －｝● ＿● －■ｔ Ｔ＿● ，● ｖｉｓｉｔ Ｇ 帅０ ： ．｝・’ ・ ：ｍｍ。 ｎ ・姒● 直＾● 簟 －船● ４。
挂 １、
（ａ）系统测试界面 时，点击测试，测试主机通过串口向飞控机发左盘旋
的指令，然后从飞控机相应的控制端口读出左、右副
翼的控制信号及断横修控制信号，并通过指示灯显
示出来。系统软件流程图如图４所示。
图４系统软件流程 ３．２软件运行界面
软件运行界面包括两部分。第一部分是测试界
面部分，如图５（ａ）所示，主要由飞机状态、机载供
电、左右副翼舵机状态、升降舵状态、发动机状态及
开光亮状态组成。点击下一步，会逐步显示待测内
容，点击测试，开始选定内容的测试。飞控计算机检
测结果，如图５（ｂ）所示，主要功能是显示并保存测
试结果，一旦出现故障，将会在测试结果将会显示异
常，并在备注中说明引起的原因及解决方案。
图５系统测试界面
４ 结束语
论文设计了某型无人机飞控机的检测系统，经
过调试，该系统运行稳定，各模块均符合设计要求。
该系统已经完成了初步的设计和调试，下一步将针
对系统测试速度和精度逐步的完善，以满足某型无
人机检测的需要。
参考文献：
『１］祝小平，等．无人机设计手册ｆＭ］．北京：国防工、ｌ 出版社， （ｂ）系统测试结果
２００７：１—５． ［２］张扬，陈鲁汉，宁波．基于１５５３Ｂ总线的航空电子设备的检测系 统设计［Ｊ］．电子测量技术，２００８，３１（４）：１１０一ｌ】２． ［３］程林．无人机飞控与地检系统的综合设计与实现［Ｄ］．南京：南 京航空航天大学，２００７：６—１０． ［４］沙占友，盂志永，王彦朋．单片机外围电路设计［Ｍ］．２版．北京： 电子工业出版社，２００６． ［５］孙鑫，余安萍．ＶＣ＋＋深入详解ｆＭ］．北京：电子工业出版社， ２００９：２１９—３０７． 责任编辑：刘新影
四旋翼无人机系统设计
《工业控制计算机》2021年第34卷第6期87
四旋翼无人机系统设计
Des ign of Quadrotor UAV System
覃江德 岳 敏 王敏涛 王 泽
（上海工程技术大学机械与汽车工程学院，上海201620
）
摘要
：四旋翼无人机是一种结构简单
，操作灵活的垂直起降无人机
。首先分析了四旋翼无人机控制系统设计
，接着详细
介绍油门值遥控开环实现方案以及无人机遥控器信号处理和低电压保护方案
，引入负反馈通过陀螺仪将无人机的当前姿态
角反馈到单片机
。通过程序检测
,所设计飞行控制系统满足预期控制效果
。
关键词
：无人机
;单片机
;无线遥控器
Abstract:Quadrotor UAV is a kind of vert ical take-off and land i ng UAV with s i mple structure and flex ible operat ion.Th i s
paper firstly analyzes the control system des i gn of the quadrotor UAV,and then introduces the real izat ion scheme of the
throttle value remote control open-loop and the remote control s i gnal process i ng and low-voltage protect ion scheme of the
UAV in detail.The current att itude Angle of the UAV is feedback to the SCM through the negat ive feedback through the gy-
roscope.Through program test i ng,the fl i ght control system des i gned in th i s paper meets the expected control effect.
基于STC单片机的无人机飞控系统设计
第８卷第ｌ０期 ２００６年ｌ０月 蓬赫 赣 Ｖｏｌ＿８ Ｎｏ．１０ Ｏｃｔ ２００６
基于￥ＴＣ单片机的无人机飞控系统设计
张鹏翼．罗卫兵．楼超英
（武警工程学院，陕西 西安７１００８６）
摘 要：自控飞行系统是无人机控制的核心部分。文章详细介绍了ＳＴＣ１２Ｃ５４１０ＡＤ型单片机
的功能。论述了该系统在数据采集、信息传输、控制量输出以及软件功能规划等方面的应用
设计方法．给出了基于ＳＴＣ型单片机的小型无人机飞行控制系统的总体设计方案和软件主模
块的程序流程
关键词：无人机；ＳＴＣ１２Ｃ５４１０ＡＤ；脉宽调制；ＳＰ１
０引言
无人驾驶飞机是指具有远程遥控或自主飞行
能力．能够携带诸如照相机、通讯设备以及其它
任务载荷的无人航空飞行器。它在勘测和侦察领
域扮演着重要的角色。小型无人机除了具有无人
机的所有优点外。还因其特殊的灵活性和机动性
得到了众多行业的广泛关注。自动驾驶仪作为无
人机飞行系统的关键子系统也随着航空技术的发
展以及对无人机越来越广泛的需求，而向着高精
度、小型化、数字化的方向发展。受体积与重量
的限制．所有小型无人机机载电子设备的尺寸及
安装空间都必须小而紧凑。相对有人机而言，其
电磁环境要复杂得多。这些都无疑对无人机的飞
行控制系统设计提出了更高的要求。
本文正是基于上述问题。提出了一种以
ＳＴＣ１２Ｃ５４１０ＡＤ型处理器为核心．以红外线温度
传感器、ＧＰＳ等为主要器件的自动驾驶仪的设计
思路
１ 系统结构与组成
该自动驾驶仪主要由３个单元组成：一是微
处理器单元；二是空气数据传感器，即红外温度
传感器单元；三是ＧＰＳ单元。微处理器作为数据
处理和飞行控制的核心．既要具有一定的数字信
号处理能力，又要求体积小。因此，本设计选用
收稿日期：２００６—０７一ｌ２ 性价比较高的ＳＴＣｌ２Ｃ５４ｌＯＡＤ型微处理器。该处
理器可通过其串行口和专用ＰＷＭ输出口分别与伺
服控制板和ＧＰＳ接收机进行通信，并使用片内Ａ／
无人机虚拟仪器测试系统设计应用研究
２０１１年１０月 第３ｌ卷第５期 宇航计测技术 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃ Ｍｅｔｒｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｏｃｔ．．２０１１ Ｖｏ１．３１．Ｎｏ．５
文章编号：１０００—７２０２（２０１１）０５—００６０—０６ 中图分类号：ＴＰ３３９
无人机虚拟仪器测试系统设计应用研究
吕晓林 罗纯哲
（１．辽宁兴城９２４１９部队，兴城１２５１０６；２．辽宁葫芦岛９１２４５部队，葫芦岛１２５１００） 文献标识码：Ａ
摘 要 根据无人机测试要求，详细介绍了由虚拟仪器技术组建的无人机测试系统。该测试设备以ＰＸ１总线型 高性能计算机为控制核心，采用开关阵技术、程序模式配置测试流程，对无人机机载传感器、飞控计算栅性能实施快速检 测，具有通用性、智能化和自动化的特点，可实时精确地采集、处理、存储数据。该系统成功运用于某型无人机的检测。 关键词 无人机测试系统虚拟仪器ＰＸＩ
Ｔｈｅ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｆｏｒ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｈｅ Ｔｅｓｔｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ ｏｆ
ＵＡＶ Ｂａｓｅｄ ｏｎ Ｖｉｒｔｕａｌ Ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
ＬＶ Ｘｉａｏ—ｌｉｎ ＬＵＯ Ｃｈｕｎ ｚｈｅ （１．Ｔｈｅ ＰＬＡ ９２４１９ ｕｎｉｔ，ＸｉｎｇＣｈｅｎｇ １２５１０６；２．Ｔｈｅ ＰＬＡ ９１２４５ ｕｎｉｔ，Ｈｕｌｕｄａｏ １２５１００）
Ａｂｓｔｒａｃｔ Ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ ｄｅｍａｎｄ ｏｆ ＵＡＶ ｇ ｔｅｓｔ，ｔｈｅ ａｒｔｉｃｌｅ ｄｅｓｃｒｉｂｅｓ ｔｈｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍ ｏｆ ＵＡＶ
ｂａｓｅｄ ｏｎ Ｖｉｒｔｕａｌ Ｉｎｓｔｒｕｍｅｎｔ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｔｈｅ ｃｏｒｅ ｏｆ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｔｈｅ ｈｉｇｈ—ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｃｏｍｐｕｔｅｒ ｏｆ
ＰＸＩ，ａｄｏｐｔｉｎｇ ｓｗｉｔｃｈ—ａｒｒａｙ ａｎｄ ｔｅｓｔｉｎｇ ｐｒｏｃｅｄｕｒｅ ｃｏｎｆｉｇｕｒｅｄ ｂｙ ｐｒｏｇｒａｍｉｎｇ ｍｏｄｅｌ，ａｎｄ ｒａｐｉｄｌｙ ｔｅｓｔｓ ｔｈｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｓｅｎｓｏｒｓ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇ—ｃｏｍｐｕｔｅｒ ｉｎ ＵＡＶ，ｗｈｉｃｈ ｉｓ ｎｏｔ ｏｎｌｙ ｐｒｏｖｉｄｅｄ ｗｉｔｈ ｓｏｍｅ ｆｅａ—
非相似度 UAV 飞控系统的故障自检设计
非相似度 UAV 飞控系统的故障自检设计
经本钦;詹家礼;卢望
【摘 要】为有效解决无人机冗余控制结构设计复杂，成本高的问题，提出一种非相似三余度控制系统；重点描述了系统的故障自检测方法，控制模块故障的自隔离方法，控制模块之间的表决方式，通过马尔科夫链故障分析方法验证了设计的可靠性。
【期刊名称】《桂林航天工业学院学报》
【年(卷),期】2014(000)004
【总页数】5页(P340-344)
【关键词】非相似余度;无人飞行器(UAV);CAN 总线;故障自隔离;马尔科夫链
【作 者】经本钦;詹家礼;卢望
【作者单位】桂林航天工业学院 自动化系，广西 桂林 541004;桂林航天工业学院
机械工程系，广西 桂林 541004;桂林航天工业学院 自动化系，广西 桂林 541004
【正文语种】中 文
【中图分类】TP273
飞行器的设计包括了机架结构设计和控制系统设计，两方面共同构成了推动飞行器快速发展的关键因素。由于控制算法的快速发展，UAV(Unmanned Aerial
Vehicle)的设计也渐渐走向成熟，UAV的电传操纵系统对控制系统的可靠性提出了更高的要求。 冗余设计是提高控制系统可靠性的一种有效方法，国内外对于飞控系统冗余设计开展了广泛的研究。采用表决冗余设计可以提高系统的安全性，但是在可靠性上却不如去掉表决器，直接采用冗余设计的系统高[1]；目前常见的大型客机如boeing777和A320普遍采用了非相似度冗余设计方法，该冗余设计系统可保证飞行器可靠性达到10-10/飞行小时，系统可靠性较高，但是该方法设计出来的结构体积庞大，成本高[2-3]；基于CAN总线实现了单主机控制系统与执行部件的通信，验证了CAN总线可实现UAV的通信，但是系统为单控制模块，可靠性低[4-5]；基于马尔科夫链可定量的分析冗余系统的可靠性指标，该方法可以很好的用来验证冗余系统设计是否达到了设计指标[6]，通过改进该方法可以用来验证的UAV可靠性。
小型无人机飞行控制系统的硬件设计与实现
计算机工程与设计ＣｏｍｐｕｔｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄＤｅｓｉｇｎ ２０１０，３１（１０） ２１５９
・嵌入式系统工程・
小型无人机飞行控制系统的硬件设计与实现
陈远炫， 裴海龙， 陈 勇
（华南理工大学自动化科学与工程学院，广东广州５１０６４１）
摘 要：为了实现无人机的小型化和民用化，给出了基于ＡＲＭ（ａｄｖａｎｃｅｄ ＲＩＳＣ ｍａｃｈｉｎｅｓ）处理器的无人机飞控系统的硬件设 计。详细介绍了其构造以及主要部分的传感器选型，大部分传感器都基于标准接口，可以按照不同的需求更换相应精度的
传感器；通过详细的结构框图描述如何有效的将各传感器组成一个稳定的系统。该系统已经通过了改装的航模直升机的实
验验证，实验结果表明了其可行性和可靠性。该系统实现体积小，可以装在一个小盒子里，所有接口单独引出，可以挂载到
不同的载体上；该系统具有低功耗、低成本和利于扩展等特点，适合批量生产使用。 关键词：无人机；飞拄系统；ＡＲＭ；惯性测量单元；电子罗盘
中图法分类号：ＴＰ３９１．８ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００．７０２４（２ｏ１０）１０—２１５９．０４
Ｈａｒｄｗａｒｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ
ＣＨＥＮ Ｙｕａｎ—ｘｕａｎ，ＰＥＩ Ｈａｌ—ｌｏｎｇ， ＣＨＥＮ Ｙｏｎｇ
（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｓｏｕｔｈ Ｃｈｉｎａ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｇｕａｎｇｚｈｏｕ ５ １ ０６４ １，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ ｒｅａｌｉｚｅ ｔｈｅ ｍｉｎｉａｔｕｒｉｚａｔｉｏｎ ａｎｄ ｆｏｒ ｃｉｖｉｌ ｕｓｅ，ｔｈｅ ｈａｒｄｗａｒｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ａ ＵＡＶ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｂａｓｅｄ ｏｎ
基于STM32单片机的无人机飞行控制系统设计
基于STM32单片机的无人机飞行控制系统设计
无人机作为一种具备广泛应用前景的航空设备，已经成为现代社会中重要的技术体系。其广泛的应用领域包括军事侦察、农业植保、物流运输、灾害勘测等。然而，无人机的飞行控制系统是实现其稳定飞行和完成任务的关键所在。本文将介绍使用STM32单片机开发的无人机飞行控制系统设计。
首先，我们需要明确无人机飞行控制系统的基本构成。无人机的飞行控制系统主要包括飞控主板、传感器模块、电机驱动模块和通信模块。其中，飞控主板是无人机飞行控制系统的核心，它负责接收传感器采集的数据、处理算法逻辑并输出控制信号。传感器模块用于采集无人机周围环境的信息，如加速度、角速度和磁场等数据。电机驱动模块用于控制无人机的电机转速，实现飞行控制。通信模块用于与地面控制站或其他无人机进行数据通信和指令传输。
在无人机飞行控制系统设计中，我们选择STM32单片机作为飞控主板的核心处理器。STM32单片机具备性能强大、低功耗和丰富的外设资源等特点，非常适合用于实现复杂的飞行控制任务。
在传感器模块的选择上，我们需要考虑无人机飞行过程中所需的各种数据信息。常用的传感器包括加速度计、陀螺仪、磁力计和气压计等。在本设计中，我们选择了高精度的MEMS传感器，通过I2C或SPI接口与STM32单片机进行通信，实时采集并传输数据。
为了控制无人机的电机转速，我们需要使用电机驱动模块。通常情况下，每个电机对应一个电机驱动模块。在本设计中，我们选择了高性能的无刷电机驱动器。这种驱动器具备高效率、高负载承载能力和稳定性好的特点，能够满足无人机的飞行控制需求。
与地面控制站或其他无人机进行数据通信和指令传输是无人机飞行控制系统的重要功能之一。为了实现无线通信，我们选择了常用的无线模块，如蓝牙、Wi-Fi或者射频模块。这些模块可以与STM32单片机进行串口通信，实现与地面控制站的数据交换和指令传输。
中大型无人机飞控系统功能设计通用要求及符合性验证方法-2023标准
中大型无人机飞控系统功能设计通用要求及符合性验证方法
1范围本标准规定了中高风险民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统的通用要求及符合性验证方法。本标准适用于中高风险民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统的设计、生产和审定等。2术语和定义下列术语和定义适用于本文件。2.1无人驾驶航空器是指机上没有机载驾驶员，自备动力系统的航空器，按照性能指标分为微型、轻型、小型、中型和大型。2.2民用无人驾驶航空器是指从事除用于执行军事、警察和海关飞行任务外的无人驾驶航空器。2.3大型无人驾驶航空器指最大起飞重量超过150千克的无人驾驶航空器。2.4飞行控制、导航与管理系统无人机飞行控制、导航与管理系统是无人机的关键核心系统之一。2.5飞行控制与管理功能飞行控制与管理功能一般分为飞行控制功能、飞行管理功能和告警功能。注1：飞行控制功能：产生和传输控制指令，使航空器达到给定的飞行状态、按预期的轨迹飞行，并实现干扰抑制、容错控制、飞行包线保护、自动应急处置等；注2：飞行管理功能：整个飞行过程中的管理，一般包括导航管理、健康管理、余度管理、飞参记录功能、其它系统或设备管理（如需）等；注3：告警功能：以确保在出现功能故障和功能间的耦合故障时，最大限度向地面机组人员提供准确和足够的信息。2.6人工遥控操纵子系统人工遥控操纵子系统是指人工在地面用来传递操纵指令给无人机的所有部件的总称。2.7控制方式无人机控制方式分为自动控制、人工遥控及它们的组合。注1：人工遥控：在人工遥控方式下，地面机组根据无人机的状态信息和任务要求控制无人机的飞行。要求人工遥控的输入与飞行控制、导航与管理系统的工作相兼容，不应导致失控或不稳定。注2：自动控制：在自动控制方式下，飞行控制系统根据传感器获取的航空器状态信息和任务规划信息自动控制无人机的飞行。注3：人工遥控和自动控制的组合。3中大型无人机飞控系统功能设计通用要求民用大型无人驾驶航空器飞行控制、导航与管理系统应符合本标准要求。3.1组成飞行控制、导航与管理系统一般应包括但不限于：飞行控制与管理单元、系统用信号处理单元、系统用传感器单元、伺服作动单元、人工遥控操纵单元和其它相关支持部件。对于集成部件，应说明集成的功能、硬件、软件架构及内部交联关系。3.2安全性目标a)满足适用的审定等级和无人机性能等级要求的安全性水平；b)除本规定中有单独要求外，当系统和有关部件在单独考虑以及与其它系统一起考虑时，失效状态的严重程度和失效概率之间必须满足下列要求：1)每个灾难性的失效状态是极不可能的；2)每个危险的失效状态是极少发生的；3)每个主要的失效状态是非常小的。3.3功能要求3.3.1一般要求功能的一般要求应包括以下：a)在无人机规定的运行和环境限制下完成预期的飞行控制与管理功能；b)通过试验、分析或两者结合的方法证明飞行控制与管理系统及其每个部件已经解决功能间潜在的不一致，其中功能集成部件应按照子系统的方式进行功能分解；c)控制模态和功能切换1)在正常情况下有意识地人工或自动切换控制模态时，其过渡过程不应影响飞行安全，防止可能的危害；2)在异常情况下有意识地人工或自动切换控制模态时，其过渡过程应最大限度的防止可能的危害。过程中可能存在的影响或危害应尽可能在飞行手册中描述，特别是人工切换条件。d)飞行操纵人工遥控操纵子系统的每个部件的操作必须简便、平稳和确切，以完成其功能要求，防止可能的危害。3.3.2正常功能3.3.2.1基本功能基本功能应包括以下。a)悬停功能（如有）：包括悬停、悬停与平飞间转换关系及其随飞行高度、飞行重量等因素变化特性；b)平飞功能：包括最大平飞速度、最小平飞速度、经济平飞速度、平飞速度范围及其随飞行高度、飞行重量等因素变化特性；c)爬升功能：包括爬升率范围及其随飞行高度、飞行重量等因素变化特性，以及动升限和静升限高度特性；d)下滑功能：包括下降率范围及其随飞行高度、飞行重量等因素变化特性。3.3.2.2机动功能机动功能应包括以下：a)在飞行包线范围内完成水平面、垂直面的机动动作能力；b)无人机不同重量重心条件下的机动飞行保护能力。3.3.2.3边界功能边界功能应包括以下：a)无人机可能超出飞行包线范围出现的告警及保护措施；b)无人机不同重量重心条件下的边界飞行保护能力。3.3.2.4起飞/着陆功能起飞/着陆功能应包括以下：a)固定翼无人机在不同构型、重量重心条件下的起飞滑跑距离、着陆滑跑距离、离地速度、接地速度以及起飞和着陆时间等性能指标，包括航空器使用襟翼、减速装置等；b)垂直起降无人机在不同构型、重量重心条件下的垂直起降性能指标。3.3.3失效保护功能3.3.3.1航空器失效处置功能a)固定翼舵面失效1)副翼部分失效；2)方向舵部分失效；3)升降舵部分失效；4)襟翼部分失效；5)其它辅助舵面部分失效。b)旋翼/螺旋桨失效1)旋翼/螺旋桨部分失效；2)其它辅助旋翼/螺旋桨部分失效。c)动力系统失效，动力系统包括不仅限于常规动力系统、电动力系统。1)动力系统功率不足；2)动力系统失效；3)动力系统状态告警。d)操纵系统失效1)主操纵系统部分失效；2)次操纵系统部分失效。e)飞行控制、导航与管理系统失效，飞行控制、导航与管理系统包括不仅限于飞行控制与管理计算机、飞行传感器、伺服控制系统等。1)姿态传感器失效；2)导航传感器失效或被干扰；3)伺服控制系统失效；4)飞行控制与管理计算机失效；5)总线失效；6)其它失效。f)电气系统失效1)电气系统部件失效；2)电气系统保护状态；3)电气特性变化状态。g)数据链路失效1)数据链路失效；2)数据链路被干扰或被劫持。h)刹车系统失效1)前轮转向失效；2)刹车失效；3)刹车效率降低；4)非对称刹车。i)其它系统或设备失效，如有必要。3.3.3.2特殊情况处置功能特殊情况包括不仅限于：a)电子围栏；b)空中避让；c)起飞告警；d)着陆复飞；e)结冰状态。3.3.4安全保护飞行控制、导航与管理系统的设计和功能，以及使用和维护说明，需合理保证其使用限制不会被超出以下：a)运行范围保护航空器系统或任何外部支持运行的系统的可能失效，不应导致航空器超出预期运行范围，运行范围一般由飞行包线和电子围栏组成；b)不安全起飞构型保护起飞前飞行控制、导航与管理系统进行起飞前不安全起飞构型自检，不安全起飞构型包括系统故障及系统可检测到的其它系统或部件故障；如自检出现不安全起飞构型项，飞行控制、导航与管理系统应自动终止起飞并向飞行机组告警。c)飞行过程保护飞行过程中，飞行控制、导航与管理系统周期性检测系统故障及系统可检测到的其它系统或部件故障，如检测出现不安全项，系统应具备自动处置或通知飞行机组处置的能力。d)感知与避让飞行控制、导航与管理系统应具备与感知与避让系统的信息交互能力，从而获取潜在的冲突和其他危险、并使远程机组做出避让处置的能力，且满足远程机组履行职责所需的性能要求。e)其它。3.3.5应急处置3.3.5.1飞行控制、导航和管理系统需具备应急处置能力，一般应包括：a)对于飞行控制、导航与管理功能的任何损失或降级，必须通过清晰明确的信号向无人机机组人员发出警报；b)针对飞行机组无法远程控制无人机的情况（数据链路失效、地面站故障等），按照审定要求的运行场景自动执行应急程序。3.3.5.2应急处置方式通过人工控制方式、自动控制方式或两者间组合使无人机系统不会导致可预见的灾难性后果。a)终止飞行1)将冲击能量降低到可接受的水平。2)应急迫降在可接受的低人口密度地区（最好迫降到无人区）。3)降低冲击能量并选择人口密度低的应急迫降区域，以使由无人机导致的4)对地面造成致命伤害的风险是可接受的，包括可能的碎片、火灾或爆炸。b)继续飞行1)按预定应急处置程序继续飞行。2)上述两种情况的组合。3.3.5.3飞行控制、导航与管理系统应提供最大可能缓解失效的应急处置方法，包括但不限于以下内容：a)故障检测和监控；b)故障隔离和重新配置；c)冗余；d)权限限制，和e)提醒机组人员进行干预行动。3.3.5.4应急处置能力必须有保护措施，以防止其承受因误操作或未授权使用引发的危害。3.3.5.5应急处置能力必须在飞行手册或其他批准的手册中清晰描述，包括预先确定的地点及其状态和尺寸。任何操作限制、程序、指令和为了保证安全运行所必要的任何额外信息必须在飞行手册中建立和提供。3.4性能要求3.4.1在紊流中工作系统应满足相应型号设计规范规定的抗风干扰的类型和量级。3.4.2飞行控制要求3.4.2.1一般要求除另有规定外，飞行控制要求适用于平穏大气坏境条件和自动飞行控制方式，包括传感器误差。对于考虑结构弹性的飞行控制模态响应，系统应满足相应型号设计规范规定的稳定性要求指标。3.4.2.2姿态保持3.4.2.2.1一般要求系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：在平稳大气中，俯仰姿态和滚转姿态相对于基准的静态精度；在规定的素流强度中姿态均方根偏差的允许范用，该精度要求适用于自动姿态保持功能，该功能保持用于航空器姿态。a)俯仰动态响应b)长周期俯仰响应应不影响任务的完成；c)短周期俯仰响应应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。3.4.2.2.2滚转动态响应滚转响应应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。3.4.2.3航向保持无人机在盘旋过程中接通航向保持模态时，无人机应向机翼水平状态滚转，基准航向应为无人机滚转至机翼呈水平状态时的航向。系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：a)在平稳大气中，航向应保持的相对基准的精度；b)在紊流中，按規定的紊流强度，航向的均方根偏差；c)无人机航向控制的动态响应指标。3.4.2.4航向选择系统应满足相应型号设计规范规定的下列要求：a)能够达到要求的转弯速度，并限制倾斜角以防失速；b)应具有360°的航向选择能力；c)航向控制应满足相应型号设计规范规定的动态响应指标。3.4.2.5侧向加速度和侧滑的限制a)系统应满足相应型号设计规范规定的下列性能要求：b)稳态倾斜转弯中的协调要求：当倾斜角达到机动倾斜角的极限值时，侧滑角偏离平衡值增量和侧向加速度的范围；c)滚转时的侧向加速度限制要求：重心处由航空器滚转速度引起的侧向加速度的限制；d)水平直线飞行中对侧滑角及对侧向加速度的要求。3.4.2.6高度保持系统应满足相应型号设计规范的下列规定：a)相应型号设计规范应对"接通高度保持时的最大升降速度”予以规定。在升降速度小于该规定值的情况下接通高度保持时，系统将传感器指示高度作为基准高度，并把航空器控制在这个高度上，同时应满足高度保持精度的要求。如果在接通该功能时的升降速度大于该规定值，自动飞行控制系统不应引起任何不安全的机动；b)在航空器推力-阻力的能力范国内，航空器倾斜稳态盘旋时的高度保持精度。3.4.2.7空速保持a)应明确系统所保持的空速是真空速还是指示空速。在直线稳态飞行中（包括爬升和下降），接通空速保持模态时的空速为基准空速。空速相对基准空速的偏差范困为空速保持的精度要求。在空速保持模态稳定以后，自动飞行控制与管理系统应使航空器保持该空速，并保证空速保持的精度要求。在此要求的范围内，任何周期性振荡不能影响任务的完成。b)系统还应满足相应型号设计规范规定的空速控制动态响应指标。3.4.2.8对轨迹控制的要求系统应满足相应型号设计规范规定的素流条件下的轨迹控制精度要求。在有时间控制精度要求时，还应满足航空器到达指定点的时间误差范围要求。3.4.2.9稳定裕量系统应满足相应型号设计规范现定的系统回路相对于名义值的增益和相位裕量要求。3.4.2.10剩余振荡剩余振荡要求对自动控制和人工控制方式均适用。由系统中存在的非灵敏区、间隙以及结构弹性等原因所引起的系统持续剩余振荡不能影响飞行任务完成。3.4.2.11进场与着陆阶段的控制系统应满足相应型号设计规范的有关要求。进场与回收阶段的控制性能要求适用于自动控制、人工控制方式。除另有规定外，系统着陆性能还应考虑下列因素：a)着陆重量和重心的变化；b)气动构型变化；c)进场速度和角度；d)地面效应；e)各种切换引起的过渡过程；f)相应型号设计规范规定的大气扰动；g)相应型号设计规范规定的跑道坡度和地面状况。3.4.2.12地形跟随阶段的控制对于有地形跟随功能的航空器，在正常状态下，系统的控制功能应使航空器满足相应型号设计规范的低空安全性要求。3.4.3飞行管理要求飞行管理的具体要求应按相应型号设计规范的规定。该要求应包括以下内容：a)飞行管理系统应能根据必要的传感器信息，正确地确定航空器所处的飞行阶段、飞行状态，进而正确地给出航空器的控制方式及有关系统的状态；b)加载的任务一般应包括航线和与其有关的管理任务；c)管理系统任务信息存储量限制要求；d)管理任务的项目、各项管理任务的性能应满足相应型号设计规范的要求。任务的性能可表示为：执行时间（任务触发/结束逻辑）、控制量类型与范围、任务触发位置与期望位置间的偏外。任务的触发可以是加载和/或自动设置。
某型飞控组件综合测试软件的设计与实现
科技信息 ０科教前沿０ ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ ２０１１年第２５期
某型飞控组件综合测试软件的设计与实现
符
（中国空空导弹研究院 冰
河南洛阳４７１００９）
【摘要】飞行控制组件是某型号产品的控制核心，其检测的通用性、可靠性在产品研制过程中有着重要的作用Ｏ介绍了基于面向对象方法 的某型号飞控组件测试软件的开发思想、测试算法和具体实现。此软件可按照特定算法控制硬件自动对飞控组件的各内外接口进行测试，具有
友好的界面、良好的可维护性、可扩展性，目前已成功应用于某型号飞控组件的测试中。
【关键词】飞控组件；测试软件；多线程
Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｅｓｔｉｎｇ Ｓｏｆｔｗａｒｅ ｆｏｒ ａ Ｓｔｙｌｅ ｏｆ Ｆｌｉｇｈｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ
ＦＵＢｉｎｇ （Ｃｈｍａ Ａｉｒｂｏｒｎｅ Ｍｉｓｓｉｌｅ Ａｃａｄｅｍｙ，Ｌｕｏｙａｎｇ Ｈｅｎａｎ，４７１００９，Ｃｈｉｎａ）
【Ａｂｓｔｒａｃｔ］Ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｔｈｅ ｒｏｌｅ ｏｆ ａ ｓｔｙｌｅ ｏｆ ｍｉｓｓｉｌｅ．Ｉｔ ｉｓ ｖｅｒｙ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｏｆ ｉｔｓ ｔｅｓｔｉｎｇ ｉｎ ｔｈｅ ｌｉｆｅ ｏｆ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ ｔｈｅ ｍｉｓｓｉｌｅ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅｓ，ｋｅｙ ａｒｉｔｈｍｅｔｉｃ ａｎｄ ｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｔｅｓｔｉｎｇ ｓｏｆｔｗａｒｅ．Ｔｈｅ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｃａｌｌ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｈｅ ｈａｒｄｗａｒｅ ｔｏ ｔｅｓｔ ｔｈｅ ｉｎｔｅｒｆａｃｅ ｏｆ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ａｕｔｏｍａｔｉｃａｌｌｙ．Ｔｈｅ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｈａｓ ｔｈｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ ｏｆ ｆｒｉｅｎｄｌｙ ｉｎｔｅｒｆａｃｅ ａｎｄ ｇｏｏｄ ｍａｉｎｔａｉｎａｂｉｌｉｔｙ．Ｎｏｗ ｔｈｅ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｈａｓ ｂｅｅｎ
某型无人机舵控系统的设计与仿真
第２６卷第１期 ２０１２年Ｏ２月 空军雷达学院学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｉｒ Ｆｏｒｃｅ Ｒａｄａｒ Ａｃａｄｅｍｙ 、幻１．２６ ＮＯ．１ Ｆｅｂ．２０ｌ２
文章编号：１６７３．８６９１（２０１２）０１．００５２．０３
某型无人机舵控系统的设计与仿真
苏巧 ， 亓迎川
（１．空军雷达学院研究生管理大队，武汉４３００１９；２．空军雷达学院五系，武汉４３００１９）
摘要：基于某型无人机飞行控制地面仿真验证系统的需要，分析了其舵机控制系统各组成部分的原理，利 用Ｓｉｍｕｌｉｎｋ工具箱建立了电传舵控系统的数学模型，对转速控制律和位置控制律进行了设计．对带有转速控制 回路和未加转速控制回路的舵机控制系统以及加入扰动后的舵机控制系统分别进行了仿真验证．仿真结果表 明：所设计的舵机控制系统动态性能及跟踪性能好。抗干扰能力强，能够满足某型无人机飞行控制的要求及飞行 控制地面仿真验证系统的需要，为该系统的研究提供了技术保障． 关键词：无人机飞行控制系统；控制律设计；电传舵控系统 中图分类号：ＴＰ２７３ 文献标志码：Ａ
无人机飞行控制系统一般由飞控计算分系
统、伺服作动分系统、传感器分系统等部分组
成．伺服作动分系统由舵机及其控制器组成，是
飞行控制系统的执行机构，其性能优劣直接影响 着飞行控制系统的性能ｕ ．
目前关于舵机控制系统的研究涉及到智能 机器人、水下航行器、飞艇、导弹、无人机等，包
括基于单片机、ＤＳＰ的数字舵控系统的相关研
究、现代控制理论在舵控系统中的应用、舵控系
统的可靠性分析及舵控系统相关模块的开发
等．例如：采用８９Ｃ５１作为主控部分，结合可编
程计数器８２５４来实现的步进式ＰＷＭ输出信号
的研究 ；可支持Ｖｘｗｏｒｋ操作系统的ＰＷＭ信号
采集Ｓｉｍｕｌｉｎｋ驱动模块的开发 ；基于变论域思
想的模糊ＰＩＤ控制新策略的舵机控制器设计 ；
应用马尔可夫过程对船舶液压舵机控制系统可
靠性数学模型的建模 等．某型无人机飞行控
基于C8051F040单片机的无人机飞控系统软件模块化设计
第ｌ０卷第４期２０１０年２月 １６７１—１８１５（２０１０）４—１０４５－０４ 科学技术与工程 Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ｅｎ￣ｎｅｅｆｉｎｇ Ｖｏ１．１Ｏ Ｎｏ．４ Ｆｅｂ．２０１０ ⑥２０１０ Ｓｃｉ．Ｔｅｃｈ．Ｅｎｇｎｇ．
基于Ｃ８０５１Ｆ０４０单片机的无人机
飞控系统软件模块化设计
云超路平甄云卉
（军械工程学院光学与电子工程系，石家庄０５０００３）
摘要针对某型无人机的飞控系统，在飞控机硬件设计基础上设计了机载飞控软件。由于硬件设计充分考虑了自检功能， 故采用软件判别，能判定飞控机及部分电路是否正常工作。例如，舵机控制电路输出的电压信号，都由Ａ／Ｄ采集下来，通过进 行比较判别，就可知道该电路是否有故障。 关键词 无人机 飞控计算机 Ｃ８０５１Ｆ０４０ 模块化软件
中图法分类号ＴＰ３１１．５２ Ｖ２７９； 文献标志码Ａ
无人机是一种动力驱动，机上无人驾驶并可以
重复使用的航空器，它具有高度的自主导航，自动飞
行控制，任务管理的综合系统。无人机飞控系统通
常由传感器、飞控计算机及机载软件组成 Ｊ。飞控
系统通过飞控计算机将传感器和执行机构联成一个
整体，共同构成一个闭环系统，飞控计算机通过飞控
软件处理传感器数据，实现控制规律，管理任务设备
完成控制任务 ｊ。同时可以进行程序控制，地面遥
控等控制飞行。飞控软件作为控制的核心之一突显
重要。它是飞行指挥与航迹控制系统的主体部分之
一，对无人机进行指挥和管理，使无人机系统能够协
调工作，完成预定的飞行任务。
１模块化设计
软件的模块化设计就是将主程序、子程序及子
程序的框架把软件的主要流程和框架表示出来。定
义好输入输出的关系，进而得到功能块为单位的算
法描述…。软件上采用结构化程序，使各模块独立，
这样有利于各模块独立，这样有利于软件的维护与
更新。模块化的目的是为了降低程序复杂度，使程
２００９年８月３１日收到 第一作者简介：云超，军械工程学院，硕士生 序设计、调试和维护等操作简单化。模块化设计，要