基于模型的大氣數據計算機實現

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

隨著國內低空空域政策不斷公開透明化，無人機作為通航領域的中堅力量，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]。為適應當前無人機爆發的趨勢，中國民航總局出臺無人機臨時管理辦法，對無人機適航進行相關管理。大氣數據計算機作為無人機重要的機載設備，其安全性和穩定性關系無人機平臺飛行安全，大氣數據計算機的設計制造需滿足相應的航空適航標準，如機載電子硬件設計保證指南、機載設備環境條件和試驗程序以及機載系統和設備合格審定中的軟件考慮(DO-178B)等。文獻[3]介紹了無人機大氣數據計算機系統的工作原理，論證了適合其特點的總體方案，并著重對系統的硬件和軟件設計進行了分析和研究，但是人工編碼的實現容易引入人為錯誤，安全性低、周期長，且未按適航標準進行軟件編碼活動。文獻[4-5]實現了基于COTS的大氣數據計算機的設計，但系統功能及性能未能滿足適航要求。文獻[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，其設計流程未按照適航所要求的系統需求、概要設計、詳細設計及編碼的流程進行。針對傳統方法進行機載設備設計及適航審定過程存在難度高、未能符合適航標準、周期長等缺點。本文提出基于模型的實現能從設計之初就按照DO-178B標準進行，而適航審定所需的各類設計、測試、管理及質量保證文檔可以通過建模軟件輕松獲取，極大減少機載設備適航審定的工作量[7]；同時，基于模型的實現能夠通過模型自動生成系統代碼，避免了人工編碼帶來錯誤的可能，提高了系統軟件的可靠性與安全性。

1 大氣數據計算機技術標準規范

根據CCAR-21部規定，大氣數據計算機作為機載設備，獲取適航批準的方式主要有以下六種：

1)頒發技術標準規定項目批準書(CTSOA)；

2)頒發零部件制造人批準書(PMA)；

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

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

5)按進口材料、零部件和機載設備的設計批準認可要求和程序頒發設計批準認可證；

6)中國民航局規定的其他方式。

通常獲取適航批準的方式為前三種，其中第一種方式將大氣數據計算機作為機載設備單獨批準，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，無需對機載產品本身再進行適航審查，極大地方便機載設備的使用。

機載設備獲取技術標準規定項目批準書，需根據《CCAR-37-AA-民用航空材料零部件和機載設備

技術標準規定》中相應的技術標準規范(CTSO)進行審定。技術標準規范的主要內容為規定機載設備的最低性能指標，給出機載設備的功能鑒定、環境鑒定、軟件鑒定、硬件鑒定及申請資料等必須符合的標準。

對大氣數據計算機，需滿足的CTSO技術標準文件為《CTSO-C106》，具體要求如下：

1)最低性能標準，應滿足美國機動車工程師協會(Society of Automotive Engineers, SAE)1981年10月30日發布的航空航天標準AS8002《大氣數據計算機最低性能標準》(國內標準為HB 6546-91)；

2)AS8002中校準空速在80節處可采用±3.5節的允差；

3)環境標準,美國航空無線電委員會(Radio Technical Commission for Aeronautics, RTCA)于1989年12于發布的DO-160C《機載設備環境條件和試驗程序》；

4)計算機軟件,如果設備的設計中包含數字計算機，該計算機的軟件必須按RTCA于1992年12月發布的DO-178B《機載系統和設備合格審定中的軟件要求》進行開發,其中，提供主導航功能的軟件至少應按B級進行開發。

根據CTSO技術標準規范中要求，軟件開發必須符合DO-178B標準。

2 系統功能需求分析

大氣數據計算機為無人機提供重要的飛行參數，所需數據輸入為：總壓、靜壓、總溫(或靜溫)、迎角測量、側滑角測量；輸出數據為：氣壓高度、垂直速度、修正高度、指示空速、真空速等。大氣數據計算機與空速管配合能獲取不同飛行參數。例如，空速管可以集成總溫傳感器、迎角風標和側滑角風標，數據以模擬電壓方式發送至大氣數據計算機，經采樣濾波后輸出；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據計算機實現了以無人機為對象，升限8000m以內、飛行速度為亞音速，無需迎角及側滑角數據。同時，根據CTSO-160C《大氣數據計算機最低性能標準》中規定高度精度要求如表1所示；提出如下系統需求如表2所示，系統采用測量靜溫方式。

表1 高度性能要求

表2 IAS 性能要求

3 系統設計

根據系統功能需求，大氣數據計算機硬件平臺大致由壓力傳感器、處理器最小系統、溫度調理電路、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品或工業級以上品質的原則，以保證系統底層芯片的安全性與穩定性。

3.1 傳感器選型

大氣數據計算機中壓力傳感器的選型需根據系統功能需求進行，以滿足系統所需的功能及性能需求。為簡化系統硬件設計的工作，本方案選用數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具有更高的精度與穩定性。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要求。

該型數字輸出壓力傳感器基于自有表面影像技術產生一個全數字輸出，以消除所有溫度和壓力造成的可重復性誤差，提供一個12位的數字串行輸出(高分辨率模式為14位)，同時具備優越的偏移、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%，FSO為15PSI)，短期使用或定期對其進行標定能夠消除長時漂移誤差，測量誤差帶可達0.1%FSO，溫度補償范圍-40～125℃。

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

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%，FSO為10inH2O)，溫度補償范圍-40～125℃。

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

3.2 處理器選型

根據系統功能需求，處理器選取STM32-F103RE，芯片等級為工業級，具有豐富的外設接口。具體參數如下：

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功能需求。相比MSP430、AVR或者51等MCU，選擇STM32作為大氣數據計算機處理器另一個原因是其完備的底層驅動，并且官方發布了基于Simulink的底層驅動工具箱，為后續搭建模型提供高效途徑。

4 功能實現

4.1 詳細設計

根據系統功能需求，完成系統功能的詳細設計工作。大氣數據計算機主要功能組成如下。

大氣數據計算機所需數據按照最低性能標準中規定的HB6127-86《飛行大氣參數》進行計算。

(1)氣壓高度

當β≠0時：

(1)

式中，Ps為傳感器測到的大氣靜壓；Pb為相應層下界大氣壓力；Tb為相應層下界大氣溫度；Hb為相應層下界高度；β為垂直溫度梯度；gn為自由落體標準加速度；R為專用氣體常數(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為標準環境標準海平面大氣密度(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；

當M≤1時，

(5)

(5)溫度傳感器數據濾波

靜溫傳感器經電壓調理模塊，將微弱的電壓信號進行放大，處理器通過AD采集溫度信息。由于AD采集的溫度數據包含各種干擾，需對原始數據進行濾波處理。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。本設計選用巴特沃斯對溫度信號進行濾波，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]。濾波器指標為：Fs=100Hz，Fc=0.5Hz，利用Matlab中Filter Designer & Analysis tool得到巴特沃斯濾波系數為B=[0.00024，0.00048，0.00024]；A=[1，-1.956，0.956]。

4.2 模型搭建及代碼生成

系統模型搭建主要完成由系統需求分析到詳細設計再到模型實現的過程，實現系統需求與模型的確定性與唯一性，這即是DO-178B中規定基于模型的設計所需滿足的條件[9]。本設計利用Matlab/Simulink作為模型搭建的工具。Simulink可以方便地實現系統功能層模型，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無法提供驅動層的模型。為了確保底層驅動與系統功能基于模型的實現，通常的解決辦法有兩種。1)針對某些特定硬件平臺，手動編寫驅動模塊；2)由芯片廠商發布集成驅動的Simulink工具箱。針對STM32系列芯片，ST公司發布了STM32CubeMX和STM32-MAT，可以方便地利用Simulink進行模型開發。模型搭建流程如圖2所示。

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

在Simulink中搭建大氣數據計算機的模型，包括輸入輸出接口模塊、系統功能模塊、系統配置模塊及定時器設置等，系統詳細模型如圖3所示。

圖3中，STM32Config模塊將加載ADC.ico，以獲取系統處理器(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行設置，最后生成代碼[10-11]。代碼通過Toolchain(IAR或Keil V5)編譯、鏈接之后，即可下載到系統硬件平臺運行。

5 仿真及驗證

受試驗條件限制，未能進行無人機掛飛驗證，遂使用大氣數據測試儀對系統的功能與性能進行驗證。美國LAVERSAB公司以生產高性能耐用軍品級產品聞名，世界各地研究機構及民用飛機都采用LAVERSAB大氣數據測試系統作為飛行器地面標準測試設備。Model 6250大氣數據測試儀又稱動靜壓測試儀，直接連接飛機的全靜壓口進行測試。測試條件如表4所示。

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

6 總結

本文以民用航空器機載設備獲取適航作為驅動，分析了大氣數據計算機設計過程中所需滿足的相應標準。提出滿足系統最低性能標準的需求，由系統需求進行詳細設計，最后進行模型搭建并自動生成代碼。整個過程按照DO-178B對基于模型設計方法的要求進行，實現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大氣數據計算機以標準化的模型開發流程、高效的自動代碼生成以及適航所需相關文檔，能夠降低機載設備設計及適航審定的難度，同時避免人工編碼，提高了系統的安全性與穩定性。最后對系統的性能進行了驗證，驗證結果表明能夠達到系統所提需求，具有一定的工程應用價值。