基于模型的大气数据计算机实现

章 枧，谌宏鸣，段宇婷

(1.彩虹无人机科技有限公司，北京 100074；2.北京航天自动控制研究所，北京 100854)

0 引言

随着国内低空空域政策不断公开透明化，无人机作为通航领域的中坚力量，在无人机货运、无人机巡线和无人机反恐等方面具有重要作用[1-2]。为适应当前无人机爆发的趋势，中国民航总局出台无人机临时管理办法，对无人机适航进行相关管理。大气数据计算机作为无人机重要的机载设备，其安全性和稳定性关系无人机平台飞行安全，大气数据计算机的设计制造需满足相应的航空适航标准，如机载电子硬件设计保证指南、机载设备环境条件和试验程序以及机载系统和设备合格审定中的软件考虑(DO-178B)等。文献[3]介绍了无人机大气数据计算机系统的工作原理，论证了适合其特点的总体方案，并着重对系统的硬件和软件设计进行了分析和研究，但是人工编码的实现容易引入人为错误，安全性低、周期长，且未按适航标准进行软件编码活动。文献[4-5]实现了基于COTS的大气数据计算机的设计，但系统功能及性能未能满足适航要求。文献[6]对软件提出更高要求，但同样存在人工编码适航难度高、安全性差的问题；同时，其设计流程未按照适航所要求的系统需求、概要设计、详细设计及编码的流程进行。针对传统方法进行机载设备设计及适航审定过程存在难度高、未能符合适航标准、周期长等缺点。本文提出基于模型的实现能从设计之初就按照DO-178B标准进行，而适航审定所需的各类设计、测试、管理及质量保证文档可以通过建模软件轻松获取，极大减少机载设备适航审定的工作量[7]；同时，基于模型的实现能够通过模型自动生成系统代码，避免了人工编码带来错误的可能，提高了系统软件的可靠性与安全性。

1 大气数据计算机技术标准规范

根据CCAR-21部规定，大气数据计算机作为机载设备，获取适航批准的方式主要有以下六种：

1)颁发技术标准规定项目批准书(CTSOA)；

2)颁发零部件制造人批准书(PMA)；

3)随航空产品型号合格(TC)审定(或补充型号合格审定)、型号设计批准(TDA)审定或改装设计批准(MDA)审定一起批准；

4)随航空产品型号认可合格(VTC)审定或补充型号认可合格(VSTC)审定一起批准；

5)按进口材料、零部件和机载设备的设计批准认可要求和程序颁发设计批准认可证；

6)中国民航局规定的其他方式。

通常获取适航批准的方式为前三种，其中第一种方式将大气数据计算机作为机载设备单独批准，获取适航后可以方便地用于其他各种新研型号和改装型号，无需对机载产品本身再进行适航审查，极大地方便机载设备的使用。

机载设备获取技术标准规定项目批准书，需根据《CCAR-37-AA-民用航空材料零部件和机载设备

技术标准规定》中相应的技术标准规范(CTSO)进行审定。技术标准规范的主要内容为规定机载设备的最低性能指标，给出机载设备的功能鉴定、环境鉴定、软件鉴定、硬件鉴定及申请资料等必须符合的标准。

对大气数据计算机，需满足的CTSO技术标准文件为《CTSO-C106》，具体要求如下：

1)最低性能标准，应满足美国机动车工程师协会(Society of Automotive Engineers, SAE)1981年10月30日发布的航空航天标准AS8002《大气数据计算机最低性能标准》(国内标准为HB 6546-91)；

2)AS8002中校准空速在80节处可采用±3.5节的允差；

3)环境标准,美国航空无线电委员会(Radio Technical Commission for Aeronautics, RTCA)于1989年12于发布的DO-160C《机载设备环境条件和试验程序》；

4)计算机软件,如果设备的设计中包含数字计算机，该计算机的软件必须按RTCA于1992年12月发布的DO-178B《机载系统和设备合格审定中的软件要求》进行开发,其中，提供主导航功能的软件至少应按B级进行开发。

根据CTSO技术标准规范中要求，软件开发必须符合DO-178B标准。

2 系统功能需求分析

大气数据计算机为无人机提供重要的飞行参数，所需数据输入为：总压、静压、总温(或静温)、迎角测量、侧滑角测量；输出数据为：气压高度、垂直速度、修正高度、指示空速、真空速等。大气数据计算机与空速管配合能获取不同飞行参数。例如，空速管可以集成总温传感器、迎角风标和侧滑角风标，数据以模拟电压方式发送至大气数据计算机，经采样滤波后输出；或者空速管不集成总温传感器，而在机身安装静温传感器等。本文基于模型的大气数据计算机实现了以无人机为对象，升限8000m以内、飞行速度为亚音速，无需迎角及侧滑角数据。同时，根据CTSO-160C《大气数据计算机最低性能标准》中规定高度精度要求如表1所示；提出如下系统需求如表2所示，系统采用测量静温方式。

表1 高度性能要求

表2 IAS 性能要求

3 系统设计

根据系统功能需求，大气数据计算机硬件平台大致由压力传感器、处理器最小系统、温度调理电路、电源模块等组成。其中最为核心的是压力传感器选型及处理器选型，压力传感器与处理器选型都遵循以商用货架产品或工业级以上品质的原则，以保证系统底层芯片的安全性与稳定性。

3.1 传感器选型

大气数据计算机中压力传感器的选型需根据系统功能需求进行，以满足系统所需的功能及性能需求。为简化系统硬件设计的工作，本方案选用数字接口的压力传感器；同时，由于压力传感器受温度影响较大，选取带温度补偿功能的传感器能使系统具有更高的精度与稳定性。综上所述，选取ALLSENSOR公司ADO MIL系列军用级大气压力传感器，其极高的测量精度及较大的温度补偿范围能够满足系统要求。

该型数字输出压力传感器基于自有表面影像技术产生一个全数字输出，以消除所有温度和压力造成的可重复性误差，提供一个12位的数字串行输出(高分辨率模式为14位)，同时具备优越的偏移、幅度和线性度特性，输出兼容SPI和MICROWIRE/PLUS。

静压传感器选用15 PSI-A-DO-MIL绝压型，测量范围0～15PSI，供电电流12mA，总误差带0.25%FSO(为误差上限与下限的范围，包含非线性误差0.1%和1年长时漂移误差0.15%，FSO为15PSI)，短期使用或定期对其进行标定能够消除长时漂移误差，测量误差带可达0.1%FSO，温度补偿范围-40～125℃。

由传感器参数，测量误差范围为103Pa(0.1%*15PSI)，海平面高度±5m范围内压力范围120Pa，满足系统测高-100～8000m，精度±5m的指标要求。

动压传感器选用10 INCH-D-DO-MIL差压型，测量范围-10inH2O～10inH2O，供电电流12mA，总误差带0.5%FSO(为误差上限与下限的范围，包含非线性误差0.25%和1年长时漂移误差0.25%，FSO为10inH2O)，温度补偿范围-40～125℃。

由传感器参数可知，测量误差范围为12.45Pa(0.5%*10inH2O)；在标准海平面条件下测量误差一定，一定范围内随着空速的增加其空速测量精度越高。大气数据计算机最低性能标准中规定最低空速要求为25m/s，此状态测量指示空速误差范围为24.79～25.20m/s。满足系统指示空速±3m/s的指标要求。动压传感器如图1所示。

3.2 处理器选型

根据系统功能需求，处理器选取STM32-F103RE，芯片等级为工业级，具有丰富的外设接口。具体参数如下：

1)主频：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。

所选处理器能够满足系统功能需求。相比MSP430、AVR或者51等MCU，选择STM32作为大气数据计算机处理器另一个原因是其完备的底层驱动，并且官方发布了基于Simulink的底层驱动工具箱，为后续搭建模型提供高效途径。

4 功能实现

4.1 详细设计

根据系统功能需求，完成系统功能的详细设计工作。大气数据计算机主要功能组成如下。

大气数据计算机所需数据按照最低性能标准中规定的HB6127-86《飞行大气参数》进行计算。

(1)气压高度

当β≠0时：

(1)

式中，Ps为传感器测到的大气静压；Pb为相应层下界大气压力；Tb为相应层下界大气温度；Hb为相应层下界高度；β为垂直温度梯度；gn为自由落体标准加速度；R为专用气体常数(287.05287m2/(K·s2))。

垂直温度梯度如表3所示。

表3 垂直温度梯度

(2)垂直速度

垂直速度表征气压高度单位时间的变化量，具体计算公式如下

(2)

式中，HR为升降速率，单位m/s。

(3)指示空速

(3)

式中,ρ0为标准环境标准海平面大气密度(1.225kg/m3)。

(4)真空速

(4)

式中，Ts为大气静温，Vt为真空速，M为马赫数；

当M≤1时，

(5)

(5)温度传感器数据滤波

静温传感器经电压调理模块，将微弱的电压信号进行放大，处理器通过AD采集温度信息。由于AD采集的温度数据包含各种干扰，需对原始数据进行滤波处理。信号滤波的方式通常有均值滤波、平滑滤波、一阶低通滤波及巴特沃斯滤波等，考虑到温度为缓慢变化的低频信号，且温度采集通常有较大的延时。本设计选用巴特沃斯对温度信号进行滤波，相比其他滤波方法，巴特沃斯具有较好的滤波性能，同时较低的延时[8]。滤波器指标为：Fs=100Hz，Fc=0.5Hz，利用Matlab中Filter Designer & Analysis tool得到巴特沃斯滤波系数为B=[0.00024，0.00048，0.00024]；A=[1，-1.956，0.956]。

4.2 模型搭建及代码生成

系统模型搭建主要完成由系统需求分析到详细设计再到模型实现的过程，实现系统需求与模型的确定性与唯一性，这即是DO-178B中规定基于模型的设计所需满足的条件[9]。本设计利用Matlab/Simulink作为模型搭建的工具。Simulink可以方便地实现系统功能层模型，且集成丰富的控制算法、滤波算法等模块；但是，对于具体的硬件平台，Simulink无法提供驱动层的模型。为了确保底层驱动与系统功能基于模型的实现，通常的解决办法有两种。1)针对某些特定硬件平台，手动编写驱动模块；2)由芯片厂商发布集成驱动的Simulink工具箱。针对STM32系列芯片，ST公司发布了STM32CubeMX和STM32-MAT，可以方便地利用Simulink进行模型开发。模型搭建流程如图2所示。

根据系统功能需求，在STM32CubeMX完成芯片型号选择、外部时钟设置、系统时钟树设置、输入输出管脚映射的工作，并保存配置文件为ADC.ico。

在Simulink中搭建大气数据计算机的模型，包括输入输出接口模块、系统功能模块、系统配置模块及定时器设置等，系统详细模型如图3所示。

图3中，STM32Config模块将加载ADC.ico，以获取系统处理器(STM32F103RE)所有的输入输出的接口信息。模型搭建完成之后对模型生成代码进行设置，最后生成代码[10-11]。代码通过Toolchain(IAR或Keil V5)编译、链接之后，即可下载到系统硬件平台运行。

5 仿真及验证

受试验条件限制，未能进行无人机挂飞验证，遂使用大气数据测试仪对系统的功能与性能进行验证。美国LAVERSAB公司以生产高性能耐用军品级产品闻名，世界各地研究机构及民用飞机都采用LAVERSAB大气数据测试系统作为飞行器地面标准测试设备。Model 6250大气数据测试仪又称动静压测试仪，直接连接飞机的全静压口进行测试。测试条件如表4所示。

利用Model 6250大气数据测试仪分别测量系统不同高度、不同速度状态下的数据，高度间隔200m、速度间隔10m/s，对比测试仪以分析系统的测量精度[12]。系统高度测量误差小于4m(2km以下)，空速误差小于2.5m/s。测试效果良好，达到系统所提需求及性能指标要求。

6 总结

本文以民用航空器机载设备获取适航作为驱动，分析了大气数据计算机设计过程中所需满足的相应标准。提出满足系统最低性能标准的需求，由系统需求进行详细设计，最后进行模型搭建并自动生成代码。整个过程按照DO-178B对基于模型设计方法的要求进行，实现从需求到模型的确定性与唯一性。通过基于模型的方法实现大气数据计算机以标准化的模型开发流程、高效的自动代码生成以及适航所需相关文档，能够降低机载设备设计及适航审定的难度，同时避免人工编码，提高了系统的安全性与稳定性。最后对系统的性能进行了验证，验证结果表明能够达到系统所提需求，具有一定的工程应用价值。